AIR FOIL FOR SHORT TAKE-OFF AND LANDING AIRCRAFT

Abstract: 1. An airfoil for air-plains with short take-off and landing capability, and cruis speeds up to about 700 km/h having a center line (S) which includes a first forward point (b1 ) at about x/l = 0,15 with a first camber maximum of about 1,54% of the length (I), a rear point (b2 ) at about x/l = 0,7 with a second camber maximum which is about 1,94% of the length (I), a point (b3 ) located between the forward and the rear point (b1 and b2 ) and at about x/l = 0,4 representing a camber minimum of about 1,4% of the length (I), and where a profil droplet is superposed an the center line (S) and even thickness distribution (D), having a forwad point of about YD /l = 0,059 at about x/l = 0,42 by a point YD /l = 0,08, a point at about x/l = 0,7 of about YD /l = 0,052 and by a rear point of about YD /l = 0,003 5 and said profile also having a nose radius (r) of about r/l = 0,014 5.

Description: Tragflügel für Flugzeugemit Kurzstart- und Kurzlandeeigenschaften Die Erfindung betrifft die Profilform von Tragflügeln für Flugzeuge mit Kurzstart- bzw. Kurzlandeeigenschaften, vorgesehen für Reisefluggeschwindigkeiten bis etwa 700 km/h. Bei Flugzeugen der genannten Art ist es im Hinblick auf die gegenwärtige und im Hinblick auf die zukünftig zu erwartende Energiesituation in erhöhtem Masse erforderlich, nach Möglichkeiten zur Verbesserung der Wirtschaftlichkeit bei hohen Leistungsforderungen zu suchen. Zur Erfüllung hoher Leistungsforderungen kommt der Ausbildung der Profilform der Flugzeugtragflügel wesentliche Bedeutung zu. In der Vergangenheit war es üblich, Profile für Flugzeugtragflügel der allgemeinen Luftfahrt Profilkatalogen zu entnehmen. Solche Kataloge enthalten Zusammenstellungen von Profilreihen, so z. B. die, welche von der NACA aufgestellt worden sind. Für die Zusammenstellung einer Profilreihe wurde eine bestimmte Bezeichnungsweise festgelegt, aus der bestimmte Unterscheidungsmerkmale entnommen werden können. So enthält die Zusammenstellung einer Profilreihe nach einer Bezeichnung z. B. Angaben über die Profilwölbung in Prozent, der Wölbungsrücklage in Zehnteln der Profiltiefe und der Profildicke in Prozent der Profiltiefe. Bei einer anderen Profilreihe sind zu den festgelegten Massen für die Wölbung der Profile, der doppelte Wert der Wölbungsrücklage in Zehnteln der Profiltiefe, die Form der Skelettlinie und Werte für die Ausbildung-der Profile,-bezüglich der Profildicke in Prozent der Profiltiefe festgelegt. In neuerer Zeit herrscht zunehmend - auch bei neueren NACA Entwicklungen - die Tendenz vor, nach rein aerodynamischen Gesichtspunkten von vorgegebenen Druck- bzw. Geschwindigkeitsverteilungen auf der Saug- und Druckseite der Profile auszugehen. Ziel der angegebenen Entwicklungen ist es, Profilausbildungen zu ermitteln, die bestimmte Aufgaben optimal lösen. Vergleiche der entsprechend der Energiesituation an Profile gestellten Leistungsforderungen mit Leistungen bisher bekannter Profilausführungen lassen erkennen, dass zur Opti nietung eine Erhöhung des Maximalauftriebes der Profile mit und ohne Verwendung von Hochauftriebsmitteln in Form von Klappen angestrebt werden muss. Zur Vermeidung höheren Gewichtes und Verminderung des Widerstandes sind Klappenanordnungen mit nur einem Spalt zu bevorzugen. Der Maximalauftrieb bestehenden Profilreihen entnommener Laminarprofile ist aufgrund des für die Laminarhaltung der Strömung relativ gering zu bemessenden Nasenradius relativ niedrig. Demgegenüber ist der Mindestwiderstand der genannten Laminarprofile unter Ausnutzung