DE3036353A1 - Rotorblatt fuer drehfluegelflugzeuge - Google Patents

Description

Dipl -Ing. OtIo Hügel, Dipl.-Ing. Manfred Säger, Patentanwälte, Cosimastr. 81, D-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 9 - L 11.702

Für die vorliegende Anmeldung wird die Priorität der US-Anmeldung Nr. 06/079,706 vom 28. September 1979 in Anspruch genommen.

Die Erfindung bezieht sich im Allgemeinen auf Hubschrauber-Rotorblätter, insbesondere aber auf deren Tragflügelprofil. Tragflügel eignen sich speziell für eine Verwendung in Verbindung mit Rotoren, beispielsweise solchen, wie sie bei Hubschraubern oder andersartigen Drehflügelflugzeugen eingesetzt sind. Die Tragflügel sind so ausgelegt, daß, wenn das Blatt hinsichtlich der Flugbewegung zurückläuft, bei einem großen Anstellwinkel maximale Auftriebscharakteristiken vorhanden sind, und daß, wenn sich das Blatt nach vorn bewegt, eine maximale Verzögerung der Widerstandserhöhung oder Widerstandsabweichung gegeben ist, wodurch der Rotor in der Lage ist, dem Roll- bzw. Quermoment entgegenzuwirken, das sonst beim Vorwärtsflug des Luftfahrzeugs bewirkt würde. Dies wird dadurch bewerkstelligt, daß der Kippmomentkoeffizient des Tragflügelprofils bei oder etwa bei Null gehalten wird, so daß das Blatt auf Drehflügel und Steuerungsanlage mit Luftschraube minimale Lasten aufbringt.

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Der Stand der Technik kennt viele Arten von Tragflügeln und Tragflügelfamilien. Ziemlich viele davon wurden in den Jahren um 1930 und 1940 von NACA entwickelt, dem "National Advisory Committee of Aeronautics", Vorläufer der "National Aeronautics and Space Administration of the United States of America". Die entsprechenden Informationen sind veröffentlicht worden und stehen weltweit in den meisten Fachbibliotheken zur Verfügung und sind Aerodynamikern gut bekannt. Die meisten wirtschaftlich Erfolg bringenden Hubschrauber haben Rotorblätter, die mit Tragflügeln aus den folgend genannten drei Familien ausgestattet sind: NACA OOXX, ISACA 23OXX und der NACA 8 Serie. Die Buchstaben XX bezeichnen die Dicke der Tragflügel.

Es ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung eine neue Familie von verbesserten Tragflügeln zu schaffen, die einen maximalen Auftrieb und eine maximale Verzögerung der Widerstandsabweichung erzeugen, während der Kippmomentkoeffizient im Wesentlichen gleich Null ist.

Ferner ist es Aufgabe der Erfindung eine Tragflügelfamilie für eine Verwendung bei Hubschrauber-Rotoren zu schaffen, die über die vorstehend genannten Eigenschaften verfügt.

Diese Aufgaben werden bei Rotorblättern laut Oberbegriff des Anspruches 1 erfindungsgemäß durch dessen kennzeichnende Merkmale gelöst.

Dipl.-lng. Otto 1^:Ιϋΐ'ΐ·.|. Dipl.-Ing. Manfred S.iper, Piitcnlanwiillc, Cosimaslr. 81, D-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 1 1 - L 11.702

Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen gekennzeichnet.

Es folgt die Beschreibung einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung anhand der Zeichnungen.

Es zeigt:

Fig. 1 eine perspektivische Darstellung eines Hubschraubers mit Rotorblättern, die mit den erfindungsgemäßen Tragflügeln ausgestattet sind,

Fig. 2 eine schematische Darstellung der Rotorkreisebene eines Hubschraubers,

Fig. 3 eine Schnittansicht entlang der Linie 3-3 in Fig.2 eines der Rotorblätter des Hubschraubers, welches ein Tragflügelprofil zeigt,

Fig. 4 ein Diagramm des Widerstandskoeffizienten c, gegenüber der Machzahl M,

Fig. 5 den maximalen Auftriebskoeffizienten C^ gegenüber

max

der Machzahl der Widerstandsabweichung M,, ,

Fig. 6 die Konturen von vier Tragflügeln aus der erfindungsgemäßen Tragflügelfamilie,

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Fig. 7 Hilfsruder der Blatthinterkante, die zur Änderung der Kippmomenteigenschaften der erfindungsgemäßen Tragflügel dienen und

Fig. 8 Keile der Blatthinterkante, die zur Änderung der Kippmomenteigenschaften der erfindungsgemäßen Tragflügel dienen.

In Fig.1 weist ein einrotoriger Hubschrauber 20 einen Hauptrotor 22 und einen Schwanzrotor 24 auf, welcher dem Drehmoment entgegenwirkt und das Luftfahrzeug um seine Gierachse steuert. Der Hauptrotor 22 umfaßt eine Nabe 25 und Rotorblätter 26. Ist der Rotor 22 in Betrieb, so dreht er sich - von der Oberseite des Hubschraubers gesehen - entgegen dem Uhrzeigersinn und erzeugt dabei Auftrieb, Während sich der Rotor dreht, treffen die Tragflügelprofile, die entlang der Spannweite eines bestimmten Blatts weiter außen liegen, auf höhere Geschwindigkeiten als die nach innen gerichteten Tragflügelprofile. Wenn der Hubschrauber sich zudem in Vorwärtsflug befindet, trifft jedes bestimmte Tragflügelprofil auf der vorlaufenden Seite des Rotors auf höhere Geschwindigkeiten, als dies bei demselben Tragflügelprofil auf der rücklaufenden Seite des Rotors der Fall ist. Daraus ergibt sich„ daß auf der vorlaufenden Seite des Rotors mehr Auftrieb erzeugt werden kann als auf der rücklauf enden Seite, weshalb ein Moment entsteht, das dazu tendiert, das Luftfahrzeug um seine Längsachse zu drehen. Um

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den Hubschrauber während des Vorwärtsflugss in Horizontallage zu halten, ist es notwendig, daß jedes Rotorblatt 26 um seine Längsachse gekippt wird, die sich in radialer Richtung von der Rotornabe erstreckt. Die Blattsteigung oder der Angriffswinkel Oj eines jeden Blatts wird verringert, wenn es sich auf der vorlaufenden Seite des Rotors 22 befindet, so daß weniger Auftrieb erzeugt wird, und wird vergrößert, während es sich auf der rücklaufenden Seite des Rotors befindet, so daß ein größerer Auftrieb erzeugt wird. Auf diese Weise erzeugen die vorlaufenden und rücklaufenden Hälften des Rotors eine gleich große Menge an Auftrieb, wodurch das Rollmoment bzw. Quermoment, welches das Luftfahrzeug sonst um seine Längsachse drehen würde, ausgeschaltet wird.

Um die Rotorblätter 26 um deren Längsachse kippen zu können, werden sie mittels Blattlagern oder dergleichen an der Rotornabe 25 befestigt. Der Blattwinkel wird durch Blattverstellstangen, die an einer Taumelscheibe befestigt sind, verändert und in der jeweiligen Einstellung festgehalten. Die Taumelscheibe ist wiederum an Stellgliedern des Steuersystems befestigt.

Aufgrund der aerodynamischen und dynamischen Kräfte, die durch das Rotorblatt 26 in dessen verschiedenen Achsbereichen erzeugt werden, ist der Kipp-Steuermechanismus heftigen Spannungen ausgesetzt. Eine bedeutende Komponente der Größe

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BAD ORIGINAL

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des Kippmoments ergibt sich aus den Kippmomenteigenschaften des jeweiligen Tragflügels oder der Tragflügel, die für die Verwendung im Rotorblatt ausgewählt wurden. Die Größe dieser Steuerlasten stellt einen typischen Begrenzungsfaktor in der Konstruktion von Rotoren dar.

Ein weiterer unerwünschter Effekt des durch den Tragflügel erzeugten Kippmoments ist eine Tendenz, das Rotorblatt zu verdrehen. Dies könnte unerwünschte aerodynamische Folgen haben, well hierdurch der Angriffswinkel an der betreffenden Stelle des Blattquerschnitts verändert wird, was dazu führen kann, daß sich die Rotorleistung verringert.

Wie in den meisten Fällen, in denen Tragflügel verwendet werden, bilden Auftrieb und Widerstand ebenfalls primäre Merkmale. Man strebt daher praktische immer an, einen maximalen Auftrieb und zugleich einen minimalen Widerstand zu erreichen, da hierdurch die zum Betreiben des Luftfahrzeugs erforderliche Leistung verringert wird. Die Leistungsmerkmale bei Tragflügeln, das heißt, Auftrieb, Widerstand und Kippmoment, in einem Bereich von Mach .3 bis .9, sind bei Verwendung in Rotoren von besonderer Bedeutung. Das ist auf die Tatsache zurückzuführen, daß die ortsbezogene Machzahl an den Tragflügelprofilen entlang der Spannweite des Blatts gesehen, die den größten Teil des von dem Rotor erzeugten Auftriebs hervorbringen, in diesem Bereich liegt. Diese Spanne gilt für die meisten Rotoren, ungeachtet der Unter-

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schiede in Größe und Betriebsdrehzahl. Dies resultiert aus der Tatsache, daß, um Schockwirkungen auf die vorlaufende Seite des Rotors zu reduzieren, die Machzahl an der Rotorblattspitze unter eins (1) gehalten wird.

