DE3036353C2

DE3036353C2 - Rotorblatt für Drehflügelflugzeuge

Info

Publication number: DE3036353C2
Application number: DE3036353A
Authority: DE
Inventors: Leone U. West Chester Pa. Dadone
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1979-09-28
Filing date: 1980-09-26
Publication date: 1986-06-26
Also published as: DE3036353A1; GB2059373A; JPS6234600B2; US4314795A; GB2059373B; JPS5695799A; IT1146239B; FR2466393B1; FR2466393A1; IT8049742A0

Description

(y,/c)² = 4,2676129 - (t/c)² ■ (x/c) (y/c)² = (t/c)² ■ (x/c)

und die so bestimmte Kontur in das Rotorblatt Obergeht, das durch das Koordinatensystem besümmt ist.

5. Rotorblatt nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Skalenfaktor t/c innerhalb eines Bereiches von 0,6 bis 0,15 liegt.

6. Rotorblatt nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Skalenfaktor t/c im wesentlichen 0,1062 entspricht.

7. Rotorblatt nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Skalenfaktor t/c im wesentlichen 0,095 entspricht.

8. Rotorblatt nach Anspruch 5. dadurch gekennzeichnet, daß der Skalcnfaktor t/c im wesentlichen 0.08 entspricht.

9. Rotorblatt nach einem der Ansprüche 4 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß ein erster Skalenfaktor (:/c)\ auf jo/c und ein zweiter Skalenfaktor (VcAi auf y/c angewendet wird.

10. Rotorblatt nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Hinterkante des Tragflügelprofils mittels eines oberen Fortsatzes (32) verlängert ist

11. Rotorblatt nach Anspruch 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Hinterkante des Tragflügelprofils mit einem Keil (34) versehen ist.

Die Erfindung betrifft ein Rotorblatt für einen Drehflügler gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

Tragflügelprofile eignen sich speziell in Verbindung mit Rotoren, beispielsweise Hubschrauberrotoren oder anderen Drehflüglern. Diese Tragflügelprofile sind so ausgelegt, daß das rücklaufende Rotorblatt bei einem großen Anstellwinkel maximale Auftriebcharakteristik aufweist. Am vorlaufenden Rotorblatt ist demgegenüber maximale Verzögerung der Widerstandserhöhung bzw. Widerstandsdivergenz gegeben, wodurch der Rotor in der Lage ist. dem Roll- bzw. Quermoment entgegen zu wirke.;, Jas sonst im Vorwärtsflug auftritt. Es wird dadurch erreicht, daß der Kippmomentenkoeffizient des Tragflügelprofils etwa bei Null gehalten wird, so daß das Rotorblatt auf den Rotorflügel und die Steuerungsanlage minimale Belastungen ausübt.

Beim Stand der Technik sind viele Arten von Tragflügelprofilen und Tragflügelprofilfamilien bekannt. So haben sehr viele Hubschrauber Rotorblätter, die mit Tragflügelprofilen aus den nachfolgend genannten drei Familien ausgestattet sind: NACA 00XX, NACA 230XX und NACA 8, wobd die Buchstaben XX die Dicke der Tragflügelprofile bezeichnen.

Es ist ferner das aus der DE-OS 22 38 248 allseits bekannte SC 1095 bezeichnete Rotorblattprofil bekannt, das &o vielfach auch zum Vergleich mit anderen Rotorenblattprofilen, wie auch bei vorliegender Erfindung (vgl. F i g. 5), herangezogen äst.

In der DE-OS 28 49 067 ist ferner ganz allgemein ein Hubschrauberrotorblatt beschrieben ohne daß spezielle Parameter dieses Flügelprofils hierfür beschrieben sind.

Bei der DE-OS 22 38 250 ist weiterhin im wesentlichen nur die Vorderkante und Hinterkante eines Rotorblatts für einen Drehflügler erläutert, ohne daß dort beispielsweise der Wert der Widerstand-Divergenz-Machzahl oder das Kippmoment beschrieben sind.

Durch die DE-OS 24 01 684 sind ferner Tragflügelprofile mit der Bezeichnung VR-7 VR-8 bekannt, die ebenfalls bei der Erfindung als Vergleichsprofile verwendet sind (vgl. F i g. 5).

Weiterhin sind aus der ZFW, Oktober 1955. Heft 10, ZFW, 1957, Heft 8 Laminarströmungs-Tragriügeiprofile für Gleiter und Drehflügler bekannt, die zum Zeitpunkt der Veröffentlichung für die Verwendung bei Helikoptern in Erwägung gezogen wurden.

Schließlich sind aus der ZFW, 1960, Heft 9 Verfahren zur Bestimmung von Tragflügelprofilformen anhand der Grenzschicht- und Profiltheorie bekannt.

Sämtliche Profile weisen bei im wesentlichen Null betragenden Kippmomentkoeffizienten keinen maximalen Auftrieb und keine maximale Verzögerung der Widerstandsdivergenz auf.

!0 Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine neue Profilfamilie von verbesserten Rotorblättern für Drehflügler zu schaffen, welche einen maximalen Auftrieb und eine maximale Verzögerung des Widerstandsbeiwertes bei gleichzeitig verschwindendem Kippmoment aufweisen.

Diese Aufgabe wird durch die im kennzeichnenden Teil des Anspruchs 1 angegebenen Merkmale gelöst.

Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen gekcnn/cichnet.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden mit Bezug auf die Zeichnungen ausführlich beschrieben.

F.s zeigt

F i g. 1 eine perspektivische Darstellung eines Hubschraubers mit Rotorblättern, die mit dem erfindungsgemä-Ben Tragflügelprofil ausgestattet sind.

F i g. 2 eine schematische Darstellung der Rotorkreisebene eines Hubschraubers.

F i g. 3 eine .Schnittansicht entlang der Linie 3-3 in F i g. 2 eines der Rotorblätter des Hubschraubers, welches ein Tragflügelprofil zeigt,

F i g. 4 ein Diagramm des Widerstandsbeiwertes c</ in Abhängigkeit von der Machzahl A-/,
Fig. 5 den maximalen Auftriebskoeffizienten ο in Abhängigkeit von der Widerstandsdivergenzmachzahl

F i g. 6 die Konturen von vier Tragflügelprofilen aus der erfindungsgemäßen Tragflügelprofilfamilie,
F i g. 7 Hilfsruder der Blatthinterkante, die zur Änderung der Kippvnomenteigenschaften des erfindungsgemäßen Tragflügelprofils dienen und

F i g. 8 Keile der Blatthinterkante, die zur Änderung der Kippmomenteigenschaften des erfindungsgemäßen Tragflügelprofils dienen.

In Fig. 1 weist ein einrotoriger Hubschrauber 20 einen Hauptrotor 22 und einen Heckrotor 24 auf, welcher dem Drehmoment entgegenwirkt und den Hubschrauber 20 um seine Gierachse steuert. Der Hauptrotor 22 umfaßt eine Nabe 25 und Rotorblätter 26. Ist der Rotor 22 in Betrieb, so dreht er sich — von oben gesehen — entgegen dem Uhrzeigersinn und erzeugt dabei Auftrieb. Während sich der Rotor dreht, ergeben sich für diejenigen Tragflügelprofilschnitte, die in Spannweitenrichtung weiter außerhalb liegen, höheren Geschwindigkeiten als für die weiter innen gelegenen Tragfiügeiproiiisc'nniüe. Wenn der !!ubschraubcr sich zudem im Vorwärtsflug befindet, trifft jeder Tragflügelprofilschnitt am vorlaufenden Rotorblatt auf höhrere Geschwindigkeiten, ais dies bei demselben Tragflügelprofilschnitt am rücklaufenden Rotorblatt der Fall ist. Daraus ergibt sich, daß im Vorwärtsflug am vorlaufenden Rotorblatt mehr Auftrieb erzeugt wird als am rücklaufcnden Rotorblatt, demzufolge ein Moment entsteht, welches den Hubschrauber um seine Längsachse drehen will. LIm den Hubschrauber im Vorwärtsflug in horizontaler Fluglage halten zu können, ist es notwendig, daß jedes Rotorblatt 26 durch Steuereingaben um seine Längsachse, die sich radial in Richtung von der Rotornubc erstreckt, gekippt wird. Die Blattsteigung oder der Anstellwinkel χ eines jeden Rotorblatts wird dabei am vorlaufenden Blatt des Rotors 22 verringert, so daß dort weniger Auftrieb erzeugt wird, und der Anstellwinkel λ wird am rücklaufenden Blatt des Rotors 22 vergrößert, so daß dort ein größerer Auftrieb erzeugt wird. Auf diese Weise ergibt sich für die vorlaufenden und rücklaufenden Rotorblätter eine insgesamt ausgeglichene Auftriebsbilanz, wodurch Rollmomente bzw. Quermomente, welche den Hubschrauber sonst um seine Längsachse drehen würden, nicht auftreten.

