DE19528229A1 - Rotorblatt eines Drehflügel-Flugzeuges - Google Patents
Rotorblatt eines Drehflügel-FlugzeugesInfo
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Description
Die Erfindung betrifft ein Rotorblatt eines Drehflügel-Flug
zeuges, insbesondere einen Tragflügelquerschnitt bzw. ein
Tragflügelprofil eines Rotorblattes für ein Drehflügel-Flug
zeug mit einem kleinen Widerstandsbeiwert bei kleinen Mach
zahlen.
Von der NACA, d. h. der früheren NASA (National Aeronautics
and Space Administration) der Vereinigten Staaten von Ameri
ka entwickelte Tragflügelprofile werden weithin eingesetzt.
Die Tragflügelprofile NACA0012 und NACA23012 sind typische
Vertreter unter den von der NACA entwickelten Tragflügelpro
filen.
Die Anmelderin der vorliegenden Anmeldung hat Tragflügelpro
file verbesserter Leistung im US-Patent 5,344,102 vorge
schlagen. Diese früher vorgeschlagenen Tragflügelprofile
hatten einen maximalen Auftriebsbeiwert Clmax und eine kriti
sche Machzahl (zero-lift drag divergence Mach number) Mdd,
die größer als diejenigen der NACA-Tragflügelprofile sind.
In den Fig. 11A bis 11E sind Tragflügelprofile U896H-10,
U896H-10UR, U896H-08, U896H-09 und U896H-12 gemäß US-PS
5,344,102 dargestellt. Da die obere Kontur und die untere
Kontur aller dieser Tragflügelprofile im wesentlichen symme
trisch in einem Bereich zwischen Koordinaten entsprechend
etwa 30 bis 90% der Profilsehnenlänge sind, ist das abwärts
gerichtete Eigenneigungs- oder nickmoment über den Tragflü
gelquerschnitt im Vergleich zu Eigennickmomenten von typi
schen konvex gekrümmten Tragflügelprofilen klein. Demgemäß
können die gezeigten Tragflügelprofile die Belastung eines
Verstellmechanismus zum Verändern des Nick- oder Neigungs
winkels des Rotorblattes eines Drehflügel-Flugzeuges sowie
Schwingungen aufgrund der Veränderung des Nickmomentes wäh
rend der Rotation des Rotorblattes vermindern.
Fig. 12 zeigt das Leistungsvermögen der NACA0012- und
NACA23012-Tragflügelprofile sowie der in US-PS 5,344,102
vorgeschlagenen Tragflügelprofile, bei denen der maximale
Auftriebskoeffizient Clmax bei einer Machzahl von 0,4 in Or
dinatenrichtung gesehen an einem höher gelegenen Punkt liegt
und die kritische Machzahl Mdd in Abszissenrichtung gesehen
weiter rechts liegt. Wie aus Fig. 12 hervorgeht, sind die
kritischen Machzahlen Mdd der Tragflügelprofile nach US-PS
5,344,102 größer als diejenigen der Tragflügelprofile
NACA0012 und NACA23012, was das exzellente Leistungsvermögen
der Tragflügelprofile nach US-PS 5,344,102 dokumentiert.
Ein innerer Flügelabschnitt, d. h. der Fußabschnitt, des
Rotorblattes des Drehflügel-Flugzeuges und ein äußerer Flü
gelabschnitt, d. h. der Blattspitzenabschnitt, des Rotor
blattes sind im Betrieb unterschiedlichen Luftströmungsbe
dingungen ausgesetzt. Es ist daher in einigen Fällen un
zweckmäßig, gleiche Tragflügelprofile, wie sie früher von
der Anmelderin vorgeschlagen wurden, für alle Querschnitte
der Rotorblätter zu verwenden. Die Strömungsgeschwindigkeit
der Luft am inneren Flügelabschnitt eines Rotorblattes ist
kleiner als diejenige am äußeren Flügelabschnitt, und die
Betriebs-Machzahl am inneren Abschnitt ist vergleichsweise
klein. Daher sind die Anforderungen an den inneren Abschnitt
eines Rotorblattes bezüglich der kritischen Machzahl (drag
divergence Mach number) nicht sehr hoch. Allgemein ist der
maximale Auftriebskoeffizient Clmax eines Tragflügelquer
schnittes im Bereich kleiner Machzahlen vergleichsweise
groß, während der maximale Auftriebskoeffizient Clmax nicht
sehr groß zu sein braucht. Daher ist eine Verbesserung der
Widerstandscharakteristik des inneren Abschnittes eines Ro
torblattes bei Schwebeflugbedingungen, unter denen die Nach
zahl bei etwa 0,6 und der Auftriebskoeffizient bei etwa 0,6
liegen, wichtiger als die Erhöhung des maximalen Auftriebs
koeffizienten und der kritischen Machzahl, und eine Verrin
gerung des Widerstandskoeffizienten bei solchen Strömungs
bedingungen ist wünschenswert.
