DE60300441T2

DE60300441T2 - Hinterkante eines Tragflächenprofils mit laminarer Strömung

Info

Publication number: DE60300441T2
Application number: DE60300441T
Authority: DE
Inventors: Michimasa 4-1 Chuo 1-chome Fujino; Yoshinori 4-1 Chuo 1-chome Wariishi
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2002-06-12
Filing date: 2003-02-26
Publication date: 2006-02-09
Anticipated expiration: 2023-02-27
Also published as: DE60300441D1; JP2004010020A; US20030230669A1; EP1371550A1; EP1371550B1; JP4237980B2; US7093792B2

Description

Gebiet der Erfindung
Die vorliegende Erfindung betrifft eine neue Hinterkantenform einer Laminarströmungstragfläche, bei der ein die Nase absenkendes Kippmoment um einen aerodynamischen Mittelpunkt, das ein für eine Laminarströmungstragfläche typisches Problem ist, unterdrückt ist.
Beschreibung der verwandten Technik
Eine Grenzschicht an einer Oberfläche eines Hauptflügels eines Flugzeugs ist an einer Vorderkante eine Laminarströmungs-Grenzschicht, aber ändert sich zu einer Hinterkante hin von der Laminarströmungs-Grenzschicht zu einer Turbulenzströmungs-Grenzschicht. Ein Strömungswiderstand an der Oberfläche des Hauptflügels ist bei der Laminarströmungs-Grenzschicht kleiner als bei der Turbulenzströmungs-Grenzschicht. Um den Widerstand am Hauptflügel zu verringern, ist es daher wünschenswert, dass ein Übergangspunkt, bei dem sich die Laminarströmungs-Grenzschicht zur Turbulenzströmungs-Grenzschicht verändert, zur Hinterkante hin verlagert ist, um dadurch den Bereich der Laminarströmungs-Grenzschicht soweit als möglich zu verlängern.
Eine Laminarströmungstragfläche der „6-Serie", die in den frühen 1940er-Jahren durch NACA entwickelt wurde, unterdrückte den Widerstand besser als die herkömmliche Laminarströmungstragfläche. Wenn jedoch ein Abschnitt einer Flügelfläche in der Nähe einer Vorderkante rauh ist, tendiert der stärkste Auftrieb unvorteilhaft dazu sich in großem Maße zu verringern, was zu einem großen Problem während des Startens oder Landens des Flugzeugs führt.
Danach entwickelte NASA 1977 und 1983 jeweils NLF(1)-0215F und NLF(1)-0414F. Diese Laminarströmungstragflächen ermöglichen eine Verringerung im Widerstand, haben jedoch ein Problem darin, dass sie ein großes die Nase absenkendes Kippmoment verursachen. Weil diese Laminarströmungstragflächen zur Verwendung in einem niedrigen Geschwindigkeitsbereich vorgesehen sind, weisen sie weiterhin ein Problem darin auf, dass sie einem frühen Stadium eines Unterschallgeschwindigkeitsbereichs ein Widerstandsdivergenzphänomen verursachen.
Bei HSNLF (1)-0213, die 1984 von NASA zur Verwendung in einem hohen Unterschallgeschwindigkeitsbereich entwickelt wurde, ist ein Widerstandsdivergenzphänomen schwer zu erzeugen und ein die Nase absenkendes Kippmoment ist klein. Jedoch ist der stärkste Auftrieb in einem Bereich kleinerer Reynoldszahlen klein und die Kapazität eines Treibstofftanks im Inneren des Flügels ist unzureichend, weil die Flügeldicke ungefähr 13% einer Flügelsehnenlänge beträgt, was zu einer Schwierigkeit bei der Sicherstellung von Reichweite führt.
Die US-Patente Nr. 4,858,852 und Nr. 5,318,249 offenbaren bekannte Tragflächen, die ein Merkmal der Form einer Vorderkante aufweisen.
Bei der im US-Patent Nr. 4,858,852 offenbarten Tragfläche weist eine Hinterkante der Tragfläche zur Verwendung in einem transsonischen Geschwindigkeitsbereich eine stumpfe Form mit einer Dicke auf und der Abstand zwischen einer oberen Flügelfläche und einer unteren Flügelfläche läuft der Nähe der Hinterkante auseinander, so dass die Flügeldicke zur Hinterkante hin größer wird, wodurch ein Anstieg des Auftriebs und eine Verringerung des Widerstands erreicht wird.
Bei der im US-Patent Nr. 5,318,249 beschriebenen Tragfläche ist ein Abschnitt sowohl einer oberen Fläche als auch einer unteren Fläche der Tragfläche zur Verwendung in einem transsonischen Geschwindigkeitsbereich in der Nähe einer Hinterkante in weitem Maße nach unten gekrümmt, wodurch eine Ablösung einer laminaren Strömung an einer oberen Flügelfäche im transsonischen Geschwindigkeitsbereich vermieden wird.
