DE2712717C2

DE2712717C2 -

Info

Publication number: DE2712717C2
Application number: DE2712717A
Authority: DE
Inventors: Reinhard 2870 Delmenhorst De Hilbig
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 1977-03-23
Filing date: 1977-03-23
Publication date: 1989-01-05
Also published as: FR2384671A1; GB1601631A; US4455003A; DE2712717A1; FR2384671B1

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein überkritisches Tragflügelprofil für eine Auslegemachzahl bis etwa 0,85 und eine maximale Profildicke von d/l = ± 20%.

Derartige überkritische Tragflügelprofile sind bereits in verschiedenen Profilformen und dementsprechend verschiedenen Druckverteilungen auf deren Ober- und Unterseite bekannt geworden. Hierbei haben sich im wesentlichen zwei Entwicklungsrichtungen ergeben, von denen die eine durch die DT-OS 22 54 888 repräsentiert wird. Dieses Profil ist durch einen annähernd konstanten Druckverlauf auf der Oberseite gekennzeichnet, da das Überschallfeld auf der Oberseite sich über einen weiten Bereich der Profiltiefe erstreckt. Diese Profile werden daher als sogenannte Rooftop- Profile bezeichnet. Sie weisen zwar einen erhöhten Auftrieb auf, sind jedoch mit dem Nachteil eines erhöhten Profilwiderstandes infolge des abrupten Druckanstieges im hinteren Profilbereich behaftet. Ferner weisen diese Profile bei Abweichung vom Auslegefall bei sogannten Off-design-Bedingungen Nachteile auf. So tendieren diese Profile bei Unterschreitung der Auslegemachzahl zu widerstandsungünstigen Doppelstoßsystemen; bei Machzahlsteigerungen schließt das Überschallgebiet durch einen rasch stärker werdenden Stoß im hinteren Profilbereich ab, was zu direkten Druckwiderstandserhöhungen und zu verstärkten Druckgradienten führt, die wiederum die durch den Stoß bereits ablöse-gefährdete Grenzschicht noch zusätzlich belastet.

Die andere Entwicklungsrichtung geht im wesentlichen aus den beiden DT-OS 26 08 414 und 26 26 276 hervor, deren Profile als sogannte Peaky-Profile bekannt wurden. Dieser Druckverteilungstyp ist durch eine starke Sogspitze im Nasenbereich gekennzeichnet und führt zu günstigen Widerstandswerten im Auslegefall. Nachteilig dagegen ist das Verhalten der Druckverteilung gegenüber Anstellwinkeländerungen bzw. Machzahlsteigerungen. Unter diesen Off- design-Bedingungen schließt das Überschallgebiet mit einem rasch stärker werdenden Stoß veränderlicher Lage ab. Die Folgen sind neben einer vorzeitigen Begrenzung des maximalen Auftriebs und des starken Widerstandsanstieges durch stoßinduzierte Ablösung ein nicht lineares Auftriebsmomentenverhalten. Ein Flugzeug mit einem solchen Tragflügelprofil erfährt also bei Abweichungen hinsichtlich der Geschwindigkeit oder des Anstellwinkels vom Auslegefall starke Änderungen des Nickmomentes, sodaß die Steuerbarkeit des Flugzeuges infolge dieser sensiblen Flugeigenschaft erschwert wird. Im Niedergeschwindigkeitsbereich dieser Peaky-Profile gibt es Gefährdungen des Hochauftriebsverhaltens durch laminare Nasenablösungen.

Aufgabe der Erfindung ist, es die Nachteile der zuvor beschriebenen Profiltypen zu vermeiden und vielmehr deren Vorteile in einem neuen Profiltyp miteinander zu kombinieren. So ist es insbesondere Aufgabe der Erfindung, das günstige Widerstandsverhalten des Peaky-Profiles mit dem Auftriebsvermögen der Roof-top-Lösung in einem Profil zu vereinbaren, das darüberhinaus gute Off-design-Eigenschaften und gutmütige Flugeigenschaften aufweist. Im besonderen ist es ferner Aufgabe der Erfindung, ein solches widerstandsarmes und auftriebsreiches Profil über einen größeren Machzahl- und Anstellwinkelbereich möglichst stoßfrei bzw. stoßarm zu erhalten. Darüberhinaus sollte der bei weiter ansteigender Machzahl sich verstärkende Stoß in seiner Lage in einem Profiltiefenbereich stabilisiert werden.

