DE2401684C2 - Rotorblatt - Google Patents

Description

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daß die stellenweise an jenen Profilabschnitten entlang der Erstreckungsrichtung des Blattes auftretenden Machzahlen, wo der meiste durch den Rotor verursachte Auftrieb erzeugt wird, innerhalb dieses Geschwindigkeitsbereiches liegen. Dieser Bereich h?.t trotz Unterschieden in der Größe und der Betriebsaf ehzahl für die meisten Rotoren Gültigkeit Dies ergibt sich'draus, daß zur Verringerung von Stoßwirkungen auf der vorderen Seite des Rotors die Machzahl an der Spitze des Rotorblattes unterhalb von 1,0 aufrechterhalten wkd.

Bei den meisten kommerziell erfolgreichen Hubschraubern sind Tragflügelprofile in den Rotorblättern von deii folgenden drei Tragflügelprofilgruppen nach NACA (National Advisory Committee for Aeronautics—Nationaler Beratungsausschuß für die Luftfahrt der Vereinigten Staaten von Amerika) verwendet worden: NACA 00Xr, NACA 230XV und NACA-Reihe 8, wobei Xäfdie Dicke des Tragflügelprofils darstellt

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein neuartiges TragflügelproFil für die Verwendung bei Rotorblättern zu schaffen, das ein minimales Kippmoment bei maximalem Auftrieb und bei minimalen Strömungswiderstands-Kennwerten zur Verringerung des Antriebsleistungsbedarfs an der Rotorwelle derart aufweist, daß das entstehende Tragflügelprofil erheblich verbesserte aerodynamische Leistungskennwerte bei den stellenweise an diesem Tragflügelprofil auftretenden Machzahlen zwischen 0,4 und 0,6 aufweist

Diese Aufgabe wird dadurch gelöst, daß das Tragflügelprofil eine Dickenverteüung nach der 5ziffrigen NACA-Reihe 6 aufweist wo der Punkt minimalen Drucks der genannten Dickenverteilung bei der oder in der Nähe der Bemessungsauftriebszahl (cn) bei weniger als 30% der Profilsehnenlänge (c) hinter der Profilvorderkante gelegen ist und daß die genannte Dickenverteilung mit einer Profilmittellinie (m) aus der NACA-Gruppe »a« von Mittellinien kombiniert ist deren JWMr-Wert, d.h. der auf die Profilsehnenlänge bezogene Abszissenwert (X/c) für den Abknickpunkt der Druckbelastungskennlinie des Profils hinter der Profilvorderkante gleich oder niedriger als 03 ist

Aufgrund der vorbekannten technischen Lehren wäre die Verwendung einer Mittellinie mit einem »a«-Wert gemäß Anspruch 1 in Verbindung mit den erfindungsgemäß ausgewählten Dickenverteilungen nicht sinnvoll erschienen, weil sie zu reiner Verschlechterung der Druck- und Zugspannungswerte des Tragflügelprofils geführt hätte.

Die erfindungsgemäße Gruppe von Tragflügelprofilen ergibt bessere Kippmomentkennwerte als bisher durch die vorbekannten Tragflügelprofile erreicht wurden, wobei die erfindungsgemäßen Tragflügelprofile gleichzeitig erhöhte Auftriebs· und verringerte Ströumgswiderstandskennwerte aufweisen.

Durch die Erfindung wird eine Verbesserung des maximalen Auftriebs (Cfowjund eine Verminderung der Kippmomente beim Auftrieb null (com) erreicht was ebenfalls als eine Verbesserung anzusehen ist und zwar im Bereich von Machzahlen zwischen 0,4 - 0,6.

Weitere vorteilhafte Merkmale ergeben sich aus den Ansprüchen 2 bis 8. Die Erfindung wird im folgenden anhand von Ausführungsbeispielen in Verbindung mit den beigefügten Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigt

F i g. 1 eine schaubildliche Darstellung eines Hubschraubers mil: den Rotorblättern,

Fig.2 eine Schnittansicht eines Rotorblattes in Richtung der Pfeile 2-2 der Fig. 1, wobei ein Schnitt durch ein Tragflügelprofil gezeigt wird,

Fig.3 ein Diagramm für die Profil-Mittellinie der

örtlichen Belastungsverteilung Pr sowie des auf die

Profillänge bezogenen senkrechten Abstandes y/c, die

beide über der bezogenen Profüsehnenlänge x/c aufgetragen sind,

F i g. 4, 5,6 Diagramme, die Leistungskennwerte der erfindungsgemäßen und von vorbekannten Tragflügelprofilen darstellen, und zwar sind aufgetragen: die

ι c maximale Auftriebszahl c/_roM, der Momentenbeiwert Cmo beim Auftrieb null bzw. der Strömungswiderstandsbei wert Cdo beim Auftrieb null, jeweils in Abhängigkeit von der Machzahl M.

F i g. 1 zeigt eine perspektivische Ansicht eines mit

einem Rotor ausgestatteten Hubschraubers 20, der einen Haupt-Auftriebsrotor 22 und einen Heckrotor 24 aufweist Der Hauptrotor 22 umfaßt einen Rotorkopf 25 und Rotorblätter 26. Im Betrieb dreht sich der Hauptrotor 22 im Gegenuhrzeigersinn, von oberhalb des Hubschraubers gesehen, und erzeugt Auftrieb bei seiner Drehung.

F i g. 2 ist die Schnittansicht eines der Rotorblätter 26, in Richtung der Pfeile 2-2 der Fig. 1, und zeigt den Schnitt durch ein Tragflügelprofil.

Zum Zwecke der Erläuterung ist das Tragflügelprofil schematisch dargestellt Die bei der Beschreibung der Tragflügelprofile angewendete Kennzeichnungsweise wird nunmehr kurz erläutert Die Sehne c des Tragflügelprofils ist definiert als Gerade zwischen der Profilvorder- und der Profilhinterkante des Tragflügelprofils. Die Mittellinie m geht wie die Profilsehne c, durch die Profilvorder- und die Profilhinterkante des Tragflügelprofils, ist jedoch so gewählt, daß die Abstände zur oberen und zur unteren Oberfläche des Tragflügelprofils von einem Punkt auf der Mittellinie m, entlang an einer Senkrechten auf der Tangente an die Mittellinie m an diesem Punkt stets gleich sind. Diese gleich großen Abstände d sind in der F i g. 2 dargestellt Die maximale Dicke rdes Tragflügelprofils ist ebenfalls dargestellt sie wird als Prozentsatz der Profüsehnenlänge c ausgedrückt.

