NL8202858A

NL8202858A - Vleugelblad voor rotor.

Info

Publication number: NL8202858A
Application number: NL8202858A
Authority: NL
Original assignee: United Technologies Corp
Priority date: 1981-07-24
Filing date: 1982-07-15
Publication date: 1983-02-16
Also published as: US4519746A; NL191579C; JPS5826699A; DE3226968C2; FR2510066A1; IT8222325A0; JPH0375398B2; GB2102505B; FR2510066B1; ES275141U; BR8204244A; ES275141Y; GB2102505A; IT1151923B; NL191579B; SE8204424L; DE3226968A1; SE447469B; SE8204424D0

Description

- 1 -

ί· V

Vleugelblad voor rotor.

De uitvinding heeft betrekkin^-g op vleugelbladen voor rotors en in het bijzonder op vleugelbladen die bij voorbeeld worden gebruikt' voor luchtschroeven en die een hoog rendement bezitten en weinig geluid veroorzaken. , 5 De lopende en verwachte ontwikkelingen in de luchtvaart hebben geleid tot het ontwerp van een nieuwe generatie vlieg-tuigen met omzetbare turbo-propellermotoren, die omstreeks het midden van de jaren 80 in dienst zullen worden gesteld. Dit zijn vliegtuigen voorde korte afstanden, die dienst zullen 10 doen op kleine vliegvelden die zich - relatief dicht bij bevolkte gebieden zullen bevinden. Dientengevolge zullen hoge eisen worden gesteld aan het vliegtuig voor wat betreft het veroorzaakte geluid. De omzetbare vliegtuigen zullen veel worden gebruikt door reizi^gers bij het begin of einde van een 15 reis, waarbij het grootste deel van de afstand gereisd zal worden met moderne, comfortabele straalvliegtuigen. Dientengevolge zullen hoge eisen worden gesteld aan het omzetbare vliegtuig voor wat betreft veiligheid, comfort, betrouwbaarheid en ge-luidsniveau.

20 Om aan dergelijke strenge eisen te kunnen voldoen, zodanig dat het geuidsniveau op afstand en binnen de cabine laag is, uoet de snelheid van de tip van de schroef minimaal worden ge-houden. Daar echter de n^ieuwe vliegtuigen worden ontworpen om vanaf korte startbanen te opereren, moeten dergelijke lage 25 schroeftipsnelheden niet nadelig zijn voor hoge draagniveaus ofwel een hoge liftcoefficient van het schroefbladbij een laag gewicht daarvan bij het starten en opstijgen. Zelfs bij een minimale tipsnelheid is de luchtsnelheid over de schroefblad oppervlakken noodzakelijkerwijs tamelijk hoog. Om aanzienlijke 30 schokgolven te vermijden en de daarmee gepaard gaande stromings-scheiding en benadeling van het rendement is het noodzakelijk de cirtische Mach getallen, behorend bij de bladsecties van de vliegtuigschroef, maxi/-maal te maken. Voor een vergroot rendement zijn eveneens hoge ·-_ glij,coefficienten vereist bij 35 kruisomstandigheden.

In aanvulling op het voldoen aan het bovenbeschreven aerodynamische ontwerp en aan de geluidseisen, moeten de - schroefbladen met de bekende productietechnieken kunnen wor- 8202858 * i ' - 2 - den gefabriceerd en moeten zij een minimum risico bezitten voor wat betreft beschadiging zowel tijdens de normale werking als bij het in aanraking komen met vreemde voorwerpen.

Bekend zijn vleugelbladgroepen voor schroeven en der-5 gelijke omvattende de NACA seri e 6 en serie 16, die tot nu toe goede aerodynamische en geluidseigenschappen vertonen Voor de nieuwe generatie omzetbare vliegtuigen als boven aangegeven zijn de eigenschappen van de genoerade vleugelpro-fielvormen maar nauwelijks voldoende. Nieuwere vleugelprofielen 10 zijn ontworpen voor speciale vleugelvormen, zoals Lieback, Wortmann, Whitcomb supercritisch en GAW, welke echter niet geschikt zijn voor algemeen schroefbladgebruik doordat zij grotendeels vormen bezitten die ongewenst zijn voor de fabri-cage van schroeven vanuit constructief en fabricagestandpunt.

15 Een doel van de onderhavige uitvinding is daarom het verschaffen van een verbeterd vleugelblad, dat is gekenmerkt door hoge liftcoefficienten, in het bijzonder bij het starten en opstijgen van een vliegtuig.

Een verder doel van de uitvinding is het verschaffen van 20 een vleugelblad dat is gekenmerkt door een hoge glijcoefficient tijdens de kruissnelheid van het vliegtuig.

Een verder doel is het verschaffen van een vleugelblad . dat is gekenmerkt door hoge critische Mach-getallen over een groot bedrijfsgebied.

25 Nog eenjverder doel is het verschaffen van een vleugel blad met eencfrarsdoorsnedevorm die verenigbaar is met de be-kende fabricagetechniekeri van schroeven.

Een verder doel van de uitvinding is het verschaffen van een vleugelblad met een vorm die een verbeterde weerstand te-30 gen beschadiging biedt zowel voor wat betreft hantering en aanslaan tegen vreemde voorwerpen.