Wenngleich die Tragflügelprofile nach US-PS 5,344,102 je
weils einen großen maximalen Auftriebskoeffizienten Clmax
und/oder eine große kritische Machzahl Mdd haben, zeigt der
Widerstandskoeffizient eine Zunahmetendenz, wenn der Auf
triebskoeffizient 0,6 oder mehr bei einer Machzahl von etwa
0,6 beträgt, und der Tragflügelquerschnitt des inneren Flü
gelabschnittes des Rotorblattes beläßt Raum zur Verbesserung.
Demnach liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, ein Rotor
blatt für ein Drehflügel-Flugzeug zu schaffen, das einen
Profilquerschnitt mit kleinem Widerstandskoeffizient, großem
maximalen Auftriebskoeffizient, großer kritischer Machzahl
und einem kleinen Neigungs- bzw. Nickmoment bei einer Mach
zahl von etwa 0,6 und einem Auftriebskoeffizienten von etwa
0,6 hat.
Zur Lösung dieser Aufgabe sieht die Erfindung ein Rotorblatt
für ein Drehflügel-Flugzeug gemäß Patentanspruch 1 vor, das
ausgehend von dem Tragflügelprofil U896H-10 nach US-PS
5,344,102 unter Optimierung der Koordinaten der Profilober
seite des Tragflügelprofiles durch Erhöhen der Blattstärke,
Verlagern der Position der maximalen Blattstärke nach hin
ten, Konzentrieren der Krümmungsverteilung auf den mittleren
Abschnitt und Krümmen eines an die ablaufende Kante angren
zenden Bereiches in eine obere konkave Gestalt entwickelt
wurde.
Grundsätzlich sind die Koordinaten der Profilunterseite des
Tragflügelprofils gemäß der Erfindung gleich wie bei dem
Tragflügelprofil U896H-10. Daher ist die kritische Machzahl
vergleichsweise groß. Da die Koordinaten der oberen auflau
fenden Kante des Tragflügelprofils bei der Erfindung grund
sätzlich gleich wie bei dem Tragflügelprofil U896H-10 sind,
ist der maximale Auftriebskoeffizient des Tragflügelprofils
gemäß der Erfindung vergleichsweise groß.
Da die Koordinaten der Profiloberseite des Tragflügelprofils
so bestimmt sind, daß im Vergleich zum Tragflügelprofil
U896H-10 die Blattstärke vergrößert, die Stelle der maxima
len Blattstärke nach hinten verlagert und die Krümmungsver
teilung auf den mittleren Abschnitt konzentriert sind, ist
die Spitze des Unterdrucks benachbart der auflaufenden Kante
vermindert, und der Widerstand, der auf das Rotorblatt bei
einer Machzahl von etwa 0,6 und einem Auftriebskoeffizient
von etwa 0,6 wirkt, kann vermindert werden. Da die Koordina
ten der Oberseite des Tragflügelprofils so bestimmt sind,
daß die Krümmungen in einem Abschnitt angrenzend an die ab
laufende Kante klein sind und ein Abschnitt angrenzend an
die ablaufende Kante konkav gekrümmt ist, ist das Neigungs-
bzw. Nickmoment nach abwärts vermindert.
Die kombinierte Wirkung der erwähnten Verbesserungen schafft
ein Rotorblatt für ein Drehflügel-Flugzeug, das einen klei
nen Widerstand bei einer Machzahl von etwa 0,6 und einem
Auftriebskoeffizienten von etwa 0,6 sowie ein kleines vorn
nach abwärts gerichtetes Nickmoment (nose-down pitching mo
ment) sowie einen vergleichsweise großen maximalen Auf
triebskoeffizient und eine vergleichsweise große kritische
Machzahl aufweist.