Um die RotorHlätter 26 in deren Längsachse kippen zu können, werden sie bekanntlich mittels Blattlago^rn oder dergleichen an der Rotornabe 25 befestigt. Der Blattwinkel wird dann durch Blattverstellstangen, die an einer Taumelscheibe befestigt sind, verändert und in der jeweiligen Einstellung festgehalten. Die Taumelscheibe ist dabei wiederum an Stellgliedern des Steuersystems befestigt

Aufgrund der aerodynamischen und dynamischen Kräfte, die am Rotorblatt 26 in dessen verschiedenen Achsen erzeugt werden, ist der Kipp-Steuermechanismus heftigen Belastungen ausgesetzt. Eine bedeutende Komponente des Kippmoments ergibt sich aus den Kippmomenteigenschaften der jeweiligen Tragflügel profilschnitte, die das Rotorblatt bilden. Die Größte dieser Steuerlasten stellt einen typischen Begrenzungsfaktor für die Konstruktion von Hubschrauberrotoren dar.

Ein weiterer unerwünschter Effekt des durch das Tragflügelprofil erzeugten Kippmoments ist eine Tendenz,

eo das Rotorblatt zu tordieren. Dies könnte unerwünschte aerodynamische Folgen haben, weil hierdurch der örtliche Anstellwinkel α verändert wird, wodurch sich die Rotorleistung verringern kann.

Wie in den meisten Fällen, in denen Tragflügelprofile verwendet werden, bilden Auftrieb und Widerstand primäre Auslegungsmerkmale. Man strebt daher praktisch immer an, einen maximalen Auftrieb und zugleich einen minimalen Widerstand zu erreichen, da hierdurch die zum Betreiben des Hubschraubers erforderliche Motorieistung verringert werden kann. Die Leistungsmerkmaie bei Tragflügelprofilen, das heißt. Auftrieb, Widerstand und Kippmoment, in einem Geschwindigkeitsbereich von Mach 03 bis 0.9, sind bei Hubschrauberrotoren von besonderer Bedeutung. Das ist auf die Tatsache zurückzuführen, daß die örtlichen Machzahlen der Tragflügelprofile entlang der Blattspannweite, die den größten Teil des von dem Rotor erzeugten Auftriebs

liefert, in diesem Geschwindigkeitsbereich liegen. Dieser Machzahlbereich gilt für die meisten Hubschrauberrotoren, ungeachtet der Unterschiede in Rotorbaugrößc und Betricbsdrch/ahl. Dies ergibt sich aus der Tatsache, daß um eine Stoßwcllenwirkung am vorlaufenden Rotorblatt zu reduzieren, die Machzahl an der Rotorblatispit-/c unter der Schallgrenze (M- 1) gehalten wird.

K i g. 2 zeigt eine schematische Darstellung des Rotors 22. Die Rotorblattmitte wird bei einer Geschwindigkeit von Mach = 0,2 vorlaufend angenommen. Ein Rotorblatt 26 ist in seiner Mittelpunktlage am vorlaufenden Rotorblatt 22 gezeigt. Das Rotorblatt 26 weist einen Radius /?und eine Sehne cauf. Der Radius /? ist dabei als die Entfernung vom Rotationsmittelpunkt bis zur Rotorblattspitze und die Sehne als die Entfernung von der Blattvorderkante zur Blatthinterkante definiert. Bekanntlich weisen die meisten Hubschrauberrotoren eine konstante Rotordrehzahl auf. Die Rotordrehgeschwindigkeit für einen besonderen Hubschrauber ergibt sich als Funktion vom Rotordurchmesser und von der Betriebsgeschwindigkeit des Hubschraubers. Im Schwebeflug wird die Rotorblattspitze eine besondere bzw. bestimmte Geschwindigkeit V_n, aufweisen, wenn sich der Hubschrauber jedoch im Vorwärtsflug befindet, ergibt sich eine effektive Geschwindigkeit an der Blattspitze V, die sich aus V,_h im Schwebeflug plus der Vorwärtsgeschwindigkeit des Hubschraubers V/, am vorlaufenden Rotorblatt zusammensetzt. Am rücklaufenden Rotorblatt wird V, sich entsprechend V,_h minus Vi, ergeben. Wie bereits erwähnt, muß der Rotor so ausgelegt sein, daß die maximale Rotorblattgeschwindigkeit an der Blattspitze V,,_tun unter der Schallgrenze ^M= 1) bleibt. Dies wird dadurch erreicht, daß der Rotordurchmesser, die Rotordrehzahl und die maximale Vorwärtsgeschwindigkeit des Hubschraubers entsprechend angepaßt werden.

Aufgrund der Einschränkung, nämiich V₁ unterhalb der Schallgrenze (Mach= i) zu haiten, sind die Kriterien für die Auswahl von Tragflügelprofilen bei Hubschrauberrotoren allgemein gleich. Für Hochgeschwindigkeits-Hubschrauber sind die Anforderungen jedoch strenger. Die Anforderungen für Niedergeschwindigkeits-Hubschrauber stellen einen anderen Anwendungsfall dar, da die Blätter dort im allgemeinen viel größere Abmessungen aufweisen. Infolgedessen ergeben sich Wirkungen in Abhängigkeit von der Reynoldszahl, die für kleinere I lochgeschwindigkeits-Hubschrauber unterschiedlich sind. Diese Unterschiede sind der Fachwelt gut bekannt und werden auch bei der Konstruktion berücksichtigt.

F i g. 3 zeigt eine Schnittansicht entlang der Linie 3-3 in F i g. 2 der Rotorblätter 26, welche ein erfindungsgemäßes Tragflügelprofil 28 aufweisen. Zu Beschreibungszwecken ist das Tragflügelprofil 28 schematisch dargestellt. Die in der Beschreibung des Tragflügelprofils 28 verwendete Nomenklatur wird nachstehend kurz erläutert. Die Profilsehne c des Tragflügelprofils ist als Gerade zwischen der Vorderkante und Hinterkante des Traeflügelprofils definiert. Die maximale Dicke des Tragflügelprofils ist ebenfalls gezeigt und wird im allgemeinet« in Prozent der Sehnenlänge c angegeben. Tragflügelprofile werden mit Hilfe eines kartesischen Koordinatensystems beschrieben, worin die X-Achse mit der Profilsehne zusammenfällt, und die Vorderkante sich im Koordinatenursprung befindet. Ein Tragflügelprofil wird beschrieben, indem die lotrechten Abstände an der Ober- und Unterseite von einem bestimmten Punkt an der Sehne aus gemessen werden. Beschreibungen von Tragflügelprofilen werden verallgemeinert, indem die Koordinaten dimensionslos angegeben werden. Dies geschieht durch Division der Abmessungen in X- und V-Richtung durch die Sehnenlänge. Demnach werden die vertikale und längsaxialc Abmessungen und/oder Ausdehnungen alsy/ebzw. x/causgedrückt.

Die Mittellinie m verläuft wie die Profilsehne c durch die Vorder- und Hinterkante des Tragflügelprofils, ist jedoch so definiert, daß die Entfernung zur Oberseite und Unterseite des Tragflügelprofils von einem Punkt auf der Mittellinie entlang einer Senkrechten zu einer Tangente der Mittellinie bezüglich dieses Punktes immer ν gleich ist. Bei symmetrischen Tragflügelprofilen sind Ober- und Unterseite identisch, und die Mittellinie entspricht der Profilsehne.

Die Mittellinie m beschreibt die Profilwölbung des Tragflügelprofils insgesamt. Bekanntlich beeinflußt die Wölbung oder der Krümmungsgrad der Mittellinie m allgemein den maximalen Auftriebskoeffizienten c/_ma< und den Kippmomentkoeffizienten bei Null-Auftrieb c_m0 des Tragflügelprofils. Die erfindungsgemäßen Tragflügelprofile sind nicht-symmetrische und somit gewölbte Tragflügelprofile.

Der von einem bestimmten Tragflügelprofil erzeugte Auftrieb ist eine Funktion seines Anstellwinkels <x. Nach der NACA-Definition ist der Anstellwinkel derjenige Winkel, der zwischen dem Vektor Kder Anströmungsgeschwindigkeit und der Profiisehne des Tragflügels gemessen wird.

Bei der Auswahl von Tragflügelprofilen für die Verwendung von Hubschrauberrotorblättern müssen die Auftriebs- und Widerstandscharakteristiken der Tragflügelprofile analysiert werden. Die in Betracht gezogenen Tragflügelprofile müssen jedoch über geeignete Kippmomenteigenschaften verfugen. Kippmomenteigenschaftcn werden durch den Kippmomentenbeiwert c_m definiert, während Auftrieb und Widerstand durch den Auftriebsbeiwert und Widerstandsbeiwert c/ bzw. ca definiert werden. Der Kippmomentenbeiwert c_m eines Tragflügelprofils variiert im allgemeinen mit dem Anstellwinkel χ des Blattes, innerhalb des Bereiches wird jedoch allgemein angenommen, daß eine solche Anstellwinkeländerung bzw. Abweichung klein ist. Bei Nachprüfung der Auftriebs- und Widerstandseigenschaften werden Tragflügelprofile ausgewählt, deren Kippmomentenbeiwerte innerhalb eines Bereichs von —0,01 bis +0,01 liegen, wenn das Blatt bei einer Machzahl M=QA Null-Auftrieb Cm₀ erzeugt. Es ergibt sich jedoch , daß ein Niedergeschwindigkeits C^₀ innerhalb des Bereichs von null bis + 0,01 wünschenswert ist. Allgemein werden Kippmomente am Neutralpunkt der Tragflügelprofile gemessen. Demgemäß beziehen sich sämtliche Verweise auf den Kippmomentenbeiwert c_m und den Kippmomentenbeiwert O₇₁₀ bei Nullauftrieb auf den Neutralpunkt (im 1/4-Punkt) des Tragflügelprofils.