der Laminardelle sehr gering. Die vorliegende Erfindung geht nicht von Laminarprofilen aus, und zwar aus Gründen, die sich aus der Fertigungstechnik hinsichtlich nicht vermeidbarer Unstetigkeiten der Profiloberbzw. der Profilunterseite an bestimmten Stellen über die Profiltiefe, z.B. im Bereich des Anschlusses des Nasenkastens am Vorderholm (z.B. bei einer Ausführung im Bereich von 17 % der Profiltiefe) ergeben und der Tatsache, dass zumindest ein Abschnitt der freien Tragflügeloberseite durch Propeller- bzw. Treibgasstrahlen der Triebwerke umströmt wird. Ausgehend von den genannten Fakten, wurde zur Schaffung gegen über bekannten, aus Profilkatalogen entnommenen Profilen (z.B. NACA-Profilen), verbesserter Profile, in bezug auf den Maximalauftrieb und den sich aus dem Verhältnis von Widerstandskraft zur Auftriebskraft ergebenden Gleitwinkel, eine stärkere Wölbung der Profilnase und eine stärkere Wölbung des Profils im rückwärtigen Abschnitt der Profiloberseite vorgesehen. Derartige bekannte Ausbildungen weisen gewisse Ähnlichkeiten mit bekannten Tragflügelprofilen für superkritische Strömungsverhältnisse auf. Jedoch ergibt sich bei diesen bekannten Profilausbildungen infolge der starken, rückwärtigen Belastungen des Profils ein Nickmoment mit gegenüber herkömmlichen Profilen starker Kopflastigkeit. Die dabei dickere Profilnase führt zu einem Abbau der Spitzen der Saugwirkung im Bereich der Profilnase und der rückwärtig gebildete Abschnitt mit seiner gegenüber herkömmlichen Profilen stärkeren Wölbung zu der genannten erhöhten Belastung im hinteren Profilabschnitt. Ein solches kopflastiges Nickmoment ergibt für Flugzeuge der eingangs erwähnten Kategorie in ungünstiger Weise einen Trimmwiderstand von mehreren Prozent des Reiseflugwiderstandes. Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, Profile für die Tragflügel von Flugzeugen der angegebenen Kategorie zu schaffen, die einerseits einen gegenüber bisher üblichen Werten grösseren Maximalauftrieb liefern und die andererseits eine Verringerung des kopflastigen Nickmoments ermöglichen. Ferner ist es Aufgabe der Erfindung, bei der Verwendung von Hochauftriebsklappen einen günstigen Übergang von der Kontur des Profils der Tragflügel auf die Kontur der Klappen sowohl in eingefahrenem als auch in ausgefahrenem Zustand zur Erzielung optimaler Strömungsverhältnisse herzustellen. Die gestellte Aufgabe ist erfindungsgemäss dadurch gelöst, dass das Profil einen Skelettlinienverlauf in Verbindung mit einem Nasenradius zur Erzielung des grösstmöglichen Auftriebes, sowie des kleinstmöglichen getrimmten Widerstandes im Reise- bzw. Steigflug aufweist, wobei aer Verlauf der Skelettlinie (S) einen vorderen Punkt (b1) bei ca. x/l = 0,15 mit einem ersten Wölbungsmaximum von ca. 1,54 % der Länge val), einen hinteren Punkt (b2) bei ca. x/l = 0,7 mit einem zweiten Wölbungsmaximum von ca. 1,94 % der Länge (l), einen zwischen den Punkten (b1 bzw. b2) liegenden Punkt (b3) bei ca. x/l = 0,4 eines Wölbungsminimums von ca. 1,4 % der Länge (1) einschliesst und wobei der Skelettlinie (S) ein Profiltropfen überlagert ist mit einer Dickenverteilung (D), die charakterisiert ist durch einen vorderen Punkt bei ca. x/l = 0,15 von ca. D1 = 0,059, einen Punkt bei ca. x/l = 0,42 von yD/l = 0,08, einen Punkt bei ca. x/l = 0,7 von ca. yD/l = 0,052 und einen hinteren Punkt bei ca. x/l = 1,0 von ca. yD/l = 0,007 und wobei ferner das Profil mit einem Nasenradius (r) von ca. r/l = 0,0145 ausgeführt ist. So ausgebildete Tragflügelprofile weisen gegenüber bekannten Tragflügelprofilierungen vergleichbarer Flugzeuge einen wesentlich höheren Maximalauftrieb, sowohl mit als auch ohne die Wirkung von Hochauftriebsmitteln, wie Einfachspaltklappen auf, wodurch die Landeeigenschaften in bezug auf eine möglichst kurze Landestrecke verbesert werden konnten. Ferner wurde mit der Profilausbildung eine Verringerung der Grösse des Nickmomentes erzielt, wodurch der Trimmwiderstand reduziert und damit eine wesentliche Kraftstoffersparnis erreicht wird. Zudem bewirkt die erfindungsgemässe Ausbildung des Profils eine Verbesserung der Gleitzahl für den Steigflug. Beispielsweise ergibt sich aus der Profilausbildung für ein zweimotoriges Reiseflugzeug mit einem Abfiuggewicht von 2 1814 kp, einer Flächenbelastung von 94,5 kp/m und einer Motorleistung von 2 x 200 HP eine Erhöhung des Maxima lauf- triebes um 20 % und der Gleitzahl im Steigflug um 4 % bei einer Verkürzung der Startrcllstrecke um 25 % und einer Vergrösserung des Steiggradienten bei Triebwerksausfall um 32 *. In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass dem Tragflügel eine Hochauftriebsklappe in der Art einer Einfachspaltklappe zugeordnet ist und dass die Klappe eine Tiefe von etwa 30%der Tiefe des Tragflügelprofils aufweist und eine maximale Rücklage des Klappendaches im Grössenbereich von 90 % vorgesehen ist. Durch die erfindungsgemäss angeordnete Spaltklappe ist bei Ausschlag in die Landestellung ein hoher Maximalauftrieb, z.B. bei einer Ausführung camax = 3,4 und für den Steigflug (Start) eine relativ hohe Gleitzahl in einem Grössenbereich von 1,8 5 ca 5 2,2 erzielt. Infolge der Klappenprofilierung, entsprechend dem Tragflügelprofil mit einem relativ kleinen Nasenradius mit relativ starker Wölbung im Nasenbereich und einer starken rückwärtigen Wölbung, wird eine Druckverteilung ähnlich der am Tragflügel mit den dort genannten vorteilhaften Wirkungen erzielt. Die Wölbung von Klappendach und Spaltklappe führt zu einer starken Druckabsenkung im Bereich des Klappendaches und zu einer fülligen Belastung der Klappe insgesamt. Aus der Klappenprofilierung ergibt sich bei relativ kleinem Klappenausschlag ein relativ hoher Maximalauftrieb. Daraus resultiert eine ausserordentlich hohe Gleitzahl. Ein Ausführungsbeispiel der erfindungsgemässen Profilierung ist in der Zeichnung dargestellt und wird nachfolgend im einzelnen beschrieben. Es zeigen: Fig. 1 schematisiert die Profilierung eines Tragflügels in zweidimensionaler Darstellung in x- und y-Richtung, Fig. 2 in einem Diagramm den Wölbungsverlauf der Profil Skelettlinie und den Dickenverlauf des der Skelett linie überlagerten Profiltropfens, wobei für den Dickenverlauf ein anderer Massstab gewählt ist, Fig. 3 in einem Diagramm den Kennlinienverlauf der Druck verteilung am Tragflügelprofil im Vergleich mit einem herkömmlichen Tragflügelprofil, Fig. 4 schematisiert das Tragflügelprofil in Verbindung mit dem Spaltklappenprofil, Fig. 5 in einem Diagramm den Kennlinienverlauf der Druck verteilung am Tragflügel bei ausgefahrener Spalt klappe, Fig. 6a in einem Diagramm die Kennlinie des Auftriebes über dem Widerstand im Vergleich zu einem herkömmlichen Tragflügelprofil, Fig. 6b in einem Diagramm die Kennlinie des Auftriebes über dem Anstellwinkel im Vergleich zu einem herkömmlichen Profil und Fig. 7 in einem Diagramm die Kennlinie des Nickmomentes. In Fig. 1 ist als Ausführungsbeispiel ein Tragflügelprofil in einem Koordinatensystem dargestellt, wobei auf der Abszisse x die relative Profiltiefe x/l mit der Profilsehnenlänge 1 undauf der Ordinate y die relative Profildicke y/l in einer Einteilung in Zehnteln der Profiltiefe bzw. der Profildicke aufgetragen ist. Die Kontur des Profils gemäss Fig. 1 ist bestimmt durch die symmetrische Dickenverteilung nach dem vorgegebenen Profiltropfen gemäss Fig. 2, der in bekannter Weise der gewölbten Skelettlinie S gemäss Fig. 2 mit ihren beiden Wölbungsmaxima b1 bzw. b2 und dem zwischen diesen liegenden Wölbunysminimum b3 überlagert ist. Der Wölbungsverlauf der Kennlinie der Skelettlinie S nach Fig. 2 weist einen hinteren Abschnitt x/l von 0,7 mit dem zweiten Wölbungsmaximum b2 mit starkem Abfall gegen die Profilhinterkante 6 auf, welcher in Verbindung mit der relativ dicken Hinterkante von yD/l = 0,007 nach Fig. 2 zur Erzielung des allgemein als "rear loading" bezeichneten Effektes des Druckverlaufes an der Profiloberseite 3 und Profilunterseite 4 führt. Der mittlere Abschnitt x/l ab der Teilung 0,3 bis 0,7 der Kennlinie mit Wölbungsabnahme und Einschluss des Wölbungsminimums b3 führt in Verbindung mit der Dickenverteilung D nach Fig. 2 zu einer flach verlaufenden Profiloberseite 3 mit Vermeidung einer vorzeitigen Ablösung der Grenzschicht und einem weit nach hinten in Richtung auf die Profilhinterkante 6 verlagerten, wirksamen Unterdruckbereich an der Profiloberseite 3. Der vordere Abschnitt x/l von 0 ausgehend bis ca. 0,25 der Einteilung ergibt sich aus dem relativ kleinen Nasenradius r und relativ grosser Wölbung sowie der nach unten gezogenen Profilnase 7 zur Erzielung des allgemein als "front loading" bezeichneten Effektes des Druckverlaufes an der Profiloberseite 3 und Profilunterseite 4. Daraus resultieren die geforderten günstigen Trimmwiderstände im Reiseflug mit teilweiser Kompensation des unerwünschten Nickmomenteneffektes infolge "rear loading" im hinteren Bereich des Profils. Die Profilkontur wird, wie in Fig. 2 dargestellt, beschrieben durch den gewölbten Verlauf der Skelettlinie S und durch eine symmetrische Dickerverteilung D, die der Skelettlinie S überlagert ist. Dafür ist gegenüber der Bestimmung der Skeiettlinie eine Ordinate y mit anderem Massstab eingetragen. Charakterisiert ist die gewählte Dickenverteilung D durch einen vorderen Punkt bei ca. x/l = 0,5 mit ca. D1 = 0, 059, einem Punkt bei ca. x/l = 0,42 mit ca. yD/l = 0,08 und einem hinteren Punkt bei ca. x/l = f mit ca. yD/l = 0,007. Dabei ist für die Auslegung der Profilnase ein Nasenradius mit r/l = 0,0145 bestimmt. Im Diagramm nach Fig. 3 ist im Zusammenhang mit der Ausbildung des Profils 1 gemäss Fig. 1 und 2, der Kennlinienverlauf der Druckverteilung im Vergleich mit einer herkömmlichen Profilausbildung gezeigt. Daraus ist die durch die Ausführung nach Fig. 1 bis 3 erzielbare günstige Druckverteilung mit Abbau der Saugspitze und den daraus resultierenden guten Langsamflugeigenschaften ohne die Gefahr einer Ablösung der Grenzschicht bei höheren Anstellwinkeln zu erkennen. Dabei entspricht die gestrichelte Kennlinie der herkömmlichen Ausbildung. Erreicht wird dieser Effekt durch den relativ kleinen Nasenradius und den Anstieg der Wölbung der Skelettlinie S zum ersten Wölbungsmaximum b1. Ferner lässt sich dem Diagramm der erzielte "front loading"-±ffekt in Verbindung mit dem erzielbaren "rear loading"-Effekt entnehmen, wobei ein günstiger Übergang zur Oberseite einer Hochauftriebsklappe erreicht ist, wie Fig. 4 erkennen lässt. Ausserdem zeigt dabei die Druckkurve cp im Bereich c/l zwischen 0,25 und ca. 0,6 einen nahezu ebenen Verlauf, entsprechend dem Minimum b3 der Kennlinie der Skelettlinie S. In Fig. 4 ist die Ausführung des Profils 1 in Verbindung mit einer Einfachspaltklappe 2 dargestellt. Das Diagramm des Kennlinienverlaufes der