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Rotorblatt Die vorliegende Erfindung betrifft ein Rotorblatt für
ein mit einem Rotor versehenes Suftfahrzeug.
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Das Rotorblatt ist mit einem Tragflügelprofil versehen.
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Die ragflügelprofile sind besonders geeignet zur Verwendung in Verbindung
mit Rotoren, wie sie beispielsweise bei Hubschraubern benutzt werden.
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Während des Flugbetriebes eines Hubschraubers ist es notwendig, daß
jedes Rotorblatt um eine Längsachse, die sich radial vom Rotorkopf her erstreckt,
verstellt werden kann.
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Diese Verstellbewegung der Rotorblätter ist erforderlich, um die Flughöhe
aufrechtzuerhalten und um das Luftfahrzeug zu steuern.
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Damit die Rotorblätter um ihre Längsachse verstellt werden können,
sind sie am Rotorkopf unter Verwendung von Blattverstell-Lagern montiert. Der Blattsteigungswinkel
wird verändert und aufrechterhalten durch Blattverstellstangen, die mit einer Taumelscheibe
verbunden sind. Ihrerseits ist die Taumelscheibe mit Betätigungsvorrichtungen des
Steuersystems verbunden.
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Auf die Blattverstellvorrichtung werden hohe Beanspruchungen infolge
der Kippmomente ausgeübt, die durch das Rotorblatt
um dessen Längsachse
erzeugt werden. Ein wesentlicher Anteil am Betrag des Momentes wird ;jeweils durch
das Tragflügelprofil oder die Xragflügelprofile verursacht, die zur Verwendung bei
den Rotorblättern ausgewählt worden sind. Üblicherweise ist die Größe dieser Steuerflächenbelastung
ein Begrenzungsfaktor bei der Bemessung von Rotoren.
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Eine weitere unerwünschte Auswirkung des durch das Tragflügelprofil
erzeugten Kippmomentes ist Neigung zur Verdrehung des Rotorblattes. Dies hat unerwünschte
aerodynamische Folgen, weil es stellenweise den Anstellwinkel des Blattes verändert,
und daraus kann sich eine verringerte Rotorleistung ergeben.
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Ein Versuch ist gemacht worden, dieses Problem möglichst gering werden
zu lassen durch Berücksichtigung der Verdrehungseigenschaften bei der Bemessung
des Rotors. Überlegungen, die Kosten und Gewicht betreffen, lassen es unpraktisch
erscheinen, die Verdrehung lediglich durch die Versteifung der Rotorblatter zu verringern.
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Wie bei den meisten Anwendungen von ragflügelprofilen zählen Auftrieb
und Strömungswiderstand ebenfalls zu den primären Kenngrößen. Es ist fast immer
die Aufgabe gestellt, den Auftrieb maximal, dabei aber gleichzeitig den Strömungswiderstand
minimal werden zu lassen,weil dies die zn Betrieb des Luftfahrzeugs erforderliche
Leistung verringert. Die Leistungskenngrößen des Tragflügelprofils, d.h. Kippmoment,
Auftrieb und Strömungswiderstand, im Bereich der Kachzahlen von 0,4 bis 0,6 sind
besonders bedeutungsvoll für Rotoranwendungen. Dies beruht auf der Tatsache, daß
die stellenweise an jenen Profilabschnitten , entlang der Erstreckungsrichtung des
Blattes, auftretenden Blachzahlen, wo der meiste durch den Rotor verursachte Auftrieb
erzeugt wird, innerhalb dieses Geschvindigkeitsbereiches liegen. Dieser Bereich
hat für die meisten Rotoren Gültigkeit, trotz der Unterschiede in der Größe und
der Betriebsdrehzahl. Dies ergibt sich aus der Tatsache, daß, um Schockwirkungen
auf der vorderen Seite des Rotors zu verringern, die Eachzahl an der Spitze des
Rotorblattes
unterhalb von 1,0 aufrechterhalten wird.
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Bei den meisten kommerziell-erfolgreichen Hubschraubern sind Tragflügelprofile
in den Rotorblättern von den folgenden drei Tragflügelprofilgruppen nach NACA (
National Advisory Oommittee for Aeronautics = Nationaler Beratungsausschuß für die
Suftfahrt der Vereinigten Staaten von Amerika ) verwendet worden: NACA OOXX, NACA
230XX: und NACA-Reihe 8, wobei XX die Dicke des gragflügelprofils darstellt. Die
erfinaungsgemäße Gruppe von Tragflügelprofilen ergibt bessere Kippmomentkennwerte
als bisher durch die vorbekannten Dragflügelprofile erreicht wurden, wobei die erfindungsgemäßen
Tragflügelprofile gleichzeitig erhöhte Auftriebs- und verringerte Strömungswiderstandskennwerte
aufweisen.
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Somit ist es Aufgabe der vorliegenden Erfindung eine Gruppe von neuartigen
und verbesserten Tragflügelprofilen zu schaffen, die ein minimales Kippmoment bei
maximalem Auftrieb erzeugen.
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Zur Aufgabe der vorliegenden Erfindung gehört es ferner, eine Gruppe
von Tragflügelprofilen zur Anwendung bei Rotoren von Hubschraubern zu schaffen,
die annehmbare Kippmomentkennwerte aufweisen und einen hohen Auftrieb erzeugen,
dabei soll die erfindungsgemäße Gruppe von Tragflügelprofilen diese annehmbaren
Kippmomentkennwerte gleichzeitig mit maximalen Auftriebs-und mit minimalen Strömungswiderstandskennwerten
aufweisen.
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Zur Lösung dieser Aufgabe ist das erfindungsgemäße Rotorblatt dadurch
gekennzeichnet, daß es ein Tragflügelprofil mit einer Komponente aufweist, die eine
Dickenverteilung nach der NACA-Reihe 6 ist, und wo der Punkt minimalen Druckes der
genannten Dickenverteilung bei der oder in der Nähe der Bemessungsauftriebs zahl
bei weniger als 30 % der Profilsehnenlänge der genannten Dickenverteilung , hinter
der Profilvorderkante der letzteren gelegen ist.