Ein positives C_n, gibt ein Moment an, das dazu tendiert, die Vorderkante des Tragflügelprofils nach oben zu richten, während ein negatives c_m ein Moment mit entgegengesetzter Wirkung angibt.

Die maximalen Auftriebseigenschaften eines Tragflügelprofils werden durch den maximalen Auftriebsbeiwert ci_mjx beschrieben. Diese Größe ist für das rücklaufende Rotorblatt wichtig, besonders für den Fall, wenn das Blatt seine maximale Auftriebseigenschaften erreichen soll. Ein Tragflügelprofil für einen Hubschrauber wird generell auf der Basis seines ci_max bei Machzahlen gewählt, die typischerweise am rücklaufenden Blatt auftreten. Für

diesen Zweck wird im allgemeinen eine Machzahl von 0,4 gewählt, da diese C "schwindigkeit eine Durchschnittsgeschwindigkeit darstellt, bei welcher ein Strömungsabriß des rücklaufenden Blatts im Hochgeschwindigkciisflug des Hubschraubers bedeutsam wird.

Das Widerstandverhalten eines Tragflügelprofils wird durch seinen Widerstandsbeiwert c</ beschrieben. Bckanntlich steigt der Widerstandsbeiwert c</ mit der Machzahl M an. Ab einem Punkt unterhalb der Schallgeschwindigkeit (M= 1) jedoch, wächst der Widerstand mit zunehmender Machzahl stark an.

Diese Machzahl ist als Widerstandsdivergenzmachzahl M<id bekannt. Wie die anderen aerodynamischen Größen variieren der Widerstandsbeiwert Cd und damit die Widerstandsdivergenzmachzahl Mm für Tragflügclprofile mit dem Anstellwinkel λ. Demgemäß wird für Vergleichszwecke und zur Auswahl von Tragflügelprofilen

to die Widerstandsdivergenzmachzahl bei Null-Auftrieb Mddo verwendet.

Ein Diagramm des Widerstandsbeiwerts bei Null-Auftrieb Q₀ gegenüber der Machzahl M ist in F i g. 4 gezeigt. Diejenige Machzahl bei der die Steigung der Widerstandsbeiwert-Machzahl-Kurve bei konstantem Auftriebsbeiwert dcj/dM-0,\ ist und theoretisch diejenige Machzahl, bei der die Oberflächen-Stoßwelle sich auf den Scheitel des Flügelprofils befindet, ist die allgemein anerkannte Definition der Machzahl für die Widerstandsabweichung Mm- In F i g. 4 ist dies als der Punkt gezeigt, an welchem die Gerade, eine Steigung von dL\/dM=0,\ aufweist. Die Machzahl an diesem Punkt ist die Widerstandsdivergenzmachzahl bei Null-Auftrieb Mm».

Ein Diagramm des maximalen Auftriebsbeiwerts C/_m„ bei einer Machzahl von 0,4 gegen Mj₁Ir₁ ist in F i g. 5

gezeigt. leder Punkt in dem Diagramm stellt ein einzelnes bestimmtes dimensionales Tragflügelprofil dar. In B

einigen Beispielen, auf welche nachfolgend Bezug genommen wird, bezeichnet eine Linie eine Tragtlügeiprofii- ~~

familie. Die aus Fig. 5 ersichtlichen Tragflügelprofile haben generell einen Momentenbeiwert c„„, in einem Bereich von —0,0 bis 0,01. Die Position eines jeden Tragflügelprofilschnitts oder Tragflügelprofilfamilie in Fig. 5 hat nur dann Gültigkeit, wenn der maximale Auftriebsbeiwert bei einer Machzahl von 0,4 angenommen wird. |e weiter ein bestimmtes Tragflügelprofil vom Ausgangspunkt entfernt ist, desto mehr ist er für eine Verwendung bei Hubschraubern geeignet. Die Eigenschaften der erfindungsgemäßen Tragflügelprofilfamilie sind in Fig. 5 als VR-XX gezeigt, wobei XX zur näheren Bezeichnung bestimmter Tragflügelprofile durch beliebige Zahlen ersetzt ist. Dieses Kennzeichnungssystem wird deshalb verwendet, weil die Tragflügelprofile sich nicht nach einem der derzeit verwendeten Standardsysteme, wie zum Beispiel einige der NACA Kennzeichnungssysteme, kennzeichnen lassen. Die Tragflügelprofile nach vorliegender Erfindung haben einen Momentenbeiwert C_111n, der in einen Bereich von —0,01 bis 0,01 fällt. Die Leistungsmerkmale der vorliegenden Tragflügelprofilfamilie, die die Basis von VR-XX in F i g. 5 bilden, sind in Tabelle 1 aufgeführt. Werte, die bei Versuchen im Windkanal ermittelt wurden, haben gezeigt, daß die Tragflügelprofile gemäß vorliegender Erfindung einen Momentenbeiwert Cmo von etwa —0,006±0,002 aufweisen.

Die in F i g. 5 gezeigte und in Tabelle I fortgeführte Leistungskurve der erfindungsgemäß ausgebildeten Profilfamilie basiert auf den Werten, die bei Versuchen im Windkanal ermittelt wurden. Die Testdaten weisen eine Streuung auf, die zu einer Abweichung von ±0,025 des Wertes von c;_ma, führt. Die Leistungswerte der bestimmten Tragflügelprofile in F i g. 5 basieren auf Versuchen im Windkanal, die mit Tragflügelprofilen mit einer Profilsehne von 33,02 cm(= 13 inches) durchgeführt wurden. Die Leistungswei'le sind in Tabelle IX aufgeführt.

40 Tabelle

M_ddo c/_ma» ^M=0,4 = const.)

0.78 1,60

0,79 1,55

0.80 1,50

0,81 1,45

0.82 1,38

0,83 1,33

0,84 1,26

0,85 1,20

Wie vorstehend erwähnt, war in den Entwurfskriterien für die erfindungsgemäße Tragflügelprofilfamilie die Bedingung enthalten, daß c_m0 in den Bereich von —0,01 bis +0,01 fällt. Beim Entwurf und bei der Auswahl der Tragflügelprofile ist der Wert von Cm₀ bei »kleinen Geschwindigkeiten« ermittelt. »Kleine Geschwindigkeiten« beziehen sich in diesem Zusammenhang allgemein auf Machzahlen, die genügend klein sind, so daß Kompressibilitätseffekte vernachlässigt werden können. Tatsächlich ändert sich Cm₀ im Bereich »kleiner Geschwindigkeiten« linear mit der Machzahl. Dieser Machzahlbereich ist hinreichend klein, so daß (Cm₀ bei Flugmachzahlen generell noch in dem Bereich von —0,01 bis +0,01 liegen wird, wenn Cm₀ für kleine Geschwindigkeiten innerhalb dieses Bereichs verläuft. Da jedoch gerade eine starke Änderung des Widerstands gegenüber der Machzahlkurve vorhanden ist, ist auch eine starke Abhängigkeit des Momentenbeiwerts c_m von der Machzahl vorhanden. Der starke Sprung in der Momentenkurve tritt bei einer Mehrzahl auf, die sehr nahe an der Machzahl der Widerstandsdivergenzmachzahl liegt. Demgemäß ist der Wert des Kippmomentenbeiwerts bei Null-Auftrieb c„„, für kleine Geschwindigkeiten, das heißt bei Geschwindigkeiten, bei welchen Kompressibilitätseffekte vernachlassigt werden können, im allgemeinen bei einer Machzahl unter 0,3, bestimmend für das aerodynamische Kippmoment, so lange, bis Machzahlen erreicht werden, die der Widerstandsdivergenzmachzahl nahekommen.

Die vorliegende Erfindung wurde bei Versuchen gemacht, die durchgeführt wurden, um Tragflügelprofile in Übereinstimmung mit den vorstehend erwähnten Kriterien zu bestimmen und zu entwerfen. Dazu wurden verschiedene theoretische Hilfsmittel eingesetzt, wie zum Beispiel die »Viscus Transonic Analysis«, die von der NASA entwickelt wurde, und »Potential Flow And Boundry Layer Theories«. Nachdem unter Verwendung der oben genannten Hilfsmittel mit den Versuchen begonnen worden war, wurden die Tragflügelprofi'e auf der Basis von Experimenten des Erfinders und seiner Intuition geändert. Danach wurden die Leistungseigenschaften der geänderten Tragflügelprofile unter Zuhilfenahme der verfügbaren, auf Computer umgestellten Iteratiop.'sverfahren bestimmt. Die geeigneten Tragflügelprofile wurden dann Windkanalversuchen unterzogen.