Die Erfindung ist im folgenden anhand schematischer Zeich
nungen an Ausführungsbeispielen mit weiteren Einzelheiten
näher erläutert. Es zeigen:
Fig. 1 eine perspektivische Darstellung zur Erläute
rung der Beziehung zwischen dem Anstellwinkel
und der Machzahl einer auf den äußeren Teil und
den inneren Teil eines Rotorblattes eines Dreh
flügel-Flugzeuges wirkenden Luftstromes bei
Vorwärtsflug des Drehflügel-Flugzeuges;
Fig. 2 ein Diagramm mit der Veränderung des Wider
standskoeffizienten mit der Machzahl;
Fig. 3 eine perspektivische Darstellung zur Erläute
rung der Beziehung zwischen dem Anstellwinkel
und der Machzahl einer auf den äußeren Teil und
den inneren Teil eines Rotorblattes eines Dreh
flügel-Flugzeuges wirkenden Luftstromes bei
Schwebeflug des Drehflügel-Flugzeuges;
Fig. 4 ein Tragflügelprofil eines Rotorblattes einer
ersten Ausführung der Erfindung;
Fig. 5 ein Diagramm mit den Druckverteilungen über dem
Tragflügelprofil des Rotorblattes bei der er
sten Ausführung der Erfindung und bei einem
Tragflügelprofil eines konventionellen Rotor
blattes;
Fig. 6 ein Diagramm mit dem Verlauf des Auftriebskoef
fizienten des Tragflügelprofils des Rotorblat
tes;
Fig. 7 ein Diagramm, welches das Leistungsvermögen der
Tragflügelprofile darstellt, wobei der maximale
Auftriebskoeffizient Clmax bei einer Machzahl von
0,4 nach oben positiv und eine kritische Mach
zahl Mdd auf der Abszisse nach rechts positiv
aufgetragen sind;
Fig. 8 das Tragflügelprofil eines Rotorblattes in ei
ner zweiten Ausführung gemäß der Erfindung;
Fig. 9 das Tragflügelprofil eines Rotorblattes in ei
ner dritten Ausführung gemäß der Erfindung;
Fig. 10 das Tragflügelprofil eines Rotorblattes in ei
ner vierten Ausführung gemäß der Erfindung;
Fig. 11A, 11B, 11C, 11D und 11E
Tragflügelprofile herkömmlicher Rotorblätter
und
Fig. 12 ein Diagramm, in dem das Leistungsvermögen von
Tragflügelprofilen dargestellt ist, wobei der
maximale Auftriebskoeffizient Clmax auf der Ordi
nate positiv nach oben und die kritische Mach
zahl Mdd auf der Abszisse positiv nach rechts
aufgetragen sind.
Ein Merkmal der vorliegenden Erfindung besteht in der Quer
schnitts- bzw. Profilgestalt eines Rotorblattes für ein
Drehflügel-Flugzeug. Der äußere Flügelabschnitt und der in
nere Flügelabschnitt sind unterschiedlichen Strömungsbedin
gungen ausgesetzt. Die Leistungsanforderungen an das Trag
flügelprofil des Rotorblattes für ein Drehflügel-Flugzeug
seien hier allgemein vor der Beschreibung der bevorzugten
Ausführungsformen der Erfindung beschrieben.
Fig. 1 zeigt die Beziehung zwischen dem Anstell- bzw. An
griffswinkel und der Machzahl einer Luftströmung, die aktu
ell auf den äußeren Abschnitt und den inneren Abschnitt ei
nes Rotorblattes eines Drehflügel-Flugzeuges bei Vorwärts
flug einwirkt, wobei der Pfeil P die Flugrichtung des Dreh
flügel-Flugzeuges, der Pfeil R die Drehrichtung des Rotor
blattes, die Kurve A die zeitliche Veränderung der Beziehung
zwischen dem Angriffswinkel und der Machzahl der auf den
äußeren Flügelabschnitt des Rotorblattes einwirkenden Luft
stroms bei der Bewegung zwischen den Positionen a und a′ und
die Kurve B die zeitliche Veränderung der Beziehung zwischen
dem Anstell- oder Angriffswinkel und der Machzahl der auf
den inneren Flügelabschnitt des Rotorblattes einwirkenden
Luftstroms bei einer Bewegung zwischen den Positionen b und
b′ bezeichnen.
