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cOS-02 A78-24418 « Profile design for an advanced-technology air- AIT foil for general aviation aircraft (Profilentwurf fur einen Tragflugel neuer Technologie fur Flugzeuge der allgemcinen Luftfahrt). 0.
Welte (Dornier GmbH. Friedrichshafen, West Germany). Di-utsche Gesetlschatt fur Lufl- und Raumfahrt, Jahrestagung, 10th, Berlin, West Germany, Sept 13-15, 1977, Paper 77-027. 25 p. 5 refs. In German. Research supported by the Bundesministerium fur For- tchung und Technologic.
NACA profiles and a profile from the NASA General Aviation- Whitcomb series are used as a starting point in designing an advanced airfoil for general aviation aircraft. Potential theory pressure distribu- tion calculations, together with boundary layer calculations, permit a decrease in the null moment and an optimization of the lift characteristics of the wing. Trailing edge flap design is also improved.
Wind tunnel tests are used to compare the conventional profiles, the NASA profile and the improved design. J.M.B.
" I - --. -> "ThSs'A'bomtst KibSfehad in , Issued by TECHNICAL IKFOR§aATIO» SERV8CE AMERICAN INSTITUTE OF AERO?«AUTCCS ASS® ASTRONAUTICS, 750 THIRD AVOCUE, REW YORK, N.Y.
SLR-'Jahreetagun*
D. Welte, Dornser GmbH
Jafirestagung 1977
der Deutschen Geseiischaft fur Luft- und Raumfahrt e.V.
13. bis 15. September 1977, Berlin
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KURZOBERSICHT fur Information und Ookumentation.
Dieter Welte FiiWlnstltuti Dornier GmbH Friedrichshafen DCLR-Hr.t 77-O27 Bcrieht Kr.t Datum: September 197?
77«: PROFZtENTWURF FOR EINEN TRAGFLUGEL NEOER TECHNOLOGIE FUR FLUGZEOGE DER ALLGEMEINEN L0FTFAHRT 21 Seiten, davon 11 Bilder, 5 Literaturgtellen Abttnkt (T«chnisch-«viu*flictiiftllch neutral ortentwn* Kurzub«nictit): Die Profile far Tragfiagel der allgezaeinen Luftfahrt werden heute nicht mehr einem Profilkatalog entnomtnen, sondern fir die Leistungsforderungen, die an das Flugzeug gestellt wer- den, entworfen. Eingeleitet wurde diese Entwicklung bei der NASA mit dem Entwurf der Profil-Reihe GA(W) - (General Avia- tion Whitcomb) . ~" ~~ Ausgehend von den aerodynamischen ur.d konstxuktiven Forderun- gen, die an das Profil und die Landeklappe far den Tragfla- gel neue'r Technologle gestellt werden/ erfolgt zunachst die kritische Beurteilung der konventionellen Profile NACA 652~ 415 und NACA 23O 18 sowie des Profils GA(W)-1 mittels poten- tialtheoretischer Druckverteilungsrechnungen und.Grenz - schichtrechnungen. Die Ontersuchungen zeigen Verbesserungs- mdglichkeiten auf, insfaesondere eine Verkleinerung des Nul,l- moments, und fuhren zu dem neuen Profil DO A-5.
Beim Entwurf der Einfachspaltklappe steht die Forderung nach hoher Gleitzahl fur den Steigflug und hohem Maximalauftrieb fflr die Lan-dung im Vordergrund. Die Optiaierung erfolgt. rech- nerisch und experimentell.
Windkanalaessungen im Laminarwindkanal der TU Stuttgart mit einem konventionellen Prof'il, dem Profil GA(W)-1 und dem Pro- fil DO A-5 bestatigen die angestrebten Leistungsverbesserun- gen sowohl ohne als auch mit Landeklappe.
Das Prcfil DO A-5 mit Einfachspaltklappe wurde fur den Ent- wurf des Tragflugels neuer Technologie far die DO 28 D Sky- servant als Versuchs trager verwendct. • ' Stiehwon* (SucntMgriff*): TragfLugelprofii , Profilmessungen, 2-D Rechnungen
DGLR
PROFILENTWORF FUR EINEN TRAGFLtJGEL NEUER TECHNOLOGIE FOR FLUGZEUGE DER ALLGEMEINEN LOFTFAHRT ) 0. Welte Cornier GmbH Postfach 142O, D- 799O Friedrichshafen OBERSICHT: Die Profile fur Tragflugel der Allgemeinen Luftfahrt werden heute nicht mehr einem Profilkatalog entnommen, sondern far die Lei- stungsforderungen, die an das Flugzeug gestellt werden, entworfen.
