Start – und Landehilfen

Wie bereits in Кар. 12.1 ausgefiihrt wurde, dienen die Landehilfen am Tragfliigel zur Erhohung des maximalen Auftriebsbeiwertes. Es ist eine groBe Mannigfaltigkeit von Anordnungen zur Erhohung des maxi­malen Auftriebsbeiwertes im Gebrauch. Die alteren Arten von Lande­hilfen bestehen aus Klappen und Hilfsfliigeln, die an der Fliigelhinter- kante oder an der Fliigelnase angebracht sind (Abb. 12.3). In neuerer Zeit werden auch vielfach Vorrichtungen benutzt, bei denen durch eine Grenzschichtbeeinflussung mittels Absaugen oder Ausblasen eine Auf- triebserhohung erzielt wird. Hieriiber wurde bereits in Кар. 4.5 kurz berichtet. Einen umfassenden Uberblick iiber die verschiedenen Methoden

zur Erhohung des Maximalauftriebes enthalt das von G. V. Lachmann herausgegebene Sammelwerk ‘Boundary Layer and Flow Control’ [33].

Der EinfluB von Landehilfen auf die Auftriebscharakteristik cA(a) eines Fliigels ist in Abb. 12.30 schematisch dargestellt. Die Kurve 1 gibt den Fall ohne Klappenausschlag, wobei durch eine Grenzschicht – beeinflussung an der Fliigelnase der Beiwert cAm&x nach Kurve la

Klappenfltigels (schematisch). Erlftuterung siehe Text.

vergroBert wird. Die Kurve 2 gibt den Fall mil Klappenausschlag, wobei durch eine Grenzschichtbeeinflussung an der Nase, Kurve 2a, der Auf – triebsbeiwert cAm&x erhoht wird. SchlieBlich gibt Kurve 3 die Auftriebs- erhohung durch Grenzschichtbeeinflussung an der Klappennase und Kurve 3 a den Fall mit zusatzlicher Grenzschichtbeeinflussung an der Fliigelnase.

Klappen. Als einfachstes Verfahren zur Erhohung von cAmSiX bietet sich das Ausschlagen einer Wolbungsklappe nach Abb. 12.31a an. Ihre Wirkung beruht darauf, daB durch den Klappenausschlag die effektive Wolbung erhoht wird, wodurch betrachtliche Auftriebserhohungen er – reicht werden konnen. Als Beispiel zeigt Abb. 12.31a den cA-Wert in Abhangigkeit vom Anstellwinkel fur verschiedene Klappenaussehlage.

Die c4max-Steigerung hangt vom Klappentiefenverhaltnis Xk ab; optimale Werte ergeben sich nach [7] in der Regel fur lk == 0,20 bis 0,25.

Eine baulich recht einfache Landehilfe stellt die Spreizklappe nach Abb. 12.3e dar. Es ist dies eine ebene Platte, die an der Unterseite des Flugels anliegt und um ihre Vorderkante gedreht wird. Die Auftriebs – kurven cA (oc), die in Abb. 12.31 b fur verschiedene Klappenwinkel rjk an-

Abb. 12.31. Auftriebsbeiwerte von Klappenfliigeln in Abh&ngigkeit vom Ansteilwinkel a fur ver­schiedene Klappenausschl&ge rjk; Profil NACA 23012, Reynolds-Zahl Re = 6 • 106, nach [66]. a) Einfache Wdlbungsklappe, Klappentiefenverhaltnis Xk = 0,2; b) Spreizklappe Xk = 0,2.

gegeben sind, zeigen einen ahnlichen Verlauf wie fur die Wolbungsklappe (vgl. Abb. 12.31a). Die Wirkungsweise der Spreizklappen beruht nach E. Gruschwitz und 0. Schrenk [24] auBer auf einer WolbungsvergroBe – rung auf einer Druckerniedrigung auf der Saugseite des Profils. In Abb. 12.32 ist eine Druckverteilung fur einen Fliigel mit ausgeschlagener Spreizklappe dargestellt. Infolge der Umstromung der scharfen Hinter – kante der ausgeschlagenen Platte bildet sich hinter der Klappe in deren Totwasser ein starkes Unterdruckgebiet aus, das sich bis auf die Fliigel- oberseite auswirkt.

GrundsatzUch nimmt der c^max-Wert mit der Reynolds-Zahl zu. In Abb. 12.33 sind einige Ergebnisse uber den EinfluB der Reynolds-Zahl 30 Schlichting/Truckenbrodt, Aerodynamik, Bd. II, 2. Aufl.

auf die GroBe von сАтлх angegeben, und zwar sowohl fiir den Fliigel ohne Klappe als auch fur den Fliigel mit 60° Spreizklappenausschlag.

Eine Zusammenfassung der amerikanischen Messungen an Fliigeln endlicher Spannweite mit Klappen, die sich nur fiber einen Teil der Spann- weite erstrecken, wird in [18] und [55] gegeben. Dort wird auch fiber

das AbreiBverhalten solcher Fliigel berichtet; man vergleiche hierzu die Arbeiten [19], [35], [71].

Die Wirksamkeit der einfachen Wolbungsklappe ist durch die Stro- mungsablosung begrenzt, die bei groBem Ausschlagry* fiir alle Anstell – winkel unmittelbar hinter der Klap – pennase erfolgt. Durch Beeinflussung der Grenzschicht an der ablosungS – gefahrdeten Stelle laBt sich die auf- triebserhohende Wirkung der Wol­bungsklappe verbessern, wie in Abb. 12.30 schematisch gezeigt ist. AuBer dem mit erhebhchem Auf – wand verbundenen Absaugen bzw. Ausblasen, das anschlieBend noch ausfiihrhcher besprochen werden soli, stellt die zuerst von A. Betz [4] und G. V. Lachmann [32] ange – gebene Spaltklappe nach Abb. 12.3b eine einfache Bauform fiir eine natiirliche Grenzschichtbeeinflus – sung dar. Die Wirkung der Spalt – klappe besteht darin, daB die durch den SchUtz von derUnterseite zur Oberseite durchstromende Luft die am Fliigel gebildete Reibungsschicht in die freie Stromung forttragt, bevor sie sich ablost. Von der Klappennase an entwickelt sich eine neue Grenzschicht, die wiederum eine groBere Lauflange ohne Ablosung iiberwinden kann.

Der maximale Auftriebsbeiwert сЛш&х hangt von den in Кар. 6.41 ausfiihrlich behandelten Ablosungsvorgangen an dem vor der Klappe Uegenden Hauptfliigel ab. Die ungiinstigsten Stromungsbedingungen treten am Fliigel bei groBem Anstellwinkel (a ^ occAm&x) kurz hinter der Profilnase auf. Hier fiihrt der auf die Saugspitze folgende Druck – anstieg im allgemeinen zu einer Ablosung der Reibungsschicht an der Vorderkante des Fliigels (vgl. Abb. 6.44). Durch eine Grenzschicht – beeinflussung in ahnlicher Weise wie an der Hinterkantenklappe kann

die Ablosung zu groBeren Anstellwinkeln verschoben werden. Die Ver- langerung des linearen Verlaufs der Cx(a)-Kurve nach Abb. 12.30 ergibt einen betrachtlichen zusatzlichen Auftriebsgewinn.

Eine andere wirksame Anordnung zur Erhohung des Maximalauftrie – bes ist der Vorflugel (Slat) nach Abb. 12.3f, dessen Wirkungsweise bereits in Кар. 4.53 erlautert und fur den in Abb. 4.26 eine Polare an-

gegeben wurde. Abb. 12.34 zeigt den Auftriebsbeiwert in Abhangigkeit vom Anstellwinkel fur einen Flugel ohne und mit Vorflugel. In tlber – einstimmung mit der Profiltheorie bringt der Vorflugel keine merkhche Anderung der Profilwolbung, die sich in einer Parallelverschiebung der c^(<x)-Kurven ohne und mit Vorfliigeln auBern wurde. Infolge der naturhchen Grenzschichtbeeinflussung wird der maximale Auftriebs­beiwert eines Fliigels mit Vorflugel bei sehr groBen Anstellwinkeln er – reicht.

Eine ahnliche Wirkung wie der Vorflugel hat die zuerst von W. Kru­ger [31] angegebene Nasenklappe. Hierbei ist die Ursache fiir die Ver – groBerung von occAmSLX allerdings eine andere. Es wird namlich die fur den Ablosungsvorgang maBgebende Form der Profilnase (vgl. dazu Abb. 6.44) durch den Klappenausschlag in gunstigem Sinne verandert.

Zu den konventionellen Landehilfen an der Hinterkante gehoren auBer den bereits besprochenen der Doppelflilgel nach Abb. 12.3 c, der

eine baulich einfachere Art der Spaltklappe ist, und die Fowlerklappe nach Abb. 12.3d. Die letztere besteht aus einer Klappe, die nach hinten ausgefahren und ausgeschlagen wird. Auf diese Weise wird neben dem WolbungseinfluB auch gleichzeitig eine FlachenvergroBerung erzielt.

Haufig werden mehrere Lande­hilfen kombiniert verwendet, um einen moghchst hohen Maximalauf – trieb zu erzielen. Als Beispiel dafiir ist in Abb. 12.35 der Auftriebs – beiwert als Funktion des Anstell – winkels fur das Profil des Flugzeuges Do 27 mit Vorflugel und Doppelspalt – klappe angegeben. Der giinstige EinfluB, den die zwischen Vor – und Hauptflugel hindurchtretende Spalt – stromung auf die Grenzschicht hat, geht deutlich aus den Vergleichs- messungen imt abgedecktem Nasenspalt hervor. Bei der letzteren Anordnung liegen die c^max-Werte fur alle untersuchten Klappen – winkel um ^1сЛтах^0,6 niedriger; auBerdem hat das AbreiBen der Stromung einen steileren Auftriebsabfall zufolge als bei offenem Nasenspalt.

Umfangreiche Zusammenstellungen Tiber den maximalen Auftriebs- beiwert von Fliigeln ohne und mit Landehilfen findet man in [39], [41], [45]; man vergleiche auch [36].

Absaugung. Bei den Bemiihungen, den Maximalauftrieb von Trag- fhigeln noch weiter zu steigern, war die Absaugung schon friihzeitig untersucht worden [5]. Am wirksamsten erwies sich zunachst eine SchUtzabsaugung in Verbindung mit einem Klappenfliigel. Diese An­ordnung wurde an den beiden Gottinger Absaugeflugzeugen AF 1 und AF 2 nach Abb. 4.29 erfolgreich erprobt, woriiber bereits in Кар. 4.54 berichtet wurde. Bei gemigend starker Absaugung der verzogerten Reibungsschicht an der ablosungsgefahrdeten Stelle, die in der Nahe der Klappennase liegt, kann die Stromung liber der gesamten ffinter – kantenklappe anliegend gehalten werden.

Die Absaugeintensitat wird durch einen dimensionslosen Mengen- beiwert angegeben, der folgendermaBen definiert ist:

<12K>

Dabei bedeutet Q das pro Zeiteinheit abgesaugte Volumen, F die Flugelflache und die Anstromgeschwindigkeit. Der Maximalauftrieb kann durch Schlitzabsaugung betrachtlich vergroBert werden (vgl.

Abb. 12.35. Auftriebsbeiwert cA(<x) fur das Profil Go 819 mit Vorflugel und Doppelspaltklappe, nach [70].

dazu Abb. 12.30). Der bei voll anliegender Klappenstromung (cq — CqA) gegenuber der unbeeinfluBten Stromung (cq = 0) erreichbare Auftriebs – gewinn ist aus Abb. 12.36 zu entnehmen. Die Auftragung zeigt cA als Funktion des Klappenausschlages bei verschiedenen Anstellwinkeln des Flugels. Bemerkenswert ist die Tatsache, daB sich der potential – theoretische Auftriebsbeiwert ergibt, wenn gerade so stark abgesaugt wird, daB die Ablosung an der Klappe vollstandig verschwindet. t)ber die Berechnung des dafur erforderlichen Mengenbedarfs CqA sind in [2] Untersuchungen vorgenommen worden. In neuerer Zeit wurde neben der Schlitzabsaugung vielfach auch die kontinuierlich verteilte Absau – gung durch eine perforierte Wand angewendet, und zwar sowohl an der Hinterkantenklappe als auch an der Flugelnase. t)ber weitere Entwick – lungen von Absaugeeinrichtungen ist von B. Regenscheit [43] und H. Schlichting [47] zusammenfassend berichtet worden.