Generell ist bei einer Laminarströmungstragfläche, bei der sich ein Laminarströmungs-Grenzschichtbereich längs zu einer Hinterkante hin erstreckt, ein Unterdruck an einer oberen Flügelfläche auch an der Hinterkante groß, so dass der seitliche Auftrieb der Hinterkante zu einem großen Anteil des gesamten Flügelauftriebs beiträgt. Als Ergebnis wird ein die Nase absenkendes Kippmoment um einen aerodynamischen Mittelpunkt unvorteilhaft erhöht. Um das die Nase absenkende Kippmoment auszugleichen, ist es notwendig einen durch ein horizontales Leitwerk erzeugten Abtrieb zu erhöhen. Wenn der durch das horizontale Leitwerk erzeugte Abtrieb erhöht wird, wird der Auftrieb am gesamten Flugzeug verringert und der Widerstand am horizontalen Leitwerk erhöht, wodurch der Widerstand am gesamten Flugzeug unvorteilhaft erhöht wird. Es ist also notwendig, die Fläche des horizontalen Leitwerks zu erhöhen und den sich von einer Schwerpunktsposition zum horizontalen Leitwerk verlaufenden Momentenarm zu erhöhen, was zu unvorteilhafter weiterer Erhöhung von Gewicht und Widerstand führt.
Eine weitere herkömmliche Tragfläche mit niedrigem Widerstand ist in der GB 615318 gezeigt. Diese Tragfläche stellt eine laminare Grenzschicht von der Nase bis zu 40% der Sehne sicher. Von dem Punkt bei 40% der Sehne an wird der Druck dazu gebracht, sanft und allmählich anzusteigen, wobei die Druckanstiegsrate ansteigt, wenn die Hinterkante der Tragfläche erreicht wird.
Die US 4,776,531 A und die EP 0 517 467 A1 offenbaren Tragfächen für Rotoren von Helikoptern oder Flugzeugpropellern, die derart konstruiert sind, dass ein großer Auftriebskoeffizient und ein kleines Kippmoment erhalten wird.
Zusammenfassung und Aufgaben der Erfindung
Demgemäß ist es eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, an einer Laminarströmungstragfläche ein unerwünschtes die Nase absenkendes Kippmoment zu verringern, während ein Effekt der Verringerung des Widerstands erhalten wird.
Zur Lösung der obigen Aufgabe ist gemäß der vorliegenden Erfindung eine Laminarströmungstragfläche mit einer Hinterkantenform gemäß Anspruch 1 vorgesehen. Die Laminarströmungstragfläche umfasst eine obere Flügelfläche, eine untere Flügelfläche, eine Vorderkante und eine Hinterkante, wobei die obere Flügelfäche umfasst: einen vorderen Profilabschnitt, der einen positiven Krümmungsradius aufweist und der vorgesehen ist, um sich von der Vorderkante aus zu einem Punkt größter Dicke zu erstrecken, der in einem Bereich von 30% bis 50% einer Flügelsehnenlänge angeordnet ist, wobei der vordere Profilabschnitt eine Laminarströmungs-Grenzschicht ausbildet, einen mittleren Profilabschnitt, der einen positiven Krümmungsradius aufweist und der vorgesehen ist, um sich von dem Punkt größter Dicke aus zur Nähe einer ungefähr 90% der Flügelsehnenlänge entsprechenden Position zu erstrecken, bei welcher ein durch Teilen der Differenz in Dickenrichtung zwischen der Position und dem Punkt größter Dicke durch den Abstand vom Punkt größter Dicke in einer Richtung einer Flügelsehne erhaltener Wert gleich oder kleiner als 0,12 ist, wobei der mittlere Profilabschnitt einen sanften Druckgradienten ausbildet, um eine Ablösung der Grenzschicht zu unterdrücken, und einen hinteren Profilabschnitt Cr, der einen negativen Krümmungsradius aufweist oder geradlinig ist und der vorgesehen ist, um sich von der Nähe einer ungefähr 95% der Flügelsehnenlänge C entsprechenden Position zur Hinterkante zu erstre cken, wobei der hintere Profilabschnitt einen Druckgadienten ausbildet, der steiler ist als der durch den mittleren Abschnitt gebildete, um eine schwache Ablösung der Grenzschicht zu induzieren, wodurch ein die Nase absenkendes Kippmoment um einen aerodynamischen Mittelpunkt verringert wird.
Mit der obigen Anordnung wird der Punkt größter Dicke an einem hinteren Ende eines vorderen Profilabschnitts an der oberen Flügelfläche der Laminarströmungstragfläche an einer Stelle ausgebildet, die einem Bereich von 30% bis 50% der Flügelsehnenlänge entspricht und der näher an der Hinterkante liegt als bei der herkömmlichen Laminarströmungstragfläche. Daher ist der Druckgradient im mittleren Profilabschnitt, der sich von dem Punkt größter Dicke aus zur Hinterkante hin erstreckt, sanfter als bei der herkömmlichen Laminarströmungstragfläche, wodurch eine Turbulenzströmungs-Grenzschicht stabilisiert wird und das Auftreten der unerwünschten Ablösung der Turbulenzströmungs-Grenzschicht unterdrückt wird, um einen Anstieg des Auftriebs und eine Verringerung des Widerstands zu erreichen. Weiterhin ist der hintere Profilabschnitt, der einen negativen Krümmungsradius aufweist (oder der geradlinig ist) derart vorgesehen, dass er sich von der Position entsprechend 95% der Flügelsehnenlänge an der oberen Flügelfläche zur Hinterkante zu erstreckt, wodurch die Geschwindigkeit einer Luftströmung am hinteren Profilabschnitt plötzlich verringert wird, um die Ablösung der Turbulenzströmungs-Grenzschicht positiv zu begünstigen. Im Ergebnis ist es möglich, den Auftrieb in der Nähe der Hinterkante der Laminarströmungstragfläche zu verringern, um dadurch das die Nase absenkende Kippmoment zu verringern. Sogar dann, wenn ein Rückgang des Auftriebs und ein Anstieg des Widerstands aufgrund der Ablösung der Turbulenzströmungs-Grenzschicht vernachlässigbar klein sind, kann das die Nase absenkende Kippmoment mit einem solchen geringfügigen Rückgang des Auftriebs deutlich verringert werden, weil in der Nähe der Hinterkante, wo die Ablösung der Turbulenzströmungs-Grenzschicht auftritt, der Abstand vom aerodynamischen Mittelpunkt groß ist.
Der weitere Rahmen der Anwendbarkeit der vorliegenden Erfindung wird deutlich aus der hierin im Folgenden gegebenen detaillierten Beschreibung. Es versteht sich jedoch, dass die detaillierte Beschreibung und die spezifischen Beispiele, obwohl sie bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung anzeigen, lediglich zur Erläuterung gegeben werden, da verschiedene Änderungen und Modifikationen innerhalb der Idee und des Rahmens der Erfindung für den Fachmann aus dieser detaillierten Beschreibung offensichtlich sind.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
Die vorliegende Erfindung wird noch vollständiger verständlich aus der hierin im Folgenden gegebenen detaillierten Beschreibung und den begleitenden Zeichnungen, die lediglich zur Illustration gegeben werden und daher für die vorliegende Erfindung nicht beschränkend sind, und wobei:
1 ein Diagramm ist, das die Laminarströmungstragfläche gemäß der vorliegenden Erfindung zeigt,
2 ein vergrößertes Diagramm eines in 1 durch einen Pfeil 2 gekennzeichneten Abschnitts ist,
3 ein Diagramm ist, das ein theoretisches Design-Druckprofil bei der Laminarströmungstragfläche gemäß der vorliegenden Erfindung zeigt,
4 ein Graph ist, der experimentelle Werte und theoretische Werte für eine Charakteristik des Kippmomentkoeffizienten Cm relativ zu einem Auftriebskoeffizienten Cl zeigt,
5 eine Explosionsquerschnittsansicht von gekoppelten Abschnitten einer Vorderkantenstruktur und einer Flügelmittenstruktur des Hauptflügels zeigt,
6 eine vergrößerte Querschnittsansicht der gekoppelten Abschnitte der Vorderkantenstruktur und der Flügelmittenstruktur des Hauptflügels zeigt,
7 ein Graph ist, der die Beziehung zwischen den Größen von Stufen an einer oberen Flügelfläche und den Beträgen ΔCd der Veränderung des Widerstandskoeffizienten relativ zu denjenigen der Stufen zeigt.
Detaillierte Beschreibung der bevorzugten Ausführungsformen
Die vorliegende Erfindung wird nun durch eine bevorzugte Ausführungsform unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen beschrieben.
Zunächst Bezug nehmend auf 1 umfasst das Profil einer Laminarströmungstragfläche gemäß der vorliegenden Ausführungsform eine obere Flügelfläche Su, eine untere Flügelfläche Sl, eine Vorderkante El und eine Hinterkante Et. Bei der vorliegenden Ausführungsform liegt ein Punkt größter Dicke Tu an der oberen Flügelfläche SU gemessen von einer Sehnenlinie an einem Punkt entsprechend 38% einer Flügelsehnenlänge C, um einen Bereich mit laminarer Grenzschicht auszubilden. Ein Übergangspunkt TPu, bei dem der Bereich mit laminarer Grenzschicht sich zu einem Bereich mit turbulenter Grenzschicht ändert, existiert in der Nähe der Position größter Dicke Tu. Der Übergangspunkt TPu liegt in der Nähe einer Position entsprechend 42% der Flügelsehnenlänge C. Bei der vorliegenden Ausführungsform liegt eine Position größter Dicke Tl an der unteren Flügelfläche S1 gemessen von der Sehnenlinie an einem Punkt entsprechend 49 der Flügelsehnenlänge C, um einen Bereich mit laminarer Grenzschicht auszubilden. Ein Übergangspunkt TPl, bei dem der Bereich mit laminarer Grenzschicht sich zu einem Bereich mit turbulenter Grenzschicht ändert, existiert in der Nähe der Position größter Dicke Tl. Der Übergangspunkt TPl liegt in der Nähe einer Position entsprechend 63% der Flügelsehnenlänge C.