Eingeleitet wurde diese Entwicklung bei der NASA nit dem Entwurf der Profil-Reihe GA(W)-x (general Aviation Whitcomb).
Ausgehend von den aerodynamischen und konstruktiven Forderungen, die an das Profil und di-e Landeklappe ftir den Tragfldgel neuer Technologie gestellt werden, erfolgt zunachst die kritische Beur- teilung der konventionellen Profile NACA 65 -415 und NACA 23O xx sowie des Profils GA(W)-1 mittels potentialtheoretischer Druck- verteilungsrechnungen. Die Ontersuchungen zeigen Verbesserungsmag- lichkeiten auf, insbesondere eine ErhShung des Maximalauftriebs und eine Verkleinerung des Nullmoments und fuhren zu dem neuen Profil Do A-5.
) Die Arbeiten wurden aus Mitteln der 3MFT-F6rderung, Vorhaben LFK 753O, "Tragflugel neuer Technologie fir Flugzeuge der All- geaeinen Luftfahrt" durchgefflhrt.
Beim Entwurf der Einfachspaltklappe steht die Forderung nach hoher Gleitzahl fur den Steigflug und hohem Maximalauftrieb fur die Landung im Vordergrund. Die Optimierung erfolgt em- pirisch und theoretisch.
Hindkanalmessungen im Laminarwindkanal der TO Stuttgart mit einem konventionellen Profil, dem Profil GA(W)-1 und dem Pro- £il Do A-5 bestatigen die angestrebten Leistungsverbeaserun- gen sowohl ohne ala aucb mit Landeklappe.
Das Profil Do A-5 ait Einfachspaltklappe wurde fur den Entwurf des TragflOgels neuer Technologie fur die Do 28 D Skyservant als Versuchstrager verwandet- yi- ** fc-'r-',* $ 3 £i KJ&.
$?~?A e.*-i Bei der Ausarbeltung dos vorliegenden Vortrages wurde ich von Herrn Dipl.-Ing. H.J. Proksch, Herrn Dr.-Ing. W. Schmidt und. .
^-i aerrn Dipl.-Ing. W. Kaberland un'carstQtist. biesen Herren danke ich fur ihre Mitarbeit.
.^ vi r _ 1. Einleitung Bis vox Jeurzem wurden die Tragflugelprofile far Flugzeuge der Allgemeinen Luftfahrt den gangigen Profilkatalogen entnommen.
Zur Zeit im Einsatz befindliche Flugzeuge haben deshalb NACA Profile der 4- und 5-ziffrigen Reihe Oder Laminarprofile der* Reihen 63xxx bis 65xxx. Tabelle 1 zeigt eine Aufstellung uber die Tragflugelprofile von 2-motorigen Flugzeugen der Allgemeinen Luf tfainrt.
Die Situation hat sich rasch geandert. Ausgelost durch die Bnergiekrise wird nach MOglichkeiten'zur Verbeaaerung der Wirt- schaftlichkeit gesucht.
Bingeleitet wurde diese Entwicklung in den OSA, u.a. durch die NASA mit dem Enf.,urf der neuen Profilreihe GA(.W)-x (General Aviation \nitcoab) /!/, /2/,./3/.
Im Jahre 1975 erhielt die Firma Dornier vom BMFT eine Zuwendung fdr die Entwicklung eines Tragflugela neuer Technologia fur Flugzeuge der Allgameia«n Luftfahrt. Sin wesentlicher Bestand- teil dieser Aufgabe war der Profilentwurf.
Beim Profilentwurf war die Verbeaserung des Maximalauftriebs und der Gleitzahl ala Ziel gesetzt. Die Auswirkungen dieser Verbes- serunge.n auf die Plug- und Einsatzleistungen sowie auf die Be- triebskosten wurden in trade-off-Studien untersucht. So ergibt z.B. an einem zweimotorigen Reiseflugzeug, Abfluggewicht 1814 kp, Flachenbelastung 94,5 kp/m , Motorleistung 2 x 2OO HP eine Er- hdhung des Maximalauftriebs urn 2O % und der Gleitzahl im Steig- flug urn 4 % eine Verkdrzung der Startrollstrecke ua 25 % und eine Vergrflsserung des Steiggradienten bei TW-Ausfall urn 32 %.
Wollte man an Stella der Flugleistungen' die Einsatzleistungen verbessern, so wOrde unter denselben Annahmen eine Reichweiten- -3- vergrosserung von 57 % oder 26 %, je nacb den ob die Start- rollstrecke oder der einmotorige Steiggradient als kbristant angenommen wird, erzielt.
Ergebnis dieser Ontersuchungen ergaben sich far den Pro- filentwurf fir den TragflQgel nener Tecbnologie folgende aero- dynamischen Porderungen ( 2-dimensionale Werte) : Auftrieb beim* Mindestwiderstand in Reiseflug C <C ) - 0,4 Nullnoment C ^ - O,O7 m Maximalauftrieb, Klappen ein, C - 1,8 - 1,9 am Auftrieb bei bestera Steigan C <£ ) "1,8 a max Auftrieb bei bester Gleitzahl in Durchstartfall C < £ > "2,2 Maximalauftrieb fur die Landung C » 3,4 a
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Die Gleitzahl fur das Steigen und das Durchstarten so lite er heblich uber den bisherigen Werten liegen.
2. Profilentwurf Vergleicht man die Forderungen die an das neue Profil gestellt werden mit den Leistungen der bekannten NACA Profile, so kann an Hand von Tabelle 2 festgestellt werden, dass der Maxinalauf- trieb des klaren Profils und mit ausgeschlagener Landeklappe verbessert werden muss.
Der Maximalauftrieb der NACA Laminarprofile ist relativ niedrig, weil der Nasenradius aus Grunden der Laminarhaltung klein ist.
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Bel den 4- und 5-ziffrigen NACA Profilen 1st zwar der Nasen- radius grosser, jedoch die Wolbung auf den vorderen Tell be- schrankt.
Der Mindestwiderstand der NACA Laminarprofile 1st bei Ausnut- zung der Laminardelle sehr gering. Wir schliessen bei unserem Profilentwurf eine Laminarhaltung aus mehraren Grtinden aus: Brstens lasst sich aus fartigungstachnischan Grtinden am An- schluss des Naseztkastens an den Vorderholm in 17 % Profil- tiefe eine Onstetigkeitsstelle auf der Ober- und Unterseite nicht vermeiden. Zweitens umspdlt der Propellerstrahl 4O % der freien Fldgeloberflache.
Geht man von den genannten Tatsachen beim Entwurf einea neuen Profils aus, so gibt es nur 2 MaBnahmen die zur ErhShung des Haximalauftriebs und zur Verbesserung der Gleitzahl fihren: Vergrosserung des Nasenradius un-d/oder der Nasenwdlbung - Vergrflsserung der Wdlbung im rftckwartigen Profilteil.
Diese beiden Merkmale besitzt das von der NASA entwickelte Pro- fil GA(W}-1. Das Profil ist 17 % dick und besitzt einen Nasenra- dius von 3 % gegeniiber 1,59 % des NACA 64 -415. Wie die Tabelle 2 zeigt ist der Maximalauftrieb ohne bzw. mit Klappanausschlag unter gleichen Bedlngungen urn O,3 bzw. O,4 hdher als bei den konventio- nellen Profilen. Infolge der starken r\lckwartigen Belastung ist allerdings das Nullmoment urn •4c » - O,O55 bzw. - O,12 kopflar mo stiger. Erganzend zu den Beiwerten zeigt Fig. 1 einen Vergleich reibungsfrei gerechneter Druckverteilungen dieser Profile. Die Nasenradiusauf dickung baut die Saugspitze-'an der Nase ab und die rttckwartige Wdlbung vergrSssert die Belastung im hinteren Profil- teil.
-5- Bin Nullmoment von C » - O,12 bedeutat fur ein Flugzeug mQ von Typ Do 28 D Skyservant einen Trimmwiderstand von 3 % des Reiseflugwiderstandes. Das Ziel unseres Profilentwurfs fur den TragflQgel neuer Technologie war deshalb, ausgehend vom Profil GA(W)-l daa Nullmoment zu verklainern und den / Maxlmalauftrieb phne und mit Klappen mOglichst zu verbes- sern. Da die ruckwartige Profilwolbung fQr eine gute Klap- penwirksamkeit beibebalten werden sollte, musste das Null- moment uber eine adhere Belastung der Profilnase verkleinert werden.