Die Tragflügelprofilfamilie gemäß vorliegender Erfindung ist in Tabelle II aufgeführt. Die Bezugskoordinaten der Tragflügelprofile sind dimensionslos angegeben und für ein Dickenverhältnis von eins (1) normiert. Die in der Tabelle verwendete Nomenklatur ist wie folgt: χ bezeichnet den Abstand von der Vorderkante des Tragflügelprofils zur Hinterkante, c bezeichnet die Profiltiefe des Tragflügelprofils, y ist der senkrechte Abstand bezüglich der Profilsehne des Tragflügelprofils zu einem Punkt an der Oberfläche des Tragflügelprofils, der Index u bezeichnet die Oberseite und der Index /die Unterseite und t entspricht der maximalen Dicke des Tragflügelprofils. Die Koordinaten der Punkte, welche die Tragflügelprofile definieren, sind dimensionslos dargestellt, wobei die Koordinaten x/c und y/c einen Punkt des Tragflügelprofils festlegen.

Tabelle II	yVc	x/c	y/c
VR-VX Mr= \n\	0,0	0,0	0,0
x/c	0,02263	0,00055	-0.0235405
0.0	0,0584313	0,00200	-0,0442561
0.00012	0,0912241	0,0040	-0,0635593
0,00080	0,1204614	0,0062	-0,0790960
0,00195	0.1489642	0.0086	-0,0925612
0,00340	0,1728437	0,011	-0,10310734
0,00520	0,1959793	0,01465	-0,1158192
0,00700	0,2171375	0,01955	-0,1271186
0,00900	0.245744	0,2615	-0,1393597
0,01105	0,2817326	0,0343	-0,1511299
0,01415	0,323352	0.04449	-0.1638418
0,01860	0,369209	0,0569	-0.177966
0.02450	0,416666	0.07245	-0.193032
0,03205	0,467985	0,0924	-0.20809793
0,0416	0,520716	0,1185	-0,2245763
0,0535	0,570621	0,15	-0.2405838
0,0685	0.6177024	0.20	-0,259687
0,0880	0.6591337	0,25	-0,2740113
0,1140	0,689266	0,3	-0,2834275
0,15	0,702448	0,35	-0,2900188
0,20	0.7071563	0,4	-0.2928437
0,25	0.7048023	0,45	-0.29190207
0.30	0.6949152	0,5	-0.2886064
0,35	0.6756120	0,55	-0.28248588
0.40	0.6506591	0,6	-0,27369115
0.45	0,6153434	0,65	-0,26129943
0,50	0,57124294	0.69	-0.24880132
0,55	0,5155367	0,73	-0,2337476
0,60	0,4644322	0,77	-0,21566855
0,65	0,4079473	0,81	-0,19503766
0,69	0,3493785	0,845	-0,17440207
0,73	0,289670	0,88	-0,1511516
0,77	0,233724	0,91	-0,12538606
0,81	0,176575	0,935	-0,1020245
0,845	0,1282109	0,955	-0,08259416
0,88	0,0879002	0,97	-0,0638795
0,91	0,05811205	0,98	—0,04919021
0,935	0,0398682	0,99	-0,03354708
0,955	0,0294162	0,995	-0,02383
0,97	0,0203644	1,0	-0.0141243
0,98	0,0163041
0,99	0,0141243
0,995
1,0	(_yu/cp= 4.2676129 (t/c)² (x/c)
Vorderkanten-Parabel:	(V₁Zc)²= (t/c)² (x/c)

Wie vorstehend angegeben, ist die in Tabelle II aufgeführte Tragflugelprofilfamilie normiert worden, das heißt, sie ist. für ein Dickenverhältnis von eins (1) definiert Das bedeutet, daß die Dicke des Tragflügelprofils gleich seiner Profiltiefe entspricht Dieser Versuch der Normierung dient zur Definierung einer Tragflugelprofilfamilie. Damit soll dem Aerodynamiker die Wahl bzw. Auswahl eines dimensionslosen Tragflügelprofils mit einem bestimmten Dickenverhältnis t/c erleichtert werden. Das Dickenverhältnis t/c kann in Prozent der Sehnenlänge ausgedrückt werden; zum Beispiel ergibt sich 10% bei £/c=0,10. Zur Auswahl eines dimensionslosen Tragflügelprofils aus der oben genannten, in Tabelle II aufgelisteten Tragflügelprofilfamilie, der ein bestimmtes Dickenverhältnis t/c aufweist sind sowohl der obere auch als der untere Koordinatenwert y/c mit dem erwünschten Dickenverhältnis zu multiplizieren. Zur Auswahl eines dimensionslosen Tragflügelproiils mit beispielsweise einem Dickenverhältnis von 10% wäre es notwendig, sowohl den oberen als auch den unteren Koordinatenwert y/c mit 0,1 zu multiplizieren. Tragflügelprofile mit einer Dickenverteilung von 10.62%, 9,5% und 8% sind jeweils in Tabelle III. IV und V gezeigt Diese Tragflügelprofile sind jeweils als VR-12, VR-13 und VR-14 bezeichnet Eine ungefähre graphische Darstellung ist in F i g. 6 gezeigt

Tabelle	III	yi/c	Vorderkanten-Parabel:	= 4.2676129 (t/c)² (x/c)	x/c	y/c
VR-12	(Vc= 0,1062)	0,0	(Yu/cp	= (t/c) (x/c)¹	0,0	0.0
x/c	0,0024033	(yi)¹		0,00055	0,0025
0.0	0,0062054		0,002	-0.004Z
0,00012	0,009688	0,004	-0,00675
0,0008	0,012793	0,0062	-0,0084
0,00195	0,01582	0.0086	-0,00983
0,0034	0,018356	0,011	-0,01095
0,0052	0,020813	0,01465	-0,0123
0,007	0,02306	0,01955	-0.0135
0,009	0,026098	0,02615	-0,0148
0,01105	0,02992	0,0343	-0,01605
0.01415	0,03434	0,04449	-0,0174
0,0186	0,03921	0,0569	-0,0189
0,0245	0,04425	0,07245	-0.0205
0,03205	0,0497	0,0924	-0,0221
0,0416	0,0553	0,1185	-0,02385
0.0535	0,0606	Ö,i5	-0,02555
0,0685	0,0656	0^0	-0,0276
0,088	0,07	0.25	-0,0291
0.114	0,0732	030	-0,0301
0.15	0,0746	035	-0.0308
020	0.0751	0,40	-0,0311
0.25	0,07485	0,45	-0.031
030	0,0738	0,50	-0.03065
0.35	0,07175	035	-0,03
0,40	0,0691	0,60	-0,029066
0.45	0,06535	0,65	-0.02775
0.50	0.060666	0.69	-0,0264227
0.55	0.05475	0,73	-0.024824
0.60	0.0493227	0,77	-0,022904
0,65	0.043324	0,81	-0,020713
0,69	0,037104	0.845	-0.0185215
0.73	0.030763	0.88	-0,0160523
0,77	0,0248215	0,91	-0,013316
0,81	0,0187523	0,935	-0,010835
0.845	0,013616	0.955	-0,0087715
0,88	0.009335	0,97	-0,006784
0.91	0.0061715	0,98	-0,005224
0,935	0.004234	0,99	-0,0035627
0.955	0.003124	0,995	-0,0025315
0.97	0,0021627	1.0	-0.0015
0,98	0,0017315
0,99	0,0015
0.995
1,0

