DE4442319C1 - Flügel für Anströmgeschwindigkeiten im hohen Unterschallbereich - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft einen Flügel mit einem eine Unterdruck­ seite aufweisenden Flügelprofil, für Anströmgeschwindigkeiten im hohen Unterschallbereich, bei denen sich über einer Seite des Flügels ein begrenztes, durch einen Verdichtungsstoß abgeschlos­ senes Überschallströmungsgebiet ausbildet.

Die im folgenden verwendete Bezeichnung "Flügel" deckt neben Tragflügeln von Flugzeugen und Drehflügeln von Hubschraubern auch Schaufeln von Verdichtern, Kompressoren, Diffusoren u. dgl. ab. In all diesen Anwendungsfällen treten bei Anströmgeschwin­ digkeiten der Flügel im hohen Unterschallbereich durch Verdich­ tungsstöße abgeschlossene Überschallströmungsgebiete an der Unterdruckseite der Flügel auf. Die Unterdruckseite ist nicht unbedingt eine feste Seite des Flügelprofils, sondern hängt in der Regel von dem Anstellwinkel des jeweiligen Flügels relativ zu der Anströmrichtung ab. Bei Flugzeugen handelt es sich bei der Unterdruckseite der Tragflügel um deren Oberseite; bei Ver­ dichtern, Kompressoren u. dgl. handelt es sich um die dem Über­ druckbereich abgewandten Seiten der Schaufeln. Aber auch an den Überdruckseiten der umströmten Flügel können durch Verdichtungs­ stöße abgeschlossene Überschallströmungsbereiche auftreten. An den Ort des Verdichtungsstoßes schließt sich in der Regel ein Gebiet lokaler Strömungsablösung an. Dabei bezeichnet der Ort des Verdichtungsstoßes den Punkt, an dem der Verdichtungsstoß an dem umströmten Flügelprofil auftritt. Durch die lokale Strö­ mungsablösung ergibt sich eine Erhöhung des Strömungswiderstands des Flügels. Gleichzeitig verursacht die Strömungsablösung Flü­ gelschwingungen aus, die als Stoß-Instabilitäten oder als soge­ nanntes "Buffeting" bekannt sind. Diese beeinträchtigen die Leistungsfähigkeit und Lebensdauer der Flügel sowie deren Lage­ rung.

Zur Beherrschung der Auswirkungen des Verdichtungsstoßes auf Tragflügel ist es bei heutigen Verkehrsflugzeugen üblich, die Tragflügel relativ zu der Strömungsrichtung anzustellen. Dieses Vorgehen wird als "Pfeilung" der Tragflügel bezeichnet. Die Pfeilung führt aber ihrerseits zu einer Erhöhung des Strömungs­ widerstands der Tragflügel. Dies ist darauf zurückzuführen, daß die bei gepfeilten Tragflügeln auftretenden Querströmungen und Querwirbel die Ausbildung einer laminaren Strömung behindern, die auch bei Anströmgeschwindigkeiten im hohen Unterschallbe­ reich im vorderen Teil der Tragflügel grundsätzlich möglich sind. Bekannterweise weisen laminar umströmte Profile im Ver­ gleich zu Profilen mit turbulenten Grenzschichtzuständen gerin­ gere Strömungswiderstände auf.

Zwei Verfahren, die Stärke des Verdichtungsstoßes bei einem Flügel der eingangs beschriebenen Art zu reduzieren, sind aus der US-Z "AIAA 92-0064, Shock-Boundary Layer Interaction Control With Low-Profile Vortex Generators And Passive Cavity, D. C. McCormick" bekannt. Zum einen kann durch Turbulenzerzeuger die Dicke der turbulenten Grenzschicht vor dem Verdichtungsstoß erhöht werden, wodurch eine Strömungsablösung hinter dem Ver­ dichtungsstoß unterdrückbar oder doch zumindest begrenzbar ist. Dabei wird jedoch zwangsläufig der Strömungswiderstand des Pro­ fils aufgrund der größeren Dicke der turbulenten Grenzschicht erhöht. Eine Erhöhung des Strömungswiderstands tritt auch bei dem zweiten Verfahren auf, bei dem die Oberfläche des Flügels am Ort des Verdichtungsstoßes durch ein perforiertes Blech ersetzt wird, unter dem sich eine eine Rückströmung erlaubende Kammer befindet. Die Rückströmung in der Kammer beeinflußt sowohl die Grenzschicht hinter, wie vor dem Ort des Verdichtungsstoßes. Nachteilig ist hierbei zusätzlich, daß die Stabilität des Flü­ gels durch die Kammer geschwächt wird und daß ein erheblicher technischer Aufwand für die Kammer und ihre Abdeckung zu betrei­ ben ist. In die Schaufeln von Verdichtern, Kompressoren, Diffu­ soren o. dgl., die nur wenige mm dick sind, ist eine solche Kammer daher nicht integrierbar.