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Weitere Merkmale und Vorteile der erfindungsgemäßen Gruppe von Tragflügelprofilen
ergeben sich aus der folgenden Beschreibung
der Ausführungsbeispiele
und anhand der beigefügten Zeichnungen. Es zeigen: Fig. 1 eine schaubildliche Darstellung
eines Hubschraubers, der Rotorblätter mit dem erfindungsgemäßen Tragflügelprofil
aufweist, Fig. 2 eine Schnittansicht eines Rotorblattes in Richtung der Pfeile 2-2
der Fig. 1, wobei ein Schnitt durch ein erfindungsgemäßes Tragflügelprofil gezeigt
wird, Fig. 3 ein Diagramm für die Mittellinie bei a=0,6 sowie der normierte senkrechte
Abstand y/c, die beide über der normierten Profilsehnenlänge x/c aufgetragen sind,
Fig. 4,5,6 Diagramme, die Leistungskennwerte der erfindungsgemäßen und von vorbekannten
Tragflügelprqfilen darstellen, und zwar sind aufgetragen : die maximale Auftriebszahl
Clmax , der Momentenbeiwert cmo beim Auftrieb null, bzw.
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der Strömungswiderstandsbeiwert cdo beim Auftrieb null, jeweils in
Abhängigkeit von der Machzahl M.
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Fig. 1 zeigt eine perspektivische Ansicht eines mit einem Rotor ausgestatteten
Hubschraubers 20, der einen Haupt-Auftriebsrotor 22 und einen Heckrotor 24 aufweist,
um dem Drall entgegenzuwirken und um das Luftfahrzeug um seine Gierachse zu steuern.
Der Hauptrotor 22 umfaßt einen Rotorkopf 25 und Rotorblätter 26. Im Betrieb dreht
sich der Hauptrotor 22 im Gegenuhrzeigersinn, von oberhalb des Hubschraubers gesehen,
und erzeugt Auftrieb bei seiner Drehung.
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Pig. 2 ist die Schnittansicht eines der Rotorblätter 26, in Richtung
der Pfeile 2-2 der Fig. 1, und zeigt den Schnitt durch ein Tragflügelprofil nach
der vorliegenden Erfindung.
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Zum Zwecke der Erläuterung ist das Tragflügelprofil schematisch dargestellt.
Die bei der Beschreibung der Tragflügelprofile angewendete Kennzeichnungsweise wird
nunmehr kurz erläutert.
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Die Sehne c des Tragflügelprofils ist definiert als Gerade zwischen
der Profilvorder- und der Profilhinterkante des Tragflügelprofils. Die Mittellinie
m geht, wie die Profilsehne c, durch die Profilvorder- und die Profilhinterkante
des Tragflügelprofils, ist jedoch so gewählt, daß die Abstände zur oberen und zur
unteren Oberfläche des Tragflügelprofils von einem Punkt auf der Mittellinie m,
entlang an einer Senkrechten auf der Tangente an die Mittellinie m an diesem Punkt,
stets gleich sind. Diese gleich großen Abstände d sind in der Fig. 2 dargestellt.
Die maximale Dicke t des Tragflügelprofils ist ebenfalls dargestellt, sie wird als
Prozentsatz der Profilsehnenlänge c ausgedrückt.
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Für die Darstellung von Tragflügelprofilen wird ein kartesisches Koordinatensystem
verwendet, wobei die Abszisse mit der Profilsehne c zusammenfällt, und die Profilvorderkante
im Ursprung liegt. Ein Tragflügelprofil wird dadurch beschrieben, daß man den senkrechten
Abstand der oberen und der unteren Tragflügelprofiloberfläche jeweils von einem
Punkt auf der Abszisse festlegt. Die Darstellungen der Tragflügelprofile werden
dadurch verallgemeinert, daß.man die Koordinaten dimensiönslos macht. Dies geschieht
durch die Division der x- und y-Werte durch die Profilsehnenlänge c, und daher werden
die Abstände senkrecht zu und in Richtung der Profilsehne als y/c, bzw. x/c ausgedrückt.
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Der von dem jeweiligen Abschnitt des Tragflügelprofils erzeugte Auftrieb
kann durch Änderung des Anstellwinkels verändert werden. Nach der Definition des
"National Advisory Committee for Aeronautics " (NACA) ist der Anstellwinkel der
Winkel zwischen der Richtung des Geschwindigkeitsvektors der freien Strömung und
der Profilsehne des Tragflügelprofils.
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Wie dem Fachmann bekannt, können die meisten gebräuchlichen Tragflügelprofile
als eine Kombination von Dickenverteilungen und Mittellinien angesehen werden. Eine
Dickenverteilung ist ein Tragflügelprofil, das symmetrisch ist und das durch die
Anwendung der Theorie der Potentialströmung abgeleitet worden ist. Da es ein Tragflügelprofil
ist, wird es in der oben beschriebenen Kennzeichnungsweise festgelegt. Eine Mittellinie,
wie sie zuvor definiert wurde, stellt das mathematische Modell eines Tragflügelprofils
der Dicke null dar; derartige Linien werden gewöhnlich abgeleitet aus der Theorie
der dünnen Tragflügelprofile. Wenn eine Mittellinie und eine Dickenverteilung miteinander
kombiniert werden, um ein resultierendes, unsymmetrisches drittes Tragflügelprofil
zu bilden, sind gewisse Kenngrößen dieses resultierenden Tragflügelprofils eine
Funktion der Dickenverteilung, während andere aerodynamische Kennwerte eine Bunktion
der Form der Mittellinie sind.
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Eine Veränderung von Mittellinien innerhalb eines gewissen Bereichs
wird in erster Linie die Kennwerte des Tragflügelprofils ändern, die durch die Form
der Mittellinie beeinflußt werden, jedoch noch keine nennenswerte Änderung der Kenngrößen
des Tragflügelprofils bewirken, die sich aus der jeweils verwendeten Dickenverteilung
ergeben. Beim Anstellwinkel null hat das durch irgend eine Dickenverteilung dargestellte
Tragflügelprofil die Auftriebszahl null infolge der Tatsache, daß alle Dickenverteilungen
symmetrische Tragflügelprofile sind.
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Da die Mittellinie im allgemeinen ein unsymmetrisches Tragflügelprofil
darstellt, ergibt dies eine von null verschiedene Auftriebszahl bei einem Anstellwinkel
von null. Bei den meisten Anwendungen tritt die Bemessungs- oder Betriebs-Auftriebszahl
bei kleinen, in der Nähe von null liegenden Anstellwinkeln auf.
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Überdies ist die Bemessungsauftriebszahl eine Funktion der jeweils
ausgewählten Mittellinie und bleibt unabhängig von der jeweils verwendeten Dickenverteilung.
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Wittellinien werden im allgemeinen in Abhängigkeit von der Art der
Belastung ausgewählt, die sie schaffen. Die Belastung bezieht sich auf die Art,
in der die durch das Tragflügelprofil
erzeugten Kräfte entlang der
Profilsehne verteilt sind. Die jeweilige Belastung bestimmt ihrerseits die Kippmomentkennwerte
des Tragflügelprofils.