Fig.2 zeigt eine schematische Darstellung des Rotors 22. Die Rotormitte wird bei Mach.2 vorwärtslaufend gezeigt. Ein Rotorblatt 26 ist in seiner Mittelpunktlage auf der vorlaufenden Seite des Rotors 22 gezeigt. Das Rotorblatt hat einen Radius R und eine 'Sehne c. Der Radius ist als die Entfernung von der Rotationsmitte bis zur Spitze des Rotorblatts definiert, während die Sehne als die Entfernung von der Blattvorderkante zur Blatthinterkante definiert ist. Wie dem Fachmann bekannt ist, operieren die meisten Hubschrauberrotoren bei einer konstanten Drehzahl. Die besondere Drehgeschwindigkeit für einen besonderen Hubschrauber ist eine Funktion aus dem Durchmesser des Rotors und der Betriebsgeschwindigkeit des Hubschraubers. In der Schwebe bzw. im Schwebeflug wird die Rotorblattspitze eine besondere bzw. bestimmte Geschwindigkeit V^ haben » Wenn sich das Luftfahrzeug jedoch in Vorwärtsflug befindet, wird die effektive Geschwindigkeit der Spitze V. gleich V

* . ^th plus der Vorwärtsgeschwindigkeit des Hubschraubers V, an der vorlaufenden Seite des Rotors sein. An der rücklaufenden Seite des Rotors wird V. gleich V minus V, sein.

t t_h η

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Wie vorstehend erwähnt, muß der Rotor so ausgelegt sein, daß die maximale Geschwindigkeit an der Spitze V.

max unter M = 1 sein wird. Dies wird dadurch bewerkstelligt, daß der Durchmesser des Rotors, die Rotordrehzahl und die maximale Vorwärtsgeschwindigkeit des Hubschraubers variiert werden.

Aufgrund der Einschränkung, nämlich V unter einer Machzahl von eins (1) zu halten, sind die allgemeinen Kriterien für die Auswahl von Tragflügelprofilen für Hubschrauberrotoren gleich. Für Hochgeschwindlgkeits-Hubschrauber werden die Kriterien jedoch strenger. Die Kriterien für Niedergeschwindigkeits-Hubschrauber stellen eine andere Problemgruppe dar, da Ihre Blätter im Allgemeinen viel größer sind. Infolgedessen werden die Wirkungen bzw. Ergebnisse der Reynoldszahl eingesetzt, die für kleinere Hochgeschwindigkeits-Hubschrauber unterschiedlich sind. Diese Unterschiede sind Aerodynamikern gut bekannt und werden bereits bei der Konstruktion berücksichtigt.

Fig.3 zeigt eine Schnittansicht entlang der Linie 3-3 in Fig.2 der Rotorblätter 26, welche ein erfindungsgemäßes Tragflügelprofil aufweisen. Zu Beschreibungszwecken ist das Tragflügelprofil schematisch dargestellt. Die in der Beschreibung der Tragflügel verwendete Nomenklatur wird nach-

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stehend kurz erläutert. Die Profilsehne c des Tragflügels ist als Gerade zwischen der Vorderkante und Hinterkante des Tragflügels definiert. Die maximale Dicke des Tragflügels ist ebenfalls gezeigt und wird im Allgemeinen als ein Prozentsatz der Sehne c angegeben. Tragflügel werden mit Hilfe eines kartesischen Koordinatensystems beschrieben, worin die X-Achse mit der Profilsehne zusammenfällt, und die Vorderkante sich am Anfangspunkt befindet. Ein Tragflügel wird beschrieben, indem die lotrechten Distanzpunkte an der Ober- und Unterseite von einem bestimmten Punkt an der Sehne aus versetzt werden. Beschreibungen von Tragflügeln werden verallgemeinert, indem die Koordinaten nicht dimensioniert werden. Dies geschieht durch Teilen der X- und Y-Strecke durch die Sehnenlänge. Demnach werden die vertikale und längsaxiale Wegstrecke und/oder Ausdehnung als y/c bzw. x/c ausgedrückt.

Die Mittellinie m verläuft wie die Profilsehne c durch die Vorder- und Hinterkante des Tragflügels, ist jedoch so definiert, daß die Entfernung zur Oberseite und Unterseite des Tragflügels von einem Punkt auf der Mittellinie entlang einer Senkrechten zu einer Tangente der Mittellinie in diesem Punkt gesehen immer gleich ist. Bei symmetrischen Tragflügeln sind Ober- und Unterseite identisch, und die Mittellinie fällt mit der Profilsehne zusammen.

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Die Mittellinie m drückt den Krümmungsgrad oder die Flügelwölbung des Tragflügels insgesamt aus. Wie Aerodynamikern bekannt ist, beeinflußt der Wölbungsgrad oder der Krümmungsgrad der Mittellinie m allgemein den maximalen Auftriebskoeffizienten c und den Kippmomentkoeffizienten bei

max
null Auftrieb c des Tragflügels. Die erfindungsgemäßen

ο
Tragflügel sind nichtsymmetrische und somit gewölbte Trag-

flügelprofile.

Der von einem bestimmten .Tragflügelprofil erzeugte Auftrieb ist eine Funktion seines Angriffswinkels OO . Nach der NACA-Definition ist der Angriffswinkel der Winkel zwischen dem Vektor V der Anströmgeschwindigkeit und der Profilsehne des Tragflügels.

Bei der Auswahl von Tragflügelprofilen für die Verwendung in Rotorblättern von Hubschraubern müssen die Auftriebsund Widerstandscharakteristiken der Tragflügel analysiert werden. Die in Betracht gezogenen Tragflügel müssen jedoch über annehmbare Kippmomenteigenschaften verfügen. Kippmomenteigenschaften werden durch den Momentkoeffizienten c

definiert -, während Auftrieb und Widerstand durch den Auftriebskoeffizienten und Widerstandskoeffizienten c, bzw.

c, definiert werden. Der Momentkoeffizient c eines Trag-α m

flügelprofils variiert im Allgemeinen mit dem Angriffswinkel des Blatts. Innerhalb des Feldes wird jedoch allgemein

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»ipl.-lnp. Oito l-'liigcl, Dipl.-Ing. Manfred S.ipcr, Palcn'anwiiltc, Cosiniaslr. 81, D-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 19 - L 11.702

akzeptiert, daß eine solche Variation bzw. Abweichung klein ist. Bei Nachprüfung der Auftriebs- und Widerstandseigenschaften werden Tragflügel ausgewählt, die Kippmomenteigenschaften innerhalb des Bereichs von -.01 bis + .01 haben, wenn das Blatt unter einer Machzahl M = .4 null Auftrieb c erzeugt. Es wird jedoch zu der Erkenntnis gelangt, daß ein Niedergeschwindigkeits c Innerhalb des Bereichs von null bis +.01 höchst wünschenswert ist. Wie es in der Aerodynamik allgemein die Praxis ist, werden Kippmomente am Neutralpunkt der Tragflügel gemessen. Demgemäß beziehen sich sämtliche Verweise auf Kippmoment c und Kippmomentkoeffizient c_m hier auf den Neutralpunkt (quarter chord - Viertel-

o
sehne) eines Tragflügels.

Ein positives c_m gibt ein Moment an, das dazu tendiert, den Bug des Tragflügels hochzuziehen, während ein negatives c ein buglastiges Moment angibt.

Die maximalen Auftriebsfähigkeiten eines Tragflügels werden durch den maximalen Auftriebskoeffizienten c, wie-

max dergegeben. Diese Größe ist wichtig, wenn das Rotorblatt sich im Rücklauf befindet, wie das der Fall ist, wenn das Blatt seine maximale Auftriebsfähigkeit demonstrieren muß. Ein Tragflügel für einen Hubschrauber wird generell auf der Basis seines c, bei Machzahlen gewählt, die typisch

max
für den Rücklaufbereich des Blatts sind. Für diesen Zweck

wird im Allgemeinen eine Machzahl von .4 gewählt, da diese

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Dipl.-lng. Olio Hügel, Dipl.-Ing. Manfred Säger, Patentanwälte, Cosimastr. 81, D-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 20 - L 1 1 .702

Geschwindigkeit die Durchschnittsgeschwindigkeit darstellt, bei welcher ein Strömungsabriß des rücklaufenden Blatts bei Hochgeschwindigkeitsflug des Plubschraubers bedeutsam wird.

Die Widerstandseigenschaften eines Tragflügels werden durch seinen Widerstandskoeffizienten c, wiedergegeben. Es wurde allgemein die Erkenntnis gewonnen, daß der Widerstandskoeffizient c, zusammen mit der Machzahl M steigt. Es wurde jedoch festgestellt, daß an einem Punkt unter der Schallgeschwindigkeit (M = 1) die Geschwindkeit, bei welcher der Widerstand mit zunehmender Machzahl größer wird, scharf ansteigt. Dieser Zuwachspunkt ist als Punkt der Widerstandsabweichung M,j bekannt. Wie die anderen aerodynamischen Größen, variieren der Widerstandsbeiwert c, und damit der

Punkt der Widerstandsabweichung M-, mit dem Angriffswinkel eines bestimmten Tragflügelprofils. Demgemäß wird für Vergleichszwecke und zur Auswahl von Tragflügeln die Widerstandsabweichung M-, an dem Punkt des Tragflügels verwendet, an dem null Auftrieb M,, vorhanden ist.

^ddo

Ein Diagramm des Widerstandsbeiwerts bei null Auftrieb c

^do gegenüber der Machzahl M ist in Fig.4 gezeigt. Der Punkt, an dem die Änderung des Widerstandsbeiwerts c, in Bezug auf M dc_d/dM = 0,1 ist, ist die allgemein anerkannte Definition der Machzahl für die Widerstandsabweichung ^Mdd* ^{In Fi}9^{ur 4 ist dies als de}r funkt gezeigt,

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Dipl.-lng. Olto Flügel, Dipl.-lng. Manfred Siigei, Patentanwälte, Cosimastr. 81, D-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 21 - L 11.702

an welchem die Gerade, die dc-,/dM - 0.1 wiedergibt, die Tangente der Linie ist, die c, gegen M wie-

o dergibt. Die Machzahl an diesem Punkt ist die Machzahl der

Widerstandsabweichung bei null Auftrieb M,,

Ein Diagramm des maximalen Auftriebskoeffizienten c,

max bei einer Machzahl von 0.4 gegen M-, ist in Fig.5 gezeigt.