Die kontinuierlich verteilte Absaugung wurde theoretisch von H. Schlichting und W. Pechatj [49] untersucht. Flugversuche von

Abb. 12.36. Auftriebserhohung durch Schlitzabsaugung an der Hinterkantenklappe fur vollstandig anliegende Klappenstromung nach [2]. ———— Messung ohne Absaugung; ———— Messung mit Absaugung.

F. Schwarz [52] sowie F. Schwarz und W. Wuest [53] bestatigen die Anwendbarkeit der Nasenabsaugung.

Ausblasen. Neben der Absaugung hat sich auch die Grenzschicht – beeinflussung durch Ausblasen fur die Steigerung des Maximalauftriebes als wirksam erwiesen. Mit groBem Erfolg ist diese Methode am Trag – fliigel mit Hinterkantenklappe angewendet worden. Durch tangentiales Ausblasen eines diinnen Strahles mit hoher Geschwindigkeit an der

Nase der ausgesehlagenen Klappe kann die Ablosung der Stromung an der Klappe verhindert und damit der Auftrieb gesteigert werden. t)ber die physikalischen Grundlagen dieses Verfahrens ist bereits in Кар. 4.55 ausfuhrlich berichtet worden. Umfangreiche Untersuchungen dazu hat

F. Thomas [59] ausgefiihrt, vgl. dazu auch [58]. Ein typisches Ergebnis wurde in Abb. 4.34 angegeben. MaBgeblich fur die Wirkung des Aus – blasens ist der dimensionslose Impulsbeiwert

wobei sich der Index j auf die Werte im Strahl und der Index oo auf die Werte der Zustromung beziehen. In Abb. 12.37 ist fur einen Tragfliigel

mit festem Klappenausschlag der Auftriebsbeiwert in Abhangigkeit vom Anstellwinkel fur verschiedene Impulsbeiwerte с,- dargestellt. Das Aus – blasen wirkt ahnlich wie eine WolbungsvergroBerung (Klappenausschlag). Die Stromung lost sich jedoch schon bei kleinerem Anstellwinkel als ohne Ausblasen ab. Nach Abb. 12.30 laBt sich ein zusatzlicher Auftriebs-

Abb. 12.38, Profil mit Strahlklappe, Vergleich von Theorie und Messung ftir die Auftriebsanstiege дсдідос und dc^ldrjj. Theorie nach [28] und [56]. Messung — • — nach [14], щ = 31°; Messung — Д — nach [14], щ = 58°.

gewinn durch die Kombination mit einer Grenzschichtbeeinflussung an der Fliigelnase, entweder durch Absaugen oder Ausblasen [20] erzielen. Auch bei vollstandig anliegender Stromung ist noch eine weitere Auf – triebssteigerung durch verstarktes Ausblasen auf der Klappe moglich. Dies kommt durch die Superzirkulation und die Strahlreaktions – kraft zustande (vgl. Кар. 4.55 und Abb. 4.34). Von Ph. Poisson – Quinton [42] und J. Williams [69] ist iiber diesen Problemkreis zu – sammenfassend berichtet worden, vgl. dazu auch [33].

Ganz ahnliche Wirkungen wie bei einer festen Hinterkantenklappe erhalt man, wenn man in der Nahe der Fliigelhinterkante einen Luft – strahl sehr hoher Geschwindigkeit unter einem gewissen Winkel щ aus – blast, wie es in Abb. 12.38 angegeben ist [Strahlklappe = Jet Flap). Zu der Vertikalkomponente der Reaktionskraft des Strahles kommt noch ein zusatzlicher induzierter Auftrieb hinzu, der mitunter ein Vielfaches der Strahlreaktion sein kann (Superzirkulation). In [11], [42], [68] sind hieruber zahlreiche experimentelle Untersuchungen ausgefuhrt worden.

