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Verfahren zur Laminarhaltung der Strömungsgrenzschicht an Flugzeugtragflügeln
Die Erfindung betrifft ein Verfahren und die zugehörige Einrichtung an Luftfahrzeugen
zur Laminarhaltung der Strömungsgrenzschicht am Tragflügel innerhalb eines gewissen
Bereiches des Auftriebsbeiwertes und bezweckt eine Verminderung des Hautreibungswiderstandes
des Tragflügels durch die Erhaltung einer laminaren Grenzsch;i.chtströmung über
einen beträchtlichen Teil der Flügelriefe.
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Die Tatsache der erheblich geringeren Hautreibung bei laminarer als
bei turbulenter Strömungsgrenzschicht selbst ist allgemein bekannt. Ferner ist es
schon bekannt, daß die Strömungsgrenzschicht über einen großen Teil der Flügeltiefe
lamiiiar gehalten werden kann, wenn ein symmetrisches Profil parallel zu seiner
Mittellinie angeblasen wird und dessen größte Profildicke erheblich weiter hinten
liegt, als es bei den heute üblichen Tragflügelprofilen der Fall zu sein pflegt.
Sobald jedoch ein Flügel mit derartigem Profil unter :einem merklichen Anstellwinkel
angeströmt wird, rückt an der Saugseite der Umschlagspunkt von_ der larninaren -zur
turbulenten Strömung in der Grenzschicht in die Nähe der Vorderkante, wodurch der
Widerstand sprunghaft ansteigt. Diese Tatsache erklärt sich daraus, daß bei symmetrischem
und damit stoßfreiem Anblasen der statische Druck an der Oberfläche eines so geformten
Flügels in Strömungsrichtung über eine längere Strecke abfällt oder wenigstens nicht
stark ansteigt, wodurch die Erhaltung der laminaren Grenzschicht begünstigt wird,
während sich schon bei einem kleinen Anstellwinkel nahe an der Flügelvorderkante
eine deutliche Unterdruckspitze ausbildet, hinter der der Druck wieder stark ansteigt,
was zum Umschlägen der laminaren in eine turbulente Grenzschichtströmung führt.
Mit diesen bekannten, angenähert symmetrischen Sonderprofilen mit weit hinten liegender
Stelle größter Profildicke ist es also unmöglich, ein=en nennenswerten Auftrieb
unter Aufrechterhaltung der laminaren Grenzschichtströmung zu erzeugen, da hierzu
eine Anstellung des Profils erforderlich ist, die die Strömung sofort umschlagen
läßt.
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Es ist nun bereits bekannt, bei einem Schnellflugprofil mit großer
Dickenrücklage zur Erzielung brauchbarer Höchstauftriebe,
insbesondere
bei Anwendung von Landehilfen an der Hinterkante, die Profilnase zur Vergrößerung
der Wölbung elastisch zu verformen, wobei ein Spalt, der für den Schnellflug im
Staupunkt liegt, die gegenseitige Bewegung der Ober- und Unterseite des Profils
ermöglicht.
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Eine solche Anordnung besitzt neben den baulichen Schwierigkeiten
bei der Gestaltung einer elastisch verformbaren Profilnase den grundsätzlichen Nachteil,
daß sich bei Änderung der Profilwölbung durch Verformung der - Profilnase zwangsläufig
eine unsymmetrische Umströmung des Profilvorderteils einstellt, die zur Ausbildung
örtlich verstärkten Unterdruckes mit nachfolgendem Druckanstieg und damit zum Umschlagen
von der laminaren zur turbulenten Gr.enzschichtströmung führt.
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Gemäß der Erfindung soll nun die Strömungsgrenzschicht an einem Tragflügel
innerhalb eines gewissen Bereiches des Auftriebsbeiwertes dadurch laminar gehalten
werden, daß an einem symmetrischen oder schwach gewölbten Flügelprofil mit Wölbungsklappe,
dessen dickste Stelle mindestens ,looo der Profiltiefe hinter der Vorderkante liegt,
die Klappe und der vor der Klappe liegende Flügelteil zur Auftriebsänderung durch
Winkelausschläge in entgegengesetztem Drehsinn gegenüber der Anströmrichtung so
verstellt werden, daß der Staupunkt an der Profilvorderkante liegenbleibt, wobei
Vorkehrungen getroffen sind, um Abweichungen von dein gewollten Strömungsverlauf
festzustellen. Durch diese Maßnahme wird auch bei einer Auftrieb erzeugenden Umströmung
des Gesamtprofils ein stoßfreier Eintritt der Strömung an der Profilvorderkante
und damit ein ähnlicher Druckverlauf entlang der Profiloberfläche wie bei einem
parallel zur Symmetrieebene angeblasenen symmetrischen Profil erzielt.
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Um nun die laininare Grenzschichtströmung an der Flügeloberfläche
vor der Stelle größter Profildicke nicht durch Unstetigkeitsstellen oder größere
Rauhigkeit zu stören, ist es angebracht, die Wölbungsklappen erst an oder hinter
der Stelle größter Dicke beginnen zu lassen. Die an und für sich bekannte Anordnung
von Öffnungen zur Grenzschichtabsaugung und oder -abhebung durch Ausblasen von Gas
in dem Bereich zwischen der größten Präfildicke und dem Klappenanfang ist im Zusammenhang
mit den Einrichtungen nach der Erfindung besonders vorteilliaft, da hi°rdurch .ein
gänzliches Abreißen der Strömung an der besonders scharf ausgeprägten Umschlagstelle
der Grenzschichtströmung mit Sicherheit verhindert werden kann. ' Bei Anwendung
der Erfindung auf Luftfahrzeuge, bei denen der Profilvorderteil in der heute üblichen
Form mit dem Rumpf starr verbunden ist, kann nun die zur Änderung des Auftriebes
erforderliche, gleichzeitig mit der Verstellung de:r Wölbungsklappe auszuführende
Verdrehung des Profilvorderteils gegenüber der Anströmrichtung vorteilhaft in der
Weise erfolgen, dar die Flügelklappe und das Höhenleitwerk durch ein Betätigungsglied
zeitweilig gemeinsam verstellbar sind unter Beibehaltung der Möglichkeit, das Höhenruder
auch getrennt zu betätigen.
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Die dazu erforderliche Abstimmung des Höhenleitwerkausschlages zum
Klappenausschlag kann dabei :entweder von Hand durch den Flugzeugführer oder durch
eine selbsttätige Steuereinrichtung erfolgen, wobei zweckmäßig die Druckdifferenz
an zwei Bohrungen beiderseits der Flügelvorderkante zur Anzeige oder zur Betätigung
eines Gebergliedes für die Steuerung benutzt wird.
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In der Zeichnung ist die Erfindung an Hand von fünf Abbildungen näher
erläutert-Von diesen zeigen die Abb. i bis 4. die verschiedenartige Umströ -mung
eines Tragflügels ohne und mit Einrichtungen nach der Erfindung und Abb.5 eine schematische
Darstellung der Steuerung eines erfindungsgemäßen Flugzeuges. In der Abb. i ist
das symmetrische Profil i parallel zu seiner Mittellinie 5 angeströmt, so daß die
Verzweigungsstromlinie 3 genau auf den Schnittpunkt der Symmetrielinie 5 mit dem
Profilumriß trifft. Da bei dein dargestellten Profil die durch den eingestrichelten
Kreis a bezeichnete Stelle größter Profildicke erst hinter der Profilmitte liegt,
nehmen auch die durch die Linsen .l und l' veranschaulichten, entlang der Profiloberfläche
verlaufenden Stromröhren bei diesem Profil bis über die halbe Profillänge an Dicke
ab. In diesem ganzen Bereich nimmt also die Strömungsgeschwindigkeit innerhalb der
Stromröhre zu, und der statische Druck fällt entsprechend ab, wodurch es gelingt,
bei derartig geformten Prolilen die Strömung in der Grenzschicht bis hinter die
Profilmitte laminar zu erhalten, sofern sie parallel. zu ihrer Symmetrieachse angeströmt
werden, so daß sie auch keinen Auftrieb c.rzeugcn.
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Abb. = zeigt dasselbe Profil i. das in diesem Falle jedoch um einen
Winkel a gegenüber der Anströmrichtung angestellt ist. Der Auftreffpunkt der Verzweigungsstromlinie
3 ist in diesem Fall aus der durch den Schnittpunkt zwischen Profilmittellinie und
-umril1 festgelegten Proflvorderkante nach unten ausgewandert.
Die
oberhalb dieses Staupunktes verlaufenden Stromröhren erhalten dadurch schon in der
Nachbarschaft der Vorderkante eine starke Krümmung und entsprechende Unterdrücke.
Hinter dieser Saugspitze nimmt die an der Profiloberseite verlaufende Stroinröhre
wieder rasch an Dicke zu, der Druck steigt also sehr schnell an, wodurch. die Grenzschichtströmung
zum Umschlagen gebracht wird.
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Die Abb.3 zeigt dagegen ein erfindungsgemäßes, aus den Teilen 6 und
7- bestehendes Klappenprofil, an dem zur Auftriebserzeugung durch Profilwölbung
die Klappe 7 um einen Winkel cp gegenüber dem Profilvorderteil 6 verstellt ist.
Das Profilvorderteil 6 ist dabei so weit nach unten geschwenkt, daß die Verzweigungsstromlinie
3 wieder auf die Profilvorderkante trifft, so daß, ;an -dem ganzen Profilvorderteil
angenähert, die gleichen Strömungsverhältnisse herrschen, wie sie an Hand der Abb.
i geschildert sind, so daß auch bei diesem Profil die Strömung in der =Grenzschicht
über einen großen Teil der Profiltiefe laminar gehalten werden kann. Die Drehachse
S der Klappe 7 und damit der Knick in der Profilmittellinie ist hierbei so gelegt,
daß sie mit dem Mittelpunkt des in das Profil einbeschriebenen Größtkreises 2 zusammenfällt,
so daß die Grenzschichtströmung an dem sich stetig verdickenden Profilvorderteil
C auch durch keinerlei Oberlächenrauhigkeiten gestört wird.
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An oder kurz hinter der Stelle größter Profildicke läßt sich in Umschlagen
der laminaren in eine turbulente Grenzsch.ichtströmung jedoch nicht vermeiden, und
es ist deshalb besonders vorteilhaft, zwischen dieser Stelle und dem Beginn des
Klappenteils entsprechend der Abb. q: Öffnungen 9 und i0 zum Absaugen der . Str.ömungsgrenzschicht
und" oder Ausblasen von Gasen in diesem Bereich anzuordnen.
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In der Abb.5 ist schließlich schematisch dargestellt, wie bei einem
Flugzeug nach der Erfindung mit einem rumpffesten Tragflügelvorderteil 6 der Klappenteil
des Flügels 7 und das Höhenleitwerk i i durch .ein gemeinsames Betätigungsglied
12 über die Gestänge 13 Lind i ¢ verstellbar sind. In dem Gestänge 13 für die Flügelklappe
7 ist dabei noch ein weiteres Verstellglied 15 zur Längenänderung des Gestänges
13 eingeschaltet, durch das dieAusschläge der Flügelklappe 7 und des Höhenleitwerkes
i i derart aufeinander abgestimmt werden können, daß die Profilvorderkante des flugzeugfesten
Profilvorderteils 6 stets von der Verzweigungsstromlinie getroffen und dadurch eine
Umströmung des Tragflügels entsprechend der Abb.3 und 4. erzielt wird.
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Zur Anzeige für die richtige Anströmung des Profilvorderteils kann
vorteilhaft der durch die Leitungen i 9 und 2o und den Differenzdruckmesser 16 für
den Flugzeugführer erkennbar gemachte Druckunterschied zwischen Bohrungen 17 und
i S beiderseits der Profilvor derkante benutzt werden. der auch zur selbsttätigen
Verstellung des Stellgliedes 15 in der Steuerung dienen kann.