Tabelle	IV	yi/c	Vorderkanten-Parabel:	= 4.2676129 (t/c)² (x/c)	x/c	y/c
VR-13	(t/c= 0,095)	0,0		= (t/c)² (x/c)	0,0	0,0
x/c	0,002150	(y/c)²		0,000550	-0,002236
0,0	0,005551		0,002000	-0,004204
0,000120	0,008566	0,004000	-0,006038
0,000800	0,011444	0,006200	-0,007514
0,001950	0,014152	0,008600	-0.008793
0,003400	0,016420	0,011000	-0,009795
0,005200	0,018618	0,014650	-0,011003
0,007000	0,020628	0,019550	-0,012076
0,009000	0,023346	0,026150	-0,013239
0,011050	0,026765	0,034300	-0,014357
0,014150	0,030718	0,044490	-0,015565
0,018600	0,035075	0,056900	-0,016907
0,024500	0,039583	0,072450	—0,018338
0,032050	0,044459	0,092400	-0,019769
0,041000	0,049468	0,118500	-0,021335
0,053500	0,054209	0,150000	-0,022855
0,068500	0,058682	0,200000	-0,024689
0,088000	0,062618	0,250000	-0,026031
0,114000	0,065480	0300000	-0,026926
0,150000	0,066733	0350000	-0,027552
0200000	0,067180	0,400000	-0.027820
0,250000	0,066956	0,450000	-0,027731
0300000	0,066017	0,500000	-0,027418
0350000	0,064183	0350000	-0,026836
0,400000	0,061813	0,600000	-0,026001
0,450000	0,058458	0,650000	-0,024823
0,500000	0,054268	0,690000	-0,023636
0,550000	0,048976	0,730000	-0,022206
0,600000	0,044121	0,770000	-0,020489
0,650000	0,038755	0,8!0000	—0,018529
0,690000	0,033191	0,845000	-0,016568
0,730000	0,027519	0,880000	-0,014359
0,770000	0,022204	0,910000	-0,011912
0,810000	0,016775	0,935000	-0,009692
0,845000	0,012180	0,955000	-0,007846
0,880000	0,008351	0,970000	-0,006069
0,910000	0,005521	0,980000	-0.004673
0,935000	0,003787	0,990000	-0,003187
0,955000	0,002975	0,995000	-0,002265
0,970000	0,001935	1,000000	-0,001342
0,980000	0,001549
0.990000	0.001342
0,995000
1,000000

Tabelle	V	yi/c	Vorderkanten-Parabel:	- 4,2676129 (t/c)² (x/c)	x/c	yi/c
VR-14	(Vc= 0.08)	0,0	(YuZc)-	= (t/c)² (x/c)	0,0	0,0
x/c	0,00181	McP		0,00055	0,001883
0,0	0,004675		0,002	0,00354
0,00012	0,007298	0,004	-0,005085
0,0008	0,009637	0,0062	-0,06328
0,00195	0,011917	0,0086	-0,007405
0,0034	0,013827	0,011	-0,008249
0,0052	0,015678	0,01465	-0,009266
0,007	0,017371	0,01155	-0,010169
0,009	0,01966	0,02615	-0,011149
0,01105	0,022539	0,0343	-0,01209
0,01415	0,025868	0,04449	-0,013107
0,0186	0,029537	0,0569	-0,014237
0,0245	0,033333	0,07245	-0,015443
0,03205	0,037439	0,0924	—0,016648
0,5416	0,041657	0,1185	-0,017966
0,0535	0,04565	0,15	-0,019247
0,0685	0,049416	0,20	-0,020791
0.088	0,052731	0,25	— 0,021921
0,114	0,055141	0,30	-0,022674
0,15	0,056196	0,35	—(5,023202
0,20	0,056573	0,40	-0,023427
0,25	0,056384	0,45	-0,023352
030	0,055593	0,50	-0,023089
0,35	0,054049	0,55	-0,022599
0,40	0,052053	0,60	-0,021895
0,45	0,049228	0,65	-0,020904
0,50	0.045699	0,69	-0,019904
0,55	0.J41243	0,73	-0,0187
0,60	0.037155	0.77	-0.017253
0,65	0,032636	0,81	-0,015603
0.69	0,02795	0,845	-0,013952
0,73	0,023174	0,88	-0,012092
0,77	0,018698	0,91	-0,010031
0,81	0,014126	0,935	-0,008162
0,845	0,010257	0,955	-0,006608
0,88	0,007032	0,97	-0,00511
0,91	0,004649	0,98	-0,003935
0,935	0,003189	0,99	-0,002684
0,955	0,002353	0,995	-0,001907
0,97	0.001629	1,0	— 0,00113
0,98	0,001304
0,99	0,00113
0,995
1,0

Die Grundfamilie der Tragflügelprofile, die in Tabelle I aufgeführt ist, und die Tragflügelprofilc in den Tabellen II. III und IV mit einer bestimmten Dickenverteilung, sind dimensionslos dargestellt. Ist die gewünsch ic Profiltiefe einmal bestimmt, so werden sowohl der Wert x/cals auch der Wert y/emit der Profiltiefe multipliziert, und daraus ergeben sich die tatsächlichen Koordinaten für die vorgeschlagenen Tragflügelprofile.

Wie aus Tabelle I ersichtlich, sollte die Oberseite der Vorderkante in eine Parabel der Form (y,/c)² = 4,2676129 (t/c)² (x/c) übergehen, während die Unterseite in eine Parabel der ungefähren Form von (y/c)² = (t/c)¹ ■ (x/c) übergehen sollte.

Die Leistungsmerkmale der erfindungsgemäßen Tragflügelprofile sind in Fig. 5 als VR-XX gezeigt, wobei c;_mill in Abhängigkeit von M₁Id_n dargestellt ist.

Nahe dieser Linie sind die durch Experimente belegten Eigenschaften bzw. Merkmale der Tragflügclpronie aus der erfindungsgemäßen Familie VR-12, VR-13 und VR-14 gezeigt, die jeweils eine Dickenverteilung von 10.62%. 9,5% und 8% haben. Aus F i g. 5 ist ersichtlich, daß das dickere Tragfliigelprofil einen gröiJeren cv„,.„ verbunden mit einer niedrigeren Widerstandsdivergenzmachzahl aufweist als die anderen Tragflügelprofile. l);is dünnere Tragflügelprofil hat umgekehrt einen niedrigeren c/,„.,_t mit einer entsprechend höheren Widcrstandsilivergenzmachzahlabweichung. wohingegen Tragflügelprofile mit mittlerer Dicke eine Charakteristik zwischen

den beiden anderen Tragflügelprofilen aufweisen. Es ist generell zu erkennen, daß es hinsichtlich der Dicke der Tragflügelprofile eine obere und untere Grenze gibt

Die obere und untere Grenze für die Dicke der Tragflügelprofile ist von mehreren Faktoren abhängig. Nimmt clic Dicke eines Tragflügelprofils über einen bestimmten Bereich hinaus zu, so ist seine aerodynamische Leistung für eine praktische Anwendung nicht mehr akzeptabel. Bei zunehmender Dicke des Tragflügelprofils steigt zum Beispiel der maximale Auftnebsbeiwert c/_ma,. Die Widerstandsdivergenzmachzahl sinkt jedoch auf einen Punkt ab, an welchem das Tragflügelprofil nicht mehr akzeptabel ist. Zudem werden verschiedene Annahmen, die bei der Leistungsvorhersage der Tragflügelprofile gemacht wurden, ungültig, und die Leistungskurve selbst gibt keinen genauen Hinweis mehr auf die Leistung der dickeren Tragflügelprofile. Ähnliche Einschränkungen ergeben sich auch für sehr dünne Tragflügelprofile. Sehr dünne Tragflügel gestalten sich in der praktischen Ausführung sehr schwierig, wenn nicht unmöglich, da es schwierig ist, sie so zu konstruieren, daß sie Strukturlasten tragen können. Die meisten Rotor-Tragflügelprofile haben in ihrer praktischen Ausführung generell eine Dicke, die etwa in dem Bereich von 6 bis 15% liegt Die vorliegende Erfindung beschreibt demgemäß Tragflügelprofile, deren Dicke etwa in dem Bereich von 6 bis 15% der Profilsehne des Tragflügelprofils liegt. Insbesondere ist zu bemerken, daß Tabelle II, in welcher die erfindungsgemäße Tragflügelprofilfamilie definiert ist, ein übliches Dickenverhältnis von 1 oder 100% ausdrückt, so daß eine einfache Kennzeichnung der Profilfamilie und eine Extrapolation bestimmter Dickenverhältnisse erfolgen kann.

Wie vorstehend erläutert, werden Tragflügelprofile mit einem bestimmten Dickenverhältnis dadurch geschaffen, daß die oberen und unteren y/c ICoordinatenwerte der Tabelle I! mit dem gewünschten Dickenverhältnis bzw. Sehnendickenverhältnis multipliziert werden. Es ist möglich, und wie noch erläutert wird, ir ,manchen Fällen erwünscht, die Dicke der Tragflügelprofile der Tragflügelprofilfamilie dadurch zu bilden, daß ein äe^nendickenverhältnis oder Skalenfaktor auf die y/c Werte für die Oberseite und ein anderes Sehnendickenverhältnis oder ein anderer Skalenfaktor auf die y/c Werie für die Unterseite angewendet werden. Natürlich würde das tatsächliche Dicken verhältnis des daraus resultierenden Tragflügelprofils irgendwo zwischen den Werten der beiden angewendeten Skalenfaktoren liegen. Das tatsächliche Dicl-2nverhältnis des daraus resultierenden Tragflügelprofils kann bestimmt werden, nachdem das ausgewählte Tragflügelprofil geschaffen wurde durch Anwendung bekannter herkömmlicher aerodynamischer Verfahren. Das in Tabelle Vl aufgeführte Tragflügelprofil hat eine Dickenverteilung von 8%, wurde durch Anwendung eines Skalenfaktors von 0.073534 für die Oberseite und 0,095614 für die Unterseite gebildet und ist als VR-15 bezeichnet. Wird das Verfahren mit den beiden Skalenfaktoren zur Bildung eines Tragflügelprofils angewendet, so sollten die beiden Faktoren um nicht mehr als 20% differieren. Größere Differenzen würden zu praktisch nicht nachvollziehbaren und höchstwahrscheinlich unerwünschten Kombinationen der Ober- und Unterseitenkonturen führen.