Abb. 12.39. Auftriebsbeiwert eines Pfeilfliigels mit Strahlklappe; Vergleich von Theorie und Messung nach [10]. Seitenverhaltnis Л = 3,5; Pfeilwinkel <p = 45°; Strahlwinkel rjj = 30°.

In Abb. 12.38 sind fiir ein symmetrisches Profil mit einer Strahl­klappe die Theorien von D. A. Spence [56] und W. Jacobs [28] mit Experimenten verglichen worden. Dargestellt ist die Abhangigkeit der Auftriebsanstiege dcAd<x und дсА/дщ vom Impulsbeiwert Cj, der durch Gl. (12.36) definiert ist. Dabei sind im vorliegenden Fall die Impulsbei – werte Cj sehr viel grdBer als in Abb. 12.37. Bis zu Werten von etwa Cj = 0,1 bewirkt der Blasstrahl eine Grenzschichtbeeinflussung und fur groBere Cj im wesentlichen eine Zirkulationserhohung (Superzirkula­tion). Mit wachsendem Cj steigen beide Auftriebsanstiege stark an. Fur Cj = 4 ist dcAjdoc etwa doppelt so groB wie ohne Ausblasen (Cj = 0). Die Gbereinstimmung von Theorie und Messung ist gut. Mit der Theorie

CM

Abb. 12.40. Dreikomponentenmessung eines Rechteckfliigels mit Bremsklappen nach [1]. Seiten-
verhftltnis A — 5,1; Klappen tiber die ganze Spannweite.

0: Fliigel ohne Klappen; S: Klappe auf Saugseite; D: Klappe auf Druckseite.

des Fliigels endlicher Spannweite mit Strahlklappe hat sich H. B. Helm- bold [25] befaBt.

Eine umfassende Tragflachentheorie fiir den Fliigel endlicher Spann­weite mit Strahlklappe ist von A. Das [8], [9], [10] ausgearbeitet worden. Ein Beispiel dieser Theorie und ihren Vergleich mit Messungen zeigt Abb. 12.39 fiir einen Pfeilfltigel mit einer tiber die ganze Spannweite durchgehenden Strahlklappe. Die Ubereinstimmung von Theorie und Messung ist gut. Eine zusammenfassende Darstellung der aerodynamischen Probleme des Hochstauftriebes ist von H. Schlichting [48] gegeben worden.

Bremsklappen, Unterbrecher. Die aerodynamische Wirkung von Bremsklappen (Abb. 12.4) ist zuerst von H. Jacobs und A. Wanner [27] und D. Fuchs [17] sowie spater systematisch von H. Voepel [63] und E. Reller [1] untersucht worden. Dabei wurde in [1] und [63] die Lage der Klappen auf Ober – und Unterseite variiert. Abb. 12.40 gibt das Ergebnis einer Dreikomponentenmessung fiir einen Fliigel mit iiber die ganze Spannweite reichenden Bremsklappen. Aus der Polaren ca(cw) geht der sehr groBe Widerstandszuwachs hervor. Im Vergleich zum Fliigel allein wachst der Widerstandsbeiwert etwa auf den zwanzig – fachen Wert an.

Vorrichtungen ahnlicher Art, die nur auf der Oberseite des Fliigels angebracht sind, bezeichnet man auch als Unterbrecher (Spoiler). Bei Betatigung nur auf einer Fliigelseite konnen sie zur Steuerung um Hoch – und Langsachse dienen. Die vom Unterbrecher verursachte Stromungs- ablosung am Fliigel erzeugt einen starken einseitigen Auftriebsverlust und damit ein Rollmoment. Windkanalversuche an Unterbrechern wurden von C. J. Wenzinger und F. M. Rogallo [67], B. Goethert [22], J. Fischel und J. M. Watson [15] sowie A. Heyser [26] mitgeteilt. Rechnerische Uberlegungen zur Wirkung des Spoilers wurden in [29] und [54] angestellt.