Die Modification das Profils erfolgte itarativ mit einem Sin- gularitStenverfahren.Es wurde reibungsfrei gerechnet. Das Er- gebnis der Profiloptimierung zeigt Fig. 2, wo das neue Pro- fil mit der Bezeichnung Do A-S im Vergleich zum Ausgangspro- fil gezeigt ist..Das Profil Do A-5 ist im Nasenbereich st ker gewdlbt und hat einen kl.eineren Nasenradius. Die Profil->6C) dicke wurde aufgrund einer fOr den Tragflugel neuer .Technoio-^J^^ gie durchgefuhrten Gewichts- und Kostenanalyse von 17 », auf m 16 % reduziert. Fig.3 zeigt die Druckverteilung bei Ca 1 yerglichen mit derjenigen vom GA(W)-1, umgerechnet auf die- selbe Profildick-a.. Das reibungsfrei gerechneta Nullmoment wur- de urn 25 % auf C » - O,09 reduziert. Druckverteilungsrech- mo nungen bei hoheran Anstellwinkeln zeigen, dass die Saugspitze an der Nase nicht gr6sser als am Ausgangsprofil iat, siehe Fig. 4.
Far das neue Profil Do A-5 war eine Landeklappe zu enf jrfen.
In Landestellung sollte C « 3,4 und im Bereich 1,8 ™ C = a a 2,2 eine moglichst gute Gleitzahl erraicht werden. In aero- dynamiachen und konstruktiven Voruntersuchungen wurde eine Einfach- und eine Doppelspaltklappe verglichen. Es zeigte sich, » daas die Doppelspaltklappe aufwendiger in der Herstellung und bezxlglich der aerodynamischen Forderungen der Einfachspaltklap- pe unterlegen ist. Aus konstruktiven Dntersuchungen ergab sich eine maximale Klappentiefe von 3O % und eine maximale Rucklage dos Kla-ppendaches von 9O %.
Der Entwurf der Klappe erfolgte empirisch aufgrund von eigenen X. v.
Ontarlagen uber den Bntwurf einer Einfachspaltklappe fur das -V_ superkritische Profil CAST 7 (diese Arbaiten wurden in Jahr ;x 1974 und 1975 aus Mitteln der BMFT-F6rderung, Vorhaben LFF 17 ?'-r^ and LFF 23, "Hochauftriebsklappenprofil...fQr Transportflug- • zeuge" durchgefuhrt). Dieses Profil ist 12 % dick, h»t einen relativ grossen Nasenradius und eine starke ruckwartige Wolbung, ."
also bis au£ die geringere Oicke etwa dieselben Eigenschaften wie das Profil Do A-5. Als weitere Onterlage wurde der Bericht * - /4/ uber eine Fowlerklappe fur das Profil GA(W)-l verwendet.
Fig. 5 zeigt die neue Klappe in der ein- und ausgefahrenen Steilung.
Zur Kontrolle des Klappenentwurfs wurden Druckverteilungsrechnun- gen mit dem Verfahran von STEVENS und GORADIA /5/ durchgefuhrt:.
Dieses Verfabren berechnet die Druckverteilung und die Beiwerte von Profilsystemen in subsoiiischer -und viskoser StrSmung.
Fig. 6 zeigt die Druckverteilung auf dem Profil und auf der Klappe bei *l - 3O° und oL ~ 6°. Der Auftrieb ist C = 3,O.
a Die Wolbung von Klappendach und Klappe fiihrt zu einer relativ starken Druckabsenkung auf dem Klappendach und zu einer fulligen Belastung der Klappe. Beide Eigenschaften ergeben einen hohen Haximalauftrieb bei relativ kleinem Klappenauaschlag, was beides zu einer ausserordentlich grossen Gleitzahl fuhrt.
3. WindkanalJiessungen Mit dem Profil Do A-5 mit Einfachspaltklappe wurden im Laminar- windkanal der TO Stuttgart Messungen durchgefChrt. In derselben Messkampagne wurde zum Vergleich das Profil des Skyservant Fiagels, NACA 23O18 mit DoppeIspaltklappe untersucht. In einer fruheren Messperiode war schon das Profil GA(W)-1 untersucht worden. Damit waren gute Vergleichsmoglichkeiten gegeben.
-7- Die Profile batten -sine Tiefe von 1m und waren zwischen den Wanden der Mefistrecke uber O,73 m eingespannt. Die Kanalhohe betragt 2,73 m. An den Wanden wurde die Grenzschicht abge- saugt. In 17 % der Profiltiefe, entsprachend der VorderhoIm- position, wurde der Grenzschichtuaschlag kunstlich erzeugt.
Der Widerstand wurde ait einer Machlaufsonde, der Auftrieb aus der Wanddruckverteilung und das Moment am Aufhangebolzen mit einer DMS Waage gemessen.
Fig. 7 zeigt die Auftriebs- und Widerstandslcurven fur die 3 genannten Profile. Die starke ruckwartige WSlbung von Do A-5 und GA(W)-1 verursacht eine<^ -Verschiebung von -2 . Der Maxi- o malauftrieb des NACA 23O18 ist relativ koch, weil der hintere Spalt der Doppelspaltklappe bei eingefahrener Klappe offen ist.
a * O,15 besser als Der Maximalauftrieb des Do A-5 ist urn 4c max beim GA(W)-1. Widerstandsmassig ist das Do A-5 weitaus am bes- ten. Allerdings wird der grosse Widerstand beim 23O18 teil- weise verursacht durch den erwahnten Spalt und beim GA(W)-1 war die Transition bei 8 % und nicht bei 17 % wie bei den bei- den anderen Profilen.
Fig. 8 zeigt die Auftriebs- und Widarstandskurven mit Klappen- ausschlag. Die gewolbte Einfachspaltklappe des Do A-5 ergibt 7 ** 25 sovial C wie die Doppelspaltklappe des 23O18 V a * K. max * 7 - 4O . Das bewirkt eine Gleitzahlverbesserung von 23 %.
Kahren wir zum Ausgangspunkt des Prof ilentwurf s , den Forc'erungen, zuruck, so zeigt: Fig. 9 und Fig. 1O, dass diese erfQllt werden.
Das klare Profil hat ein C - 1,8; C _ - - O,OTund der Mini- 1,8; C - - O, no amax m malwiderstand ist bei C = O,4.
a V 40 ist C, Hit der Landeklappe in der Landestellung, ?7 3,35. Die beste Gleitzahl im Steigflug und im Durchstartfall wird beim Auftrieb von 1,8 = C » 2,2 erreicht. Bei ^ =» 3O° be- a R tragt die beste Gleitzahl flber 10O und liegt daaiit weit Qber dem Wert fOr das klare Profil.
-8- Das Profil und die Lande^lappe wurden f xir den Flugel neuer Technologie fur die Do 28 D Skyservant als Versuchsvrager direkt ubernommen. Fig. 11 zeigt das Modell im Windkan.-l.
Der Flugel ist rechteckig mit trapeziertem Aussen.i.. .ugel.
Der getrimmte Maximalauftrieb betxf.gr. bei Re » CxlO fur 7 _ - O°, C - 1,75 und fur f) " 4O° mit 1O° a v * K max •K • voranstellung C » 2,6.
a ZOSAMMBNFASSUNG: Far die Forderungen die an einen Tragflugel neuer Technologie fur Flugzeuge der Allgeseinen Luftfahrt gestellt werden, wur- de ein Profil nit Einfachspaltklappe entworfen.. Das Profil ent- stand durch Modifikation des von der NASA entwickelten Profile T GA(W)-1. Der Entwurf der Einfachspaltklappa e olgt(> empirisch.
aufgrund der Erfahrung mit Klappen fur superkritische Profile.
Letztere haben mit dem Profil GA(W)-1 die starke ruckwartige Molbung gemeinsam.
Im Laminarwindkanal der TO Stuttgart wurde das -.eue Piofil samt Klappe untersucht. Der Maximalauftrieb des Profils betragt C, = 1,8 und mit Klappe bei• ?7_ » 4O ist C = 3,35-. Die a max i &. . max - - beste Gleitzahl fur Steigflug und Durchstartfall betrag-c Qber 11O im Auftriebsbareich von 1,3 = C % 2,5.
a -9- LITERATURVERZEICHNIS: /!/ WILLIAM H. HENT2 New airfoil Sections for General Aviation aircraft SAE 73O876 /2/ R.J. MC GHEE, W.D. BEASLEY Low-speed aerodynamic characteristics of a 17-percent- thick airfoil section designed for General Aviation applications.
NASA TNT D-7428 /3/ 3. J. MC GHEE, et al.
Low-speed! aerodynamic characteristics of a 13-percent- thick airfoil section designed for General Aviation applications.
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SAE 74O36S /S/ W.A. STEVENS, S.H. GORADIA, J..A. BRADEN Mathematical model for two-dimensional multi-component airfoils in viscous flow.
NASA CR-1843 -10- O) CM 1 ^ ^> CO ^r CM
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Figur 11