Für die Darstellung von Tragflügelprofilen wird ein kartesisches Koordinatensystem verwendet wobei die Abszisse mit der Profilsehne c zusammenfallt, und die Profilvorderkante im Ursprung liegt Ein Tragflügelprofil wird dadurch beschrieben, daß man den senkrechten Abstand der oberen und der unteren Tragflügelprofiloberfläche jeweils von einem Punkt auf der Abszisse festlegt Die Darstellungen der Tragflügelprofile wer den dadurch verallgemeinert daß man die Koordinaten dimensionslos macht Dies geschieht durch die Division der x- und y-Werte durch die Profüsehnenlänge c, und daher werden die Abstände senkrecht zu und in Richtung der Profilsehne als y/c, bzw. x/c ausgedrückt Der von dem jeweiligen Abschnitt des Tragflügelprofils erzeugte Auftrieb kann durch Änderung des Anstellwinkels verändert werden. Nach der Definition des »National Advisory Committee for Aeronautics« (NACA) ist der Anstellwinkel der Winkel zwischen der Richtung des Geschwindigkeitsvektors der freien Strömung und der Profilsehne des Tragflügelprofils.

Wie dem Fachmann bekannt können die meisten gebräuchlichen Tragflügelprofile als eine Kombination von Dickenverteüungen und Mittellinien angesehen werden. Eine Dickenverteüung ist ein Tragflügelprofil, das symmetrisch ist und das durch die Anwendung der Theorie der Potentialströmung abgeleitet worden ist. Da es ein Tragflügelprofil ist wird es in der oben

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beschriebenen Kennzeichnungsweise festgelegt. Eine Mittellinie, wie sie zuvor definiert wurde, stellt das mathematische Modell eines Tragflügelprofils der Dicke null dar; derartige Linien werden gewöhnlich abgeleitet aus der Theorie der dünnen Tragflügelprofile. Wenn eine Mittellinie und eine Dickenverteilung miteinander kombiniert werden, um ein resultierendes, unsymmetrisches drittes Tragflügelprofil zu bilden, sind gewisse Kenngrößen dieses resultierenden Tragflügelprofils eine Funktion der Dickenverteilung, während ι ο andere aerodynamische Kennwerte eine Funktion der Form der Mittellinie sind.

Eine Veränderung von Mittellinien innerhalb eines gewissen Bereichs wird in erster linie die Kennwerte des Tragflügelprofils ändern, die durch die Form der is mittcüinie beeinflußt werden, jedoch noch keine nennenswerte Änderung der Kenngrößen des Tragflügelprofils bewirken, die sich aus der jeweils verwendeten Dickenverteilung ergeben. Beim Anstellwinkel null hat das durch irgend eine Dickenverteilung dargestellte Tragflügelprofil die Auftriebszahl null infolge der Tatsache, daß alle Dickenverteilungen symmetrische Tragflügelprofile sind. Da die Mittellinie im allgemeinen ein unsymmetrisches Tragflügelprofil darstellt, ergibt dies eine von null verschiedene Auftriebszahl bei einem 2s Anstellwinkel von nulL Bei den meisten Anwendungen tritt die Bemessungs- oder Betriebs-Auftriebszahl bei kleinen, in der Nähe von null liegenden Anstellwinkeln auf. Überdies ist die Bemessungsauftriebszahl eine Funktion der jeweils ausgewählten Mittellinie und bleibt unabhängig von der jeweils verwendeten Dickenverteilung.

Mittellinien werden im allgemeinen in Abhängigkeit von der Art der Belastung ausgewählt, die sie schaffen. Die Belastung bezieht sich auf die Art, in der die durch das Tragflügelprofil erzeugten Kräfte entlang der Profilsehne verteilt sind. Die jeweilige Belastung bestimmt ihrerseits die Kippmomentkennwerte des Tragflügelprofils.

Bei niedrigen Anstellwinkeln, d.h. in der Nähe der Bemessungsauftriebszahl, ist der Grad des durch das Tragfiügeiprofil erzeugten Strömungswiderstandes in erster Linie eine Funktion der Dickenverteilung des Tragflügelprofils. Dies beruht auf der Tatsache, daß bei Betriebsbedingungen in der Nähe der Bemessungsauftriebszahl ein Tragfiügeiprofil die günstigsten Grenzschichtverteilungen und das geringste Maß an Ablösung aufweist Bei großen Anstellwinkeln, bei Annäherung an die maximale Auftriebszahl C^_1n und an das'Durchsakken, nimmt der Einfluß der Mittellinie ab, und die so Kennwerte des Tragflügelprofils sind vielmehr eine Funktion der Qberfläcihenkrünjmung; und somit der jeweils verwendeten Dickenverteilung.

Die Dickenverteüungen der NACA-Reihe 6 und die NACA-Reihe »a« der Mittellinien waren von dem »National Advisory Committee for Aeronautics« (NACA), einem Vorläufer der »National Aeronautics and Space Administration« (NASA), der Luftfahrt- und Weltraumbebörde der Vereinigten Staaten von Amerika, als Ergebnis von Arbeiten entwickelt worden, die in eo den Jahren um 1930 bis 1940 durchgeführt worden waren. Diese Unterlagen and veröffentlicht worden, sie stehen in den niesten technischen Bibliotheken in der ganzen Welt zur Verfügung und sind den Aerodynamikern wohlbekannt. Diese Unterlagen sind ebenfalls in dem Buch »Theory of Wing Sections« von Ira H. Abbott and Algert E. Doenhoff erschienen. Dieses Buch wird vom Verlag »Dover Publications, Ina«, New York, V.StA, verlegt und ist im Jahr 1949 veröffentlicht worden. Viele der Tragflügelprofile betreffenden Angaben und die theoretischen Grundlagen für die in der vorliegenden Erfindung genannten Gleichungen erscheinen in diesem Buch.