Jeder Punkt in dem Diagramm stellt einen einzelnen, bestimmten, dimensionslosen Tragflügel dar. In einigen Beispielen, auf welche nachfolgend Bezug genommen wird, bezeichnet eine Linie eine Tragflügelfamilie.' Die aus Fig. 5 ersichtlichen Tragflügel haben generell einen c in einem Bereich von -.0 bis .01. Die Position eines jeden bestimmten Tragflügels oder Tragflügelfamilie in Fig.5 hat nur dann Gültigkeit, wenn der maximale Auftriebsbeiwert bei einer Machzahl von .4 genommen wird. Je weiter ein bestimmter Tragflügel vom /Ausgangspunkt entfernt ist, desto wünschenswerter ist er für eine Verwendung für einen Hubschrauber. Die Eigenschaften der erfindungsgemäßen Tragflügelfamilie sind in Fig.5 als VR-XX gezeigt, wobei XX zur näheren Bezeichnung bestimmter Tragflügelprofile durch beliebige Zahlen ersetzt ist. Dieses Kennzeichnungssystem wird deshalb verwendet, weil die Tragflügel sich nicht nach einem der derzeit verwendeten Standardsysteme, wie zum Beispiel einige der NACA Kennzeichnungssysteme, kennzeichnen lassen.

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Dipl.-Ing. Otto Flügel, Dipi.-Ing. Manfred Säger, Patentanwälte, Cosimastr. 81, D-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 22 - L 11.702

Die Tragflügel nach vorliegender Erfindung haben einen c ,

der in einen Bereich von -.01 bis .01 fällt. Die Leistungsmerkmale der vorliegenden Tragflügelfamilie, die die Basis von VR-XX in Fig.5 bilden, sind in Tabelle I aufgeführt. Werte, die bei Versuchen im Windkanal ermittelt wurden, haben gezeigt, daß die Tragflügel gemäß vorliegender Erfindung einen c von etwa -.006 +; .002 haben.

Die in Fig.5 gezeigte und in Tabelle I fortgeführte Leistungskurve der erfindungsgemäß ausgebildeten Familie basiert auf den Werten, die bei Versuchen im Windkanal ermittelt wurden. Die Testdaten haben eine Streuung, die in einer Abweichung von + .025 des Wertes von c resultiert.

max

Die Leistungswerte der bestimmten Tragflügel in Fig.5 basieren auf Versuchen im Windkanal, die mit Tragflügeln mit einer Profilsehne von 33,02 cm (= 13 inches) durchgeführt wurden. Die Leistungswerte sind in Tabelle IX aufgeführt.

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Dipl.-Ing. Otto Flügel, Dipl.-Ing. Manfred Siiger, Patentanwälte, Cosimastr. 81, D-8 München 81

THE BOEING COMPANY

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L 1 1.702

TABELLE I

M, n ddo	C1 (M = 0.4) max
0.78	1 .60
0.79	1 .55
0.80	1 .50
0.81	1.45
0.82	1 .38
0.83	1.33
0.84	1.26
0.85	1 .20

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Dipl.-Ing. Otto Hügel, Dipl.-lng. Manfred Siigcr, Patentanwälte, Cosimaslr. 81, D-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 24 - L 11.702

Wie vorstehend erwähnt, war in den Entwurfskriterien für die erfindungsgemäße Tragflügelfamilie die Bedingung enthalten, daß c_m in den Bereich von -.01 bis + .01 fällt.

ο
BeimEntwurf und bei der Auswahl der Tragflügel ist der

Wert von c_m bei "niedrigen Geschwindigkeiten" ermittelt.

"Niedrige Geschwindigkeiten" beziehen sich in diesem Kontext allgemein auf Machzahlen, die genügend klein sind, so daß Kompressionswirkungen bzw. Verdichtungswirkungen ignoriert werden können. Tatsächlich variiert C linear

^mo ' "' mit den Machzahlen in einem niedrigen Bereich.

Dieser ist genügend klein, so daß c_m bei

ο ßetriebsmachzahlen generell noch in dem Bereich von *

-.01 bis +.01 liegen wird, wenn c_m bei niedrigen Geschwin-

digkeiten innerhalb dieses Bereichs rangiert. Da jedoch gerade eine starke Änderung des Widerstands gegenüber der Machzahlkurve vorhanden ist, ist auch eine starke Änderung des Momentkoeffizienten c_m gegenüber der Mächzahlkurve vorhanden. Der starke Sprung in der Momentkurve tritt bei einer Machzahl auf, die sehr nahe an der Machzahl der Widerstandsabweichung liegt. Demgemäß ist der Wert des Kippmomentkoeffizienten bei null Auftrieb c bei niedrigen Geschwindigkeiten, das heißt bei Geschwindigkeiten, bei welchen Verdichtungswirkungen vernachlässigt werden können, im Allgemeinen bei einer Machzahl unter .3, representativ für das aerodynamische Kippmoment, solange, bis Machzahlen erreicht werden, die der Machzahl der Widerstandsabweichung

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nahekommen.

Die vorliegende Erfindung wurde bei Versuchen gemacht, die angestellt wurden, um Tragflügel in Übereinstimmung mit den vorstehend erwähnten Kriterien zu 'bestimmen und zu entwerfen. Dazu wurden verschiedene theoretische Hilfsmittel eingesetzt, wie zum Beispiel die "Viscus Transonic Analysis", die von der NASA entwickelt wurde, und "Potential Flow And Boundry Layer Theories". Nachdem unter Verwendung der oben genannten Hilfsmittel mit den Versuchen begonnen worden war, wurden die Tragflügel auf der Basis von Experimenten des Erfinders und seiner Intuition geändert. Danach wurden die Leistungseigenschaften der geänderten Tragflügel unter Zurhilfenahme der verfügbaren, auf Computer umgestellten Hilfsmittel bzw. Verfahren bestimmt. Dies geschah in einem Iterationsverfahren. Die vielversprechendsten Tragflügel wurden dann Versuchen im Windkanal unterzogen.

Die Tragflügelfamilie gemäß vorliegender Erfindung ist in Tabelle II aufgeführt. Die Bezugskoordinaten der Tragflügel sind dimensionslos angegeben und für ein Dickenverhältnis von eins (1) normiert. Die in der Tabelle verwendete No-_o menklatur ist wie folgt: χ bezeichnet eine Entfernung von der Vorderkante des Tragflügels zur Rückkante, c bezeichnet die Profiltiefe des Tragflügels,, y ist eine Entfernung in senkrechter Richtung in Bezug auf die Profilsehne des Tragflügels zu einem Punkt an der Oberfläche

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des Tragflügels, der Index u bezeichnet die Oberseite und der Index 1 die Unterseite und t ist gleich die maximale Dicke des Tragflügels. Die Koordinaten der Punkte, welche die Tragflügel definieren, sind dimensionslos dargestellt, indem, wie es üblich ist , durch die Koordinaten x/c und y/c ein Punkt an dem Tragflügel festgelegt wird.

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Dipl.-Ing. Otto Hügel, Dipl.-Ing. Manfred Säger, Patentanwälte, Cosimastr. 81, D-8 München 81	x/c	Ύυ /c	x/c	L 11.702
THE BOEING COMPANY -27 -	0.0	0.0	0.0
TABELLE II	.00012	.02263	.00055
VR - XX	.00080	.0584313	.00200
(t/c = 1.0)	.00195	.0912241	.0040	j y±/c .
	.00340	.1204614	.0062	0.0 '.
	.00520	.1489642	.0086	' .0235405 :
	.00700	.1728437	.0U	- .0442561 l
	.00900	.1959793	.01465	: .0635593 ί
	.0110Π	.2171375	.01955	. .0790960 ·
	.01415	.245744	.02615	- .0925612
	.01860	.2817326	.0343	. .10310734
	.02450	.323352	.01449	- .1158192
	.03205	.369209	.0 569	- .1271186
	.041fi	.416606	.07245	. .1393597
	.0535	.4 6798 5	. .0924	. .1511299
	.068 5	.520716	.1185	- .1638418
	.0880	.570621	.15	. .177966
	.1140	.6177024	.20	- .193032
	.15	.6591337	.25	'- .20809793-
	.20	.689266	.3	. .2245763 :
	.25	.702448	.35	- .2405838
	.30	.7071563	.4	-/ .259887
	.35	.7048023	.45	- „2740113
	.40	.6949152	! .5	- .2834275
	.45	.6756120	.55	- .2900188
	.50	.6506591	.6	. .2928437
	.55	.61534 84	.65	- .29190207
	. 6p	.57124294	.69	- .2886064
	.05	.5155367	.73	. .28248588
	.69	.4644322	.77	- .27369115
	.73	.4079473	.81	- - .26129943
	.77	.34 93785	.815	- .24880132
	.81	.289670	.88	- .2337476
	,84 5	.233724	• .91	- .21566855
	.88	.176575	.9 35	- .19503766
	. 91	.1282109	.955	- .17440207
	.935	.0879002	.97	- .1511516
	. 9 5 5	.05811205	.98	. .12538GOO
	.97	.0398082	.99	- .1020245
	.98	.0294102	.9·) 5	- .08259416
	.99	.020304 4	1.0	- .0638795
	.995	.01630 4 1		- .04919021
	1 .0	". 0 14 1243		- .03354 708
	Vorderkanten-Parabel:	- .02383
	(yu/c)2 = 4.2676129 (t/c)2 (x/c)	- .014J243
	(yi/cr = (t/c) 2 (x/c)

Dipl.-Ing. OUo I'liigcl, Dipl.-tng. Manfred Säger, Patentanwälte, Cosimastr. 81, D-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 28 - L 11.702