Tabelle VI	yu/c	x/c	y/c
VR-15 (i/c=0.08)	0,0	0,0	0,0
x/c	0,001664	0,00055	-0.002251
0,0	0,004297	0,002	-0,004232
0,00012	0,006708	0,004	-0,006077
0,00089	0,008858	0,0062	-0.007563
0,00195	0,010954	0,0086	-0,00885
0,0034	001271	0,011	-0,009859
0,0052	0,014411	0,01465	-0,011074
0,007	0,015967	0,01955	-0,012154
0,009	0,018071	0,02615	-0,013325
0.01105	0,020717	0,0343	-0,01445
0,01415	0.023777	0,04449	-0,015666
0,0186	0,027149	0,0569	-0.017016
0,0245	0,030639	0,07245	-0,Oi 8457
0.03205	0,034413	0,0924	-0,019897
0,0416	0,03829	0,1185	-0,021473
0,0535	0,04196	0,15	-0,023003
0,0685	0,045422	0,20	-0,024849
0.088	0,048469	0,25	-0,026199
0.114	0,050684	0,30	-0,0271
0,15	0,051654	0,35	-0,02773
0,20	0.052	0,40	-0,028
0,25	0,051827	0,45	-0.02791
0,30	0,0511	0,50	-0,027595
0,35	0,04968	0,55	-0.02701
0.40	0.047846	0,60	- 0,026169
0,45	0,045249	0,65	-0,024984
0,50	0,042006	0,69	-0Ό23789
0,55	0,037909	0,73	-0,02235
0,60	0,034152	0,77	-0.020621
0,65
0.69

Tabelle	Vl (Fortsetzung)	y,/c	x/c	y/c
VR-15	(Vc= 0.08)	0.029998	0,81	-0,018648
x/c	0,025691	0,845	-0,016675
0,73	0.021301	0,88	-0,014452
0,77	0.017187	0,91	-0,011989
0,81	0.012984	0,935	-0,009755
0,845	0.009428	0.955	-0.007897
0,88	0,006464	0.977	-0.006108
0.91	0,004273	0.98	-0,004703
0,935	0,002932	0.99	-0.003208
0,955	0,002163	0.995	-0.002279
0.97	0,001497	1.0	-0.00135
0,98	0,001199
0,99	0,001039
0,995
1,0

Vorderkanten-Parabel:

(}u/c)^: - 4.2627129 (t/c)² (x/c) (yy'cf- = (t/c)¹ (x/c)

Wie vorstehend erläutert, sind die erfindungsgemäßen Tragflügelprofile so konstruiert, daß ihre Kippmomcn

teneigenschaften in einen Bereich von -0,01 bis +0,01 fallen. Wenn eine bestimmte Dicke und Profilliefe einma bestimmt sind, kann ein bestimmtes Tragflügelprofil aus der vorliegenden Tragflügelprofilfamilie wie vorstc hend beschrieben unter Verwendung von Tabelle II ausgewählt werden. Das Tragflügelprofil wird einen be stimmten Kippmomentenbeiwert c_m„ haben, der, um bestimmten Kcnstruktionszielen gerecht zu werden, mi einer gewissen Abweichung im c;_m3) und Mddo variiert wird, indem verschiedene Skalenfaktoren der Dicke für di<

Ober- und Unterseite des Tragflügelprofils gewählt werden, so daß die insgesamt erwünschte Dicke beibchaltcr wird. Dieses Verfahren wirkt sich in einer Wölbungsänderung des Tragflügelprofils aus und variiert somit <.■„,, c/_raj, und Mddn des Tragflügelprofils. Wird die Dicke der Oberseite des Tragflügelprofils uuf Kosten seinei Unterseite vergrößert, so wird dadurch die Wölbung oder der Krümmungsgrad des Tragflügelprofils vcrgrö ßert, wodurch der maximale Auftriebsbeiwert Ci_m3t zunimmt, die Widerstandsdivergenzmachzahl bei Null-Auf trieb Mddo jedoch abnimmt, während der Kippmomentenbeiwert bei Null-Auftrieb Cm_n einen mehr stärke! negativen Gradienten aufweist. Das Umgekehrte ergibt sich, wenn die Wölbung bzw. der Krümmungsgrad eine: Tra"f!ü"e!"rofi!s verkleinert wird, indem verschiedene S?hnendiekenverhältnisse für die Ober- und Unterseite verwendet werden. Verglichen mit dem ursprünglichen Tragflügelprofil, wird c/_mit> kleiner, Mm₀ größer, wahrem Cm₀ einen stärker positiven Gradienten aufweist. Dieses Verfahren zur Änderung des Kippmomentbeiwerts be

Null-Auftrieb Cm₀ bewirkt, daß sich die Eigenschaften von ci_m3X und M_ddo des Tragflügels gegenüber denjenigen die in Fig. 5 gezeigt und in Tabelle I aufgeführt sind, ändern. Hinzu kommt, daß sich das Kippmomenl nur relaii' wenig ändert.

Dieser Versuch ist aus der graphischen Darstellung in Fig. 5 ersichtlich, wo die Leistungsmerkmalc vor VR-14 und VR-15 aufgezeigt sind. VR-14 ist ein 8% dickes Tragflügelprofil, wobei ein Profil-DickenSkalcnfak tor von 0.08% sowohl auf die Oberseite als auch auf die Unterseite angewendet wurde. VR-15 ist ebenfalls eir 8% dickes Tragflügelprofil. Jedoch wurde ein Profil-Dicken-Skalenfaktor von 0,073534 auf die Oberseite ange wendet, während auf die Unterseite ein Profil-Dicken-Skalenfaktor von 0.095614 angewendet wurde. Au: Tabelle IX ist daher ersichtlich, daß VR-15 eine Wölbungsabnahme von VR-14 darstellt, die von einer Abnahme im c_/(7M, und einer Zunahme in Mddo begleitet ist, mit einer Änderung des Wertes von C_n^ zu positiven Werten hin

so wie dies in Tabelle IX aufgeführt ist. VR-15 ist in Fig.6 graphisch dargestellt. Bei der Gestaltung eine: Hubschrauberroturs, für welchen die vorliegende Tragflügelprofilfamilie geeignet ist, kann ein bestimmte; dimensionsloses Tragflügelprofil verwendet werden. Wenn jedoch ein Hubschrauberrotor entworfen wird wobei Rotorblätter verwendet werden, die eine nichtkonstante Profilsehne aufweisen, könnte immer noch eir einzelnes dimensionsloses Tragflügelprofil verwendet werden, obgleich die eigentlichen bzw. tatsächlicher physikalischen Größen des Tragflügelprofils in Spannweitenrichtung des Rotorblatts variieren würden. Ir manchen Fällen werden auch dann verschiedene, dimensionslose Tragflügelprofile in Spannweitenrichtunj verwendet, wenn im Rotorblatt eine konstante Profilsehne verwendet wird. Bezeichnenderweise werden Trag flügelprofile. die in kleineres Sehnendickenverhältnis an der Blattspitze aufweisen, während Tragflügelprofik mit einem größeren Sehnendickenverhältnis im Bereich der Rotorblattwurzel verwendet werden. Tragflügel

profile von einer mittleren Dicke können im mittleren Bereich der Spannweite des Blatts eingesetzt werden. Da: 10,62% dicke Tragflügelprofil VR-12, das in Tabelle III aufgeführt ist, kann beispielsweise ab der Rotorblattwur zel bis zu etw a 85% des Blattradius verwendet werden, wohingegen ein 8% dickes TrEgflügelprofil, wie VR-14 der in Tabelle V aufgeführt ist, an der Blattspitze verwendet wird.