Bei der Festlegung der Dickenverteüungen nach der Reihe 6 durch NACA lag die Aufgabe zugrunde, eine Dickenverteilung zu schaffen, die sehr geringen Strömungswiderstand bei den oder um die Bemessungsauftriebszahlen herum ergibt Da die Bemessungsauftriebszahl im allgemeinen bei Anstellwinkeln in der Nähe von null Grad auftritt, und da für ein symmetrisches Tragflügelprofil die Druckverteilung entlang der oberen und der unteren Oberfläche beim Anstellwinkel null einander gleich sind, wurden Druckverteilungen erzeugt die einen minimalen Strömungswiderstand beim Anstellwinkel null ergeben würden. Dies wurde erreicht durch die Erzeugung von Druckverteilungen, deren Punkt minimalen Druckes weiter nach hinten auf der Profilsehne entlang gelegen ist, als vorher ermittelt worden war. Die meisten bis zu diesem Zeitpunkt erstellten Tragflügelprofile wiesen einen Punkt minimalen Druckes auf, der irgendwo zwischen der Profilvorderkante des Tragflügelprofils und einem Abstand von 5% der Profilsehne von der Profilvorderkante gelegen war. Bei den Tragflügelprofilen nach der NACA-Reihe 6 war der Punkt minimalen Druckes beim Anstellwinkel null im Bereich von bis zu annähernd 70% der Profilsehnenlänge nach hinten und bis zu 30% der Profilsehnenlänge zur Profilvorderkante hin gelegen. Diese nach hinten verschobene Lage des Punktes minimalen Druckes ist eines der bemerkenswerten kennzeichen dieser Gruppe von Tragflügelprofilen. Man hat festgestellt daß, je weiter der Punkt minimalen Druckes entlang der Profilsehne nach hinten verlegt wurde, der Strömungswiderstand für diesen Profilquerschnitt um so niedriger wurde infolge der Anwesenheit einer ausgedehnten laminaren Grenzschicht

Das System zur Kennzeichnung dieser Reihe von Dickenverteilungen ist wie folgt: NACA bx-ywz. Die Ziffer 6 zeigt an, daß es sich um die NACA-Reihe 6 handelt Die Ziffer, die an der Stelle des Buchstaben χ erscheinen würde, zeigt die Nennlage des Punktes minimalen Druckes bei der Dickenverteilung an. Wenn beispielsweise die Ziffer 5 an der Stelle von χ stünde, so würde dies anzeigen, daß die Nennlage des Punktes minimalen Druckes bei 50% der Profilsehnenlänge liegt Die Ziffer, die anstelle von y erscheint wäre einzusetzen, nachdem eine Mittellinie ausgewählt worden ist um die endgültige Formgebung des Tragflügelprofils zu vervollständigen, dieseJZiffer zeigt die Bemessungsauftriebszahl des Nennprofflquerschiuites an, die mit dem Faktor 10 multipliziert wird, d. h. y=2 zeigt eine Anftriebszahl es= 0,2 an. Für eine Dickenverteilung liegt der Auftrieb null beim Anstellwinkel von nuQ Grad, daher würde hierbei null an die Stelle von y treten. Die nächsten beiden Ziffern, die an der Stelle der Buchstaben w and ζ erscheinen würden, stellen die maximale Dicke des Tragflügelproffles in Prozenten der Profflsehnenlänge dar und entsprechen dem in F ig. 2 dargestellten Wert t

Bei der Nachprüfung der verfügbaren Angaben über die Dickenverteuangen nach der NACA-Reihe 6 wurde sofort augenscheinlich, daS während die maximalen Auftriebszahlen sich vielversprechend zeigten, die Kippmomentwerte eine Funktion der für die Verwendung in Verbindung mit der Dickenverleflung ausge-

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wählten Mittellinie sein würden. Die NACA-Reihe »a« von Mittellinien wurde sogleich in Betracht gezogen, weil diese entworfen worden waren für den Gebrauch mit den Dickenverteilungen nach der NACA-Reihe 6.

Eine kurze Beschreibung dieser Gruppe von Mittellinien kann am besten unter Bezugnahme auf Fig.3 durchgeführt werden, wo der Verlauf der Belastungsverteilung P_R in Abhängigkeit von x/c für eine typische Mittellinie aus der Reihe »a« gezeigt wird. Pr ist der örtliche Belastungskoeffizient, der durch einen Unterschied der Geschwindigkeit zwischen den oberen und unteren Flächen des Rotorblattes entsteht. Der angegebene Ausdruck wird durch die NACA-Gepflogenheit als Pr bezeichnet.

In Fig.3 ist dadurch die durch die Mittellinie hervorgerufene Belastung dargestellt In dem Diagramm nach F i g. 3 wird ebenfalls y/c oder die Ordinate der Mittellinie, aufgetragen über der Entfernung x/c an der Profilsehne entlang, gezeigt Diese spezielle Mittellinie stammt aus einer Gruppe von Mittellinien, die dadurch gekennzeichnet sind, daß sie eine gleichförmige oder konstant bleibende Belastung von dem Anfang der Mittellinie an der Profilvorderkante bis zu einem Punkte an der Profilsehne entlang aufweisen, von wo an die Belastung linear bis zur Profilhinterkante abfällt Bei der speziellen, in Fig.3 dargestellten Mittellinie ist die Belastung und ihre resultierende Verteilung entlang der Profilsehne gleichförmig bis zu einem Punkt bei ⁶Ao der Profilsehnenlänge, von wo ab die Belastung bis auf null an der Profilhinterkante absinkt. Die besonderen Mitglieder dieser Gruppe von Mittellinien sind durch die Lage des Punktes auf der Profilsehne zu erkennen, bei dem der Druck beginnt, bis gegen null abzusinken. Dieser Punkt ist als »a« bekannt, und in dem in F i g. 3 dargestellten Fall gilt: a=0,6. Eine Gleichung, die diese Gruppe von Mittellinien beschreibt, erscheint in dem vorgenannten Buch: »Theory of Wing Sections«. Die Koordinaten für Mittellinien bei verschiedenen Werten für »a« mit einer Bemessungsauftriebszahl c/=l,0 sind in diesem Werk berechnet und tabelliert worden.

Es wird erneut auf F i g. 3 verwiesen, wo beispielsweise eine Mittellinie a=0,6 dargestellt ist, in der Form von y/c, aufgetragen über x/c, bei einer Bemessungsauftriebszahl von 1,0. Eine Mittellinie mit dieser spezieUen Art der Belastung kann für andere Bemessungsauftriebszahlen dadurch erhalten werden, daß einfach die y/e-Werte der in F i g. 3 dargestellten Mittellinie mit der Bemessungsauftriebszahl des gewünschten Tragflügelprofiles multipliziert werden. Wenn beispielsweise eine Mittellinie für eine Bemessungsauftriebszahl von 0,2 gewünscht wird, ist es lediglich erforderlich, jeden der vorgegebener, y/c-Werte mit 0,2 zu multiplizieren und die neuen y/c-Werte über den ursprünglichen x/c-Werten aufzutragen.

Wie zuvor angedeutet, waren die Kippmomenrwerte der Dickenverteilungen der NACA-Reihe 6 nicht annehmbar, obgleich sich die maximalen Auftriebszahlen desselben Reihe als vielversprechend erwiesen. Diese Dickenverteilungen wurden mit verschiedenen Mittellinien aus der NACA-Grupppe *a« kombiniert Es ist zu beobachten, daß die Kippmomentwerte einer speziellen Dickenverteflung sich verbessern, wenn sie mit Mittelinien kombiniert werden, die fallende »a*-Werte aufweisen. Diese Untersuchung wurde im Bereich der Machzahlen von 0,4 bis OJS durchgefühlt. Für Mittellinien πω einem »a«-Wert von weniger als Q£ mußten die Leistungsdaten erstellt weiden, weil diese

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15

20

25

30

35

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60 Daten ebenfalls bisher noch nicht existiert hatten. Es wurde offensichtlich, daß die gewünschte maximale Auftriebsleistung selbst bei einer Mittellinie mit as=0 aufrechterhalten werden konnte. Diese Mittellinie ergibt insofern eine dreiecksförmige Belastung, als die Druckverteilung linear von einem Wert an der Profilvorderkante bis auf null an der Profilhinterkante absinkt. Obleich diese Linie erstellt worden war, wurde sie bislang noch nie ernsthaft für die tatsächliche Verwendung bei einem Tragflügelprofil in Erwägung gezogen. Sie war lediglich aus Gründen der Vollständigkeit und aus akademischem Interesse erstellt worden.

Es wurden Daten ermittelt, die die Leistungskennwerte verschiedener Dickenverteilungen der NACA-Reihe 6 in Verbindung mit der Mittellinie a=0 veranschaulichen. Der Vergleich dieser Daten zeigte an, daß die maximale Auftriebszahl eine Tendenz hatte, mit jenen Dickenverteilungen zuzunehmen, die eine vorn liegende Stelle minimalen Druckes aufwiesen. Die dann ermittelte Dickenverteilung, bei der die Stelle minimalen Druckes am weitesten vorn lag, wies eine Lage dieser Stelle bei 30% der Profilsehnenlänge auf.

Wie zuvor angedeutet, wurden die Dickenverteilungen der NACA-Reihe 6 aus Druckverteilungen durch Methoden erzeugt, die verwickelt und aufwendig sind. Die speziellen Dickenverteilungen nach dem beschriebenen Beispiel wurden durch lineare Extrapolation aus bekannten Formen der NACA-Reihe 6 gewonnen.

Das Extrapolationsverfahren zur Erstellung von Dickenverteilungen der NACA-Reihe 6, deren Punkt minimalen Druckes bei 20% der Profilsehnenlänge liegt, ist wie folgt: Zuerst müssen Dickenverteilungen, die Stellen minimalen Druckes bei 30% und 40% der Profilsehnenlänge aufweisen, ausgewählt werden. Um dies durchzuführen, muß eine bestimmte maximale Profildicke W gewählt werden. Im allgemeinen ist es aus Gründen des Strömungswiderstandes wünschenswert, eine möglichst kleine Profildicke f™, zu haben, während für einen hohen Auftrieb eine Profildicke zwischen 10 und 14% der Profilsehnenlänge erforderlich ist Die Dicke des resultierenden Tragflügelprofilquerschnitts bestimmt jedoch zum Teil die konstruktiven Grenzdaten des resultierenden Rotorblattes. Für die beiden speziellen Tragflügelprofile aus der Gruppe von Tragflügelprofilen, VR-7 und VK-8 genannt, war eine maximale Profildicke von 12 bzw. 8% der Profilsehnenlänge erforderlich. Tabelle I zeigt in der Form einer Wertetafel die Dickenverteilung für die NACA-Dickenverteilungen 64-012 und 63-012. Durch lineare Extrapolation der y/e-Koordinaten für die gegebenen x/e-Koordinaten kann eine Dickenverteilung für NACA-62-012 erhalten werden. Diese Dickenverteiiung ist in labeöe H dargestellt

Ein gleichartiges Verfahren kann dazu verwendet werden, eine Dickenverteilung zu erzeugen, die sich der NACA-Dickenverteilung 62-008 annähert Es wird bezug genommen auf die Tabelle IIL wo eine NACA-Dkkenverteihuig 64-008, sowie eine NACA-DickenverteOung 63-008 dargestellt sind. Durch lineare Extrapolation der y/c-Koordinaten für gegeben x/c-Werte oder die bezogenen Abstände in Profilsehnenrichtung kann die DickenverteDung für eine NACA-Verteihing 62-008 ermittelt werden. Diese resultierende Dickenverteflung ist in der Tabelle IV dargestellt.

Wie zuvor angedeutet, besteht eine der Anforderungen an Tragflügelprofilquerschnitte zur Verwendung in Verbindung mit den Rotoren eines mit Rotoren

230232/119

I	9	24 01	Dies ist beson-	Dies wird auf Kosten	zunehmenden	6. Jedoch liegt	als bei vorbe-	Hubschraubern Verwendung finden, wie	0,00	NACA	NACA	5	684	10	I
I	Luftfahrzeugs darin, daß		I ders wichtig, wenn sich das Rotorblatt in der	§ Strömungswiderstandes erreicht gegenüber anderen	I dieser Strömungswiderstand niedriger, der sich bei dem	1 kannten Tragflügelprofilen, die gegenwärtig bei Rotor-	■ beispielsweise NACA-Bauform 23-010.	0,005	64-012	63-012				I
H versehenen	diese Profile	B zurückweichenden Hälfte der Rotorscheibe befindet	I Tragflügelprofilen aus der NACA-Reihe	1 resultierenden Tragflügelprofil ergibt,	B blättern von	B Tabelle I	0,0075	±y/c	±y/c				MAfA 1
w erwünschte	Durchsackeigenschaften und eine hohe	I Diese Eigenschaften werden durch die nach dem soeben	H	0,0125				x/c		63-012 I
	■ maximale Auftriebszahl c/ma» aufweisen.	I beschreibenen Verfahren ermittelten Dickenverteilun-	8 x/c	0,025	0,0000	0,0000
I gen erzielt.	H	0,050 0,075	0,00978	0,00985	IO
1	0,10 0,15	0,01179	0,01194				I
	0,20	0,01490	0,01519		0,050		0,0304 I
0,25	0,02035	0,02102		0,075		0,03694 Ε
0,30	0,02810 0,03394	0,02925 0,03542		0,10		0,04205 I
0,35	0,03871 0,04620	0,04039 0,04799	15	0,15		0,04972 I
0,40	0,05173	0,05342		0,20		0,05516 I
0,45	0,05576	0,05712		0 25		0 05852 I
0,50	0,05844	0,05930		0,30 0 35		0,06016 I 006022 I
0,55	0,05978	0,006	20	o',4O 0,45		0,05855 I 0,05613 I
0,60	0,05981	0,0592		0,50		0,05256 I
I 0,65	0,05798	0,05704		0,55 0,60		004814 I
■ Vj W·* I 0,70	0,05480	0,0537		0,65		0,04292
i 0,75	0,05056	0,04935		0,70		0,03708
I 0,80	0,04548	0,0442	2	0,75		0,03068
I 0,85	0,03974	0,0384		0,80		0,02416
0,90	0,03350	0,0321		0,85		0,01781
0,95	0,02695	0,02556	30	0,90		0,01168
1,00	0,02029	0,01902		0,95		0,00625
r/c*)	0,01382	0,01274		1,00		0,00112
*) Bezogener	0,00786	0,00707	35	r/c*)		0,0000
	0,00288	0,00250		*) Bezogener		0,01130
T Lntiit TT	0,0000	0,0000
Tabelle II	0,01040	0,01087			Radius der Profilvorderkante.
	Radius der Profilvorderkante.
x/c			40
				Tabelle III
				x/c
0,00 0,005 0,0075		NACA 63-012	45			NACA
0,0125		±y/k			NACA	63-008
0,025					64-008	±y/c
		f\ ΛΛΛΛ		0,0	±y/c
		0,0000 0,009923 0,01209		0,005		0,0
	0,01548	50	0,0075	0,0	0,00667
	0,02170		0,0125	0,00658	0,00807
			0,025	0,00794	0,01024
		55	0,050	0,01005	0,01407
			0,075	0,01365	0,01951
		0,10 G,i5	0,01875	0,02359
		0,20	0,02259	0,02686 0,03187
	0,25	0,02574 A Λ1ΛΤΛ V,UJUU7	0,03550
60	0,30	0,03437	0,03797
	0,35	0,03704	0,03946
	0,40	0,03884	0,04000
	0,45	0,03979	0,03955
65	0,50	0,03992	0,03823
	0^5	0,03883	0,03612
	0,60	0,03684	0,03332
0,65 0,70	0,03411	0,02994
0,75	0,03081	0,02613 0,02195
0,80	0^704 0,02291
	0,01854
0,01404
0,01758
0,01317 I

Fortsetzung

NACA
64-008
±y/c

NACA 63-008 ±y/c

0,85 0,90 0,95	0,00961 0,00550 0,00206	0,00888 0,00494 0,00179
1,0	0,0	0,0
r/c*)	0,00455	0,00520
*) Bezogener	Radius der Profilvorderkante.
Tabelle IV

NACA 62-008

±y/c

0,0 0,0

0,005 0,00676

0,0075 0,00820

0,0125 0,01043

0,025 0,01449

0,050 0,02027

0,075 0,02459

0,10 0,02798

0,15 0,03305

0,20 0,03663

0,25 0,03890

0,30 0,04008

0,35 0,04021

0,40 0,03950

0,45 0,03773

0,50 0,03540

0,55 0,03253

0,60 0,02907

0,65 0,02522

0,70 0,02099

0,75 0,01672

0,80 0,01230

0,85 0,00815

0,90 0,00438

0,95 0,00152

1,0 0,0

r/c*) 0,00585

*) Bezogener Radius der Profilvorderkante.

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25 worden ist, so gibt es kein bekanntes Beispiel, wo die Mittellinie mit »a«=0 bereits für Rotoranwendungen tatsächlich benutzt worden ist. Wie zuvor festgestellt, waren Leistungsdaten für diese Mittellinie bis zu den vorliegenden Untersuchungen noch nicht einmal ermittelt worden.

Wie vorher angeführt, ist die Bemessungsauftriebszahl für die in Tabelle V dargestellte Mittellinie mit a = 0 gleich 1,0. Die besonderen Anforderungen, die die Erstellung der hier beschriebenen zwei Tragflügelprofile notwendig machten, verlangten, daß eine Ideal- oder Bemessungsauftriebszahl von 0,5 aufweist, und das andere Tragflügelprofil eine Ideal-Auftriebs von 0,2. Mittellinien zur Erfüllung dieser Bedingung sind leicht zu erhalten, wenn man die y/c-Koordinaten der Mittellinie in der Tabelle V mit dem Wert der jeweiligen Auftriebszahl, d. h. mit 0.5 und 0,2 multipliziert

Die Dickenverteilung und die Mittellinie werden sodann miteinander kombiniert, um den resultierenden Tragflügelprofilquerschnitt zu bilden. Dies geschieht durch »Umhüllung« der Mittellinie mit der Dickenverteilung mittels der folgenden Gleichungen:

Tabelle V

Mitellinie nach NACA, mit a = 0 C₁₁ = 1,0, α i = 4,56°, C_mr/4 = -0,083

x/c

30

35

40

45

50

55

Die Mittellinie für a-0, die zur Anwendung bei den beschriebenen DkkenverteQungen ausgewählt worden war, ist in der Tabelle V dargestellt Hier gibt es keine gleichförmige Belastung bei der Mittellinie mit J»a«r— 0, weO die Belastung linear abfallt, und zwar von der Profilvorderkante, d. h. λ/c-O, bis zur Profilhinterkante, d.h. λ/c—I. Diese dreiecksfönnige Belastungsart verteilt die meisten, auf das Tragflügelprofil einwirkenden Betastungskrifte zur Profilvorderkante hin. Dies cat wBcmwerte Kj^umtomenteigenschaften zur Anwendung bei Rotoren, wie zuvor erläutert Wenngleich die MhteDjme mit **r-0 nach NACA erstellt y/c

0,00

0,0075

0,0125

0,00

0,00460

0,00641

0,00964

0,01641

0,02093

0,03507

0,04161

0,05124

0,05747

0,06114

0,06277

0,06273

0,06130

0,05871

0,05516

0,05081

0,04581

0,04032

0,03445

0,02836

0,02217

0,01604

0,01013

0,00467

0,00

y_c-y,cose

dabei sind die Abszisse, die Ordinaten und die Steigungen der Mittellinie jeweils mit X₀ y_a bzw. θ bezeichnet y, ist die Ordinate der symmetrischen Dickenverteilung für die Stelle χ in Richtimg der Profflsehne. Die NACA-Dickenverteihmg 62-012 wird mit der Mittellinie mit 2=0, cs=O3 kombiniert und

24 Ol 684

14

ergibt das NACA-Profil 62-512 (bei a=0), dos in der Tabelle VI dargestellt ist Die NACA-Dickenverteilung 62-008 wird mit der NACA-MittcUinie mit a=0, Q₁= 0,2 kombiniert, um das in der Tabelle VII gezeigte NACA-Tragflügelprofil 02-208 (a=0) zu bilden. (Die in den Tabellen VI und VII beschriebenen Tragflügelprofile werden korrekterweise a}s lineare Annäherungen der TragflügelproFde NACA 62-512 (a=0) und NACA 62-208 (a=Q) bezeichnet.)