Volgens de onderhavige uitvinding is een verbeterd vleugelblad voor vliegtuigpropeller^en dergelijke voorzien van een nieuwe dwarsdoorsnedevorm over de lengte van het blad, welke 35 vorm is gekenmerkt door een stomp, in hoofdzaak parabolisch voorranddeel dat geleidelijk aan overgaat n een drukvlak dat, bij een dikteverhouding kleiner dan ongeveer 0,15, is gekenmerkt door een voorste, convex uitstekend deel dat op zijn beurt ook overgaat in een concaaf achterste deel. Bij dikte-40 verhbudingen groter dan ongeveer 0,15 is het achterste druk- 8202858 - 3 -

A

Jr * \ vlakenigszins convex over zijn lengte. Het voorste randdeel gaat eveneens over in een co, nvex onderdrukvlak dat met het achterste drukvlak overgaat in een enigszins sto mpe eind-rand. Het stompe voorranddeel zal bij relatief grote invals-5 hoeken en lage Mach-getallen en het uitstekende voorste drukvlakdeel zal bij relatief lage invalshoeken en hoge Mach-getallen de neiging hebben de mate van omkering van de lucht-.stroom over het vleugelbladoppervlak te verminderen, waardoor de plaatselijke Mach-getallen worden gereduceerd en lagere 10 drukgradienten worden gehandhaafd dan bij de tot nu toe bekende v^leugelbladvormen. Het iets stompe eindranddeel vormt een achterste onderdrukvlakdeel dat een geleidelijke druk terugwinning vertoont waardoor loslating van de stroming van het onderdrukvlak minimaal wordt gemaakt. Een verbeterd aerodynamisch gedrag wordt verkregen.bij Mach-getallen die karakteristiek zijn voor tip-15 snelheden die voldoende laag zijn voor het verkrijgen. van mini-maal geluid op grote afstand en in de cabine.

De uitvinding wordt hier nader toegelicht aan de hand van de tekening, waarin: fig. 1 een grafi toont van het lift- en weerstandsgedrag 20 van typische vleugelprofielen voor lage en hoge snelheid bij verschillende invalshoeken bij starten en stijgen; fig. 2 een grafiek toont van het gedrag (lift/weerstand) bij kruissnelheid van typische vleugelprofielen voor hoge en lage snelheid bij verschillende waarden van de liftcoefficient; 25 fig. 3 een aantal dwarsdoorsneden toont van het vleugelblad volgens de anderhavige uitvinding en een zijaanzicht van het blad met daarin de plaatsen aangegeven van de dwarsdoorsneden? fig. 4 een grafische weergave toont van de welvingslij- nen en dikten van een groep vleugelbladvormen waar binnen de 30 vormen van fig. 3 vallen? fig. 5 een dwarsdoorsnede toont van β§η der vleugelbladen weergegeven in fig. 3? fig. 6 een dwarsdoorsnede;toont van een bekend vleugel-profiel volgens NACA serie 16? 35 fig. 7 een zijaanzicht toont van het NACA vleugelprofiel van fig. 6 bij het starten, stijgen en tijdens het kruisen? fig. 8 een zijaanzicht toont van §&n van de profielen van fig. 3 bij het starten, stijgen en kruisen; fig. 9,.10, 11 en 12 grafieken tonen van de drukcoeffi-40 cient en het Mach-getal over de druk en onderdrukvlakken van 8202858 - 4 - Γ

Sen van de vleugelprofielen van het blad vo 1-gens de uit-vinding en een corresponderend NACA serie 16blad; fig. 13 en 14 grafieken tonen van respektievelijk de lift en de weerstandcoefficienten voor Sin van de profielen 5 volgens de onderhavige uitvinding bij verschillende invals-hoeken; fig. 15 en 16 grafieken tonen van respektievelijk de lift en weerstandscoefficienten overeenkomend met de grafieken van de fig. 13 en 14 maar voor een bekend IACA serie 16 pro-10 fiel; fig. 17 en 18 grafieken tonen van de lift en weerstandscoefficienten en van de lift en weerstandsverhoudingen respektievelijk voor SSn van de profielen volgens de onderhavige uitvinding en een corresponderend NACA serie 16 profiel; 15 fig. 19 en 20 prestatiediagrammen tonen van de rendement en vermogenscoefficient uitgezet tegen de voortgangsverhouding voor een schroef met de vleugelprofielen volgens de onderhayige uitvinding respektievelijk een schroef met vleugelprofielen volgens de NACA serie 16; 20 fig. 21 een grafiek toont van het rendement ten opzichte van de voortgangsverhouding voor de schroeven waarvan de prestatiediagrammen zijn getoond in de fig. 19 en 20.

In het algemeen wordt de stuwkracht van een schroefblad- sectie gekarakteriseerd door de uitdrukking: 25 : 2

T a CLbV

waarin T is stuwkracht, C^ is liftcoefficient, b is koorde-lengte van de sectie, 30 V is de relatieve snel-heid bij de sectie.

Onderzoek van deze uidrukking geeft aan dat wanneer de koorde b wordt verkleind voor een minimaal gewicht en de relati/eve snelheid V wordt verlaagd voor gering lawaai, de 35 liftcoefficient C^ van de sectie moet worden verhoogd om een bepaalde stuwkracht te behouden. Het is dientengevolge duidelijk dat de liftcoefficient maximaal moet worden gemaakt voor het bereiken van een bepaalde stuwk/.racht bij een bepaalde sectie wanneer de koorde en de relatieve snelheid worden verkleind 40 voor het minimaal maken van het gewicht en het veroorzaakte 8202858 £ ♦ - 5 - geluid. Tegelijkertijd zal duidelijk zijn dat bij kruisomstan-digheden bij lage werkzame liftciefficieiiten en hoge Mach-getallen bij desecties de secties van het vleugelblad moeten zijn gekenmerkt door hoge lift-weerstandsverhoudingen.