Die Lösung dieser Aufgabe liegt erfindungsgemäß in einem überkritischen Tragflügelprofil, das durch die Merkmale der Ansprüche gekennzeichnet ist.

Eine günstige Ausgestaltung wird dadurch erreicht, daß eine stoßfreie Druckverteilung auf der Oberseite für den Auslegefall und durch eine Druckverteilung außerhalb des Auslegefalles mit Verdichtungsstößen, die ausschließlich in einem definierten engen Bereich von 10 bis 20% der Profiltiefe auftreten, und daß der definierte Bereich der Verdichtungsstöße bei einer Profiltiefe von 0,5 x/l 0,7 liegt.

Danach weist das erfindungsgemäße Profil eine Druckverteilung mit einem stark ausgeprägten Sogbereich im vorderen Profilbereich auf, der kontinuierlich, d. h. stoßfrei im Auslegefall mit einem relativ niedrigen Druckgradienten zum Profilende hin abfällt. Im Off-design-Bereich bei Anstellwinkeländerungen treten bei größeren Anstellwinkeln Stöße auf der Profiloberseite auf, die jedoch hinsichtlich ihrer Lage in der Profiltiefe in einem relativ engen Bereich stabilisiert und lokalisiert sind. Dadurch werden die unerwünschten starken Momentenänderungen vermieden und gutmütige Flugeigenschaften erzielt. Bei steigenden Machzahlen über der Auslegemachzahl treten ebenfalls Stöße auf der Profiloberseite auf, die jedoch ebenfalls hinsichtlich ihrer Lage in der Profiltiefe auf einen engen Bereich begrenzt sind und damit ebenfalls nicht zu starken Momentenänderungen führen. Durch diese stabilisierte Stoßlage, relativ weit vor der Hinterkante, wird die Ablösung der Strömung hinter dem Stoß für einen weiten Anstellwinkel- und Machzahlbereich vermieden. Das erfindungsgemäße Profil weist damit neben seinen günstigen Widerstands- und Auftriebsbeiwerten gute Off-design- Eigenschaften und gutmütige Flugeigenschaften auf, die es insbesondere für eine praktische Anwendung für moderne Verkehrsflugzeuge geeignet machen.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in den Zeichnungen dargestellt, in den Diagrammen und Tabellen näher erläutert und gekennzeichnet und wird im folgenden beschrieben. Es zeigen von dem erfindungsgemäßen Profil Tabelle 1 die Profilkoordinaten der Oberseite, Tabelle 2 die Profilkoordinaten der Unterseite,

Fig. 1 die transsonische Profilform,

Fig. 2 den Profiltropfen und die Skelettlinie,

Fig. 3 die Krümmungsverteilung auf der Ober- und Unterseite,

Fig. 4 die Auslegedruckverteilung,

Fig. 5 den Anstellwinkeleinfluß auf die Druckverteilung,

Fig. 6 ebenfalls den Anstellwinkeleinfluß,

Fig. 7 ebenfalls den Anstellwinkeleinfluß,

Fig. 8 ebenfalls den Anstellwinkeleinfluß,

Fig. 9 den Machzahleinfluß auf die Druckverteilung,

Fig. 10 ebenfalls den Machzahleinfluß,

Fig. 11 den Einfluß von Anstellwinkel und Machzahl auf den Auftrieb,

Fig. 12 ebenfalls den Einfluß von Anstellwinkel und Machzahl auf den Auftrieb,

Fig. 13 den Einfluß von Anstellwinkel und Machzahl auf das Nickmoment,

Fig. 14 ebenfalls den Einfluß von Anstellwinkel und Machzahl auf das Nickmoment,

Fig. 15 den Einfluß von Anstellwinkel und Machzahl auf den Widerstand,

Fig. 16 ebenfalls den Einfluß von Anstellwinkel und Machzahl auf den Widerstand,

Fig. 17 die Widerstandsentwicklung in Abhängigkeit von der Machzahl.