Wie vorstehend angegeben, ist die in Tabelle II aufgeführte Tragflügelfamilie normiert worden, das heißt, sie ist in einem Dickenverhältnis von eins (1) definiert. Das bedeutet, daß die Dicke des Tragflügels gleich seiner Profiltiefe ist. Dieser Versuch der Normierung dient zur Definierung einer Tragflügelfamilie. Damit soll dsm Aerodynamiker die Wahl bzw. Auswahl eines dimensionslosen Tragflügels mit einem bestimmten Dickenverhältnis t/c erleichtert werden. Das Dickenverhältnis t/c kann in Prozentform ausgedrückt werden/ zum Beispiel sind 10% bei t/c = O.1O. Zur Auswahl eines dimensionslosen Tragflügels aus der oben \genannte, in Tabelle II aufgelisteten Tragflügelfamilie, der ein bestimmtes Dickenverhältnis t/c aufweist, sind sowohl der obere auch als der untere Wert y/c mit dem erwünschten Dickenverhältnis zu multiplizieren. Zur Auswahl eines dimensionslosen Tragflügels mit beispielsweise einem Dickenverhältnis von 10% wäre es notwendig, sowohl den oberen als auch den unteren Wert y/c mit .1 zu multiplizieren. Tragflügel mit einer Dickenverteilung von 10.62%, 9.5% und 8% sind jeweils in Tabelle III, IV und V gezeigt. Diese Tragflügel sind jeweils als VR-12, VR-13 und VR-14 bezeichnet. Eine ungefähre graphische Darstellung ist in Fig.6 gezeigt.

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Dipl.-lng. Otto Flügel, Dipl.-Ing. Manfred Super, Patentanwälte, Cosimastr. 81, D-8 München THE BOEING COMPANY -29- l 11.702

TABELLE III

VR-12 (t/c = .1062)

ix/c	I o.o	jc/c	y,/c
:0.0 ^	1 .0024033	0.0	0. 0
.00012	; .0()(i2054	.00055	- .0025
.0008	.009688	.00 2	-.0047
.0019S	.012793	.004	- .00675
.0034	.01582	.0062	- .0084
.0052	.018356	.0086	-.00983
.007	.020813	.on	- .01095
.009	.02306	. .01465	- .0123
.0110S	.026098	.01955	- .0135
. .01415	.02992	.02615	- .0148
.0186	.0 34 34	.034 3	- .01605
.0245	.03921	.04449	-.0174
.03205	.044 25	.0569	-.0189
.0416	.0497	.07245	i -.0205
.0535	,0553	.0924	1 -.0221
.0685	.0606	. .1185	- .02385
.088	.0656	.15	I - .02555 :
.114	.07	.20	-.0276
.15	.0732	.25	: - .0291
.20	.0746'	.30	-.0301
.25	.0751	.35	: -.0308
.30	.07485	.40	-.0311
.35	.0738	.45 ..-	- .031
.40	.07175	.50	-.03065
.45	.0691	.55	- .03
.50	.06535	.60	-.029066
.55	.060666	.65	- .02775
.60.	.05475	.69	- .0264227
.65	.0493227	.73	-.024824
.69 .	.043324	.77	- .022904
.73	.037104	.8]	- .020713
.77	.030763	.845	- .0185215
.81	.0218215	.88	- .0160523
.84 5	.0187523	.91	- .013316
.88	.013616	.93 5	-.010835
.91	.0 09335	.95 5	-.0087715
.935	.0061715	.97	- .006784
.955	.0(M 2 34	.98	-.005224
.97	.003124	.9D	-.0035627
.98	.0021627	.9PS	- .0025315
.99	.0017315	1 .0	- .0015
.995	.0015
1.0		-

Vorderkanten-Parabel:

2676129 (t/c)² = (t/c) (x/c)2

(Yu/c)² = 4

(x/c)

130016/078A

Dipl.-Ing.	Otto Hügel, Dipl.-Ing. Manfred Säger, Patentanwälte, Cositnastr.	- 30 -	YJc	■	x/c	4.2676129 (t/c)2	81, D-8 München	(X/C)	8I
THE BOEING	COMPANY	TABELLE IV	0.0		0.0	(t/c)2 (x/c)	L 11		.702
		VR-13	0.002150		0.000550
		(t/c = .095)	0.00 55 51		; 0.002000
		0.008066		0.004000
		0.011444		: 0.006200
		0.014152		: 0.008600		ο " ■—
		0.016420	0.011000		002236
		0.0L8018	0.014650		004204
		0.020028	0.019550		006038
		0.023346	■ 0.026150		007514
		0.026765	; 0.034300		008793
		0.030718	0.044490		00979 5
		0.035075	0.056900		011003
		0.039583	!· 0.07 2450		012076
		0.044459	0.092400		013239
		0.049468	• 0.118500		014357
		0.054209	0,150000		015565
		0.058082	0.200000		016907
		0.062618	0.250000		018338
		0.065480	0.300000		019769
		0.066733	'. 0.350000		021335
		0.067180	0.4 00000		022855
		0.066956	0.450000		024689
		0.066017	o. soo-ooo		026031
		0.064183	0.550000		026926
		0.061813	0.600000		027552
		0.058458	0.650000		027820
		0.054268	0.690000		027731
		0.048976	0.730000		027418
		0.044121	0.770000		026836
		0.038755	0.810000		026001
		0.033191	0.845000		024823
		0.027519	0.880000		023636
		0.022204	0.910000		022206
		0.0167 7 5	0.935000		020489
		0.012180	0.955000		018529
		0.008351	0.970000		016568
		0.005521	0.980000		014359
		0.003787	0.990000		011912
		0,002975	0.995000		009692
		0.001935	1.000000		007846
		O.OO1Ü4 9			006069
		0.00154 2			004673
			Vorderkanten-Parabel:		003187
			(Yxx/c) =		002265
					001342
X/C		Xi/
0.0		0.
.0. 0001 20		-0.
0.000800		"0.
0.001950		-o.
0.003400		-o.
0.005200		-o.
0.007000		-o.
0.009000		-o.
0.0110SO		-o.
0.014150		• -o.
0.018600		-o.
0.024500		-o.
0.032050		-o.
0.041000		-0.
0.053S00		-o.
10.068500		■o.
'0.088000		-o.
10.114000		-o.
0.150000		-o.
,0.200000		-o.
.0.250000		-o.
!0.300000		-o.
!0.350000		-o.
0.400000		-o.
0.450000		-o.
Ό.500000		-o.
0.550000		-o.
0.600000		-o.
0.650000		-o.
0.690000		-o.
0.730000		-o.
O.77OOOÜ	-o.
0.810000	-o.
0.84 5000	-0.
0.880000	-0.
0.91OUOO	-o.
0.935000	-o.
0.955000	-o.
.0.970000	-o.
0.980000	-o.
0.99(H)OO	-o.
0.995000
L. 0(10000

130016/0784

Dipl.-Ing. Otto Hügel, Dipl.-lng. Miinfrcd Siigcr, Patentanwälte, Cositnastr. 81, D-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 31 - L 11.702

TABELLE V

VR-14
(t/c = .08)

x/c	yu/c	.x/c I	)'l/c
0.0	0.0	0.0	0.0
.00012	.00 181	.00055	-.001883
.0008	.004675	.oo;:	- .00354
: .0019.S	.007298	.00'I	-.005085
.0034	.009637	.00('2	-•06328
.0052 .	.011917	.00116	- .007405
' .00?	.013827	.011	-.008249
• .009	.015678	.01165	-.009266
; .0110:3	.017371	.015155	-.010169
.01415	.019.66	.02015	-.011149
.018(i	.022539	.0343	-.01209
.024 5	.0 25868	. 0·Μ 4 9	-.013107
.0320.5	.029537	.0569	-.014237
.0416	.033333	.07245	-.015443
.0535	.037439	\[)9?Λ	-.016648
.068 5	.041657	.11K5	- .017966
.088	.04 56 5	.15	-.019247
.114	.049416	.20	-.020791
.15	.052731	.25	-.021921
.20	.055141	30	-.022674 .
.25	.055196	.35	-.023202
.30	.056573	.40	-.023427
.35	.056384	.45 ·..-	-.023352
.40	.055593	.50	1 -.02:089
.45	.054049	.55	-„022599
.50	.052053 -	.60	! -.021895
.55	.04 92 28	.65	j -.020904
.60	.04 5699	.69	-.019904
.65	.041243	.73	- .0187
.69	.037155	.77	-.017253
.73	.032636	.81	I -.015603
.77	.02795	.84 5	'■ ■-. 013952
.8]	.023174	.88	-.012092
.84 5	.018698	.91.	: -.010031
.88	.I1H126	.93.")	j -.008162
.91	.010257	. 9 5 :i	! -.006608
.9SR	.007032	.97	: -.00511
.1)55	.001649	.98	-.00 3935
.97	.003189	.99	! -.002684
.98	.00 2353	.995	i -.001907
.99	.001629	1.0	-.00113
.995	.00130-1
,1."	.00 113

Vorderkanten-Parabelj (yu/c)² = 4.2676129 / (I/l/c)² = (t/c)² (x/c)

(x/c)

130016/078^

Dipl.-Ing. Otto Hügel, Üipl.-Ing. Manfred Siiger, Patentanwälte, Cosiinaslr. 81, D-R München 81 THE BOEING COMPANY - 32 - L 11.702

Die Grundfamilie der Tragflügel, die in Tabelle I aufgeführt ist, und die Tragflügel in den Tabellen II, III und IV mit einer bestimmten Dickenverteilung, sind dimensionslos dargestellt. Ist die gewünschte Profiltiefe einmall erstellt, so werden sowohl der Wert x/c als auch der Wert y/c mit der Profiltiefe multipliziert, und daraus ergeben sich die tatsächlichen Koordinaten für den vorgeschlagenen Tragflügel,

Wie aus Tabelle I ersichtlich, sollte die Oberseite der Vorderkante in eine Parabel der Form (>\,/σ)^{2 ra} 4.2676129

2
(t/c) (x/c) übergehen^ während die Unterseite in eine Pa-

2 2

rabel der ungefähren Form von (y./c) = (t/c) (x/c) übergehen sollte.