Der Grund, warum die Positionen der Übergänge TPu und TPl als „in der Nähe" der Positionen an der Flügelsehnenlänge bestimmt werden, ist der, dass sie sich abhängig von Flugbedingungen wie der Reynoldszahl, einer Machzahl und einer Fluglage ändern.
Bei einer herkömmlichen Laminarströmungstragfläche, z.B. einer Laminarströmungstragfläche der NACA „6-Serie", sind die Längen von Bereichen mit laminarer Grenzschicht an einer oberen Flügelfläche Su und an einer unteren Flügelfläche Sl im Allgemeinen derart bestimmt, dass sie gleich sind, und eine Position des Übergangspunkts ist derart bestimmt, dass er ein Punkt entsprechend ungefähr 50% einer Flügelsehnenlänge C ist. Andererseits ist bei der Laminarströmungstragfläche gemäß der vorliegenden Ausführungsform eine Strömungsabrisscharakteristik verbessert durch Vorverlagerung der Position größter Dicke Tu an der oberen Flügelfläche Su zu einer Position entsprechend 38% der Flügelsehnenlänge C, d.h. durch Vorverlagerung der Position des Übergangspunkts TPu, der der Position größter Dicke Tu zugeordnet ist, zur Nähe einer Position entsprechend 42% der Flügelsehnenlänge C. Weiterhin kann ein Anstieg im Widerstand aufgrund der vorverlagerten Position des Übergangspunkts TPu an der oberen Flügelfläche Su kompensiert werden durch eine Verringerung im Widerstand, die durch Zurückverlagerung der Position größter Dicke Tl an der unteren Flügelfläche Sl zu einer Position entsprechend 49% der Flügelsehnenlänge C, d.h. durch Zurückverlagerung der Position des Übergangspunkts TPl, der der Position größter Dicke Tl zugeordnet ist, zur Nähe einer Position entsprechend 63% der Flügelsehnenlänge C, erreicht wird.
Ein Bereich von der Vorderkante El zur Position größter Dicke Tu an der oberen Flügelfläche Su bildet einen vorderen Profilabschnitt Cf, der die laminare Grenzschicht bildet. Der vordere Profilabschnitt besitzt einen positiven Krümmungsradius und ist konvex nach außen gekrümmt.
Ein Bereich von der Position größter Dicke Tu zur Nähe eines ungefähr 90% der Flügelsehnenlänge C entsprechenden Punkts an der oberen Flügelfläche Su bildet einen mittleren Profilabschnitt Cc bei der vorliegenden Erfindung. Im mittleren Profilabschnitt Cc bildet sich die von der Laminarströmungs-Grenzschicht geänderte Turbulenzströmungs-Grenzschicht aus. Der mittlere Profilabschnitt Cc weist einen positiven Krümmungsradius auf und ist konvex nach außen gekrümmt. Im mittleren Profilabschnitt Cc ist jedoch ein Wert (Δt/L), der durch Teilen einer Differenz in Dickenrichtung Δt zwischen einem vorderen Punkt im mittleren Profilabschnitt Cc (dem der Position größter Dicke Tu entsprechenden 38%-Punkt) und einem hinteren Punkt im mittleren Profilabschnitt Cc (dem 90%-Punkt) durch einen Abstand L in einer Richtung einer Flügelsehne vom der Position größter Dicke Tu (der dem vorderen Punkt des mittleren Profilabschnitts Cc entsprechenden 38%-Position) bis zum hinteren Punkt im mittleren Profilabschnitt Cc erhalten wird, als gleich oder kleiner als 0,12 festgelegt. Der mittlere Profilabschnitt Cc ist ist nämlich von dem vorderen Punkt zum hinteren Punkt sanft geneigt.
Wie aus 3 ersichtlich ist, wird im Ergebnis der Druckgradient im mittleren Profilabschnitt Cc der oberen Flügelfläche Su sanft von einem Unterdruck zu einem Überdruck wiederhergestellt, so dass die Turbulenzströmungs-Grenzschicht an einem solchen Abschnitt stabilisiert werden kann und verhindert werden kann, dass sie sich ablöst, wodurch eine Verringerung des Auftriebs und ein Anstieg des Widerstands verhindert wird. Wenn die Position größter Dicke Tu weiter nach hinten als die oben beschriebene Position bei der Laminarströmungstragfläche gemäß der vorliegenden Ausführungsform angeordnet ist und als Ergebnis der Druckgradient im mittleren Profilabschnitt Cc steil wird, kann die Turbulenzströmungs-Grenzschicht instabil werden und zufällig an einer beliebigen Position im mittleren Profilab schnitt Cc abgelöst werden, wodurch eine Verringerung des Auftriebs und ein Anstieg des Widerstands verursacht wird. Insbesondere wird die Verringerung des Auftriebs und der Anstieg des Widerstands umso signifikanter je näher der Ablösungspunkt zur Vorderkante El gelangt.
Wie aus 2, die ein vergrößertes Diagramm eines Abschnitts in der Nähe der Hinterkante Et der Laminarströmungstragfläche gemäß der vorliegenden Ausführungsform ist, ersichtlich ist, weist ein hinterer Profilabschnitt Cr, der in einem Bereich vorgesehen ist, der sich von der Position entsprechend 90% der Flügelsehnenlänge C zur Hinterkante Et erstreckt, einen negativen Krümmungsradius auf und ist konkav nach außen gekrümmt. Wie aus 3 ersichtlich ist, wird in dem hinteren Profilabschnitt Cr, der den negativen Krümmungsradius aufweist, die Geschwindigkeit einer Luftströmung plötzlich verringert, wodurch der Druckgradient in dem Abschnitt Cr steil ist, so dass eine plötzliche Wiederherstellung des Drucks von dem Unterdruck zum Überdruck verursacht wird. Daher wird die Ablösung der Turbulenzströmungs-Grenzschicht in der Nähe des hinteren Profilabschnitts Cr begünstigt, wodurch der Auftrieb in der Nähe der Hinterkante Et verringert wird, so dass ein die Nase absenkendes Kippmoment um einen aerodynamischen Mittelpunkt AC verringert wird. Ein Momentenarm von dem aerodynamischen Mittelpunkt AC, der an einer Position entsprechend 25% der Flügelsehnenlänge C existiert, bis zur Hinterkante Et ist länger und folglich wird sogar dann, wenn der Auftrieb in der Nähe der Hinterkante Et geringfügig verringert ist, das die Nase absenkende Kippmoment deutlich verringert.
Wenn das die Nase absenkende Kippmoment in der obigen Weise verringert wird, kann ein Abtrieb, der durch ein horizontales Leitwerk erzeugt wird, um ein Gleichgewicht um eine Kippachse aufrecht zu erhalten, verringert werden. Daher ist es möglich, eine Verringerung im Auftrieb des gesamten Flugzeugs aufgrund des Abtriebs, der durch das horizontale Leitwerk erzeugt wird, und einen Anstieg im Widerstand auf das horizontale Leitwerk, der andernfalls den Widerstand auf das Flugzeug erhöhen würde, zu verhindern. Ferner ist es möglich, das Erfordernis für eine Erhöhung des Momentenarms von einer Schwerpunktsposition zum horizontalen Leitwerk zu eliminieren, wodurch eine Erhöhung des Gewichts und eine Erhöhung des Widerstands vermieden wird. Weiterhin ist die am hinteren Profilabschnitt Cr auftretende Ablösung geringfügig, so dass eine Verringerung im Auftrieb und eine Erhöhung im Widerstand aufgrund der Ablösung nichts ausmacht.
4 ist ein Diagramm zur Erläuterung eines Effekts der Verringerung des die Nase absenkenden Kippmoments. In 4 zeigt der Kreis einen Wert an, der in einem Experiment unter Verwendung eines wirklichen Flugzeugs (bei Bedingungen einer Machzahl in einem Bereich von 0,62 bis 0,64 und einer Reynoldszahl in einem Bereich von 11,5 bis 16,7 × 10⁶) erhalten wurde, das Quadrat zeigt einen Wert an, der in einem Experiment unter Verwendung eines transsonischen Windkanals (bei Bedingungen einer Machzahl von 0,64 und einer Reynoldszahl von 8 × 10⁶) erhalten wurde und das Dreieck zeigt einen Wert an, der in einem Experiment unter Verwendung desselben Windkanals (bei Bedingungen einer Machzahl von 0,7 und einer Reynoldszahl von 8 × 10⁶) erhalten wurde. Die durchgezogene Linie und die gestrichelte Linie zeigen zeigen jeweils einen theoretischen Wert an, der durch eine Technik (die hierin im Folgenden als MSES bezeichnet wird) erhalten wurde, die eine Kombination eines Euler-Verfahrens und eines eⁿ-Verfahrens ist und die eine von Analysetechniken für die Tragfläche in einem Hochgeschwindikgkeitsbereich mit Berücksichtigung einer Stoßwelle und einer Widerstandsdivergenz ist. Die durchgezogene Linie entspricht einem Fall, in dem die Ablösung der Turbulenzströmungs-Grenzschicht in der Nähe des hinteren Profilabschnitts Cr berücksichtigt wurde. Die gestrichelte Linie entspricht einem Fall, in dem die Ablösung der Turbulenzströmungs-Grenzschicht in der Nähe des hinteren Profilabschnitts Cr nicht berücksichtigt wurde.
Wie aus 4 deutlich wird, versteht es sich, dass die Ergebnisse des Flugexperiments und des Windkanalexperiments ausreichend mit dem theoretischen Wert in dem MSES übereinstimmen, bei dem die Ablösung der Turbulenzströmungs-Grenzschicht berücksichtigt wurde, und dass das die Nase absenkende Moment deutlich verringert ist im Vergleich mit dem theoretischen Wert in dem MSES; bei dem die Ablösung der Turbulenzströmungs-Grenzschicht nicht berücksichtigt wurde.
Die größte Dicke der Laminarströmungstragfläche gemäß der vorliegenden Ausführungsform (die Dicke zwischen der oberen Flügelfläche Su und der unteren Flügelfläche Sl) beträgt 15% der Flügelsehnenlänge C und folglich kann die Kapazität eines Treibstofftanks in dem Flügel ausreichend erhöht werden, um eine erforderliche Reichweite sicherzustellen.
Wie in 5 und 6 gezeigt ist, enthält ein Hauptfügel eines Flugzeugs, das die Laminarströmungstragfläche gemäß der vorliegenden Ausführung verwendet, eine Vorderkantenstrukur 11 und eine Flügelmittenstrukur 12, die getrennt voneinander zusammengebaut sind. Die Vorderkantenstruktur 11 enthält einen Vorderkantenholm 13 mit einem kanalförmigen Abschnitt, eine Mehrzahl von Rippen 14, die mit dem Vorderkantenholm 13 gekoppelt sind, und eine Außenhaut 15, die den Vorderkantenholm 13 und die Rippen 14 abdeckt. Die Außenhaut 15 und Stangenscharniere 16 sind durch Niete 17 aneinander an einem hinteren oberen Abschnitt des der Flügelmittenstruktur 12 zugewandten Vorderkantenholms 13 befestigt.
Die Außenhaut 15 und Stangenscharniere 18 sind durch Niete 19 aneinander an einem unteren hinteren Abschnitt des der Flügelmittenstruktur 12 zugewandten Vorderkantenholms befestigt.
Die Flügelmittenstrukur 12 enthält einen vorderen Holm 20 mit einem kanalförmigen Abschnitt, eine Mehrzahl von Rippen 21, die mit einer hinteren Fläche des vorderen Holms 20 gekoppelt sind, und eine obere Außen haut 22 und eine untere Außenhaut 23, die den vorderen Holm 20 und die Rippen 21 abdecken. Die obere Außenhaut 22 und die untere Außenhaut 23 sind durch Niete 24 und 25 an dem vorderen Holm 20 befestigt. Stangenscharniere 26 sind durch Niete 27 an einem der Vorderkantenstruktur 11 zugewandten vorderen oberen Abschnitt des Holms 20 befestigt. Stangenscharniere 28 sind durch Niete 29 an einem der Vorderkantenstruktur 11 zugewandten vorderen unteren Abschnitt des Holms 20 befestigt.
Eine hintere Fläche der Vorderkantenstruktur 11 liegt an einer vorderen Fläche der Flügelmittenstruktur 12 an und Stifte 30 sind durch die Stangenscharniere 16 und 18 der Vorderkantenstruktur 11 und die entsprechenden Stangenscharniere 26 und 28 der Flügelmittenstrukur 12 geführt, wodurch die Flügelmittenstruktur 12 und die Vorderkantenstruktur 11 integral miteinander gekoppelt sind. Hierbei ist es aufgrund von Herstellungstoleranzen unvermeidbar, dass eine kleiner Spalt α und eine kleine Stufe β zwischen einem hinteren Ende der Außenhaut 15 der Vorderkantestruktur 11 und einem vorderen Ende der oberen Außenhaut 22 und der unteren Außenhaut 23 der Flügelmittenstruktur 12 erzeugt werden.
Ein Graph in 7 zeigt die die Beträge ΔCd der Änderung des Widerstandskoeffizienten in dem Fall, in dem eine Stufe in der oberen Fläche der Laminarströmungstragfläche gemäß der vorliegenden Ausführungsform vorgesehen war. Insbesondere wurde ein Flugtest unter Verwendung eines wirklichen Flugzeugs durchgeführt, wobei Stufen unterschiedlicher Höhe an Stellen entsprechend 10% und 20% der Flügelsehnenlänge C an der oberen Fläche des Hauptflügels des wirklichen Flugzeugs vorgesehen waren, wobei Beträge ΔCd der Änderung des Widerstandskoeffizienten durch Vergleich mit einem Fall, in dem keine Stufen vorgesehen waren, berechnet wurden. Wenn z.B. die Stufe 0,19 mm beträgt, ist ersichtlich, dass der Betrag ΔCd der Änderung des Widerstandskoeffizienten in dem Fall, in dem die Stufe an der Position entsprechend 10% der Flügelsehnenlänge C angeordnet war, ungefähr 30 Zählwerte in einem Bereich einer Reynolds zahl kleiner als 13 × 10⁶ beträgt, wohingegen der Betrag ΔCd der Änderung des Widerstandskoeffizienten in dem Fall, in dem die Stufe an der Position entsprechend 20% der Flügelsehnenlänge C angeordnet war, ungefähr 3 Zählwerte in einem Bereich einer Reynoldszahl kleiner als 13 × 10⁶ beträgt, was ein Zehntel der 30 Zählwerte ist. D.h. der Einfluss der Stufe ist dramatisch verringert. Wenn die Reynoldszahl 13,5 × 10⁶ beträgt, ist der Effekt etwas geringer, aber der Betrag ΔCd der Änderung des Widerstandskoeffizienten in dem Fall, in dem die Stufe an der Position entsprechend 20% der Flügelsehnenlänge C angeordnet war, ist deutlich auf 7 Zählwerte verringert, von den 30 in dem Fall gezeigten, dass die Stufe an der Position entsprechend 10% der Flügelsehnenlänge C angeordnet war.
Wie oben beschrieben wurde, kann in einem Fall, in dem die Laminarströmungstragfläche gemäß der vorliegenden Ausführungsform verwendet wird, dann wenn die Stufe an der Position entsprechend 20% der Flügelsehnenlänge C angeordnet ist, eine Erhöhung des Widerstands minimiert werden. Daher ist es durch Anordnen von gekoppelten Abschnitten zwischen der Vorderkantenstrukur 11 und der Flügelmittenstruktur 12, bei der die Erzeugung des Spalts α und der Stufe β unvermeidbar ist, an der Position entsprechend 20% der Flügelsehnenlänge C möglich, eine Erhöhung des Widerstands aufgrund des Spalts α und der Stufe β zu minimieren.
Obwohl die Ausführungsform der vorliegenden Erfindung im Detail beschrieben wurde, versteht es sich, dass die vorliegende Erfindung nicht auf die oben beschriebene Ausführungsform beschränkt ist und dass verschiedene Modifikationen im Design gemacht werden können, ohne von der Idee und dem Rahmen der in den Ansprüchen definierten Erfindung abzuweichen.
Beispielsweise weist der hintere Profilabschnitt Cr den negativen Krümmungsradius auf, aber er kann geradlinig sein.
Weiterhin ist in der Ausführungsform die Position größter Dicke Tu an der oberen Flügelfläche Su an der Position entsprechend 38% der Flügelsehnenlänge C angeordnet, kann aber auch zwischen einer Position entsprechend 30% der Flügelsehnenlänge und einer Position entsprechend 50% der Flügelsehnenlänge C angeordnet sein.
Ferner kann sogar an einer bereits existierenden Tragfläche, die nicht in der vorliegenden Erfindung enthalten ist, ein ähnlicher Effekt erwartet werden, wenn eine solche Tragfläche zu einer in der vorliegenden Erfindung enthaltenen Tragfläche verbessert wird, indem eine Füllung an einer Fläche eines die Tragfläche aufweisenden Flügels vorgesehen wird oder indem eine solche Fläche geschliffen wird.
Aus der vorangehenden Beschreibung versteht es sich, dass die Erfindung in vielfältiger Weise variiert werden kann. Solche Variationen sind nicht als ein Abweichen von der Idee und dem Rahmen der Erfindung anzusehen und alle derartigen Modifikationen sind, da sie für den Fachmann offensichtlich sind, als innerhalb des Rahmens der angefügten Ansprüche liegend anzusehen.