Die erfindungsgemäßen Tragflügelprofile, die in Tabelle II aufgeführt sind, und die besonderen, dimensionslo

&5 sen Tragflügelprofile der Familie, die in Tabelle HI, !V und V aufgeführt ist, haben in Übereinstimmung mit der Konstruktion- bzw. Entwurfskriterien bei kleinen Geschwindigkeiten einen Kippmomentbeiwert bei Null-Auf trieb C^₀ innerhalb eines Bereichs von —0,006 ±0.002. Sollten es besondere Anforderungen an die Konstruktior notwendig machen, so können das Kippmomentenverhalten der Tragflügelprofile der erfindungsgemäßen Pro

filfamilie durch eine Änderung der Wölbung der Tragflügelprofile verändert werden, indem, wie vorstehend beschrieben, verschiedene Skalenfaktoren für die Oberseite und Unterseite verwendet werden. Das Kippmomentenverhalten kann auch dadurch geändert werden, daß Fortsätze oder Keile für die Blatthinterkante verwendet werden. F i g. 7 zeigt einen Fortsatz 32 angewandt bei einem Tragflügelprofil nach der vorliegenden Krfindung. Dabei ist eine Hinterkante eines erfindungsgemäßen Tragflügelprofils mit einem damit verbundenen Fortsatz 32 gezeigt. Die Länge des Fortsatzes 32 entspricht 4% der Profilsehne. Der abgebildete Fortsatz 32 reicht 2% über die ursprüngliche Hinterkante des Tragflügels hinaus. Demgemäß schneidet die Hinterkante des Foi la.itzcs 32 bei 98% der Profilsehne bezogen auf die Blattvorderkante des Tragflügelprofils. Der Winkel όdes Fortsatzes 32 ist, wie gezeigt, der Winkel zwischen der Mittellinie des Fortsatzes 32 und der Profilsehne des Tragflügelprofils. Je nach Dicke des erfindungsgemäßen Tragflügelprofils, kann zwischen der Oberfläche des Tragflügels und dem Fortsatz 32 eine Unterbrechung des glatten Profilverlaufs vorhanden sein. Diese Unterbrechung kann auf der Oberseite, Unterseite oder auf beiden Seiten auftreten. Die Unterbrechung kann auch in Form einer Stufe auftreten. F i g. 7b zeigt einen erfindungsgemäßen Tragflügel und einen Fortsatz 32 mit einer Stufe auf der Oberseite, während F i g. 7c eine Kombination aus Tragflügelprofil und Fortsatz 32 mit einer Stufe sowohl auf der Oberseite als auch auf der Unterseite zeigt.

Versuche haben gezeigt, daß ein Fortsatz 32, dessen Länge 4% der Profilsehne entspricht, einen Anstieg des Kippmomcntenbeiwerts um 0,005 pro Winkelgrad tides Fortsatzes 32 um den Neutralpunkt ('/VPunkt) des Tragflügelprofils bedingt.

An dieser Stelle ist zu bemerken, daß im Fall eines Fortsatzes 32 gemäß der vorstehenden Beschreibung ein Tragflügelprofil mit einer Profiltiefe entsteht, die größer ist als 100%, bezüglich der vorausgehenden Nomenklatur und Vorgehensweise. In dem oben angeführten Beispiel reicht der Fortsatz 32 von 2% über die Hinterkante des eigentlichen Tragflügelprofils hinaus, woraus sich eine Profiltiefe von 102% ergibt. VR-12, bei welchem sich i.-in 4%iger Fortsatz 32 von 2% über die Hinterkante hinaus erstreckt, ist in Tabelle VII aufgeführt. Die 2%ige Verlängerung verringert das Sehnendickenverhältnis des sich daraus ergebenden Tragflügelprofils derart, daß sich t/c= 0.104 ergibt.

Tabelle VlI
VR-12mit4% Fortsatz

(Vc=-0,104)

x/c

y/c

0.0	0,0	0,0	0,0
0,00012	0,0024033	0,00055	-0.0025
0,0008	0,0062054	0,002	-0.0047
0,00195	0,009688	0,004	-0,00675
0,0034	0,012793	0,0062	-0,0084
0,0052	0,0i 582	0,0086	— U.UIWÖJ
0,007	0.018356	0.011	-0,01095
0,009	0.020813	0,01465	-0.0123
0,01105	0,02306	0,01955	-0,0135
0,01415	0,026098	0,02615	-0.0148
0,0186	0,02992	0,0343	-0,01605
0.0245	0,03434	0,04449	-0,0174
0.03205	0,03921	0,0569	-0,0 !89
0.0416	0,04425	0,07245	-0,0205
0,0535	0,0497	0,0924	-0,0221
0,0685	0,0553	0,1185	-0,02385
0,088	0,0606	0,15	-0,02555
0,1 i4	0,0656	0,20	-0,0276
0,15	0,07	0,25	-0.0291
0,20	0,0732	0,30	-0,0301
0,25	0,0746	035	-0,0308
0,30	0,0751	0,40	-0,0311
035	0,07485	0,45	-0,031
0,40	0,0738	0,50	-0,03065
0.45	0,07175	035	-0,03
0,50	0,0691	0,60	-0,029066
0^5	0,06535	0,65	-0,02775
0,60	0,060666	0,69	-0,0264227
0,65	0,05475	0,73	-0,024824
0,69	0,0493227	0,77	-0,022904
0,73	0,043324	0,81	-0,020713
0,77	0,037104	0,845	-0,0185215
0,81	0.030763	0,88	-0,0160523
0,845	0,0248215	0,91	—0,0.13316
0,88	0,0187523	0,935	-0,010835
0,91	0,013616	0355	-0,0087715
0,935	0,009335	0.97	-0,006784

30

35

45 50

60 65

Tabelle VII (Fortsetzung) VR-12 mit 4% Fortsatz (t/c= -0,104)

x/c	0,0061715	x/c	yi/c
0,955	0,004234	0,98	-0,0055
0,97	0,003124	0,99	-0,0047857
0,9(J	0,0021627	0,995	-0,0045714
0,99	0,0017315	1,0	-0,0043571
0,995	0,0015	1,0075	-0,0040357
1.0	0,001875	1,015	-0,0037143
1,0075	0,00225	1,02	-0,0035
1,015	0,0025
1,02

Sofern ein Fortsatz 32 erforderlich ist, wird empfohlen, daß die Profilkoordinaten in dimensionsbehaftete Werte umgerechnet werden, um so die grundlegende Kennzeichnung der Form des Tragflügelprofils zu erhalten. Die Ulli! eC'iiHüM^ ciföigi uüi'Ch DiViSiOn Süvvüwi dcS X/C WcPicS 3Ϊ5 3UCu uCS y/c \τ CTtCS uCS rüGOiiiZiCricn

Tragflügelprofils durch die neue Profilsehne. Da sich zum Beispiel das Ende des Fortsatzes 32 an einer längsaxialen Position von 1,02 befindet, werden all die x/c und y/c Werte durch 1,02 dividiert. Dies ist in Tabelle VII aufgeführt. Da sich die Hinterkante des Tragflügelprofils an einer längsaxialen Position von 1,02 befand, ist der neue Wert 1, wenn 1,02 durch 1,02 geteilt wird. Somit ist die Umrechnung erfolgt. Wenn alley/c Werte ebenfalls durch 1,02 geteilt werden, ist die Umrechnung vollständig und ist dann mit einer neuen Skalierung der Tragflügelprofile in Übereinstimmung mit der neuen Profilsehne verbunden. VR-12 mit einem 4%igen Fortsatz 32, der sich 2% über die Hinterkante hinaus erstreckt und dann normiert ist, ist in Tabelle VIII aufgeführt.

Tabelle VIII

VR-12mit4% Fortsatz,normiert (Vc=-0,104)

x/c	yVc	x/c	y/c
0,000000	0,000000	0,000000	-0,000000
0,000118	0,002356	0,000539	-0,002451
0,000784	0,006084	0,001961	-0,004680
0,001912	0,009498	0,003922	-0,006618
0,000333	0,012542	0,006078	-0,008235
0,005098	0,015510	0,008431	-0,009637
0,006863	0,017996	0,010784	-0,010735
0,008824	0,020405	0,014363	-0,012059
0,010833	0,022608	0,019167	-0,013235
0,013873	0.025586	0,025637	-0,014510
0,018235	0,029333	0,033627	-0,015735
0,024020	0,033667	0,043618	-0,017059
0,031422	0,038441	0,055784	-0,018529
0,040784	0,043382	0,071029	-0,020098
0,052451	0,048725	0,090588	-0,021667
0,067157	0,054216	0,116176	-0,023382
0,086274	0,059412	0,147059	-0,025049
0,111765	0,064314	0,196078	-0,027059
0,147059	0,068627	0,245098	-0,028529
0,196078	0,071765	0,294118	-0,029510
0,245098	0,073137	0343137	-0,030196
0,294118	0,073627	0,392157	-0,030490
0,343137	0,073382	0,441176	-0,030392
0,392157	0,072353	0.490196	-0,030049
0,441176	0,070343	0,539215	-0,029412
0,490196	0,067745	0.588235	-0,028496
0,539215	0,064069	0,637255	-0,027206
0,588235	0,059476	0,676470	-0,025905
0,637255	0,053676	0,715686	-0,024337
0,676470	0,048356	0,754902	-0,022455
0,715686	0,042474	0,794117	-0,020307
0,754902	0,036376	0,828431	-0,018158
0,794117	0,030160	0,862745	-0,015738
0,828431	0,024335	0.892156	-0,013055
0,862745	0,018385	0,916666	-0,010623
0,892156	0,013349	0,936274	-0,008600

14

Tabelle VIII (Fortsetzung)