Die Leistungsmerkmale der erfindungsgemäßen Tragflügel sind in Fig.5 als VR-xx gezeigt, wobei c, in Abhängigkeit von

max

Μ. dargestellt ist.
ο

Nahe dieser Linie sind die dvssh Experimente belegten Eigenschaften bzw. Merkmale der Tragflügel aus der erfindungsgemäßen Familie VR-12, VR-13 und VR-14 gezeigt, die jeweils eine Dickenverteilung von 10.62%, 9.5% und 8% haben. Aus Fig.5 ist ersichtlich, daß der dickere Tragflügel einen größeren c,

verbunden mit einer niedrigeren Machzahl der Widerstandsabweichung aufweist als die anderen Tragflügel. Der dünnere Tragflügel hat umgekehrt einen niedrigeren c, mit einer

max entsprechend höheren Machzahl der Widerstandsabweichung,

130016/0714

Dipl.-Ing. OtIo Hügel, Dipl.-Ing. Munlrcd Säger, Patentanwälte, Cosimaslr. 81, D-8 München 81 TIIE BOEING COMPANY - 33. - L 11.702

wohingegen der Tragflügel mit mittlerer Dicke zwischen den beiden anderen Tragflügeln liegt. Es ist generell zu erkennen, daß es hinsichtlich der Dicke der Tragflügelprofile ein oberes und unteres Limit gibt.

Das obere und untere Limit bei der Dicke der Tragflügel ist auf mehrere Faktoren zurückzuführen. Nimmt die Dicke eines Tragflügels über einen bestimmten Bereich hinaus zu, so ist seine aerodynamische Leistung für eine praktische Anwendung nicht mehr tragbar. Bei zunehmender Dicke des Tragflügels steigt zum Beispiel der maximale Auftriebsbeiwert c, . Die Machzahl der Widerstandsabweichung sinkt jedoch

max
auf einen Punkt ab, an welchem der Tragflügel nicht mehr akzeptierbar ist. Zudem werden verschiedene Annähmen, die bei der Leistungsvorhersage der Tragflügel gemacht wurden, ungültig, und die Leistungskurve selbst gibt keinen genauen Hinweis mehr auf die Leistung der dickeren Tragflügel. Dieselben Grundsätze gelten auch für sehr dünne Tragflügel. Sehr dünne Tragflügel gestalten sich in der praktischen Ausführung sehr schwierig, wenn nicht unmöglich, da es schwierig ist, sie so zu konstruieren, daß sie Strukturlasten tragen können. Die meisten Rotor-TragflUgel haben in ihrer praktischen Ausführung generell eine Dicke, die etwa in dem Bereich von 6 bis 15% liegt. Folglich versteht sich, daß sich die vorliegende Erfindung und die ihr zugeschriebene Leistung auf Tragflügel bezieht, deren Dicke etwa in dem Bereich von 6 bis 15% der Profilsehne des Tragflügels liegt.

130016/0786

Dipl.-tng. Otto Miigel, Dip!.-lng. Manfred Säger, Patentanwälte, Cosimastr. 81, D-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 34 - L 11.702

Insbesondere ist zu bemerken, daß Tabelle TL, in welcher die erfindungsgemäße Tragflügelfamilie definiert ist, wie es gebräuchlich ist, ein Dickenverhältnis von 1 oder 100% ausdrückt, so daß eine einfache Kennzeichnung der Familie und eine Extrapolation bestimmter Dickenverhältnisse erfolgen kann.

Wie vorstehend erläutert, werden Tragflügel mit einem bestimmten Dickenverhältnis dadurch geschaffen, daß die oberen und unteren y/σ Werte der Tabelle II mit dem gewünschten Dickenverhältnis bzw. Sehnendickenverhältnis multipliziert werden. Es ist möglich, und wie noch erläutert wird, in manchen Fällen wünschenswert, die Dicke der Tragflügel in der Tragflügelfamilie dadurch zu bilden,, _xdaß ein Sehnen- ' dickeverhältnis oder Skalenfaktor auf die y/c Werte für die Oberseite und ein anderes Sehnendickeverhältnis oder Skalenfaktor auf die y/c Werte für die Unterseite angewendet wird. Natürlich würde das tatsächliche Dickenverhältnis des daraus resultierenden Tragflügels irgendwo zwischen den Werten der beiden angewendeten Skalenfaktoren liegen. Das tatsächliche bzw. wirkliche Dickenverhältnis des daraus resultierenden Tragflügels kann bestimmt werden, nachdem der bestimmte Tragflügel geschaffen wurde oder vorher, durch Anwendung herkömmlicher Verfahren, die Aerodynamikern gut bekannt sind. Der in Tabelle VI aufgeführte Tragflügel hat eine Dickenverteilung von 8%, wurde durch Anwendung

130016/07SA

Dipl.-Irig. OUo Flügel, Dipl.-lng. ManCred Säger, Patentanwälte, Cosimastr. 81, D-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 35 - L 11.702

eines Skalenfaktors von .073534 für die Oberseite und .095614 für die Unterseite gebildet und ist als VR-15 bezeichnet. Wird das Verfahren mit den beiden Skalenfaktoren zur Bildung eines Tragflügels angewendet, so sollten die beiden Faktoren um nicht mehr als 20% differieren. Größere Differenzen würden in praktisch nicht nachvollziehbaren und höchstwahrscheinlich unerwünschten Kombinationen der Ober- und Unterseitenkonturen resultieren.

130016/07SÄ

Dipl.-Ing.	*	Otto Flügel. Dipl.-Ing. Manfred Säger, Patentanwälte, Cosimastr.	-	yu/c	5	xh-	η (x/c)	81, D-8 München 81	-	0.0	(x/c)
THE BOEING		COMPANY - 36	TABELLE VI	0.0	.08)	0.0	L 11.702		-.002251
		VR-1	.001664	.00055			- .004232
	(t/c -	.004297	.002			-.006077
		.006708	.004			-.007563
x/c		.008858	.006 2			-..0 088 5
0.0		.010954	.0086			-.009859
.00012		.01271	.011			-.011074
.00039		.014411	.01465			-.012154
.0019 5		.01.5967	.01955			-.013325
.0034		.018071	.02615			-.01445
.0052		.020717	.0343			-.015666
.007		.023777	.04449			-.017016
.009		.027149	.0Π 69			' -.018457
.01105		.030639	.07245			-.019897
! .014.L5		.034413"	.0924			-.021473
..0186		.03829	. .1185			-.023003
.0245		.04196	.15			-.024849
; .03205		.045422	.20		-.026199
' .0416		,048469	.2Ii		-.0271
,0535		.050684	.30		'-.02773
.0685		.051654	.35		-.028
! .088		.052	,4.0		-.02791
■ .114		.051827	.45		-.027595
.15		.0511	.50		-.02701
.20		.04968	. .55		-.026169
: .25		.047846	.60		-.024984
! .30 ■		.045249	. . 65		-.023789
i .35		.042006	.69		-.02235
' .40		.037909	.TS		-.020621
.45		.034152	.77		-.018648
.50		.029998	.81		-.016675
.55		.025691	.845	-.0144 52
,60		.021301	.8S	-.011989
.05		.017187	.91	-.009755
.69		.012984	.935	-.007897
.73		.009428	.955	'-.006108
.77		.006464	.9 77	-.004703
.81		.004273	.9»	-.003208
.845		.002932	.9')	-.002279
.88		.002163	.9!) 5	-.00135
.91		.001497	1.0
.935		.001199
.955		.001039
.97		Vorderkanten-Parabel;
.98		(yn/c)2 β 4.2627129 (t/c)2
• .99		(yijVc)2 = (t/c
.995
] -0

130016/07SÄ

DipL-lng. OtIo Flügel, Dipl.-liip. Manfred Super, I'alcntanwiille, Ciisimnstr. 81, D-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 37 - L 11.702

Wie vorstehend erläutert, sind die erfindungsgemäßen Tragflügel so konstruiert, daß ihre Kippmomenteigenschaften in einen Bereich von -.01 bis +.01 fallen. Wenn eine bestimmte Dicke und Profiltiefe einmal bestimmt sind, kann ein bestimmter Tragflügel aus der vorliegenden Tragflügelfamilie wie vorstehend beschrieben unter Verwendung von Tabelle II ausgewählt werden. Der Tragflügel wird einen bestimmten Kippmomentbeiwert c haben, der, um bestimmten

ο
Konstruktionszielen gerecht zu werden, mit einer gewissen

Änderung im c. und M,, variiert werden kann; indem ver-

max ο

schiedene Skalenfaktoren der Dicke für die Ober- und Unterseite des Tragflügels gewählt werden, so daß die insgesamt erwünschte Dicke beibehalten wird. Dieses Verfahren wirkt sich in einer Änderung der Mittellinie, „oder der Wölbungdes Tragflügels aus und variiert somit c , c, und M,,

^mo -¹IDaX ^ddo

des Tragflügels. Wird die Dicke der Oberseite des Tragflügels auf Kosten seiner Unterseite vergrößert, so wird dadurch die Wölbung oder Krümmungsgrad des Tragflügels vergrößert, mit dem Ergebnis, daß der maximale Auftriebsbeiwert c, zunimmt, die Machzahl der Widerstandsabweichung

max
bei null Auftrieb M-, abnimmt, während der Kippmomentbei-

o
wert bei null Auftrieb c mehr negativ wird. Das Umgekehrte trifft zu, wenn die Wölbung bzw. der Krümmungsgrad eines Tragflügels verkleinert wird, indem verschiedene Sehnendickeverfyältnisse für die Ober- und Unterseite verwendet werden. Verglichen mit dem ursprünglichen Tragflügel, wird

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Dipl.-Ing. Otto Flügel, nip!.-Ing. Manfred Siiger, I'atentanwiilte, Cosimastr. 81, D-8 München 81 THE BOEING COMPANY -38- L 11,702

C₁ kleiner, M,, größer, während c mehr positiv wird.