5 Tot nu toe is het bijzonder moeilijk geweest om hoge aerodynamische prestaties te verkrijgen zowel onder start-als kruisomstandigh^eden bij vleugelbladen met dwarsdoorsnede-vormen volgens een bestaande groep van vleugelprofielen. In fig. 1 leveren de geschaduwde gebieden van de kromme een 10 aanwijzing voor de prestatie-uitgangscapaciteiten van een ty-pisch lage snelheidsvleugelprofiel en een typisch hoge snelheids-vleugelprofiel bij liftcoefficienten representatief voor star^tomstandigheden: T.Q. en voor stijgomstandigheden j klimmen.

15 Er blijkt dat een klassiek ' . ^"lage snelheid" vleugelprofiel een veel grotere liftcoefficient bezit en aanmerke-lijk minder weerstand onder startomstandigheden dan een klas-siek "hoge snelheid" vleugelprofiel zodat het eerste meer gewenst z«ou zijn. Wanneer echter gekeken wordt 20 naar fig. 2 waarin het geschaduwde gebied een aanwijzing geeft voor de prestatie uitgangseigenschappen van dezelfde twee vleugelprofielen onder kruisomstandigheden blijkt dat het hoge snelheidsprofiel meer gewenst is dan het lage snelheidspro-fiel, daar het aanmerkelijk hogere lift-weerstandsverhoudingen 25 bezit bij liftcoefficienten corresponderend met normale kruisomstandigheden.

In de fig. l en 2tonen de met streeplijnen aangegeven krommen de prestatie van het vleugelprofiel HS1 volgens de onderhavige uitvinding. Uit deze krommen kan gemakkelijk wor-30 den afgeleid dat bij dit vleugelprofiel de start en klim-prestatie-eigenschappen nagenoeg gelijk zijn aan die van het klassieke lage snelheidsvleugelprofiel en aan de kruiseigen-- schappen van het hoge snelheidsprofiel, alles in een enkel vleugelprofiel met een nieuwe dwarsdoorsnedevorm als getoond 35 in fig. 3.

Fig. 3 toont· een serie dwarsdoorsneden van het vleugel-blad volgens de onderh/avige uitvinding. Elke dwarsdoorsnede is aangeduid met drie cijfers waarvan de eerste de liftcoefficient aangeeft vermenigvuldigd met 10 en de twee laatste 40 de diktecoefficient vermenigvuldigd met 100. Zo is bij voor- 8202858 - 6 - ♦ 1 bee Id het bovenste profiel gekarakteriseerd door een ontwerpliftcoefficient van 0,4 en een dikteverhouding van ,04/ het tweede profiel heeft een liftcoefficient van 0,6 en een dikteverhouding van ,06, het derde profiel heeft een ontwerplift-5 coefficient van 0,7 en een dikteverhouding van ,08, het vier-de profiel heeft een ontwerpliftcoefficient van 0,7 en een dikteverhouding van ,12, het vijfde profiel heeft een ontwerpliftcoefficient van 0,6 en een dikteverhouding van 0,20 en het zesde profiel heeft een ontwerpliftcoefficient van 0,4 10 en een dikteverhouding van 0,30. Uit fig. 3 blijkt eveneens de plaats waar zich de verschillende profielen op het vleugel-blad bevinden. Zo bevindt het profiel .404 zich nagenoeg bij de tip van het blad en het profiel 430 ligt bij de bladvoet en het profiel 620 bevindt zich ongeveer op 0,175 van de lengte 15 van het blad gemeten vanaf de voet daarvan. De verdere door-sneden zijn . genomen op ongeveer 0,425 van de lengte van de as vanaf de voet, op 0,625 en op 0,825 van de lengte. Het zal duidelijk zijn dat weliswaar de koordenvan de verschillende. weergegeven profielen eenzelfde lengte bezitten, maar dat ont-20 werpomstandigheden voor wat betreft de tapsheid van het blad de relatieve afmeti-^ngen van de v •erschillende doorsneden zullen bepalen en uiteraard is de uitvinding niet beperkt tot een bepaald dimensioneel verband tussen de verschillende profielen.

De dwarsdoorsneden van het blad tussen de in fig. 3 aan-25 gegeven dwarsdoorsneden zijn bepaald door overgangsvlakken die de corresponderende delen van twee naast elkaar liggende vor-men met elkaar verbinden. Verder zullen de dwarsdoorsneden uiteraard een hoek met elkaar maken op de bekende wijze zodat het blad een voldoende twist bezit voor het verkrijgen van 30 varierende invalshoeken van het blad zoals deze· vereist zijn voor de juiste aerodynamische werking.

In de volgende tabellen zijn de dimensieloze coordinaten vermeld van een aantal vleugelprofielvormige dwarsdoorsneden van het blad volgens de onderhavige uitvinding waarbij de 35 x/c waarden dimensieloze plaatsen zijn op de koorde-lijn van het blad, y/c boven de dimensieloze hoogten zijn vanaf de koorde-lijn tot punten op het onderdrukvlak en y/c onder dimensieloze hoogten zijn vanaf de koorde-lijn tot punten van het drukvlak.

8202858 _ 7 -

Tabel A HS1-404 x/c <y/c) (y/c) (y/c> boven onder boven onder 0.00000 0.00009 0.00004 0.44000 0.04914 0.01116 0.00050 0.00171 -0.00113 0.46000 0.04893 0.01129 0.00100 0.00250 -0.00155 0.48000 0.04860 0.01137 0.00200 0.00372 -0.00210 0.50000 0.04818 ' 0.01139 0.00300. 0.00470 -0.00253 0.54000 0.04705 0.01132 0.00500 0.00628 -0.00323 0.56000 0.04635 0.01122 0.00750 0.00788 -0.00395 0.58000 0.04555 0.01108 0.01000 0.00923 -0.00455 0.60000 0.04461 0.01091 0.02000 0.01339 -0.00620 0.64000 0.04223 0.01043 0.03000 0.01655 -0.00709 0.66000 0.04076 0.01010 0.04000 0.01922 -0.00751 0.68000 0.03911 ' 0.00971 0.05000 0.02158 -0.00761 0.70000 0.03728 0.00924 0.06000 0.02375 -0.00756 0.74000 0.03319 0.00809 0.07000 0.02577 -0.00724 0.76000 0.03097 0.00741 0.08000 0.02766 -0.00686 0.78000 0.02867 0.00668 0.09000 0.02943 -0.00639 0.80000 0.02631 0.00591 0.10000 0.03107 -0.00584 0.82000 0.02389 0.00512 0 12000 0.03403 -0.00451 0.84000 0.02143 0.00429 0.14000 0.03659 -0.00295 0.86000 0.01892 0.00343 0.16000 0.03883 -0.00123 0.88000 0.01637 0.00252 0.18000 0.04077 0.00055 0.90000 0.01376 0.00156 0.20000 0.04244 0.00230 0.91000 0.01243 0.00106 022000 0.04386 0.00393 0.92000 0.01108 0.00054 024000 0.04504 0.00536 0.93000 0.00970 0.00000 0.26000 0.04601 0.00658 0.94000 0.00829 -0.00054 0 28000 0.04680 0.00758 0.95000 0.00684 -0.00110 0 30000' 0.04745 0.00840 0.95000 0.00536 -0.00167 0.34000 0.04844 0.00961 0.97000 0.00384 -0.00225 0.36000 0.04880 0.01007 0.98000 0.00229 -0.00285 0.38000 0.04906 0.01044 0.99000 0.00070 -0.00346 0.40000 0.04920 0.01074 1.00000 -0.00092 -0.00408 8202858 -8 -

Tabel B

A

HSl-606 x/c (y/c) .Cy/c) <y/c) <y/c) boven onder boven onder 0.00000 0.00015 0.00015 0.44000 0.07100 0.01387 0.00050 0.00259 -'0.00162 0.46000 0.07069 0.01406 0.00100 0.00379 -0.00220 0.48000 0.07021 0.01419 0.00200 0.00562 -0.00296 0.50000 0.06959 0.01425 0.00300 0.00708 -0.00354 0.54000 0.06796 0.01420 0.00500 0.00938 ,. -0.00455 0.56000 0.06695 0.01409 0.00750 0.01164 -0.00563 0.58000 0.06578 0.01394 0.01000 0.01352 -0.00656 0.60000 0.06442 0.01373 0.02000 0.01926 --0.00925 0.64000 0.06098 0.01314 0.03000 0.02371 -0.01079 0.66000 0.05886 0.01273 0.04000 0.02756 -0.01160 0.68000 0.05647 0.01224 0.05000 0.03105 -0.01190 0.70000 0.05383 0.01165 0.06000 0.03429 -0.01187 0.74000 0.04794 0.01018 0.07000 0^03731 -0.01161 0.76000 0.04474 0.00930 0.08000 0.04012 -0.01118 0.78000 0.04142 0.00835 0.09000 0.04273 -0.01060 0.80000 0.03802 0.00734 0.10000 0.04515 -0.00988 0.82000 0.03453 0.00530 ., 0.12000 0.04946 -0.00807 0.84000 0.03099 0.00522 0.14000 0.05318 -0.00588 0.86000 0.02738 0.00408 0.16000 0.05638 -0.00347 0.88000 0.02371 0.00288 0.18000 0.05915 -0.00099 0.90000 0.01996 0.00161 0.20000 ' 0.06153 0.00143 0.91000 0.01804 0.00094 0.22000 0.06354 0.00367 0.92000 0.01616 0.00025 0.24000 0.06522 0.00565 0.93000 0.01411 -0.00046 0.26000 0.06659 0.00734 0.94000 0.01209 0.00119 0.2S000 0.06772 0.00875 0.95000 0.01001 -0.00193 0.30000 0.06865 0.00992 0.96000 0.00788 -0.00289 0.34000 0.07005 0.01167 0.97000 0.00570 -0.00346 0.36000 0.07056 0.01231 0.98000 0.00346 -0.00425 0.38000 0.07092 0.01284 1.99000 0.00118 -0.00508 0.40000 . 0.07112 0.01326 1.00000 -0.00115 -0.00589 8202858 9 _ , I Λ

Tabel C HS1-708 x/c (y/c) ’ (y/c) */c (y/c> Wf* boven onder boven onder 0.00000 0.00013 0.00013 0.44000 0.08681 0.01060 0.00030 0.00330 -0.00244 0.46000 . 0.08640 0.01087 0.00100 0.00479 -0.00338 0.48000 0.08579 0.01106 0.00200 0,00704 -0.00485 0.50000 0.08502 0.01120 0.00300 0.00883 -0.00561 0.54000 0.08301 0.01129 0.00500 0.01173 -0.00715 0.56000 0.08176 0.01125 0.00750 0.01461 -0.00865 0.58000 0.08033 0.01118 0.01000 0.01704 -0.00-990 0.60000 0.07865 0.01105 0.02000 0.02448 -0.01322 0.64000 0.07443 0.01065 0.03000 0.03017 -0.0150.6 0.66000 0.07184 0.01034 0.04000 0.03501 -0.01603 0.68000 0.06892 0.00996 0.05000 0.03932 -0.01645 0.70000 0.06570 0.00947 0.06000 0.04326 -0.01650 0.74000 0.05853 0.00818 0.07000 0.04692 -0.01629 0.76000 0.05465 0.00738 0.08000 0.05031 -0.01588 0.78000 0.05062 0.00650 0.09000 0.05344 -0.01530 . 0.80000 0.04649 0.00557 0.10000 0.05634 -0.01456 0.82000 0.04221 0.00459 0.12000 0.06151 -0.01271 0.84000 0.03798 0.00356 0.14000 0.06595 -0.01050 0.86000 0.03360 0.00248 0.16000 0.06977 -0.00808 0.88000 . 0.02916 0.00133 0.18000 0.07308 -0.00559 0.90000 0.02462 0.00006 0.20000 0.07687 -0.00318 0.91000 0.02231 -0.00058 0.22000 0.07824 -0.00092 0.92000 0.01996 -0.00128 0.24000 - 0.08021 -0.00113 0.93000 0.01757 -0.00196 0.26000 0.08182 -0.00293 0.94000 0.01512 -0.00268 0.28000 0.08313 -0.00450 0.95000 0.01262 -0.00341 0.30000 0.08421 0.00833 0.96000 0.01005 -0.00416 0.34000 0.08583 0.00791 0.97000 0.00741 -0.00493 0.36000 0.08640 0.00868 0.98000 0.00471 -0,00572 0.38000 0.08680 0.00932 0.99000 0.00196 -0.00652 0.40000 0.08701 0.00984 1.00000 -0.00086 -0.00734 8202858 - 10 -Tabel D HS1-712 X/C i?'/C) «J'/C) X/C (y/c) , boven onder ioVen 0¾¾ 0.00000 0.00001 0.00000 0.44000 0.10556 -0.01105 0.00050 0.00430 -0.00377 0.46000 0.10600 -0.01060 0.00100 0.00600 -0.00519 0.48000 0.10526 -0.01020 0.00200 0.00903 -0.00709 0.50000 0.10423 -0.00985 0.00300 0.01127 -0.00842 0.54000 0.10154 -0 O0919 0.00500 0.01490 -0.01044 0.56000 0.09965 -0.00886 0.00750 0.01861 -0.01230 0.58000 0.09795 -0.00856 0.01000 0.02180 -0.01376 0.60000 0.09587 -0 00824 0.02000 0.03186 -0.01767 0.64000 0.09125 -0100756 0.03000 0.03967 -0.02006 0.66000 0.08872 -0.00721 .0,04000 0.04688 -0.02109 0.68000 0.08605 -000687 0.05000 0.05192 -0.02283 0.70000 0.08322 -0’00658 0.06000 0.06698 -0.02353 0.74000 0.07789 -000619 0.07000 0.00651 -0.02417. 0.76000 0.07677 -0 00611 0.08000 0.06562 -0.02450 0.78000 0.07028 -0.00809 0.09000 0.06937 -0.02466 0.80000 0.06668 -0.00611 0.10000 0.07280 -0.02469 0.82000 0.06262 -0.00614 0.12000 0.07886 -0.02440 0.84000 0.05834 -0 006’1 0.14000 0.08901 -0.02374 0.86000 0.08368 -0.00633 0.16000 0.08839 -0.02279 0.88000 0.04856 -0.00653 0.18000 0.09211 -0.02159 0.90000 0.04299 -0.00683 0.20000 0.09625 -0.02030 0.91000 0.03997 -0.00701 0.22000 0.09786 -0.01901 0.92000 0.03686 -0.00721 0.24000 0.01000 -0.01786 0.93000 0.03364 -0^00742 0.26000 0.10173 -0.01688 0.94000 0.03032 -0.00753 0.28000 0.10313 -0,01607 0.95000 0.02889 -0.00785 0.30000 0.10428 -0.01536 0.96000 0.02335 -0.00807 0.34000 0.10542 .0.01489 0.97000 0.01968 -0.00829 0.36000 0.10632 -0.01344 0.98000 0.01970 -0.00882 0.38000 0.10587 -0.01279. 0.99000 0.01971 -0.00576 0.40000 0.10700 -0.01216 1.00000 0.00720 -0.00700 8202858 _ 11 -

Tabel E HSl-620 x/c <y/c) (y/c) χ/c- (y/c) (y/=) boven onder i>oven onder 0.00000 0.00001 0.00001 0.44000 0.13904 -0.05705 0 00050 0.00694 —0.00650 0.46000 0.13814 -0.05626 0.00100 0.00993 -0.00907 0.48000 0.13699 -0.05545 0.00200 0.01424 -0.01258 0.50000 0.13556 -0.05459 0.00300 0.01760 -0.01520 0.54000 0.13189 -0.05269 0.00500 0.02300 -0.01922 0.56000 0.12963 -0.05161 0.00750 0.02845 -0.02308 0.58000 0.12711 -0.05045 0.01000 0.03306 -0.02621 0.60000 0.12435 -0..04919 0.02000 0.04737 -0.03521 0.64000 .0.11823 -0.04645 0.03000 0.05820 -0.04139 0.66000 0.11489 -0.04499 0.04000 0.06713 -0.04609 0.68000 0.11138 -0.04348 0.05000 0.07477 -0.04983 0.70000 0.10770 , -0.04197 0.06000 0.08)47 -0.05289 0.74000 0.09981 -0.03900 0.07000 0.08742 -0.05541 0.76000 0.09560 -0.03755 0.08000 0.09274 -0.05751 0.78000 0.09118 -0.03610 : 0.09000 0.09755 -0.05925 0.80000 0.08651 -0.03462 0.10000 0.10190 -0.06070 0.82000 0.08153 -0.03307 0.12000 0.10943 -0.06280 0.84000 0.07616 -0.03144 0.14000 0.11566 -0.06404 0.86000 0.07031 -0.02972 0.16000 0.12079 -0.06459 0.88000 0.06391 -0.02790 0.18000 0.12501 -0.06463 0.90000 0.05693 -0.02600 0.20000 0.12844 -0.06430 0.91000 0.05322 -0.02502 0.22000 0.13121 -0.06376 0.92000 0.04939 -0.02401 0.24000 0.13344 -0.06317 0.93000 0.04545 -0.02297 0.26000 0.13524 -0.06261 0.94000 0.04142 -0.02189 0.28000 0.13670 -0.06211 0.95000 0.03727 -0.02078 0.30000 0.13789 -0.06163 0.96000 0.03295 -0.01963 0.34000 0.13955 -0.06061 0.97000 0.02840 -0.01843 0.36000 0.14000 -0.06000 0.98000 0.02353 -0.01716 0.38000 0.14017 -0.05932 0.99000 0.01831 -0.01580 0.40000 0.14007 -0.05859 1.00000 0.01272 -0.01427 8202858 - 12 -

Tabel F HS1-430 v/r ίν/c) ‘ (y/c) χ/c (y/c) (y/c) boven onder boven onder 0.00000 0.00000 0.00001 0.44000 0.17626 0.11742 0.00050 0.01024 -0.00991 0.46000 0.17497 -0.11622 0.00100 0.01456 -0.01393 0.48000 0.17342 -0.11489 0.00200 0.02071 -0.01951 0.5(?000 0.17156 -0.11340 0.00300 0.02547 -0.02372 0.54000 0.16680 -0.10987 0.00500 0.03303 -0.03028 0.56000 0.16388 -0.10780 0.00750 0.04057 -0.03668 0.58000 0.16062 -0.10553 0.01000 0.04692 -0.04196 0.60000 0.15707 -0.10307 0.02000 0.06627 -0.05751 0.64000 0.14920 -0.09765 0.03000 0.08068 -0.06858 0.66000 0.14493 -0.09472 0.04000 0.09241 -0.07728 0.68000 0.14045 -0.09168 0.05000 0.01235 -0.08441 0.70000 0.13577 -0.08857 0.06000 0.11097 -0.09041 0.74000 0.12588 -0.08220 ’ 0.07000 0.11857 -0.09554 0.76000 . 0.12064 -0.07895 0.08000 0.12534 -0.09995 0.78000 0.11518 -0.07562 ' 0.09000 0.13138 -0.10376 0.80000 0.10942 -0.07216 .0.10000 0.13680 -0.10707 0.82000 0.10329 -0.06850 0.12000 0.14595 -0.11231 0.84000 0.09670 -0.06459 0.14000 0.15325 -0.11605 0.86000 0.08955 -0.06040 0.16000 0.15904 -0.11859 0.88000 0.08178 -0.05590 0.18800 0.16517 -0.12064 0.90000 0.07334 -0.05109 0.20000 0.16723 -0.12114 0.91000 0.06385 -0.04855 0.22000 0.17011 -0.12164 0.92000 0.06420 -0.04594 0.24000 0.17243 -0.12190 0.93000 0.05938 -0.04323 0.26000 0.17433 -0.12202 0.94000 0.05440 -0.04043 0.28000 0.17587 -0.12204 0.95000 0.04927 -0.03754 0.30000 0.17708 -0.12197 0.96000 0.04396 -0.03455 0.34000 0.17851 -0.12145 0.97000 0.03846 -0.03145 0.36000 0.17872 -0.12096 0.98000 0.03267 -0.02818 0.38000 0.17857 -0.12030 0.99000 0.02649 -0.02467 0.40000 0.17808 -0.11948 1.00000 0.01969 -0.02080

0 9 n 0 O C Q

- 13 -

Pig. 4 toont een grafische weergava van de waiving en de diktelijnen van verschillende dwarsdoorsneden van het blad volgens de onderhavige uitvinding, waarbij x/c een aanwijzing vo/rmt voor de dimensieloze plaats op de koorde-lijn, y/c een 5 aanwijzing vormt voor de dimensieloze hoogte van de welvings-lijn tot de koorde van het profiel en t/c de totale dimens ie-~ loze dikte is van het'profiel op de bijbehorende plaats van de welvingslijn ten opzichte van de koorde.Met h/b is de dikte-verho'.uding aangegeven van de verschillende profielen.

10 Uit het bovenstaande en onder verwijzing naar fig. 5 dat het 708 profiel toont, blijkt dat het vleugelblad volgens de onderhavige uitvinding over nagenoeg zijn gehele lengte van de koorde is gekenmerkt door dwarsdoorsnedevormen die elk een stomp in hoofdzaak parabolisch voorranddeel 10 15 bezitten dat overgaat in een drukvlak 15 met een voorste convexdeel 20 dat overgaat in een einddeel 25. Het voorrand-deel g^aat eveneens over in een convex oisderdrukvlak 30, ter-wijl de druk- en onderdru^kvlakken overgaan in een iets stompe eindrand 35. Zoals blijkt uit fig. 3 is bij dikteverhoudingen 20 kleiner dan ongeveer 0,15 het einddeel 25 van het drukvlak concaaf van vorm waardoor het voorste deel van het drukvlak van uitstekende aard is. Bij dergelijke dikteverhoudingen gaat het convexe uitstekende deel over in het concave einddeel op een afstand vanaf de voorrand van hetprofiel van ongeveer 25 10-15% van de koorde-lengte van het profiel. Bij dikteverhoudingen groter dan 0,15 is het einddeel 25 convex.

Eveneens zij opgemerkt dat de relatief stompe voorrand van het profiel volgens de onderhavige uitvinding het risico van beschadiging vermindert bij normale hantering en bij het 30 er tegen aanslaan van vreemde voorwerpen.

Fig. 6 toont de algemene vorm van een profiel van de NACA serie 16, welke vorm momenteel op grote schaal wordtge-bruikt voor de schroefbladen van vliegtuigen aangedreven door turbomotoren. Het zal duidelijk zijn dat de vorm van de pro-35 fielen die het blad volgens de onderhavige kenmerken gemakke-lijk zijn te onderscheiden van de vorm van de serie 16 profielen.· Allereerst zij opgemerkt dat het serie 16 profiel een concaaf drukoppervlak heeft over de gehele koorde van het blad terwijl de vorm van het blad volgens de onderhavige uitvinding 40 het convexe deel omvat dat zich over ten minste 10-15 % vanaf 8202858 - 14 - de voorrand van. het drukbppervlak van het blad uitstrekt. Even-eens blijkt dat het NACA serie 16 profiel een relatief scherpe voorrand bezit terwijl de profielen volgens de onderhavige uit-vinding , in het bijzbnder die met een vorm waarvan de dikte-5 verhouding groter is dan 0,06, sto^mpe voorranddelen omvatten en relatief stompe achterranden voor hogere critische Mach-getallen bij de voorste delen daarvan en voor een verbeterde drukterugwinning bij de achterste delen ervan.

De verbeterde prestaties van het profiel volgens de 10 onderhavige uitvinding (HS1) is in de fig. 7 en 8 vergeleken met de prestaties van het bekende NACA serie 16 profiel. Zoals weergegeven in fig. 7 zal bij de start, bij hoge invalshoeken, de scherpe neus van het serie 16 profiel een schok leveren bij de voorrand waardoor een uitgebreide loslating optreedt 15. van de grenslaag over het zuigvlak van het blad. Bij h et profiel volgens de onderhavige uitvinding dat een veel stompere voorrand heeft treden niet van dergelijke hoge lokale Mach-getallen op waardoor een geringere drukgradient wordt gehand-haafd waardoor de grenslaag aan het' profiel blijft hechten 20 bij de meeste.normale invalshoeken. Uit de fig. 7 en 8 blijkt dat bijstijgomstandheden beide profielen redelijk goed voldoen en elk werken bij de ontworpen li^ftcoefficient. Bij kruisom-standigheden werken de profielen echter bij lage liftcoeffi-cienten en hoge Mach-getallen. In dit^geval werkt het sterk ge-25 welfde profiel van de NACA serie 16 met de "neus naar beneden" ten opzichte van de relatieve luchtsnelheid, waarbij de scherpe neus van dit profiel een schok produceert bij de voorrand aan de drukzijde van het profiel waardoor een grenslaagverdich-ting of een loslating optreedt over het voorste deel van het 30 blad, waardoor de bladrendement (lift/weerstand) verhoudingen nadelig worden beinvloed. Anderzijds levert het meer stompe voorranddeel en het uitstekende voorste drukvlakdeel van het profiel volgens de onderhavige uitvinding bij lagere Mach-getallen onder kruisomstandigheden geen sterke schokgolven 35 op zodat geen daarmee gepaard gaande verdikking of loslating van de grenslaag optreedt. Zoals uit de onderstaande gegevens blijkt levert het vleugelblad volgens de onderhavige uitvinding ten minste 2-4% verbetering van het startrendement en een 1-2% toename van het kruisrendement.

40 Verwezeh zij nu naar de fig. 9-12, die elk de variatie 8202858 - 15 - / i in drukcoefficient CL tonen langs de profielkoorde ter 4r plaatse x/c voor zowel eeri profiel volgens de onderhavige uitvinding als eeri profiel dat nagenoeg correspondeert met de NACA serie 16. Opgemerkt kan worden dat, zoals blijkt uit 5 fig. 9, de serie 16 een zeer sterke Mach-punt vertoont bij de voorrand onder startomstandigheden bij grote positieve invalshoeken terwijl,' zoals blijkt uit fig. 12, grote nega- tieve invalshoekenvereist zij'n tijdens kruisen tengevolge van de relatief scherpe voorrand van dit profiel. De ervaring 10 heeft geleerd dat een oppervlakte Mach-getal uitgaande boven 1,3-1,4 veelal.resulteert in een sterke schokgolf'die leidt tot loslating van de. grenslaag en een geringe prestatie. De in de fig. 9 en 12 aangegeven Mach-getallen van 2,88 en 2,2 die bij het.serie 16 profiel optreden resulteren dus meestal 15 in.grenslaagloslating en een daarmee gepaard gaande slechte prestatie. Anderzijds zij opgeinerkt dat de hoogste oppervlakte

Mach-getallen bij de profielen volgens de onderhavige uitvin-» ding veel lager zijn, terwijl het Mach-getal slechts bij het starten. uitgaat boven het gewenste 1,3-1,4 gebied. De geleide-20 lijke drukterugwinning over het achterste deel van het zuig-oppervlak van het profiel, aangegeven in het bovenste rechter deel van de krommen van de fig. 9 en 12, wijst erop dat stro-mingsloslating minimaal wordt gemaakt ondanks het oppervlakte Mach-getal van 1,76 tijdens startomstandigheden voor het HS1 25 blad.

De fig. 13 en 14 zijn grafische weergaven van de gege-vens van windtunnelproeven voor het tonen van het verband tussen lift en weerstandscoefficienten bij verschillende Mach-getallen en invalshoeken voor het 606 profil . volgens de on-. 30 derhavige uitvinding. Daar er volgens fig. 13 geen abrupte ver-lie-zen zijn in., lift of sprongsgewijze toename in de weerstand nabij de maximale lift is er geen aanwijzing dat enige loslating tengevolge van een schokgolf optreedt bij het606 profiel volgens de onderhavige uitvinding, niettegenstaande het rela-35 tief hoge plaatselijke Mach-getal bij startomstandigheden. De fig. 15 en 16 zijn grafische weergaven van gegevens van windtunnelproeven tonende overeenkomstige verhoudingen van lift en weerstandscoefficienten bij bepaalde invalshoeken voor het serie ; 16 profiel waarvan de drukcoefficienten zijn uitgezet 40 in de fig. 9-12.

8202858 - 16- « De fig* 17 en 18 toneri een vergelijking van. de gege- vensontleend aan de fig. 13-16. Pig. 17 toont duidelijk aan dat bij startomstandigheden het profiel volgens de onderhavige uitvinding een toeriame van 20% levert van de maximale lift-5 coefficient terwijl fig. 18 aangeeft dat het profiel volgens de onderhavige uitvinding een vergroting van 60-70% levert van de lift-weerstandsverhouding bij kruisen en een 40-60% hogere lift/weerstandsverhbuding bij het stijgen dan het serie 16 profiel.

10 . .Model schroeven waarvan de ene vier bladen bezat met profielen volgens de onderhavige uitvinding en de andere vier NACA serie 16 bladen werden beproefd in de United Technologies Subsonic Wind Tunnel Test Facility in East Hartford, Connecticut. Beide modellen hadden een diameter van 991 mm.

15 Afgezien van het profiel en een, gering verschil in welvings-niveau wareri beide modellen geometrisch identiek en uit mas-sief aluminium en bezaten zij dezelfde vorm, dikteverhouding en twistverdeling ibij een werkingsfactor van 91. De geinte-greerde ontwerpliftcoeffici^enten van de bladen werden iets 20 bijgesteld ter compensatie van de hogere effectieve welvings-niveaus van de profielen volgens de onderhavige uitvinding.

De modelschroeven werden zowel beproefd in de doorgang van 2,44 m als in de doorgang van 5,49 m van de bovengenoemde windtunnel. Door beproeving in beide doorgangen konden waarden . 25 worden verkregen voor omstandigheden lopend v^an Mach-getallen . van 0,03 tot Mach-getallen. van 0,6 en bladhoeken. van -20 tot +81° bij schroefsnelheden in het normale werkingsgebied.

De fig. 19 en 20 tonen delen van de gegevens verkregen uit deze windtunnelproeven en geven duidelijk aan dat bij 30 kruis Mach-getallen van 0,4 de prestaties van het blad volgens de onderhavige uitvinding aanzienlijk beter zijn dan die van de serie 16 bladen zoals blijkt uit de getoonde breedte van het hogerendementgebied in de fig.

Fig. 21 toont een vergelijking van de twee schroeven . 35 bij lage Mach-getallen (tot aan 0,10). Deze grafiek toont een mengsel van de rendementsgegevens verkregen uitde windtunnelproeven bij Mach-getallen van 0,03 tot 010. Een studie van deze grafiek toont dat bij toename van de krachtscoefficient de bladen volgens de onderhavige uitvinding progressief efficienter 40 worden dan de bladen van de bekende serie 16.

8202858 - 17 - ' Opgemerkt zij bij voorbeeld dat bij. eeh krachtscoeffi- cient van 0,10 de bladen volgens de onderhavige uitvinding een verbetering van 1% in rendement tonen ten opzichte van de serie 16 terwijl bij een krachtscoefficient van 0,26 en 5 een Mach-getal in de orde. van 0,6 tot 0,10 het blad volgens de onderhavige uitvinding een verbetering in rendement toont van €%·

Op basis van deze en verschillende· andere beproevings-gegevens bleek de schroef volgens de onderhavige uitvinding 10 een beter rendement te hebben dan de serie 16 schroef over een breed gebied van Mach-getallen, van voortgangsverhou-dingen en krachtscoefficienten, representatief voor de werk-omstandigheden van schroeven wan omzetbare vliegtuigen.

-Conclusies- / 8202858

Claims

1. Vleugelblad voor rotor of dergelijke met over een aan-merkelijk deel van de gehele lengte daarvan in dwarsdoorsnede de vorm van een vleugelprofiel, met h e t kenmerk, dat het profiel een stomp, in hoofdzaak parabolisch voorrand-5 deel bezit dat geleidelijk aan overgaat in een drukvlak met een voorste vonvexdeel dat overgaat in een achterste deel terwijl het voorste randdeel eveneeris overgaat in een convex onderdrukvlak, welke druk en onderdrukvlakken overgaan in een stompe eindrand.

2. Blad volgens conclusie 1, m e t het kenmerk , dat voor dikteverhoudingen kleiner dan ongeveer 0,15 het voorste deel van het drukvlak concaaf van vorm is en dat het convexe voorste onderdrukvlakdeel uitsteekt van het drukvlak.

3. Blad volgens conclusie 1 of 2,met het ken- 15 me r k , dat het voorste convexe deel overgaat in het achterste deel op een afstand vanaf de voorrand v^*an het blad van ongeveer 10-15% van de profielkoorde.

4. Blad met een dwarsdoorsnedevorm als weergegeven in fig. 3.

5. Blad met een dwarsdoorsnedevorm gedefinieerd door de ordinaten opgenomen in een der tabellen A-E.

6. Blad voor rotor of schroef en .rotor of schroef voorzien van dergelijke bladen als beschreven en/of weergegeven in de tabellen en de tekening. 8202858