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Bei niedrigen Anstellwinkeln, d.h. in der Nähe der Bemessungsauftriebszahl,
ist der Grad des durch das Tragflügelprofil erzeugten Strömungswiderstandes in erster
Linie eine Funktion der Dickenverteilung des Tragflügelprofils. Dies beruht auf
der Tatsache, daß bei Betriebsbedingungen in der Nähe der Bemessungsauftriebszahl
ein Tragflügelprofil die günstigsten Grenzschichtverteilungen und das geringste
Maß an Ablösung aufweist. Bei großen Anstellwinkeln, bei Annäherung an die maximale
Auftriebszahl c lmax und an das Durchsacken, nimmt der Einfluß der Mittellinie ab,
und die Kennwerte des Tragflügelprofils sind vielmehr eine Funktion der Oberflächenkrümmung,
und somit der jeweils verwendeten Dickenverteilung.
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Bei Versuch, neue Tragflügelprofile zu entwickeln oder zu entdecken,
die die Leistung von Hubschraubern gegenüber der mit vorbekannten Tragflügelprofilen
erzielten Leistung erhöhen könnten, wurden viele Angaben über Tragflügelprofile
nachgeprüft.
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Viele Gruppen von Tragflügelprofilen wurden in betracht gezogen und
wieder verworfen vor der Untersuchung der Dickenverteilungen nach der NACA-Reihe
6. Diese Gruppe von Dickenverteilungen und die ihr zugeordnete Gruppe "a' von Mittellinien
werden im folgenden noch ausführlicher beschrieben. Die anfängliche Nachprüfung
der zu dieser Gruppe von Dickenverteilungen und der Gruppe "a't gehörenden Leistungsdaten
war ohne schlüssiges Ergebnis wegen des Fehlens von Leistungsdaten für einige Profilformen
innerhalb dieser Gruppen, insbesondere in dem geeigneten Geschwindigkeitsbereich.
Im Fall der Dickenverteilungen nach der NACA-Reihe 6 standen Leistungsdaten für
gewisse Profilformen innerhalb der Gruppe nicht allein nicht zur Verfügung, sondern
in gewissen Bereichen waren besondere Profilformen niemals erzeugt worden. Daher
sind diese bislang nicht erzeugten und nicht definierten ragflügelprofilquerschnitte
innerhalb der NACA-Gruppe von Dickenverteilungen zum Teil Gegenstand der vorliegenden
Erfindung. Im Fall der Gruppe "a"
der Iiittellinien waren die diesbezüglichen
Sm tteilinien innerhalb der NACA-Gruppe bereits vor den vorliegenden Untersuchungen
erzeugt worden. Die insbesondere in der vorliegenden Erfindung verwendete Mittellinie
der NACA-Gruppe "a" war nur von theoretischem Interesse gewesen, daher waren dieser
Mittellinie zugeordnete Leistungsdaten nie erstellt worden. Somit erweckte die anfängliche
Nachprüfung dieser Gruppe von Dickenverteilungen und Mittellinie fenig oder kein
Interesse bei den Fachleuten. Der erste Schritt zur Entwicklung der vorliegenden
Erfindung aus den damals verfügbaren Daten war die Erstellung der Leistungsdaten
für die anschließend definierten Profilformen. Dies wurde durch die Anwendung vorbekannter
Methoden zur Analyse der Tragflügelprofile vollbracht. Die Untersuchung dieser neuen
Daten in Verbindung mit bereits vorliegenden theoretischen und experimentellen Werten
zeigte an, daß günstige Ergebnisse erzielt werden könnten, wenn eine bestimmte Reihe
von Profilformen in den Dickenverteilungen nach der NACA-Reihe 6 weiterverfolgt
würde. Die Weiterverfolgung dieser Reihe führte in ein Gebiet innerhalb der NACA-Reihe
6, wo die jeweiligen Profilformen nie erzeugt oder definiert worden waren.
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Diese neuen Profilformen bilden einen Teil der vorliegenden Erfindung.
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Die Dickenverteilungen der NACA-Reihe 6 und die NACA-Reihe "a" der
Kittellinien waren von dem "National Advisory Committee for Aeronautics " (NACA),
einem Vorläufer der "National Aeronautics and Space Administration " (NASA), der
Luftfahrt- und Weltraumbehörde der Vereinigten Staaten von Amerika, als Ergebnis
von Arbeiten entwickelt worden, die in den Jahren um 1930 bis 1940 durchgefülirt
worden waren. Diese Unterlagen sind veröffentlicht worden, sie stehen in den meisten
technischen Bibliotheken in der ganzen Welt zur Verfügung und sind den Aerodynamikern
wohlbekannt. Diese Unterlagen sind ebenfalls in dem Buch "Theory of Wing Sections"
von Ira H. Abbott und Albert E. Doenhoff erschienen. Dieses Buch wird vom Verlag
"Dover Publications, Inc.", New York, V.St.A., verlegt und ist im Jahr 1949 veröffentlicht
worden. Viele der Tragflügelprofile betreffenden Angaben und die theoretischen Grundlagen
für die
in der vorliegenden Erfindung genannten Gleichungen erscheinen
in diesem Buch.
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Bei der Festlegung der Dickenverteilungen nach der Reihe 6 durch NACA
lag die Aufgabe zugrunde, eine Dickenverteilung zu schaffen, die sehr geringen Strömungswiderstand
bei den oder um die Bemessungsauftiebszahlen herum ergibt. Da die Bemessungsauftriebszahl
im allgemeinen bei Anstellwinkeln in der Nähe von null Grad auftritt, und da für
ein symmetrisches Tragflügelprofil die Druckverteilung entlang der oberen und der
unteren Oberfläche beim Anstellwinkel null einander gleich sind, wurden Druckverteilungen
erzeugt, die einen minimalen Strömungswiderstand beim Anstellwinkel null ergeben
würden.
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Dies wurde erreicht durch die Erzeugung von Druckverteilungen, deren
Punkt minimalen Druckes weiter nach hinten auf der Profilsehne entlang gelegen ist,
als vorher ermittelt worden war.
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Die meisten bis zu diesem Zeitpunkt erstellten Tragflügelprofile wiesen
einen Punkt minimalen Druckes auf, der irgendwo zwischen der Profilvorderkante des
Tragflügelprofils und einem Abstand von 5 ffi der Profilsehne von der Profilvorderkante
gelegen war. Bei den Tragflügelprofilen nach der NACA-Reihe 6 war der Punkt minimalen
Druckes beim Anstellwinkel null im Bereich von bis zu annähernd 70 ° der Profilsehnenlänge
nach hinten und bis zu 30 % der Profilsehnenlänge zur Profilvorderkante hin gelegen.