Wie durch die Kurven A und B angedeutet, ist die Strömungs
geschwindigkeit groß, wenn bei Rotorblattbewegung in Flug
richtung P der äußere Flügelabschnitt in der Position a und
der innere Flügelabschnitt in der Position b sich befinden,
und die Strömungsgeschwindigkeit ist klein, wenn bei Rotor
blattbewegung in Richtung entgegengesetzt zur Flugrichtung P
der äußere Flügelabschnitt in der Position a′ und der innere
Flügelabschnitt in der Position b′ sich befinden, und zwar
aufgrund der Drehbewegung des Rotorblattes in der Drehrich
tung R. Der Anstellwinkel muß verringert werden, wenn der
äußere Flügelabschnitt und der innere Flügelabschnitt des
Rotorblattes sich in den Positionen a und b befinden, wo die
Strömungsgeschwindigkeit groß ist, weil ein hoher dynami
scher Druck auf das Rotorblatt einwirkt. Der Anstellwinkel
muß vergrößert werden, wenn der äußere Flügelabschnitt und
der innere Flügelabschnitt des Rotorblattes sich in den Po
sitionen a und b′ befinden, wo die Strömungsgeschwindigkeit
niedrig ist, weil auf das Rotorblatt ein niedriger dynami
scher Druck einwirkt. Dies bedeutet, daß das Tragflügelpro
fil eine große kritische Machzahl haben muß, um das Anstei
gen des Widerstandes aufgrund einer hohen Machzahl bei einer
Flugbedingung zu vermeiden, bei der die Strömungsgeschwin
digkeit groß und der Anstellwinkel klein ist, während das
Tragflügelprofil einen großen maximalen Auftriebskoeffizien
ten haben muß, um Abreißen der Strömung bei kleiner Strö
mungsgeschwindigkeit und großem Anstellwinkel zu vermeiden.
Die kritische Machzahl (drag divergence Mach number) ist
eine vorbestimmte Machzahl, bei welcher der Widerstandskoef
fizient des Rotorblattes steil anzusteigen beginnt, wenn die
Strömungsgeschwindigkeit über die vorbestimmte Machzahl hin
aus anwächst, wie in Fig. 2 gezeigt. Genauer gesagt ist die
kritische Machzahl definiert als die an einem Punkt C herr
schende Machzahl, bei der das Verhältnis dCd/dM = 0,1 ist,
worin Cd der Widerstandskoeffizient und M die Machzahl bedeu
ten.
In Fig. 3, welche die Beziehung zwischen dem Anstellwinkel
und der Machzahl der aktuell auf einen äußeren Flügelab
schnitt und einen inneren Flügelabschnitt des Rotorblattes
eines Drehflügel-Flugzeuges wirkenden Strömungen bei Schwe
beflug zeigt, wobei die Vorwärtsgeschwindigkeit Null ist und
der Pfeil R allein die Drehgeschwindigkeit des Rotorblattes
bezeichnet, gibt Punkt A die Beziehung zwischen dem Anstell
winkel und der Machzahl der auf den äußeren Abschnitt des
Rotorblattes bei der Bewegung zwischen den Positionen a und
a′ wirkenden Luftströme an, und Punkt B gibt die Beziehung
zwischen dem Anstellwinkel und der Machzahl der auf den in
neren Abschnitt des Rotorblattes bei der Bewegung zwischen
den Positionen b und b′ wirkenden Luftströme an.
Wenn das Drehflügel-Flugzeug sich im Schwebeflug befindet,
verändert sich die Beziehung zwischen dem Anstellwinkel und
der Machzahl zeitlich nicht, was von der Beziehung zwischen
diesen Größen bei Vorwärtsflug des Drehflügel-Flugzeuges
abweicht. Daher müssen auf das Rotorblatt an verschiedenen
radialen Stellen wirkende Widerstände aufgrund unterschied
licher Strömungen vermindert werden, um die Schwebeleistung
zu verbessern. Das Neigungs- oder Nickmoment des Rotorblat
tes eines Drehflügel-Flugzeuges muß klein sein, um Schwin
gungen aufgrund der Veränderung des Nickmomentes zu vermin
dern und ferner die Belastung des Neigungswinkel-Verstell
mechanismus zu verringern.