Fig. 1 zeigt die Profilform des erfindungsgemäßen Profiles, dargestellt in einem Koordinatensystem, auf dessen Abszisse die relative Profiltiefe x/l mit der Profilsehnenlänge 11 und auf deren Ordinate die relative Profildicke z/l aufgetragen ist. Dieses Profil ist zunächst wie ähnliche Tragflügelprofile gekennzeichnet durch eine flache Oberseite, eine weniger flache Unterseite, die in eine konkave Wölbung im hinteren Profilbereich ausläuft. Obwohl diese Fig. 1 und auch alle nachfolgenden Diagramme maßstabgerecht sind, lassen sich die entscheidenden Kristerien aus der in diesem Maßstab dargestellten Profilform kaum erkennen. Vielmehr gehen diese Kriterien, die maßgebend für die gewünschte Druckverteilung sind, aus den weiteren Fig. hervor. So zeigt

Fig. 2 die Verteilung der Profildicke über der relativen Profiltiefe als sogenannten Profiltropfen. Danach ist erkennbar, daß die maximale Dicke des Tropfens im Bereich zwischen 30 und 40% der Profillänge liegt. Zu unterscheiden hiervon ist die Rücklage der maximalen Dicke einerseits auf der Oberseite und andererseits auf der Unterseite, was aus den in Fig. 1 angegebenen Kennzahlen hervorgeht. Danach liegt die maximale Dicke der Oberseite bei (x/l) m _o = 0,42, die maximale Dicke der Unterseite bei (x/l) m _u = 0,3. Bemerkenswert bei der Skelettlinie, die die Mittellinie zwischen Profiloberseite und Unterseite darstellt, ist deren Verlauf unterhalb der Abszisse im vorderen Profil, also im Nasenbereich. Von ausschlaggebender Bedeutung für den Druckverlauf über Ober- und Unterseite des Profils ist der in

Fig. 3 dargestellte Verlauf der Krümmung von Profilober- und -unterseite, wobei die Krümmung als Kehrwert des Krümmungsradius der Profilober- bzw. -unterseite definiert ist. Wie der maßstabsgerechte Verlauf der Krümmungskurve zeigt, ist die Oberseite ausschließlich konkav gewölbt und ferner gekennzeichnet durch ein erstes Krümmungsminimum bei etwa 40% der Profiltiefe, ein daran anschließendes Krümmungsmaximum bei etwa 65% der Profiltiefe und ein zweites Krümmungsmimimum bei etwa 90% der Profiltiefe. Das erste Minimum bei 40% beträgt etwa 0,3, das este Maximum bei 65% liegt bei mehr als 0,4 und das zweite Minimum bei 90% beträgt etwa 0,2. Der Krümmungsradius der Oberseite ist also gegenüber dem bekannten Stand der Technik nicht über einen weiten Verlauf der Profiltiefe konstant, sondern ändert sich laufend, nachdem er, vom Nasenradius beginnend, zunächst bei 40% seinen ersten maximalen Wert erreicht hat. Bevor der Krümmungsradius auf der Oberfläche bei etwa 90% seinen größten Wert erreicht, die Profiloberseite also am flachsten ist, durchläuft er bei etwa 65% einen minimalen Wert. Die Krümmung durchläuft also zwischen ihrem ersten Minimum und ihrem ersten Maximum einen Wendepunkt bei etwa 55% der Profiltiefe, der auf die Auslegedruckverteilung und die Stoßlagenstabilisierung einen maßgebenden Einfluß hat. Der Krümmungsverlauf der Unterseite ist zunächst bis etwa 55% durch eine stärkere Krümmung als die der Oberseite gekennzeichnet, hinter 55% steigt die Krümmung der Unterseite über die Werte der Oberseite, um bei etwa 64% durch Null zu gehen und das Vorzeichen umzukehren, d. h. die Krümmung der Unterseite wird nach diesem Punkt konkav, während sie vorher konvex war. Dieser Nulldurchgang der Krümmungskurve stellt keinen Wendepunkt der Funktion K = f(x/l) dar, wird jedoch anderweitig auch als Krümmungswendepunkt bezeichnet, da die Krümmungsrichtung der Profilkontur hier wechselt. Nach diesem Nulldurchgang erreicht die Krümmung bei etwa 85% ein Maximum von etwa 1, 3, um anschließend wieder auf den Wert Null abzufallen.