■■-max ^ddo ^mo

Dieses Verfahren zur Änderung des Kippmomentbeiwerts bei null Auftrieb c bewirkt, daß sich die Eigenschaften von

ο
c, und M des Tragflügels gegenüber denjenigen, die

max ο
in Fig.5 gezeigt und in Tabelle I aufgeführt sind, ändern. Hinzu kommt, daß sich das Kippmoment nur relativ wenig ändert.

Dieser Versuch ist aus der graphischen Darstellung in Flg.5 ersichtlich, wo die Leistungsmerkmale von VR-14, und VR-15 aufgezeigt sind. VR-14 ist ein 8% dicker Tragflügel, wo ein Dicke-Skalenfaktor von .08% sowohl auf die Oberseite als auch auf die Unterseite angewendet wurde. VR^15_ist ebenfalls ein 8% dicker Tragflügel. Jedoch wurde ein Dicke-Skalenfaktor von ,073534 auf den die Oberseite angewendet, während auf die Unterseite ein Dicke-Skalenfaktor von .095614 angewendet wurde. Aus Tabelle.IX ist daher ersichtlich, daß VR-15 eine Wölbungsabnahme von VR-14 darstellt, die von einer Abnahme im c, und einer Zunahme

max in M-, begleitet ist, mit einer Änderung des Wertes von

^ao
c_m hin zu positiven Werten, wie dies in Tabelle IX aufge-

o
führt ist. VR-15 ist in Fig.6 graphisch dargestellt. Bei der Gestaltung eines Rotors, für welchen die vorliegende Tragflügelfamilie geeignet ist, kann ein bestimmter, dimensiqnsloser Tragflügel verwendet werden. Wenn jedoch ein Rotor entworfen " wird, welcher Blätter verwendet,

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Dipl.-Ing. OUo Flügel, Dipl.-Iiig. Manfred Säger, Palcnüinwälle, Cosimastr. 81, D-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 39 - L 11.702

die eine nichtkonstante Profilsehne haben, könnte immer noch ein einzelner, dimensionsloser Tragflügel verwendet werden, obgleich die eigentlichen bzw. tatsächlichen physikalischen Größen der Tragflügel entlang der Spannweite des Blatts variieren wurden. In manchen Fällen werden auch dann verschiedene, dimensionslose Tragflügelprofile entlang der Spannweite verwendet, wenn im Rotorblatt eine konstante Profilsehne verwendet wird. Bezeichnenderweise werden Tragflügel, die ein kleineres Sehnendickeverhältnis haben an der Spitze verwendet, während Tragflügel mit einem größeren Sehnendickeverhältnis in dem Bereich der Rotorblattwurzel verwendet werden. Tragflügel von einer mittleren Dicke können im mittleren Bereich der Spannweite des. Blatts eingesetzt werden. Der 10.62% dicke Tragflügel VR-12, der in Tabelle III aufgeführt ist, kann beispielsweise ab der Rotorblattwurzel bis zu etwa 85% des Blattradius verwendet werden, wohingegen ein 8% dicker Tragflügel, wie VR-14, der in Tabelle V aufgeführt ist, an der Blattspitze verwendet werden könnte.

Die erfindungsgemäßen Tragflügel, die in Tabelle II aufgeführt sind, und die besonderen, dimensionslosen Tragflügel bei der Familie, die in Tabelle III, IV und V aufgeführt ist, haben in Übereinstimmung mit den Konstruktions- bzw. Entwurfskriterien einen Niedriggeschwindigkeits-Kippmomentbeiwert bei null Auftrieb c innerhalb eines Bereichs von

^mo
-»006 + .002. Sollten es besondere Anforderungen an die

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Dijil.-Iiig. Otto Hügel, Dipl.-Ing. Manfred Säger, Patentanwälte, Cosimastr. 81. D-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 40 - L 11.702

Konstruktion notwendig machen, so können die Kippmomenteigenschaften bzw. -merkmale der Tragflügelprofile der erfindungsgemäßen Familie durch eine Änderung der Wölbung der Tragflügel verändert werden, indem,wie vorstehend beschrieben, verschiedene Skalenfaktoren für die Oberseite und Unterseite verwendet werden. Die Kippmomenteigenschaften können auch dadurch geändert werden, daß Nasenteile oder Keile für die Blatthinterkante verwendet werden. Fig.7 zeigt ein Nasenteil in Verwendung mit einem Tragflügel nach vorliegender Erfindung. Es ist eine Hinterkante eines erfindungsgemäßen Tragflügels mit einem damit verbundenen Nasenteil 32 gezeigt. Die Länge des Nasenteils entspricht 4% der Profilsehne des Tragflügels. Das abgebildete Nasenteil 32 reicht 2% über die ursprüngliche Hinterkante des Tragflügels hinaus. Demgemäß schneidet die Hinterkante des Nasenteils, an der Vorderkante desselben, die Profilsehne an einem Punkt 98% von der Vorderkante des Tragflügels. Der Winkel g des Nasenteils ist, wie gezeigt, der Winkel zwischen der Mittellinie des Nasenteils 32 und der Profilsehne des Tragflügels. Je nach Dicke des erfindungsgemäßen Tragflügels, kann zwischen der Oberfläche des Tragflügels und dem Nasenteil eine Unterbrechung vorhanden sein. Dies Unterbrechung kann auf der Oberseite, Unterseite oder auf beiden Seiten auftreten. Die Unterbrechung kann in Form einer Stufe auftreten. Fig.7b zeigt einen erfindungsgemäßen Tragflügel und ein Nasenteil mit einer Stufe auf der Oberseite, während Fig.7c eine Kombination aus Trag-

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Dipl.-lng. Otto flügel, ϋϊρΙ.-lng. Manfred Säger, Patentanwälte, Cosimaslr. 81, D-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 4] - L 11.702

flügel und Nasenteil mit einer Stufe sowohl auf der Oberseite als auch auf der Unterseite zeigt.

Testerfahrungen haben gezeigt, daß ein Nasenteil, dessen Länge 4% der Grundprofilsehne des Tragflügels entspricht, für ein Ansteigen des Koeffizienten des Kippmomentes um .005 pro Winkelgrad ξ des Nasenteils um den Neutralpunkt (quarter chord) des Tragflügels sorgte

An dieser Stelle ist zu bemerken, daß, wenn ein.·Nasenteil in Übereinstimmung mit der vorstehenden Beschreibung hinzugefügt wird, der daraus resultierende Tragflügel eine Profiltiefe hat, die größer ist als 100%, wenn'die vorauszugehende Nomenklatur und das Vorgehen angewendet werden.· In dem oben angeführten Beispiel reicht das Nasenteil 2% über die Hinterkante des eigentlichen Tragflügelprofils hinaus, woraus sich eine Profiltiefe von. 102% ergibt. VR-12, bei welchem sich ein 4%iges Nasenteil 2% über die Hinterkante hinaus erstreckt, ist in Tabelle VII aufgeführt. Die 2%ige Verlängerung verringert das Sehnendickeverhältnis des sich daraus ergebenden Tragflügels so, daß t/c =.104

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Dipl.-lng. Olio I^:lügcl, Dipl.-Ing. Manfred Siigcr, Patentanwälte, Cosimaslr. 81, D-8 München 81

THE BOEING COMPANY

- 42 -

TABELLE VII

VR-12 plus 4% Nasenteil (t/c -.104)

L 11.702

x/c	0.0	x/c	yT/c
0.0	.0024033	OcO	0.0
.00012	.0062054	..00055	-.0025
.0008	.009088	.002	-.0047
.0019Fi	.012793	.004	-.00675
.0034	.0 158 2	.0062	-.0084
,0052	.018356	.0086	-.00983
.007	.020813	.011	-.01095
.009	.02306	.01465	-.0123
.01105	•026098	.01955	-.0135
.01415	.02992	.02615	- .0148
.0180	,034 34	.0343	-.01605
.024 5	.03921	.0444 9	-.0174
.03205	.04425	.0569	-.0189
.0416	.0497	.07245	-.0205
.0535	.0553	.0924	-.0221
.0085	.0606	.1185	-.02385
.088	.06 56	.15	-.02555
.114	.07	.20	-.0276
.15	.0732	.25	-.0291
.20	.0746	.30	-.0301
.25	.07 51	. 35.-'	-.0308
.30	.07.185	.40	-.0311
.35	.0738	.45	- .031
.40	.07175	' .50	• -.0 3065
.45	.0691	.55	-.03
,50	.0653 5	'.60	-.029066
.55	.000666	.65 - '	-.02775
.60	.05475	.69	-.0264227
.65	.0493227	.73	-.024824
.69	.04 3324	.77	-.022904
.73	.037104	.81	-.020713
.77	.030703	,845	-.0185215
.81	.02-18215	.88	- .0160523
.845	.0187523	.91	-.013316
.88	.013016	.935	-.010835
.91	.009335	.955	-.0087715
.935	.0001715	.97	-.006784
.955	.004 234	.98	-.0055
.97	.003124	.99	-.0047857
.98	.0021027	.995	-.004 5714
.99	.0017315	1.0	-.0043571
.995	.0015 '	1.0075	-.0040357
1.0	.001875	1.015	-.0037143
1.0075	.002 25	1.02	-.0035
1.015	.0025
1.02

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Dipl.-Ing. Otto Hügel, Dipl.-Ing. Manfred Säger, Patentanwälte, Cosimastr. 81. D-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 43 - L 11.702

Sofern ein Nasenteil erforderlich ist, wird empfohlen, daß die Tragflügel-Koordinaten renormiert werden, um so die grundlegende Kennzeichnung bzw. Definition der Konturen des Tragflügels zu bewahren.

Die Renormierung erfolgt durch Teilung sowohl des x/c Wertes als auch des y/c Wertes des modifizierten Tragflügels durch die neue Profilsehne. Da sich zum Beispiel das Ende des Nasenkeils an einer längsaxialen Position von 1.02 befindet, werden all die x/c und y/c Werte durch 1.02 dividiert. Dies ist in Tabelle VII aufgeführt. Da sich die Hinterkante des Tragflügels an einer längsaxialen Position von 1.02 befand, ist der neue Wert 1, wenn 1.02 durch 1.02 getej.lt . wird. Somit ist die Renormierung erfolg,t> Wenn all die y/c Werte ebenfalls durch 1.02 geteilt werden, ist die Renor-

t 3

mierung vollständig und ist von einer Reskalierung der Tragflügel in Übereinstimmung mit der neuen Profilsehne beigleitet. VR-12 mit einem 4%igen Nasenteil, das sich 2% über die Hinterkante hinaus erstreckt und dann normiert wird, ist in Tabelle VIII aufgeführt.

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ΠίρΙ.-Ing.	Otto Flügel, Dipl.-Ing. Manfred Siigcr, Patentanwälte, Cosimastr. 81, D-8	Plus	- 44 -	x/c	München 81	e
THE BOEING	COMPANY		TABELLE VIII	.000000	L 11.702
			VR-12	.00 0539
			4% Nasenteil, normiert	.001961
		(t/c -.104)	.003922
			.1)06078
x/c			.0084 31	r,/o
.000000			.010784	- .ooonon
.000118			.014363	-.00 24 51
.000784			.019167	-.004680
j.001912			.025637	-.006618
i. 0003 33			.033627	-,008235
j. 005098			.04361R	- .009637
.006863			.055784	-.010735
.008824			.071029	-.0120 59
.010833			.0905"88	-.013235
.013873			.116176	-.014510
.018235			.147059	- .015735
.024020			.1960 78 :	- .017059
.031422			.24 509H	-.018529
'.04 0784			.294418	-.020098
',052451			. 34 3T37	-.0 21667
.067157			:imn ,	- .023582
.08627-1			.490196 ,	-.0 2 504 9
.111765			.539215	-.0 27.0 59
;. 147059			.588235 ,	-.0-Ϊ8529
.196078			■ .637 25*5	-.029510
!.24 5098			.67 64 70	-.030196
•JJitJ?			.715686	• --.mm
.392157			.7 54 902	-.030049
.441176			.794117	-.0294 12
.4 9019(1			.828431.	-.028-496
.539215			.862745	-.027206
.588235			„892156	-.025905
.637255			.916666	-.024337
.6764 7(1			.936274	-.022455
.71568(1			,950980	- ο 0.!0307
.754902			.960784	-.018158
.794117			„970588	-.015738
.8284 31			.975490	-.013055
.862745			.980392	-.010623
.89215(i			.98 7 744	-.008600
.91666(1			.9950 98	-.006651
.936274			1.000000	- .00 5392
.950980				-.004692
.96078-1				-.004482
.970588			-.004272
.97549C			-.003957
.980392 '			-.00364]
.987744	.000000		-.0034 31
.995098	.002356
.0UOOOO	.006084
.0094 98
.012542
.0155.1(1
.017996
.020405
.022608
.025586
.029333
.033667
.038441
.04 3382
.048725
.054 216
.059412
.064314
■ .068627
.071765
.073137
-.mm
.072353
.07034 3
.06774 5
.064 069
.059476
.053676
.048356
.042474
.036376
.030160
.024335
.018385
.013349
.009152
.006050
.004 j 51
.003063
.002120
.001698
.001471
.001838
.002200
.0024 51

130016/0784

Dipl.-lng. Otto Hügel, Dipl.-Ing. Manfred Super, Patentanwälte, Cosimastr. 81, D-8 München 8! THE BOEING COMPANY - 45 - L 11.702

Die Kompensierung des Kippmoments kann auch mit Hilfe von Keilen an der Hinterkante erreicht werden, die entweder an der Oberseite oder Unterseite des Tragflügels, mit oder ohne Nasenteil befestigt werden. Dies wird dadurch bewerkstelligt, daß bei dem ursprünglichen oder dem in Übereinstimmung mit vorstehender Erläuterung mit einem Nasenteil modifizierten Tragflügel ein Keil angewendet wird. Fig.8a zeigt einen Keil 34,der bei einem ursprünglichen Tragflügel angewendet ist. Die Länge des Keils entspricht 4% der Profilsehne des betreffenden Blatts und hat ein Keilwinkelr . Der Keilwinkel £ ist der Winkel zwischen der Oberfläche, an der der Keil angeordnet wird, und der Außenfläch© des Keils. In Fi'g,8a fällt die Hinterkante des Keils mit der Hinterkante des Trag-_v flügeis in der Grundausführung zusammen. Fig.8b zeigt einen Keil 34, der an einem Tragflügel befestigt ist, welcher vorher mit einem Nasenteil· 32 modifiziert wurde. In diesem Fall erstreckt sich der Keil zur Hinterkante des modifizierten Blatts. Testergebnisse haben gezeigt, daß ein Keil, dessen Länge 4% der Profilsehne das ursprünglichen Tragflügels entspricht, das Kippmoment des Tragflügels um seinen Neutralpunkt um etwa .003 pro Grad des Keilwinkels c ändert. Die gilt für einen Keil an der Oberseite. Wird ein Keil 34 mit einem Nasenteil 32 kombiniert, so ist die zu erwartende Änderung der Blattsteiung die Summe der Änderung, die durch das Nasenteil alleine und den Keil alleine in Übereinstimmung mit der vorstehenden

13001 6/078A

Dipl.-Ing. Otto Hügel, Dipl.-Ing. Manfred Säger, Patentanwälte, Cosimaslr. 81, D-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 46 - L 11.702

Erläuterung angenommen werden würde. Eine Zusammenfassung der Leistungsmerkmale und der Sehnendickeverhältnisse bestimmter Tragflügel innerhalb der erfindungsgemäßen Familie ist in Tabelle IX gegeben.

Bei der vorliegenden Tragflügelfamilie war festzustellen, daß eine Zunahme des c_m von ,01 in einer Abnahme des C₁

ο max

von .1 resultiert. Der Kippmomentkoeffizient c kann

durch Änderung der Wölbung, durch Hinzufügen von Nasenteilen oder Keilen oder durch eine Kombination beider verändert werden. Wie vorstehend angegeben, hat die nichtmodifizierte Familie in ihrer Grundform einen c von -.006 + .002, wie das durch die Testergebnisse aufgezeigt j.st.

130016/078Ä

Dipl.Ing. Otto Flügel, Uipl.-lng. Manfred Säger, Patentanwälte, Cosimaslr. 81, D-8 München 81

THE BOEING COMPANY

- 47 -

L 11.702

TABELLE IX

TRAGFLÜGEL	LEISTUNG FÜR VR-XX	t/c	C1 fM=.4) mn λ	M , ,	C 1« ο
VR-XX	.1062	1.5 2	.802	-.007
VR-12	.104	1.55	.792	.000
VR-12 + 4% TAB normiert	.095	1.44	.810	-.007
VR-13	.08	1.30	.833	-.005
VR-14	.08	1.17	.835 I t	+ .006
VR-15

130016/078^

Claims (1)

1. Dipl.-Ing. OtIo Flügel, Dipl.-Ing. Manfred Säger, Patentanwälte, Cosimastr. 81, D-8 München 81

   THE BOEING COMPANY

   7755 E. Marginal Way

   Seattle

   Washington 98124 ___^

   U. S. A-. L 11.702/fl/wa

   ROTORBLATT F(JR DREHFLÜGELFLUGZEUGE

   Patentansprüche

   1 j Rotorblatt für ein Drehflügelflugzeug, welches ein Tragflügelprofil aufweist, dadurch gekennzeichnet, daß der Kippmomentbeiwert bei null Auftrieb innerhalb eines Bereichs von +_ .01 liegt, daß der maximale Auftriebsbeiwert größer als 1.2 ist·*, und daß die Machzahl der Widerstandsabweichung bei null Auftrieb größer als .78 1st, wobei die Werte des Auftriebskoeffiziehfcen bei einer Machzahl von etwa 0.4 liegen, und der Kippmomentbeiwert bei null Auftrieb bei einer niedrigen Geschwindigkeit liegt.

   2. Rotorblatt nach Anspruch 1,dadurch gekennzeichnet, daß die Kombination von c, und M-, ,

   max ο

   durch welche die Leistung bzw. Funktion des Tragflügelprofils di»**g- bestimmt wird, bei dem Tragflügelprofil zwischen

   C₁ = 1.6, Μ., = .78 und C₁ = 1.2, M,₁ = .85 fällt, ¹max ^ddo ¹In₉X ^ddo

   wobei c, der maximale Auftriebsbeiwert und M,, die Mach max ο zahl der Widerstandsabweichung bei null Auftrieb ist.

   130016/078*

   Dipl.-Ing. Otto Hügel, Dipl.-Ing. Manfred Säger, Patentanwälte, Cosimastr. 81, D-8 München 81

   THE BOEING COMPANY

   L 11.702

   3. Rotorblatt nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß c.

   max

   und M,, bei dem Tragflügelprofil im Wesentlichen auf eine Linie treffen, die

   durch die folgenden Koordinaten bei einem c von etwa

   ^mo -.006 definiert wird:

   ^Mdd O
   t C ι ■ 0.78 max 0.79 1 .60 0.80 1 .55 0.81 1 .50 0.82 1 .45 0.83 1 .38 0.84 1 .33 0.85 1 .26 1 .20

   wobei c der Kippmomentbeiwert bei null Auftrieb ist, und

   ο
   wobei die Werte von c, je Abnahme des c um etwa .01

   "■-max ^mo

   um etwa .1 2unehmen und je Zunahme des c um etwa .01 um

   .1 abnehmen, und wobei die Werte des c bei einer Mach-

   zahl liegen, die kleiner ist als 0.3.