Das gewünschte Leistungsvermögen des inneren Flügelabschnit
tes des Tragflügelprofils eines Rotorblattes eines Drehflü
gel-Flugzeuges ist im folgenden beschrieben. Wie Fig. 1
deutlich macht, ist die Strömungsgeschwindigkeit am inneren
Flügelabschnitt des Rotorblattes kleiner als diejenige am
äußeren Flügelabschnitt bei Vorwärtsflug des Drehflügel-
Flugzeuges. Somit sind die Anforderungen bezüglich der kri
tischen Machzahl Mdd nicht sehr hoch. Da der maximale Auf
triebskoeffizient Clmax groß ist, wenn die Machzahl klein ist,
sind die Anforderungen bezüglich des maximalen Auftriebsko
effizienten Clmax nicht sehr bedeutsam. Daher ist die Wider
standscharakteristik der Querschnittsform am inneren Flüge
labschnitt des Tragflügelprofils des Rotorblattes wichtig
bei einer Strömungsbedingung für Schwebeflug, wenn die Mach
zahl etwa 0,6 und der Auftriebskoeffizient etwa 0,6 betra
gen, und der Widerstandskoeffizient des Tragflügelprofiles
muß unter solchen Strömungsbedingungen klein sein.
Fig. 4 zeigt die Querschnittsgestalt eines Tragflügelprofils
U926H-12 einer ersten Ausführung der Erfindung für das Ro
torblatt eines Drehflügel-Flugzeuges. Der Querschnitt des
Rotorblattes des Tragflügelprofiles U926H-12 hat eine Grund-
Blattstärke von 12% der Profillänge, gemessen von der auf
laufenden Kante zu einem Punkt bei 100% der Profillänge und
ist durch die in Tabelle 1 (s. S. 15) aufgelisteten Koordi
naten beschrieben.
Wie Fig. 4 zeigt, repräsentieren XU und XL horizontale Ab
stände von der auflaufenden Kante des Tragflügelprofils
längs der Profilsehne, C bezeichnet die Profilsehnenlänge
des Tragflügelprofils, YU bezeichnet den vertikalen Abstand
eines Punktes auf der Profiloberseite von der Profilsehne,
und YL repräsentiert den vertikalen Abstand eines Punktes auf
der Profilunterseite von der Profilsehne.
Die Gestalt eines Abschnittes der Profilunterseite des Trag
flügelprofils U926H-12 in einem Bereich I (Fig. 4) ist
grundsätzlich gleich wie diejenige des entsprechenden Ab
schnittes der Unterseite des früher von der Anmelderin im
US-Patent 5,344, 102 vorgeschlagenen Tragflügelprofiles
U896H-10, so daß eine vergleichsweise große kritische Mach
zahl gewährleistet ist. Die Gestalt des Abschnittes der Pro
filoberseite im Bereich III (Fig. 4) vermindert die Unter
druckspitze an der auflaufenden Kante, wenn die Machzahl
etwa 0,6 und der Auftriebskoeffizient etwa 0,6 betragen, und
vermindert den Widerstand, wenn die Machzahl etwa 0,6 und
der Auftriebskoeffizient etwa 0,6 betragen, weil im Ver
gleich zum Tragflügelprofil U896H-10 der Tragflügelprofil
querschnitt des Rotorblattes bei dieser Ausführung eine er
höhte Blattstärke aufweist, wobei das Maximum der Blattstär
ke nach rückwärts verlagert und die Krümmungsverteilung auf
einen Bereich zwischen der auflaufenden Kante und dem mitt
leren Abschnitt konzentriert sind. Da Abschnitte der oberen
Profilkontur nahe der ablaufenden Kante im Bereich III (Fig.
4) kleine Krümmungen und einen an die ablaufende Kante an
grenzenden Abschnitt in einem Bereich IV (Fig. 4) mit kon
kaver Krümmung haben, ist das abwärtsgerichtete Nickmoment
klein.
Eine geschätzte Druckverteilung auf dem Tragflügelprofil
U926H-12 bei einer Machzahl 0,6 und einem Auftriebsbeiwert
von 0,6 ist durch die Kurve A in Fig. 5 wiedergegeben, wobei
eine Kurve B die Druckverteilung des Tragflügelprofils
U896H-10 repräsentiert. Wie sich aus dem Vergleich der Kur
ven A und B nach Fig. 5 ergibt, ist die nächst der auflau
fenden Kante des Tragflügelprofils U926H-12 erscheinende
Unterdruckspitze vergleichsweise klein. Die Verringerung der
Unterdruckspitze nächst der auflaufenden Kante vermindert
den auf das Rotorblatt wirkenden Widerstand bei einer Mach
zahl von etwa 0,6 und einem Auftriebsbeiwert von etwa 0,6.
Fig. 6 ist ein Diagramm, welches eine für das Verhältnis aus
Auftrieb und Widerstand charakteristische Kurve A für das
Tragflügelprofil U926H-12 des Rotorblattes sowie eine ent
sprechende Kurve B für das Tragflügelprofil U896H-10 gemäß
US-PS 5,344,102 darstellt. In Fig. 6 sind der Auftriebskoef
fizient Cl längs der Ordinaten und der Widerstandsbeiwert Cd
längs der Abszissen aufgetragen, und die Machzahl beträgt
0,6. Wie Fig. 6 zeigt, hat das Tragflügelprofil U926H-12
einen kleinen Widerstandsbeiwert im Vergleich zum bekannten
Tragflügelprofil U896H-10 bei einer Machzahl von 0,6 und
einem Auftriebsbeiwert von 0,6 oder darüber.
Fig. 7 zeigt das Leistungsvermögen der Tragflügelprofile
NACA0012, NACA23012, der Tragflügelprofile gemäß US-PS
5,344,102 (U896H-10, U896-10UR, U896H-08, U896H-09 und
U896H-12) sowie des Tragflügelprofils U926H-12 des Rotor
blattes nach der vorliegenden Ausführung der Erfindung, wo
bei der maximale Auftriebsbeiwert Clmax bei einer Machzahl von
0,4 längs der Ordinaten und eine kritische Machzahl Mdd längs
der Abszissen aufgetragen sind. Gemäß Fig. 7 sind der maxi
male Auftriebsbeiwert und die kritische Machzahl des Trag
flügelprofils U926H-12 kleiner als die entsprechenden Werte
nach US-PS 5,344,102 und größer als die entsprechenden Werte
für die Tragflügelprofile NACA0012 und NACA23012. Somit hat
das Tragflügelprofil U926H-12 des Rotorblattes nach der Er
findung einen vergleichsweise großen maximalen Auftriebsbei
wert und eine vergleichsweise große kritische Machzahl, wo
bei diese Werte den großen maximalen Auftriebsbeiwerten und
kritischen Machzahlen bei den Tragflügelprofilen nach US-PS
5,344,102 bis zu einem gewissen Ausmaß vergleichbar sind.
Die geringen Krümmungen in einem an die ablaufende Kante
angrenzenden Abschnitt der Profiloberseite vermindern das
abwärtsgerichtete Neigungs- oder Nickmoment in der gleichen
Größenordnung wie bei dem Tragflügelprofil U896H-10 nach US-
PS 5,344,102.
Fig. 8 zeigt ein Tragflügelprofil U926-12UR eines Rotorblat
tes einer zweiten Ausführung nach der Erfindung. Die Gestalt
desjenigen Abschnittes des Tragflügelprofils U926H-12UR zwi
schen der auflaufenden Kante und einer Stelle entsprechend
95% der Profilsehnenlänge ist gleich wie diejenige des ent
sprechenden Abschnittes des Tragflügelprofiles U926H-12. Die
ablaufende Kante des Tragflügelprofiles U926H-12UR ist be
züglich der ablaufenden Kante des Tragflügelprofils U926H-12
nach der ersten Ausführung um 0,321% (das Verhältnis des
Zuwachses von YU und YL bei 100% Profilsehnenlänge bezogen
auf die Profilsehnenlänge C) angehoben, wodurch das Nei
gungsmoment des Tragflügelprofils U926H-12UR des Rotorblat
tes nach der zweiten Ausführung bei einer Machzahl von 0,6
und einem Strömungszustand bei Null-Auftrieb im wesentlichen
auf Null zurückgeführt ist. Die Grund-Stärke des Tragflügel
profils U926H-12UR liegt bei 12% der Profilsehnenlänge, und
das Tragflügelprofil U926H-12UR wird durch die in Tabelle 2
(s. S. 16) aufgelisteten Koordinaten wiedergegeben.
Die Fig. 9 und 10 zeigen die Querschnitte eines Rotorblattes
eines Tragflügelprofiles U926H-08 einer dritten Ausführung
und eines Rotorblattes eines Tragflügelprofils U926H-10 ei
ner vierten Ausführung der Erfindung. Die Koordinaten und
der Tragflügelprofile U926H-08 und U926H-10 sind durch
Multiplizieren der entsprechenden YU- und YL-Koordinaten der
Tragflügelprofile U926H-12 des Rotorblattes nach der ersten
Ausführung mit Koeffizienten 8/12 und 10/12 gewonnen.
An die ablaufenden Kanten der Tragflügelprofile U926H-12,
U926H-12UR, U926H-08 und U926H-10 anschließende Abschnitte
sind leicht konkav nach oben gekrümmt (um etwa 0,3% der
Profilsehnenlänge für das Tragflügelprofil U926H-12UR), um
die Neigungs- oder Nickmomente im wesentlichen auf Null zu
bringen oder sogar die Tragflügelprofile zum Erzeugen eines
aufwärts gerichteten Nickmomentes zu veranlassen. Wenn eine
gewisse Beeinflussung des abwärts gerichteten Nickmomentes
zulässig ist, kann der maximale Auftriebskoeffizient des
Tragflügelprofiles weiter durch geringes Absenken eines Ab
schnitts des Tragflügelprofiles angrenzend an die ablaufende
Kante erhöht werden.
Wenngleich die YU- und YL-Koordinaten der Tragflügelprofile
U926H-08 und U926H-12 durch Multiplizieren der entsprechen
den YU- und YL-Koordinaten des Tragflügelprofils U926H-12 mit
den Koeffizienten 8/12 bzw. 10/12 gewonnen sind, sind diese
Koeffizienten nicht darauf beschränkt; die YU- und YL-Koor
dinaten von Tragflügelprofilen gleichen Leistungsvermögens
wie die vorbeschriebenen Tragflügelprofile der Rotorblätter
gemäß der Erfindung können durch Multiplizieren der entspre
chenden YU- und YL-Koordinaten des Tragflügelprofiles U926H-
12UR mit einem Faktor einer Größenordnung im Bereich von
5/12 bis zu 15/12 bestimmt werden.
Wie sich aus der vorangehenden Beschreibung ergibt, sind die
Formen der Profilunterseite und der ablaufenden Kante des
Tragflügelprofils des Rotorblattes nach der Erfindung so
beschaffen, daß sie eine große kritische Machzahl und einen
großen maximalen Auftriebsbeiwert gewährleisten, wobei der
Widerstandskoeffizient bei einer Machzahl von etwa 0,6 und
einen Auftriebskoeffizient von etwa 0,6 durch Verlagern der
Position der maximalen Blattstärke nach hinten und durch
Konzentrieren der Krümmungsverteilung auf den mittleren Ab
schnitt des Tragflügelprofils verringert wird.
Ein Tragflügelprofil, das ein Nickmoment von im wesentlichen
Null oder sogar ein aufwärts gerichtetes Nickmoment erzeugt,
kann leicht durch Kombinieren des Hauptabschnittes des Trag
flügelprofils gemäß der Erfindung und des an die ablaufende
Kante angrenzenden gekrümmten Abschnittes gebildet werden.
Es ist ferner möglich, ein Tragflügelprofil zum Schaffen der
Profilquerschnitte eines Rotorblatts für ein Drehflügel-
Flugzeug an verschiedenen radialen Positionen mit optimalem
Leistungsvermögen und -eigenschaften vorzusehen, indem man
einen an die ablaufende Kante anschließenden Abschnitt des
Tragflügelprofiles geringförmig aufwärts oder abwärts krümmt
und die Blattstärke sorgfältig durch Multiplizieren der YU-
und YL-Koordinaten mit einem Koeffizienten feinabstimmt.
Claims (4)
1. Rotorblatt für ein Drehflügel-Flugzeug mit einer Grund-
Blattstärke bei 12% der Profilsehnenlänge und einem Ab
schnitt zwischen der auflaufenden Kante und etwa 90% der
Profilsehnenlänge, der durch einen Tragflügelquerschnitt
mit den folgenden Koordinaten bestimmt ist:
wobei XU, XL die Abstände von der auflaufenden Kante des
Tragflügelquerschnittes längs der Profilsehne, YU den
vertikalen Abstand der Profilsehne von einem Punkt auf
der Oberseite des Tragflügelquerschnittes und YL den ver
tikalen Abstand der Profilsehne von einem Punkt auf der
Unterseite des Tragflügelquerschnittes bedeuten.
2. Rotorblatt für ein Drehflügel-Flugzeug nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß der vertikale
Abstand der Profilsehne von einem Punkt auf der Oberseite
des Tragflügelquerschnittes bzw. der vertikale Abstand
der Profilsehne von einem Punkt auf der Unterseite des
Tragflügelquerschnittes bei etwa 95% der Profilsehnen
länge, gemessen ab der auflaufenden Kante, 0,692% der
Profilsehnenlänge bzw. -0,838% der Profilsehnenlänge
betragen, und daß ein an die ablaufende Kante angrenzen
der Abschnitt so gekrümmt ist, daß der vertikale Abstand
der Profilsehne von einem Punkt auf der Oberseite des
Tragflügelquerschnittes bzw. der vertikale Abstand der
Profilsehne von einem Punkt auf der Unterseite des Trag
flügelquerschnittes bei etwa 100% der Profilsehnenlänge,
gemessen ab der auflaufenden Kante, 0,150% der Profil
sehnenlänge bzw. -0,150% der Profilsehnenlänge betragen.
3. Rotorblatt nach Anspruch 1, dadurch gekenn
zeichnet, daß der vertikale Abstand der Profil
sehne von einem Punkt auf der Oberseite des Tragflügel
querschnittes bzw. der vertikale Abstand der Profilsehne
von einem Punkt auf der Unterseite des Tragflügelquer
schnittes bei etwa 95% der Profilsehnenlänge, gemessen
ab der auflaufenden Kante, 0,692% der Profilsehnenlänge
bzw. -0,838% der Profilsehnenlänge betragen, und daß ein
an die ablaufende Kante angrenzender Abschnitt so ge
krümmt ist, daß der vertikale Abstand der Profilsehne von
einem Punkt auf der Oberseite des Tragflügelquerschnittes
bzw. der vertikale Abstand der Profilsehne von einem
Punkt auf der Unterseite des Tragflügelquerschnittes bei
etwa 100% der Profilsehnenlänge, gemessen ab der auflau
fenden Kante, 0,471% der Profilsehnenlänge bzw. -0,171%
der Profilsehnenlänge betragen.
4. Rotorblatt für ein Drehflügel-Flugzeug mit einem Tragflü
gelquerschnitt mit vertikalen Abständen seiner Profilseh
ne von Punkten auf der Oberseite bei Bruchteilen der Pro
filsehnenlänge, wobei die vertikalen Abstände gleich den
Produkten eines vorbestimmten Koeffizienten mit den ver
tikalen Abständen der Profilsehnen von Punkten auf der
Oberseite bei gleichen Bruchteilen der Profilsehnenlängen
des Tragflügelquerschnitts gemäß Anspruch 2 oder 3 sind,
und vertikalen Abständen der Profilsehne von Punkten auf
der Unterseite bei Bruchteilen der Profilsehnenlänge,
wobei diese vertikalen Abstände gleich den Produkten des
gleichen Koeffizienten und der vertikalen Abstände der
Profilsehne von Punkten auf der Unterseite bei gleichen
Bruchteilen der Profilsehnenlängen des Tragflügelquer
schnittes gemäß Anspruch 2 oder 3 sind.
Applications Claiming Priority (1)
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---|---|---|---|
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