VR-12 mit 4% Fortsatz, normiert ff/r=— 0.104)

x/c	y,/c	x/c	y/c
0,916666	0,009152	0,950980	-0,006651
0,936274	0,006050	0,960784	-0,005392
0,950980	0,004151	0,970588	-0,004692
0,960784	0,003063	0,975490	-0,004482
0,970588	0,002120	0,980392	-0,004272
0,975490	0,001698	0,987744	-0.003957
0.980392	0,001471	0,995098	-0,003641
0,987744	0,001838	1,000000	-0,003431
0,995098	0,002.206
0,000000	0,002451

Die Kompensation des Kippmoments kann bekanntlich auch mit Hilfe eines S-Schlagprofils mit entsprechender Ausbildung der Hinterkante erreicht werden, wobei der Fortsatz 32 entweder an der Oberseite oder Unterseite des I ragtiügeiprofüs befestigt wird. Dies wird dadurch erreicht, daß bei dem ursprünglichen oder dem mit einem Fortsatz 32 modifizierten Tragflügelprofil ein Keil angewendet wird. F i g. Sa zeigt einen Keil 34, der bei einem ursprünglichen Tragflügelprofil angewendet ist. Die Länge des Keils entspricht 4% der Profilsehncdes betreffenden Blatts und hat ein Keilwinkel ö. Der Keilwinkel ei ist der Winkel zwischen der Oberfläche, an der der Keil angeordnet wird, und der Außenfläche des Keils 34. In F i g. 8a fällt die Hinterkante des Keils 34 mit der Hinlerkante des Tragflügelprofils in der ursprünglichen Ausführung zusammen. F i g. 8b zeigt einen Keil 34, der an einem Tragflügelprofii befestigt ist, welcher vorher mit einem Fortsatz 32 modifiziert wurde. In diesem !•"all erstreckt sich der Keil 34 zur Hinterkante des modifizierten Blattes. Versuche haben gezeigt, daß ein Keil 34, dessen Länge 4% der Profilsehne des ursprünglichen Tragflügelprofils entspricht, das Kippmoment des Tragflügelprofils an seinen Neutralpunkt um etwa 0,003 pro Grad des Keilwinkels Rändert. Die gilt für einen Keil 34 an der Oberseite. Wird ein Keil 3λ mit einem Fortsatz 32 kombiniert, so ergibt sich die zu erwartende Änderung der Blattstcigung als Summe der Wirkungen, die einmal durch den Fortsatz 32 aileine und den Keil 34 alleine gemäß der vorstehenden Erläuterungen erreicht werden. Eine Übersicht der Leistungsmerkmale und der Sehnendikkenverhältnisse bestimmter Tragfliigelprofile innerhalb der erfindungsgemäßen Profilfamilie ist in Tabelle IX gegeben.

Bei der vorliegenden Tragflügelprofilfamilie war festzustellen, daß eine Zunahme des c„,_n von 0.01 zu einer Abnahme des ci_ttlJ, von 0,1 führt. Der Kippmomentenbeiwert c,_T,o kann dabei durch Änderung der Profilwölbung, durch Hinzufügen von Fortsätzen 32 oder Hinterkantenkeilen 34 oder durch eine Kombination beider verändert weiden. Wie vorstehend angegeben ff

— 0,006 ± 0,002, wie das durch Versuche bestätigt ist.

Tabelle IX

nilic in ihrer Grundform cincrs o-

Tragfli'igelprofil	Leistung für VR-XX	cwfW=0.1	) M₁U₀	-0,007
VR-XX	*l/c*	1,52	0,802	0.000
VR-12	0,1062	1,55	0,792
VR-12 +4%	0.104			-0.007
TAB normiert		1,44	0,810	-0.005
VR-13	0.095	1.30	0.833	■f 0.006
VR-14	0.08	1,17	0,835
VR-15	0.08

40 45

Zusammengefaßt bezieht sich die Erfindung auf eine Familie von Tragflügelprofilen bei Drehflügelflugzeugen, insbesondere Hubschraubern. Die erfindungsgemäße Profilfamilie ist charakterisiert durch einen maximalen Auftriebsbeiwert cv_ma, bei M=OA und eine Verschiebung der Widerstandsdivergenz zu höheren Machzahlen, während sich das Kippmoment bei Null-Auftrieb C^₀ in einem Bereich von —0,01 bis + 0,01 verändert.

Hierzu 4 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Rotorblatt für einen Drehflügler, gekennzeichnet durch die Kombination folgender Merkmale des Rotorblattprofils:

(a) der Kippmomentbeiwert bei Null-Auftrieb c_m liegt in einem Bereich kleiner Geschwindigkeiten, in denen Kompressibilitätseffekte vernachlässigbar sind, innerhalb eines Bereiches von ±0,01;

(b) der maximale Auftriebsbeiwert c;_OT„ ist bei einer Machzahl M - 0,4 größer als 1,2;

(c) die Divergenzmachzahl bei Null-Auftrieb Mddo ist größer als 0,78.

ίο 2. Rotorblatt nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Kombination von maximalem Auftriebsbeiwert a_max und Divergenzmachzahl bei Null-Auftrieb Mddo bei dem Rotorblattprofil zwischen O_n,.,,= 1,6. Mdda=0,78 und c,_max = 12, M_ddo=0,85 fällt

3. Rotorblatt nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Kombination von maximalem Auftriebswert a_mx und Divergenzmachzahl bei Null-Auftrieb Mddo bei dem Rotorblattprofil im wesentiichen

15 auf eine Linie treffen, die durch die folgenden Koordinaten bei einem Kippmomentbeiwert bei Null-Auftrieb

Cm₀ von ^etwa —0,006 definiert wird:

Mddo

0,/» 0,79 0,80 0,81 0,82 0,83 0,84 0,85

1,50 1,55 1,50 1,45 1,38 133 1,26 1,20

wobei die Werte von Ci^_1x bei Abnahme des Cm₀ um jeweils etwa 0,01 um etwa 0,1 zunehmen und bei Zunahme des Cmo ^um jeweils etwa 0,01 um 0,1 abnehmen, und wobei die Werte des c_mo bei einer Machzahl liegen, die kleiner ist als 0,3.

4. Rotorblatt nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Rotorblattprofil im wesentlichen durch folgendes Y ;/ordinatensystem bestimmt ist:

x/c 0,0 x/c yi/c 0,0 0,02263 0,0 0,0 0,00012 0,0584313 0,00055 -0,0235405 0,00080 0,0912241 0,00200 -0,0442561 0,00195 0,1204614 0,0040 -0,0635593 0,00340 0,1489642 0,0062 -0,0790960 0,00520 0,1728437 0,0086 -0,0925612 0,00700 0,1959793 0,011 -0,10310734 0,00900 0,2171375 0,01465 -0,1158192 0,01105 0,245744 0,01955 -0,1271186 0,01415 0,2817326 0,2615 -0,1393597 0,01860 0,323352 0,0343 -0,1511299 0,02450 0,369209 0,04449 -0,1638418 0,03205 0,416666 0,0569 -0,177966 0,0416 0,467985 0,07245 -0,193032 0,0535 0,520716 0,0924 -0,20809793 0,0685 0,570621 0,1185 -0,2245763 0,0880 0,6177024 0,15 -0,2405838 0,1140 0,6591337 0,20 -0,259887 0,15 0,689266 0,25 -0,2740113 0,20 0,702448 0,3 -0,2834275 0,25 07071563 0,35 -0,2900188 0,30 0,7048023 0,4 -0,2928437 0,35 0,6949152 0,45 -0,29190207 0,40 0,6756120 0,5 -0,2886064 0,45 0,6506591 0,55 -0,28248588 0,50 0,6153484 0,6 -0,27369115 0,55 0,57124294 0,65 -0,26129943 0,60 0,5155367 0,69 -0.24880132 0,65 0.4644322 0.73 -0,2337476 0.69 0.77 -0,21566855

30 yu/c 36 353 y/c (Fortsetzung) 0,4079473 -0.19503766 x/c 0,3493785 x/c -0,17440207 0,73 0,289670 0,81 -0,1511516 0,77 0,233724 0,845 -0,12538606 0,81 0,176575 0,88 -0.1020245 0,845 0,1282109 0,91 -0,08259416 0,88 0,0879002 0535 -0,0638795 0,91 0,05811205 0,955 -0,04919021 0,935 0,0398682 0,97 -0,03354708 0,955 0,0294162 0.98 -0,02383 0,97 0,0203644 0,99 -0.0141243 0,98 0,0163041 0,995 0,99 0,0141243 1,0 0,995 1,0

wobei χ die Entfernung von der Blattvorderkante entlang der Profilsehne, c die Profiltiefe, y_u den Distanzpunkt an der Oberseite des Rotorblatts von der Profilsehne einer Senkrechten zur Pr.. ilsehne, yi den Distanzpunkt an der Unterseite des Rotorbiatts von der Profilsehne entlang einer Senkrechten znr Profiisehne bezeichnen, und wobei yjc und y/cuas Sehnendickenverhältnis bei einem Skalenfaktor t/c= 1 angeben, wobei t die maximale Dicke des Rotorb'atts bezeichnet, und wobei die Vorderkante des Rotorblatts im wesentlichen durch folgende Gleichungen bestimmt ist: