DE2922200C2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- DE2922200C2 DE2922200C2 DE2922200A DE2922200A DE2922200C2 DE 2922200 C2 DE2922200 C2 DE 2922200C2 DE 2922200 A DE2922200 A DE 2922200A DE 2922200 A DE2922200 A DE 2922200A DE 2922200 C2 DE2922200 C2 DE 2922200C2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- profile
- wing
- point
- area
- maximum
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
- B64C3/14—Aerofoil profile
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
- B64C3/14—Aerofoil profile
- B64C2003/149—Aerofoil profile for supercritical or transonic flow
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
- Y10S416/02—Formulas of curves
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Wind Motors (AREA)
Description
Die Erfindung betrifft ein Tragflügelprofil für ein
Flugzeug zum Flug bei hoher Unterschallgeschwindigkeit
nahe Mach 1 gemäß Anspruch 1.
Es ist bekannt, daß bei einem gegebenen Auftriebsbeiwert C Z
(im Deutschen allg. C a genannt) des Tragflügels eines Flugzeuges der
Kurvenlauf aufgezeichnet wird, indem der Luftwiderstandsbeiwert
C X (im Deutschen allg. C W genannt) in Abhängigkeit von der
Geschwindigkeit des Flugzeuges, beispielsweise in
Machzahlen M ausgedrückt angegeben wird, wobei der
Übergang vom Unterschallbereich zum Überschallbereich
durch das Einsetzen einer plötzlichen Zunahme des
Luftwiderstandsbeiwertes C X gekennzeichnet ist.
Üblicherweise bezeichnet die
Widerstandsbeiwert-Machzahl M DX die Machzahl, bei der
die Zunahme auftritt und der Richtungskoeffizient
der Kurve gleich 0,1 ist.
Im allgemeinen liegt die Widerstandsbeiwert-Machzahl
M DX geringfügig über der kritischen Machzahl und hängt
in der Tat von der Dicke des Tragflügelsprofiles und von
der Auftriebsbeizahl ab, kann jedoch für ein günstiges,
herkömmliches Tragflügelprofil im Bereich von 0,7
liegen
Es ist dabei selbstverständlich von Vorteil, die
Zunahme oder Erhöhung des
Widerstandsbeiwertes - auch als
"Strömungswiderstandsdivergenz" (divergence of drag)
bezeichnet - soweit wie möglich zu den hohen
Geschwindigkeiten hin zu verschieben. Diesbezüglich
wurde bereits vorgeschlagen, dem Flügel eine Pfeilstellung
zur Längsachse des Flugzeuges zu geben. Die
erzielten Ergebnisse sind jedoch nicht völlig
zufriedenstellend.
Darüber hinaus wurden mit dem gleichen Ziel, die Widerstandsbeiwert-
machzahl zu erhöhen, Tragflügel
vorgeschlagen, die eine flache konvexe Flügeloberseite,
eine dicke Vorderkante und eine Flügelunterseite
aufwiesen, die zur Vorderkante hin konvex und dabei zur
Hinterkante konkav ausgebildet, d. h. mit einem Punkt
der Krümmungsumkehr versehen war. Beispiele hierfür
sind beschrieben in: Doenhoff, Stivers, O′Connor:
"Low-Speed Tests of five NACA - 66- Series Airfoils
having Mean lines designed to give high Critical Mach
Numbers", NACA TN 1276, Mai 1947, Washington, USA und
Grahame, Headly: "Recent Exp. in the Transonic testing
of two-dimensional swept and straight Wings with
High-Lift-Devices" AGARD CP 83-71, April 1971.
Derartige Tragflügel sind so beschaffen, daß sie auf
der Flügeloberseite eine quasi gleichförmige,
verhältnismäßig ausgedehnte Überschallzone ergeben, die
jedoch hinreichend stabil ist, solange wie möglich eine
Strömung ohne wesentliche Diskontinuität aufrechtzuerhalten.
Die auf diese Weise wirkenden Profile
werden manchmal als "superkritisch" bezeichnet,
weswegen die Widerstandsbeiwert-Machzahl einen
gegenüber einem günstigen herkömmlichen Tragflügel
beträchtlichen, beispielshalber in der Größenordnung
von 0,1 liegenden Vorteil darstellt.
Es ist Zielsetzung der Erfindung, ein Tragflügelprofil
für ein Flugzeug zu schaffen, das mit hohen
Unterschall-Machzahlen fliegt, dabei jedoch nicht die
Machzahl 1 erreicht, während das Tragflügelprofil trotz
eines allgemeinen an die sogenannten überkritischen
Tragflügel erinnernden Aspekt eine andersartige
Funktionsweise besitzt, indem bei gleichbleibendem
Auftrieb der Strömungswiderstand durch Optimierung
des Profils minimiert wird.
Gelöst wird diese Aufgabe erfindungsgemäß mit den
Merkmalen im Kennzeichen des Anspruchs 1.
Vorzugsweise Weiterbildungen ergeben sich aus den
Ansprüchen.
Das Tragflügelprofil nach der Erfindung, das auch
vollkommen bei Geschwindigkeiten im Unterschallbereich
funktionstüchtig ist, erbringt eine
Widerstandsbeiwert-Machzahl der gleichen Größenordnung
wie die der besten gegenwärtigen Flügelprofile und
weist dabei einen hohen Auftrieb auf. Wie nachstehend
ersichtlich, ermöglicht es das erfindungsgemäße
Tragflügelprofil, eine Reihe von Werten des
Auftriebsbeiwertes zu erzielen, bei denen die maximale
Widerstandsbeiwert-Machzahl einen im wesentlichen
konstanten Wert darstellt. Darüber hinaus wurden diese
Ergebnisse bei dem erfindungsgemäßen Tragflügelprofil
für Flügelprofildicken erzielt, die eine günstige
Geräumigkeit gewähren, die beispielshalber zur
Unterbringung von großräumigen Brennstofftanks genutzt
werden kann.
Aufgrund der erfindungsgemäßen Anordnungen lassen sich
ein niedriger Strömungswiderstand, ein erhöhter
örtlicher Auftrieb an der Vorderseite des Flügels und
eine vollkommene Stabilisierung der Grenzschicht in
allen Flugbereichen sowie ein ausgezeichnetes Verhalten
im niederen Unterschallbereich, insbesondere beim
Landen und beim Starten erzielen. Dies ist
zurückzuführen auf eine Unterschallzone, die sich
auf mehr als der hinteren Hälfte der oberen Fläche
entwickelt und von der die Konvexverteilung der
Geschwindigkeit ohne übermäßigen Druckgradienten
gebildet wird, wobei die Verteilung der
Geschwindigkeiten im größeren Vorderabschnitt des
Flügels mäßig variabel ist und eine
Hochgeschwindigkeitszone in der Nähe der Vorderkante
liegt. Die Wiederverdichtung des Strömungsmediums am
hinteren Teil des Flügels wird somit unter optimalen
Bedingungen durchgeführt.
Die Erfindung wird anhand der in den Zeichnungen dargestellten
bevorzugten Ausführungsformen näher erläutert.
Hierbei zeigt
Fig. 1 eine schematische Ansicht im kleinen Maßstab
eines Tragflügelprofiles nach der Erfindung;
Fig. 2 eine Ansicht im größeren Maßstab des vorderen
Abschnittes des erfindungsgemäßen Profiles, und
zwar insbesondere mit einer relativen Maximaldicke
von 12,58%;
Fig. 3 eine Ansicht im größeren Maßstab des Zwischenabschnittes
des erfindungsgemäßen Profiles mit der
besonderen relativen Maximaldicke von 12,58%;
Fig. 4 eine Ansicht im größeren Maßstab des hinteren Abschnittes
des erfindungsgemäßen Profiles mit der
besonderen relativen Maximaldicke von 12,58%;
Fig. 5 den Kennlinienverlauf des Strömungswiderstandes
in Abhängigkeit der Funktion der Geschwindigkeit
für die Ausführungsform der
Fig. 2 bis 4;
Fig. 6 eine schematische Darstellung des Kennlinienverlaufs
des Auftriebs in Abhängigkeit der Widerstandsbeiwert-
Machzahl für die Ausführungsform
der Fig. 2 bis 4 und
Fig. 7 zeigt schematisch den Schwankungsbereich des
Druckbeiwerts längs des Sehnenprofils für eine
bei etwa 0,72 liegende Machzahl.
In den Zeichnungen ist ein erfindungsgemäßes Tragflügelprofil
schematisch als ganzes in der Fig. 1 wiedergegeben,
das in einem Koordinatensystem der Achsen 0X, 0Y eingetragen
ist, wobei der Punkt 0 mit der Vorderkante des Profils,
die 0X-Achse mit der Profilsehne und die 0Y-Achse mit
der Tangente der Vorderkante zusammenfällt. Auf den Achsen
0X und 0Y sind jeweils die reduzierte Abszisse X bzw. die
reduzierten Ordinate Y in Beziehung zur Länge c des Profils
eingetragen.
Das Profil kann zur erleichterten Beschreibung in Längsrichtung
in vier aufeinanderfolgende Abschnitte oder Teilstrecken
I, II, III und V aufgeteilt werden. Der Abschnitt
I oder Vorderkantenbereich liegt in diesem Beispiel zwischen
den Punkten X = 0 und X = 0,125.
Der nächstfolgende Abschnitt II oder Mittelbereich liegt
hier zwischen den Punkten X = 0,125 und X = 0,560.
In diesem Beispiel liegt der Abschnitt III oder hinterer
Zwischenbereich zwischen den Punkten X = 0,560 und
X = 0,922. Dieser Abschnitt kann noch weiter unterteilt
werden in einen vorderen Abschnitt III₁ und einen hinteren
Abschnitt III₂, deren gemeinsame Grenze beispielshalber
durch den Abszissenpunkt X = 0,800 bestimmt ist.
Schließlich liegt der Abschnitt IV oder Hinterkantenbereich
zwischen den Punkten X -0,922 und X = 1.
Auf bekannte Weise umfaßt das Profil eine Flügeloberseitenstrecke
A B D₁D₂E geringfügiger Krümmung, eine dicke
Vorderkantenstrecke A 0 A′ mit einer sich beiderseits vom
0-Punkt rasch entwickelnden Krümmung und eine Flügelunterseitenstrecke
A′ B′ D′₁ D′₂ D′, die zur Vorderkante hin
konvex und zur Hinterkante hin konkav verläuft. Die Punkte
A, A′ - B, B′ - D₁, D′₁ - D₂, D′₂ und E, E′ sind jeweils die
Punkte der Flügeloberseite und der Flügelunterseite, die
den reduzierten Abszissen 0,125 - 0,560 - 0,800 - 0,922
und 1 entsprechen.
Nach der Erfindung weist in Abschnitt II und genauer im
Bereich des Abschnitts III₁, der neben dem Abschnitt III₂
liegt, oder im Abschnitt III₂ selbst die Flügeloberseite
eine maximale Krümmung auf. In Fig. 1 liegt diese Maximalkrümmung
am Punkt M der Abszisse X = 0,850. Bei diesem
Punkt M beträgt die Dicke MM′ des Profils annähernd drei
Zehntel (3/10) der maximalen Dicke NN′ = e max des Profils.
Darüber hinaus stellt im Bereich III₁ und gegebenenfalls
im Bereich III₂ die Entwicklung der Dicke des Profils eine
lineare Funktion der Abszisse X dar, die in Annäherung an
die Hinterkante EE ' abnimmt.
Darüber hinaus weist im Bereich III die Flügelunterseite
einen maximalen Krümmungspunkt auf. In der Fig.
1 wurde diese maxi-male Krümmung am Punkt m′ der Abszisse
X = 0,760 dargestellt. Am Punkt m′ liegt die Dicke mm′
des Profils in der Nähe der Hälfte der Maximalen Dicke
NN′ = e max .
Der Abschnitt der Flügelunterseite, der etwa zwischen
dem Punkt A′ und dem Punkt P′ liegt, für den X - 0,250
ist, stellt eine im wesentlichen konstante Krümmung dar,
während in einem durch die Abszissen X = 0,300 und X =
0,450 begrenzten Bereich die Flügelunterseite einen Punkt
Q′ maximaler Krümmung aufweist. In der Fig. 1 liegt die
Abszisse des Punkts Q′ bei X = 0,370.
Darüber hinaus gelten zumindest auf den größten Teil des
Profils für die Linie Y₁ der Flügelunterseite und für die
Linie Y₂ der Flügeloberseite zumindest annähernd die allgemeinen
nachstehenden Beziehungen:
Y₁ = e max · f (X)
Y₂ = e max · g (X)
Y₀ = e max · h (X)
in denen die Funktionen f(X), g(X) und h(X) nachstehend
in Zusammenhang mit anderen Besonderheiten des Profils
anhand der Fig. 2 bis 4 im Detail noch näher bestimmt
werden.
In der Fig. 2 ist in einem größeren Maßstab der gesamte
Abschnitt I sowie der Anfang vom Abschnitt II bis zur
Abszisse X = 0,215 dargestellt.
Am Punkt 0 von der Vorderkante ist der Krümmungsradius
zwischen 1,50% und 2% der Profilsehnenlänge gewählt.
Vorzugsweise liegt er in der Nähe von 1,74.
Zwischen dem Punkt 0 und dem Punkt F der Abszisse X = 0,00257
(siehe den Kurvenabschnitt 10 in Fig. 2) folgt die Flügelunterseitenlinie
Y₂ annähernd einer Gleichung der Art:
Y₂ = e max · [-6,259 X 3/2+1,523 X 1/2-0,088] (1)
Zwischen dem Punkt F und dem Punkt G der Abszisse X = 0,0572
(siehe den Kurvenabschnitt 11 in Fig. 2) folgt die Flügeloberseitenlinie
Y₂ annähernd einer Gleichung der Art:
Y₂ = e max · [-1,471 X 3/2+1,173 X 1/2- 0,0515] (2)
Zwischen dem zum Bereich I gehörenden Punkt G und dem zum
Bereich I gehörenden sowie am Punkt der Abszisse X = 0,215
liegenden Bereich II (siehe Kurvenabschnitt 12 der Fig. 2)
ist die Flügeloberseitenlinie bestimmt durch die Beziehung:
Y₂ = e max · [-0,577 X 3/2+1,032 X 1/2- 0,030] (3)
Gleichermaßen folgt auch im Hinblick auf die Flügelunterseite
zwischen dem Punkt 0 der Vorderkante und dem Punkt
F′ der Abszisse X = 0,0257 (siehe den Kurvenabschnitt 13
in Fig. 2) die Flügelunterseitelinie zumindest näherungsweise
der Beziehung:
Y₁ = e max · [6,776 X 3/2-1,497 X 1/2- 0,088] (4)
Zwischen dem Punkt F′ und dem Punkt G′ der Abszisse
X = 0,0572 (siehe Kurvenabschnitt 14 derFig. 2)
folgt die Flügelunterseitenlinie zumindest näherungsweise
der Beziehung:
Y₁ = e max · [ 2,9 X 3/2-1,171 X 1/2- 0,124] (5)
Zwischen dem Punkt G′ des Bereichs I und dem Punkt I′,
der zum Bereich II gehört und auf der Abszisse X = 0,153
liegt, genügt die Flügelunterseitenlinie G′I′, die durch
das Bezugszeichen 15 in Fig. 2 gekennzeichnet ist, zumindest
näherungsweise der Beziehung:
Y₁ = e max · [ 0,032 X 3/2-0,694 X 1/2- 0,199] (6)
Im Zwischenbereich II entspricht die Dicke Y₀ des Profils,
die bestimmt ist durch die Summe in einem Punkt der Abszisse
X der Ordinate der Flügelunterseite und der Ordinate der
Flügeloberseite, d. h. als annähernd gleich der Profildicke
zweckmäßig der Beziehung:
Y₀ = e max · [5,477 X-7,564 X²]1/2 (7)
In Bezug auf die Bestimmung der Flügeloberseitenlinie in
diesem Bereich II vom Punkt H bei X = 0,215 und einem
Punkt bei X = 0,439 läßt sich die Gleichung:
Y₂ = e max · [-0,814 X 3/2+1,182 X 1/2- 0,076] (8)
anwenden, während vom Punkt X = 0,439 bis zum Punkt X
= 0,600 des Bereichs III (siehe Kurvenabschnitt 16 der
Fig. 3) die Beziehung:
Y₀ = e max · [-1,238 X 3/2+1,742 X 1/2- 0,324] (9)
gilt.
Im Zwischenbereich vor III₁folgt die Dicke Y₀ zumindest
näherungsweise einer Beziehung der Art:
Y₀ = e max · [-1,805 X+1,848] (10)
wobei eine derartige Beziehung auch für den Bereich hinter
III₂ gelten kann. Die Flügeloberseitenlinie kann dabei
zwischen den Punkten J der Abszisse 0,600 und K der Abszisse
0,750 (Kurvenabschnitt 17 der Fig. 3) der Gleichung:
Y₂ = e max · [-2,016 X 3/2+3,149 X 1/2- 1,052] (11)
und zwischen dem Punkt K und dem Punkt L der Abszisse X
= 0,846 (Kurvenabschnitt 18) der Gleichung:
Y₂ = e max · [-3,102 X 3/2+5,600 X 1/2- 2,469] (12)
folgen.
Demnach kann von Punkt L bis zu Punkt E der Hinterkante
die Flügeloberseitenlinie (Kurvenschnitt 19 der Fig. 4)
bestimmt werden durch:
Y₂ = e max · [-3,177 X 3/2+5,746 X 1/2- 2,545] (13)
Zwischen dem Punkt Q′ der Abszisse X = 0,714 und dem
Punkt L′ der Abszisse X = 0,846 (Kurvenabschnitt 20
der Fig. 3 und 4) bei der Flügelseite - zumindest
näherungsweise durch die Gleichung:
Y₁ = e max · [-3,029 X 3/2+8,529 X 1/2- 5,544] (14)
bestimmt. Desweiteren gilt zwischen den Punkten L′ und E′
(Kurvenabschnitt 21 der Fig. 4) die Gleichung:
Y₁ = e max · [-0,538 X 3/2+2,186 X 1/2- 1,648] (15)
Die Tangente des Winkels α, der zwischen den Tangenten
bei E und E′ an der Flügeloberseite und -unterseite gebildet
wird, liegt in der Nähe von tg α = 2,18.e max .
Somit kann durch den Abschnitt I ein Geschwindigkeitsfeld
nahe der Vorderkante entwickelt werden, durch das ein
korrekter Betrieb bei niedrigen Geschwindigkeiten gewährleistet
wird, während überzogene Flugzustände mit hohen
Anstellwinkeln hinausgeschoben werden. Der Abschnitt II
sichert die Kontinuität der Anströmung in Zusammenarbeit
mit dem Abschnitt III, so daß eine stabilisierte Stoßwelle
in allen Hochgeschwindigkeits-Flugstellungen zustandekommen
kann.
Schließlich ermöglichen die Abschnitte III und IV eine
optimale Neuverdichtung des Strömungsmediums nach hinten,
wobei in der Abströmung das Auftreten eines übermäßigen
Druckgradienten vermieden wird.
Die Fig. 5 zeigt eine Abänderung des Widerstandsbeiwerts
C X in Abhängigkeit der Machzahl für einen Auftriebsbeiwert
C Z der Größe 0,6. Diese Figur, in der die Ergebnisse
für den Widerstandsbeiwert bei einem Profil mit einer relativen
Maximaldicke von 12,58% eingetragen sind, erlaubt
es, die Widerstandsbeiwert-Machzahl auf 0,785 anzugeben.
Die niedrige gemessene Höhe der Strömungswiderstandswerte
und der hohe Wert der Widerstandsbeiwert-Machzahl hängen
eng von den charakteristischen Punkten oder Krümmungsabschnitten
des Profils sowie von der analythischen Definition
ab. Tatsächlich ist die Profilausbildung nach der Erfindung
optimiert, um insbesondere einen minimalen Strömungswiderstand
zu erzielen, und die Veränderung eines
Profilabschnitts, wie beispielsweise durch die gestrichelten
Linien 22 und 23 der Fig. 4 angedeutet, die nach den
Punkten der maximalen Krümmung der Flügeloberseite und -
unterseite auftreten, würde zu einer Erhöhung des Strömungswiderstandes
führen.
Darüber hinaus ist, wie aus der Fig. 6 ersichtlich, bei
schematischen Aufzeichnen der den Auftriebsbeiwert C Z in
Abhängigkeit von der Widerstandsbeiwert-Machzahl darstellenden
Kurve zu erkennen, daß die maximale Widerstandsbeiwert-
Machzahl für einen annähernd zwischen 0,3 und 0,6
liegenden Bereich C Z gültig ist. Somit erhält man einen
Anpassungsbereich für C Z während gewöhnlich ein einziger
Punktwert von C Z der Widerstandsbeiwert-Machzahl entspricht,
wobei dieser Bereich für eine nahe bei 6 X 10⁶ liegenden
Reynoldszahl gegeben ist. Ein derartiger Bereich
entspricht dem, der üblicherweise für Tragflügel von
Flugzeugen angewendet wird, die mit erhöhter Unterschallgeschwindigkeit
fliegen. Somit gewährleistet er
bei einem mit dem erfindungsgemäßen Tragflügelprofil
ausgestatteten Flugzeug eine Anzahl von Möglichkeiten
für Marschflüge, während gleichzeitig die gleiche Widerstandsbeiwert-
Machzahl genutzt werden kann.
Die Fig. 7 zeigt die Druckverteilung auf der Flügeloberseite
(für eine Machzahl nahe bei 0,72) des Profils
in Abhängigkeit der reduzierten Abszisse X und für verschiedene
Auftriebswerte C Z .
Es ist ersichtlich, daß zwischen X = 0 und X <0,4 die
verschiedenen Kurven eine Überschallzone 30 darstellen,
auf die weiter hinten von der reduzierten Abszisse 0,4
und somit auf mehr als der Hälfte der Sehne eine große
Unterschallzone 31 folgt, wobei eine konvexe Abnahme
der Drücke ohne Auftreten eines übermäßigen Gradienten
einsetzt.
Die Kurve 40, die einen bekannten Strömungsverlauf
schematisch wiedergibt, und der Art einer quasigleichförmigen
Geschwindigkeitsverteilung auf der Flügeloberseite
entspricht., läßt darüber hinaus die besondere und
unterschiedliche Wirkungsweise eines Flügelprofils nach
der Erfindung gegenüber den Kurven 30 erkennen.
Claims (14)
1. Tragflügelprofil für ein Flugzeug zum Fluge bei
hoher Unterschallgeschwindigkeit nahe Mach 1 mit einer
dicken Vorderkante, einer Hinterkante, einer konvexen
Profiloberseite und einer Profilunterseite, die zur
Vorderkante hin konvex und zur Hinterkante hin konkav
verläuft, dadurch gekennzeichnet,
daß die Profiloberseite in einem Bereich zwischen 65%
und 90% der Profilsehne von der Vorderkante aus einen
Punkt maximaler konvexer Krümmung aufweist, daß die
Dicke des Profiles an diesem Punkt maximaler Krümmung
3/10 der maximalen Profildicke beträgt, daß die
Profilunterseite in einem Bereich zwischen 70 bis 93%
der Profilsehne von der Vorderkante aus einen Punkt
maximaler konkaver Krümmung aufweist, daß die Dicke des
Profiles an diesem Punkt etwa die Hälfte der maximalen
Profildicke beträgt, daß der Verlauf der
Profilunterseite im hinteren Bereich bis zu
einer im Bereich zwischen etwa 0,7 und 0,85 liegenden
reduzierten Abszisse der Formel
Y = e max · (-0,538 X 3/2+2,186 X 1/2-1,648)genügt, wobei
e max die maximale Dicke des Profiles bezeichnet, X die Bedingung 0.846 <X <1 in bezug auf ein Koordinatensystem mit einem Ursprung 0 und aufeinander senkrecht stehenden Achsen 0X, 0Y erfüllt, auf denen jeweils die reduzierten Abszissen X bzw. Ordinaten Y eingezeichnet sind und wobei der Ursprung 0 auf der Vorderkante liegt und die Achse 0X mit der Profilsehne zusammenfällt.
e max die maximale Dicke des Profiles bezeichnet, X die Bedingung 0.846 <X <1 in bezug auf ein Koordinatensystem mit einem Ursprung 0 und aufeinander senkrecht stehenden Achsen 0X, 0Y erfüllt, auf denen jeweils die reduzierten Abszissen X bzw. Ordinaten Y eingezeichnet sind und wobei der Ursprung 0 auf der Vorderkante liegt und die Achse 0X mit der Profilsehne zusammenfällt.
2. Tragflügel nach Anspruch 1
gekennzeichnet dadurch
einen zweiten Bereich, in dem die Profildicke linear
zur Hinterkante hin abnimmt, wobei dieser zweite
Bereich an einer Stelle zwischen der Vorderkante und
dem Punkt maximaler Krümmung der Profiloberseite
beginnt.
3. Tragflügelprofil nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet,
daß sich der zweite Bereich von der Sehnenmitte bis zu
80% der Sehne, von der Vorderkante gerechnet,
erstreckt.
4. Tragflügelprofil nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet,
daß sich der zweite Bereich von der Sehnenmitte bis zur
Hinterkante erstreckt.
5. Tragflügelprofil nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,
daß Profilober- und unterseite an der Hinterkante
einen Winkel einschließen, dessen Tangens 2 bis 2,3mal
das Verhältnis der Maximaldicke des Profils zur
Profilsehne ergibt.
6. Tragflügelprofil nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,
daß die Dicke der Hinterkante nicht größer ist als
0,5% der Profilsehnenlänge.
7. Tragflügelprofil nach Anspruch 1
gekennzeichnet durch
einen dritten Bereich, der sich von der Vorderkante aus
gerechnet von 12% bis 25% der Profilsehne erstreckt,
wobei die Profilunterseite in diesem Bereich eine im
wesentlichen konstante Konvexkrümmung aufweist.
8. Tragflügelprofil nach Anspruch 7
gekennzeichnet durch
einen vierten Bereich, der sich von 30% bis 45% der
Profilsehne von der Vorderkante gerechnet, erstreckt,
wobei die Profilunterseite in diesem Bereich einen
Punkt maximaler konvexer Krümmung aufweist.
9. Tragflügelprofil nach Anspruch 1 bezogen auf ein
Koordinatensystem mit den aufeinander senkrecht
stehenden Achsen 0X, 0Y, in dem jeweils die reduzierten
Abszissen und Ordinaten X bzw. Y eingezeichnet sind und
der Ursprung 0 auf der Vorderkante liegt und die
0X-Achse mit der Profilsehne zusammenfällt,
dadurch gekennzeichnet,
daß im Bereich der Vorderkante bis zu einer zwischen
etwa bei 0,1 und 0,16 liegenden reduzierten Abszisse,
gerechnet von der Vorderkante aus, sowie im Bereich der
Hinterkante von einer bei etwa 0,70 bis zu einer bei
etwa 0,85 liegenden reduzierten Abszisse - gerechnet von
der Vorderkante aus - die Flügelunterseite aus aufeinanderfolgenden
Kurvenabschnitten gebildet ist, die der allgemeinen
Formel
Y = e max · (a X 3/2 + b X 1/2 + c)genügen, in der e max die maximale Dicke des Profiles a,
b und c Konstanten bezeichnen, die jedem der
Kurvenabschnitte zugeordnet sind, wobei die
Koeffizienten a, b und c als Funktion der reduzierten
Abszissen X im genannten Bereich der Vorderkante
folgende Werte haben:
während die Koeffizienten a, b und c als Funktion der
reduzierten Abszisse X im genannten Bereich der
Hinterkante die folgenden Werte haben:0,714 B 0,846a-3,029b 8,529c-5,544
10. Tragflügelprofil nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,
daß von der Vorderkante zur Hinterkante die
Flügeloberseite aus aufeinanderfolgenden
Kurvenabschnitten gebildet ist, die der allgemeinen
Formel
Y = e max · (k 1 X 3/2 + k 2 X 1/2 + m)genügen, in der e max die maximale Dicke des Profiles
bezeichnet, während k 1, k 2 und m Konstanten sind, die
jedem der jeweiligen Kurvenabschnitte zugeordnet sind,
wobei als Funktion der reduzierten Abszisse X die
Koeffizienten k 1, k 2 und m folgende Werte annehmen:
11. Tragflügelprofil nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,
daß in einem annähernd zwischen den reduzierten
Abszissen von 0,1 bis 0,6 liegenden Mittelabschnitt die
Dicke Y₀ des Profils einem Gesetz der allgemeinen
Formel:
Y₀ = e max · ( p X + q X²)1/2folgt, wobei e max die maximale Dicke des Profiles
bezeichnet und p und q Konstanten sind, mit den Werten
5,477 bzw. -7,564.
12. Tragflügelprofil nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet,
daß sich der genannte zweite Bereich zwischen den
reduzierten Abszissen von 0,5 bis 1,0 erstreckt, in
welchem die dicke Y₀ des Profiles einem Gesetz der
allgemeinen Formel
Y₀ = e max · (r X + s)folgt, wobei e max die maximale Dicke des Profiles
bezeichnet, und r und s Konstanten sind, mit den Wertenr = -1,805 und s = 1,848.
13. Tragflügel nach Anspruch 12,
dadurch gekennzeichnet,
daß sich der genannte zweite Bereich zwischen den
reduzierten Abszissen von 0,5 bis 0,8 erstreckt.
14. Tragflügel nach Anspruch 7,
dadurch gekennzeichnet,
daß seine maximale Dicke 12,58% der Profilsehnenlänge
beträgt, daß der Punkt der Maximalkrümmung der
Profiloberseite bei etwa 85% der Profilsehnenlänge,
gerechnet von der Vorderkante aus, liegt,
der Krümmungsradius an diesem Punkt etwa 172% der Sehne
beträgt, daß der durch die Tangenten an die
Profilunter- und Profiloberseite an der Hinterkante
eingeschlossene Winkel zwischen 15° und 16° beträgt, der
Punkt maximaler konkaver Krümmung der Profilunterseite
etwa bei 76% der Profilsehnenlänge, gerechnet von der
Vorderkante aus, liegt, der Krümmungsradius an diesem
Punkt etwa 132% der Sehne beträgt, daß die
Profilunterseite in einem Bereich von 12% bis 25% der
Profilsehnenlänge, gerechnet von der Vorderkante aus,
eine praktisch konstante konvexe Krümmung mit einem
Radius von etwa 179% der Sehne aufweist und daß die
Profilunterseite einen Punkt maximaler konvexer
Krümmung bei etwa 37% der Profilsehnenlänge, gerechnet
von der Vorderkante aus, aufweist, wobei der
Krümmungsradius an diesem Punkt etwa 119% der
Profilsehne beträgt.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR7815926A FR2427249A1 (fr) | 1978-05-29 | 1978-05-29 | Profil de voilure pour aeronef |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2922200A1 DE2922200A1 (de) | 1979-12-06 |
DE2922200C2 true DE2922200C2 (de) | 1988-04-21 |
Family
ID=9208789
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19792922200 Granted DE2922200A1 (de) | 1978-05-29 | 1979-05-29 | Tragfluegelprofil |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4413796A (de) |
CA (1) | CA1116151A (de) |
DE (1) | DE2922200A1 (de) |
FR (1) | FR2427249A1 (de) |
GB (1) | GB2022045B (de) |
IL (1) | IL57315A (de) |
IT (1) | IT1120909B (de) |
Families Citing this family (38)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2072600B (en) * | 1980-03-13 | 1983-11-09 | Secr Defence | Supercritical aerofoil section |
DE3208970C2 (de) * | 1981-07-01 | 1987-02-05 | Dornier Gmbh, 7990 Friedrichshafen | Tragflügel für Flugzeuge mit Kurzstart- bzw. Kurzlandeeigenschaften |
US4498646A (en) * | 1981-07-01 | 1985-02-12 | Dornier Gmbh | Wing for short take-off and landing aircraft |
DE3140351C2 (de) * | 1981-10-10 | 1987-02-12 | Dornier Gmbh, 7990 Friedrichshafen | Profile, insbesondere Tragflügelprofile für Luftfahrzeuge |
DE3140350C2 (de) * | 1981-10-10 | 1987-02-05 | Dornier Gmbh, 7990 Friedrichshafen | Profile, insbesondere Tragflügelprofile für Luftfahrzeuge |
AU555526B2 (en) * | 1982-10-29 | 1986-09-25 | General Electric Company | Aircraft engine nacelle |
JPS59100088A (ja) * | 1982-11-30 | 1984-06-09 | Sanshin Ind Co Ltd | 船舶推進機用プロペラ |
EP0111785A1 (de) * | 1982-12-20 | 1984-06-27 | The Boeing Company | Mit Laminarströmung und kleinem stossbedingtem Widerstandsprofil |
EP0167534B1 (de) * | 1984-01-16 | 1987-08-19 | The Boeing Company | Tragflügelprofile mit verbesserter auftriebstauglichkeit |
FR2590229B1 (fr) * | 1985-11-19 | 1988-01-29 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Perfectionnements apportes aux helices aeriennes en ce qui concerne le profil de leurs pales |
US4844698A (en) * | 1986-06-17 | 1989-07-04 | Imc Magnetics Corp. | Propeller blade |
USRE34109E (en) * | 1986-06-17 | 1992-10-20 | Imc Magnetics Corp. | Propeller blade |
US4780058A (en) * | 1986-12-03 | 1988-10-25 | Marine Systems Research Inc. | Stable fluid foil section |
US4858852A (en) * | 1987-06-01 | 1989-08-22 | Mcdonnell Douglas Corporation | Divergent trailing-edge airfoil |
US4834617A (en) * | 1987-09-03 | 1989-05-30 | United Technologies Corporation | Airfoiled blade |
FR2626841B1 (fr) * | 1988-02-05 | 1995-07-28 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Profils pour pale d'helice aerienne carenee |
US4941803A (en) * | 1989-02-01 | 1990-07-17 | United Technologies Corporation | Airfoiled blade |
US5318249A (en) * | 1992-04-14 | 1994-06-07 | The Boeing Company | Curled trailing edge airfoil |
NO944346D0 (no) * | 1994-07-04 | 1994-11-15 | Hyun Dai Heavy Ind Co Ltd | Propell |
KR960004160A (ko) * | 1994-07-07 | 1996-02-23 | 김정국 | 수중익선 및 항공기의 날개 |
US6059532A (en) * | 1997-10-24 | 2000-05-09 | Alliedsignal Inc. | Axial flow turbo-machine fan blade having shifted tip center of gravity axis |
US6856941B2 (en) | 1998-07-20 | 2005-02-15 | Minebea Co., Ltd. | Impeller blade for axial flow fan having counter-rotating impellers |
US6565334B1 (en) | 1998-07-20 | 2003-05-20 | Phillip James Bradbury | Axial flow fan having counter-rotating dual impeller blade arrangement |
US6129528A (en) * | 1998-07-20 | 2000-10-10 | Nmb Usa Inc. | Axial flow fan having a compact circuit board and impeller blade arrangement |
GB9828447D0 (en) | 1998-12-24 | 1999-02-17 | Secr Defence Brit | Wing trailing edge |
JP4237980B2 (ja) * | 2002-06-12 | 2009-03-11 | 本田技研工業株式会社 | 飛行機の主翼用層流翼型 |
US8186616B2 (en) * | 2004-12-21 | 2012-05-29 | Israel Aerospace Industries Ltd. | Hybrid transonic-subsonic aerofoils |
WO2009155548A1 (en) * | 2008-06-20 | 2009-12-23 | Philadelphia Gear Corporation | Combined axial-radial intake impeller with circular rake |
CN103818545B (zh) * | 2012-11-16 | 2016-04-20 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种高升阻比的亚音速翼型 |
CN104176234B (zh) * | 2014-08-19 | 2016-03-02 | 西北工业大学 | 一种具有高升阻比滑翔特性的仿翼龙翼型 |
US10414482B2 (en) * | 2014-08-21 | 2019-09-17 | Juan Gerardo Narvaez Tijerina | Airfoils for stunt flights |
US10850827B2 (en) * | 2014-08-21 | 2020-12-01 | Juan Gerardo Narvaez Tijerina | Airfoils for stunt flights |
RU2594321C1 (ru) * | 2015-05-20 | 2016-08-10 | Виктор Антонович Золотухин | Аэродинамический профиль несущей поверхности летательного аппарата |
US9868525B2 (en) * | 2015-09-25 | 2018-01-16 | The Boeing Company | Low speed airfoil design for aerodynamic improved performance of UAVs |
RU2610888C1 (ru) * | 2015-11-30 | 2017-02-17 | Государственное бюджетное образовательное учреждение города Москвы "Школа N 315" | Крыло самолета |
JP7038404B2 (ja) | 2017-12-12 | 2022-03-18 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | 遷音速翼型、翼及び航空機 |
RU2736402C1 (ru) * | 2020-02-10 | 2020-11-16 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Аэродинамический профиль |
CN113639592B (zh) * | 2021-08-27 | 2023-04-18 | 西安近代化学研究所 | 一种适用于宽速域的跨音速导弹弹翼 |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3952971A (en) * | 1971-11-09 | 1976-04-27 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Airfoil shape for flight at subsonic speeds |
GB1554713A (en) * | 1975-03-04 | 1979-10-24 | Secr Defence | Wings |
FR2309400A1 (fr) * | 1975-04-28 | 1976-11-26 | Soyez Jean Louis | Structures demontables d'ailes et de stabilisateurs |
GB1553816A (en) * | 1975-06-12 | 1979-10-10 | Secr Defence | Wings |
-
1978
- 1978-05-29 FR FR7815926A patent/FR2427249A1/fr active Granted
-
1979
- 1979-05-15 GB GB7916826A patent/GB2022045B/en not_active Expired
- 1979-05-16 IL IL57315A patent/IL57315A/xx unknown
- 1979-05-25 CA CA328,343A patent/CA1116151A/fr not_active Expired
- 1979-05-28 IT IT23059/79A patent/IT1120909B/it active
- 1979-05-29 DE DE19792922200 patent/DE2922200A1/de active Granted
-
1981
- 1981-08-14 US US06/292,837 patent/US4413796A/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE2922200A1 (de) | 1979-12-06 |
FR2427249A1 (fr) | 1979-12-28 |
IT7923059A0 (it) | 1979-05-28 |
GB2022045B (en) | 1983-02-23 |
US4413796A (en) | 1983-11-08 |
CA1116151A (fr) | 1982-01-12 |
FR2427249B1 (de) | 1980-11-21 |
GB2022045A (en) | 1979-12-12 |
IT1120909B (it) | 1986-03-26 |
IL57315A (en) | 1983-06-15 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2922200C2 (de) | ||
EP0076907B1 (de) | Profile, insbesondere Tragflügelprofile für Luftfahrzeuge | |
DE3036353C2 (de) | Rotorblatt für Drehflügelflugzeuge | |
DE69202516T2 (de) | Rotorblatt eines Drehflügelflugzeuges. | |
DE3522943C2 (de) | ||
DE68915583T2 (de) | Profiliertes Blatt. | |
DE3114143C2 (de) | ||
DE60025476T2 (de) | Flugzeugflügel und rumpfkonturen | |
DE2712717C2 (de) | ||
DE3789902T2 (de) | Flügelfläche mit einer divergierenden hinterkante. | |
DE2904956C2 (de) | ||
DE10020177A1 (de) | Einrichtung zur Lärmminderung an Tragflügeln von Flugzeugen | |
DE3226968A1 (de) | Fluegelprofilblatt | |
DE2713902A1 (de) | Tragfluegel | |
DE69404867T2 (de) | Flügel/triebwerksgondel-kombination eines flugzeuges | |
DE102009050747A1 (de) | Flugzeug mit mindestens zwei Seitenleitwerken in nicht zentraler Anordnung | |
EP0076936B1 (de) | Profile, insbesondere Tragflügelprofile für Luftfahrzeuge | |
DE69002053T2 (de) | Verlängerung des Triebwerkträgers eines Flugzeugflügels zur Verminderung des aerodynamischen Verlustes. | |
DE1963699U (de) | An tragflaechen von flugzeugen anbringbarer laenglicher behaelter, insbesondere fuer pfeilfoermige tragflaechen. | |
DE69501114T2 (de) | Tragflügelflächen | |
DE3318413C2 (de) | ||
DE69909522T2 (de) | Flügelprofilhinterkante | |
DE2421524A1 (de) | Fahrzeug mit einem den widerstand verringernden, niedrigliegenden entenleitwerk | |
DE930724C (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Verhinderung des Abloesens eines stroemenden Mediums von einem umstroemten Koerper | |
EP0068121B1 (de) | Tragflügel für Flugzeuge mit Kurzstart- und Kurzlandeeigenschaften |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OAP | Request for examination filed | ||
OD | Request for examination | ||
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |