DE3789902T2

DE3789902T2 - Flügelfläche mit einer divergierenden hinterkante.

Info

Publication number: DE3789902T2
Application number: DE3789902T
Authority: DE
Inventors: Robert Gregg; Preston Henne
Original assignee: McDonnell Douglas Corp
Current assignee: McDonnell Douglas Corp
Priority date: 1987-06-01
Filing date: 1987-12-08
Publication date: 1994-12-01
Anticipated expiration: 2007-12-09
Also published as: WO1988009745A1; JP2588601B2; DE3789902D1; EP0373160A1; EP0373160B1; JPH03502910A; US4858852A

Description

HINTERGRUND DER ERFINDUNG

Die Erfindung betrifft das Gebiet verbesserter transsonischer Tragflügel für Flugzeuge. Insbesondere betrifft die Erfindung eine Ausführungsform der Hinterkante eines Tragflügels, mit der die Wirksamkeit des Tragflügels im Sinne einer größeren Dicke, einer verbesserten Auftriebsfähigkeit und eines verminderten Widerstandes verbessert wird.
Der aerodynamische Widerstand moderner transsonischer Tragflügelprofile besteht aus zwei Komponenten. Die zwei Komponenten sind der durch Oberflächenreibung bedingte Widerstand und der Kompressibilitätswiderstand. Bei niedrigeren Geschwindigkeiten (Machzahlen) besteht der Widerstand des Tragflügelprofils nur aus dem durch Oberflächenreibung bedingten Widerstand. Mit zunehmender Geschwindigkeit bzw. Machzahl treffen Stoßwellen auf die Oberfläche des Tragflügels. Diese Stoßwellen führen zu einem erhöhten Widerstand und sind der Hauptbestandteil des oben als Kompressibilitätswiderstand bezeichneten Widerstandes. Der Kompressibilitätswiderstand steigt mit zunehmender Machzahl gewaltig an und schränkt den Wirkungsgrad des Tragflügels im Sinne des Verhältnisses zwischen Auftrieb und Widerstand stark ein. Moderne Tragflügel für den Lufttransport werden beispielsweise so ausgelegt, daß der Beginn dieses Anstiegs im Widerstand solange hinausgezögert wird, bis die auslegungsgemäße Reiseflug-Machzahl erreicht ist. Der Aerodynamiker verwendet sowohl die Flügelpfeilung als auch das Tragflügelprofil als Hauptvariablen, um bei steigendem Widerstand eine ausreichend hohe Machzahl zu erreichen, während gleichzeitig ein hoher Auftrieb und ein geringer Widerstand erzielt werden.
Die jüngsten Entwicklungen zum Wirkungsgrad von transsonischen Tragflügelprofilen haben sich auf den sogenannten "Superkritischen Tragflügel" konzentriert, der von R.T. Whitcomb (US-Patent Nr. 3,952,971) entwickelt wurde. Bei dieser Art von Tragflügelprofil wird eine relativ flache Krümmung der Oberseite und eine starke Wölbung am hinteren Ende gewählt, um bei hohen Machzahlen einen starken Auftrieb und einen geringen Widerstand zu erreichen. Eingehende Konstruktionsstudien mit solchen superkritischen bzw. hinten belasteten Tragflügeln haben jedoch mehrere Nachteile erkennen lassen. Zunächst sind im hinteren Bereich stark gewölbte Tragflügel im Bereich der Flügelklappen eher dünn. Dieser dünne Bereich führt zu Konstruktionsproblemen beim Klappensystem. Zweitens haben sich ungünstige Effekte einer viskosen Grenzschicht bei Tragflügeln mit einer starken Belastung im hinteren Bereich als schwerwiegender erwiesen. Ein beachtliches Maß der rückwärtigen Wölbung geht effektiv verloren aufgrund der viskosen Grenzschicht, die die Wölbung im Bereich der Hinterkante der Oberseite und in dem gewölbten Bereich an der Unterseite reduziert. Infolge dieser nachteiligen Eigenschaften wird der volle theoretische Nutzen des sogenannten "Superkritischen Tragflügels" in der Praxis nicht erreicht.
Es sei darauf hingewiesen, daß in der Vergangenheit Versuche unternommen wurden, um die Wölbung des Tragflügelprofils zu erhöhen. Sämtliche Hinterkantenvorrichtungen wie die von Zaparka im US-Patent Nr. Re. 19,412 von 1935 gelehrten Klappen und die von Dadone im US-Patent Nr. 4,314,795, erteilt im Jahr 1982 (auf dem der Oberbegriff von Anspruch 1 beruht), gelehrten Keile, und auch die von Boyd im US-Patent Nr. 4,542,868 von 1985 gelehrten Keile wurden verwendet, um den Auftrieb des Tragflügelprofils zu verändern. Alle diese Vorrichtungen führen jedoch zu Oberflächenunregelmäßigkeiten, die zu einer früheren Ablösung der Grenzschicht, zu größerem Widerstand und zu einem Verlust in der Wirksamkeit der Wölbung führen.

ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG

Die Erfindung gibt einen transsonischen Tragflügel mit einer Sehne an, wobei der Tragflügel eine Hochdruckfläche besitzt;
ein stumpfes Hinterkantenende;
eine Niederdruckfläche, die der Hochdruckfläche gegenüberliegt und mit dem stumpfen Hinterkantenende verbunden ist; eine der stumpfen Hinterkante entgegengesetzte Vorderkante, die die Hochdruckfläche und die Niederdruckfläche miteinander verbindet; wobei der Tragflügel dadurch gekennzeichnet ist, daß
die Hochdruckfläche mit der stumpfen Hinterkante über einen unmittelbar angrenzenden Bereich mit einer starken örtlichen konkaven Krümmung verbunden ist; und
die hinteren Abschnitte der Hochdruck- und der Niederdruckfläche geneigte Flächen besitzen, die auseinanderlaufen bzw. divergieren.
Die vorliegende Erfindung vermeidet die im Stand der Technik auftretenden Oberflächenunregelmäßigkeiten, indem sie die Tragflügelhinterkante mit einem stumpfen Ende, einem Bereich einer starken örtlichen konkaven Krümmung an der Hochdruck- oder Niederdruckfläche nahe bei der Hinterkante und mit divergierenden geneigten Flächen auf der Oberseite und der Unterseite an der Hinterkante des Tragflügels versieht. Normalerweise wird ein vertikales oder nahezu vertikales Ende mit einer Höhe im Bereich von 0,2% bis 1,0% der Tragflügelsehne verwendet. Die starke örtliche Krümmung liegt vorwiegend innerhalb der letzten 2% bis 3% der Tragflügelsehne. Der eingeschlossene Winkel zwischen der Oberseite und der Unterseite liegt normalerweise zwischen 10º und 45º.
Die erhöhte Wirksamkeit der Wölbung wird durch mehrere Mittel erreicht. Zunächst ändert diese Auslegung der Hinterkante die normalen angepaßten Druckwerte auf der Oberseite und der Unterseite, die normalerweise als Kutta-Bedingung bezeichnet werden, um daraus den Auftrieb des Tragflügelprofils zu ermitteln. Durch die Einführung einer starken Krümmung im Bereich der Hinterkante auf einer Oberfläche des Tragflügels kann eine Belastung des Tragflügels entlang der Sehne bis zur Hinterkante aufrechterhalten werden, was die Auftriebsfähigkeit des Tragflügels verbessert. Die Kutta-Bedingung ist im Bereich der Hinterkante des Strömungsfeldes des Tragflügels modifiziert. Durch das Vorhandensein divergierender Flächen wird zweitens der auf das Ende des Tragflügels einwirkende Druck gesenkt und die Ausbildung einer Grenzschicht auf der Saugseite (normalerweise der Oberseite) wird reduziert. Durch diese Reduzierung der Ausbildung einer Grenzschicht auf der Oberseite wird die Wirksamkeit der Wölbung des Tragflügels erhöht. Drittens läßt sich durch die Einführung einer starken konkaven Krümmung auf der Druckseite (normalerweise der Unterseite) des Tragflügels die Druckverteilung auf der Unterseite steuern, so daß die Ausbildung einer Grenzschicht auf der Unterseite die Wirksamkeit der Wölbung wenig oder gar nicht beeinträchtigt. In einigen Fällen läßt sich die Ausbildung einer Grenzschicht auf der Unterseite erreichen, die die Wirksamkeit der Wölbung in der Tat erhöht. Durch die genaue Auslegung des Tragflügelprofils in diesem Bereich läßt sich die Ausbildung der Grenzschicht gut steuern. Die Ablösung der Grenzschicht auf der Unterseite und die daraus resultierende Zunahme des Widerstandes werden vermieden. Die Strömung an der Unterseite wird mindestens so stark verteilt wie die Strömung an der Oberseite, und folglich ist die Aerodynamik dieser Tragflügelflächen gegenüber den bekannten Hinterkantenbauformen verbessert.
Die Ausbildung spezieller Konturen und schließlich das Divergieren der Hinterkante führt zu einer erhöhten Wirksamkeit der Wölbung des Tragflügels, die dazu verwendet werden kann, um den Kompressiblitätswiderstand bei einem bestimmten Auftrieb zu reduzieren oder den Auftrieb bei einem bestimmten Anstellwinkel zu erhöhen, oder um die Profildicke bei einem bestimmten Auftrieb und Widerstand zu erhöhen, oder um die Machzahl bei einem bestimmten Auftrieb und Widerstand zu erhöhen, oder um eine Kombination dieser genannten Verbesserungen zu erreichen.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN

In den Zeichnungen, in denen gleiche Bezugszeichen gleiche Teile der Erfindung bezeichnen, zeigen:
Fig. 1 ein Paar Querschnittsansichten einer Grundform eines superkritischen Tragflügels und desselben Tragflügels, der zu der divergierenden Hinterkante gemäß der Erfindung modifiziert wurde;
Fig. 2 und 3 vergrößerte Ansichten der Hinterkantenabschnitte der in Fig. 1 gezeigten Tragflügel;
Fig. 4 ein Vergleich der zweidimensionalen Druckverteilung entlang der Sehne bei den beiden in Fig. 1 gezeigten Tragflügeln;
Fig. 5 die Ergebnisse eines Tests im Windkanal mit den beiden Tragflügeln von Fig. 1, wo der Auftriebskoeffizient im Vergleich zum Anstellwinkel und der Auftriebskoeffizient im Vergleich zum Widerstandskoeffizienten bei der genannten auslegungsgemäßen Anström-Machzahl dargestellt ist;
Fig. 6 ein weiteres Paar von Querschnittsansichten zum Vergleich einer Tragflügelgrundform mit demselben Tragflügel, der aber die divergierende Hinterkante gemäß der Erfindung aufweist, mit der Ausnahme, daß in diesem Fall die Erfindung verwendet wurde, um die Aerodynamik des Tragflügelprofils zu verbessern, ohne die geometrischen Eigenschaften nachteilig zu beeinflussen;
Fig. 7 und 8 vergrößerte Ansichten des Hinterkantenabschnitts der in Fig. 6 gezeigten Tragflügel;
Fig. 9 einen Vergleich der zweidimensionalen Druckverteilung entlang der Sehne bei den in Fig. 6 gezeigten Tragflügeln;
Fig. 10 einen Vergleich des Kompressibilitätswiderstandes der Tragflügel von Fig. 6;
Fig. 11 einen Vergleich des errechneten Widerstandskoeffizienten bei den Tragflügelprofilen mit divergierender Hinterkante und bei den bekannten Tragflügeln mit eingebautem Keil;
Fig. 12 die zahlenmäßige Auswirkung eines Tragflügels mit divergierender Hinterkante und im Vergleich dazu eines bekannten Tragflügels mit Hinterkantenkeil auf den Gesamtwiderstand des Flugzeugs; und
Fig. 13 den iterativen Prozeß zur Herstellung der konkaven Krümmung der Unterseite des Tragflügels.

BESTE AUSFÜHRUNGSFORM DER ERFINDUNG

Um einen Tragflügel mit der divergierenden Hinterkante gemäß vorliegender Erfindung zu versehen, wird von einem bestehenden Tragflügel mit einer herkömmlichen Hinterkante ausgegangen, oder es wird ein Tragflügel konstruiert, der die jeweils vorliegende Aufgabe ohne geometrische Einschränkungen und unter Verwendung der herkömmlichen Hinterkantenkonstruktion erfüllt. Man könnte dies als Tragflügelgrundform bezeichnen. Als nächstes wird die Hinterkante der Tragflügelgrundform modifiziert, indem man ein nahezu vertikales stumpfes Ende vorsieht, dessen Höhe im Bereich von 0,2% bis 1,0% der Tragflügelsehne liegt, und indem man einen Bereich mit einer starken örtlichen konkaven Krümmung in den letzten 3% der Tragflügelsehne auf der Unterseite vorsieht. Die genaue Form der konkaven Krümmung wird ermittelt, indem man eine Reihe von Parametervariationen erzeugt, die die Wölbung verstärken, während die Dicke der Hinterkante gleich bleibt, wie in Fig. 13 gezeigt. Mit zunehmender Wölbung nimmt auch die Divergenz der Unterseite in bezug auf die Oberseite in einem Bereich von 10 bis 450 zu. Diese alternativen Unterseiten müssen in Kombination mit dem übrigen Tragflügel, wie jeder andere Tragflügel auch, auf ihre Funktionsfähigkeit hin untersucht werden, bis die optimale Oberflächenkrümmung für die jeweiligen Bedingungen ermittelt ist. Der Tragflügel wird dann im Windkanal getestet, um die Berechnungen zu bestätigen.
Fig. 1 zeigt eine Schnittansicht eines typischen Tragflügels für ein Transportflugzeug, der nach der Lehre von Whitcomb konstruiert ist. Die Tragflügelgrundform ist in gestrichelten Linien dargestellt und mit DLBA 032 bezeichnet, während der Tragflügel mit der divergierenden Hinterkante gemäß der Erfindung in durchgezogenen Linien dargestellt und mit DLBA 238 bezeichnet ist. Der Tragflügel DLBA 238 wurde rein rechnerisch mit denselben transsonischen aerodynamischen Auftriebs- und Widerstandseigenschaften versehen wie der Bezugstragflügel DLBA 032. Die Verwendung der erfindungsgemäßen divergierenden Hinterkante (DTE) ermöglichte jedoch geometrische Modifikationen des Tragflügels, so daß man im Bereich der Flügelklappenkonstruktion einen wesentlich dickeren Tragflügel erhielt. Diese größere Dicke bewirkt eine wesentlich leichtere Klappenkonstruktion, da die Tiefe des Tragflügels bei 80% Sehne, also dem Bereich des Klappenholms, um 30% größer ist.
Bei allen Tragflügeln, ob bei der Tragflügelgrundform oder beim Tragflügel mit divergierender Hinterkante, ist der Tragflügel allgemein mit 20 bezeichnet, und er besitzt eine Vorderkante 22 und eine Hinterkante 24 mit einer Sehne 26, die beide miteinander verbindet. Die divergierende Hinterkante ist am besten in Fig. 2 und 3 in durchgezogenen Linien dargestellt. Ein stumpf es, nahezu vertikales Ende ist mit dem Bezugszeichen 28 gekennzeichnet, und der Winkel zwischen der Oberseite und der Unterseite des Tragflügels an der Hinterkante ist mit 30 gekennzeichnet.
Eine Solldruckverteilung für die Tragflügelgrundform DLBA 032 (gestrichelte Linie) und den modifizierten Tragflügel DLBA 238 mit der divergierenden Hinterkante (durchgezogene Linie) ist in Fig. 4 gezeigt. Es werden drei Merkmale angegeben. Zunächst ist von der Konstruktion her die Stoßfestigkeit der Oberseite bei beiden Tragflügeln gleich. Zweitens wurden bei der Druckverteilung auf der Unterseite wesentliche Änderungen vorgenommen, um die größere Dicke des Tragflügels im Bereich der Klappenkonstruktion einzuführen. Zu diesen Änderungen gehört der Einfluß der erfindungsgemäßen divergierenden Hinterkante auf die Steuerung der Druckverteilung. Die nachteiligen Druckgradienten sind herabgesetzt, und der Auftrieb wirkt im wesentlichen auf die Hinterkante. Drittens hat die erfindungsgemäße divergierende Hinterkante auch den Effekt, daß die nachteiligen Druckgradienten auf der Oberseite des Tragflügels im Bereich der Hinterkante herabgesetzt sind.
Die Ergebnisse der an diesen beiden Tragflügeln im Windkanal durchgeführten Tests sind in Fig. 5 dargestellt. Der Auftriebskoeffizient im Vergleich zum Anstellwinkel und der Auftriebskoeffizient im Vergleich zum Widerstandskoeffizienten sind in dieser Figur bei der auslegungsgemäßen Anström-Machzahl dargestellt. Bei einem gegebenen Anstellwinkel ist der Auftrieb des Tragflügels DLBA 238 (divergierende Hinterkante) etwas stärker. Der Tragflügel mit divergierender Hinterkante zeigt auch einen höheren maximalen Auftrieb. Bei einem gegebenen Auftriebskoeffizienten ist der Widerstandskoeffizient des Tragflügels mit divergierender Hinterkante gleich oder kleiner als der des Bezugstragflügels bzw. der Tragflügelgrundform. Somit wurde an dem Tragflügel eine geometrische Modifikation vorgenommen, um eine größere Tiefe bzw. Dicke am Klappenholm (80% Sehne) zu erreichen, indem der Tragflügel zusätzlich mit einer divergierenden Hinterkante versehen wurde, während gleichzeitig noch eine leichte aerodynamische Verbesserung erzielt wurde.
Zwei weitere Tragflügel werden in Fig. 6-8 verglichen, wo die divergierende Hinterkante gemäß der Erfindung verwendet wurde, um die aerodynamischen Eigenschaften des Tragflügelprofils zu verbessern, ohne die geometrischen Eigenschaften nachteilig zu beeinflussen. Der Bezugstragflügel bzw. die Tragflügelgrundform ist mit DLBA 186 bezeichnet, während der Tragflügel mit der divergierenden Hinterkante mit DLBA 243 bezeichnet ist. Der Tragflügel DLBA 243 wurde mit der erfindungsgemäßen divergierenden Hinterkante versehen, indem der Unterseite des Tragflügels im Bereich der Hinterkante der Tragflügelgrundform eine neue Kontur gegeben wurde. Die konstruktionsmäßigen Auflagen in Verbindung mit der Mindestdicke wurden beibehalten.
Die Solldruckverteilungen für die Tragflügelgrundform DLBA 186 und den Tragflügel DLBA 243 werden in Fig. 9 verglichen. In diesem Beispiel erzeugt der Tragflügel DLBA 243 mit der erfindungsgemäßen divergierenden Hinterkante eine wesentlich schwächere Stoßwelle auf der Oberseite bei gleichem Auftrieb wie bei der Tragflügelgrundform. Diese Verringerung der Intensität der Stoßwelle führt zu einer beachtlichen Verbesserung des Kompressibilitätswiderstandes. Es ist auch zu bemerken, daß der Auftrieb im wesentlichen auf die Hinterkante der divergierenden Hinterkantenkontur wirkt. Der resultierende zusätzliche Auftrieb zeigt die Wirksamkeit der divergierenden Hinterkante. Schließlich ist der Druck auf der Oberseite im Bereich der Hinterkante wesentlich herabgesetzt. Diese Verringerung setzt sich bis zur Hinterkante fort und bedeutet eine Verminderung des nachteiligen Druckgradienten in der Grenzschicht der Oberseite. Dieser verminderte Gradient führt zu mehr Auftriebsfähigkeit, zu größeren Flatterauftriebskoeffizienten und zu größeren maximalen Auftriebspegeln.
Die im Windkanal gemessenen Widerstandseigenschaften dieser beiden Tragflügel DLBA 186 und DLBA 243 werden in Fig. 10 verglichen. Die Kreise geben die gemessene Zunahme des Widerstandes des Bezugstragflügels DLBA 186 an. Die Dreiecke geben die gemessene Zunahme des Widerstandes des Tragflügels DLBA 243 mit divergierender Hinterkante an. Die verminderte Stoßfestigkeit des Profils DLBA 243 führt zu einer beachtlichen Verminderung des Widerstandes, wie aus der Figur ersichtlich ist. Diese Verminderung des Widerstandes macht 3 bis 4% des Widerstandes eines Flugzeugs aus, wenn ein solches Profil bei einem dreidimensionalen Tragflügelentwurf verwendet wird.
In Fig. 11 wurde der errechnete Widerstandskoeffizient des erfindungsgemäßen Tragflügels mit divergierender Hinterkante mit dem Tragflügel mit eingebautem Keil aus dem Stand der Technik gemäß Dadone und Boyd verglichen, und die Figur zeigt eine Verringerung des Widerstandes von ungefähr 11% 2-D (was 3-4% 3-D entspricht) bei Verwendung von divergierenden Hinterkantenwinkeln. In Fig. 12 wird ebenfalls der Keil nach dem Stand der Technik mit der divergierenden Hinterkante der vorliegenden Erfindung verglichen, und es ergibt sich eine Verringerung des Widerstandes während des Fluges um insgesamt 3 bis 4 Punkte.
Es versteht sich, daß die speziellen für die divergierende Hinterkante gezeigten Ausführungsformen keine Einschränkung darstellen sollen, und daß im Rahmen der hierin enthaltenen Lehre Modifikationen vorgenommen werden könnten, ohne von der generellen Lehre der vorliegenden Erfindung abzuweichen.

Claims

1. Transsonischer Tragflügel (20) mit einer Sehne (26), wobei der Tragflügel eine Hochdruckfläche besitzt;

ein stumpfes Hinterkantenende (28);

eine Niederdruckfläche, die der Hochdruckfläche gegenüberliegt und mit dem stumpfen Hinterkantenende (28) verbunden ist; wobei der Tragflügel dadurch gekennzeichnet ist, daß

die Hochdruckfläche mit der stumpfen Hinterkante (28) über einen unmittelbar angrenzenden Bereich mit einer starken örtlichen konkaven Krümmung verbunden ist; und

die hinteren Abschnitte der Hochdruck- und Niederdruckflächen geneigte Flächen besitzen, die auseinanderlaufen.

2. Tragflügel (20) nach Anspruch 1, des weiteren dadurch gekennzeichnet, daß die geneigten Flächen der hinteren Abschnitte der Hochdruckfläche und der Niederdruckfläche um einen von ihnen eingeschlossenen Winkel zwischen 10 und 45º auseinanderlaufen.

3. Tragflügel (20) nach Anspruch 1, des weiteren dadurch gekennzeichnet, daß die stumpfe Hinterkante (28) in bezug auf die Sehne (26) nahezu vertikal ist.

4. Tragflügel nach Anspruch 3, des weiteren dadurch gekennzeichnet, daß die nahezu vertikale Hinterkante eine Höhe zwischen 0,2% und 1,0% der Tragflügelsehne (26) besitzt.

5. Tragflügel nach Anspruch 1, des weiteren dadurch gekennzeichnet, daß der Bereich der Hochdruckfläche mit der