Fig. 4 zeigt nun den Druckverlauf, der sich aus dem beschriebenen Krümmungsverlauf und den anderen aerodynamischen Parametern ergibt. Dieser Druckverlauf bzw. diese Druckverteilung entspricht dem Auslegefall, d. h. einer Auslegemachzahl von 0,75, d. h. Reiseflugbedingungen. Nach diesem Diagramm ist die Oberseite des Profils durch einen schnellen Anstieg des Unterdruckes im vorderen Profilbereich gekennzeichnet, der sich über einen Bereich von etwa 20 bis 30% der Profiltiefe konstant hält, um anschließend kontinuierlich abzufallen. Dieser kontinuierliche stoßfreie Druckanstieg führt zu einer günstigen Grenzschichtentwicklung ohne örtliche Ablösung, die mit Auftriebsverlusten bzw. Widerstandsanstieg verbunden sein kann. Die Unterseite weist ebenfalls einen schnellen Anstieg des Unterdruckes im vorderen Profilbereich auf, der sein Maximum bei etwa 30% erreicht, um anschließend wieder abzufallen und bei etwa 60% den Wert Null zu erreichen. Danach bildet sich ein Druckbereich auf der Unterseite aus, der durch die zuvor beschriebene hintere Wölbung des Profils bewirkt wird.

Die Fig. 5 bis 12 zeigen charakteristische Meßwerte des erfindungsgemäßen Profils für sogenannte Off-design-Bedingungen, d. h. Fälle, in denen das Flugzeug sich nicht bei der Auslegemachzahl und nicht bei dem Auslegeanstellwinkel bewegt.

Die Fig. 5 bis 9 zeigen zunächst den Einfluß von Änderungen des Anstellwinkels bei etwa gleichbleibender Machzahl. In diesem Diagramm ist der Druckverlauf für kleine Anstellwinkelwerte aufgezeichnet, wobei keine starken Änderungen des Druckverlaufs gegenüber der Auslegedruckverteilung in Fig. 4 erkennbar sind, wenn man von einer leichten Einbuchtung des weiterhin stoßfreien Druckverlaufes auf der Oberseite im Bereich zwischen 20 bis 40% absieht. In Fig. 6 sind neben dem Auslegefall die Druckverteilungskurven für größere Anstellwinkel dargestellt, bei denen das Überschallgebiet mit einem Verdichtungsstoß im Bereich zwischen 50 und 60% der Profiltiefe abschließt. Diese Verdichtungsstöße für Anstellwinkelwerte von 2,28 und 2,69 liegen jedoch ziemlich dicht nebeneinander.

Auch in Fig. 7, in der noch größere Anstellwinkel zugrunde gelegt wurden, ist deutlich erkennbar, wie für alle drei Anstellwinkelwerte die Lage der Verdichtungsstöße in Bezug auf die Profiltiefe eingeengt ist. Diese aerodynamische Erscheinung ist ein wesentliches Merkmal des erfindungsgmäßen Profils:

Die unvermeidlich bei höheren Anstellwinkeln auftretenden Verdichtungsstöße sind hinsichtlich ihrer Lage auf einen engen Profiltiefenbereich von 10 bis 20% lokalisiert. Durch diese Stoßstabilisierung, weit vor der Profilhinterkante bei ca. 60% der Profiltiefe, wird ein hinreichend geringer Druckgradient hinter dem Stoß realisierbar, wodurch eine Grenzschichtablösung und damit ein vorzeitiger Widerstandsanstieg bzw. Auftriebszusammenbruch vermieden wird. Sowohl die Lokalisierung der Stoßlagen als auch das Verhindern einer vorzeitigen Hinterkantenablösung führen zu nur schwach veränderlichen Momentenbeiwerten, die die bereits erwähnten gutmütigen Flugeigenschaften bewirken.

Fig. 8 zeigt schließlich den Druckverlauf bei negativen Anstellwinkeln: Die Strömung auf der Unterseite wird dabei überkritisch, bleibt jedoch stoßfrei und löst selbst im hinteren Bereich starker Profilkrümmung nicht ab.

Die Fig. 9 und 10 zeigen den Einfluß der Machzahl bei etwa gleichem Anstellwinkel auf die Druckverteilung, wobei Fig. 9 Machzahlen unterhalb der Auslegemachzahl und Fig. 10 den Druckverlauf für größere Machzahlen zeigt. Für die kleineren Machzahlen in Fig. 9 ergibt sich ein leichter Einbruch des Druckverlaufes im Überschallfeld, der sich jedoch mit steigender Machzahl bis zum Auslegefall auffüllt. Für Machzahlen oberhalb der Auslegemachzahl in Fig. 10 treten Verdichtungsstöße auf der Oberseite im Bereich zwischen 60 und 70% der Profiltiefe auf. Auch diese Stöße sind hinsichtlich ihrer Lage stabilisiert, d. h. auf einen engen Bereich begrenzt. Auch hier ergeben die Messungen, daß die Off-design-Eigenschaften des erfindungsgmäßen Profils zu gutartigen Flugeigenschaften führen.

Die Fig. 11 und 12 zeigen den Einfluß von Anstellwinkel und Machzahl auf den Auftrieb, dargestellt durch den Beiwert c _A in Abhängigkeit von α, wobei Fig. 11 Machzahlwerte unterhalb der Auslegemachzahl und Fig. 12 Machzahlen darüber zeigt. In beiden Fig. ist der hohe Maximalauftrieb erkennbar.

Die Fig. 13 und 14 zeigen den Einfluß von Auftriebsbeiwert und Machzahl auf das Nickmoment, repräsentiert durch den Beiwert c _m. Danach ist die Nichtlinearität des Nickmomentes trotz starker hinterer Profilbelastung (rearloading) schwach ausgebildet, bis zu Machzahlen, die für diesen Auslegefall den geforderten Off-design-Bereich abdecken.

Die Fig. 15, 16 und 17 zeigen den Verlauf des Widerstandes, dargestellt in den Widerstandspolaren in Fig. 15 und 16 und in der Widerstandsentwicklung in Abhängigkeit von der Machzahl in Fig. 17. In diesen Kurven zeigen sich die stärksten Auswirkungen der gutartigen Druckverteilungsentwicklung: Entsprechend der Machzahl- und Anstellwinkel- Unempfindlichkeit der widerstandsgünstigen Auslegedruckverteilung ist der Bereich kleiner Profilwiderstände weit ausgedehnt. Das Widerstandsniveau von c _w = 0,01 wird erst bei Auftriebswerten weit über dem Auslegefall überschritten (Fig. 17).

Mit der erfindungsgemäßen Geometrie des Profils wird eine Auslegedruckverteilung erzielt, die hohes Auftriebsvermögen mit geringem Widerstand verbindet. Die Vorteile dieser Druckverteilung werden auch im Off-design-Bereich aufrecht erhalten. Dieser erfindungsgemäße Druckverteilungstyp reagiert gegenüber äußeren Störungen, wie Machzahl- und Anstellwinkeländerungen oder gegenüber Bauabweichungen, Konturstörungen (Klappenübergänge) oder aeroelastischen Flügelverformungen nur schwach. Mit diesen Leistungen und Eigenschaften des erfindungsgemäßen Profils werden wesentliche Voraussetzungen für die Einführung des "superkritischen" Flügels in den modernen Flugzeugbau erfüllt. Darüberhinaus können derartige Profile auch in der Drehflügeltechnik (Rotoren, Propeller) und im Strömungsmaschinenbau (Schaufelgitter) angewandt werden.

Claims

1. Überkritisches Tragflügelprofil für eine Auslegemachzahl bis etwa 0,85 und eine maximale Profildicke von d/l = 0,13 ± 20%, gekennzeichnet durch folgende Merkmale:

a) die Rücklage der maximalen Dicke der Oberseite beträgt (x/l) _mo = 0,42 ± 10%;
b) die Rücklage der maximalen Dicke der Unterseite beträgt (x/l) _mu = 0,3 + 25%
- 10%
c) bei einer Profiltiefe von 0,3 x/l 0,55 beträgt die Krümmung der Oberseite 0,3 |K | 0,4, bei einer Profiltiefe von 0,55 x/l 0,7 beträgt die Krümmung der Oberseite 0,4 |K |, und bei einer Profiltiefe von x/l ≈ 0,9 beträgt die Krümmung der Oberseite |K | ≈ 0,2, wobei bei einer Profiltiefe von 0,5 x/l 0,6 ein Wendepunkt der Krümmungsverteilung liegt,
d) die Krümmung der Unterseite ist bis zu einer Profiltiefe von x/l ≈ 0,55 größer als die Krümmung der Oberseite und erreicht bei einer Profiltiefe von 0,6 x/l 0,7 den Wert |K | = 0, steigt anschließend bei Vorzeichenwechsel auf ein Maximum von |K | ≈ 1,3 und fällt danach auf den Wert |K | = 0 bei x/l = 1 ab.

2. Überkritisches Tragflügelprofil nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch die Profilkoordinaten gemäß den nachfolgenden Tabellen 1, 2.

Tabelle 1: Profilkoordinaten der Oberseite

Tabelle 2