Aus der US-A-5 133 519 ist eine Oberflächengestaltung für um­ strömte Oberflächen bekannt, bei der die Oberfläche mit Mikro­ stufen versehen ist. D. h., die Oberfläche ist in einzelne Flä­ chenabschnitte unterteilt, die in Anströmungsrichtung unter Ausbildung von kleinen Stufen hintereinander angeordnet sind. Hierdurch soll der Strömungswiderstand der Oberfläche reduziert werden. Die Stufenhöhe ist vergleichsweise klein. Bei den Ober­ flächen von Reiseflugzeugen soll sie etwa 0,0015 mm betragen. Der Abstand der Stufen soll größer als 0,03 mm sein. Die Stufen müssen dabei nicht geradlinig verlaufen. Vorgeschlagen wird auch ein Verlauf, der sich der Anordnung von Schuppen auf der Haut eines Fisches annähert. Die tatsächliche Auswirkung der Mikro­ stufen geht nicht über diejenige von Turbulenzerzeugern zur Vergrößerung der Dicke einer turbulenten Grenzschicht hinaus.

Aus der EP-A-0 422 334 ist ein Flügel bekannt, bei dem eine Reduzierung des Strömungswiderstands dadurch erreicht wird, daß er eine Hinterkante aufweist, die abschnittsweise in unter­ schiedlichen Höhen ausläuft. Die Abschnitte sind durch nahezu vertikal zur Haupterstreckungsrichtung des Flügels verlaufende Bereiche der Hinterkante miteinander verbunden, wobei die Über­ gänge abgerundet ausgebildet sind. Insgesamt ergibt sich ein Flügel, der abwechselnd jeweils zwei Bereiche mit unterschied­ lichem effektiven Anstellwinkel zur Anströmrichtung aufweist. Hierdurch wird bei großen Anstellwinkeln tatsächlich eine Redu­ zierung des induzierten Strömungswiderstands erreicht. Solche großen Anstellwinkel treten jedoch bei einem Flugzeug beispiels­ weise nur in der Start- und Landephase auf, während beim Reise­ flug nur sehr geringe Anstellwinkel vorliegen. Bei geringen Anstellwinkeln führt die bekannte Ausbildung des Flügels jedoch zu einer Erhöhung des induzierten Widerstands.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, einen Flügel der eingangs beschriebenen Art aufzuzeigen, bei dem das Auftreten von Stoß-Instabilitäten reduziert ist und der gleichzeitig einen geringen Strömungswiderstand auch bei geringen Anstellwinkeln aufweist.

Erfindungsgemäß wird dies dadurch erreicht, daß das Flügelprofil an der Seite des Überschallströmungsgebietes eine quer zur An­ strömrichtung verlaufende, periodische Profilvariation aufweist, die die Dicke des Flügelprofils betrifft und die in der Anström­ richtung eine Verschiebung des Ortes des Verdichtungsstoßes be­ wirkt, wobei die Periodenlänge der Profilvariation quer zur An­ strömrichtung größer als die Dicke der Grenzschicht an der Un­ terdruckseite vor dem Verdichtungsstoß ist. Durch die Profilva­ riation wird der Verdichtungsstoß dreidimensional verteilt, d. h. die Stoßspitzen und die damit auftretenden Verluste im Stoß werden kleiner. Gleichzeitig wird durch den reduzierten Druck­ anstieg im Stoßbereich die sich üblicherweise anschließende Strömungsablösung vermieden oder zumindest stark reduziert. Die Pfeilung von Tragflügeln kann daher zurückgenommen werden, wo­ durch weitere Widerstandsverminderungen beim induzierten Wider­ stand eintreten.