Druckverteilung gemäss Fig. 5 am Profil der Spaltklappe 2 zeigt für die Spaltklappe 2 einen dem Druckverlauf am Profil 1 ähnlichen Druckverlauf mit den daraus resultierenden, bereits genannten vorteilhaften Wirkungen. Mit 3' ist dabei die Klappenober-, und mit 4' die Klappenunterseite und mit 7' die Klappennase bezeichnet. In Fig. 6a sind in graphischer Darstellung die verbesserten Polaren der Ausführung des Tragflügelsprofils bzw. Auftriebsund Widerstandsbeiwerte ca bzw. cw des Profils dargestellt, im Vergleich zu einem entsprechenden, in üblicherweise ausgebildeten Profil, hier dem NACA-Profil 23 018 (gestrichelt dargestellt). Fig. 6b zeigt den Verlauf des Auftriebsbeiwertes ca über dem AnstellwinkelOC des Ausführungsbeispiels, ebenfalls im Vergleich zu den Werten des bekannten Profils (NACA 23 018). Zu erkennen ist hier der gleichbleibende Wert des Maximalauftriebes ca über ¯inden grossen Bereich der Änderung des max Anstellwinkels CC mit der daraus resultierenden Unempfindlichkeit der Profilausbildung im Langsamflug entsprechend der gestellten Aufgabe. Schliesslich zeigt die Fig. 7 den Kennlinienverlauf des Nickmomentes cm mit über den gesamten Bereich des Auftriebes geringem Wert mit den daraus resultierenden guten Trimmeigenschaften und der davon abhängigen Reduzierung des Widerstands für den Reiseflug des Flugzeuges. Es wurde gefunden, dass das Zusammenwirken der voneinander abhängigen Merkmale des erfindungsgemässen Profils zur Erfüllung der gestellten Forderungen gemäss der Aufgabe zu einer wesentlichen Verbesserung des Maximalauftriebes, des Gleitwinkels und der Trimmung mit der daraus resultierenden Verminderung des Widerstandes im Reiseflug und damit zu einer wesentlichen Kraftstoffeinsparung führt.

Claims: Patentansprüche: 1. Profilform von Tragflügeln für Flugzeuge mit Kurzstart bzw. Kurzlandeeigenschaften, vorgesehen für Reiseflug geschwindigkeiten bis etwa 700 km/h, dadurch gekennzeich net, dass das Profil einen Skelettlinienverlauf in Ver bindung mit einem Nasenradius zur Erzielung des grösst möglichen Auftriebes, sowie des kleinstmöglichen ge trimmten Widerstandes im Reise- bzw. Steigflug aufweist, wobei der Verlauf der Skelettlinie (S) einen vorderen Punkt (b1) bzw. ca. x/l = 0,15 mit einem ersten Wölbungs maximum von ca. 1,54 % der Länge (1), einen hinteren Punkt (b2) bei ca. x/l = 0,7 mit einem zweiten Wölbungsmaximum von ca. 1,94 % der Länge (1), einen zwischen den Punkten (b1 bzw. b2) liegenden Punkt (b3) bei ca. x/l = 0,4 eines Wölbungsminimums von ca. 1,4 % der Länge (1) ein schliesst und wobei der Skelettlinie (S) ein Profiltropfen überlagert ist mit einer Dickenverteilung (D), die charak terisiert ist durch einen vorderen Punkt bei ca. x/l = 0,15 von ca. y yD/l = 0,059, einen Punkt bei ca. x/l = 0,42 von YD/l = 0,08, einen Punkt bei ca. x/l = 0,7 von ca. yD/l = 0,052 und einen hinteren Punkt bei ca. x/l = 1,0 von ca. YD/1 = 0,007 und wobei ferner das Profil mit einem Nasenradius (r) von ca. r/l = 0.0145 ausgerührt ist. 2. Tragflügel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass dem Tragflügel (1) eine Hochauftriebsklappe (2) in der Art einer Einfachspaltklappe zugeordnet ist und dass die Klappe eine Tiefe von 30 % der Tiefe des Tragflügel profils (1) aufweist und eine maximale Rücklage des Klappendaches (8) im Grössenbereich von 90 % vorgesehen ist.

Inventors: LOTZ, MICHAEL, DR.-ING., PROKSCH, HANS-JORG, DIPL.-ING., WELTE, DIETER, DIPL.-ING., ZIMMER, HERBERT, DIPL.-ING., Proksch, Hans-Jörg, Dipl.-Ing.
Applicants: DORNIER GMBH
Application year: 1982
Main classification: B64C3
IPC codes: B64C3