   130016/0784

   Dipl.-Ing. Olio Hügel, Dipl.-tng. Manfred Siiger, l'alcnlanwälte, Cosimastr. 81, D-8 Müncfien 81 - 3 - L 11.702 gekennze i c h η e t, daß das Tragflügel- x/c Y i/o THE BOEING COMPANY 4. Rotorblatt nach einem der Ansprüche 1 bis 3, d a - ι Wesentlichen durch folgendes Koordinatensystem 0.0 0.0 durch wird: .00055 - .0235405 profil im y_u/c .00200 - .0442561 bestimmt 0.0 .0040 - .0635593 x/c .02263 .0062 - .0790960 0.0 .0584313 .0086 - .0925612 .00012 .0912241 .011 - .10310734 .00080 .1204614 .01465 - .1158192 .00195 .1489042 .01955 - .1271186 .00340 .17284M .02615 ' - .1393597 .00520 .1959793 .0343 - .1511299 .00700 .2171375 .04449 - .1638418 .00900 .24 574 4 .0569 - .177966 .01105 .2817326 .07245 - .193032 .01415 .323352 .0924 - .20809793 .01860 .309209 .1185 : - .2245763 .02450 .410666 .15 - .2405838 .03205 .467985 .20 ,*« - .259887 .0416 .520716 .25 - .2740113 .0535 .57062 1 .3 - .2834275 .0685 .617702/1 .35 - .2900188 .0880 .659133 7 .4 - .2928437 1.1140 .689266 .45 - .29190207 L 15 .702448 .5 - .2886064 i. 20 .7071563 .55 - .28248588 !.25 .7048023 .6 - .27369115 .30 .6949152 .65 - .26129943 i.35 .6756120 .69 - .24880132 .40 .6500591 .73 - .2337476 .45 .6153484 ^: .77 - .21566855 .50 .57124294 .81 - .19503766 j.55 .5155367 .84 5 - .17440207 ,.60 .4644322 .88 - .1511516 .65 .4079473 .91 - .12538606 .69 .3493785 .935 - .102024 5 :.73 .289670 .955 - .08259416 .77 .233724 .97 - .0638795 .81 .170 575 .98 - .04919021 .84 5 .12Hl! 109 .99 ' - .03 354708 .88 .0879002 .995 - .02383 .91 .05811205 1 .0 - .0141243 ..935 .0398682 G / Π 7 B I* .D55 .029Ί162 .97 .Ο2Ο.!Ι.Λ.Ί .98 .016.104.1* _5n λ .99 .01 412-1 J .995 1.0

   Dipl.-lng. Otto Flügel, Dipl.-lng. Manfred Säger, Patentanwälte, Cosimastr. 81,15-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 4 - L 1.1.702

   wobei χ die Entfernung von der Blattvorderkante entlang der Profilsehne, c die Profiltiefe bezeichnet, y den Distanzpunkt an der Oberseite des Tragflügels.^ von der Profilsehne entlang einer Lotrechten zur Profilsehne, Y, den Distanzpunkt an der Unterseite des Tragflügels- von der Profilsehne entlang einer Lotrechten zur Profilsehne, wobei y /c und y,/c das Sehnendickeverhältnis t/c von eins (1) angeben, wobei t die maximale Dicke des Tragflügels bezeichnet, wobei y/c und y,/c mit einem Skalenfaktor multipliziert werden, der. gleich t/c ist, und wobei die Vorderkante des Tragflügels im Wesentlichen durch' folgende Parabeln bestimmt wird:

   (y_u/c)² * 4.2676129 (t/c)² (jc/p) '; (y_x/c)² = (t/c)² (x/c) ,_or '

   wobei die Parabeln in den Tragflügel übergehen, der durch das Koordinatensystem bestimmt wird.

   130016/0784

   Dipl.-fng. Olio Hügel, Üipl.-Ing. Manfred Siiger, l'.-itcntanwiilte, Cosimaslr. 81, D-8 München 81 THE BOEING COMPANY - 5 - L 11.702

   5. Rotorblatt nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Tragflügelprofil im Wesentlichen durch folgendes Koordinatensystem bestimmt wird:

   x/c y_u/c x/c Yl/c 0.0 0.0 0,0 0.0 .00012 .02263 .00055 - .0235405 .00080 .0584313 .00200 - .0442561 .00195 .0912241 .0040 - .0635593 .00340 .1204614 .0062 - .0790960 .00520 j .1489642 .0086 τ- .0925612 .00700 .1728437 .011 - .10310734 .00900 .1959793 .01465 - ,1158192 .01105 .2171375 .01955 - ,1271186 ,01415 .245744 .02619 - .1393597 .01860 .2817326 ,0343 - .1511299 .02450 .323352 .04449 - .1638418 .03205 .369209 .0569 - ,177966 .0416 .416666 .07245 - ,193032 .0535 .467985 .0924 - .20809793 .0685 .520716 .1185 - .2245763 .0880 .570621 .15 ; - .2405838 .1140 .6177024 .20 - ,259887 .15 .6591337 .25 >C - .2740113 .20 .689266 . .3 ^ .2834275 .25 .702448 .35 <r .2900188 .30 . .7071563 .4 - .2928437 ,35 .7048023 .45 - .29190207 .40 .6949152 .5 - .2886064 .45 .6756120 .55 - .28248588 .50 .6506591 .6 - .27369115 .55 .6153484 .65 - .26129943 .60 .57124294 .69 - .24880132 ,65 .5155367 .73 - .2337476 .69 .4644322 .77 *· .21566855 .73 .4079473 .81 - ,19503766 .77 .3493785 .84 5 - .17440207 .81 :289670 .88 - .1511516 .845 .233724 .91 *■ .12538606 .88 .176575 · .935 r- .1020245 .91 .128210·) .955 - .08259416 .935 .0879002 .97 • - .0638795 .955 .05811205 .98 - .04919021 .97 .0398Γ.Β2 .99 - .03354708 .98 .0294162 .995 - .02383 .99 .0203544 1.0 - .0141243 .995 .01.63041 1.0 .0141243

   130016/Π78Α

   Dipl.-Ing. Otto I-Iiigel, Dipl.-lng. Manfred Säger, Patentanwälte, Cosimastr. 81, D-8 München 81 THE BOEING COMPANY . - 6 - L 11.702

   wobei x die Entfernung von der Blattvorderkante entlang der Profilsehne, c die Profiltiefe bezeichnet, y den Distanzpunkt an der Oberseite des Tragflügels von der Profilsehne entlang einer Lotrechten zur Profilsehne, y, den Distanzpunkt an der Unterseite des Tragflügels· von der Profilsehne entlang einer Lotrechten zur Profilsehne, wobei y /c und y,/c das Sehnendickeverhältnis t/c von eins (1) angeben, wobei t die maximale Dicke des Tragflügels bezeichnet, wobei y /c und y,/c mit einem Skalenfaktor multipliziert werden, der gle'ich t/c ist, und wobei die Vorderkante des Tragflügels im Wesentlichen durch folgende Parabeln bestimmt wird:

   (y_u/c)² = 4.2676129 (t/c)² (x/c) ² = (t/c)² (x/c)

   wobei die Parabeln in den Tragflügel übergehen, der durch das Koordinatensystem bestimmt wird.

   130016/0784

   Dipl.-Ing. Otto Hügel, Dipl.-Ing. Manfred Siiger, Palentanwiiltc, einem der einem einem einem der - 7 - Cosimaslr. I 1 I 1 I S r 5 I bis 81, D-8 München 81 6/078Ä L 11.702 THE BOEING COMPANY η η ζ e i η η ζ η η ζ η η ζ e i Ansprüche daß da- · 6. Rotorblatt nach .06 bis . liehen .095 entspricht. liehen .08 entspricht. t c h η e t 1 5, innerhalb durch geke einem 9. Rotorblatt nach 10.Rotorblatt nach der 15 liegt. bis t/c eines Bereichs von η η ζ durch geke durch geke e i Ansprüche daß d a - 7. Rotorblatt nach liehen .1062 entspricht. lenfaktor auf y /c c h η e t 6, im Wesent- durch geke 8. Rotorblatt nach gewendet wird. der bis t/c durch geke e i •Ansprüche daß 'd a - c h η e t 7, im Wesent- der 'bis t/c e i Ansprüche' daß ' _t 1
   d a - c h η e t I
   8, im Wesent- bis t/c Ansprüche daß d a - c h η e t 9, erster Ska- ein auf j^/c an- und ein zweiter Skalenfaktor 13001

   Dipl.-Ing. Otto Flügel, Dipl.-lng. Manfred Siiger, Patentanwälte, Cosimastr. 81, D-8 München 81 - 8 - L 11.702 Anspruch Anspruch Anspruch 11, dadurch g e - THE BOEING COMPANY Anspruch 10, dadurch g e - e t, daß e t, daß e t, daß das Tragflügelprofil nor- 11, Rotorblatt nach e t, daß die Hinterkante des Tragflü- flügelprofils mit einem Keil kennzeichn gelprofils mit einem Nasenteil (34) versehen ist. Anspruch 15. Rotorblatt nach 130016 12, dadurch ge- 12. Rotorblatt nach e t, daß kennzeichn die Hinterkante 'des Trag kennzeichn flügelprofils mit einem Keil miert ist. (32) versehen ist· miert ist. 14. Rotorblatt nach 10, dadurch g e - 13. Rotorblatt nach kennzeichn die Hinterkante des Trag kennzeichn (32) versehen ist, 14, dadurch g e - das Trägflügelprofil nor- . /078&