Diese nach hinten verschobene Lage des Punktes minimalen Druckes ist eines der bemerkenswerten
Kennzeichen dieser Gruppe von ragflügelprofilen. Man hat festgestellt, daß, je weiter
der Punkt minimalen Druckes entlang der Profilsehne nach hinten verlegt wurde, der
Strömungswiderstand für diesen Profilquerschnitt umso niedriger wurde infolge der
Anwesenheit einer ausgedehnten laminaren Grenzschicht.
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Das System zur Kennzeichnung dieser Reihe von Dickenverteilungen ist
wie folgt: NACA 6x - ywz . Die Ziffer 6 zeigt an, daß es sich um die NACA-Reihe
6 handelt. Die Ziffer, die an der Stelle des Buchstaben x erscheinen würde, zeigt
die Nennlage des Punktes minimalen Druckes bei der Dickenverteilung an. Wenn beispielsweise
die Ziffer 5 an der Stelle von x stünde, so tvürde dies anzeigen, daß die Nennlage
des Punktes
minimalen Druckes bei 50 Vo der Profilsehnenlänge liegt.
Die Ziffer, die anstelle von y erscheint, wäre einzusetzen, nachdem eine !/Tittellinie
ausgewählt worden ist, um die endgültige Formgebung des Tragflügelprofils zu vervollständigen,
diese Ziffer zeigt die Bemessungsauftriebszahl des Nennprofilquerschnitts an, die.mit
dem Faktor 10 multipliziert wird, d.h.
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y = 2 zeigt eine Auftriebszahl coli= 0,2 an. Für eine Dickenverteilung
liegt der Auftrieb null beim Anstellwinkel von null Grad, daher würde hierbei null
an die Stelle von y treten.
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Die nächsten beiden Ziffern, die an der Stelle der Buchstaben w und
z erscheinen würden, stellen die maximale Dicke des Tragflügelprofils in Prozenten
der Profilsehnenlänge dar und entsprechen dem in Fig. 2 dargestellten Wert t.
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Bei der Nachprüfung der verfügbaren Angaben über die Dickenverteilungen
nach der NACA-Reihe 6 wurde sofort augenscheinlich, daß, während die maximalen Auftriebszahlen
sich vielversprechend zeigten, die Kippmomentwerte eine Funktion der für die Verwendung
in Verbindung mit der Dickenverteilung ausgewählten l:rittellinie sein würden. Die
NACA-Reihe ttaz' a" von t4ittellinien wurde sogleich in betracht gezogen, weil diese
entworfen worden waren für den Gebrauch mit den Dickenverteilungen nach der STACA-Reihe
6.
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Eine kurze Beschreibung dieser Gruppe von Isiittellinien kann am besten
unter Bezugnahme auf Fig. 3 durchgeführt werden, wo der Verlauf des Druckes P in
Abhängigkeit von x/c für eine typische TIittellinie aus der Reihe a gezeigt wird.
Dies stellt die durch die Mittellinie hervorgerufene Belastung dar.
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In dem Diagramm nach Fig. 3 wird ebenfalls y/c oder die Ordinate der
Mittellinie, aufgetragen über der Entfernung x/c an der Profilsehne entlang, gezeigt.
Diese spezielle Mittellinie stammt aus einer Gruppe von Mittellinien, die dadurch
gekennzeichnet sind, daß sie eine gleichförmige oder konstant bleibende Belastung
von dem Anfang der Mittellinie an der Profilvorderkante bis zu einem Punkte an der
Profilsehne entlang aufweisen, von wo an die Belastung linear bis zur Profilhinterkante
abfällt. Bei der speziellen, in Fig. 3 dargestellten
Mittellinie
ist die Belastung oder Druckverteilung entlang der Profilsehne gleichförmig bis
zu einem Punkt bei 6/10 der Profilsehnenlänge, von wo ab die Belastung bis auf null
an der Profilhinterkante absinkt. Die besonderen Mitglieder dieser Gruppe von Mittellinien
sind durch die Lage des Punktes auf der Profilsehne zu erkennen, bei dem der Druck
beginnt, bis gegen null abzusinken. Dieser Punkt ist als "a" bekannt, und in dem
in Fig. 3 dargestellten Fall gilt: a = 0,6. Eine Gleichung, die diese Gruppe von
Mittellinien beschreibt, erscheint in dem vorgenannten Buch: "Theory of Wing Sections".
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Die Koordinaten für Mittellinien bei verschiedenen Werten für ''a'l,
mit einer Bemessungsauftriebszahl cl= 1,0 sind in diesem Werk berechnet und tabelliert
worden.
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Es wird erneut auf Fig. 3 verwiesen, wo beispielsweise eine Mittellinie
a = 0,6 dargestellt ist, in der Form von y/c, aufgetragen über x/c, bei einer Bemessungsauftriebszahl
von 1,0.
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Eine Mittellinie mit dieser speziellen Art der Belastung kann für
andere Bemessungsauftriebszahlen dadurch erhalten werden, daß einfach die y/c-Werte
der in Fig. 3 dargestellten Mittellinie mit der Bemessungsauftriebszahl des gewünschten
Tragflügelprofils multipliziert werden. Wenn beispielsweise eine Mittellinie für
eine Bemessungsauftriebszahl von 0,2 gewünscht wird, ist es lediglich erforderlich,
jeden der vorgegebenen y/c-Werte mit 0,2 zu multiplizieren und die neuen y/c-Werte
über den ursprünglichen x/c-Werten aufzutragen.
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Wie zuvor angedeutet, waren die Kippmomentwerte der Dickenverteilungen
der NACA-Reihe 6 nicht annehmbar, obgleich sich die maximalen Auftriebs zahlen derselben
Reihe als vielversprechend erwiesen. Diese Dickenverteilungen wurden mit verschiedenen
Mittellinien aus der NACA-Gruppe ga" kombiniert.
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Es ist zu beobachten, daß die Kippmomentwerte einer speziellen Dickenverteilung
sich verbessern, wenn sie mit Mittellinien kombiniert werden, die fallende 'la"-Werte
aufweisen. Diese Untersuchung wurde im Bereich der Machzahlen von 0,4 bis 0,6 durchgeführt.Für
Mittellinien mit einem "a"-Wert von weniger als 0,5 mußten die Leistungsdaten erstellt
werden, weil diese
Daten ebenfalls bisher noch nicht existiert
heute. Es wurde offensichtlich, daß die gewünschte maximale Auftriebsleistung selbst
bei einer Mittellinie mit a = 0 aufrechterhalten werden konnte. Diese Mittellinie
ergibt insofern eine dreiecksförmige Belastung, als die Druckverteilung linear von
einem Wert an der Profilvorderkante bis auf null an der Profilhinterkante absinkt.
Obgleich diese Linie erstellt worden war, wurde sie bislang noch nie ernsthaft für
die tatsächliche Verwendung bei einem Tragflügelprofil in Erwägung gezogen. Sie
war lediglich aus Gründen der Vollständigkeit und aus akademischem Interesse erstellt
worden.
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Es wurden Daten ermittelt, die die Leistungskennwerte verschiedener
Dickenverteilungen der NACA-Reihe 6 in Verbindung mit der Mittellinie a = 0 veranschaulichen.
Der Vergleich dieser Daten zeigte an, daß die maximale Auftriebszahl eine Tendenz
hatte, mit jenen Dickenverteilungen zuzunehmen, die eine vorn liegende Stelle minimalen
Druckes aufwiesen. Die dann ermittelte Dickenverteilung, bei der die Stelle minimalen
Druckes am weitesten vorn lag, wies efne Lage dieser Stelle bei 30 % der Profilsehnenlänge
auf. Es sind diejenigen Mitglieder der NACA-Reihe 6, deren Stelle minimalen Druckes
bei weniger als 30 % der Profilsehnenlänge liegt, die Gegenstand der vorliegenden
Erfindung sind.
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Wie zuvor angedeutet, wurden die Dickenverteilungen der NACA-Reihe
6 aus Druckverteilungen durch Methoden erzeugt, die verwickelt und aufwendig sind.
Die speziellen Dickenverteilungen nach der vorliegenden Erfindung wurden durch lineare
Extrapolation aus bekannten Formen der NACA-Reihe 6 gewonnen.
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Das Extrapolationsverfahren zur Erstellung von Dickenverteilungen
der NACA-Reihe 6, deren Punkt minimalen Druckes bei 20 ffi der Profilsehnenlänge
liegt, ist wie folgt: Zuerst müssen Diekenverteilungen, die Stellen minimalen Druckes
bei 30 ffi und 40 s der Profilsehnenlänge aufweisen, ausgewählt werden. Um diesdurchzuführen,
muß eine bestimmte maximale Profildicke tmax gewählt werden. Im allgemeinen ist
es aus Gründen
des Strömungswiderstandes wünschenswe-,t, eine möglichst
kleine Profildicke tmax zu haben, während für einen hohen Auftrieb eine Profildicke
zwischen 10 und 14 % der Profilsehnenlänge erforderlich ist. Die Dicke des resultierenden
Tragflügelprofilquerschnitts bestimmt jedoch zum Teil die konstruktiven Grenzdaten
des resultierenden Rotorblattes. Für die beiden speziellen Tragflügelprofile aus
der Gruppe von Tragflügelprofilen nach der vorliegenden Erfindung, VR-7 und VR-8
genannt, war eine maximale Profildicke von 12, bzw. 8 % der Profilsehnenlänge erforderlich.
Tabelle I zeigt in der Form einer Wertetafel die Dickenverteilung für die NACA-Dickenverteilungen
64 - 012 und 63 - 012 . Durch lineare Extrapolation der y/c-Koordinaten für die
gegebenen x/c-Koordinaten kann eine Dickenverteilung für NACA-62 - 012 erhalten
werden.
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Diese Dickenverteilung ist in Tabelle II dargestellt.
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Ein gleichartiges Verfahren kann dazu verwendet werden, eine Dickenverteilung
zu ereugen, die sich der NACA-Dickenverteilung 62- 008 annähert. Es wird bezug genommen
auf die Tabelle III, wo eine NAXA-Dickenverteilung 64 -008, sowie eine NACA-Dickenverteilung
63- 008 dargestellt sind. Durch lineare Extrapolation der y/c-Koordinaten für gegebene
x/c-Werte oder die bezogenen Abstände in Profilsehnenrichtung kann die Dickenverteilung
für eine NAXA-Verteilung 62 - 008 ermittelt werden. Diese resultierende Dickenverteilung
ist in der Tabelle IV dargestellt.
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Wie zuvor angedeutet, besteht eine der Anforderungen an Tragflügelprofilquerschnitte
zur Verwendung in Verbindung mit den Rotoren eines mit Rotoren versehenen Luftfahrzeugs
darin, daß diese Profile erwünschte Durchsackeigenschaften und eine hohe maximale
Auftriebszahl Clmax aufweisen. Dies ist besonders wichtig, wenn sich das Rotorblatt
in der zurückweichenden Hälfte der Rotorscheibe befindet. Diese Eigenschaften werden
durch die nach dem soeben beschriebenen Verfahren ermittelten Dickenverteilungen
erzielt. Dies wird auf Kosten zunehmenden Strömungswiderstandes erreicht gegenüber
anderen Tragflügelprofilen aus der NACA-Reihe 6. Jedoch liegt dieser Strömungswiderstand
niedriger, der sich bei dem resultierenden Trag-
Tabelle I Tabelle
II NAOA NACA NACA x/c 64-012 63-012 x/c 62-012 + y/c + y/c + y/c 0,00 0,0000 0,0000
0,00 0,0000 0,005 0,00978 0,00985 0,005 0,009923 0,0075 0,01179 0,01194 0,0075 0,01209
0,0125 0,01490 0,01519 0,0125 0,01548 0,025 0,02035 0,02102 0,025 0,02170 0,050
0,02810 0,02925 0,050 0,0304 0,075 0,03394 0,03542 0,075 0,03694 0,10 0,03871 0,04039
0,10 0,04205 0,15 0,04620 0,04799 0,15 0,04972 0,20 0,05173 0,05342 0,20 0,05516
0,25 0,05576 0,05712 0,25 0,05852 0,30 0,05844 0,05930 0,30 0,06016 0,35 0,05978
0,006 0,35 0,06022 0,40 0,05981 0,0592 0,40 0,05855 0,45 0,05798 0,05704 0,45 0,05613
0,50 0,05480 0,0537 0,50 0,05256 0,55 0,05056 0,04935 0,55 0,04814 0,60 0,04548
0,0442 0,60 0,04292 0,65 0,03974 0,0384 0,65 0,03708 0,70 0,03350 0,0321 0,70 0,03068
0,75 0,02695 0,02556 0,75 0,02416 0,80 0,02029 0,01902 0,80 0,01781 0,85 0,01382
0,01274 0,85 0,01168 0,90 0,00786 0,00707 0,90 0,00625 0,95 0,00288 0,00250 0,95
0,00112 1,00 0,0000 0,0000 1,00 0,0000 r/c * 0,01040 0,01087 r/c * 0,01130 *) bezogener
Radius *) bezogener Radius der Profilvorderkante der Profilvorderkante
Tabelle
III Tabelle IV NACA NACA NACA x/c 64-008 63-008 x/c 62-008 + y/c + y/c + y/c 0,0
0,0 0,0 0,0 0,0 0,005 0,00658 0,00667 0,005 0,00676 0,0075 0,00794 0,00807 0,0075
0,00820 0,0125 0,01005 0,01024 0,0125 0,01043 0,025 0,01365 0,01407 0,025 0,01449
0,050 0,01875 0,01951 0,050 0,02027 0,075 0,02259 0,02359 0,075 0,02459 0,10 0,02574
0,02686 0,10 0,02798 0,15 0,03069 0,03187 0,15 0,03305 0,20 0,03437 0,03550 0,20
0,03663 0,25 0,03704 0,03797 0,25 0,03890 0,30 0,03884 0,03946 0,30 0,04008 0,35
0,03979 0,04000 0,35 0,04021 0,40 0,03992 0,03955 0,40 0,03950 0,45 0,03883 0,03823
0,45 0,03773 0,50 0,03684 0,03612 0,50 0,03540 0,55 0,03411 0,03332 0,55 0,03253
0,60 0,03081 0,02994 0,60 0,02907 0,65 0,2704 0,02613 0,65 0,02522 0,70 0,02291
0,02195 0,70 0,02099 0,75 0,01854 0,01758 0,75 0,01672 0,80 0,01404 0,01317 0,80
0,01230 0,85 0,00961 0,00888 0,85 0,00815 0,90 0,00550 0,00494 0,90 0,00438 0,95
0,00206 0,00179 °,95 0,00152 1,0 0,0 0,0 1,0 0,0 r/c * 0,00455 0,00520 r/c * 0,00585
*) bezogener Radius *) bezogener Radius der Profilvorderkange der Profilvorderkante
flügelprofil
ergibt, als bei vorbekansten iragflügelTrofilen, die gegenwärtig bei Rotorblättern
von Hubschraubern Verwendung finden, wie beispielsweise NACA-Bauform 23- 010.
-
Die Mittellinie für a = 0, die zur Anwendung bei den erfindungsgemäßen
Dickenverteilungen ausgewählt worden war, ist in der Tabelle V dargestellt. Hier
gibt es keine gleichförmige Belastung bei der Mittellinie mit t'a*= 0, weil die
Belastung linear abfällt, und zwar von der Profilvorderkante, d.h.
-
x/c = 0, bis zur Profilhinterkante, d.h. x/c = 1. Diese dreiecksförmige
Belastungsart verteilt die meisten, auf das Tragflügelprofil einwirkenden Belastungskräfte
zur Profilvorderkante hin. Dies schafft wünschenswerte Kippmomenteigenschaften zur
Anwendung bei Rotoren, wie zuvor erläutert.
-
Wenngleich die Mittellinie mit "a" = 0 nach NACA erstellt worden ist,
so gibt es kein bekanntes Beispiel, wo die Mittellinie mit "a" = 0 bereits für Rotoranwendungen
tatsächlich benutzt worden ist. Wie zuvor festgestellt, waren Leistungsdaten für
diese Mittellinie bis zu den vorliegenden Untersuchungen noch nicht einmal ermittelt
worden.
-
Wie vorher angeführt, ist die Bemessungsauftiebszahl für die in Tabelle
V dargestellte Mittellinie mit a = 0 gleich 1,0.
-
Die besonderen Anforderungen, die die Erstellung der hier beschriebenen
zwei Tragflügelprofile notwendig machten, verlangten, daß einer=Ideal oder Bemessungsauftriebszahl
von 0,5 aufweist, und das andere Tragflügelprofil eine Ideal-Auftriebsvon 0,2 .
Mittellinien zur Erfüllung dieser Bedingung sind leicht zu erhalten, wenn man die
y/c-Eoordinaten der Mittellinie in der Tabelle V mit dem Wert der jeweiligen Auftriebszahl,
d.h. mit 0,5 und 0,2 multipliziert.
-
Die Dickenverteilung und die Mittellinie werden sodann miteinander
kombiniert, um den resultierenden Tragflügelprofilquerschnitt zu bilden. Dies geschieht
durch WUmhüllung" der Mittellinie mit der Dickenverteilung mittels der folgenden
Gleichungen:
Tabelle V Mittellinie nach NACA, mit a = 0 C1 = 1,0,
Q( i = 4,560, Cmc/4 = -0,083 x/c y/c 0,00 0,00 0,005 0,00460 0,0075 0,00641 0,0125
. 0,00964 0,025 0,01641 0,050 0,02693 0,075 0,035U7 0,10 0,04161 0,15 0,05124 0,20
0,05747 0,25 0,06114 0,30 0,06277 0,35 0,06273 0,40 0,06130 0,45 0,05871 0,50 0,05516
0,55 0,05081 0,60 0,04581 0,65 0,04032 0,70 0,03445 0,75 0,02836 0,80 0,02217 0,85
0,01604 0,90 0,01013 o,95 0,00467 1,00 0,00
Xoben = x - ytsino
Xunten = X t Hoben = yc + ytcosQ lunten = yc - Yt code, dabei sind die Abszisse,
die Ordinaten und die Steigungen der Mittellinie jeweils mit Xc,Sc' bzw. tanG bezeichnet.
Yt ist die Ordinate der symmetrischen Dickenverteilung für die Stelle x in Richtung
der Profilsehne. Die NACA-Dickenverteilung 62 - 012 wird mit der Mittellinie mit
a = O, cli= 0,5 kombiniert und ergibt das NACA-Profil 62 - 512 (bei a = 0) , das
in der Tabelle VI dargestellt ist. Die NACA-Dickenverteilung 62 -008 wird mit der
NACA-Eittellinie mit a = O, cli= 0,2 kombiniert, um das in der Tabelle VII gezeigte
NACA-ragflügelprofil 62 -208 ( a = 0 ) zu bilden. (Die in den Tabellen VI und VII
beschriebenen Tragflügelprofile werden korrekterweise als lineare Annäherungen der
Tragflügelprofile NACA 62 - 512 ( a = 0 ) und NAXA 62 - 208 ( a = 0 ) bezeichnet.
) Eine Untersuchung der Tragflügelprofile unter Verwendung der üblichen Analyseverfahren
für die Wechselwirkung zwischen den Grenzschichten der Potentialströmung, die den
Aerodynamikern wohlbekannt sind, zeigt, daß diese Tragflügelprofile Durchsackeigenschaften
aufweisen, die noch verbessert werden könnten.
-
Dies beruht imgrunde auf dem Grad der Krümmung der oberen Oberfläche
des Tragflügelprofils in Richtung auf die Profilhinterkante. Ein Versuch war unternommen
worden, diese Bedingungen ohne Verschlechterung der anderen Leistungseigenschaften
des Targflügelprofils zu verbessern. Der Grad der Krummung des hinteren Teils der
oberen Oberfläche der Tragflügelprofile wurde verringert, und dann wurde jedes Tragflügelprofil
erneut unter Anwendung der gebräuchlichen für die Wechselwirkungen zwischen den
Potentialströmungsgrenzschichten untersucht.
-
Da dieses Verfahren wiederholt durchgeführt wurde, wobei die obere
und die untere Oberfläche um gleiche Beträge aufgebaut wurden, um die Mittellinie-:aufrechtzuerhalten,
wurde deutlich, daß die Durchsackeigenschaften ausreichend verbessert wurden, sofern
der hintere Teil der oberen Oberfläche des Tragflügelprofils eine Gerade war, die
mit der Profilhinterkante in
Tabelle VI NACA 62-512 (a = 0) x/coben
x 100 y/coben x 100 x/cunten x 100 y/cunten x 100 0,001480 0,011578 0,008519 - 0,006978
0,003546 0,014630 0,011454 - 0,008220 0,008003 0,019632 0,016997 - o,oo9925 0,019847
0,029284 0,030153 - 0,012874 0,044533 0043369 0,055467 - 0,016439 0,069694 0,054092
0,080306 - 0,019022 0,095090 0,062567 0,104910 ~ 0,020957 0,146156 0,075191 0,153844
- 0,023951 0,197330 0,083830 0,202670 - 0,026360 0,248492 0,094200 0,251508 - 0,027931
0,299548 0,091543 0,300452 - 0,028773 0,350468 0,091583 0,349532 - 0,028853 0,401196
0,089188 0,398804 - 0,027888 0,451740 0,085458 0,448260 - 0,026748 0,502090 0,080098
0,497910 - 0,024938 0,552259 0,073492 0,547741 - 0,022682 0,602258 0,065765 0,597741
- 0,019955 0,652111 0,057180 0,647889 - 0,016860 0,701838 0,047850 0,698162 - 0,013400
0,751486 0,038294 0,748513 - °,°°9934 0,801099 0,028861 0,798900 - 0,798900 0,006691
0,850705 0,019679 0,849295 - 0,003639 0,900357 0,011305 0,899643 - 0,001175 0,950058
0,003453 0,949942 0,001216 1,0 0 1,0 0 bezogener Krüiiimungsradius der Profilvorderkante:
r/c = 0,0113 Krümmungsmittelpunkt: x/c zu0 = O,01055 y/c = 0,004 r = Radius
Tabelle
VII NACA 62-208 ( a = 0 ) X/Coben x 100 Y/Coben x 100 Vcunten x 100 7/cunten x 100
0,003986 0,0076035 0,006014 - 0,005763 0,006376 0,009405 0,008624 - 0,006841 0,011243
0,012282 0,013757 - 0,008426 0,023590 0,017703 0,026410 - 0,011139 0,048522 0,025602
0,051478 - 0,014830 0,073575 0,031563 0,076425 - 0,017535 0,098685 0,036271 0,101314
- 0,019627 0,148975 0,043282 0,151025 - 0,022786 0,198321 0,048117 0,201679 - 0,025129
0,249599 0,051126 0,250401 - 0,026670 0,299887 0,052634 0,300119 - 0,027526 0,350125
0,052756 0,349875 - 0,027664 0,400323 0,051759 o,399677 - 0,027239 0,450468 0,049469
0,449532 - 0,025985 0,500563 0,046431 0,499437 - 0,024359 0,550611 0,042686 0,549389
- 0,022362 0,600613 0,038225 o,599387 - 0,019902 0,650575 0,033277 0,649425 - 0,017149
0,700504 0,027874 0,699496 - 0,014094 0,750412 0,022387 0,749588 - 0,011043 0,800304
0,016730 0,799696 - 0,007862 0,850197 0,011356 0,849803 - 0,004940 0,900100 0,006405
0,899900 - 0,002353 0,950031 0,002454 0,949969 - 0,000586 1,0 0 1,0 0 bezogener
Erümmungsradius der Profilvorderkante: r/c = 0,00585 Krümmungsmittelpunkt bei: x/c
= 0,0058 y/c = 0,00088 Radius
Berührung kam und den verbleibenden
Teil des Tragflügelprofils an einem vor der Profilhinterkante liegenden Punkt berührte.
-
Bei der Untersuchung dieser Formgebung ergaben sich annehmbare Durchsackeigenschaften
für die Profilhinterkante . Die Koordinaten der in den Tabellen VI und VII dargestellten
Tragflügelprofile, die in solcher Weise abgewandelt worden sind, werden als NACA-Profil
(abgewandelt) 62 -512 (a = 0) und NACA-Profil (abgewandelt ) 62 - 208 (a = 0) dargestellt;
aus Gründen der Kürze sind diese Tragflügelprofile als VR-7, bzw. VR-8 bekannt.
-
Die erfindungsgemäßen Tragflügelprofile sind bis zu diesem Punkt in
der Beschreibung bis zu einem ausreichenden Umfang entwickelt worden, so daß man
weiß, daß ihre Kippmomentwerte, wenn sie auch weitgehend verbessert worden sind,
noch weiteren Verbesserungen durch Anwendung von Hilfsrudern an der Profilhinterkante
zugänglich sind. Die Verwendung von Hilfsrudern an der Profilhinterkante-ist zu
it zu diesem Zweck in Fachkreisen sehr verbreitet. Verschiedene Formgebungen für
Hilfsruder waren geprüft worden, so daß die Tragflügelprofile, die die in den Tabellen
VIII und IX gezeigten Hilfsruderkennwerte aufweisen, die dargestellten Kippmomentkennwerte
ergeben. Andere Vorrichtungen an der Profilhinterkante können verwendet werden,
die die Kippmomentkennwerte verbessern. Es ist festzustellen, daß die vorliegende
Erfindung in erster Linie die Gruppe der Tragflügelprofile aus der NACA-Reihe 6
für die Dickenverteilungen betrifft, deren Punkt minimalen Druckes vor dem Punkt
bei 30 % der Profilsehnenlänge liegt. Die Verfahren, die zur Vebesserung der Tragflügelprofile
innerhalb dieser Gruppe angewendet worden sind, wie z.B. das aus der gebräuchlichen
Theorie der Wechselwirkungen zwischen Potentialströmungsgrenzschichten resultierende
Verfahren und die Hilfsruder zur Verbesserung der Kippmomenteigenschaften, sind
herkömmliche Verfahren und dem Fachmann wohlbekannt.
-
Die Teistungskennwerte der beiden Tragflügelprofile VR - 7 und VR
- 8 der erfindungsgemäßen Gruppe von Tragflügelprofilen sind in Pig. 4,5 und 6 dargestellt.
Zu Vergleichszwecken sind ebenfalls die Leistungskennwerte eines DragflUgelprrBlls
Tabelle
VIII Koordinaten des Tragflügelprofils VR-7 x/c y/coben X/Cunten 0,00 0,00 0,00
0,005 0,0165 -0,00575 0,01 0,0218 -0,0071 0,02 0,0298 -0,0109 0,03 0,03615 -0,0129
0,04 0,0415 -0,01445 0,05 0,04605 -0,01585 0,06 0,05025 -0,01710 0,07 0,0541 -0,01805
0,085 0,0593 -0,01985 0,102 0,0645 -0,02145 0,12 0,0691 -0,02285 0,0737 -0,0241
0,16 0,0775 -0,0251 0,18 0,0808 -0,0260 0,20 0,0838 -0,0266 0,225 0,0867 -0,0273
0,255 0,0892 -0,0280 0,29 0,0909 -0,0285 0,33 0,0914 -0,0289 0,37 0,0905 -0,0290
0,41 0,0887 -0,0285 0,45 0,0856 ~o,0275 0,49 0,0816 -0,0260 0,53 0,0767 -0,240 0,57
0,0710 -0,0220 0,61 0,0646 -O,Q199 0,65 0,0580 -0,0179 0,69 0,0514 -0,0158 0,73
0,0447 -0,0138 0,77 0,0381 -0,0117 0,81 0,0315 -0,0097 0,845 0,0257 ~0,00791 0,88
0,0199 -0,00613 0,91 0,0149 -0,00459 0,935 0,01078 -0,00332 o,955 0,00745 -0,00230
0,98 0,00331 -0,00102 1,00 0 0 Krümmungskreis der Profilvorderkante: r/c = 0,0113
Erümmungsmittelpunkt: x/c = 0,01055 y/c = 0,004 r = Radius Hilfsruder, Profilunterkante
von x/c = 0,96 bis x/c = 1,01
Tabelle IX Koordinaten des Tragflügelprofils
VR-8 x/c Y/Coben Y/cunten 0,000 0,000 0,000 0,005 0,00850 - 0,00535 0,01 0,01175
- 0,00737 0,015 0,01425 - 0,00880 0,025 0,0183 - 0,01090 0,035 0,0217 - 0,01255
0,05 0,0261 - 0,01465 0,07 0,0309 - 0,01685 0,095 0,0357 - 0,0190 0,125 0,0402 -
0,0212 0,16 0,0444 - 0,0232 0,20 0,0480 - 0,0250 0,25 0,0510 - 0,0266 0,30 0,0530
- 0,0277 0,35 0,0535 - 0,0280 0 40 0,0525 - 0,0276 0,45 0,0502 - 0,0265 0,50 0,0467
- 0,0247 0,55 0,426 - 0,0225 0,60 0,0380 - 0,0200 G,65 0,0333 - 0,0175 0,70 0,0285
- 0,0150 0,75 0,0237 - 0,0125 0,80 0,0190 - 0,0100 0,85 0,01428 - 0,0075 0,89 0,01048
- 0,0055 0,92 0,00761 - 0,0040 0,945 0,00524 - 0,00275 0,965 0,00333 - 0,00175 0,98
0,00190 - 0,0010 1,00 0,000 0,000 Krümmungskreis der Profilvorderkante: r/c = 0,00585
Krümmung sini ttelpunkt: = = 0,0058 y/c = 0,00088 r = Radius Hilf sruder, Profilunterkante:
von x/c = 0,96 bis x/c = 1,01
dargestellt, das bei einem gegenwättlg
gefertigiven rnd gut bekannten Hubschrauber (Tandemhubschrauber) als V 23010-1.58
Verwendung findet. Selbstverständlich liegt das wichtige Leistungsgebiet im Bereich
der Machzahlen von 0,4 bis 0,6.
-
Fig. 4, die Darstellung der maximalen Auftriebszahl clmax in Abhängigkeit
von der Machzahl % zeigt,daß die Tragflügelprofile VR-7 und VR-8 eine höhere Auftriebszahl
aufweisen. Die verbesserten Kippmomentkennwerte der Tragflügelprofile VR-7 und VR-8
sind in Fig. 5 dargestellt, einem Diagramm für das Kippmoment c mo beim Auftrieb
null, in Abhängigkeit von der Machzahl M. Man wird beobachten, daß die Tragflügelprofile
VR-7 und VR-8 im Vergleich zu dem vorbekannten Tragflügelprofil ein größeres negatives
oder minimales Kippmoment aufweisen, daß jedoch die Kippmomente niedrig genug sind,
um mittels herkömmlicher Vorrichtungen an der Profilhinterkante ausgeglichen zu
werden, ohne daß dadurch die Vorzüge der maximalen Auftriebszahl in frage gestellt
sind. Die günstigen Strömungswiderstandseigenschaften nach der vorliegenden Erfindung
veranschaulicht Fig. 6, eine Darstellung des Strömungswiderstandsbeiwertes endo
beim Auftrieb null, in Abhängigkeit von der Machzahl F. Die Leistungsdaten der Tragflügelprofile
VR-7 und VR-8, die in diesen Diagrammen dargestellt sind, spiegeln die in den Tabellen
VIII und IX festgelegte Formgebung der Hilfsruder wider.
-
Wie sich für den Pachmann aus der vorangegangenen Beschreibung und
den Zeichnungen ergibt, stellt die vorliegende Erfindung einen bedeutsamen Portschritt
gegenüber dem vorbekannten Stand der Technik dar. Wenn auch die vorliegende Erfindung
unter Bezugnahme auf zwei besondere Tragflügelprofile aus der erfindungsgemäßen
Gruppe illustriert und offenbart worden ist, so ist festzuhalten, daß verschiedene
Austauschungen und Abwandlungen durchgeführt werden können, ohne sich von dem Grundgedanken
der vorliegenden Erfindung zu entfernen.
-
- Patentansprüche -