Eine Untersuchung der Tragflügelprofile unter Verwendung der üblichen Analyseverfahren für die Wechselwirkung zwischen den Grenzschichten der Potentialströmung, die den Aerodynamikern wohlbekannt sind, zeigt, daß diese Tragflügelprofile Durchsackeigenschaften aufweisen, die noch verbessert werden könnten. Dies beruht im Grunde auf dem Grad der Krümmung der oberen Oberfläche des Tragflügelprofils in Richtung auf die Profilhinterkante. Ein Versuch war unternommen worden, diese Bedingungen ohne Verschlechterung der anderen Leistungseigenschaften des Tragflügelprofils zu verbessern. Der Grad der Krümmung des hinteren Teils der oberen Oberfläche der Tragflügelprofile wurde verringert, und dann wurde jedes TragfiügelproFil erneut unter Anwendung der gebräuchlichen für die Wechselwirkungen zwischen den Potentialströmungsgrenzschichten untersucht Da dieses Verfahren wiederholt durchgeführt wurde, wobei die obere und die untere Oberfläche um gleiche Beträge aufgebaut wurden, um die Mittellinie aufrechtzuerhalten, wurde deutlich, daß die Durchsackeigenschaften ausreichend verbessert wurden, sofern der hintere Teil der oberen Oberfläche des Tragflügelprofils eine Gerade war, die mit der Profilhinterkante in Berührung kam und den verbleibenden Teil des Tragflügelprofils an einem vor der Profilhinterkante liegenden Punkt berührt Bei der Untersuchung dieser Formgebung ergaben sich annehmbare Durchsackeigenschaften für die Profilhinterkante. Die Koordinaten der in den Tabellen VI und VII dargestellten Tragflügelprofile, die in solcher Weise abgewandelt. worden sind, werden als NACA-Prof.il (abgewandelt) 62-512'fa-O) und NACA-Profil (abgewandelt) 62-208 /a-0) dargestellt; aus Gründen der Kürze sind diese Trägflügelprofile als VK-7 bzw. VR-S bekannt ,

Tabelle VI

NACA 62-512 (α = 0)

x/c_obt„ x 100 y/c_obM X 100 x/c_m,„ X 100 y/c_u„,„ x 100

0,001480
0,003546
0,008003
0,019847

0,044533
0,069694
0,095090
0,146156
0,197330

0,248492
0,299548
0,350468
0,401196
0,451740

0,011578
0,014630
0,019632
0,029284

0,0*3369
0,054092
0,062567
0,075191
0,083830

0,094200
0,091543
0,091583
0,089188
0,085438

0,008519

. 0,011454

0,016997

0,030153

0,055467 0,080306 0,104910 0,153844 0,202670

0,251508 0,300452 0,349532 0,398804 0,448260

-0,006978 -0,008220 -0,009925 -0,012874

-0,016439 -0,019022 -0,020957 -0,023951 -0,026360

-0,027931 -0,028773 -0,028853 -0,027888 -0,026748

10

30 brn ^x 100 y/c_obe„ x 100 x/c_u„,_ea x 100 >/£„

0,502090
0,552259
0,602258
0,652111
0,701838

0,751486
0,801099
0,850705
0,900357
0,950058

15 1,0 0,080093 0,073492 0,065765 0,057180 0,047850

0,038294 0,028861 0,019679 0,011305 0,003453

0,497910 0,547741 0,597741 0,647889 0,698162

0,748513 0,798900 0,849295 0,899643 0,949942

1,0

-0,024938 -0,022682 -0,019955. -0,016860 -0,013400

-0,009934 -0,006691 -0,003639 -0,001175 0,001216

Bezogener Krümmungsradius der Profilvorderkante: r/c = 0,0113

20

25 Krümmungsmittelpunkt:

Radius.

x/c = 0,01055 y/c = 0,004

Tabelle VII

NACA 62-208 (α = 0)

x/c_ob„ X 100 y/c_obn X 100 x/c_umen X 100 y/c_u„_ltn X

35 0,003986 0,006376 0,011243 0,023590

„o 0,048522 0,073575 0,098685 0,148975 0,198321

⁴⁵ 0,249599 0,299887 0,350125 0,400323 0,450468

⁵⁰ 0,500563 0,550611 0,600613 0,650575

5₅ 0,700504

0,750412 0,800304 0,850197 0,900100 ⁶⁰ 0,950031

0,0076035 0,009405 0,012282 0,017703

0,025602 0,031563 0,036271 0,043282 0,048117

0,051126 0,052634 0,052756 0,051759 0,049469

0,046431 0,042686 0,038225 0,033277 0,027874

0,022387 0,016730 0,011356 0,006405 0,002454

0,006014 0,008624 0,013757 0,026410

0,051478 0,076425 0,101314 0,151025 0,201679

0,250401 0,300119 0,349875 0,399677 0,449532

0,499437 0,549389 0,599387 0,649425 0,699496

0,749588 0,799696 0,849803 0,899900 0,949969

1,0

-0,005763 -0,006841 -0,008426 -0,011139

-0,014830 ' -0,017535 -0,019627 -0,022786 -0,025129

-0,026670 -0,027526 -0,027664 -0,027239 -0,025985

-0,024359 -0,022362 -0,019902 -0,017149 -0,014094

-0,011043 -0,007862 -0,004940 -0,002353 -0,000586

65 Bezogener Krümmungsradius der Profilvorderkante:
Krümmungsmittelpunkt bei:

Radius.

r/c = 0,00585

x/c = 0,00S8 y/c = 0,00088

Die Kippmomentwerte der beschriebenen Tragflü-■gelprofile sind noch weiteren Verbesserungen durch Anwendung von Hilfsrudem an der Profilhinterkante zugänglich. Die Verwendung von Hilfsrudern an der Profilhinterkante ist zu diesem Zweck in Fachkreisen sehr verbreitet Verschieder.2 Formgebungen für Hilfsruder waren geprüf t worden, so daß die Tragflügelprofile, die die in den Tabellen VIII und IX gezeigten Hilfsruderkennwerte aufweisen, die dargestellten Kippmomentkennwerte ergeben. Andere Vorrichtungen an der Profilhinterkante können verwendet werden, die die Kippmomentkennwerte verbessern.

Tabelle IX

Koordinaten des Tragflügelprofils VRS

Tabelle VIII

Koordinaten des Tragflügelprofils VR-7

x/c	yfcobn	yfcumn
0,00	0,00	0,00
0,005	0,0165	-0,00575
0,01	0,0218	-0,0071
0,02	0,0298	-0,0109
0,03	0,03615	-0,0129
0,04	0,0415	-0,01445
0,05	0,04605	-0,01585
0,06	0,05025	-0,01710
0,07	0,0541	-0,01805
0,085	0,0593	-0,01985
0,102	0,0645	-0,02145
0,12	0,0691	-0,02285
0,14	0,0737	-0,0241
0,16	0,0775	-0,0251
0,18	0,0808	-0,0260
0,20	0,0838	-0,0266
0,225	0,0867	-0,0273
0,255	0,0892	-0,0280
0,29	0,0909	-0,028!>
0,33	0,0914	-0,0289
0,37	0,0905	-0,0290
0,41	0,0887	-0,0285
0,45	0,0856	-0,0275
0,49	0,0816	-0,0260
0,53	0,0767	-0,240
0,57	0,0710	-0,0220
0,61	0,0646	-0,01-99
0,65	0,0580	-0,0179
0,69	0,0514	-0,0158
0,73	0,0447	-0,0138
0,77	0,0381	-0,0117
0,81	0,0315	-0,0097
0,845	0,0257	-0,00791
0,88	0,0199	-0,00613
0,91	0,0149	-0,00459
0,935	0,01078	-0,00332
0,955 .	0,00745	-0,00230
0,98	0,00331	-0,00102
1,00	0	0

Krümmungsradius der Profilvorderkante: r/c - 0,0113

Krümmungsmittelpunkt: x/c = 0,01055

y/c = 0,004 r = Radius

Hilfsruder, Profilunterkante von x/c = 0,96 bis x/c = 1,01.

x/c	y/coba,	y'Cunicn	x/c = 0,0058	» 0,96
0,000	0,000	0,000	y/c = 0,00088	= 1,01.
0,005	0,00850	-0,00535
0,01	0,01175	-0,00737
0,015	0,01425	-0,00880
0,025	0,0183	-0,01090
0,035	0,0217	-0,01255
0,05	0,0261	-0,01465
0,07.	0,0309	-0,01685
0,095	0,0357	-0,0190
0,125	0,0402	-0,0212
0,16	0,0444	-0,0232
0,20	0,0480	-0,0250
0,25	0,0510	-0,0266
0,30	0,0530	-0,0277
0,35	0,0535	-0,0280
0,40	0,0525	-0,0276
0,45	0,0502	-0,0265
0,50	0,0467	-0,0247
0,55	0,426	-0,0225
0,60	0,0380	-0,0200
0,65	0,0333	-0,0175
0,70	0,0285	-0,0150
0,75	0,0237	-0,0125
0,80	0,0190	-0,0100
0,85	0,01428	-0,0075
0,89	0,05048	-0,0055
0,92	0.00761	-0,0040
0,945	0,00524	-0,00275
0,965	0,00333	-0,00175
0,98	0,00190	-0,0010
1,00	0,000	0,000
Krümmungsradius der Profilvorderkante: r/c = 0,00585
Krümmungsmittelpunkt:
r = Radius
Hilfsruder, Profilunterkante von x/c =
bis x/c -

Die Leistungskennwerte der beiden Tragflügelprofile VR-7 und VR-8 der beschriebenen Gruppe von Tragflügelprofilen sind in F i g. 4,5 und 6 dargestellt Zu Vergleichszwecken sind ebenfalls die Leistungskennwerte eines Tragflügelprofils dargestellt, das bei einem gegenwärtig gefertigten und gut bekannten Hubschrauber (Tandemhubschrauber) als V 23010 Verwendung findet Bei dieser Bezeichnung wie auch noch der im Zusammenhang mit Fig.6 genannten bezeichnet Buchstabe V Tragflügelprofilformen, welche im Grunde die gleichen wie ein NACA-Tragflügelprofil mit der gleichen Bestimmungsnummer ist Der Vorbuchstabe V ist hinzugefügt um anzuzeigen, daß das Tragflügelprofil demgegenüber etwas modifiziert ist Das wichtige Leistungsgebiet liegt im Bereich der Machzahlen von 0,4 bis 0,6. Fig.4, die Darstellung der maximalen Auftriebszahl cimax in Abhängigkeit von der Machzahl M, zeigt, daß die Tragflügelprofile VR-7 und VR-8 eine höhere Auftriebszahl aufweisen. Die verbesserten Kippmomentkennwerte der Tragflügelprofile VR-7 und

230 232/119

24 Ol 684

VR-8 sind in F i g. 5 dargestellt, einem Diagramm für das Kippmoment Cm, beim Auftrieb null, in Abhängigkeit von der Machzahl M. Man wird beobachten, daß die TragflügelproFile VR-7 und VR-8 im Vergleich zu dem vorbekannten Tragflügelprofil ein größeres negatives oder minimales Kippmoment aufweisen, daß jedoch die Kippmomente niedrig genug sind, um mittels herkömmlicher Vorrichtungen an der Profilhinterkante ausgeglichen zu werden, ohne daß dadurch die Vorzüge der maximalen Auftriebszahl in Frage gestellt sind. Die

günstigen Strömungswiderstandseigenschaften nach dem Ausführungsbeispiel veranschaulicht Fig.6 im Vergleich auch zu einem bekannten Tragflügelprofil, das als V-13006 bezeichnet ist Dabei enthäk die F i g. 6 eine Darstellung des Strömungswiderstandsbeiwertes Cdo beim Auftrieb null, in Abhängigkeit von der Machzahl M. Die Leistungsdaten der Tragflügelprofile VR-7 und VR- 8, die in diesen Diagrammen dargestellt sind, spiegeln die in den Tabellen YIII und IX festgelegte Formgebung der Hilfsruder wider.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims (8)

1. 24 Ol

   Patentansprüche:

   . 1. Rotorblatt-Tragflügelprofil für ein mit einem Rotor versehenes Luftfahrzeug, dadurch gekennzeichnet, daß das Tragflügelproffl eine Dickenverteilung nach der 5ziffrigen NACA-Reihe 6 aufweist, wo der Punkt minimalen Druckes der genannten Dickenverteilung bei der oder in der Nähe der Bemessungsauftriebszahl (es) bei weniger als 30% der Profilsehnenlänge (c) hinter der Profilvorderkante gelegen ist, und daß die genannte Dickenverteilung mit einer Profilmittellinie (ta) aus der NACA-Gruppe »a« von Mittellinien kombiniert ist, deren »&«- Wert, d. h. der auf die Profilsehnenlänge bezogene Abszissenwert (x/c) für den Abknickpunkt der Druckbelastungskennlinie des Profils hinter der Profilvorderkante gleich oder niedriger als 0,3 ist
2. 2. Rotorblatt-TragflügelprofU nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das genannte Tragflügelprofil eine Mittellinie (m) aus der NACA-Gruppe »a« von Mittellinien mit einem »a«-Wert von null zur Schaffung einer dreiecksförmigen Belastungsverteilung bei solchen Anstellwinkeln aufweist, die sich der Durchsackstellung nähern.
3. 3. Rotorblatt-Tragfiügelprofil nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Profildickenverteilung ihren Punkt minimalen Druckes an einer Stelle aufweist, die in einer Entfernung von 20% der Profilsehnenlänge hinter der Profilvorderkante der genannten Dickenverteilung liegt
4. 4. Rotorblatt-Tragflügelprofil nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Koordinaten des· Tragflügelprofils im wesentlichen für eine Kombination aus einer Dickenverteilung gemäß NACA-62-012 und aus einer Mittellinie (m) der NACA-Gruppe m« mit einem »a«-Wert von null und einer Bemessungsauftriebszahl faj von 04 in der Tabelle

   VI (der Beschreibung) festgelegt sind.
5. 5. Rotorblatt-Tragflügelprofil nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Koordinaten des Tragflügelprofils im wesentlichen für eine Kombination aus einer Dickenverteilung gemäß NACA-62-008 und aus einer Mittellinie (m) der NACA- Gruppe »a«mh einem »a«-Wert von Null und einer Bemessungsauftriebszahl (cn) von 0,2 in der Tabelle

   VII (der Beschreibung) festgelegt sind.
6. 6. Rotorblatt-Tragflügelprofil nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Tragflügelprofil derart ausgebildet ist, daß der hintere Teil der oberen Oberfläche des Tragflügelprofils eine Gerade bildet, die die Profilhinterkante schneidet und in die obere Oberfläche des Tragflügelprofils in einem Punkt tangential übergeht, der vor der Profilhinterkante liegt, und daß das Tragflügelprofil ein an sich bekanntes Hilfsruder zur Optimierung seiner aerodynamischen Eigenschaften an der Profilhinterkante aufweist
7. 7. Rotorblatt-Tragflügelprofil nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Tragflügelprofil der NACA-Profilform 62-512, Abwandlung (VR-T), mit geradlinigem Verlauf der hinteren oberen Oberfläche, in Verbindung mit einem Hilfsruder, die Koordinaten gemäß der Tabelle VIII (der Beschreibung) aufweist
8. 8. Rotorblatt-Tragflügelprofil nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Tragflügelprofil der NACA-Profilform 62-208, Abwandlung (VR-S), mit geradlinigem Verlauf der hinteren oberen Oberfläche, in Verbindung mit einem Hilfsruder, die Koordinaten gemäß der Tabelle IX (der Beschreibung) aufweist

   Die Erfindung betrifft ein Rotorblatt-Tragflügelprofil für ein mit einem Rotor versehenes Luftfahrzeug.

   Während des Flugbetriebes eines Hubschraubers wird der Blatteinstellwinkel der Rotorblätter durch Blattverstellstangen gesteuert, die mit einer Taumelscheibe verbunden sind, die mit Betätigungsvorrichtungen des Steuersystems verbunden ist Auf die Blattverstellvorrichtung werden hohe Beanspruchungen infolge der Kippmomente ausgeübt, die durch das Rotorblatt um dessen Längsachse erzeugt werden. Ein wesentlicher Anteil am Betrag des Momentes wird jeweils durch das Tragflügelprofil oder die TragfJügelprofile verursacht, die für die Rotorblätter ausgewählt worden sind. Üblicherweise bildet die Größe dieser sich daraus ergebenden Steuerflächenbelastung einen Begrenzungsfaktor bei der Bemessung von Rotoren.

   Eine weitere unerwünschte Auswirkung des durch das Tragflügelprofil erzeugten Kippmomentes ist die Neigung zur Verdrehung des Rotorblattes. Dies hat unerwünschte aerodynamische Folgen, weil es stellenweise den Anstellwinkel des Blattes verändert Daraus kann sich eine verringerte Rotorleistung ergeben. Ein Versuch ist gemacht worden, dieses Problem durch Berücksichtigung der Verdrehungseigenschaften bei der Bemessung des Rotors möglichst gering werden zu lassen. Überlegungen hinsichtlich Kosten und Gewicht lassen es unpraktisch erscheinen, die Verdrehung lediglich durch die Versteifung der Rotorblätter zu verringern.

   Aus Schlichting/Truckenbrodt »Aerodynamik des Flugzeuges«, Springer-Verlag, 1959, Erster Band, ist eine Darstellung von Tragflügelprofilen bekannt, die Punkte minimalen Druckes im Bereich von 30-60% der Profilsehnenlänge aufweisen. Ferner ist aus Abbott von Doenhoff, Stivers »Summary of Air Foil daüp NACA Report No. 824, mit dem Verweis auf die NACA-Reihe 62 ein Auszug aus einem Bericht bekannt, der die NACA-Reihe 5 von Mittellinien beschreibt, bä welchen die Bezeichnungsweise NACA 6xxx mit vier Kennziffern verwendet wird. Die Mittellinie gemäß NACA-Reihe 62 im Report Nr. 824 steht nicht in Beziehung zu den NACA-62-waf-Dickenverteilungen. Nach der NACA-Reihe 6 sind keine Dickenverteilungen mit Punkten minimalen Druckes bei weniger als 30% der Profilsehnenlänge gezeigt, sondern stattdessen Mittellinien. Daraus lassen sich keine Rückschlüsse auf Punkte minimalen Druckes in einem bestimmten Bereich ziehen.

   Wie bei den meisten Anwendungen von Tragflügelprofilen zählen Auftrieb und Strömungswiderstand ebenfalls zu den primären Kenngrößen. Es ist fast immer die Aufgabe gestellt, den Auftrieb maximal, dabei aber gleichzeitig den Strömungswiderstand minimal werden zu lassen, weil dies die erforderliche Betriebsleistung des Luftfahrzeuges verringert Die Leistungskenngrößen des Tragflügelprofils, d.h. Kippmoment Auftrieb und Strömungswiderstand, im Bereich der Machzahlen von 0,4 bis 0,6 sind für Rotoranwendungen besonders bedeutungsvoll Dies beruht auf der Tatsache,