Eine obere Flügelfläche einer Laminarströmungstragfläche umfasst: einen vorderen Profilabschnitt, der einen positiven Krümmungsradius aufweist und der vorgesehen ist, um sich von der Vorderkante aus zu einem Punkt größter Dicke zu erstrecken, der an einer Position entsprechend 38% einer Flügelsehnenlänge angeordnet ist. Der vordere Profilabschnitt bildet eine Laminarströmungs-Grenzschicht aus. Ein mittlerer Profilabschnitt weist einen positiven Krümmungsradius auf und ist vorgesehen, um sich von dem Punkt größter Dicke aus zur Nähe einer ungefähr 90% der Flügelsehnenlänge entsprechenden Position zu erstrecken, bei welcher ein durch Teilen der Differenz in Dickenrichtung zwischen der Position und dem Punkt größter Dicke durch den Abstand in einer Richtung einer Flügelsehne vom Punkt größter Dicke erhaltener Wert gleich oder kleiner als 0,12 ist. Der mittlere Profilabschnitt bildet einen sanften Druckgradienten aus, um eine Ablösung der Grenzschicht zu unterdrücken, und ein hinterer Profilabschnitt weist einen negativen Krümmungsradius auf, der vorgesehen ist, um sich von der Nähe einer ungefähr 95% der Flügelsehnenlänge entsprechenden Position zur Hinterkante zu erstrecken. Der hintere Profilabschnitt bildet einen Druckgadienten aus, der steiler ist als der durch den mittleren Abschnitt gebildete, um eine schwache Ablösung der Grenzschicht zu induzieren, wodurch ein die Nase absenkendes Kippmoment um einen aerodynamischen Mittelpunkt verringert wird. Daher ist es möglich, ein unerwünschtes die Nase absenkendes Kippmoment zu vermeiden, während ein Effekt der Verringerung eines Widerstands an einer Laminarströmungstragfläche aufrecht erhalten wird.

Claims

Laminarströmungstragfläche mit einer Hinterkantenform, umfassend: eine obere Flügelfläche (Su), eine untere Flügelfläche (Sl), eine Vorderkante (El) und eine Hinterkante (Et), wobei die obere Flügelfäche (Su) umfasst: einen vorderen Profilabschnitt (Cf), der einen positiven Krümmungsradius aufweist und der vorgesehen ist, um sich von der Vorderkante (El) aus zu einem Punkt größter Dicke (Tu) zu erstrecken, der in einem Bereich von 30% bis 50% einer Flügelsehnenlänge (C) angeordnet ist, wobei der vordere Profilabschnitt (Cf) eine laminare Grenzschicht ausbildet, einen mittleren Profilabschnitt (Cc), der einen positiven Krümmungsradius aufweist und der vorgesehen ist, um sich von dem Punkt größter Dicke (Tu) aus zur Nähe einer ungefähr 90% der Flügelsehnenlänge (C) entsprechenden Position zu erstrecken, bei welcher ein durch Teilen der Differenz in Dickenrichtung (Δt) zwischen der Position und dem Punkt größter Dicke (Tu) durch den Abstand (L) vom Punkt größter Dicke (Tu) in einer Richtung einer Flügelsehne (C) erhaltener Wert gleich oder kleiner als 0,12 ist, wobei der mittlere Profilabschnitt (Cc) einen sanften Druckgradienten ausbildet, um eine Ablösung der Grenzschicht zu unterdrücken, und einen hinteren Profilabschnitt (Cr), der einen negativen Krümmungsradius aufweist oder geradlinig ist und der vorgesehen ist, um sich von der Nähe einer ungefähr 95% der Flügelsehnenlänge (C) entsprechenden Position zur Hinterkante (Et) zu erstrecken, wobei der hintere Profilabschnitt (Cr) einen Druckgradienten bildet, der stei ler ist als der durch den mittleren Abschnitt (Cc) gebildete, um eine schwache Ablösung der Grenzschicht zu induzieren, wodurch ein die Nase senkendes Kippmoment um einen aerodynamischen Mittelpunkt (AC) verringert wird.
Laminarströmungstragfläche nach Anspruch 1, wobei der Punkt größter Dicke (Tu) bei ungefähr 38% der Flügelsehnenlänge (C) liegt.
Laminarströmungstragfläche nach Anspruch 1 und ferner umfassend einen Übergangspunkt (TPu), bei dem der Grenzschichtbereich für laminare Strömung in einen Grenzschichtbereich für turbulente Strömung umschlägt.
Laminarströmungstragfläche nach Anspruch 3, wobei der Übergangspunkt (TPu) bei ungefähr 42% der Flügelsehnenlänge (C) liegt.
Laminarströmungstragfläche nach Anspruch 1 und ferner umfassend einen Punkt größter Dicke (Tl), der an der unteren Flügelfläche (Sl) zur Ausbildung eines Grenzschichtbereichs für laminare Strömung angeordnet ist.
Laminarströmungstragfläche nach Anspruch 5, wobei der an der unteren Flügelfläche (Sl) angeordnete Punkt größter Dicke (Tl) bei ungefähr 49% der Flügelsehnenlänge (C) liegt.
Laminarströmungstragfläche nach Anspruch 5 und ferner umfassend einen an der unteren Flügelfläche (Sl) angeordneten Übergangspunkt (TPl), bei dem der Grenzschichtbereich für laminare Strömung in einen Grenzschichtbereich für turbulente Strömung umschlägt.
Laminarströmungstragfläche nach Anspruch 7, wobei der an der un teren Flügelfläche (Sl) angeordnete Übergangspunkt (TPl) bei ungefähr 63% der Flügelsehnenlänge (C) liegt.