Insbesondere ist die Erreichung von laminaren Strömungen im vorderen Teil des Flügelprofils möglich. Stoß-Instabilitäten treten bei dem neuen Flügel auch bei nur schwach oder gar nicht gepfeilten Flügeln nicht auf. Durch die Profilvariation wird aber auch die Eigenstabilität des Flügels nicht in relevantem Umfang beeinträchtigt, so daß insgesamt eine verbesserte Lei­ stungsfähigkeit und Lebensdauer des Flügels und seiner Lagerung erreicht werden. Zudem ist es möglich, die Profilvariation auch nachträglich bei bereits vorhandenen Flügeln nachzuholen. Wenn ein Flügel mit periodischer Profilvariation neu geschaffen wird, schwankt das Profil periodisch um den üblichen Profilverlauf. Dabei bedeutet "periodisch" jedoch nicht, daß eine feste Peri­ odenlänge oder ein sich gleichförmig wiederholender Periodenver­ lauf gegeben sein muß. Es kommt nur darauf an, daß der bislang in Form einer geschlossenen Front entlang der Haupterstreckungs­ richtung des Flügels auftretende Verdichtungsstoß über einen größeren, dreidimensionalen Bereich verteilt wird.

Untergrenze für die Periodenlänge der Profilvariation quer zur Anströmrichtung ist die Dicke der Grenzschicht an der Unter­ druckseite vor dem Verdichtungsstoß. Bei darunter liegenden Periodenlängen wirkt sich die Profilvariation nur auf die Grenz­ schicht selbst, aber nicht wie gewünscht auf den Verdichtungs­ stoß aus. Sie entspricht damit nur noch dem bekannten Turbulen­ zerzeugern zur Verdickung einer turbulenten Grenzschicht. Bei der Erfindung wird demgegenüber die Verteilung des Verdichtungs­ stoßes über ein dreidimensionales Gebiet bewirkt, um ihn auf diese Weise zu "entschärfen" bzw. zu "verdünnen".

Gut geeignet ist eine zickzackförmige Profilvariation, bei der die verschobenen Orte des Verdichtungsstoßes auf einer zickzack­ förmigen Linie liegen. Dabei ist unter "zickzackförmig" zu ver­ stehen, daß die verschobenen Orte des Verdichtungsstoßes auf Geradenabschnitten liegen, die in wechselnden Richtungen zur Anströmrichtung angestellt sind. Alle Verschiebungen des Ver­ dichtungsstoßes sind so gleichgewichtig, wodurch eine besonders gleichmäßige, dreidimensionale Verteilung des Verdichtungsstoßes erreicht wird.

In einer konkreten Ausführungsform ist die zickzackförmige Linie aus Geradenabschnitten zusammengesetzt, die einen Anstellwinkel von +45° und -45° zur Anströmrichtung aufweisen. Es sind aber auch wellenförmige oder anders geartete Profilvariationen denk­ bar.

Um nicht durch die periodische Profilvariation eine Erhöhung des Strömungswiderstandes hervorzurufen, ist es sinnvoll, daß die absolute maximale Verschiebung des Ortes des Verdichtungsstoßes kleiner als das 0,2-fache der Tiefe des Flügelprofils ist. Hier­ für reichen andererseits kleinere Änderungen an dem Flügelprofil aus, die auch nachträglich anbringbar sind.

Um jedoch überhaupt den gewünschten positiven Effekt hinsicht­ lich der Stoß-Instabilitäten aufgrund des Verdichtungsstoßes zu erhalten, muß die absolute maximale Verschiebung des Ortes des Verdichtungsstoßes größer als die Dicke der Grenzschicht an der Unterdruckseite vor dem Verdichtungsstoß sein. Mit "absoluter maximaler Verschiebung" wird hierbei die Differenz zwischen dem am weitesten vorne liegenden und dem am weitesten hinten liegen­ den Ort des Verdichtungsstoßes innerhalb einer Periode der Pro­ filvariation bezeichnet. Die maximalen Verschiebungen vom mitt­ leren Ort des Verdichtungsstoßes sind entsprechend nur halb so groß.

