DE68902717T2

DE68902717T2 - Drehfluegelflugzeugblatt und rotor, der damit ausgeruestet ist.

Info

Publication number: DE68902717T2
Application number: DE8989402497T
Authority: DE
Inventors: Alain Damongeot
Original assignee: Airbus Group SAS
Current assignee: Airbus Group SAS
Priority date: 1988-09-19
Filing date: 1989-09-13
Publication date: 1993-04-01
Anticipated expiration: 2009-09-14
Also published as: US5035577A; EP0360661A1; EP0360661B1; FR2636593B1; FR2636593A1; DE68902717D1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft Verbesserungen an Drehflügelflugzeugblättern sowie mit derartigen verbesserten Blättern ausgerüstete Drehflügel.
Betrachtet man ein Drehflügelflugzeugblatt, dessen in Richtung der Spannweite aufeinanderfolgende Elementarquerschnitte eine konstante Sehne aufweisen, wobei die Sehnen der genannten Elementarquerschnitte koplanar sind, so ändern sich bekanntlich die elementaren Auftriebs- und Luftwiderstandskräfte, welche auf jeden der genannten Elementarquerschnitte des Blattes entfallen, ungefähr wie das Quadrat des Radialabstandes des jeweiligen Elementarquerschnittes von der Drehachse des Drehflügels. Daraus folgt, daß die Endzone des Blattes einen bedeutenden Einfluß auf das aerodynamische Verhalten des Rotors hat und daß die aerodynamische Resultierende der Auftriebs- und Luftwiderstandskräfte bei etwa 75 % der Spannweite des Blattes liegt.
Ferner ist bekannt, daß zur optimalen Anpassung des Anstellwinkels der aufeinanderfolgenden Elementarquerschnitte an die aerodynamischen Geschwindigkeiten, welchen sie aufgrund der Blattdrehung ausgesetzt sind, ein derartiges Blatt im allgemeinen um seine Längsachse verwunden ist, so daß es nahe der Drehachse des Drehflügels, wo die Geschwindigkeit klein ist, mit großem Einstellwinkel und zum Blattende hin, wo die Geschwindigkeit größer ist, mit kleinem Einstellwinkel arbeitet. Eine solche Verwindung ist im allgemeinen linear, das heißt, daß die Elementaränderung dθ des Verwindungswinkels θ über einer Elementaränderung dr des Radialabstandes konstant ist. Dank dieses Vorgehens läßt sich die Gleitzahl Cz/Cx der Profile über die Spannweite des Blattes verbessern.
Jedoch bildet sich, wie zahlreiche Versuche gezeigt haben, am Blattende infolge des Ausgleichs der Druckdifferenzen, welche zwischen der Unter- und der Oberseite der nahe dem Blattende gelegenen Querschnitte herrschen, ein sehr starker Randwirbel. Das Auftreten dieses Randwirbels führt einerseits zu einer Vergrößerung des Leistungsverbrauchs des Rotors und andererseits zu einer starken Geräuschentwicklung, und dies sowohl bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten infolge Wechselwirkung zwischen dem Wirbel und den ihn schneidenden nachfolgenden Blättern als auch bei großen Fluggeschwindigkeiten aufgrund der extremen aerodynamischen Betriebsbedingungen mit der unter diesen Bedingungen einsetzenden Kompressibilität der Luft und mit dem Auftreten von Stoßwellen.
Gegenstand der vorliegenden Erfindung ist ein Blattende, welche die Randwirbelbildung merklich vermindert und es gestattet, die aerodynamischen Leistungen eines Drehflügels zu verbessern sowie seine Betriebsgeräusche zu verringern.
Die Erfindung besteht darin, die Endzone des Blattes ab 70 % der Spannweite derart zu verwinden, daß der Auftriebsbeiwert der Querschnitte progressiv abnimmt, bis er am Blattende ungefähr Null erreicht. Somit werden, ohne den Gesamtauftrieb der Endzone des Blattes zu beeinträchtigen, die starken Druckdifferenzen zwischen Unter- und Oberseite behoben und daher die Bedingungen für die Randwirbelbildung beseitigt.
Zu diesem Zwecke ist gemäß der Erfindung das Drehflügelflugzeugblatt, dessen aufeinanderfolgende Elementarquerschnitte längs der Flügelspannweite R eine konstante Sehne Co aufweisen und von der Wurzel des genannten Blattes zu dessen Ende hin um einen Winkel θ verwunden sind, dessen Änderung dθ/dr in Abhängigkeit von der relativen Spannweite r eines betrachteten Elementarquerschnittes konstant ist, dadurch gekennzeichnet, daß das genannte Blatt in der Endzone zwischen mindestens 0,85 R und mindestens 0,95 R eine solche Überverwindung aufweist, daß in der genannten Zone die resultierende Verwindung ihrem Absolutwert nach kleiner oder höchstens gleich einer Grenzverwindung θlim ist, so daß die resultierende Verwindung für r = R ihrem Absolutwert nach gleich θlim ist, womit Cz für r = R zu Null wird, wobei die Grenzverwindung durch
(1) θlim = θ + 1/k(Czlim - Cz)
gegeben ist, in welcher Gleichung k das Verhältnis der Änderung des Auftriebsbeiwertes Cz zur Änderung des Anstellwinkels i (für eine Machzahl von 0,6 gegen das Blattende ergibt sich ein Koeffizient k = 0,13) und Czlim ein oberer Grenzwert des Auftriebsbeiwertes Cz ist, so daß einerseits in einem ersten Abschnitt der Endzone, welcher sich mindestens zwischen r = 0,85 R und ungefähr r = 0,9 R erstreckt, der Grenzauftriebsbeiwert einen Wert
(2) Czlim1 = Czm - a(r/R - b)
aufweist, in welcher Gleichung Czm der mittlere Auftriebsbeiwert des genannten Drehflügels ist und a bzw. b Konstanten sind, welche mindestens gleich 1,6 bzw. 0,87 sind, und so daß andererseits in einem zweiten Abschnitt der Endzone zwischen ungefähr r = 0,9 R und mindestens r = 0,95 R der Grenzauftriebsbeiwert einen Wert Czlim2 aufweist, welcher von dem durch die Gleichung (2) gegebenen Wert Czlim1 für r = 0,9 R linear auf den Wert Null für r = R abnimmt.
Der erste Abschnitt der Endzone kann sich radial zwischen r = 0,7 R und ungefähr r = 0,9 R erstrecken. Ferner kann sich der genannte zweite Abschnitt der Endzone zwischen ungefähr r = 0,9 R und r = R erstrecken.
Wenn ein Drehflügelflugzeugblatt hinsichtlich seiner Verwindung den vorstehenden Bedingungen genügt, erlaubt es, wie im folgenden gezeigt werden soll, seine Auftriebsbeiwert-Radialverteilung, welche durch fortschreitende Abnahme bis auf den Wert Null gekennzeichnet ist, die Randwirbelbildung wesentlich zu verringern und führt daher zur Leistungsverbesserung und zur minderung des Betriebsgeräusches.
Wie ersichtlich, ist die Anwendung der vorliegenden Erfindung zur Verbesserung linear verwundener Blätter besonders vorteilhaft, denn die dynamische Zentrierung der Sehne des genannten Blattes wird in der Endzone nicht verändert, so daß das Gesamtgleichgewicht des Blattes im Betrieb an einem Drehflügelflugzeug nicht verändert wird.
Falls in dem genannten ersten Abschnitt und dem genannten zweiten Abschnitt der Endzone die Sehne der genannten aufeinanderfolgenden Elementarabschnitte nicht konstant oder nahezu konstant ist, sondern sich in Abhängigkeit von der Radialposition r der genannten Elementarquerschnitte ändert, erfährt die tragende Fläche des genannten Blattes am Blattende im Vergleich zu einem rechteckigen Blatt eine Änderung und somit eine Änderung des Auftriebsbeiwertes. Dies ist daher zu berücksichtigen.
Auch ist, wenn die genannten aufeinanderfolgenden Elementarquerschnitte in dem genannten ersten Abschnitt und in dem genannten zweiten Abschnitt der Endzone eine veränderliche Sehne C aufweisen, welche eine Funktion C(r) der Radialposition r des jeweiligen Elementarquerschnittes ist, die Verwindung des genannten Blattes ihrem Absolutwert nach vorteilhafterweise mindestens gleich der Grenzverwindung θlimC ist, welche durch
(3) θlimC = θ + 1/k (Czlim.Co/C(r) - Cz)
gegeben ist, in welcher Gleichung das Verhältnis Co/C(r) die Verjüngung des Blattendes darstellt und der Auftriebsbeiwert Czlim in den genannten Endzonenabschnitten höchstens gleich einem Wert CzlimC gewählt wird, so daß
(4) CzlimC = Czlim.Co/C(r)
gilt, in welchem Ausdruck Czlim je nachdem, ob es sich um den genannten ersten Abschnitt oder den genannten zweiten Abschnitt der Endzone handelt, Czlim1 beziehungsweise Czlim2 darstellt, welche weiter oben für ein rechteckiges Blatt definiert wurden.
Die Erfahrung hat gezeigt, daß die durch die Gleichungen (1) und (3) gegebenen Grenzverwindungen θlim beziehungsweise θlimC unter Umständen überschritten werden könnten, vorausgesetzt, daß der Absolutwert des dem Blatt erteilten wirklichen Verwindungswinkels an jedem Punkt des genannten ersten und zweiten Zonenabschnittes mindestens gleich dem entsprechenden Wert θlim oder θlimC minus 0,5º ist.
Ferner ist es aus baulichen Gründen häufig vorteilhaft, die genannten Gleichungen (1) und (3) auf einen zweiten Endzonenabschnitt anzuwenden, welcher durch den sich von etwa r = 0,9 R bis r = 0,95 R erstreckenden Bereich und den Punkt r = R definiert ist, wobei zwischen r = 0,95 R und r = R unabhängig von der Funktion C(r) eine Verbindung mit linearer Verwindung realisiert wird.
Aus den im Anhang beigegebenen Figuren geht deutlich hervor, wie die Erfindung ausgeführt werden kann. In diesen Figuren bezeichnen gleiche Positionsnummern ähnliche Bauteile.
Figur 1 ist eine schematische Draufsicht eines rechteckigen Drehflügelflugzeugblattes.
Figur 2 ist ein Diagramm, in welchem in Abhängigkeit von der relativen Spannweite r/R die wirkliche Verteilung des Auftriebsbeiwertes des Drehflügelflugzeugblattes gemäß Figur 1 sowie die der vorliegenden Erfindung entsprechende Grenzverteilung dargestellt ist.
Figur 3 illustriert die Grenzverteilung des Verwindungswinkels, welche dem Drehflügelflugzeugblatt gemäß Figur 1 ermöglicht, den durch die vorliegende Erfindung definierten Bedingungen für eine Verbesserung zu genügen.
Figur 4 ist eine schematische Draufsicht eines Drehflügelflugzeugblattes mit trapezförmig zulaufendem Ende.
Figur 5 ist ein Diagramm, welches in Abhängigkeit von der relativen Spannweite r/R die der Erfindung entsprechende Grenzverwindung für das Drehflügelflugzeugblatt gemäß Figur 4 angibt.
Figur 6 zeigt in größerem Maßstab das Ende eines Drehflügelflugzeugblattes mit am Blattende parabolischer Blattvorderkante.
Figur 7 ist ein Diagramm, in welchem der Verlauf der Verwindung des Drehflügelflugzeugblattes gemäß Figur 6 dargestellt ist.
Figur 8 ist ein Diagramm, welches die der Erfindung entsprechende Verwindung des Drehflügelflugzeugblattes gemäß Figur 6 im Vergleich zu den der Erfindung entsprechenden Grenzen zeigt.
Figur 9 ist eine schematische Darstellung einer Versuchsanordnung für die Prüfung von Drehflügeln, welche die Messung ihres Auftriebs, der für ihren Drehantrieb verbrauchten Leistung sowie der Geräuschentwicklung gestattet.
Figur 10 ist ein Diagramm, welches die Verbesserung der aerodynamischen Leistungen illustriert, die mit einem Drehflügel, welcher mit Blättern wie dem in Figur 6 dargestellten, gemäß der Erfindung überverwundenen Drehflügelflugzeugblatt ausgerüstet ist, im Vergleich zu einem bekannten Drehflügel erzielt wird, welcher mit ähnlichen, jedoch linear verwundenen Blättern ausgerüstet ist.
Figur 11 ist ein Diagramm, welches die Verminderung des Betriebsgeräusches des der Erfindung entsprechenden Drehflügels im Vergleich zu einem ähnlichen Drehflügel mit linear verwundenen Blättern illustriert.
Das Drehflügelflugzeugblatt 1, dessen schematisch dargestellte Draufsicht Figur 1 zeigt, ist dazu bestimmt, entgegen der Uhrzeigerrichtung (Pfeil F) um eine zur Zeichenebene orthogonale Achse 2 mittels einer nicht dargestellten Nabe drehend angetrieben zu werden. Es umfaßt einen Blattfuß 3, welcher es mit der genannten Nabe verbindet. Das Blatt ist Teil eines Drehflügels, welcher mehrere derartige Blätter 1 umfaßt.
Die Vorderkante 4 und die Hinterkante 5 des genannten Drehflügelflugzeugblattes 1 sind parallel, so daß das genannte Drehflügelflugzeugblatt in der Draufsicht rechteckig erscheint und daß die Sehne der das Blatt bildenden aufeinanderfolgenden Profile konstant und gleich Co ist. Die Spannweite des genannten Blattes ist, gerechnet von der genannten Drehachse 2, gleich R. Mit r werde der Radialabstand eines bestimmten Querschnittes 6 von der Drehachse 2 bezeichnet.
Ferner ist das genannte Blatt um seine Verwindungsachse 7 verwunden, welche auch seine Steigungsverstellachse sein kann. Unter "Verwindung" ist der Winkelverlauf der Nullauftriebssehne der Profile oder Querschnitte 6 längs der Spannweite R zu verstehen.
Normalerweise ist bei Hubschrauberblättern die Verwindung des Blattes 1 längs der Spannweite R konstant, das heißt, daß sie eine lineare Funktion von r ist. Sie beträgt zum Beispiel -10º (wobei das Minuszeichen anzeigt, daß der Einstellwinkel der Profile von der Wurzel des Blattes 1 zu seinem Ende hin abnimmt).
Wenn man zum Beispiel durch Messung der auf verschiedene, über das genannte Blatt verteilten Punkte wirkenden Drücke den Auftriebsbeiwert Cz längs des Blattes bestimmt, kann man in seinem äußeren Endteil 8, welcher zwischen den Querschnitten liegt, welche von der Achse 2 die Entfernung 0,7 R beziehungsweise R aufweisen, eine Kurve zeichnen, welche wie die Kurve 9 verläuft, die für den Horizontal- oder leichten Steig- oder Sinkflug im Bereich niedriger und mittlerer Geschwindigkeiten in Figur 2 schematisch dargestellt ist.
Diese schematische Kurve 9 umfaßt im wesentlichen drei aufeinanderfolgende Teile:
- einen ersten Teil AB, welcher ungefähr linear abnimmt und einem ersten, zwischen den relativen Spannweiten r/R = 0,7 beziehungsweise r/R = 0,9 gelegenen Zonenabschnitt 8.1 des Endteils 8 entspricht, welcher genannte erste Teil AB durch die Funktion
Cz = Czm - k1 (r/R - k2) - λ sin ψ
dargestellt werden kann. Darin ist:
. Czm - der mittlere Auftriebsbeiwert des Drehflügels, zu welchem das Blatt 1 gehört; dieser mittlere Auftriebsbeiwert ist seinerseits durch den Ausdruck
gegeben, worin Fz der Auftrieb des Drehflügels, p die Dichte von Luft, S die Fläche der durch den Drehflügel gebildeten Scheibe, die Vollheit dieser Scheibe (das heißt das Verhältnis des Produkts aus der Anzahl der Blätter 1 und der Fläche eines Blattes zu der Fläche S) und U die Relativgeschwindigkeit der Luft ist; für die meisten Hubschrauber liegt Czm in der Größenordnung von 0,4 bis 0,5;
. λ - der Fortschrittsgrad des Drehflügelflugzeuges, das heißt das Verhältnis zwischen der Fluggeschwindigkeit des genannten Flugzeuges und der Umfangsgeschwindigkeit seines Rotors; bei den meisten Hubschraubern liegt λ bei den üblichen Reisegeschwindigkeiten zwischen 0,25 und 0,35;
. ψ - der Azimutwinkel des Blattes 1 (ψ = 0, wenn das Blatt 1 sich in hinterer Position befindet). Der Einfachheit halber kann man einen mittleren Azimutwinkel von 180º annehmen. Unter diesen Bedingungen gilt sin ψ = 0 und λ sin ψ = 0;
. k1 und k2 - Konstanten mit einem Wert nahe 1; zum Beispiel ist in dem Fall des speziellen Versuchs, in welchem die Antragstellerin im Fluge Druckmessungen vornahm, k1 = 1,2 und k2 = 0,83;
- einen zweiten Teil BC, welcher ebenfalls ungefähr linear verläuft, einem zweiten, zwischen den relativen Spannweiten r/R = 0,9 und r/R = 1 gelegenen Zonenabschnitt 8.2 des Endteils 8 entspricht und in welchem der Cz-Wert praktisch konstant bleibt; und
- einen dritten Teil CD, welcher einem abrupten Abfall des Cz- Wertes nahe der relativen Spannweite r/R = 1 entspricht.
Eine solche Kurve 9 ist in qualitativer Weise repräsentativ für den Verlauf des Auftriebsbeiwertes an allen rechteckigen Rotorblättern mit linearer Verwindung für den üblichen Fall einer bis zum Blattende konstanten Verwindung.
Wegen der am Blattende herrschenden Verteilung des Auftriebsbeiwertes Cz gemäß der Linie BCD kommt es zu starken Randwirbeln, so daß die Leistung von mit derartigen Blättern 1 ausgerüsteten Drehflügeln beeinträchtigt wird und ein lautes Betriebsgeräusch entsteht.
Zur Behebung dieses Nachteils sieht die vorliegende Erfindung vor, zum Beispiel zwischen den relativen Spannweiten 0,9 und 1 die Linie BCD durch eine Linie FD zu ersetzen, welche einer linearen Abnahme des Auftriebsbeiwertes Cz bis auf Null entspricht, wobei die Steigung der Linie FD durch die angestrebte Leistungsverbesserung bestimmt wird. Somit werden die Randwirbel minimiert. Dies führt für das Rotorblatt zu einem Auftriebsverlust, welcher der Fläche des durch die Linien BC, CD und FD begrenzten Dreiecks entspricht.
Wenn man den Gesamtauftrieb konstant halten möchte, ist es daher erforderlich, den Auftriebsbeiwert vor 0,9 R, zum Beispiel zwischen 0,7 R und 0,9 R zu erhöhen.
Dies wird durch eine Verteilung des Auftriebsbeiwertes Cz zwischen 0,7 R und 0,9 R entsprechend derjenigen erreicht, wie sie etwa durch die Linie EF dargestellt wird, welche über der Linie AB liegt. Somit wird von den Linien AB und EF eine Fläche 11 begrenzt, welche imstande ist, den durch das Dreieck 10 dargestellten Verlust auszugleichen.
Wie ersichtlich, wird somit die Verteilung des Auftriebsbeiwertes zwischen r = 0,7 R und r = R gemäß der Erfindung durch eine Kurve 12 bestimmt, welche sich aus den Linien EF und FD zusammensetzt. Diese Kurve 12 stellt eine Obergrenze dar, unterhalb welcher die wirkliche Verteilung des Auftriebsbeiwertes des Rotorblattes 1 liegen muß. Ein Beispiel für die wahre Verteilung des Auftriebsbeiwertes liefert die strichpunktierte Kurve 13.
Ferner genügt gemäß der Erfindung die Ordinate Y des Teils EF der Kurve 12 der folgenden Relation:
Y = Czm - 1,6 (r/R - 0,87) - λ sin ψ
Hierin sind: Czm - der mittlere Auftriebsbeiwert des Drehflügels, zu welchem das Blatt 1 gehört; λ - der Fortschrittsgrad des Luftfahrzeuges; ψ - der Azimutwinkel des Rotorblattes 1. Vereinfachend kann man wie zuvor ψ = 180º annehmen, womit λ sin ψ zu Null wird. Dieser Teil EF der Kurve 12 stellt somit eine Obergrenze Czlim1 für den Auftriebsbeiwert Cz des gemäß der Erfindung zwischen 0,7 R und 0,9 R verbesserten Blattes 1 dar. In gleicher Weise stellt der Teil FD der Kurve 12, welcher vorzugsweise eine Gerade ist, eine Obergrenze Czlim2 für den Auftriebsbeiwert Cz des gemäß der Erfindung zwischen 0,9 R und R verbesserten Blattes 1 dar.
Gemäß einer weiteren Besonderheit der vorliegenden Erfindung wird zur Bestimmung der die Grenzen Czlim1 und Czlim2 definierenden Kurve 12 für den Absolutwert der Verwindung des verbesserten Blattes 1 eine Untergrenze vorgeschrieben, wie sie etwa durch die Kurve 14 in Figur 3 dargestellt wird. In dieser Figur 3 ist als Abszisse die relative Spannweite r/R der verschiedenen aufeinanderfolgenden Querschnitte des Blattes 1, welche zwischen r = 0,7 R und r = R liegen, und als Ordinate die Differenz Δ (in Grad) zwischen dem Grenzverwindungswinkel θlim der genannten Querschnitte und dem Verwindungswinkel θ0,7R des bei r = 0,7 R gelegenen Querschnittes dargestellt. Diese Kurve 14 umfaßt einen ersten Teil GH, welcher dem Teil EF (Czlim1) der Kurve 12, und einen zweiten Teil HI, welcher dem Teil FD (Czlim2) der genannten Kurve 12 entspricht. In Figur 3 sind ferner eine Kurve 15, welche ein der durch die Kurve 13 in Figur 2 illustrierten Verteilung des Auftriebsbeiwertes Cz entsprechendes Verwindungsgesetz definiert, sowie zwei Kurven 16 und 17 dargestellt, welche bekannten Hubschrauberblättern entsprechen. Die Kurve 16 gilt für ein rechtwinkliges Rotorblatt mit einer linearen Verwindung von insgesamt -7,3º zwischen r = 0 und r = 0,925 R und einer unveränderten Verwindung zwischen r = 0,925 R und r = R. Die Kurve 17 gilt für ein Rotorblatt mit einer linearen Verwindung von insgesamt -12º zwischen r = 0 und r = R. Wie ersichtlich, liegen die beiden Kurven 16 und 17 ganz oder teilweise außerhalb der durch die Kurve 14 definierten Grenzverwindung θlim. Diese Grenzverwindung θlim ist durch den Ausdruck
(2) θlim = θ + 1/k (Czlim - Cz) gegeben, in welchem k = dCz/di ist (i = Anstellwinkel). Im allgemeinen liegt k in der Nähe von 0,13.
Somit ist für jeden Elementarquerschnitt 6 des Blattes 1, dessen Radialabstand r von der Rotordrehachse zwischen 0,7 R und R liegt, der Grenzverwindungswinkel θlim entsprechend der Verbesserung gemäß der Erfindung gleich dem Verwindungswinkel θ des genannten Querschnitts vor der Verbesserung plus einem Korrekturterm 1/k (Czlim - Cz), worin Czlim der durch die Kurve 12 für den genannten Radialabstand r definierte Wert und Cz der Wert des Auftriebsbeiwertes für den genannten Querschnitt 6 vor der Verbesserung gemäß der Erfindung ist.
In der nachstehenden Tabelle 1 wird ein numerisches Beispiel angegeben, anhand dessen sich die vorliegende Erfindung leicht verstehen läßt. Diese Tabelle 1 umfaßt sieben Zeilen (I) bis (VII), welche jeweils neun Werte enthalten, die jeweils einem Wert der relativen Spannweite r/R entsprechen, wobei die genannten Werte der relativen Spannweite zwischen 0,7 und 1 abgestuft sind. Diese Tabelle gilt für die erfindungsgemäße Verbesserung eines rechteckigen Rotorblattes 1, dessen Verwindung derjenigen entspricht, welche durch die Kurve 16 in Figur 3 gegeben ist:
- Die Zeile (I) gibt die Verwindung des rechteckigen Blattes 1 vor der Überverwindung gemäß der Erfindung an. Wie ersichtlich, ist das genannte Blatt bis r/R = 0,925 linear um den Winkel -7,3º verwunden, während zwischen r/R = 0,925 und r/R = 1 der genannte Verwindungswinkel konstant bleibt (vergleiche die Kurve 16);
- die Zeile (II) gibt die gemessene Verteilung des Auftriebsbeiwertes Cz in Längsrichtung des Blattes vor der Überverwindung gemäß der Erfindung wieder, welche Verteilung der Kurve 9 in Figur 2 entspricht; Tabelle 1
- die Zeile (III) gibt eine angestrebte Verteilung für den Grenzauftriebsbeiwert Czlim (Czlim1 und Czlim2) an, welche der Kurve 12 in Figur 2 entspricht;
- die Zeile (IV) gibt die Verteilung des Verwindungswinkels gemäß der obigen Gleichung (1) an, während die Zeilen (IV) und (V) Zwischenberechnungen von Czlim - Cz beziehungsweise (Czlim - Cz) darstellen;
- die Zeile (VII) gibt die Differenz zwischen dem Grenzverwindungswinkel in einer Radialposition r und dem Verwindungswinkel θ0,7R bei r = 0,7 R an (Kurve 14 in Figur 3).
In Figur 4 ist ein Rotorblatt 1.1 dargestellt, welches außer hinsichtlich seines Endteils in jeder Hinsicht dem Blatt 1 gleicht. Denn statt wie bei dem Blatt 1 die Rechteckform bis zum Blattende beizubehalten, verjüngt sich das Blatt 1.1 an seinem Ende dadurch, daß seine Hinterkante 5 einen schrägen Endteil 5.1 umfaßt, welcher sich der Vorderkante 4 nähert. Dieser schräge Endteil 5.1 der Hinterkante 5 ist geradlinig, beginnt bei r = 0,75 R, wo die Profilsehne gleich Co ist, und endet bei r = R, wo die Profilsehne dann nur noch Co/3 ist.
Somit nimmt bei dem Rotorblatt 1.1 die tragende Fläche von r = 0,7 R bis r = R ab, was zu einer Verminderung des Auftriebs führt, welche die Wirkung der Überverwindung gemäß der Erfindung begünstigt. Daher ist, wenn man die oben für ein rechtwinkliges Blatt definierten Grenzen auf ein Rotorblatt mit veränderlichem Profil anzuwenden beabsichtigt, diese Auftriebsänderung berücksichtigen.
Allgemein werden, wenn C(r) den Verlauf der Sehnenlänge C in Abhängigkeit von der Radialentfernung r darstellt, die oben für ein rechteckiges Blatt definierten Grenzen Czlim (Czlim1 und Czlim2) korrigiert, so daß ein neuer Grenzverwindungswinkel θlimC und ein neuer Grenzauftriebsbeiwert Czlim1 definiert werden, wie sie in den weiter oben angegebenen Gleichungen (3) und (4) definiert sind.
Somit läßt sich in jedem Punkt des Endes 8 des Blattes 1.1 der der vorliegenden Erfindung entsprechende Grenzverwindungswinkel aufgrund der Merkmale des rechteckigen Blattes der Figur 1 ermitteln.
In Tabelle 2 ist ein numerisches Beispiel angegeben, das dem Zahlenbeispiel gemäß Tabelle 1 gegenüberzustellen ist.
In Tabelle 2
- sind die Zeilen (I), (II) und (III) mit den entsprechenden Zeilen der Tabelle 1 identisch und geben die Verwindung, die gemessene Verteilung des Auftriebsbeiwertes und die angestrebte Verteilung des Auftriebsbeiwertes des rechteckigen Blattes 1 vor der Verbesserung gemäß der Erfindung an;
- zeigt die Zeile (IV) das Verhältnis Co/C(r) an, welches für die Verjüngung des Endes des Blattes 1.1 in Figur 4 repräsentativ ist;
- gibt die Zeile (V) die mit der weiter oben angegebenen Gleichung (4) berechnete Grenze θlimC an; und
- gibt die Zeile (VI) die Differenz ΔC = θlimC - θ0,7R zwischen der berechneten Grenze θlimC und dem Verwindungswinkel θ0,7R an der Stelle r = 0,7 R an. Tabelle 2
In Figur 5 ist die Differenz ΔC (in Grad) in Abhängigkeit von der relativen Spannweite r/R durch die entsprechende Kurve 18 dargestellt.
In Figur 6 ist unter Bezug auf die Abszissenachse r/R der Figur 7 das Ende eines Rotorblattes 1.2 dargestellt. Dieses Blatt 1.2 gleicht außer hinsichtlich des Endes seiner Vorderkante 4 in jeder Hinsicht dem Blatt 1 der Figur 1. Denn zwischen r = 0,9475 R und r = R ist die Vorderkante 4 nicht geradlinig und parallel zur Hinterkante 5, sondern weist einen parabolischen Teil 4.1 auf, so daß zum Beispiel gilt:
C(r)/Co = 1 - 234,375 (r/R - 0,9466)²
Bei r = 0,9475 R ist die Sehne des Blattes gleich Co, bei r = R ist diese Sehne jedoch gleich Co/3.
Aus den vorstehenden Erläuterungen wird deutlich, daß sich die dem genannten Blatt 1.2 entsprechende Grenze θlimC ohne weiteres berechnen läßt. Die entsprechenden Berechnungen sind in der nachstehenden Tabelle 3 zusammengefaßt. Diese Grenze θlimC oder vielmehr die Differenz ΔC zwischen dieser und dem Verwindungswinkel θ0,7R bei r = 0,7 R wird durch die Kurve 19 in Figur 8 dargestellt. Um diese Kurve 19 zwischen r = 0,7 R und r = 0,95 R sowie bei r = R zu zeichnen, wurden die in Tabelle 3 angegebenen Ergebnisse benutzt. Hingegen wurde zwischen r = 0,95 R und r = R eine Verbindung 19.1 mit linearer Verwindung realisiert.
In Figur 8 ist, ausgehend von der Kurve 19, welche für eine als "theoretisch" einstufbare Grenzverwindung steht, eine Kurve 20 wiedergegeben, welche ΔC + 0,5º darstellt, wobei der Wert 0,5º einen Toleranzbetrag gegenüber der durch die Kurve 19 definierten Grenze darstellt. Auf diese Weise erhält man Tabelle 3
die "praktische" Grenzverwindung, welche durch die Kurve 20 dargestellt wird. Diese praktische Grenzverwindung ermöglicht die Definition der erfindungsgemäßen wirklichen Verwindung des Blattes 1.2. Diese wirkliche Verwindung wird durch die Kurve 21 in Figur 7 wiedergegeben und, mittels der Differenz ΔC, durch die Kurve 22 in Figur 8 dargestellt.
In den Figuren 7 und 8 sind ferner Kurven 23 und 24 dargestellt, welche eine lineare Verwindung von -10º für das Blatt 1.2 wiedergeben. Wie ersichtlich, ist das gemäß der Erfindung überverwundene Blatt 1.2 zwischen r = 0,7 R und r = 0,85 R linear verwunden und sodann zwischen r = 0,85 R und r = R in der beschriebenen Weise überverwunden.
Um die durch die vorliegende Erfindung erreichten Verbesserungen zu illustrieren, wurden Versuche vorgenommen, bei denen ein mit drei linear (gemäß den Kurven 23 und 24) verwundenen Blättern 1.2 ausgerüsteter Drehflügel 25.1 und ein ähnlicher Drehflügel 25.2, dessen drei Blätter 1.2 am Ende gemäß der vorliegenden Erfindung (entsprechend den Kurven 21 und 22) überverwunden waren, miteinander verglichen wurden.
Diese vergleichenden Prüfungen wurden mit Hilfe des in Figur 9 schematisch angedeuteten Prüfstandes 26 durchgeführt.
Dieser Prüfstand 26 besteht im wesentlichen aus einer Waage 27, welche bei 28 gelenkig gelagert ist und einen Motor 29, ein Getriebe 30 und eine Nabe 31 trägt, an welcher entweder der Drehflügel 25.1 oder der Drehflügel 25.2 befestigt werden kann.
Die genannte Nabe 31 ist an dem einen Ende der Waage 27 angeordnet, während an das andere Ende der genannten Waage ein Kraftmesser 32 angeschlossen ist. Man erkennt, daß, wenn ein Drehflügel an der Nabe 31 befestigt ist und von dem Motor 29 und dem Getriebe 30, dessen Ausgangsleistung mit nicht dargestellten Mitteln meßbar ist, drehend angetrieben wird, dieser Drehflügel einen Schub Fz ausübt, der mit dem Kraftmesser 32 gemessen werden kann.
Ferner umfaßt der Prüfstand 26 Mikrophone 34, welche an ein Gerät 33 zur Messung des Schallpegels angeschlossen sind.
Es wurden mehrere Versuche durchgeführt, wobei nacheinander die Drehflügel 25.1 und 25.2 an der Nabe 31 befestigt und die von diesen Drehflügeln aufgenommenen Leistungen in Abhängigkeit von dem reduzierten Schub für drei Umfangsgeschwindigkeiten Up, nämlich 210 m/s, 225 m/s beziehungsweise 235 m/s gemessen wurden. Die Ergebnisse zeigt Figur 10, in welcher DW in Prozent die Reduktion der von dem Rotor 25.2 aufgenommenen Leistung im Vergleich zu der bei gegebenem Schub von dem Rotor 25.1 aufgenommenen Leistung darstellt. Eine solche Reduktion der aufgenommenen Leistung liegt für normalen Schub und normale Umfangsgeschwindigkeiten in der Größenordnung von 3 bis 4 %. Für starke Schübe ( = 24) und eine Umfangsgeschwindigkeit von 235 m/s kann sie 10 % erreichen. Die aerodynamischen Leistungen des Drehflügels gemäß der Erfindung sind also im Vergleich zu denen bekannter Drehflügel stark verbessert.
Ferner ist in Figur 11 die Geräuschminderung ΔN (in dB) dargestellt, welche mit dem Drehflügel 25.2 gemäß der Erfindung im Vergleich zu dem Drehflügel 25.1 erzielt wird. Figur 11 zeigt, daß im stationären Flug und bei üblichen Schüben ( = 15) für einen Bereich der Umfangsgeschwindigkeit zwischen 220 und 230 m/s mit dem Drehflügel 25.2 im Vergleich zu dem Drehflügel 25.1 eine Geräuschminderung in der Größenordnung von 2 dB erzielt wird. Im Vorwärtsflug werden für die Phasen hoher Geschwindigkeit oder für die Sinkflugphasen, in denen die Wechselwirkungen zwischen Rotorblättern und Randwirbeln mit größerer Häufigkeit vorkommen, noch stärkere Geräuschminderungen festgestellt.

Claims

1. - Drehflügelflugzeugblatt, dessen aufeinanderfolgende Elementarquerschnitte längs mindestens des größten Teiles der Flügelspannweite R eine konstante Sehne Co aufweisen und von der Wurzel des genannten Blattes zu dessen Ende hin um einen Winkel Θ verwunden sind, dessen Änderung dΘ/dr in Abhängigkeit von der Radialposition r eines betrachteten Elementarquerschnittes konstant ist, dadurch gekennzeichnet, daß das genannte Blatt in der Endzone zwischen mindestens 0,85 R und mindestens 0,95 R eine solche Überverwindung aufweist, daß in der genannten Zone die resultierende Verwindung ihrem Absolutwert nach kleiner oder höchstens gleich einer Grenzverwindung Θlim ist, so daß die resultierende Verwindung für r = R ihrem Absolutwert nach gleich Θlim ist, so daß Cz für r = R zu Null wird, wobei die Grenzverwindung durch

(1) Θlim = Θ + 1/k (Czlim - Cz)

gegeben ist, in welcher Gleichung k das Verhältnis der Änderung der Auftriebszahl Cz zur Änderung des Anströmwinkels i und Czlim ein oberer Grenzwert der Auftriebszahl Cz ist, so daß einerseits in einem ersten Abschnitt der Endzone, welcher sich mindestens zwischen r = 0,85 R und r = 0,9 R erstreckt, die Grenzauftriebszahl einen Wert

(2) Czlim1 = Czm - a(r/R - b)

aufweist, in welcher Gleichung Czm die mittlere Auftriebszahl des genannten Drehflügels ist und a bzw. b Konstanten sind, welche mindestens gleich 1,6 bzw. 0,87 sind, und so daß andererseits in einem zweiten Abschnitt der Endzone zwischen ungefähr r = 0,9 R und mindestens r = 0,95 R die Grenzauftriebszahl einen Wert Czlim2 aufweist, welcher von dem durch die Gleichung (2) gegebenen Wert Czlim1 für r = 0,9 R linear auf den Wert Null für r = R abnimmt.

2. - Drehflügelflugzeugblatt gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der genannte erste Abschnitt der Endzone sich zwischen r = 0,7 R und ungefähr r = 0,9 R erstreckt.

3. - Drehflügelflugzeugblatt gemäß Anspruch 1 oder Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der genannte zweite Abschnitt der Endzone sich zwischen ungefähr r = 0,9 R und r = R erstreckt.

4. - Drehflügelflugzeugblatt gemäß einem der Ansprüche 1 bis 3, bei welchem die genannten aufeinanderfolgenden Elementarquerschnitte in dem genannten ersten Abschnitt und in dem genannten zweiten Abschnitt der Endzone eine veränderliche Sehne C aufweisen, welche eine Funktion C(r) der Radialposition r des jeweiligen Elementarquerschnittes ist, dadurch gekennzeichnet, daß über die Länge des genannten ersten Abschnittes und des genannten zweiten Abschnittes der Endzone die Verwindung des genannten Blattes ihrem Absolutwert nach vorteilhafterweise mindestens gleich der Grenzverwindung ΘlimC ist, welche durch

(3) ΘlimC = Θ + 1/k (Czlim.Co/C(r) - Cz)

gegeben ist, in welcher Gleichung das Verhältnis Co/C(r) die Verjüngung des Blattendes darstellt und die Auftriebszahl Czlim in den genannten Endzonenabschnitten höchstens gleich einem Wert CzlimC gewählt wird, so daß

(4) CzlimC = Czlim.Co/C(r)

gilt, in welchem Ausdruck Czlim je nachdem, ob der genannte erste Abschnitt oder der genannte zweite Abschnitt der Endzone betrachtet wird, Czlim1 bzw. Czlim2 darstellt.

5. - Drehflügelflugzeugblatt gemäß einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß über die gesamte Länge des genannten ersten Abschnittes und des genannten zweiten Abschnittes der Endzone die Verwindung des genannten Blattes ihrem Absolutwert nach mindestens gleich der um einen Toleranzbetrag verminderten Grenzverwindung ist.

6. - Drehflügelflugzeugblatt gemäß Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß der genannte Toleranzbetrag in der Größenordnung von 0,5º liegt.

7. - Drehflügelflugzeugblatt gemäß einem der Ansprüche 1, 4, 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, daß der genannte zweite Abschnitt der Endzone durch den Bereich, welcher sich von ungefähr r = 0,9 R bis r = 0,95 R erstreckt, sowie durch den Punkt r = R definiert wird, wobei zwischen r = 0,95 R und r = R unabhängig von der Funktion C(r) eine Verbindung mit linearer Verwindung realisiert ist.

8. - Rotor für Drehflügelflugzeug, dadurch gekennzeichnet, daß er mit Blättern ausgerüstet ist, wie sie in einem der Ansprüche 1 bis 7 beschrieben sind.