Da der Verdichtungsstoß oberhalb des hinteren Teils der Unter­ druckseite des Profils auftritt, reicht es aus, wenn die Profil­ variation auf diesen Teil des Flügels beschränkt ist.

Die Periodenlänge der Profilvariation quer zur Anströmrichtung ist vorzugsweise kleiner als die Tiefe des Flügelprofils. Eine größere Periodenlänge wäre nur erforderlich, wenn auch der Ver­ dichtungsstoß in Bereichen weit über dem Flügel erfaßt werden sollte. Dies ist aber zur Unterdrückung der Stoß-Instabilitäten nicht erforderlich. Außerdein führt eine lange Periodenlänge der Profilvariation zu einer weniger gleichmäßigen Verteilung des Verdichtungsstoßes in der Nähe der Unterdruckseite des Flügels.

Günstige Verhältnisse ergeben sich, wenn die Periodenlänge der Profilvariation quer zur Anströmrichtung kleiner als das 0,2- fache der Tiefe des Flügelprofils ist. Dies entspricht einer zickzackförmigen Profilvariation mit Anstellwinkeln von 45 und einer absoluten maximalen Verschiebung des Ortes des Verdich­ tungsstoßes vom 0,2-fachen Betrag der Tiefe des Flügelprofils.

Die Erfindung wird im folgenden anhand eines Tragflügel betref­ fenden Ausführungsbeispiels näher erläutert und beschrieben. Es zeigt:

Fig. 1 ein Verkehrsflugzeug mit den erfindungsgemäßen Trag­ flügeln,

Fig. 2 den Strömungsverlauf entlang eines Flügelprofils eines der Tragflügel gemäß Fig. 1,

Fig. 3 einen Tragflügel gemäß Fig. 1 in der Draufsicht und

Fig. 4 einen Tragflügel gemäß Fig. 1 im Querschnitt.

Das in Fig. 1 dargestellte Verkehrsflugzeug 1 weist zwei Trag­ flügel 2 mit geringer Pfeilung auf. Diese geringe Pfeilung ist möglich, weil der Verdichtungsstoß beim Fliegen des Verkehrs­ flugzeugs mit Geschwindigkeiten im hohen Unterschallbereich nicht entlang einer geraden Linie an der Oberseite 2 jedes Trag­ flügels 3 auftritt, sondern entlang einer zickzackförmigen Linie 4. Auf diese Weise wird die Entstehung von Stoß-Instabilitäten, denen sonst nur mit einer starken Pfeilung der Tragflügel 2 begegnet werden kann, verhindert.

Die Grundlage der Stoß-Instabilitäten, das Auftreten des Ver­ dichtungsstoßes 8, ist in Fig. 2 wiedergegeben. Der Tragflügel 2 wird aus einer Anströmungsrichtung 5 mit einer Strömung im hohen Unterschallbereich angeströmt. Dabei bildet sich über der Oberseite 3 des Flügels, die der Unterdruckseite des Flügels 2 entspricht, ein Überschallströmungsgebiet 6 aus, das hier von einer Linie 7 begrenzt ist. Dort wo die Linie 7 im hinteren Bereich des Tragflügels 2 durchgezogen dargestellt ist, schließt der Verdichtungsstoß 8 das Überschallströmungsgebiet 6 nach hinten ab. Auf den Ort, an dem der Verdichtungsstoß 8 mit der Oberseite 3 des Tragflügels 2 zusammentrifft, folgt in der An­ strömungsrichtung 5 ein Gebiet 9 lokaler Strömungsablösung. Die Ausdehnung des Gebiets 9 hängt von der Stärke des Verdichtungs­ stoßes 8 ab. Im Extremfall reicht das Gebiet 9 bis an das hinte­ re Ende des Tragflügels 2. Vor dem Verdichtungsstoß 8 ist die Grenzschicht an der Oberseite 3 des Tragflügels 2 in aller Regel turbulent. Hinter der Nase 10 des Tragflügels 2 sind aber auch ausgedehnte Gebiete mit laminaren Grenzschichten erreichbar, z. B. wenn auf eine starke Pfeilung des Tragflügels 2 verzichtet werden kann.

Dies ist bei der Erfindung der Fall. Dort wird statt einer Pfei­ lung das Profil des Tragflügels 2 im hinteren Bereich der Ober­ seite 3 wie aus Fig. 3 ersichtlich variiert. Fig. 3 zeigt die Oberseite 3 des Tragflügels 2 in der Draufsicht, wobei Höhenli­ nien 11 wiedergegeben sind. Die Höhenlinien 11 lassen erkennen, daß der Tragflügel 2 eine zickzackförmige Profilvariation be­ züglich der Profildicke aufweist. Die Profilvariation besitzt eine Wellenlänge quer zur Anströmrichtung 5. Über die Wellen­ länge variiert die Profildicke zwischen einem Maximalwert entlang der Linie 12 und einem Minimalwert entlang der Linie 13.

Fig. 4 gibt das Flügelprofil 14 entlang der Linien 12 und 13 gemäß Fig. 3 wieder. Dabei sind die Differenzen in der Dicke des Flügelprofils, die zur gewünschten Beeinflussung der Front des Verdichtungsstoßes ausreichend sind, vergrößert dargestellt. Tatsächlich sind sie relativ zu der Tiefe t des Flügelprofils geringer ausgebildet. Konkret werden sie so ausgewählt, daß die maximale absolute Verschiebung des Ortes des Verdichtungsstoßes auf der Oberseite 3 des Tragflügels 2 weniger als das 0,2-fache von t aber mehr als die Dicke der turbulenten Grenzschicht an der Oberseite 3 in dem Gebiet vor dem Verdichtungsstoß 8 be­ trägt.

Die Fig. 2 bis 4 treffen auch auf eine Ausführung der Erfin­ dung bei den Schaufeln eines Verdichters, Kompressors, Diffusors o. dgl. zu.

Bezugszeichenliste

1 - Verkehrsflugzeug
2 - Tragflügel
3 - Oberseite
4 - Linie
5 - Anströmungsrichtung
6 - Überschallströmungsgebiet
7 - Linie
8 - Verdichtungsstoß
9 - Gebiet
10 - Nase
11 - Höhenlinien
12 - Linie
13 - Linie
14 - Flügelprofil

Claims (8)

1. Flügel für Anströmgeschwindigkeiten im hohen Unterschallbe­ reich, bei denen sich über einer Seite des Flügels ein begrenz­ tes, durch einen Verdichtungsstoß abgeschlossenes Überschall­ strömungsgebiet ausbildet, dadurch gekennzeichnet, daß das Flügelprofil (14) an der Seite des Überschallströmungs­ gebietes (6) eine quer zur Anströmrichtung (5) verlaufende, periodische Profilvariation aufweist, die die Dicke des Flügel­ profils (14) betrifft und die in der Anströmrichtung (5) eine Verschiebung des Ortes des Verdichtungsstoßes (8) bewirkt, wobei die Periodenlänge der Profilvariation quer zur Anströmrichtung (5) größer als die Dicke der Grenzschicht an der Unterdruckseite (3) vor dem Verdichtungsstoß (8) ist.

2. Flügel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die ver­ schobenen Orte des Verdichtungsstoßes (8) quer zur Anströmrich­ tung (5) betrachtet auf einer zickzackförmigen Linie (4) liegen.

3. Flügel nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Linie (4) aus Geradenabschnitten zusammengesetzt ist, die einen Anstellwinkel von +45° und -45° zur Anströmrichtung (5) aufwei­ sen.

4. Flügel nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeich­ net, daß die absolute maximale Verschiebung des Ortes des Ver­ dichtungsstoßes (8) kleiner als das 0,2-fache der Tiefe (t) des Flügelprofils (14) ist.

5. Flügel nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeich­ net, daß die absolute maximale Verschiebung des Ortes des Ver­ dichtungsstoßes (8) größer als die Dicke der Grenzschicht an der Unterdruckseite (3) vor dem Verdichtungsstoß (8) ist.

6. Flügel nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeich­ net, daß die Profilvariation auf den hinteren Teil des Flügels (2) beschränkt ist.

7. Flügel nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzei­ chnet, daß die Periodenlänge der Profilvariation quer zur An­ strömrichtung (5) kleiner als die Tiefe (t) des Flügelprofils (14) ist.

8. Flügel nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Peri­ odenlänge der Profilvariation quer zur Anströmrichtung (5) klei­ ner als das 0,2-fache der Tiefe (t) des Flügelprofils (14) ist.