SIMCON Drake - Dokumentation - OUV
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<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong><br />
- <strong>Dokumentation</strong> -<br />
Modul Flugzeugbau<br />
Internationaler Studiengang Luftfahrtsystemtechnik und -management<br />
15. ILST<br />
Andreas Klein Benno Greiling David Frank<br />
Falk Hirsch Johannes Crombag Jonas Herres<br />
Moritz Kellermann Ole Wittenberg<br />
Bremen, 26.01.2012<br />
Institut für Aerospace-Technologie<br />
Hochschule Bremen
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> Inhaltsverzeichnis<br />
Inhaltsverzeichnis<br />
I. Konzeptionsphase<br />
manntragendes Selbstbauflugzeug 9<br />
1. Anforderungen 11<br />
1.1. Anforderungen des Design-Wettbewerbs der Oskar-Ursinus-Vereinigung . . 11<br />
1.2. Marktanalyse . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12<br />
1.3. Einsatzprofile . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18<br />
1.4. Analyse der Zulassungskriterien . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19<br />
1.4.1. Übersicht über die Zertifizierungsspezifikationen . . . . . . . . . . . 20<br />
1.4.2. Fazit und Ausblick . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21<br />
2. Flugzeuggeometrie 22<br />
2.1. Massenabschätzung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23<br />
2.1.1. Motorisierung aus Vergleichsflugzeugen . . . . . . . . . . . . . . . . 25<br />
2.2. Bestimmung der Referenzfläche . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26<br />
2.3. Untersuchung einer Canardkonfiguration . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28<br />
2.3.1. Namensgebung und Flugzeuglogo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31<br />
2.3.2. Abschätzung des Down- und Upwashes . . . . . . . . . . . . . . . . 32<br />
2.4. Aerodynamische Auslegung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 34<br />
2.4.1. Design-Punkt des Flugzeuges . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 35<br />
2.4.2. Profilwahl . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 35<br />
2.4.3. Vorgehensweise XFLR5 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37<br />
2.4.4. Neutral- und Schwerpunktsberechnung . . . . . . . . . . . . . . . . . 39<br />
2.4.5. Einstellwinkelberechnung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41<br />
2.4.6. Berechnungsmethodik . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43<br />
2.4.7. Genauere Massenabschätzung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 45<br />
2.4.8. Aerodynamische Optimierung mit Hilfe von XFLR5 . . . . . . . . . 45<br />
2.4.9. Stabilitätsanalyse mit XFLR5 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 49<br />
2.4.9.1. Einführende Überlegungen und Vorgehensweise . . . . . . . 49<br />
2.4.9.2. Längsstabilität . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 50<br />
2.4.9.3. Weiterführende Analyse mit XFLR5 . . . . . . . . . . . . . 51<br />
2.4.10. Berechnung der Querruderwirksamkeit . . . . . . . . . . . . . . . . . 58<br />
II. Auslegungsphase manntragendes Selbstbauflugzeug 64<br />
3. Flugleistungen und -eigenschaften 65<br />
3.1. Betrachtung der Flugleistung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 65<br />
3.1.1. Startrollstrecke . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 67<br />
2
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> Inhaltsverzeichnis<br />
3.1.2. Horizontalfluggeschwindigkeit bei maximaler Dauerleistung . . . . . 68<br />
3.1.3. Geschwindigkeit des besten Steigens und maximale Steiggeschwindigkeit<br />
. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 68<br />
3.1.4. Geschwindigkeit des steilsten Steigens . . . . . . . . . . . . . . . . . 69<br />
3.1.5. Range und Endurance . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 69<br />
3.2. Stabilitätsanalyse . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 70<br />
3.3. V-n-Diagramm für Manöver und Böen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 70<br />
4. Bau- und Konstruktionskonzept 72<br />
4.1. Baukonzept . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 72<br />
4.2. Haupt-Struktur-Elemente . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 73<br />
4.2.1. Flügel und Canard . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 73<br />
4.2.2. Seitenleitwerk . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 74<br />
4.2.3. Rumpf . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 74<br />
4.2.4. Motorsektion mit Propeller . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 74<br />
4.3. Propellerwahl . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 75<br />
4.4. Motoreinbau . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 75<br />
4.5. Cockpitgestaltung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 77<br />
4.6. Übersicht über die Steuerung des Flugzeuges . . . . . . . . . . . . . . . . . 78<br />
4.6.1. Konventionelle Ansteuerung der Ruder über Steuergestänge und -<br />
seilzüge . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 78<br />
4.6.2. Ansteuerung der Ruder über ein steer-by-wire System . . . . . . . . 78<br />
4.7. Flugzeugsysteme . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 81<br />
4.7.1. Kraftstoffsystem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 81<br />
4.7.2. Übersicht über das Schmiersystem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 82<br />
4.7.3. Übersicht über das Kühlsystem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 83<br />
4.7.4. Übersicht über das elektrische System . . . . . . . . . . . . . . . . . 84<br />
4.7.4.1. Schaltplan . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 85<br />
4.7.4.2. Batterie . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 87<br />
4.7.4.3. Weitere elektronische Komponenten . . . . . . . . . . . . . 87<br />
5. Massenbetrachtung 88<br />
5.1. Massen-Schwerpunkts-Diagramm . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 88<br />
5.2. Abschätzung der Leermasse und des Leermassen-Schwerpunktes . . . . . . . 88<br />
6. Marketingkonzept 90<br />
6.1. Gesamtkostenabschätzung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 90<br />
6.2. Finale Auslegung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 90<br />
6.2.1. Mitglieder der <strong>OUV</strong> . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 92<br />
6.2.2. Studienarbeiten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 92<br />
6.2.3. Bezahlte Ingenieure . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 92<br />
6.3. Finanzierungsmöglichkeiten des Prototyps . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 92<br />
6.3.1. Werbemöglichkeit der Zulieferer . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93<br />
6.3.2. Spenden . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93<br />
6.3.3. Forschungsmittel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93<br />
6.3.4. Verein Gründen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93<br />
6.3.5. Privatpersonen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94<br />
3
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> Inhaltsverzeichnis<br />
6.4. Bauoptionen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94<br />
6.4.1. Mitglieder der <strong>OUV</strong> . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94<br />
6.4.2. Vergabe von Bachelorarbeiten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94<br />
6.4.3. Serienfertigung des <strong>Drake</strong> . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94<br />
6.5. Fazit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 95<br />
7. Datenblatt und Dreiseitenansicht 96<br />
III. Entwicklungsphase Modellflugzeug 98<br />
8. Anforderungen an das Modell 100<br />
9. Modell-Geometrie 102<br />
9.1. Massenabschätzung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 102<br />
9.2. Bestimmung der Referenzfläche . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 102<br />
9.3. Aerodynamische Betrachtung des Modells . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 103<br />
9.3.1. Neutral- und Schwerpunktsberechnung . . . . . . . . . . . . . . . . . 103<br />
9.3.2. Einstellwinkelberechnung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104<br />
9.3.3. Aerodynamische Optimierung mit XFLR5 . . . . . . . . . . . . . . . 105<br />
9.4. Festigkeitsnachweis Holm . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109<br />
9.5. Materialwahl . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 112<br />
9.6. Detailkonstruktion . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 116<br />
9.6.1. Konstruktion des Rumpfes . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 117<br />
9.6.2. Positionierung des Hauptfahrwerks . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 117<br />
9.6.3. Verbindung von Flügeln und Rumpf . . . . . . . . . . . . . . . . . . 119<br />
9.6.4. Befestigung der Seitenleitwerke . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 120<br />
9.6.5. Ansteuerung der Canardruderfläche . . . . . . . . . . . . . . . . . . 120<br />
9.6.6. Ansteuerung der Quer- und Seitenruder . . . . . . . . . . . . . . . . 120<br />
9.6.7. Elektrische Systeme . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 121<br />
9.6.8. Weiterführende Überlegungen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 122<br />
9.7. Präzise Massenabschätzung für das Modell . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 122<br />
9.8. Datenblatt des Modells . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 124<br />
10.Ausblick 126<br />
4
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> Inhaltsverzeichnis<br />
Abkürzungsverzeichnis<br />
<strong>OUV</strong> Oskar-Ursinus-Vereinigung - Deutsche Gesellschaft zur Förderung des Selbstbaus<br />
von Luftfahrtgerät e.V.<br />
FLUB Abkürzung für das Modul Flugzeugbau an der Hochschule Bremen<br />
ISA International Standard Atmosphere - Standardatmosphäre nach ICAO<br />
LuftVO Luftverkehrs-Ordnung<br />
MCP Maximum Continous Power - maximale Dauerleistung<br />
MSL Mean Sea Level, Normal Null<br />
NACA National Advisory Committee for Aeronautics<br />
TBO time between overhaul<br />
5
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> Inhaltsverzeichnis<br />
Einleitung<br />
Bei dem vorliegenden Schriftstück handelt es sich um die <strong>Dokumentation</strong> des Projekts<br />
<strong>SIMCON</strong>, das im Rahmen des Moduls Flugzeugbau bei Herrn Prof. Dr.-Ing. Olaf Frommann<br />
an der Hochschule Bremen im Wintersemester 2011/2012 durchgeführt wird. Ziel<br />
des Projektes ist die Teilnahme an dem Flugzeug-Design-Wettbewerb der Oskar-Ursinus-<br />
Vereinigung (im Folgenden <strong>OUV</strong> genannt), die den Eigenbau von Luftfahrtgeräten in<br />
Deutschland fördert.<br />
Es soll ein manntragendes, ein- oder zweisitziges Flugzeug für private Erbauer entworfen<br />
werden. Besonderes Augenmerk wird hierbei auf die Einfachheit der Konstruktion<br />
gelegt. 1 Um diesem Oberziel Nachdruck zu verleihen, wurde der Projektname <strong>SIMCON</strong><br />
als Akronym für simple construction gewählt. 2 Es wird darüber hinaus ein Modell des<br />
manntragenden Flugzeugs berechnet und gebaut.<br />
Diese <strong>Dokumentation</strong> ist analog zum tatsächlichen Ablauf des Projektes in drei Phasen<br />
unterteilt:<br />
1. In der Konzeptionsphase wird die Geometrie des manntragenden Flugzeugs ermittelt,<br />
die die Anforderungen an selbiges bestmöglich erfüllt.<br />
2. In der Auslegungsphase wird diese Geometrie mit Blick auf die von der <strong>OUV</strong><br />
geforderten Unterlagen untersucht und das Flugzeug ausgelegt.<br />
3. In der Entwicklungsphase wird selbige schließlich auf die Größe eines Modellflugzeugs<br />
’runterskaliert’. Im Detaildesign werden sämtliche Einzelteile und Flugzeugsysteme<br />
des Modellflugzeugs konstruiert.<br />
Abbildung 0.1.: Aufbau der <strong>Dokumentation</strong><br />
1 vgl. Quelle [<strong>OUV</strong>11]: Flugzeug-Design-Wettbewerb der <strong>OUV</strong><br />
2 Das Flugzeug haben wir auf den Namen <strong>Drake</strong> getauft. Für eine weitere Erklärung sei auf Abschnitt<br />
2.3.1 verwiesen.<br />
6
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> Inhaltsverzeichnis<br />
Übersicht über die geforderten Unterlagen der <strong>OUV</strong><br />
Dieser Bericht dokumentiert das Projekt <strong>SIMCON</strong> in Gänze. Hierbei wird in Teil I der<br />
Prozess vom Definieren der Anforderungen bis zur Gestaltung des manntragenden Flugzeuges<br />
beschrieben. Der Bau eines Modellflugzeuges ist Teil des Selbstbaukonzeptes und<br />
dient den Erbauern dazu, Erfahrungen im Umgang mit den Werkstoffen und der Bauweise<br />
zu erhalten - wie Abschnitt 4.1 erläutert. Weiterhin ist der Bau für das Modul Flugzeugbau,<br />
in dessen Rahmen das Projekt durchgeführt wird, notwendig. Teil III erläutert deshalb die<br />
Detailentwicklung des Modellflugzeuges.<br />
Die im Rahmen des Design-Wettbewerbs von der <strong>OUV</strong> geforderten Unterlagen sind<br />
in Teil II in die vorliegende <strong>Dokumentation</strong> eingearbeitet. Tabelle 0.1 gibt eine Übersicht<br />
über die entsprechenden Kapitel.<br />
Unterlage Kapitel /<br />
Abschnitt<br />
Abschätzung der Leermasse und des<br />
Leermassen-Schwerpunktes<br />
Kapitel 5<br />
Abschätzung der zu erwartenden Steigrate, der<br />
Geschwindigkeit des besten Steigens und der<br />
Horizontalfluggeschwindigkeit bei maximaler Dauerleistung<br />
Kapitel 3<br />
Abschätzung des Neutralpunktes bei festgehaltenem und<br />
losgelassenem Höhenruder<br />
Abschnitt 3.2<br />
Beschreibung eines Fertigungskonzeptes Abschnitt 4.1<br />
Beschreibung eines Geschäfts-Modells Kapitel 6<br />
Massen-Schwerpunkts-Diagramm Abschnitt 5.1<br />
Maßstäbliche Drei-Seiten-Ansicht und Datenblatt Kapitel 7<br />
System-Schemata Abschnitt 4.7<br />
Übersicht über den Cockpit-Bereich mit Sitzposition Abschnitt 4.5<br />
Übersicht über die Haupt-Struktur-Elemente Abschnitt 4.2<br />
Übersicht über die Steuerung Abschnitt 4.6<br />
V-n-Diagramm für Manöver und Böen Abschnitt 3.3<br />
Vorschlag für einen geeigneten Antrieb und Übersicht des<br />
Triebwerks-Einbaues<br />
Abschnitt 4.4<br />
Tabelle 0.1.: Übersicht über einzureichende Unterlagen für den Design-Wettbewerb<br />
7
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> Inhaltsverzeichnis<br />
Abbildung 0.2.: <strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong><br />
8
Teil I.<br />
Konzeptionsphase<br />
manntragendes Selbstbauflugzeug<br />
9
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> Inhaltsverzeichnis<br />
Der erste Teil dieser <strong>Dokumentation</strong> beschreibt die Konzeptionsphase, in der die Geometrie<br />
des manntragenden Flugzeugs ermittelt und aerodynamisch optimiert wird. Zunächst<br />
werden die Anforderungen an das Flugzeug bestimmt. Mit Hilfe der Daten von<br />
Vergleichsflugzeugen und eigenen Forderungen können Masse, Referenzfläche und Motorisierung<br />
überschlagsweise berechnet werden. Hiermit lässt sich eine erste Geometrie festlegen.<br />
Im Zuge der aerodynamischen Untersuchung erhalten wir genauere Daten, die die<br />
berechnete Masse und Referenzfläche präzisieren. Es ergibt sich ein iterativer Prozess, der<br />
schlussendlich zu einer Flugzeuggeometrie führt, die die ermittelten Anforderungen bestmöglich<br />
erfüllt. Mit diesen Informationen können Festlegungen zum Antrieb und zu den<br />
wichtigsten Flugzeugsystemen (beispielsweise das Elektronik- oder das Kraftstoffsystem)<br />
erstellt werden.<br />
Abbildung 0.3.: Ablaufschema der Konzeptionsphase<br />
10
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN<br />
1. Anforderungen<br />
Zu Beginn des Entwicklungsprozesses muss zunächst einmal festgelegt werden, was das<br />
Ergebnis desselben sein soll. Der erste Schritt ist also eine Situationsanalyse, die die Anforderungen<br />
an das manntragende Flugzeug ermittelt.<br />
In diesem Kapitel werden deshalb kurz die Anforderungen des Design-Wettbewerbs und der<br />
Zulassungsrichtlinien zusammen gefasst. Weiterhin werden die Ergebnisse unsere Marktanalyse<br />
vorgestellt, mit der wir die Wünsche und den Bedarf möglicher Kunden erfasst<br />
haben. Ferner legen wir ein Einsatzprofil für das Flugzeug fest.<br />
Die zusammengestellten Anforderungen ergeben das Pflichtenheft. Im Verlauf des Entwicklungsprozesses<br />
müssen diese Pflichten immer wieder beachtet werden, damit das entwickelte<br />
Flugzeug all diese Anforderungen erfüllt. Es bildet also die Grundlage für alle<br />
folgenden Schritte (vgl. Abbildung 0.3).<br />
1.1. Anforderungen des Design-Wettbewerbs der<br />
Oskar-Ursinus-Vereinigung<br />
Im Folgenden werden die Anforderungen an das zu entwerfende Flugzeug und die Rahmenbedingungen<br />
des Projekts zusammengefasst, die sich aus der Ausschreibung des Flugzeug-<br />
Design-Wettbewerbs 1 der <strong>OUV</strong> ergeben.<br />
Der Wettbewerb hat die Förderung von Innovationen im Bereich des Flugzeugselbstbaus<br />
zum Ziel. Es soll ein manntragendes, ein- oder zweisitziges Flugzeug für private Erbauer<br />
entworfen werden. Da möglichst vielen Menschen mit durchschnittlichem handwerklichen<br />
Geschick der Zugang zum Flugzeugselbstbau ermöglicht werden soll, steht das Konzept<br />
eines möglichst einfach zu bauenden und kostengünstig zu fertigenden Flugzeuges stets<br />
im Fokus. Hierbei können Kunden mit einer gut ausgestatteten Werkstatt angenommen<br />
werden.<br />
Das Flugzeug soll gutmütig zu fliegen sein und die Flugleistungen diesem Ziel im Zweifelsfall<br />
untergeordnet werden. Darüber hinaus sollen für den Bau des Flugzeuges nur möglichst<br />
wenige unterschiedliche Teile verwendet werden müssen. Der Entwurf soll die wichtigsten<br />
Forderungen der Zertifizierungsklassen CS-/JAR-VLA, CS-LSA oder CS-/JAR-23 bzw.<br />
LTF-UL erfüllen. Eine genaue Erläuterung hierzu erfolgt in Abschnitt 1.4.<br />
Weiterhin soll im Rahmen des Design Wettbewerbs ein Marketing-Konzept erstellt werden,<br />
mit dessen Hilfe das entworfene Flugzeug vollständig entwickelt, als Prototyp gebaut und<br />
getestet werden kann. Das Konzept soll auch die Erstellung der Bauunterlagen für den<br />
späteren Nachbau des Flugzeuges mit berücksichtigen. 2<br />
1 Quelle [<strong>OUV</strong>11]: Flugzeug-Design-Wettbewerb der <strong>OUV</strong><br />
2 Das Marketingkonzept ist in Kapitel 6 beschrieben.<br />
11
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN<br />
Bewertet wird die Eignung der Entwurfes für den Selbstbau und als Mittel der Förderung<br />
desselben, die Qualität der technischen Unterlagen, das Fertigungskonzept sowie das<br />
Geschäftsmodell.<br />
1.2. Marktanalyse<br />
Um einen Überblick über den Markt, den Bedarf und die Anforderungen an ein Selbstbauflugzeug<br />
seitens der potentiellen Käufern zu bekommen, erstellten wir im Rahmen der<br />
Konzeptionsphase eine Umfrage für Selbstbauer, Luftsportler und Privatpiloten.<br />
Vor dem Hintergrund der zahlreich erhältlichen amerikanischen Selbstbausätze haben wir<br />
es uns zum Ziel gesetzt, ein Selbstbauflugzeug für den Bedarf und die Wünsche des deutschen<br />
Marktes zu entwickeln, das auch die hiesigen Zulassungskriterien von vorn herein<br />
erfüllt.<br />
Mit etwa 200 Teilnehmern lieferte die Umfrage ein repräsentatives Bild des Marktes, sodass<br />
sie uns eine richtungsweisende Grundlage für die weitere Konzeptionierung und Entwicklung<br />
des manntragenden Selbstbauflugzeugs sein konnte. 3 Die Umfrage besteht aus acht<br />
Fragen und war zwischen dem 12.10.2011 und dem 19.11.2011 freigeschaltet. Die ersten<br />
Fragen wurden von 201, die letzte Frage von 193 Teilnehmern beantwortet. 4 Hierbei konnte<br />
jede IP-Adresse nur einmal teilnehmen, um eine Verfälschung der Ergebnisse zu vermeiden.<br />
Insgesamt sind wir mit der Resonanz und der Qualität der Antworten sehr zufrieden. Die<br />
Expertise der Teilnehmer hat sich auch in den hilfreichen Anmerkungen widergespiegelt,<br />
die nach jeder Frage optional hinzugefügt werden konnten.<br />
Folgende, ausgewählte Teilnehmergruppen wurden eingeladen an der Umfrage teilzunehmen:<br />
� Deutscher Aero Club (DAEC); Deutscher Ultraleichtverband (DULV); Bundesverband<br />
der Betriebe der allgemeinen Luftfahrt (BBAL);<br />
� Luftsport Verbände der Länder: Bayern, Baden-Württemberg, Rheinland-Pfalz, Sachsen,<br />
Niedersachsen, Bremen, Hamburg, Schleswig-Holstein;<br />
� Fliegerschule Wasserkuppe; Flugschule Senne; Fränkische Fliegerschule Feuerstein;<br />
� Alpenflugzentrum Unterwössen; Hanseatische Fliegerclubs Hamburg, Bremen, Frankfurt,<br />
München, Düsseldorf, Berlin<br />
3 Diese Aussage wird auch durch die Tatsache gestützt, dass sich die qualitativen Ergebnisse der Marktanalyse<br />
in allen Fragen nach der Bearbeitung von 50 Teilnehmern nur unwesentlich von denen nach 200<br />
Teilnehmern unterschieden hat.<br />
4 Vier Prozent der Teilnehmer haben die Umfrage also vorzeitig beendet oder ihre Daten konnten auf<br />
Grund von Verbindungsschwierigkeiten nicht korrekt übermittelt werden.<br />
12
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN<br />
Auswertung der Umfrage:<br />
1. Welche Flugzeuggeometrie würden Sie bevorzugen?<br />
Abbildung 1.1.: Marktanalyse: Flugzeuggeometrie (201 Teilnehmer)<br />
Diese Frage haben wir gestellt, um Aussagen über die gewünschte Flügelposition zu erhalten,<br />
die auch Aussagekraft bezüglich des gewünschten Einsatzzweckes des Flugzeugs hat.<br />
So ist die Bodensicht bei einem Hochdecker für Pilot und Insassen optimal, ein Tiefdecker<br />
wird jedoch häufig als sportlicher empfunden.<br />
Die meisten Teilnehmer bevorzugen einen Tiefdecker, der Hochdecker erhielt die wenigsten<br />
Stimmen. Insgesamt ist die Verteilung der Stimmen jedoch recht ausgeglichen - keine<br />
Auswahlmöglichkeit erzielte eine absolute Mehrheit. Eine klare Tendenz des Marktes ist<br />
hier folglich nicht zu erkennen.<br />
2. Wären Sie auch bereit, eine Canard-Konfiguration zu bauen und zu fliegen?<br />
Abbildung 1.2.: Marktanalyse: Akzeptanz der Canard-Konfiguration (201 Teilnehmer)<br />
13
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN<br />
Um darüber hinaus die Flugzeugkonfiguration näher zu untersuchen, haben wir nach der<br />
Akzeptanz der Canard-Konfiguration gefragt. Bereits zu Beginn des Projektes gab es die<br />
Überlegung, dass eine Canard-Konfiguration kompakter zu bauen sein kann, als eine herkömmliche.<br />
Ein Umfrageteilnehmer hat in den Anmerkungen zu Frage 1 und 2 treffend zusammengefasst,<br />
dass jede Konfiguration Nachteile hat: “Ein Hochdecker ist für die Navigation<br />
(Bodenbeobachtung) sowie für Start und Landung geeigneter als ein Tief- oder Mitteldecker,<br />
hat aber den Nachteil, dass bei Kurvenflügen die Luftraumbeobachtung behindert und<br />
damit die Sicherheit stark eingeschränkt ist. Ein Canard hat die besseren Leistungen, ein<br />
sehr gutes Flugverhalten und ist schnell, doch hat der Canard einen großen Nachteil bei<br />
Start und Landungen, weil der Anstellwinkel im Langsamflug sehr groß ist und damit die<br />
Sicht nach vorn in einer kritischen Phase des Fluges sehr stark eingeschränkt ist.” 5<br />
Da knapp zwei Drittel der Teilnehmer bereit wären, eine Canard-Konfiguration selber zu<br />
bauen und auch keine Vorbehalte gegenüber dem Fliegen derselben haben, verfolgten wir<br />
diese Idee weiter.<br />
3. Welches Material würden Sie bevorzugen?<br />
Abbildung 1.3.: Marktanalyse: Material (198 Teilnehmer)<br />
Von elementarer Bedeutung für die Entwicklung eines Selbstbauflugzeuges war für uns<br />
die Frage, mit welchem Material Selbstbauer bevorzugt arbeiten würden. Sie bestimmte<br />
die Art der Konstruktion, die wir vorsehen konnten. Interessant war hierbei besonders<br />
die Einstellung zu glasfaserverstärktem Kunststoff (GFK), der komplexe Formen erlaubt,<br />
eine aerodynamisch gute Oberfläche bietet und besonders ansprechend aussieht, dessen<br />
Verarbeitung jedoch auch gewisse Anforderungen an den Erbauer stellt.<br />
5 Unserer Meinung nach kann man nicht verallgemeinern, dass ein Flugzeug in Canardkonfiguration generell<br />
höhere Anstellwinkel bei der Landung aufweist, als ein Flugzeug in konventioneller Konfiguration.<br />
Je nach Bauart kann allerdings die Canard-Fläche im Sichtfeld des Piloten liegen. Die Sicht zur Seite<br />
ist dafür im allgemeinen besser.<br />
14
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN<br />
Insgesamt drei Viertel der Teilnehmer wünschen sich GFK als Material ihres Flugzeuges,<br />
davon würden 80% dieses bevorzugt mit fertigen Schalen im Baukastenprinzip verbauen,<br />
anstatt selber Teile zu laminieren. Dies trauen sich immerhin 15% der Umfrageteilnehmer<br />
bereits jetzt zu.<br />
Die anderen Baumaterialien haben wir auf Grund der Umfrageergebnisse bereits an dieser<br />
Stelle verworfen. Ein Flugzeug aus einer bespannten Aluminiumkonstruktion wurde<br />
von nur vier Prozent aller Teilnehmer präferiert. Die Aluminium-Komplettbauweise haben<br />
wir darüber hinaus verworfen, da das präzise Biegen der Bleche und Stahlrohre aufwändig<br />
ist und seitens der Erbauer hohes Geschick erfordert (um Knick- und Rissbildung<br />
zu verhindern) und damit einem möglichst einfachen Selbstbaukonzept widerspricht. Die<br />
Holzbauweise wäre in dieser Hinsicht zwar am geeignetsten, findet jedoch am Markt keine<br />
Akzeptanz und ist auch aus unserer Sicht nicht mehr zeitgemäß.<br />
Auch bei den Anmerkungen wurde die Präferenz für GFK als Werkstoff deutlich. Ein<br />
Umfrageteilnehmer schrieb: “GFK ist ein moderner Baustoff, der besser zu handhaben ist<br />
als Holz. Mit fertigen Schalen ist der Bau einfacher zu bewältigen.”. Ein anderer kann<br />
sich sogar kohlenstofffaserverstärkte Kunststoffe als Baumaterial vorstellen: “Mit Hilfe<br />
der fertigen Flügelschalen, die sogar partiell aus CFK wegen der Gewichtsminderung sein<br />
könnten, ist zumindest das Flügelprofil und damit die Aerodynamik garantiert. Der Rumpf<br />
sollte als GFK-Schale ebenfalls fertig bereitgestellt werden. Für den Zusammenbau sollten<br />
gute Kenntnisse in der Verwendung von Harz und GFK/CFK-Materialien vorhanden sein.<br />
Ein komplettes Alu-Flugzeug lässt sich leichter in Baugruppen unterteilen und kann in jeder<br />
Garage zusammengebaut werden. Die Alu-Bauweise stellt nicht sehr große Anforderungen<br />
an den Kit-Bauer, ist aber auch zeitraubend.”<br />
4. Welche Flugzeugart würden Sie bevorzugen?<br />
Abbildung 1.4.: Marktanalyse: Flugzeugart (196 Teilnehmer)<br />
Bei dieser Frage haben wir versucht, den in der UL- oder E-Klasse oft vorherrschenden<br />
Konflikt zwischen hoher Zuladung und guter Flugleistung abzubilden und auf die Passagierzahl<br />
zu beziehen. Die Fragestellung erfolgte hierbei in dieser Form, um zu vermeiden,<br />
dass sich der Beantwortende für die reizvolle Möglichkeit mit Fluglehrer, Partner oder<br />
Freunden unterwegs zu sein entscheidet, ohne sich dieses möglichen Widerspruchs bewusst<br />
15
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN<br />
zu sein. Über 60% der Umfrageteilnehmer möchten die Möglichkeit haben, zu zweit zu<br />
fliegen.<br />
5. Welche Zulassungsart würden Sie präferieren?<br />
Abbildung 1.5.: Marktanalyse: Zulassungsart (195 Teilnehmer)<br />
In der Frage nach der Zulassungsklasse wurde eine bewusste Abwägung der Teilnehmer<br />
zwischen zwei Vorteilen herbeigeführt. So bietet ein E-Klasse-Flugzeug in der Regel eine<br />
ausreichende Zuladung, ist aber gegenüber einem UL teurer in der Anschaffung. Auch der<br />
Zulassungsprozess ist hier aufwändiger.<br />
Diese Frage setzt der Konstruktion durch die mit den Zulassungskriterien verbundenen<br />
Anforderungen starre Grenzen und war somit für den weiteren Prozess von entscheidender<br />
Bedeutung. Eine genauere Beschreibung dieser Anforderungen liefert der Abschnitt 1.4.<br />
Hierzu wählten wir das Instrument der Polaritätenfrage. Die Teilnehmer konnten eines<br />
von fünf Feldern zwischen den beiden Polen UL- und E-Klasse anwählen und mit der<br />
Nähe zum jeweiligen Pol die Stärke ihrer Präferenz ausdrücken. Feld 3 steht hierbei für<br />
Gleichgültigkeit oder Unentschlossenheit. Abbildung 1.5 zeigt die absolute Anzahl jeder<br />
Auswahl sowie den Mittelwert von 2,88. Es ergibt sich eine leichte Tendenz zur UL-Klasse,<br />
insgesamt ist das Ergebnis jedoch ausgeglichen und es kann keine eindeutige Präferenz<br />
abgeleitet werden.<br />
16
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN<br />
6. Wie viel wären Sie bereit für einen Baukasten (Selbstbau mit Motor &<br />
Instrumenten) zu bezahlen?<br />
Abbildung 1.6.: Marktanalyse: Preisrahmen (195 Teilnehmer)<br />
Die Auswertung dessen, was potentielle Käufer bereit sind für den Bausatz zu zahlen,<br />
setzte wichtige Eckdaten in der Kostenstruktur des Projektes. Die Anzahl der auf eine<br />
Preisspanne entfallenen Stimmen nimmt mit Zunahme des Preises ab. Die meisten Stimmen<br />
entfielen auf einen Preis unter 45.000�, knapp ein Drittel der Teilnehmer wäre jedoch<br />
auch bereit, 45.000�-55.000� zu bezahlen.<br />
7. Welche Eigenschaft wäre Ihnen wichtiger?<br />
Abbildung 1.7.: Marktanalyse: Flugeigenschaften (194 Teilnehmer)<br />
Aus den Anforderungen des <strong>OUV</strong>-Flugzeugdesignwettbewerbs geht klar hervor, dass gute<br />
Flugeigenschaften im Fokus des Konzeptes stehen sollen, wohingegen gute Flugleistungen<br />
als Bonus betrachtet werden. Die Umfrage lieferte uns Aufschluss darüber, wie wichtig<br />
dieser Bonus den potentiellen Käufern ist und war deshalb für uns ein Anhaltspunkt,<br />
welchen Stellenwert die Flugleistungen in der Konzeptionierung haben sollten.<br />
Der Aufbau der Polaritätenfrage gleicht dem der Frage 5, mit dem Unterschied, dass es<br />
sechs Felder als Maß für die Präferenz gibt. Hier sollte es nicht die Möglichkeit geben,<br />
einen neutralen Mittelwert anzuwählen, da wir für ein aussagekräftiges Ergebnis bewusst<br />
von jedem Teilnehmer eine Abwägung zwischen den beiden Polen erhalten wollten. Nach<br />
Auswertung aller Teilnehmer ergab sich jedoch ein Mittelwert von 3,28. Dieser liegt etwas<br />
unter dem Mittelwert zwischen den beiden Polen (3,5) und zeigt damit eine minimale<br />
Präferenz zu Gunsten der Flugleistungen an.<br />
17
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN<br />
8. Welche der folgenden Eigenschaften ist Ihnen am wichtigsten?<br />
Abbildung 1.8.: Marktanalyse: Weitere Flugzeugeigenschaften (193 Teilnehmer)<br />
Um die präferierten Flugzeugeigenschaften genauer abzugrenzen, sollte noch die wichtigste<br />
Eigenschaft aus Reichweite, Flugdauer (Endurance), Reisegeschwindigkeit und Betriebskosten<br />
(Direct Operating Costs) von den Teilnehmern bestimmt werden. Mit deutlichen<br />
60% waren die Betriebskosten für die Mehrzahl der Umfrageteilnehmer der wichtigste<br />
Faktor. Während es bei dem Anschaffungspreis eines Selbstbauflugzeuges noch eine weitgehend<br />
ausgeglichene Verteilung gab, wird hier deutlich, dass die laufenden Kosten beim<br />
Betrieb des Flugzeugs der vorherrschenden Meinung nach so gering wie möglich gehalten<br />
werden sollen. Hierzu zählen für uns neben den Treibstoffkosten und Gebühren auch die<br />
Kosten für Wartung und Reparatur von Verschleißteilen.<br />
Interessant ist ferner, dass die Reichweite des Flugzeuges der Reisegeschwindigkeit untergeordnet<br />
sein sollte. Hieraus kann man ableiten, dass das Flugzeug nicht als Transportmittel,<br />
sondern eher für das Fliegen als Selbstzweck oder für kleinere Ausflüge genutzt werden<br />
soll. Betrachtet man dies zusammen mit der leichten Präferenz für die Flugleistungen<br />
gegenüber der Gutmütigkeit des Flugzeuges 6 , so wird darüber hinaus deutlich, dass die<br />
potentiellen Kunden Spaß am Fliegen auch bei einem Selbstbauflugzeug mit ansprechender<br />
Leistung und Fluggeschwindigkeit verbinden. Unterstrichen wird diese Aussage durch<br />
die Tatsache, dass die reine Flugdauer, also die Zeit des sich in der Luft Befindens, absolut<br />
die wenigsten Stimmen erhielt und somit für die Kunden kein ausreichendes Kriterium für<br />
die Anschaffung eines Flugzeuges ist.<br />
1.3. Einsatzprofile<br />
Mit Hilfe der Marktanalyse und allgemeiner Kenntnisse zur Sportfliegerei lässt sich nun ein<br />
Einsatzprofil für das Flugzeugkonzept entwerfen. Bei der Zielgruppe für unser Flugzeug<br />
handelt es sich um einen technisch interessierten Sportpiloten, der sein eigenes Sportflugzeug<br />
möglichst einfach selbst bauen und natürlich auch fliegen möchte. Wie aus der<br />
6 vgl. Frage 7<br />
18
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN<br />
Umfrage hervorgeht, präferieren hier Freizeitpiloten deutlich die niedrigen Betriebskosten<br />
und damit einen geringen Spritverbrauch. Eine hoher Geschwindigkeitsbereich und<br />
eine hohe Reichweite ist daher eher von untergeordneter Bedeutung. Allgemein lässt sich<br />
der Flug eines Sport- oder Hobbypiloten, wie Abbildung 1.9 zeigt, in folgende 4 Phasen<br />
unterteilen:<br />
1. Warm-Up mit Start<br />
2. Steigflug<br />
3. Ausdauerflug<br />
4. Sinkflug mit Landung<br />
Steigflug<br />
Start<br />
Ausdauerflug<br />
Abbildung 1.9.: Einsatzprofil<br />
Landung<br />
Gestartet wird in der Regel auf kleineren Flugplätzen mit befestigter Piste oder Grasbahn<br />
von durchschnittlich 800m Länge. Da davon ausgegangen werden muss, dass auch von<br />
wesentlich kürzeren Pisten und vor allem auch von unbefestigten Graspisten mit erhöhtem<br />
Rollwiderstand gestartet wird, rechnen wir mit einer erwünschten Startstrecke von<br />
ca. 300m. Dabei nimmt der Start und das vorhergehende Warmlaufen des Motors etwa<br />
zehn Minuten in Anspruch. Für den Steigflug nehmen wir mindestens eine Steigrate von<br />
600 ft/min an 7 , damit ergibt sich bei einer Einsatzhöhe von 4500ft (etwa 1370m) eine durchschnittliche<br />
Steigzeit von etwa siebeneinhalb Minuten. Der Steigflug geht dann in einen<br />
Ausdauerflug über, da wie schon in 1.2 beschrieben, das Flugzeug nicht für große Reichweiten,<br />
sondern nur für den Spaß am Fliegen ausgelegt werden soll. Für das Fliegen im<br />
Flugplatzbereich oder über kurze Entfernungen ist also eher die zeitliche Ausdauer (Endurance)<br />
von entscheidender Bedeutung. 8 Deshalb sprechen wir hier von einem Ausdauerund<br />
nicht von einem Reiseflug, was in der Massenabschätzung in 2.1 von Bedeutung ist.<br />
Für den Ausdauerflug empfinden wir einen Wert von vier Stunden als angenehm. Für die<br />
letzte Flugphase, den Sinkflug mit anschließender Landung, kann man von einer zeitlichen<br />
Dauer von etwa zehn Minuten einschließlich Rollen ausgehen.<br />
Zusammenfassend kann man sagen, dass dieses Einsatzprofil dem durchschnittlichen Flug<br />
eines Freizeitpiloten entspricht.<br />
1.4. Analyse der Zulassungskriterien<br />
Im Rahmen der Grobauslegung unseres Flugzeuges stellte sich bereits die Frage, nach welchen<br />
Kriterien unser Flugzeug später einmal zertifizierbar sein sollte. Zwei der wichtigsten<br />
7<br />
Diese bestätigt sich auch aus der in der VLA geforderten Steigrate von 2m/s, die wir um den Faktor 1,5<br />
übertreffen möchten. (vgl. 1.4)<br />
8<br />
Zunächst scheint dies ein Widerspruch zu dem in der Umfrage noch vor der Endurance genannten Kriterium<br />
Range. Allerdings beinhaltet eine bestimmte Endurance bei einer gewissen Reisefluggeschwindigkeit<br />
auch eine ausreichende Reichweite.<br />
19
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN<br />
Kenngrößen sind hierbei die maximale Abflugmasse, sowie die Überziehgeschwindigkeit<br />
in Landekonfiguration vs0 . Für die weitere Auslegung des Konzepts war es wichtig, uns<br />
für eine der möglichen Zertifizierungsspezifikationen zu entscheiden. Zur Auswahl wurden<br />
hierbei von der <strong>OUV</strong> die JAR-/CS-23 [Age03a], JAR-/CS-VLA [Age03b] und die LTF-UL<br />
[LBA03] vorgeschlagen.<br />
An dieser Stelle sei angemerkt, dass in der Wettbewerbsausschreibung der <strong>OUV</strong> auch<br />
die Möglichkeit erwähnt ist, das Flugzeug nach CS-LSA [Age11] zertifizieren zu lassen.<br />
Da sich aber die Anforderungen der CS-LSA nur geringfügig von den Zulassungsanfoderungen<br />
nach CS-VLA unterscheiden und zudem die CS-LSA-Richtlinien erst im Juni<br />
2011 in Kraft getreten sind und daher bisher noch wenige Erfahrungswerte betreffend der<br />
Zulassungskomplexitäten existieren - was unserer Prämisse, ein einfach zu bauendes und<br />
zuzulassendes Flugzeug zu entwerfen, unter Umständen entgegengesetzt hätte sein können<br />
- haben wir uns dafür entschieden, die CS-LSA in der Analyse nicht mit zu berücksichtigen.<br />
1.4.1. Übersicht über die Zertifizierungsspezifikationen<br />
Die einzelnen Spezifikationen sollen hier kurz vorgestellt werden: Die JAR-23, seit der<br />
Auflösung der Joint Aviation Authorities (JAA) im Juni 2009 von der EASA als CS-23<br />
herausgegeben, dient der Zertifizierung von und enthält Bau- und Zulassungsrichtlinien für<br />
leichte Motorflugzeuge bis zu einem MTOW von 5970kg. Die CS-23 unterscheidet dabei<br />
zwischen vier verschiedenen Kategorien: der Normal-, Utility-, Aerobatic- und Commuter-<br />
Category. Für unsere Auslegung war dabei nur die Normal-Category von Interesse. Die<br />
JAR-/CS-VLA dient der Zertifizierung von Leichtflugzeugen bis zu einem MTOW von<br />
750kg. Die Lufttüchtigkeitsforderungen für aerodynamisch gesteuerte Ultraleichtflugzeuge<br />
(LTF-UL) schließlich dienen der Zertifizierung von Ultraleichtfliegern bis zu einem MTOW<br />
von 300kg (einsitzig) bzw. 450kg (zweisitzig), jeweils zuzüglich eines für diese Klasse verpflichtend<br />
einzubauenden Gesamtrettungssystems für das Flugzeug. Im Folgenden haben<br />
wir die aus unserer Sicht wichtigsten Kriterien der einzelnen Zertifizierungsspezifikationen<br />
dargestellt. Dabei zeigen sich durchaus markante Unterschiede.<br />
Anforderungskriterium JAR-/CS-23 JAR-/CS-VLA LTF-UL<br />
vs0<br />
, stallspeed in landing config. 113 km/h 83 km/h 65 km/h<br />
MTOM 5670 kg 750 kg 450 kg (zweisitzig)*<br />
in D: Echo bis 2 t 300 kg (einsitzig)*<br />
Takeoff-Run (15m Hindernis) - 500 m 300 m<br />
Crew mass Normal: 77 kg 83 kg 70kg ≦ Crew ≦ 100kg<br />
Utility: 86 kg Crew gesamt: max. 170 kg<br />
Climb speed 1, 2 · vS1 ** 1, 3 · vS1 ** -<br />
max. Load factor −1, 52 ≦ n ≦ 3, 8 −1, 5 ≦ n ≦ 3, 8 −2 ≦ n ≦ 4<br />
Prop ground clearance 0,18 m 0,18 m 0,17 m<br />
Steiggeschwindigkeit 8,3% gradient 2 m<br />
s<br />
Balked Landing 3,3% gradient 3,3% gradient -<br />
1, 5 m<br />
s<br />
Tabelle 1.1.: Übersicht über die Zertifizierungsspezifikationen<br />
20
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN<br />
* jeweils zuzüglich 22,5 kg für das Gesamtrettungssystem, welche allerdings nicht mit zur<br />
MTOM zählen.<br />
** vS,1 ist die Stallspeed in “clean configuration”, das bedeutet mit eingefahrenen Klappen<br />
sowie mit eingefahrenem Fahrwerk<br />
1.4.2. Fazit und Ausblick<br />
Nach Abwägung der Anforderungen und Einschätzung der Leistungen und Spezifikationen,<br />
welche wir von unserem Flugzeug erwarteten, schien die CS-VLA die richtige Wahl<br />
zu sein. Dabei war das Gewicht das ausschlaggebende Kriterium. Um das Flugzeug unterhalb<br />
der 300kg-Grenze (Einsitzer), bzw. 450kg (Zweisitzer) zu halten, hätten wir um jedes<br />
Gramm feilschen müssen und dabei auch eventuelle Abstriche in den Flugleistungen, vor<br />
allem aber höhere Kosten und höchstwahrscheinlich einen höheren Bauaufwand in Kauf<br />
nehmen müssen. Die CS-VLA bietet diesbezüglich Luft nach oben. Zwischen CS-VLA<br />
und CS-23 bestand dann der einzig gravierende Unterschied in der Stallspeed. Hierbei<br />
über die Grenze von vS,0 = 83km/h zu gehen schien uns jedoch unverhältnismäßig im<br />
Hinblick auf die geforderten gutmütigen Flugeigenschaften des Flugzeugs. Zudem ist eine<br />
Zertifizierung nach CS-23 gleichzusetzen mit einem wesentlich höheren Kostenaufwand<br />
und einem aufwändigeren Zulassungsverfahren. Wie sich in der Marktanalyse unter Frage<br />
5 (vgl. 1.2: “Welche Zulassungsart würden Sie präferieren?”) herausstellte, gab es keine<br />
eindeutige Tendenz hin zur UL- bzw. zur E-Klasse. Daher konnten wir unsere Entscheidung<br />
für die CS-VLA auf Basis der oben genannten objektiven Argumente fällen. Für die<br />
weitere Auslegung des Flugzeuges bedeutete dies, dass wir sämtliche Leistungsdaten auch<br />
im Hinblick auf die in der CS-VLA geforderten Werte auslegten. Das Flugzeug würde also<br />
in der E-Klasse zugelassen werden.<br />
21
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
2. Flugzeuggeometrie<br />
Ausgehend von den vorherigen Erkenntnissen können wir uns nun dem Entwurf der Flugzeuggeometrie<br />
widmen. Mit Hilfe der Ergebnisse der Marktanalyse, des Einsatzprofils und<br />
den Zulassungskriterien, wird unser Flugzeug im Folgenden immer mehr seine endgültige<br />
Form annehmen.<br />
Anhand der ermittelten Anforderungen und der Betrachtung von Vergleichsflugzeugen der<br />
allgemeinen Luftfahrt entstanden folgende, erste Grobentwürfe von möglichen Geometrien.<br />
Sie stehen für eine Kategorie von Luftfahrzeugen, mit denen die spezifischen Anforderungen<br />
erfüllt werden können. Auch liefern Sie, mit Hilfe von ähnlichen Vergleichsflugzeugen,<br />
bereits eine Grundlage für die Abschätzung erster Flugzeugparameter (beispielsweise eine<br />
Eingrenzung der Streckung).<br />
Abbildung 2.1.: Erste Skizzen möglicher Flugzeuggeometrien<br />
Entgegen dem Ergebnis aus Frage 5 der Marktanalyse (s. 1.2) entschlossen wir uns dazu,<br />
das Flugzeug als Einsitzer auszulegen. Das sich durch zwei Personen erhöhende Gewicht<br />
würde zu einer größeren, benötigten Flügelfläche zum Erzeugen des benötigten Auftriebs<br />
führen sowie eine leistungsfähigere Motorisierung als bei nur einer Person voraussetzen.<br />
Auch ist die Konstruktion einfacher, da z.B. nicht eine zusätzliche Ruderansteuerung und<br />
ein zusätzliches Instrumentenbrett eingebaut werden müssen. Dies spiegelt sich weiterhin<br />
natürlich auch in deutlich geringeren Anschaffungskosten wider.<br />
Zum Finden der Flugzeuggeometrie führen wir in einem ersten Schritt nun eine Massenabschätzung<br />
durch, nach der wir einen mit Anforderungen belegten Massenpunkt erhalten.<br />
Für diesen ist es dann möglich, eine Motorisierung abzuschätzen. Im Anschluss bestim-<br />
22
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
men wir für unseren Massenpunkt eine Referenzfläche, die erforderlich ist, um das Flugzeug<br />
durch alle Flugphasen zu tragen. Nachdem diese ermittelt wurde, untersuchen wir<br />
die Vor- und Nachteile der Canardkonfiguration, die schon in der Umfrage angesprochen<br />
wurde, um uns auf eine Flugzeugkonfiguration festlegen zu können. Schließlich folgt die<br />
aerodynamische Betrachtung des Flugzeuges, die uns in einem iterativen Prozess von der<br />
ersten Grobkonstruktion bis hin zum fertigen Flugzeug führt. Für eine Bewertung der<br />
Flugeigenschaften wird noch die Stabilität sowie, exemplarisch für die Steuerbarkeit, die<br />
Rollrate des Flugzeugs analysiert. Zu guter Letzt werden Bauweise und Konstruktion des<br />
Flugzeugs genauer beleuchtet.<br />
2.1. Massenabschätzung<br />
Von den Anforderungen zum Massenpunkt - die “weight fractions”- Methode<br />
Eine erste Massenabschätzung nehmen wir mit Hilfe der “weight fractions”-Methode vor<br />
([?] S.15-24). Bei dieser Berechnung, die wir mit Hilfe eines selbstgeschriebenen MATLAB<br />
Algorithmus durchführen, handelt es sich um einen iterativen Prozess. Dabei werden bestimmte<br />
gewünschte Parameter vorgegeben. Für unser Flugzeug wählen wir in Bezug auf<br />
alle oben genannten Kriterien:<br />
� Pilotenmasse (max. inklusive Fallschirm) : 110 kg<br />
� Zuladung (Rucksack oder Ähnliches) : 10 kg<br />
� Propellerspezifischer Treibstoffverbrauch bei höchster Dauerleistung (Rotax 912, [BP10a])<br />
(berechnet mit fuelconsumption.m)<br />
: 0.389 kg<br />
kW h<br />
� gewünschte Endurance (vgl. 1.3) : 4h<br />
� geschätzte Gleitzahl : CL<br />
CD<br />
= 8<br />
Die Abflugmasse W0, die Masse mit der das Flugzeug seinen Flug antritt (auch als Design<br />
Weight bezeichnet), betrachtet man dabei als Summe der folgenden Teilmassen:<br />
1. Crew<br />
2. Zuladung bzw. Passagier<br />
3. Treibstoff<br />
4. Leergewicht<br />
Zusammengefasst ergibt sich die Abflugmasse:<br />
W0 = Wcrew + Wpayload + Wfuel + Wempty<br />
(2.1)<br />
Da Crew und Zuladung bekannt sind, müssen nun Leer- und Treibstoffmasse iterativ bestimmt<br />
werden. Hierfür werden Leer- und Treibstoffmasse auf W0 bezogen und Gleichung<br />
2.1 nach W0 aufgelöst.<br />
W0 = Wcrew + Wpayload<br />
1 − Wfuel<br />
W0<br />
− Wempty<br />
W0<br />
(2.2)<br />
23
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
� Wempty<br />
W0<br />
� Wfuel<br />
W0<br />
: empty weight fraction<br />
: fuel fraction<br />
Die “empty weight fraction” lässt sich durch die Nutzung statistischer Daten abschätzen.<br />
Wempty<br />
W0<br />
Nach ([?], Seite 18, Table 3.1) ergeben sich für uns:<br />
� A = 1.15<br />
� C = - 0.09<br />
= A ∗ W C 0 ∗ Kcomposite (2.3)<br />
� KComposite = 0.95 (Korrekturfaktor für die Verwendung moderner GFK-Bauweise)<br />
Entsprechend unserem festgelegten Flight Mission Profile (vgl. Kapitel 1.3) legen wir das<br />
Flugzeug auf eine gewünschte Endurance aus. Hierfür wird die Differentialgleichung 17.29<br />
([?], Seite 538) integriert und nach der “mission segment weight fraction” Wi<br />
Wi−1 aufgelöst:<br />
Wi<br />
Wi−1<br />
= exp −tEnd ∗ Cfuel<br />
CL<br />
CD<br />
� tEnd : gewünschte Ausdauerflugzeit (Endurance)<br />
� Cfuel : propellerspezifischer Verbrauch<br />
(2.4)<br />
Außerdem ergeben sich die weiteren Massenverhältnisse aus dem Einsatzprofil und durch<br />
folgende Überlegungen:<br />
Die Masse des Flugzeugs ändert sich aufgrund des Treibstoffverbrauches während eines<br />
jeden Flugsegmentes. Wir nehmen einen durchschnittlichen Treibstoffverbrauch in Abhängigkeit<br />
der zum Segment passenden Motorleistung an. Für Warmlaufen und Start<br />
nehmen wir dabei vereinfachend den selben Krafstoffverbrauch, wie für die Startleistung,<br />
an (siehe[BP10a]). Für die Landephase (Platzrunde, etc.) legen wir sicherheitshalber einen<br />
etwas zu hohen Verbrauch zu Grunde.<br />
In der folgenden Tabelle sind die weiteren “mission segment weight fractions” angegeben<br />
(Vgl. auch [?], Seite 22, Table 3.2), wobei eine Treibstoffdichte von ϱF = 0.72 kg<br />
l und eine<br />
erste Schätzung für die Abflugmasse W0 = 400kg angenommen werden.<br />
mission segment Verbrauch<br />
[ kg<br />
h ]<br />
Zeitdauer<br />
[min,h]<br />
Massenabnahme<br />
[kg]<br />
Wi<br />
Wi−1<br />
Warmlaufen und Start 17.28 10, 1<br />
WStart 6 2.88 W0<br />
=<br />
Steigflugphase 16.27 7.5 2.03<br />
0.9928<br />
Landung 7.2 10,<br />
WSteig =<br />
WStart 0.9945<br />
1<br />
6 1.2 WLand =<br />
WEnd Tabelle 2.1.: Weight fractions für die einzelnen Missionssegmente<br />
0.998<br />
24
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Formelzeichen Wert Quelle<br />
W0 1000 lb geschätzt<br />
Wpayload 22 lb gefordert<br />
Wcrew 242 lb gefordert<br />
A 1.15 Raymer<br />
C -0.09 Raymer<br />
WStart<br />
W0<br />
WSteig<br />
WStart<br />
WLand<br />
WEnd<br />
tEnd<br />
0.9928<br />
0.9945<br />
0.998<br />
4h<br />
berechnet<br />
berechnet<br />
berechnet<br />
gefordert<br />
CL<br />
CD<br />
Cfuel<br />
8<br />
0.1908<br />
geschätzt<br />
berechnet<br />
Tabelle 2.2.: eingesetzte Werte für die Abschätzung des Abfluggewichtes<br />
Nun können wir die Restmasse nach einer beliebigen Anzahl an Flugmissionssegmenten<br />
berechnen. Wir belassen es jedoch bei den zuvor festgelegten:<br />
Wx<br />
W0<br />
= WStart<br />
W0<br />
∗ WSteig<br />
∗<br />
WStart<br />
WEnd<br />
∗<br />
WSteig<br />
WLand<br />
WEnd<br />
(2.5)<br />
Damit erhalten wir schließlich auch die fuel fraction unter der Vorgabe, dass 6% Reserve<br />
mitgenommen werden müssen:<br />
Wfuel<br />
W0<br />
= (1 − Wx<br />
) ∗ 1.06 (2.6)<br />
W0<br />
Tabelle 2.2 zeigt die endgültigen Ausgangsdaten für die Berechnung sowie die entsprechende<br />
Quelle.<br />
Zur Berechnung setzt man die Gleichungen 2.3 und 2.6 in 2.2 ein und nimmt eine Masse<br />
für den Start der Iteration an (z.B. W0 = 1000lb ). Diese liefert schnell eine Angabe<br />
des voraussichtlichen Leergewichtes und damit auch die Möglichkeit zur Berechnung des<br />
notwendigen mitzunehmenden Treibstoffes. Es ergibt sich eine Abflugmasse von W0 =<br />
915lb = 415, 4kg und eine mitzunehmende Treibstoffmenge von Vfuel = 70l.<br />
2.1.1. Motorisierung aus Vergleichsflugzeugen<br />
Für die Motorwahl haben wir zuerst bereits fliegende Flugzeuge der Allgemeinen Luftfahrt<br />
ähnlichen Abfluggewichts betrachtet. Dadurch kristallisierte sich der bewährte ROTAX<br />
912 4Takt-Motor (60kW), der mit guter Ökonomie und einer TBO 1 von 2000h überzeugt.<br />
Im Folgenden rechnen wir mit diesem Motor weiter.<br />
1 Time Between Overhaul<br />
25
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
2.2. Bestimmung der Referenzfläche<br />
Vom Massenpunkt zur Geometrie<br />
Nun stellt sich die Frage, wie wir vom eben bestimmten Massenpunkt zu einem flugfähigen<br />
Fluggerät kommen. Hierzu muss man sich klar machen, welche Faktoren diese “Flugfähigkeit”<br />
bestimmen. Man erwartet vom Flugzeug immer eine bestimmte Flugleistung. Zum<br />
Beispiel, dass der Start auf einer Startbahn bestimmter Länge möglich sein muss (Forderung<br />
einer bestimmten Start und Landestrecke). Auch soll das Flugzeug erst bei einer<br />
bestimmten Geschwindigkeit, seiner Stallspeed vs,0, einen Strömungsabriss an der Tragflä-<br />
che aufweisen. Das führt uns zur Festlegung von verschiedenen Flächenbelastungen W<br />
S für<br />
unterschiedliche Flugphasen. Später können wir das Design Weight W0 durch die Flächenbelastung<br />
teilen und erhalten die benötigte Referenzflügelfläche für unser Propellerflugzeug<br />
(vgl. [Ray99, S. 87-111]).<br />
Wir definieren:<br />
1. Die Flächenbelastung für den Strömungsabriss<br />
� �<br />
W<br />
=<br />
S stall<br />
�<br />
2 ∗ v2 s,0 ∗ CL,max<br />
2. Die Flächenbelastung für eine bestimmte Startstrecke<br />
� �<br />
W<br />
= PT/O ∗ �� ∗ CL,T/O ∗<br />
S T/O<br />
T<br />
W<br />
3. Die Flächenbelastung für den Landeanflug<br />
4. Die Flächenbelastung für den Reiseflug<br />
� �<br />
W<br />
=<br />
S land<br />
Sl<br />
∗ �� ∗ CL,max<br />
(2.9)<br />
80<br />
� �<br />
W<br />
=<br />
S cruise<br />
�<br />
2 ∗ v2 cruise ∗ � π ∗ AR ∗ e ∗ CD,0<br />
5. Die Flächenbelastung für den Ausdauerflug<br />
� �<br />
W<br />
=<br />
S endurance<br />
�<br />
2 ∗ v2 cruise ∗ � 3 ∗ π ∗ AR ∗ e ∗ CD,0<br />
(2.7)<br />
(2.8)<br />
(2.10)<br />
(2.11)<br />
26
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
6. Die Flächenbelastung für den Steigflug<br />
� � �<br />
T<br />
W<br />
W<br />
=<br />
S climb<br />
− G� �<br />
�<br />
T ± W − G� 2 4∗CD,0<br />
− π∗AR∗e<br />
2<br />
qclimb∗π∗AR∗e<br />
� CL,max : für das Flugzeug maximal erreichbarer Auftriebsbeiwert<br />
� P T/O : Take-off Parameter ([Ray99, S. 99, Fig. 5.4])<br />
� σ : Dichteverhältnis: ρ<br />
ρ0<br />
� C L,T/O : bei 1.1 ∗ vs,0→C L,T/O = CL,max<br />
1.1 2<br />
� T<br />
W<br />
: Schub-Gewichtsverhältnis (hier für den Startfall)<br />
� Sl : Landestrecke<br />
� AR : Aspect Ratio, Streckung<br />
� e : Oswaldfaktor<br />
� CD,0 : Formwiderstandsbeiwert<br />
� G : Steiggradient<br />
(2.12)<br />
� qclimb : Staudruck im Steigflug , bei Geschwindigkeit 1.3 ∗ vS,0 (vgl. 1.4), wegen<br />
vS,0 = vS,1 da keine Landeklappen eingebaut sind und kein Einziehfahrwerk be-<br />
trachtet werden soll<br />
Tabelle 2.3 zeigt die endgültigen Ausgangsdaten für die Berechnung sowie die entsprechende<br />
Quelle.<br />
Wir wählen nach der Berechnung die kleinste benötigte Flächenbelastung, welche zur größten<br />
benötigten Referenzflügelfläche führt. Diese soll zwischen den beiden, für den Steigflug<br />
geforderten, Flächenbelastungen liegen. Wäre die Flächenbelastung höher als die maximale,<br />
würde das eine höhere Masse des Flugzeugs und daher schlechtere Steigleistungen<br />
bedeuten. Analog hierzu bedeutete eine niedrigere Flächenbelastung als die minimale eine<br />
größere Tragflügelfläche (dadurch mehr Widerstand), was ebenfalls zu einer geringeren<br />
Steigrate führen würde. Läge die gefundene minimale Flächenbelastung nicht zwischen diesen<br />
beiden Grenzen, müssten andere Parameter für das Flugzeug gewählt und eine neue<br />
Rechnung durchgeführt werden.<br />
27
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Formelzeichen Wert Quelle<br />
CL,max 1.3 XFLR5<br />
vs,0 75.64 ft<br />
s<br />
175.52<br />
gefordert<br />
ft<br />
gefordert, XFLR5<br />
vcruise<br />
Pto 100<br />
s<br />
[Ray99, S. 99, Fig. 5.4]<br />
CD,0 0.0103 XFLR5 + Fahrwerk<br />
T<br />
W<br />
Sl<br />
0.47<br />
1200 ft<br />
berechnet (performance.m)<br />
gefordert<br />
AR 10 abgeschätzt aus Skizze (2.3)<br />
e 0.35 XFLR5<br />
G 0.101% gefordert von uns (vertical speed: 3m/s)<br />
1.3 * vs,0 (CS-VLA)<br />
vclimb<br />
100 ft<br />
s<br />
Tabelle 2.3.: eingesetzte Werte für die Berechnung der Referenzflügelfläche<br />
G<br />
Gsoll<br />
W/S climb,min<br />
W/S climb,max<br />
W/S<br />
Abbildung 2.2.: Erreichbarer Steiggradient G in Abhängigkeit der Flächenbelastung W<br />
S<br />
Die sich ergebende Referenzfläche ist Sref = 103.39ft 2 = 9.61m 2 .<br />
2.3. Untersuchung einer Canardkonfiguration<br />
Bei der Auswahl der Geometrie bzw. der Konfiguration des Flugzeugs haben wir versucht,<br />
die Zielsetzung - ein einfach zu bauendes, leicht zu fliegendes und kostengünstiges Luftfahrzeug<br />
zu entwickeln - bestmöglich zu treffen. Zusätzlich zu der Frage, ob es sich um einen<br />
Hoch- oder Tiefdecker handeln soll, haben wir die Akzeptanz gegenüber einer Canardkonfiguration<br />
in unserer Umfrage ermittelt. Da die Akzeptanz durchaus festgestellt werden<br />
konnte, haben wir dieses Konzept in unsere Überlegungen miteinbezogen und aufgrund<br />
zahlreicher Vorteile letztendlich auch als geeignet befunden. In die elementare Entscheidung,<br />
ob wir unser Flugzeug in einer Canard- oder einer konventionellen Konfiguration<br />
28
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
bauen, haben wir uns bewusst viel Zeit genommen, um nicht von vorn herein mit einem<br />
schlechten Konzept zu starten. An dieser Stelle möchten wir daher einen Einblick in unsere<br />
Entscheidungskriterien geben.<br />
1. Flugsicherheit: Dieser Punkt ist unserer Meinung nach einer der entscheidenden<br />
Vorteile der Canardkonfiguration. Da ein solches Flugzeug so ausgelegt wird, dass<br />
bei Verringerung der Fluggeschwindigkeit der Strömungsabriss zuerst am Canard,<br />
also dem vorderen Flügel eintritt, ist ein Überziehen des Flugzeugs im Prinzip nicht<br />
möglich. Da im gesamten Grenzbereich die Strömung an der Haupttragfläche noch<br />
anliegt, gibt es keinen schlagartigen Auftriebsverlust oder gar ein Abkippen mit anschließendem<br />
Trudeln. Wenn die Strömung am Canard abreißt, senkt das Flugzeug<br />
die Nase und holt Fahrt auf, ohne dabei stark an Höhe zu verlieren. Diesem markanten<br />
Vorteil stehen allerdings auch zwei, aus unserer Sicht jedoch weniger signifikante<br />
Nachteile entgegen. Zum einen haben wir durch den vorderen Flügel gerade bei Start<br />
und Landung ein etwas eingeschränktes Sichtfeld. Außerdem werden am Boden die<br />
Seitenruder nicht durch den Luftstrahl des Propellers angeblasen, wodurch die Ruderwirkung<br />
abgeschwächt ist.<br />
2. Flugmechanische Abwägung: Bei allen Vorteilen der Canardkonfiguration gilt<br />
es aus flugmechanischer Sicht, ein paar Probleme zu bewältigen. Bei der Auslegung<br />
des Canards ist, wie es sich im Folgenden offenbaren wird, eines der Hauptprobleme,<br />
dass der Hebelarm des Höhenruders (bedingt durch die bei Canardkonfigurationen<br />
im Allgemeinen kurze Rumpflänge) sehr klein ist und dieses daher relativ groß gebaut<br />
werden muss, um das durch die Tragflächen erzeugte abnickende Moment zu kompensieren.<br />
Dieses Problem erschwert schon von vorneherein den Einsatz von Landeklappen<br />
an der Haupttragfläche erheblich, da diese das Moment zusätzlich verstärken<br />
würden. Aus diesem Grund bauen wir keine Landeklappen ein, was auch dem Ziel<br />
einer einfachen Konstruktion gerecht wird. Dies bedeutet, dass unsere Flügelfläche<br />
groß genug sein müsste, damit bei Start und vor allem bei der Landung entsprechend<br />
unserer zu erreichenden Stallspeed eine kleine Fluggeschwindigkeit erreicht werden<br />
kann. Ein weiterer Faktor, der die Landegeschwindigkeit jedoch erhöht, ist, dass die<br />
empfohlene Landegeschwindigkeit der um einen gewissen Sicherheitsfaktor erhöhten<br />
Stallgeschwindigkeit entspricht. Das bedeutet, dass man bei einem konventionellen<br />
Flugzeug, wo die Strömung zunächst an der Haupttragfläche abreißt, die Auftriebseigenschaften<br />
dieser Tragfläche gut ausnutzen kann, indem man nahe am maximalen<br />
Auftriebsbeiwert fliegt. Bei einem Canardflugzeug muss jedoch eine Landegeschwindigkeit<br />
gewählt werden, die der Stallgeschwindigkeit des Canard-Flügels zuzüglich<br />
des Sicherheitsfaktors entspricht. Da der Canard-Flügel deutlich vor der Haupttragfläche<br />
abreißen muss, hat diese bei der Landegeschwindigkeit einen deutlich geringeren<br />
Auftriebsbeiwert als bei einem vergleichbaren konventionellen Flugzeug. Also<br />
werden hier lediglich die Auftriebseigenschaften des Canard-Flügels gut ausgenutzt.<br />
Daher braucht man bei einem Canardflugzeug eine größere Flügelfläche als bei einem<br />
konventionellen Flugzeug, um eine bestimmte Landegeschwindigkeit zu erreichen.<br />
3. Richtungs- und Querstabilität: Bedingt durch den bei Canardkonfigurationen<br />
im Allgemeinen vergleichsweise kurzen Rumpf ist der Hebelarm der Seitenruder relativ<br />
kurz. Daher müssen diese insgesamt größer gebaut werden, um die erforderliche<br />
Richtungs- und Querstabilität zu erzeugen. Um die Seitenruder (am Trägflächenende)<br />
weiter nach hinten zu versetzen, ist es nötig eine starke Flügelpfeilung einzuset-<br />
29
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
zen. Diese wirkt sich außerdem positiv hinsichtlich der Richtungs- und Querstabilität<br />
aus. Leider kostet diese Pfeilung aber auch Leistung und sie erhöht das Flugzeugleergewicht.<br />
Die Tatsache, dass man die Seitenruder ans Trägflächenende setzten könnte,<br />
wäre jedoch aus aerodynamischer Sicht ein Vorteil, da man diese somit gleichzeitig<br />
als Winglets auslegen kann.<br />
4. Flugleistung: Abgesehen von der erhöhten Landegeschwindigkeit erwarten wir hauptsächlich<br />
Vorteile durch die Canardkonfiguration. Ein großer Faktor ist hierbei die<br />
Tatsache, dass bei einem Canardflugzeug, anders als bei einem konventionellen Flugzeug,<br />
Tragfläche und Höhenruder an der Auftriebserzeugung beteiligt sind. Bei einem<br />
konventionellen Flugzeug erzeugt das Höhenruder Abtrieb, um das abnickende Moment<br />
der Tragflächen zu kompensieren. Dem Abtrieb muss durch mehr Auftrieb an<br />
den Tragflächen entgegengewirkt werden. Dieses ” Gegeneinanderarbeiten“ von Flügel<br />
und Höhenruder erhöht den induzierten Luftwiderstand beträchtlich. Des Weiteren<br />
kann man den Rumpf wesentlich kleiner bauen, da man kein langes Heck für Seitenund<br />
Höhenruder mehr benötigt. Dies beherbergt zwei Vorteile. Erstens wird der<br />
Rumpf dadurch leichter, zweitens weist der Rumpf weniger Oberfläche, also von der<br />
Luft umspülte Fläche auf. Dies wirkt sich in einem geringeren Reibwiderstand aus.<br />
5. Bau: Es gibt eine Reihe Problemstellungen, die es zu lösen gilt. Die gerade angesprochenen<br />
Flügelpfeilung beispielsweise ist schwieriger zu bauen, da am Flächen-<br />
Rumpfübergang nun nicht nur Biegekräfte übertragen werden müssen, sondern auch<br />
vergleichsweise starke Torsionskräfte. Auch die Tragflächen im inneren Bereich müssen<br />
starke Torsionskräfte aufnehmen. Die Position des Motors wirft ebenfalls Problemstellungen<br />
auf. Für die Canardkonfiguration bietet sich ein Druckpropeller an.<br />
Da der Motor nun auf der ” Ansaug-Seite“ des Propellers sitzt und ein Propeller ungerichtet<br />
ansaugt, wird der Motor nun deutlich schwächer gekühlt. Besonders beim<br />
Bodenbetrieb, wo kein Fahrtwind den Motor kühlen kann, stellt die Kühlung ein Problem<br />
dar, dem man eventuell sogar mit einem zusätzlichen Gebläse für den Bodenbetrieb<br />
entgegentreten muss. Bei der Auslegung des Fahrwerks muss darauf geachtet<br />
werden, dass das landende Flugzeug nicht mit dem Propeller zuerst aufsetzt. Es muss<br />
folglich möglich sein, mit einem Anstellwinkel größer als dem des Strömungsabrisses<br />
aufzusetzen. Zu beachten ist auch, dass durch das Durchbiegen des Fahrwerks<br />
aufgrund des Landestoßes zusätzlicher Freiraum für den Propeller benötigt wird.<br />
6. Kosten: Hier erwarten wir durch die Canardkonfiguration ebenfalls Vorteile. Durch<br />
den beschriebenen aerodynamischen Vorteil des Canards sowie durch den Gewichtsvorteil<br />
glauben wir, dass die Betriebskosten geringer ausfallen. Der Spritverbrauch<br />
dürfte bei gleicher Leistung merklich unter dem des konventionellen Flugzeugs liegen.<br />
Bei den Baukosten erwarten wir, bedingt durch den kürzeren Rumpf, ebenfalls<br />
geringfügig niedrigere Materialkosten.<br />
Bezüglich der genauen Anordnung von Flügeln und Steuerflächen bei einem Canard entwickelten<br />
wir drei mögliche Ausführungen, wie die nachfolgende Skizze zeigt.<br />
30
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Abbildung 2.3.: Skizze unterschiedlicher Canardkonfigurationen<br />
Das Design der obersten Skizze erschien uns am stimmigsten - unter anderem, da wir die<br />
Seitenruder so auch als Winglet nutzen können - und wurde somit zur Grundlage unserer<br />
Flugzeuggeometrie und der weiteren Auslegung.<br />
2.3.1. Namensgebung und Flugzeuglogo<br />
Mit fortschreitender Entwicklung des Flugzeuges und zunehmender Realisierung des Projektes<br />
wollten wir uns einen Namen für das Flugzeug überlegen, der mehr als nur eine<br />
Nummer (beispielsweise <strong>SIMCON</strong> 01) ist und sich gut in der Branche einprägt. Gleichzeitig<br />
sollte er den Wiedererkennungswert steigern und die persönliche Identifikation des<br />
Besitzers mit dem Flugzeug fördern. Außerdem sollte es der Name dem Projekt <strong>SIMCON</strong><br />
eröffnen, bei möglichen Nachfolgern eine Flugzeugmodellfamilie zu gründen, in der verschiedene<br />
Modelle auf Namen mit Gemeinsamkeiten (z.B. englischer Vogelname) getauft<br />
werden.<br />
Canard kommt aus dem Französischen und bedeutet der Enterich, der Erpel. Im Deutschen<br />
wird diese Konfiguration als Entenflugzeug bezeichnet. Auf Grund der gewählten<br />
Konfiguration des Flugzeuges und des geschwungenen Designs entschieden wir uns konsequenterweise<br />
für den Namen “<strong>Drake</strong>” - aus dem Englischen; zu Deutsch Erpel.<br />
Zur Förderung des Charakters des Flugzeuges und für das Marketingkonzept haben wir<br />
31
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Abbildung 2.4.: <strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> Logo<br />
ferner ein Flugzeuglogo entworfen, welches den Namen aufgreift und den Wiedererkennungswert<br />
unterstützt.<br />
2.3.2. Abschätzung des Down- und Upwashes<br />
Im Vorfeld der aerodynamischen Auslegung analysierten wir die Auswirkungen des Canards<br />
auf den Hauptflügel - und umgekehrt die des Flügels auf den Canard. Dabei stellt sich der<br />
Downwash, bzw. der Upwash hinter und vor dem Canard und dem Hauptflügel wie folgt<br />
dar:<br />
Abbildung 2.5.: Up- und Downwash an Canard und Hauptflügel<br />
Gegenüber einem konventionellen Flugzeug ist bei einem Canard der Downwash - Effekt<br />
wesentlich stärker - und der bei dem Flugzeug zu erwartende Downwash sogar noch etwas<br />
stärker, da der Abstand zwischen Canard und Hauptflügel bedingt durch durch unsere<br />
Anforderungen besonders gering ausfällt.<br />
Anhaltspunkte für die Abschätzung waren für uns [Ray99] und [Ros03], sowie die Veröffentlichung<br />
” Prediction of Average Downwash Gradient for Canard Configurations“ von<br />
David W. Levy von der University of Michigan [Lev92]. Nach der ersten Abschätzung des<br />
Downwashs ergaben sich dabei im Laufe der weiteren aerodynamischen Verfeinerung des<br />
Flugzeuges immer wieder neue Werte, da der Downwash von einer ganzen Reihe aerodynamischer<br />
und geometrischer Paramerer abhängt. Auch sei an dieser Stelle erwähnt, dass wir<br />
die Downwash - Betrachtung für unser manntragendes Flugzeug und das Modell getrennt<br />
voneinander durchführen mussten, da sich - wenn auch die Geometrie des Modells der<br />
32
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Geometrie des Originals in kleinerem Maßstab (weitgehend) entspricht - die aerodynamischen<br />
Randbedingungen grundlegend unterscheiden. Damit erweiterte sich die Auslegung<br />
des Flugzeuges um einen weiteren iterativen Prozess, den es zu lösen galt.<br />
Der Downwash, bzw. Upwash ist im wesentlich von folgenden Faktoren abhängig:<br />
� Dem horizontalen Abstand von Canard zu Flügel x<br />
� Dem vertikalen Abstand von Canard zu Flügel z<br />
� Der Streckung des Flügels AR<br />
� Der Zuspitzung des Flügels λ<br />
� Der Pfeilung des Flügels ϕ<br />
� Dem Verhältnis von Flügelspannweite zu Canardspannweite bw<br />
bc<br />
Downwash des Canards<br />
Der Downwashwinkel ε gibt an, um welchen Winkel sich der effektive Anstellwinkel αeff.<br />
am Flügel durch die nach unten abgelenkte Luftströmung hinter dem Canard verändert.<br />
Diese Veränderung bedeutet dabei effektiv eine Verringerung des Anstellwinkels am Flügel,<br />
da der hinter dem Canard nach unten abgelenkte Luftstrom zu einer Anströmung am<br />
Flügel von “weiter oben” führt. Für die Bestimmung unseres Neutral - und Schwerpunktes,<br />
sowie zur Bestimmung der Einbauwinkel (vgl. 2.4.5) von Hauptflügel und Canard benötigen<br />
wir den Wert dεw<br />
dα , welcher die Veränderung des Downwashes in Abhängigkeit des<br />
Anstellwinkels angibt.<br />
Den Tabellen aus der ” Prediction of Average Downwash Gradient for Canard Configurati-<br />
ons“ [Lev92] kann man , wenn x, z, AR, λ und ϕ bekannt sind, einen Wert für dεw<br />
dα entnehmen.<br />
Ebenso kann man aus einer weiteren entsprechenden Tabelle einen Korrekturwert kb<br />
entnehmen, welcher von dem Verhältnis der Flügelspannweite zur Canardspannweite bw<br />
bc<br />
abhängig ist. Mit diesem Wert ergibt sich dann: dεw<br />
dα = kb · dεw<br />
dα . Über diesen Weg erhalten<br />
= 0.4.<br />
wir für unser manntragendes Flugzeug dεw<br />
dα<br />
Upwash des Hauptflügels<br />
= 0.48 und für unser Modell dεw<br />
dα<br />
Weil durch die Umströmung auf Ober- und Unterseite des Hauptflügels auch vor dem Flügel<br />
selbst eine Veränderung der Strömungsverhältnisse bewirkt wird, muss zusätzlich zu<br />
dem Downwash-Effekt des Canards auch der Upwash des Hauptflügels berücksichtigt werden.<br />
Die Anströmung des Hauptflügels stellt sich bei stationärer Strömung so ein, dass sie<br />
schräg von unten auf den Flügel trifft, da sie so besser dem Profil folgen kann. Dadurch erhöht<br />
sich folglich der effektive Anstellwinkel αeff. des Canards. Der Upwash des Flügels ist<br />
von den gleichen Parametern abhängig wie der Downwash des Canards: eine Veränderung<br />
des horizontalen oder vertikalen Abstandes von Flügel und Canard ändert den Upwash<br />
genauso, wie jegliche Veränderung am Hauptflügel selber (also z.B. eine geänderte Aspect<br />
Ratio, eine andere Taper Ratio λ oder Pfeilung ϕ). Einen Wert dε<br />
dα , welcher die Veränderung<br />
des Upwashes in Abhängigkeit des Anstellwinkels angibt, erhalten wir aus [Ros03],<br />
Seite 54, Figure 2.15: Magnitude of � 1 − dε<br />
�<br />
dα on the Longitudinal Axis. Dieser Wert beträgt<br />
für unser manntragendes Flugzeug dε<br />
dε<br />
dα = −0.15 und für unser Modell dα = −0.12. Hierbei<br />
33
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
muss erwähnt werden, dass die dadurch erhaltenen Werte nur gültig sind für einen Flügel<br />
mit elliptischer Auftriebsverteilung. Der Fehler, der an dieser Stelle dadurch entsteht,<br />
dass das Flugzeug keine elliptische Auftriebsverteilung aufweist, muss mangels weiterer<br />
Quellen für genauere Werte in Kauf genommen werden. Allerdings nehmen wir an, dass<br />
dieser Fehler relativ gering ist, da die Auftriebsverteilung unseres Hauptflügels zumindest<br />
in Cruising Configuration einer elliptischen Auftriebsverteilung recht nahe kommt.<br />
2.4. Aerodynamische Auslegung<br />
In den vorangegangenen Abschnitten des Kapitels 2 wurde ein grobes Konzept der Flugzeuggeometrie<br />
gefunden. Diese muss nun aerodynamisch und flugmechanisch so ausgelegt werden,<br />
dass die im Folgenden kurz zusammengefassten aerodynamischen Anforderungen erfüllt<br />
werden.<br />
� Es muss die Stallgeschwindigkeit vStall = 83km/h der Zulassungsrichtlinie CS-VLA,<br />
wie in Kapitel 1.4 beschrieben, erreicht werden. Folglich muss der erreichte Auftriebsbeiwert<br />
im stationären Stallfall dem benötigten bei gegebenen Gewicht und gegebener<br />
Geschwindigkeit entsprechen. Mit einer Masse von m = 412 kg und einer Referenzflügelfläche<br />
von Sref = 9.345 m 2 (Werte der Endkonfiguration, die sich im Laufe des<br />
Iterationsprozesses herausbildeten) ergibt sich ein benötigter Auftriebsbeiwert von 2 :<br />
W<br />
cL,max,benötigt =<br />
Sref ∗ ϱnull/2 ∗ v2 = 1.3284 (2.13)<br />
stall<br />
� Der Verlauf des Nickmomentenbeiwertes cm über α muss hierbei für den stationären<br />
Stallfall bei voll gezogenem Höhenruder positiv sein (Aufnicken), sodass man damit<br />
den Strömungsabriss erreichen kann. Hierbei wird der für einen Höhenverlust kritischste<br />
Fall der Landung bei Stallspeed betrachtet.<br />
� Im Cruise sollte der Verlauf des Nickmomentenbeiwertes bei αCruise = 0� seinen<br />
Nulldurchgang haben, da dies der Trimmpunkt sein sollte.<br />
� Um Längsstabilität zu gewährleisten, muss die Steigung in diesem Punkt ausreichend<br />
negativ sein. Hierbei ist für Hobbypiloten ein Zielwert vom cmα = −0.54rad −1 =<br />
−0.00942Grad −1 anzustreben. (vgl. [Ray99], S. 703)<br />
� Die Geschwindigkeit muss so gewählt werden, dass im Cruise ein stationärer Horizontalflug<br />
erreicht wird: cL,Cruise,benötigt = cL,Cruise,verfügbar. Analog zur obigen<br />
Berechnung ergibt sich mit der Reisefluggeschwindigkeit und -höhe (s. 2.4.1):<br />
cL,Cruise,benötigt = 0.2820 .<br />
� Wir streben ein gutmütiges Flugverhalten an (es soll also keine abrupte Strömungsabrisscharakteristik<br />
geben), wobei gleichzeitig die bestmögliche Effizienz und Gleitzahl<br />
angestrebt wird.<br />
� Im Fall des Strömungsabrisses soll dieser am Canard erfolgen. Das Flugzeug senkt<br />
dann die Nase, bis die Strömung wieder anliegt. Hierbei wird der Höhenverlust minimiert,<br />
da der Hauptflügel nicht abreißt und bei dieser Auslegung nicht abreißen<br />
kann, was zum Ziel des gutmütigen Flugverhaltens beiträgt. (vgl. Abschnitt 2.3)<br />
2 Für den Stallfall wurde zur Standardisierung die Dichte auf Meereshöhe angenommen.<br />
34
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Zum Durchführen einer Strömungssimulation verwendeten wir das Programm XFLR5,<br />
Version 6.05beta. Dabei sind wir wie folgt vorgegangen: Zunächst wurde in XFLR5 die erste<br />
Skizze mit den bisher ermittelten Parametern (Flügelfläche, Gewicht, etc.) in einen dreidimensionalen<br />
Körper transformiert. Die Ergebnisse der ersten Simulation dienten dann<br />
als Eingangsparameter für die Berechnungen der Einstellwinkel sowie von Neutral- und<br />
Schwerpunkt. Im Anschluss wurden die nun präzisierten Parameter im XFLR5-Modell<br />
eingepflegt. Die Annäherung an die gesuchte Geometrie erfolgte durch Optimierung in<br />
XFLR5 im Wechselspiel mit den oben genannten Berechnungen.<br />
2.4.1. Design-Punkt des Flugzeuges<br />
Für die aerodynamische Betrachtung muss zunächst der Designpunkt des Flugzeuges festgelegt<br />
werden, also die Crusingspeed und die Cruising-Altitude, auf die das Flugzeug ausgelegt<br />
wird. Unter Berücksichtigung der Ergebnisse der Marktanalyse (s. Abschnitt1.2)<br />
sowie der Betrachtung von Vergleichsflugzeugen und der gewählten Motorisierung legten<br />
wir folgende Werte fest:<br />
� Für die Fluggeschwindigkeit wählten wir vcruise = 100kt, da diese Geschwindigkeit<br />
zu dem ermittelten Einsatzprofil passt und noch eine ansprechende Reisegeschwindigkeit<br />
darstellt.<br />
� Die Cruising-Altitude ermittelten wir wie folgt: Wie bereits erwähnt, soll das Flugzeug<br />
in Mitteleuropa unkompliziert zugelassen und betrieben werden können. Wir<br />
orientierten uns dabei an der deutschen Luftraumstruktur. Nach der LuftVO §6,<br />
Abs.3 Satz 1 beträgt die “Mindesthöhe bei Überlandflügen nach Sichtflugregeln”<br />
2000 Fuß. Mit einer zusätzlichen Sicherheit von 1000 Fuß und einer angenommenen,<br />
durchschnittlichen Höhe über MSL (Mean Sea Level) in Deutschland von 450m oder<br />
knapp 1500ft ergibt sich Hcruise = 4500 ft.<br />
Da der benötigte Auftriebsbeiwert von der Fluggeschwindigkeit abhängig ist, veränderte<br />
sich mit den sich im Verlauf des Iterationsprozesses präzisierenden Werten für die Flugzeugmasse<br />
und den Widerstandsbeiwert auch die Cruisingspeed noch leicht.<br />
2.4.2. Profilwahl<br />
Die nächste Entscheidung, die für die Simulation getroffen werden musste, war die Wahl<br />
der Profile. Dabei war zu beachten, dass diese sowohl im Cruise als auch im Stall gute<br />
Eigenschaften besitzen sollten. Zunächst haben wir verschiedene Profile untersucht und<br />
eine Vorauswahl getroffen. Hierbei betrachteten wir die Profile bei der Design-Reynoldszahl<br />
im Cruise sowie der Reynoldszahl im Stall. Die Reynoldszahl ist eine charakteristische<br />
Größe für die Strömung. Abhängig von ihr werden in XFLR5 die verschiedenen Profil-<br />
Polaren berechnet und dargestellt. Sie berechnet sich wie folgt:<br />
Re =<br />
v ∗ MAC<br />
ν<br />
(2.14)<br />
35
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
v : Strömungsgeschwindigkeit<br />
MAC : Mean Aerodynamik Chord, Bezugsflügeltiefe<br />
ν : kinematische V iskosität der Luft in m 2 /s<br />
Die Strömungsgeschwindigkeit entspricht der gewünschten Fluggeschwindigkeit.<br />
Die MAC ist die Flügeltiefe eines Rechteckflügels mit der gleichen Fläche und den selben<br />
aerodynamischen Eigenschaften des Originalflügels. Sie berechnet sich aus der Flügelzuspitzung<br />
(Taper Ratio) und der Flügeltiefe an der Flügelwurzel 3 oder kann in XFLR5<br />
direkt ausgegeben werden. Wir haben hierfür zunächst mit Hilfe der gegebenen, benötigten<br />
Fläche und der Streckung von Vergleichsflugzeugen einen plausiblen Wert angenommen.<br />
Auf Grund der Abhängigkeit von der MAC mussten wir die Untersuchungen für den<br />
Canard und den Flügel getrennt durchführen.<br />
Die kinematische Viskosität variiert mit der Höhe. Wir entnehmen sie der Tabelle aus<br />
[Ray99] S. 787 für die ISA.<br />
Es wurden folglich die Profile für den Canard und den Hauptflügel für die Reynoldszahl<br />
im Designpunkt bei vcruise, νcruise und Hcruise sowie für die im Stall simuliert. Für den<br />
Stallfall bei vstall, νstall und Hstall wurden zur Standardisierung die Dichte (und damit<br />
Flughöhe und kinematische Viskosität) auf Meereshöhe angenommen.<br />
Kriterien für die Profilauswahl waren das Abrissverhalten, der Widerstandsbeiwert, der<br />
maximale Auftriebsbeiwert und die maximale Gleitzahl. Das Profil sollte so gewählt werden,<br />
dass im Cruise mit vertretbarem Anstellwinkel nahe am Optimum des Profils geflogen<br />
werden kann. Wir fanden heraus, dass relativ dicke Profile das gewünschte, gutmütige Abrissverhalten<br />
zeigen und legten uns daher auf Profile mit einer maximalen Profildicke von<br />
12% und 15% (bezogen auf die Länge der Profilsehne) fest.<br />
Die Profile NACA 2412, 2415, 3412, 3415, . . . ., 7415 erschienen uns als geeignet. Die Bezeichnung<br />
der NACA Profile setzt sich zusammen aus:<br />
� 1.Ziffer: Maximale Wölbung des Profils in Prozent der Länge der Profilsehne<br />
� 2.Ziffer: Ort der maximalen Wölbung auf der Profilsehne in Prozent der Profilsehne<br />
geteilt durch zehn<br />
� 3. & 4.Ziffer: Maximale Profildicke in Prozent der Länge der Profilsehne<br />
Das Profil 2415 hat also eine maximale Wölbung von zwei Prozent, die bei vierzig Prozent<br />
liegt. Seine maximale Dicke beträgt 15 Prozent (jeweils bezogen auf die Profilsehne<br />
(Chord)).<br />
Die Profile unterscheiden sich unwesentlich im Widerstandsbeiwert. Die Untersuchungen in<br />
XFLR5 zeigten, dass Profile mit größerer Wölbung einen leicht erhöhten maximalen Auftriebsbeiwert<br />
liefern und eine etwas bessere maximale Gleitzahl haben. Allerdings haben<br />
sie auch einen höheren (negativen) Nickmomentenbeiwert und Nullauftriebsanstellwinkel.<br />
Es war möglich, aus den Polaren dieser Profile Rückschlüsse auf das zu erwartende Cl zu<br />
ziehen. Die genauen Eigenschaften der Profile in Abhängigkeit des Ortes (z.B. im Downwash<br />
des Canards) und deren Auswirkungen wurden im Anschluss in den Simulationen<br />
der dreidimensionalen Flügel des ganzen Flugzeuges genauer untersucht und ausgewertet.<br />
3 nach [Ray99] S. 56<br />
36
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Eine endgültige Festlegung auf die Profile für Canard und Flügel erfolgte erst relativ spät<br />
im Iterationsprozess.<br />
Wir überlegten auch, dass der Canard mit einem früher abreißendem Profil auszustatten<br />
sei, fanden allerdings im weiteren Verlauf heraus, dass dies besser mit der Einstellwinkeldifferenz<br />
eingestellt wird. (vgl. 2.4.8)<br />
Zusätzlich haben wir jedes dieser Profile mit einer ausgeschlagenen Klappe ausgestattet<br />
und simuliert, die den Ausschlag des Höhenruders am Canard darstellt. Hierfür wurde eine<br />
Klappe mit 15 Grad Ausschlag und ein Drehpunkt bei 82% der Profillänge und bei 50%<br />
der Profildicke gewählt.<br />
2.4.3. Vorgehensweise XFLR5<br />
Das Programm XFLR5 ist eine Freeware, die es ermöglicht die Strömung um Profile, Flügel<br />
sowie komplette Flugzeuge zu simulieren. Das Programm ist auf die Simulation mit kleinen<br />
Reynoldszahlen ausgelegt, da es hauptsächlich für das Design von Modellsegelflugzeugen<br />
entwickelt wurde. Es ermöglicht daher eine genaue Betrachtung der aerodynamischen Eigenschaften<br />
unseres Modellflugzeuges. Für unser großes Flugzeug müssen wir mit einer<br />
größeren Fehlertoleranz rechnen. Zur Berechnung des Flügels wählen wir in XFLR5 die<br />
3D-Panel Method und für das gesamte Flugzeug einen Mix aus 3D-Panels und Vortex<br />
lattice Method. Dafür ist eine möglichst gute Verteilung dieser Panels, in denen jeweils<br />
die Strömung berechnet wird, über den Flügel, das Canard und den Rumpf nötig, um die<br />
Strömung möglichst fehlerfrei und optimal zu simulieren.<br />
Nach der Profilwahl konnte man nun die Strömung um diese Profile simulieren. Dafür<br />
musste nun noch eine Reynoldszahl bzw. in unserem Fall ein Reynoldszahlbereich gewählt<br />
werden, der die Strömung definiert. Dies ist notwendig, da die 3-dimensionale Strömung<br />
am Flugzeug und am Flügel nicht nur eine Reynoldszahl besitzt sondern je nach Geschwindigkeit<br />
und Flughöhe in einem bestimmten Bereich liegt. Dies ist für unsere Betrachtung<br />
wichtig, da wir für Cruise und Stall in unterschiedlichen Flughöhen simulieren. Es stellte<br />
sich nun heraus, nachdem wir vorerst in einem sehr kleinen Bereich simuliert hatten,<br />
dass wir diesen vergrößern mussten. Da wir die gleichen Profile auch für unser Modellflugzeug<br />
benutzen, berechneten wir die Profile von einer Reynoldszahl von 5.000 bis hin<br />
zu 6.000.000. Dies spiegelt mit einem gewissen Sicherheitsabstand den Bereich der Geschwindigkeit<br />
unseres Modellflugzeugs bei Strömungsabriss bis hin zum Reiseflug unseres<br />
großen Flugzeugs wieder. Die Schrittweite liegt dabei bei 20.000, um eine möglichst feine<br />
Abstufung zu erhalten.<br />
Der nächste Schritt lag darin den Flügel und den Canard nach den gegeben Randbedingungen<br />
nachzubauen. Dabei wurde zunächst nur auf die vorgegebene grundlegende<br />
Geometrie, wie Flügelfläche, Streckung, Pfeilung und Taper-Ratio geachtet. Es ergab sich<br />
die erste Flügelfläche aus 2.2 zu 5.59m 2 . Die Streckung des Flügels sollte in einem Bereich<br />
von AR = 8 − 12 liegen, um eine entsprechend hohe Effizienz und eine gute Gleitzahl zu<br />
erreichen (siehe 2.4). Außerdem spielte hier noch die Betrachtung des Up- und Downwashes<br />
eine Rolle (siehe 2.3.2). Als Ausgangswert für eine Streckung erhielten wir AR = 8.76.<br />
Die Pfeilung beeinflusst hauptsächlich die Richtungsstabilität. Speziell bei einem Canard<br />
ist diese sehr entscheidend, da man genügend Pfeilung benötigt um die Seitenruder, die in<br />
unserem Fall an den Flügelspitzen befestigt sind, durch einen ausreichend langen Hebelarm<br />
37
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
entsprechend wirksam zu machen. Außerdem fällt die Pfeilung mit in die Betrachtung des<br />
Up-und Downwashes (siehe 2.3.2). Dies führte uns zu einem Bereich von ϕ = 15� − 24�,<br />
in dem die Pfeilung liegen sollte. Als Ausgangswert entstand eine Pfeilung von ϕ = 19.9�.<br />
Der letzte Parameter ist die Taper-Ratio, die einen Wert von ct/cr = 0.5 erhielt. Diese<br />
gibt das Verhältnis von äußerer zur innerer Flügeltiefe an. Der Flügel muss am Rumpf eine<br />
größere Flügeltiefe besitzen als außen, um eine elliptische Auftriebsverteilung zu erreichen<br />
und den Downwasheffekt des Canards durch einen in diesem Bereich erhöhten Auftrieb<br />
auszugleichen. Unter Berücksichtigung der oben genannten Parameter ergab sich eine Flügeltiefe<br />
am Rumpf von 1.3m sowie an der Spitze von 0.6m bei einer Spannweite von 7m.<br />
Die Flügeltiefe am Rumpf war darüber hinaus konstruktiv durch die Rumpf- und Haubenlänge<br />
begrenzt, da der Flügel das Blickfeld des Piloten möglichst wenig einschränken<br />
sollte.<br />
Nun konnte man den Ausgangsflügel bei einer bestimmten Geschwindigkeit, Flughöhe<br />
(definiert durch die Dichte) sowie Schwerpunktslage simulieren. In der Polare ist jetzt<br />
deutlich der Einfluss der Streckung zu erkennen, da sich die Steigung der Kurve verringert.<br />
Außerdem konnte man nun durch wiederholtes Simulieren die Lage des Neutralpunkts bzw.<br />
des aerodynamischen Zentrums des Flügels bestimmen. Hierfür muss man lediglich die<br />
Lage des Schwerpunktes so lange verändern, bis die Kurve im Cm über α-Diagramm eine<br />
Parallele zur Abszisse ist. Dies bedeutet, dass sich das Moment des Flügels bei Änderung<br />
des Anstellwinkels nicht verändert. Das Gleiche gilt auch für den Canard.<br />
Als nächstes wurde der Rumpf des Flugzeuges gebaut. Als dieser fertig war konnte man<br />
Rumpf, Flügel und Canard miteinander verbinden. Allerdings benötigt man hierfür noch<br />
die Einbauwinkel von Canard und Flügel, die sich aus der Einstellwinkelberechnung (siehe<br />
2.4.5) ergaben. Dabei ist noch zu beachten, dass der Übergang von Rumpf zu Flügel und<br />
Canard keine ” schrägen“ bzw. nicht zu stark verzerrten Panels aufweist. Dies führt zu<br />
Fehlern in der Berechnung und das Programm bricht vorzeitig ab, da es keine oder zu<br />
hohe Auftriebsbeiwerte berechnet. Man kann dies verhindern, indem man die Zahl der<br />
Panels oder ihre Verteilung verändert. Da dies nicht immer hilft, wurde teilweise für die<br />
Simulation noch die Form des Rumpfes oder die Höhe des Befestigungspunktes des Flügels<br />
verändert.<br />
38
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
2.4.4. Neutral- und Schwerpunktsberechnung<br />
Auftrieb des Cannards<br />
zt<br />
xacc<br />
xc.g.<br />
xacw<br />
xp<br />
Rumpfmoment um<br />
den Schwerpunkt<br />
Auftrieb des Hauptflügels<br />
Freies Moment des Flügels<br />
Abbildung 2.6.: Momentenbilanz am Canard<br />
Schub<br />
Luftumlenkkraft<br />
Die Berechnung der nötigen Schwerpunktslage erfolgt über eine Momentenbilanz um den<br />
zu findenden Schwerpunkt. Zur Abschätzung einiger Einflussfaktoren werden empirische<br />
Untersuchungen (vgl. [Ray99, S. 484-502] ) bemüht.<br />
Mc.g. = Lw · (xc.g. − xacw) + Mw + Mfus + Lc · (xc.g. − xacc) + T · zt + Fp · (xc.g. − xp) (2.15)<br />
In dimensionsloser Beiwertschreibweise (Division durch den Staudruck q und die Referenzfläche<br />
Sref sowie durch Bezugsflügeltiefe ¯c um die Abstandswerte dimensionslos zu<br />
machen) und mit den Forderungen für neutrale Stabilität c c.g.<br />
m<br />
! = 0 sowie statischer Nickstabilität<br />
∂Cc.g. !<br />
M<br />
∂α < 0 erhalten wir schließlich für den Neutralpunkt:<br />
¯xnp =<br />
∂αw<br />
∂α<br />
∂CLw · ∂α · ¯xacw − ∂CMfus<br />
∂α + ηc · Sc<br />
Sref<br />
∂CLw<br />
∂α + ηc · Sc<br />
Sref<br />
· ∂αc<br />
∂α<br />
· ∂αc<br />
∂α<br />
· ∂CLc<br />
∂αc<br />
· ∂CLc<br />
∂αc<br />
+ 1<br />
q·Sref<br />
· ¯xacc + 1<br />
q·Sref<br />
· ∂αp<br />
∂α<br />
· ∂Fp<br />
∂αp<br />
· ∂αp<br />
∂α<br />
∂Fp<br />
· · ¯xp ∂αp<br />
(2.16)<br />
� Die Anstiege der Auftriebspolaren des Hauptflügels ∂CLw<br />
∂α und des Canards ∂CLc<br />
∂αc<br />
werden mit Hilfe der Strömungssimulationssoftware XFLR5 ermittelt.<br />
� ηc = qc<br />
qw<br />
beschreibt das Verhältnis der Staudrücke an Canard und Flügel und ist not-<br />
wendig, da der Auftriebsbeiwert des Canards auf einen anderen Staudruck bezogen<br />
ist als der des Flügels.<br />
ist das Verhältnis von Canardfläche zu Referenzfläche und ist notwendig, da der<br />
Auftriebsbeiwert des Canards auf die Canardfläche bezogen ist.<br />
� Sc<br />
Sref<br />
� ∂αw<br />
∂α<br />
= 1 − ∂εw<br />
∂α<br />
beschreibt die Änderung des Anströmwinkels am Flügel durch den<br />
39
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Downwash des Canards mit der Änderung des Anstellwinkels des Flugzeuges (vgl.<br />
2.3.2).<br />
∂εc<br />
= 1− ∂α beschreibt analog die Änderung des Anströmwinkels am Canard durch<br />
den Upwash des Hauptflügels mit der Änderung des Anstellwinkels des Flugzeuges<br />
(vgl. 2.3.2).<br />
� ∂αc<br />
∂α<br />
≈ Kf ·D2 fus ·Lfus<br />
beschreibt die Änderung des Rumpfmomentes mit der Ände-<br />
¯c·Sref<br />
rung des Anstellwinkels des Flugzeuges. (vgl. [Ray99, S. 496] )<br />
� ∂CMfus<br />
∂α<br />
� ∂Fp<br />
∂α ≈ q · NB · Aprop · ∂cnBlade · f(t) (vgl. [Ray99, S. 500])<br />
∂αp<br />
Mit der Definition eines Sicherheitsmaßes<br />
s = ¯xnp − ¯xc.g. ≈ 0, 05 bis 0, 1 (2.17)<br />
ergibt sich der Bereich, in welchem sich der Schwerpunkt bewegen sollte. Die hintere Grenze<br />
garantiert die Stabilität des Flugzeuges, während die vordere Grenze die Steuerbarkeit<br />
gewährleisten soll.<br />
Um geeignete aerodynamische Eigenschaften zu erhalten, untersuchten wir wie bereits in<br />
2.3 mehrere unterschiedliche Konfigurationen unseres Grobentwurfes. Dabei variierten wir<br />
Faktoren wie Profilform, Flügelform und Position der Flügel, um mit den gewonnenen<br />
Daten schließlich eine Abschätzung der benötigten Schwerpunktslage durchzuführen.<br />
Dieser Prozess wurde so lange wiederholt, bis eine vielversprechende Konfiguration für die<br />
weitere Optimierung (siehe 2.4.8) gefunden worden war. Tabelle 2.4 zeigt die endgültigen<br />
Ausgangsdaten für die Berechnung sowie die entsprechende Quelle. Tabelle 2.5 zeigt die<br />
gewonnenen Ergebnisse.<br />
40
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Formelzeichen Wert Quelle<br />
∂CLw<br />
∂αw<br />
∂CLc<br />
∂αc<br />
∂εw<br />
∂α<br />
∂εc<br />
∂α<br />
ηc<br />
0.085 /�<br />
0.084 /�<br />
0.048<br />
−0.15<br />
1<br />
XFLR5<br />
XFLR5<br />
2.3.2<br />
2.3.2<br />
vereinfachende Annahme<br />
Kf 0.04 [Ray99, S. 498, Fig 16.14]<br />
Dfus 2.3 ft gefordert<br />
Lfus 12.139 ft gefordert<br />
∂αp<br />
∂α 1 vereinfachende Annahme<br />
NB 3 angenommene Propellerdaten<br />
Aprop 21 ft 2 angenommene Propellerdaten<br />
∂cnBlade<br />
∂αp<br />
0.00043633 /rad [Ray99, S. 499, Fig. 16.15]<br />
f(t) 1 [Ray99, S. 500, Fig. 16.16]<br />
Sref 103.39 ft 2 2.2<br />
Sc<br />
Sref<br />
0.32119 XFLR5<br />
¯xacw 10.006 ft XFLR5<br />
¯xacc 0.735 ft XFLR5<br />
¯xp 12.139 ft XFLR5<br />
Tabelle 2.4.: Daten zur Berechnung der Schwerpunktslage<br />
Formelzeichen Wert<br />
xnp<br />
xc.g.hinten<br />
xc.g.vorne<br />
7.215 ft<br />
7.052 ft<br />
6.888 ft<br />
Tabelle 2.5.: Neutralpunkt und benötigte Schwerpunktslage<br />
Mit den auf diese Weise gewonnen Daten kann nun die weitere Optimierung fortgeführt<br />
werden.<br />
2.4.5. Einstellwinkelberechnung<br />
Um bei einem vorgegebenen Anstellwinkel stabil fliegen zu können, gilt es den Momentenhaushalt<br />
für diesen Flugzustand durch Variation der Einbauwinkel von Canard ic und<br />
Flügel iw auszugleichen.<br />
Aus der Momentenbilanz in Gleichung 2.15 ergibt sich in Beiwertschreibweise<br />
C c.g.<br />
M = CLw · (¯xc.g. − ¯xacw) + CMw + CMc + CMfus + CLc · (¯xc.g. − ¯xacc)<br />
� T = W0<br />
C L<br />
C D<br />
+ T<br />
q · Sref<br />
· ¯zt + Fp<br />
q · Sref<br />
· (¯xc.g. − ¯xp) (2.18)<br />
, für den horizontalen Geradeausflug benötigter Schub<br />
41
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Zudem gelten für die Auftriebsbeiwerte von Flügel und Canard:<br />
CLw = ∂clw<br />
∂α · (α + iw − α0w − εw) (2.19)<br />
CLc = ∂clc<br />
∂α · (α + ic + −α0c − εc) (2.20)<br />
Der Downwashwinkel εw sowie der Upwashwinkel εc ergeben sich zu<br />
Daraus ergibt sich ein Gesamtauftriebsbeiwert CL zu<br />
εw = ∂εw<br />
∂α · (α + ic) (2.21)<br />
εc = ∂εc<br />
∂α · (α + iw) (2.22)<br />
CL = clw + Sc<br />
Sref<br />
Aus der Auftriebsbedingung L = W 4 resultiert ein benötigtes CL,needed von<br />
Das Gleichungssystem<br />
· clc<br />
CL,needed = W0<br />
q · Sref<br />
CL<br />
C c.g.<br />
M<br />
!<br />
= CL,needed<br />
(2.23)<br />
(2.24)<br />
!<br />
= 0 (2.25)<br />
liefert schließlich die benötigten Einbauwinkel für Canard und Flügel.<br />
Tabelle 2.6zeigt die benötigten Ausgangsdaten zur Berechnung der Einbauwinkel sowie die<br />
entsprechende Quelle. Tabelle 2.7 zeigt die entsprechenden Ergebnisse.<br />
Formelzeichen Wert Quelle<br />
CMw 0.05 XFLR5<br />
CMc −0.054 XFLR5<br />
α 0� gefordert<br />
α0w −5.6� XFLR5<br />
α0c −4.13� XFLR5<br />
W0 915.11 lb 2.1<br />
¯xc.g. 6.97 ft Mittlerer Schwerpunkt nach Tabelle 2.5<br />
Tabelle 2.6.: Daten zur Berechnung der Einbauwinkel<br />
4 Da in angelsächsischen Einheiten (Dichte in slugs/ft 3 ) gerechnet wird, ist in Formel 2.24 die Masse in<br />
lb Einzusetzen und nicht die Gewichtskraft.<br />
42
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Formelzeichen Wert<br />
iw<br />
ic<br />
−2.9�<br />
−0.32�<br />
Abbildung 2.7.: Benötigte Einbauwinkel<br />
Mit den auf diese Weise gewonnen Daten kann nun die weitere Optimierung fortgeführt<br />
werden.<br />
2.4.6. Berechnungsmethodik<br />
Wie oben bereits beschrieben waren zur Ermittlung einer vielversprechenden Konfiguration<br />
viele Iterationsschritte notwendig. Um diese Iteration so komfortabel wie möglich zu<br />
gestalten, haben wir zur Berechnung von Abflugmasse, benötigter Flügelfläche, benötigter<br />
Schwerpunktslage sowie den benötigten Einbauwinkeln ein Tool mit Hilfe von MATLAB<br />
programmiert. Dieses Tool greift auf die in den entsprechenden Kapiteln beschriebenen<br />
Vorgehensweisen zurück. Bild 2.8 zeigt einen Screenshot des Berechnungstools mit den<br />
letztendlich verwendeten Werten.<br />
43
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Abbildung 2.8.: Screenshot des MATLAB Tools zur Berechnung von<br />
Abflugmasse, Flügelfläche, Einbauwinkeln und Schwerpunktslage<br />
44
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
2.4.7. Genauere Massenabschätzung<br />
Um eine Abschätzung der Massen der einzelnen Elemente des Flugzeuges zu erhalten,<br />
führen wir eine genauere Massenabschätzung mit Hilfe der von [Ray99, S. 476 - 479] beschriebenen<br />
Formeln, die auf statistischen Werten basieren, durch. Auch hierfür haben wir<br />
ein MATLAB-file (genauereweightberechnung.m) erstellt. Eine genauere Masse für Rumpf<br />
und Flügel erhielten wir, indem die Baugruppen mit der Annahme einer im Flugzeugbau<br />
üblichen Wandstärke von 3 mm in einem CAD Programm nachgebaut wurden. Zum Zeitpunkt<br />
der Abgabe dieses Berichtes ist dies die für uns genauest mögliche Berechnung. Vor<br />
dem Bau eines realen Flugzeuges würde diese allerdings erneut zu verifizieren sein. Nach<br />
Eingabe der benötigten Größen ergibt sich eine Gesamtabflugmasse von W0 = 412 kg .<br />
2.4.8. Aerodynamische Optimierung mit Hilfe von XFLR5<br />
Als Ergebnis der oben genannten Berechnungen erhalten wir die Einbauwinkel des Flügels<br />
und des Canard. Diese sollen nun sicherstellen, dass das Flugzeug bei dem vorher<br />
definierten Anstellwinkel im Reiseflug kein resultierendes Moment erfährt und es somit<br />
ausgetrimmt ist. Das finale Ausgangsflugzeug ergibt sich nun aus sämtlichen oben genannten<br />
Überlegungen zu dem unten zu sehenden ersten Entwurf.<br />
Abbildung 2.9.: Erster Entwurf des <strong>Drake</strong><br />
Ab hier begann die Annäherung an unsere Flugzeuggeometrie, da man mit dieser Ausgangseinstellung<br />
nun das erste Mal das gesamte Flugzeug simulieren konnte. Parameter für<br />
die Simulation sind Geschwindigkeit des Flugzeugs, Lage des Schwerpunkts (Berechnung<br />
s. 2.4.4), Dichte, kinematische Viskosität und ein Anstellwinkelbereich, in dem simuliert<br />
werden soll.<br />
45
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Als Ergebnis liefert das Programm die für unsere Analyse wichtigen Daten für jeden simulierten<br />
Anstellwinkel - wie Auftriebsbeiwert, Widerstandsbeiwert, Momentenbeiwert,<br />
Gleitzahl und Oswaldfaktor. Außerdem wird eine Kurve für den Nickmomentenbeiwertverlauf,<br />
eine aufgelöste Polare sowie eine Polare für CL erzeugt. Diese Ergebnisse verglichen<br />
CD<br />
wir mit den Anforderungen für unseren gewünschten Cruiseanstellwinkel. Die gleiche Simulation<br />
wurde nun auch für die Stallkonfiguration, mit ausgeschlagenem Höhenruder,<br />
durchgeführt. Daraus erhielt man dann bei maximalen Anstellwinkel den CLmax, sowie<br />
die oben genannten Kurven.<br />
Bei der ersten Simulation lagen die meisten Werte , z.B. CLmax, Oswaldfaktor, Momentenbeiwertverläufe<br />
etc., noch nicht im gewünschten bzw. optimalen Bereich. Unter Einbeziehung<br />
all dieser Parameter versuchte man nun, eine optimale Auslegung des Flugzeuges<br />
zu erreichen. Dabei waren die Stellschrauben die Canardfläche, die Flügelfläche, die Verwindung<br />
von Flügel und Canard, die Profile des Flügels und des Canards, die Streckung,<br />
die Pfeilung, die Einbauwinkel, der Abstand zwischen Canard und Flügel und die Lage<br />
des Schwerpunktes des Flugzeuges.<br />
Die Hauptproblematik bestand darin, einen ausreichend hohen maximalen Auftriebsbeiwert<br />
für die vorgegebene Stallgeschwindigkeit zu erreichen und diese mit einem Nickmomentenbeiwertverlauf<br />
für den Reiseflug in Einklang zu bringen. Dieser Nickmomentenbeiwertverlauf<br />
muss einen ausreichend negativen Anstieg liefern, um die gewünschte Stabilität<br />
zu gewährleisten und soll außerdem durch den Ursprung laufen, da sich der Trimmpunkt<br />
des Flugzeuges in eben diesem Nulldurchgang befindet. An diese Kriterien versuchten wir<br />
uns mit oben genannten Stellschrauben von unserer Ausgangsgeometrie heranzutasten.<br />
Die Simulation wurde dafür natürlich wie oben beschrieben mit anderen Eingangsparametern<br />
wiederholt. Dabei war uns am Anfang nicht klar, dass die optimale Vorgehensweise<br />
darin besteht, die Berechnungen aus MATLAB als Ausgangseinstellung zu nehmen und<br />
sich davon ausgehend langsam mittels XFLR5 an die optimale Einstellung heranzutasten.<br />
Wir gingen zuerst so vor, dass wir mit jeder Änderung in XFLR5 erst wieder neue<br />
Einstellwinkel und einen neuen Schwerpunkt berechneten. Dies führte allerdings nie zur<br />
optimalen Einstellung.<br />
Danach nahmen wir nach einigen Iterationsversuchen die Berechnungen als Basis und bauten<br />
darauf auf. Lediglich bei großen Änderungen von z.B. Flügelfläche, Profilen, Rumpflänge<br />
etc. gingen wir erneut in MATLAB und ließen uns neue Ausgangswerte berechnen. Am<br />
Anfang arbeiteten wir mit einer viel zu kleinen Flügelfläche, was dazu führte, dass wir nie<br />
das benötigte CLmax erreichten. Nachdem diese vergrößert wurde, war die Canardfläche<br />
zu klein um, durch ihr positives Moment, für einen entsprechenden Nickmomentenbeiwertverlauf<br />
zu sorgen. Außerdem arbeiteten wir am Anfang mit viel zu stark gewölbten<br />
Profilen und erhielten dadurch viel zu große Einbauwinkel. Es kam also öfter vor, dass<br />
unser Flugzeug nach einigem “Rantasten” wieder komplett verworfen wurde und wir von<br />
vorne anfingen. Nach langem Iterieren gelang es uns dann, eine geeignete Einstellung zu<br />
finden.<br />
Das so ermittelte Flugzeug besitzt nun eine, im Vergleich zum Ausgangsflugzeug, größere<br />
Flügelfläche von 9.345m 2 . Damit zusammenhängend vergrößerte sich auch die Spannweite<br />
auf 9.8m. Die Streckung erhöhte sich auf AR = 10.28, da sich die an der Wurzel konstruktiv<br />
begrenzte Flügeltiefe nicht so stark veränderte. Die Pfeilung des Flügels wurde auf ϕ =<br />
16.22� verringert. Die Taper-Ratio hielt ihren Wert ungefähr konstant und liegt nun bei<br />
ct/cr = 0.46. Der Flügel hat einen Twist von insgesamt 11�, wobei in Rumpfnähe der<br />
46
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Twist erst konstant positiv bei 8� liegt, mit abnehmendem Einfluss des Downwash des<br />
Canards, dann jedoch auf −3� absinkt. Dies ist nötig um einerseits innen den Downwash des<br />
Canards zu kompensieren. Andererseits darf außen nicht so viel Auftrieb erzeugt werden,<br />
um eine elliptische Auftriebsverteilung zu erhalten und um den geforderten Verlauf des<br />
Nickmomentenbeiwertes zu erreichen. Der Flügel erhielt letztendlich das Profil NACA<br />
2415.<br />
Der Canard besitzt eine Flügelfläche von 3m 2 , eine Spannweite von 2.5m , eine Streckung<br />
von 8.33, eine Pfeilung von 1� und eine Taper-Ratio von 0.9. Damit ist auch er im Vergleich<br />
zum ersten Entwurf deutlich gewachsen. Dies diente hauptsächlich dem Erreichen eines<br />
günstigen Momentenbeiwertverlaufes. Er ist am Rumpf um 1.7� positiv und außen um<br />
etwa 1� weniger, also um 0.8� verwunden. Das Profil für den Canard ist das NACA 3415.<br />
Der Rumpf ist 3.7m lang um einen ausreichenden Hebel zwischen Canard und Schwerpunkt<br />
zu gewährleisten. Zwischen Flügel und Canard besteht ein Abstand von 1.95m. Der<br />
Einbauwinkel des Flügels liegt bei −1.6�, der des Canards bei 0�. Mit dieser Einstellung<br />
erreichen wir die unter 2.4 festgelegten Bedingungen.<br />
Im folgenden ist das Endergebnis unserer Iteration graphisch dargestellt. Dabei fokussieren<br />
wir uns auf die erreichten Auftriebsbeiwerte im Cruise, Stall und im Best Glide. Die<br />
Momentenbeiwertverläufe sind im nächsten Unterkapitel 2.4.9 näher erläutert und dargestellt.<br />
Abbildung 2.10.: Einstellung des Flugzeuges im Cruise<br />
Im Cruise ergibt sich der für den Reiseflug benötigte Auftriebsbeiwert bei der ermittelten<br />
Masse von 412kg wie folgt:<br />
W<br />
CLcruise =<br />
Sref ∗ ϱcruise/2 ∗ v2 = 0.282<br />
cruise<br />
Die voranstehende Grafik 2.10 verdeutlicht, dass dieser Wert erreicht wird. Man kann außerdem<br />
erkennen, dass die Geschwindigkeit, die wir im Designpunkt (siehe 2.4.1) angepeilt<br />
haben, fast eingehalten wird. Wir haben sie um 4 kt überschritten, da sonst das unten zu<br />
sehende CL, dass sich aus der Iteration für die Cruisekonfiguration ergeben hat, für einen<br />
stationären Horizontalflug nicht gereicht hätte.<br />
47
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Abbildung 2.11.: CLmaxbei Stallgeschwindigkeit<br />
Für den Stallfall ergibt sich der benötigte maximale Auftriebsbeiwert bei der selben Masse:<br />
W<br />
CLmax =<br />
Sref ∗ ϱnull/2 ∗ v2 = 1.3284<br />
stall<br />
In der obigen Abbildung 2.11 ist ersichtlich, dass dieser Wert erreicht wird. Des Weiteren<br />
lässt sich aus dem Logfile in XFLR5 entnehmen, dass im Stall zuerst der Canard einen<br />
Strömungsabriss erleidet. Dies entspricht den Anforderungen an das Flugzeug (siehe 2.4).<br />
In obiger Abbildung ist im Vergleich zur vorigen 2.10 zu erkennen, dass sich der Schwerpunkt<br />
um 25mm nach vorne verschoben ist. Dies ist in Wirklichkeit nicht der Fall - in<br />
den letzten Zügen der Iteration stießen wir auf das Problem, dass bei dem Flugzeug bei<br />
der richtigen Schwerpunktslage (2175mm, wie sie in der Cruisekonfiguration zu sehen ist)<br />
die Strömung am Canard 0.5� eher abriss. Dies macht aerodynamisch keinen Sinn, da der<br />
Auftriebsbeiwert unabhängig von der Schwerpunktslage sein sollte. Deshalb haben wir als<br />
Nachweis, dass wir das benötigte CLmax erreichen, den Schwerpunkt bei 2150mm - nur<br />
für die Simulation - beibehalten. Das gleiche gilt für die Geschwindigkeit: Mit einer Geschwindigkeit<br />
von 23.1m/s erreicht das CLmax man in der Simulation nicht, mit 23m/s<br />
allerdings schon. Wir halten dies erneut für eine kleine Ungenauigkeit im Programm.<br />
48
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Abbildung 2.12.: <strong>Drake</strong> im Best Glide<br />
In dieser Grafik ist der <strong>Drake</strong> in Best-Glide Konfiguration zu sehen. Man kann deutlich<br />
die annähernd elliptische Auftriebsverteilung erkennen. Dieser Punkt wird bei einem Anstellwinkel<br />
von α = 1.5� erreicht. Dies ist positiv, da dieser Punkt nicht weit von unserem<br />
Design-Punkt bei α = 0� entfernt liegt und wir somit im ausgetrimmten Zustand fast in<br />
dem effizienten Best-Glide-Punkt fliegen. Wir erhalten in dieser Konfiguration eine Gleitzahl<br />
von CL = 20.55. Dieser verhältnismäßig hohe und gute Wert spiegelt unter anderem<br />
CD<br />
eine hohe Effizienz des <strong>Drake</strong> und ein verhältnismäßig großes Maß an Sicherheit im Falle<br />
eines Engine-Failure wider.<br />
2.4.9. Stabilitätsanalyse mit XFLR5<br />
Die bis zu dieser Stelle errechneten Werte für den Neutral- und Schwerpunkt, sowie für<br />
die Einstellwinkel für den Hauptflügel und den Canard, sind auf einen ausgeglichenen<br />
Momentenhaushalt des Flugzeuges ausgelegt. Das Ziel all dieser Berechnungen war es,<br />
ein Flugzeug zu erhalten, welches in seinem Flugverhalten um alle Achsen stabil ist. Dieses<br />
Ziel zu verifizieren und gegebenenfalls die Werte zu optimieren war die Aufgabe der<br />
Stabilitätsanalyse, welche im Folgenden beschrieben werden soll.<br />
2.4.9.1. Einführende Überlegungen und Vorgehensweise<br />
Die ausschlaggebende Größe zur Untersuchung der Stabilität ist dabei zu Anfang der Nickmomentenbeiwert<br />
CM des Flugzeugs. Dies ist durch die enge Verknüpfung von Abrissverhalten,<br />
benötigtem CLmax und Nickmoment bedingt, auf welche hier kurz eingegangen<br />
werden soll.<br />
Eine wesentliche Schwierigkeit in der Vorgehensweise bestand dabei darin, dass die über<br />
MATLAB berechneten, oben erwähnten Werte auf die Reisefluggeschwindigkeit vcruise ausgelegt<br />
waren. Bei Übernahme dieser Ergebnisse in XFLR5 ergab sich folglich für den Reiseflug<br />
die gewünschte Stabilität. Sobald man dann allerdings das Verhalten des Flugzeuges<br />
für die von uns anvisierte Abrissgeschwindigkeit vstall = 23.055 m<br />
s<br />
untersuchte, reichte das<br />
erhaltene Nickmoment nicht aus, um einen Anstellwinkel zu erreichen, bei welchem das benötigte<br />
CLmax.erreicht wurde. Manchmal reichte das Nickmoment aber die Strömung riss<br />
49
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
vorher ab. Von diesem Punkt an erfolgte die weitere Optimierung dann in XFLR5 (siehe<br />
2.4.8). Auch die ermittelte Schwerpunktslage wurde im Laufe der Optimierung variiert, da<br />
die dadurch erreichte Änderung der Steigung des Nickmomentenverlaufes einen Einfluss<br />
auf die Nulldurchgänge der Kurve hatte. Weitere Größen, welche auf die Stabilität einen<br />
Einfluss hatten und welche folglich während der Optimierung variiert wurden, waren:<br />
� die Pfeilung ϕ des Flügels (stärkere Pfeilung führt zu einem stärkeren abnickendem<br />
Moment)<br />
� die Größe und Pfeilung des Canards (größerer Canard führt zu einem stärkeren<br />
aufnickendem Moment)<br />
(über den Downwash und die<br />
sich dadurch ändernde resultierende Auftriebskraft des Flügels)<br />
� das Verhältnis von Flügel- zu Canardspannweite bw<br />
bc<br />
� die geometrische Verwindung des Flügels (ein an den äußeren Spitzen stark nach<br />
unten verwundener Flügel etwa führt zu einem geringeren abnickendem Moment)<br />
Ein weiterer wichtiger Parameter, welchen wir nach den ersten erfolglosen Optimierungsdurchgängen<br />
ebenfalls variierten, war die Rumpflänge des <strong>Drake</strong>. Mit einer anfangs angepeilten<br />
Länge von 3m war ein ausgeglichener Momentenverlauf ohne einen übermäßig<br />
großen Canard nicht möglich, da die Hebelarme von Flügel und Canard zu kurz waren.<br />
Daher entschieden wir uns letztendlich für einen längeren Rumpf. Dieser beeinflusste<br />
in der Folge durch die geänderten Abstände von Flügel und Canard auch den wirkenden<br />
Down- bzw. Upwash auf Flügel und Canard und darüber auch das Gesamtmoment.<br />
Festgelegte Größen, die den Optimierungsprozess einschränkten, waren etwa die für eine<br />
ausreichende Richtungsstabilität notwenige Pfeilung (um für die Seitenleitwerke einen<br />
ausreichenden Hebelarm zum Schwerpunkt zu gewährleisten), sowie die beschränkte root<br />
chord des Hauptflügels (die Kabinenhaube beschränkte hier den Platz nach vorne hin) und<br />
die sich durch den Propellerdurchmesser ergebende notwendige Limitierung der Pfeilung<br />
des Hauptflügels. Diese Größen betrachteten wir teilweise erst, nachdem wir eine vielversprechende<br />
Konfiguration in Hinblick auf die benötigten Auftriebs- und Momentenbeiwerte<br />
gefunden hatten.<br />
2.4.9.2. Längsstabilität<br />
Am Ende des oben beschriebenen Prozesses stand eine Konfiguration mit ausgeglichenem<br />
Momentenhaushalt. Das unten gezeigte Diagramm zeigt die Momentenbeiwertverläufe für<br />
die Reisegeschwindigkeit und die Stall Konfiguration (mit gezogenem Höhenruder und<br />
vstall auf MSL).<br />
50
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Figure 2.13.: Momentenverläufe<br />
Der Verlauf der Kurve für den Reiseflug zeigt dabei einen ausgeglichenen Momentenhaushalt<br />
bei α = 0�. Dieser Anstellwinkel ist damit der im Reiseflug zu wählende Anstellwinkel,<br />
damit das Flugzeug ohne weitere notwendige Trimmung längsstabil fliegt. Da<br />
bei der zu Anfang von uns gewählten Reisegeschwindigkeit von vcruise = 51 m<br />
s bei diesem<br />
Anstellwinkel ein zu geringer Auftriebsbeiwert CL,cruise erreicht wurde, erhöhten wir die<br />
Reisegeschwindigkeit auf vcruise = 53.5 m<br />
s<br />
- dies war ohne weitere Schwierigkeiten möglich,<br />
da die Fluggeschwindigkeit auf den Momentenverlauf keinen Einfluss hat. Der Kurve<br />
für die Konfiguration “<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> Stall” ist zu entnehmen, dass das Flugzeug bei<br />
Stallgeschwindigkeit und in Stall Configuration (also bei gezogenem Höhenruder) ohne<br />
Probleme αstall = 10.5� erreicht. Beide Kurven sind zueinander parallel, da die Steigung<br />
lediglich von der gewählten Lage des Schwerpunktes abhängt. Die Steigung ergibt sich<br />
schließlich zu dCm −0.11 −0.011 0.6303<br />
dα = 10� = 1� → rad und weist damit eine hinreichende Stabilität<br />
auf (vgl. Einleitung zu 2.4).<br />
2.4.9.3. Weiterführende Analyse mit XFLR5<br />
Mit Hilfe von XFLR5 können weiterhin die folgenden Stabilitätskriterien untersucht werden:<br />
� Anstellwinkelschwingung bei Fremdanregung (z.B. durch eine Böe)<br />
� Phygoidenschwingung 5 bei Fremdanregung<br />
� Dämpfung<br />
� und Eigenfrequenz des Systems<br />
XFLR5 erstellt Diagramme, aus denen diese Werte entnommen werden können. Dafür<br />
benötigt es als Eingangsgrößen die Massenträgheitsmomente des Flugzeugs (die nach<br />
Eingabe von repräsentativen Teilmassen sowie ihrer Lage von XFLR5 bestimmt werden)<br />
und die Stärke der Böe bei einer gegebenen Fluggeschwindigkeit.<br />
5 Eine Phygoide ist eine Energieschwingung des Flugzeuges mit einer langen Periodendauer - in einer<br />
Größenordnung von etwa 100s.<br />
51
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Längsstabilität Untersucht wurden im Folgenden der Einfluss einer plötzlich auftretenden,<br />
aber im Anschluss stationären, vertikalen, bzw. lateralen Strömungskomponente.<br />
Zunächst soll hier die Anstellwinkelschwingung betrachtet werden. Bei einer Fluggeschwindigkeit<br />
von vcruise = 53.5 m<br />
s und einer Geschwindigkeit für die vertikale“Böe”von vgust = ±15.24 m<br />
s<br />
(aus[Age03b]) ergeben sich dabei folgende Diagramme:<br />
� Für die Nickgeschwindigkeit q :<br />
Figure 2.14.: Nickgeschwindigkeit bei Anstellwinkelschwingung<br />
� Für die vertikale Geschwindigkeit w:<br />
Figure 2.15.: Vertikalgeschwindigkeit bei Anstellwinkelschwingung<br />
� Für den Nickwinkel θ:<br />
52
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Figure 2.16.: Nickwinkel bei Anstellwinkelschwingung<br />
Es zeigt sich, das die Anstellwinkelschwingung für diesen spezifischen Fall etwa 0.6s<br />
dauert, ehe sich das System eingeschwungen hat. Nach Ablauf dieser Zeit stellt sich<br />
eine Schwingung längerer Periode und geringerer Amplitude ein, welche überer mehrere<br />
Minuten hinweg anhält, sofern keine Steuerkorrekturen durch den Piloten erfolgen. Diese<br />
sog. Phygoide ist in den folgenden Diagrammen dargestellt:<br />
� Für die Nickgeschwindigkeit q:<br />
Figure 2.17.: Nickgeschwindigkeit bei Phygoidenschwingung<br />
� Für die vertikale Geschwindigkeit w:<br />
53
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Figure 2.18.: Vertikalgeschwindigkeit bei Phygoidenschwingung<br />
� Für den Nickwinkel θ:<br />
Figure 2.19.: Nickwinkel bei Phygoidenschwingung<br />
Außer dem kurz- und langfristigen Schwingungsverhalten können wir mit XFLR5 zudem<br />
die Eigenfrequenz und die Dämpfung unseres Flugzeuges bei fremderregter Schwingung<br />
bestimmen. Dafür schauen wir uns die Polverteilung bei einer longitudinalen Schwingung<br />
an:<br />
54
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Figure 2.20.: Polverteilung der Längsstabilität<br />
Hier lässt sich erkennen, dass es sich um ein Poolpaar mit Real- und Imaginärteil in der<br />
linken Halbebene handelt, was einem stabilen System mit einer Dämpfung 1 > D ><br />
0 gleichkommt ([Buc11]). Zudem lässt sich (mit den genauen Werten aus XFLR5) die<br />
Dämpfung und die Eigenfrequenz über die folgenden Formeln bestimmen. Hierbei ist σ<br />
der Realteil und jωder Imaginärteil:<br />
� Die Eigenfrequenz über 6<br />
� Mit den genauen Werten aus XFLR5 folgt:<br />
bzw.<br />
� Die Dämpfung über<br />
Mit den genauen Werten folgt:<br />
ω0 = � | σ | 2 +ω 2 (2.26)<br />
ω0 = � | −5.214 | 2 +4.634 2 = 6.976 1<br />
s<br />
f = ω0/2π = 1.11 1<br />
s<br />
| σ |<br />
D = = | −5.214 |<br />
| σ |<br />
D = sinε =<br />
ω0<br />
ω0<br />
6.976<br />
(2.27)<br />
(2.28)<br />
(2.29)<br />
= 0.747 (2.30)<br />
Quer- und Richtungsstabilität Ergänzend zu den oben angestellten Betrachtungen zur<br />
Längsstabilität können wir mit Hilfe von XFLR5 auch die laterale Stabilität analysieren.<br />
6 aus [Buc11]<br />
55
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Dabei ergeben sich bei Wahl der gleichen, zusätzlichen Anströmkomponenente, dieses Mal<br />
), folgende Diagramme:<br />
allerdings von der Seite kommend (v = 15.24 m<br />
s<br />
� Für die Rollgeschwindigkeit p:<br />
Figure 2.21.: Rollgeschwindigkeit bei zusätzlicher, lateraler Strömungskomponente<br />
� Für die Giergeschwindigkeit r:<br />
Figure 2.22.: Giergeschwidigkeit bei zusätzlicher, lateraler Strömungskomponente<br />
� Für die Seitwärtsgeschwindigkeit v:<br />
56
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Figure 2.23.: Laterale Geschwindigkeit bei zusätzlicher, lateraler Strömungskomponente<br />
� Für den Rollwinkel φ:<br />
Figure 2.24.: Rollwinkel bei zusätzlicher, lateraler Strömungskomponente<br />
Außerdem ergibt sich, analog zum Vorgehen bei der Längsstabilität, eine Polverteilung,<br />
aus der die Dämpfung und die Eigenfrequenz entommen werden können:<br />
57
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Figure 2.25.: Polverteilung der lateralen Stabilität<br />
Daraus ergeben sich mit den oben genannten Formeln<br />
bzw.<br />
und<br />
ω0 = � | −0.5171 | 2 +3.7431 2 = 3.778 1<br />
s<br />
f = ω0/2π = 0.601 1<br />
s<br />
| σ |<br />
D = = | −0.5171 |<br />
ω0<br />
3.778<br />
(2.31)<br />
(2.32)<br />
= 0.137 (2.33)<br />
Dämpfung und Eigenfrequenz sind also für die laterale kleiner als für die longitudinale<br />
Bewegung. Dies kommt uns entgegen - die geringe laterale Dämpfung in der Vorgabe, eine<br />
bestimmte Rollrate zu erreichen, und die starke longitudinale Dämpfung in dem Ziel, ein<br />
sich gutmütig steuen zu lassendes Flugzeug zu konstruieren.<br />
Wir halten eine Eigenfrequenz bei longitudinaler Schwingung von 1.11 1<br />
s für durchaus<br />
kontrollierbar durch den Piloten. Auch die Eigenfrequenz bei lateraler Schwingung von<br />
0.601 1<br />
s halten wir diesbezüglich noch für vertretbar. Die Analyse hat gezeigt, dass sich das<br />
Flugzeug im Fluge stabil verhalten wird und alle unsere Anforderungen in Hinblick auf<br />
Momentenverläufe, Cruise- und Stallverhalten sowie Reaktionen auf laterale und vertikale<br />
Strömungskomponenten erfüllen wird.<br />
2.4.10. Berechnung der Querruderwirksamkeit<br />
Bei der Berechnung der Querruderwirkung sind wir in zwei Schritten vorgegangen. Im<br />
Schritt 1 (Ruderwirkung schritt1.m) haben wir die Größe und Position der Querruder mit<br />
einer Überschlagsrechnung bestimmt (vgl. [Ray99, S. 126 - 129]). Anschließend, im Schritt<br />
58
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
2 (Ruderwirkung schritt2.m) haben wir das nun entworfene Querruder in XFLR5 nachgebaut.<br />
Den durch die Simulation in XFLR5 bekannten Rollmomentenbeiwert konnten wir<br />
dazu benutzen, unsere Ergebnisse zu verifizieren.<br />
Schritt 1: Beschreibung der Überschlagsrechnung:<br />
Grundsätzlich müssen wir zur Bestimmung der maximalen Rollrate sowie der Rollbeschleunigung<br />
zwei Größen beschreiben.<br />
1. Dämpfungsmoment Mdaem<br />
2. Durch die Querruder erzeugtes Moment Mδ<br />
Dämpfungsmoment:<br />
Zur Ermittlung des Dämpfungsmoments haben wir zunächst das Profil in einem infinitesimal<br />
kleinen Spannweitenbereich, also sozusagen zweidimensional, betrachtet. Zur Beschreibung<br />
des Auftriebs an dieser Stelle kann man die folgende Gleichung verwenden:<br />
mit:<br />
�<br />
∂Ldaem = q · cL0 + ∂cL<br />
∂α · αeff<br />
�<br />
(y, p,v) · c(y) · ∂y (2.34)<br />
� αeff (y, p,v): effektiver Anstellwinkel an der Stelle y in Abhängigkeit von der Rollgeschwindigkeit<br />
p und der Geschwindigkeit v<br />
� c(y): Profiltiefe an der Stelle y<br />
� q: dynamischer Druck<br />
� ∂cL<br />
∂α : Auftriebsanstieg des Flugzeugs (in XFLR 5 ermittelt)<br />
Der effektive Anstellwinkel lässt sich folgendermaßen berechnen:<br />
αeff (y, p,v) = α − p · y<br />
v<br />
Anmerkung: Der Anstellwinkel wird hierbei im Bogenmaß angegeben.<br />
(2.35)<br />
Wenn wir nun die Formel für ∂Ldaem mit dem Hebelarm y von der Rumpfmitte (Schwerpunkt<br />
liegt in der Symmetrieebene) multiplizieren, ergibt sich das Dämpfungsmoment der<br />
infinitesimal kleinen Stelle ∂y: ∂Mdeam = ∂Ldaem · y. Dies können wir nun über die<br />
Spannweite integrieren, um das Dämpfungsmoment der gesamten Tragfläche zu erhalten.<br />
Querrudermoment:<br />
Mdaem =<br />
ˆ<br />
∂Mdaem<br />
(2.36)<br />
Beim Querrudermoment sind wir im Prinzip ähnlich vorgegangen. Zunächst haben wir wieder<br />
das Profil in einem infinitesimal kleinen Spannweitenbereich betrachtet, an dem das<br />
Querruder sitzt. Wir haben mit XFLR 5 das Profil mit ausgeschlagenem Querruder simuliert<br />
und dabei den Auftriebsanstieg des Profils in Abhängigkeit vom Querruderausschlag<br />
∂cL<br />
∂δ 2d<br />
, ermittelt.<br />
59
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Der Auftriebsanstieg bezieht sich allerdings nur auf ein zweidimensionales Profil und ist<br />
deshalb zu groß. Um diesem Fehler Rechnung zu tragen, haben wir einen Korrekturfaktor<br />
f3d eingeführt. Um zu diesem Korrekturfaktor zu gelangen, haben wir die Werte für den<br />
Auftriebsanstieg ∂cL<br />
∂α des Flugzeugs (also dreidimensional) und die für das Profil (zweidimensional)<br />
verglichen. Beide sind uns aus XFLR 5 bekannt.<br />
f3d =<br />
∂cL<br />
∂α (3d)<br />
∂cL<br />
∂α (2d)<br />
(2.37)<br />
Diesen Korrekturfaktor haben wir anschließend mit dem Auftriebsanstieg bei Querruderausschlag<br />
∂cL<br />
∂δ (des Profils) multipliziert und somit erhalten wir den gesuchten Auf-<br />
2d<br />
triebsanstieg für die dreidimensionale Tragfläche.<br />
Gleichung 2.38 beschreibt den zusätzlichen, durch das Querruder produzierten, Auftrieb:<br />
∂Lδ = q · ∂cL<br />
δ · c(y) · ∂y (2.38)<br />
∂δ<br />
Daraus resultiert mit ∂Mδ = ∂Lδ · y die Momentengleichung<br />
Mδ =<br />
ˆ<br />
∂Mδ<br />
(2.39)<br />
Wir integrieren nun nicht über die gesamte Spannweite hinweg, sondern von Querruderanfang<br />
bis Querruderende (in y-Richtung).<br />
Die maximale Rollrate ist dann erreicht, wenn Querrudermoment und Dämpfungsmoment<br />
entgegengesetzt gleich groß sind. Daher kann man nun die beiden Momente gleichsetzen<br />
und nach der Rollgeschwindigkeit p auflösen.<br />
Zur Ermittlung der Rollbeschleunigung muss man die gesamte Differentialgleichung aufstellen:<br />
� M = Ixx · ∂p<br />
(∂t) 2 = Mδ + Mdaem (2.40)<br />
Diese Differentialgleichung muss nun nach p(t) auflöst werden und man erhält dadurch die<br />
gewünschte Funktion für die Rollgeschwindigkeit in Abhängigkeit von der Zeit.<br />
Zunächst haben wir es uns zum Ziel gesetzt, eine Rollrate von 60 Grad pro Sekunde<br />
bei Stallspeed zu erreichen. Hierfür haben wir ein Querruder gewählt, welches 25% der<br />
Flügeltiefe einnimmt. Die Profile haben wir dann in XFLR 5 simuliert, um die für die<br />
Berechnung notwendigen Parameter zu erhalten:<br />
� ∂cL<br />
∂α (2d) = 6.4744/rad<br />
� ∂cL<br />
∂α (3d) = 5.1967/rad<br />
� f3d = 0.8027<br />
� ∂cL<br />
∂δ (2d) = 0.0452/Grad<br />
� ∂cL<br />
∂cL<br />
∂δ (3d) = ∂δ (2d) · f3d = 0.0363/Grad<br />
60
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Da wir unsere Berechnungen mit MATLAB durchgeführt haben, konnten wir die Abmaße<br />
der Querruder innerhalb dieser ersten Überschlagsrechnung solange verändern, bis wir die<br />
gewünschte Rollrate erreicht hatten.<br />
Die Abmessungen der Querruder sehen nun wie folgt aus (in y-Richtung)<br />
� yqinnen<br />
� yqaußen<br />
= 2, 5m<br />
= 4, 8m<br />
Den Ruderausschlag haben wir, durch Vergleich mit bestehenden Flugzeugen dieser Klasse,<br />
folgendermaßen festgelegt.<br />
� δoben = 37�<br />
� δunten = −25�<br />
Der obere Ausschlag ist hierbei größer, um das negative Wendemoment abzuschwächen.<br />
Schritt 2 Nun geht es darum, die im Schritt 1 berechnete Vordimensionierung zu verfeinern<br />
und zu bestätigen. Hierzu haben wir dem Flugzeug in XFLR 5 die Querruder<br />
“angebaut” und dieses dann dreidimensional simuliert.<br />
Der weitere Vorgang entspricht dem des Schritt 1. Für das Dämpfungsmoment gilt weiterhin<br />
der oben beschriebene Zusammenhang. Allerdings haben wir, da unser Canard schon<br />
eine beträchtliche Spannweite besitzt, dessen Einfluss in die Berechnung des Dämpfungsmomentes<br />
einfließen lassen. Da die nun berechnete Rollrate trotz Einbezug des Canards<br />
deutlich größer ausfiel als die der Vorauslegung, haben wir in einem Iterationsschritt nun<br />
die Tiefe der Querruder in XFLR 5 auf 17% reduziert und den Ruderausschlag auf +30�<br />
und −20� herabgesetzt.<br />
Wir erhalten dann einen Rollmomentenbeiwert:<br />
� cl,roll = 0.173<br />
Dieser wurde bei einem Querruderausschlag von δoben = 30� und δunten = −20� erreicht.<br />
Es ergibt sich also ein Gesamtausschlag von 50�. Der Momentenanstieg über dem<br />
Querruderausschlag lautet also:<br />
� ∂cl,roll<br />
∂δges<br />
= 0.173/50 = 0.0035/Grad<br />
� Mδ = q · ∂cl,roll<br />
∂δges<br />
· (δrechts − δlinks) · b · Sref<br />
Mit den Berechnungen des Schritt 2 erreichen wir nun folgende Rollraten:<br />
� im Reiseflug : 132�/sek<br />
� beim Stall: 57�/sek<br />
� bei Landegeschwindindigkeit: 75�/sek<br />
� bei Abhebegeschwindigkeit:68�/sek<br />
Zum Schluss gilt es, darzulegen, dass die gesetzlichen Anforderungen (vgl. [Age03b, S. 14,<br />
CS-VLA157]) eingehalten werden. Diese lauten wie folgt:<br />
Das Flugzeug muss aus einer Schräglage von 30� in einer bestimmten Zeit in die entgegengesetzte<br />
Position, also 60� in die entgegengesetzte Richtung rollen. Die maximale Rolldauer<br />
beträgt:<br />
61
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
� 5 Sekunden bei Startgeschwindigkeit: VLOF = Vstall · 1.2 = 99.6 km/h<br />
� 4 Sekunden bei Landegeschwindigkeit: VLand = Vstall · 1.3 = 107.9 km/h<br />
Durch Auflösen der Integralgleichung ∂p (Mδ+Mdaem)<br />
∂t = Jxx nach p erhielten wir die Funktion<br />
der Rollrate in Abhängigkeit von der Zeit. Diese haben wir anschließend mit der<br />
Anfangsbedingung Φ(t = 0) = −30� (nach CS-VLA 157) zur Funktion für die Schräglage<br />
integriert.<br />
Das Massenträgheitsmoment Jxx haben wir geschätzt, da wir in Autodesk Inventor lediglich<br />
das Modellflugzeug komplett fertig gebaut haben. Um das Massenträgheitsmoment der<br />
Strukturbauteile zu schätzen, haben wir vorausgesetzt, dass die Massenverteilung der Modellstrukturbauteile<br />
(diese können wir in Inventor ablesen) ähnlich der des großen Modells<br />
ist. Mit dieser Annahme kann man den Trägheitsradius um die x-Achse (geht näherungs-<br />
weise durch den Schwerpunkt) berechnen und diesen mithilfe des Maßstabs auf das große<br />
Flugzeug hochskalieren. ixxModell =<br />
� J xx+r 2 ·m<br />
m und ixxmanntragend<br />
= ixxModell · Maßstab<br />
Das Quadrat dieses Trägheitsradius haben wir dann für alle anderen Bauteile mit deren<br />
Gewicht (beim manntragenden Flugzeug) multipliziert und man erhält eine recht gute<br />
Näherung für das Massenträgheitsmoment der Strukturelemente. Bei den anderen Teilen,<br />
die nicht vom Modell abzuleiten sind, haben wir das Massenträgheitradius auf klassische<br />
Art bestimmt.<br />
1. Abschätzen des Flächenträgheitsmoments um den Bauteilschwerpunkt: Ixx = b·h3<br />
12<br />
(Vereinfachte Annahmen: homogene Massenverteilung und rechteckige Grundfläche)<br />
2. Unter Berücksichtigung des Satzes von Steiner (Verschiebung) haben wir den Flä-<br />
chenträgteitsradius des Bauteils um die x-Achse bestimmt: ixx =<br />
� Ixx+r 2 ·A<br />
A<br />
3. Berechnen des Massenträgheitsmoments um die x- Achse: Jxx = m · i 2 xx<br />
Durch Addieren der Massenträgheitsmomente kamen wir zu einem gesamten Trägheitsmoment<br />
von Jxx = 650 kg · m 2 . Vereinfachend haben wir angenommen, dass der Gesamtschwerpunkt<br />
durch die x-Achse verläuft. Mit dieser Annahme schaffen wir uns eine<br />
zusätzliche Sicherheit, da das Massenträgheitsmoment um den Gesamtschwerpunkt minimal<br />
wird. Wir rechnen also mit einem etwas zu hohem Massenträgheitsmoment. Die<br />
Ergebnisse dieser Überschlagsrechnung zeigen, dass wir die Mindestanforderungen ohne<br />
Probleme erreichen.<br />
Eine weitere Möglichkeit die Roll-Anforderungen zu überprüfen, liefert das NACA mit<br />
dem Bericht 715 (vgl. [Ray99, S. 521]). Die Flugtests hatten sich mit der subjektiven<br />
Wahrnehmung der Piloten bzgl. der vom Flugzeug erreichten Rollrate beschäftigt. Das<br />
Erreichen der Rollanforderung wurde dabei an den “wing helix angle” Ω gekoppelt (wenn<br />
dieser mindestens Ω = 0.07rad beträgt, dann hat das Flugzeug einer der Studien zu Folge<br />
eine ausreichende Rollrate):<br />
p ∗ b<br />
Ω =<br />
2 ∗ V<br />
Für unser Flugzeug ergibt sich der “wing helix angle” zu:<br />
Ω =<br />
p ∗ b<br />
2 ∗ V<br />
= 0.21rad<br />
(2.41)<br />
62
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE<br />
Ω übertrifft die, vom NACA-Bericht geforderten Mindestwerte deutlich, so zeigt sich auch<br />
hier, dass die Anforderungen an die Rollrate des <strong>Drake</strong> erreicht werden.<br />
Schräglage in °<br />
50<br />
40<br />
30<br />
20<br />
10<br />
0<br />
−10<br />
−20<br />
−30<br />
Reaktion der Schräglage auf ausgeschlagenes Ruder<br />
Startgeschwindigkeit<br />
Landegeschwindigkeit<br />
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1<br />
t in sek<br />
Abbildung 2.26.: Reaktion auf ausgeschlagenes Querruder (Schräglage)<br />
Rollrate in °/sek<br />
90<br />
80<br />
70<br />
60<br />
50<br />
40<br />
30<br />
20<br />
10<br />
Reaktion der Rollrate auf ausgeschlagenes Ruder<br />
Startgeschwindigkeit<br />
Landegeschwindigkeit<br />
0<br />
0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5<br />
t in sek<br />
0.6 0.7 0.8 0.9 1<br />
Abbildung 2.27.: Reaktion auf ausgeschlagenes Querruder (Rollrate)<br />
Rollrate in °/sek<br />
160<br />
140<br />
120<br />
100<br />
80<br />
60<br />
40<br />
20<br />
Rollrate mit Momentenbeiwert aus XFLR5 (Schritt 2)<br />
0<br />
60 80 100 120 140 160 180 200 220<br />
Fluggeschwindigkeit in km/h<br />
Abbildung 2.28.: Maximale Rollrate in Abhängikeit der Geschwindigkeit<br />
63
Teil II.<br />
Auslegungsphase manntragendes<br />
Selbstbauflugzeug<br />
64
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN<br />
3. Flugleistungen und -eigenschaften<br />
Der zweite Teil dieser <strong>Dokumentation</strong> betrachtet das manntragende Flugzeug mit Fokus<br />
auf die von der <strong>OUV</strong> geforderten Unterlagen, Berechnungen und Diagramme. Wurde ein<br />
solcher Nachweis schon in Teil 1 der <strong>Dokumentation</strong> erbracht, so wird in dem nun folgenden<br />
Teil nochmals dorthin verwiesen.<br />
Das folgende Kapitel untersucht die Flugleistung des Flugzeuges mit Fokus auf die Steiggeschwindigkeiten<br />
bei verschiedenen Manövern. Es liefert darüber hinaus einen Verweis<br />
auf die Stabilitätsanalyse und ein V-n-Böen- Diagramm.<br />
3.1. Betrachtung der Flugleistung<br />
Aus XFLR5 haben wir die entsprechenden CL/CD-Werte extrahiert und nach [Ray99,<br />
S. 347-349 und 695] einen Widerstandsbeiwert für das Fahrwerk hinzugegeben. Daraus<br />
erhält man einen Wert für den Gesamtwiderstand und damit einen Verlauf der benötigten<br />
Leistung (P ower Required − Pr) für den horizontalen Geradeausflug in Abhängigkeit<br />
der Fluggeschwindigkeit. Der Gesamtwiderstand des Flugzeuges (total Drag − Dtotal) entspricht<br />
dem benötigten Schub (T hrust Required − Tr), der zur Überwindung des ersteren<br />
nötig ist. Nach Multiplikation mit der Fluggeschwindigkeit (TAS) erhält man die benötigte<br />
Leistung. Die benötigte Leistung Pr ist ab der Stallspeed von 83km/h = 44, 8 kt dagestellt.<br />
Pr = Tr ∗ T AS = Dtotal ∗ T AS (3.1)<br />
Mit Hilfe von [RL97, S. 304-307], dem [BP10a] und der hierin gegeben Höhenabhängigkeit<br />
der Motorleistung, den angenommenen Propellerdaten und Berechnungsgrundlagen zum<br />
Verstellpropeller des Herstellers mt-Propeller (vgl. Abschnitt 4.3) lässt sich ebenfalls ein<br />
Verlauf für den verfügbaren Schub (Thrust Available - Ta) und daraus nach Multiplikation<br />
mit der T AS die verfügbare Leistung (P ower Available − Pa) in Abhängigkeit der<br />
Geschwindigkeit erstellen.<br />
65
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN<br />
Thrust [N]<br />
1500<br />
1000<br />
500<br />
MSL − MCP<br />
Thrust Diagram: T a (blue) over T r (red)<br />
0<br />
0 20 40 60 80 100 120 140 160<br />
TAS [kts]<br />
Abbildung 3.1.: Schubdiagramm für Maximum Continous Power (MCP), ALT: 0 MSL<br />
Power [kW]<br />
60<br />
50<br />
40<br />
30<br />
20<br />
10<br />
MSL − MCP<br />
Power Diagram: P a (blue) over P r (red)<br />
0<br />
0 20 40 60 80 100 120 140 160<br />
TAS [kts]<br />
Abbildung 3.2.: Leistungsdiagramm für Maximum Continous Power (MCP), ALT: 0 MSL<br />
66
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN<br />
Thrust [N]<br />
1500<br />
1000<br />
500<br />
ALT 4500 − MCP<br />
Thrustdiagram: T a (blue) over T r (red)<br />
0<br />
0 20 40 60 80 100 120 140 160<br />
TAS [kts]<br />
Abbildung 3.3.: Schubdiagramm für Maximum Continous Power (MCP), ALT: 4500 MSL<br />
Power [kW]<br />
60<br />
50<br />
40<br />
30<br />
20<br />
10<br />
ALT 4500 − MCP<br />
Power Diagram: P a (blue) over P r (red)<br />
0<br />
0 20 40 60 80 100 120 140 160<br />
TAS [kts]<br />
Abbildung 3.4.: Leistungsdiagramm für Maximum Continous Power (MCP), Cruising<br />
ALT: 4500 MSL<br />
3.1.1. Startrollstrecke<br />
Für den <strong>Drake</strong> ergibt sich mit Hilfe der von mt-Propeller zur Verfügung gestellten Daten<br />
ein Standschub von T ≈ 1400N. Dieser liefert ein S/G-Verhältnis für den Startfall von<br />
T<br />
W = 0.34. Wir haben folgendes Startstreckendiagramm errechnet, das die Zuladung sowie<br />
die vorherrschende Windkomponente mit berücksichtigt.<br />
67
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN<br />
Startstrecke in m<br />
220<br />
200<br />
180<br />
160<br />
140<br />
120<br />
100<br />
80<br />
0 50 100 150<br />
Zuladung (Pilot + Gepäck + Treibstoff) in kg<br />
Abbildung 3.5.: Startrollstrecke in Abhängigkeit von Zuladung und Wind (vgl. Startstrecke.m)<br />
3.1.2. Horizontalfluggeschwindigkeit bei maximaler Dauerleistung<br />
Mit dem Power-Setting für maximale Dauerleistung (Maximum Continous P ower−MCP )<br />
ergibt sich nach Abbildung 3.2 und 3.4 die leistungsbegrenzte Maximalfluggeschwindigkeit<br />
VH des <strong>Drake</strong> in der jeweiligen Flughöhe als Schnittpunkt der benötigten und der verfügbaren<br />
Leistung:<br />
� vH,MSL = 145 kt = 269 km/h<br />
� vH,cruising ALT = 147 kt = 272 km/h<br />
3.1.3. Geschwindigkeit des besten Steigens und maximale<br />
Steiggeschwindigkeit<br />
Die Geschwindigkeit des besten (oder schnellsten) Steigens (best rate of climb speed − vy)<br />
mit der höchsten Vertikalgeschwindigkeit erhält man bei maximalem Leistungsüberschuss:<br />
sin γ = ROC<br />
T AS<br />
γ : Bahnneigungswinkel<br />
T : Schub/T hrust<br />
D : W iderstand/Drag<br />
T − D<br />
=<br />
W = Ta − Tr<br />
W<br />
W : F lugzeuggewicht/W eight<br />
→ ROC = Ta − Tr<br />
W<br />
ROCmax = (Pa − Pr)max<br />
W<br />
T AS : F luggeschwindigkeit/T rue Airspeed<br />
∗ T AS = Pa − Pr<br />
W<br />
TWC=9.3 kt<br />
TWC=7.4 kt<br />
TWC=5.6 kt<br />
TWC=3.7 kt<br />
TWC=1.9 kt<br />
WC=0<br />
HWC=1.9 kt<br />
HWC=3.7 kt<br />
HWC=5.6 kt<br />
HWC=7.4 kt<br />
HWC=9.3 kt<br />
(3.2)<br />
(3.3)<br />
68
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN<br />
ROC : V ertikalgeschwindigkeit/Rate of climb<br />
Aus der Abbildung 3.2 kann man auf Meereshöhe den maximalen Leistungsüberschuss bei<br />
etwa 80 kt ablesen. Es ergeben sich also:<br />
� vy,MSL = 80 kt = 148 km/h<br />
� ROCmax =<br />
44,1 kW −12,4 kW<br />
412 kg∗9,81 m<br />
s�<br />
= 7, 84 m/s = 1544 ft/min<br />
Im Cruise (Abbildung 3.4) liegt dieser bei ebenfalls bei etwa 82 kt, woraus folgt:<br />
� vy,cruising ALT = 82 kt = 152 km/h<br />
� ROCmax =<br />
41,1 kW −11,1 kW<br />
412 kg∗9,81 m<br />
s�<br />
= 7, 42 m/s = 1461 ft/min<br />
3.1.4. Geschwindigkeit des steilsten Steigens<br />
Die Geschwindigkeit des steilsten Steigens (best angle of climb speed − vx) bei maximalem<br />
Bahnwinkel γ ergibt sich, wie Gleichung 3.2zeigt, aus dem maximalen Schubüberschuss.<br />
Dieser liegt auf Meereshöhe wie auch auf der Cruising-Altitude bei etwa 51 kt.<br />
� vx = 51 kt = 95 km/h<br />
3.1.5. Range und Endurance<br />
Da der Kraftstoffverbrauch (F uel F low −F F ) im Allgemeinen etwa proportional zur Wellenleistung<br />
(Break Horse P ower − BHP ) ist und bei einem Verstellpropeller der Propellerwirkungsgrad<br />
über einen weiten Geschwindigkeitsbereich konstant ist, kann man von<br />
der Kurve der benötigten Wellenleistung Pr auf den Fuel Flow schließen. Die maximale<br />
Endurance (maximale Flugdauer) ergibt sich bei dem minimalen Kraftstoffverbrauch<br />
pro Zeit, also beim Minimum der Pr-Kurve. Aus den Diagrammen 3.2 und 3.4 kann man<br />
ablesen:<br />
� vmax Endurance,MSL = 50 kt = 93 km/h<br />
� vmax Endurance,MSL,cruising ALT = 53 kt = 97 km/h<br />
� unter der Annahme eines Fuel Flow von F F = 6 l<br />
h und eines ausfliegbaren Tankvolumens<br />
von 67l ergibt sich eine maximale Endurance (4500ft MSL) von Endmax =<br />
11 : 10h (vgl. performance.m)<br />
Die maximale Reichweite erhält man im Punkt des minimalen Widerstandes, also im<br />
Minimum der Tr-Kurve. Durch die Multiplikation mit der Fluggeschwindigkeit T AS liegt<br />
dieser Punkt am Schnittpunkt einer Ursprungstangent mit der Pr-Kurve. Man erhält:<br />
� vmax Range,MSL = 65 kt = 121 km/h<br />
� vmax Range,cruising ALT = 70 kt = 130 km/h<br />
� unter der Annahme eines Fuel Flow von F F = 6 l<br />
h und eines ausfliegbaren Tankvolumens<br />
von 67l ergibt sich eine maximale Range (4500ft MSL) von 1440km oder<br />
780NM (vgl. performance.m)<br />
69
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN<br />
Unter der Annahme eines Fuel Flow von F F = 9 l<br />
h und eines ausfliegbaren Tankvolumens<br />
von 67l ergibt sich für den von uns definierten Reiseflug in 4500ft MSL bei vcruise = 103kt<br />
eine Range von ungefähr 1415km oder 765NM sowie eine Endurance von ca. 7:20h (vgl.<br />
performance.m).<br />
3.2. Stabilitätsanalyse<br />
In Kapitel 2.4.9 wird die Stabilitätsanalyse mit Hilfe der Strömungssimulationssoftware<br />
XFLR5 beschrieben. Diese Betrachtungen der Stick Fixed Stability zeigen, dass das Design<br />
des Flugzeuges durchweg gute Stabilitätseigenschaften besitzt. Da diese Ergebnisse sehr<br />
vielversprechend sind, verzichten wir im jetzigen Stadium des Projektes auf eine weiterführende<br />
Stick Free Stability Analyse, da diese weitere Veränderungen der Flugzeuggeometrie<br />
mit sich bringen würde (Ruderflächen, Ruderposition, etc.). In der finalen Konstruktion<br />
müsste dann auf Basis des vorhandenen Designs eine genauere Stabilitätsanalyse bezogen<br />
auf den Stick Free Fall erfolgen.<br />
3.3. V-n-Diagramm für Manöver und Böen<br />
Das V-n Diagramm wurde von uns gemäß den Vorgaben der “CS-VLA 341” erstellt. Die<br />
aerodynamischen Größen, die dieser Berechnung zugrunde liegen haben, wir der Software<br />
XFLR 5 entnommen. Die zulässigen Lastvielfache mussten wir relativ hoch ansetzen,<br />
um unsere Forderungen bezüglich Reisefluggeschwindigkeit und Maximalgeschwindigkeit<br />
zu erreichen. Aufgrund der, im Vergleich zu anderen Flugzeugen gleicher Klasse, großen<br />
Flügelfläche erzeugen Böen relativ hohe Lastvielfache. Wir haben daher Folgende Größen<br />
festgelegt.<br />
� nzpos =5.6 g<br />
� nzpos =4.5 g bei vd = 184kt = 340km/h<br />
� nzneg =-3.6 g<br />
� nzneg =- 2.5 g bei vd = 184kt = 340km/h<br />
70
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN<br />
n z [g]<br />
6<br />
5<br />
4<br />
3<br />
2<br />
1<br />
0<br />
−1<br />
−2<br />
−3<br />
−4<br />
V n − Diagramm<br />
0 10 20 30 40 50<br />
v [m/s]<br />
60 70 80 90 100<br />
Abbildung 3.6.: V-n- Diagramm maximale Abflugmasse<br />
Für geringere Abflugmassen verändert sich das V-n-Diagramm entsprechend. Für die geringste<br />
Flugmasse ergibt sich daher folgendes Diagramm:<br />
n z [g]<br />
6<br />
5<br />
4<br />
3<br />
2<br />
1<br />
0<br />
−1<br />
−2<br />
−3<br />
−4<br />
V n − Diagramm<br />
0 10 20 30 40 50<br />
v [m/s]<br />
60 70 80 90 100<br />
Abbildung 3.7.: V-n-Diagramm Mindestgewicht<br />
Hieraus ergibt sich als sinnvolle Höchstgeschwindigkeit v d(Mindestgewicht)· 0, 9 = vNE =<br />
143kts = 264 km/h<br />
71
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT<br />
4. Bau- und Konstruktionskonzept<br />
Kapitel 4 beschreibt, wie der Bau des <strong>Drake</strong> konzeptionell bewerkstelligt werden soll. Im<br />
Weiteren wird dann auch auf die Hauptstrukturelemente des <strong>Drake</strong> eingegangen und deren<br />
Spezifika werden beschrieben. Darüber hinaus werden Motoreinbau, die Cockpitgestaltung,<br />
die Steuerung und die Flugzeugsysteme näher beleuchtet.<br />
4.1. Baukonzept<br />
Wie in der Marktanalyse unter Frage 3 (s. 1.2) beschrieben, wird von der Mehrheit der<br />
potentiellen Flugzeugeigenbauer eine moderne und zukunftsweisende GFK-Konstruktion<br />
bevorzugt. Auch wir favourisieren diese Bauweise, da sie uns den größt möglichen Freiraum<br />
bezüglich der Formgebung des Flugzeuges gewährt. Auf diese Weise lässt sich eine<br />
aerodynamisch optimierte Geometrie, die beispielsweise eine hohe Verwindung des Flügels<br />
erfordert (wie unter 2.4.8 beschrieben), leichter umsetzen. Zudem ermöglicht die GFK-<br />
Bauweise die Verwendung von nur wenigen großen Teilen für Rumpf, Flügel und Leitwerke,<br />
was den Anforderungen der Ausschreibungen der <strong>OUV</strong> (vgl. [<strong>OUV</strong>11]) gerecht wird.<br />
Die Ausführung der Konstruktion in GFK bringt für den Eigenbauer zwei Herausforderungen<br />
mit sich. Zum einen ist für die Verarbeitung von GFK ein gewisses Maß an Know-How<br />
und Erfahrung notwendig. Zum anderen werden für das Anfertigen von GFK-Werkstücken<br />
Formen benötigt. Dabei können sowohl Negativ- als auch Positivformen verwendet werden.<br />
Um den Bau des <strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> reproduzierbar zu gestalten ist es kritisch, dass diese Formen<br />
wiederverwendbar sind und dem jeweiligen Eigenbauer zur Verfügung gestellt werden<br />
oder ebenfalls mit geringem Aufwand exakt reproduziert werden können.<br />
Für beide Herausforderung haben wir eine effiziente und innovative Lösung gefunden. Um<br />
den Umgang mit dem Werkstoff GFK zu erlernen, werden dem geneigten Flugzeugbauer<br />
Pläne zur Verfügung gestellt, nach welchen er ein (nahezu) orginalgetreues und voll flugfähiges,<br />
fernsteuerbares Modell des <strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> anfertigen kann. Die Fertigung von<br />
Flügel und Leitwerken entspricht dabei in den Fertigungsschritten der des eigentlichen<br />
Flugzeuges.<br />
Es ist zudem denkbar den Bau dieses Modells im Rahmen eines Vorbereitungsseminars<br />
für den eigentlichen Eigenbau unter professioneller Anleitung durchzuführen. So kann der<br />
potentielle Eigenbauer den <strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> näher kennenlernen und wertvolle Erfahrungen<br />
mit der allgemeinen Arbeitsweise und dem Werkstoff sammeln.<br />
Für den Bau unseres Modelles haben wir uns entschieden die Flügel mit Positivformen,<br />
den Rumpf jedoch mit einer Negativform zu fertigen um mit beiden Methoden Erfahrung<br />
zu sammeln. Die Positivformen verbleiben dabei im Flügel um zusätzliche Stabilität zu<br />
gewährleisten. Im Nachhinein haben wir allerdings beim Bau des Modells gelernt, dass die<br />
Bauweise mit Negativformen, wie wir sie beim Rumpf praktiziert haben, sehr viel Aufwand<br />
72
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT<br />
bei geringem bis keinem Mehrwert hinsichtlich Oberflächenglätte der fertigen Teile erfordert.<br />
Daher haben wir uns dazu entschieden, für den Bau des <strong>Drake</strong>s die Konstruktion des<br />
Rumpfes analog zu jener der Flügel in Positivformbauweise ohne massiven Styroporkern,<br />
sondern vielmehr mit Styroporhalbschalen als Positivform zu vorzusehen (siehe 4.2.3).<br />
In der Ausschreibung des Wettbewerbs der <strong>OUV</strong> (vgl. [<strong>OUV</strong>11]) wird darauf hingewiesen,<br />
dass einige Teile für den Selbstbau des manntragenden Flugzeuges durch den Konstrukteur<br />
oder die <strong>OUV</strong> zur Verfügung gestellt werden können. Um die Bereitstellung der Formen<br />
möglichst simpel zu gestalten, favorisieren wir die Verwendung von aus Halbschalen bestehenden<br />
Positivformen aus Styropor. Diese können an zentraler Stelle kostengünstig gefertigt<br />
und an den Eigenbauer geliefert werden. So können mehrere Projeke zur gleichen Zeit<br />
laufen ohne aufwändig herzustellende und teure negativformen für die Faserverbundteile<br />
anfertigen zu müssen. Im Vergleich zu vollen Positivformen wird dabei außerdem Gewicht<br />
gespart, da die Bauteile so nur mit Halbschalen aus Styropor enhalten. Als weitere Vereinfachung<br />
für den Bau des Flugzeuges werden Passungen für die Innenausbauten des<br />
Rumpfes und der Flügel in den Halbschalen von dem Styroporhersteller vorgefertigt sein.<br />
Bei der Verwendung von Positivformen werden die Formen im ersten Arbeitsschritt mit<br />
Einbauten versehen. Danach werden die Teile an den schon vorgeferitgten Verbindungsstellen<br />
zusammgesetzt und geklebt. Im Folgenden wird die Oberfläche des Werkstückes<br />
nachbearbeitet. Anschließend werden die Bauteile dann einlaminiert, um die gewünschte<br />
Festigkeit zu erreichen und schließlich lackiert.<br />
Abschnitt 4.2 erläutert die Spezifika des Baus noch detaillierter.<br />
4.2. Haupt-Struktur-Elemente<br />
Nun wollen wir uns genauer anschauen, wie wir die wichtigsten Strukturelemente des<br />
Flugzeuges, also jene Elemente, welche die größten Kräfte aufnehmen müssen, auslegen.<br />
Dabei sind in erster Linie die Tragflächen und der Canard, die Seitenleitwerke, der Rumpf<br />
und die Aufhängung des Motors zu betrachten.<br />
4.2.1. Flügel und Canard<br />
Der Flügel und der Canard sollen in der selben Bauweise gefertigt werden. Als Basiswerkstoff<br />
soll Styropor verwendet werden. Das Konzept sieht vor, dass die Flügel nicht<br />
komplett mit Styropor ausgefüllt sind. Es sollen jeweils Halbschalen vorgeformt geliefert<br />
werden, wobei die Wandstärke dick genug sein muss um als unterstützende Struktur zu<br />
wirken (im äußeren Teil des Flügels, wo dieser dünner wird, könnte es sein, dass ein massiver<br />
Styroporkern verwendet werden muss). Des Weiteren sollen in diese Halbschalen<br />
die jeweiligen Führungen für den Holm und die Steuerseile eingeformt sein. Diese stehen<br />
dann als durchgehende Blöcke im Flügel und tragen somit auch noch zur Festigkeit des<br />
Flugzeuges bei. Dadurch erreicht man einerseits ein leichteres Gewicht, indem man den<br />
Styroporkern im Flügel spart. Andererseits kann man so sehr einfach exakt passende Führungen<br />
und Passungen für die zusätzlichen Bauteile schaffen. Die Halbschalen werden dann<br />
zusammengeklebt und die so entstandenen Flügelsegmente mit den anderen auch per Kleber<br />
verbunden. Hierbei kann man für die vorgefertigten Halbschalen Verbindungselemente<br />
vorsehen, die dann den Bau erleichtern. Den fertigen Styroporflügel überzieht man danach<br />
73
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT<br />
mit mehreren GFK-Schichten (6 Lagen; Gewebetyp 92110), um dann die zusätzlich nötige<br />
Festigkeit zu garantieren. Zusätzlich ist darauf zu achten, dass Höhen- und Querruder<br />
seperat gefertigt werden. Diese werden dann als fertige Positivformen, die komplett aus<br />
Styropor bestehen, geliefert und danach lediglich einlaminiert.<br />
4.2.2. Seitenleitwerk<br />
Das Seitenleitwerk wird, wie die Höhen- und Querruder aus massiven Styropor gefertigt<br />
und mit GFK anschließend einlaminiert. Dabei werden jedoch Aussparungen für die jeweiligen<br />
Steuereinrichtungen und Steuerseile gelassen. Diese Bauweise ist nötig, da das<br />
Seitenruder eine relativ geringe Dicke besitzt und im Verhältnis dazu hohe Kräfte aufnehmen<br />
muss. An dieser Styroporform können dann Verbindungsstücke vorhanden sein, die<br />
eine einfache Verbindung mit dem Flügel ermöglichen.<br />
4.2.3. Rumpf<br />
Der Rumpf wird in der selben Bauweise gebaut wie der Flügel und der Canard. Dabei ist<br />
hier hervorzuheben, dass man sich dadurch später im Vergleich zu Positivformen das Aushöhlen<br />
spart. Außerdem ist es möglich, die Rumpfschalen so vorfertigen zu lassen, dass für<br />
sämtliche Innenausbauteile schon vorgefertigte Passungen vorliegen. Dies hat zur Folge,<br />
dass für diese Bauteile ein fester Sitz garantiert ist. Bauteile wie der Treibstofftank, die<br />
Motorhalterung, die Sitzschale, etc. können so sehr einfach in die Styroporform eingepasst<br />
werden. Außerdem lassen sich so Kanäle für z.B. Treibstoffleitungen, Kabel, etc.. vorfertigen.<br />
Man erhält so einen Bausatz, der sehr einfach zusammenzufügen ist und auch für<br />
unerfahrene Selbstbauer geeignet ist. Weiterhin garantiert diese Bauweise ein hohes Maß<br />
an Präzision.<br />
4.2.4. Motorsektion mit Propeller<br />
Die wesentlichen Strukturelemente mit direkter Verbindung zum Motor sind der Motorträger,<br />
die Cowling und das Feuerschott. Als Motor sehen wir den ROTAX 912 vor (siehe<br />
2.1.1). An dieser Stelle können wir spezifizieren, dass wir den ROTAX 912 A (Version<br />
3) 4Takt-Motor (60kW) verwenden würden, da dieser für den Einsatz eines Verstellpropellers<br />
samt Governor vorgesehen ist. Der Motorträger (Teilenummer 886561) wird von<br />
BRP-POWERTRAIN für diesen Motor angeboten (siehe 4.4). Diesen Träger zu verwenden<br />
erscheint uns als die einfachste Möglichkeit des Einbaus hinsichtlich Kosten, Aufwand und<br />
Zulassung. Der genaue Einbau ist unter 4.4 beschrieben. Die Cowling des Motors ist Teil<br />
der Styroporrumpfschale und wird vom Selbstbauer nach Einfügen von Scharnieren, um<br />
später einen einfachen Zugang zum Motor zu gewährleisten, mit GFK laminiert. Auf diese<br />
Weise erhält man zwei Klappen, über die man den Motor erreichen kann. In die Cowling<br />
eingearbeitet sind bereits in der Styroporform die Luftauslässe rechts und links des Propellerflansch<br />
(siehe 4.4). Für die Aufnahme des Feuerschottes und des Motorträgers ist direkt<br />
hinter dem Holmkasten im Rumpf ein Spant eingelassen, der in Sandwich-Bauweise aus einer<br />
Holzplatte mit GFK-Laminat ausgelegt ist und die Kräfte des Motorträgers aufnimmt.<br />
Die Firewall ist direkt an diesem Spant angebracht und besteht aus dünnem Metall. Der<br />
74
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT<br />
Motorträger ist an dem Spant über Gummielemente, welche Vibrationen und Schallentwicklung<br />
des Motors vom Rumpf entkoppeln, befestigt. Die genaue Vorgehensweise beim<br />
Motoreinbau ist unter 4.4 beschrieben.<br />
4.3. Propellerwahl<br />
Nach Rücksprache mit Herrn Albrecht von mt-Propeller haben wir entschieden, dass für<br />
den Antrieb ein Verstellpropeller gewählt werden sollte. Herr Albrecht berichtete uns von<br />
Versuchen bei der Entwicklung eines Propellers für vergleichbare Canards. Dabei wurde<br />
festgestellt, dass die erreichbare Performance mit einem Constant-Speed-Propeller, vor allem<br />
was das schnelle Erreichen der Steuerbarkeit während der Startphase angeht, deutlich<br />
besser ist. Ein Fixed-Pitch-Propeller, auch wenn dieser deutlich günstiger wäre, sei keinesfalls<br />
zu empfehlen. Aus unserer Sicht spricht dies auch nicht gegen unser ursprüngliches<br />
Konzept, da im Vordergrund ja vor allem ein sicher steuerbares Flugzeug mit guten Flugleistungen<br />
steht. Hier müssen die Kosten ganz klar im Verhältnis zum Nutzen gesehen<br />
werden. Hinzu kommt, dass mit diesem Propeller auch ein sparsamerer Reiseflug ermöglicht<br />
wird. Unsere Wahl fällt auf den MTV-6-A/LD165-112 Propeller. Sehr freundlich hat<br />
uns Herr Albrecht auch die Daten zum Wirkungsgrad des Propellers zur Verfügung gestellt,<br />
womit es uns möglich war, die oben gezeigten Flugleistungsdiagramme (s. Abschnitt<br />
3.1) zu erstellen. Wie auch aus den errechneten Leistungsdaten und der Startstrekckenberechnung<br />
(vgl. 3.1) hervorgeht, werden wir in der Wahl des Propellers bestätigt.<br />
4.4. Motoreinbau<br />
Für den Motor unseres Flugzeuges haben wir den ROTAX 912 A (Version 3) 4Takt-Motor<br />
(60kW) gewählt, wie schon in 4.2.4 genannt. Dieser luftfahrtbewährte Motor bietet neben<br />
den von uns geforderten Leistungen noch weitere Vorteile. Aufgrund seiner dominierenden<br />
Marktposition im Bereich der Ultraleichtflugzeuge und Motorsegeler wird es noch auf<br />
lange Zeit betrachtet Ersatzteile geben. Zudem hat sich der Motor über die Jahre als äußerst<br />
zuverlässig und sicher erwiesen. Darüber hinaus ist der Motor luftfahrtzertifiziert,<br />
womit die Zulassung keine Probleme mit sich bringt. Auch baulich bringt er Vorteile: So<br />
gibt es einen speziell für diesen Motor vom Hersteller BRP-POWERTRAIN vorgefertigten<br />
Motorträger, doch hierzu später mehr. Da es sich bei unserem Antriebssystem um einen sogenannten<br />
Pusher handelt, wird der ROTAX-Motor mit dem Propellerflansch nach hinten<br />
ausgerichtet eingebaut.<br />
Der von BRP-POWERTRAIN vorgefertigte Motorträger (Teilenummer 886561) ermöglicht<br />
es uns, den horizontal liegenden Motor an dem vertikalen Feuerschott zu montieren,<br />
das den Motor vom restlichen Rumpf feuerfest abtrennt. Diese feuerfeste Wand befindet<br />
sich im Rumpf direkt hinter dem Holmkasten, der die beiden Flügelholme aufnimmt, und<br />
ist direkt mit dem Holmkasten verbunden. Dies hat vor allem statische und gewichtsspezifische<br />
Vorteile, da dieser Bereich des Rumpfes schon aufgrund der Verbindung zu den<br />
Flügeln sehr verstärkt ist. Es muss also nicht, wie bei konventionellen Flugzeugen, zusätzlich<br />
die Flugzeugnase zum Bereich der Flügel-Rumpf-Verbindung hin verstärkt werden<br />
um das Gewicht des Motors zu halten und die Vortrieb erzeugenden Kräfte aufzunehmen.<br />
75
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT<br />
Folglich lässt sich zusätzliches Gewicht sparen, da es bei unserer Entenflüglerkonfiguration<br />
möglich ist, die stärksten Kräfte von den Tragflächen zum Rumpf und vom Motor<br />
zum Rumpf, auf einen Punkt zu konzentrieren und diesen Teil des Rumpfes optimal zu<br />
verstärken.<br />
Abbildung 4.1.: Befestigung des Rotax 912 am Motorträger laut Einbauhandbuch [BP10b]<br />
Die Kühlung des ROTAX 912 unterteilt sich in zwei Methoden. Die Zylinderköpfe sind<br />
flüssigkeitsgekühlt und über einen geschlossenen Kühlkreislauf mit einem Radiator verbunden.<br />
Die Zylinder selbst werden stauluftgekühlt. Normalerweise erfolgt die Kühlung<br />
mittels des Propellerluftstroms, der direkt den kühlenden Radiator und zwei Lufteinlässe<br />
für die Stauluftkühlung der Zylinder anbläst. Bei der Pusherkonfiguration kann dies so<br />
nicht erfolgen. Deshalb ist geplant eine Lufthutze unter dem Rumpf anzubringen um Stauluft<br />
zur Kühlung aufzunehmen. Der Stauluftstrom soll dann getrennt werden in einen Teil,<br />
der dank Ablenkwänden die Zylinder umströmt und somit kühlt, sowie in einen weiteren,<br />
der benutzt wird um den Radiator zu kühlen. Außerdem in einen dritten, der, wie wir<br />
später sehen, den Motor mit Frischluft zur Verbrennung versorgt. Der Radiator kann, wie<br />
üblich, schräg unterhalb des Motors am Rumpf angebracht sein, sodass die warme Abluft<br />
direkt hinter dem Radiator nach außen strömt. Der andere Kühlluftstrom soll über zwei<br />
Luftauslässe auf Höhe des Propellerflansches rechts und links nach außen geleitet werden.<br />
Die Ansaugluft für den Motor wird direkt dem Kaltluftstrom der Lufthutze unterhalb<br />
76
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT<br />
des Rumpfes entnommen, gefiltert und über einen Schlauch mit dem Ansaugluftverteiler<br />
verbunden. Somit ist gewährleistet, dass dem Motor immer kühle Luft zugeführt wird und<br />
der Motor somit sein volles Potenzial ausschöpfen kann.<br />
Zu guter Letzt muss noch geklärt werden wie die Auspuffanlage eingebaut werden soll.<br />
Auch hier bietet es sich an, den Auspuff wie üblich unterhalb des Motors einzubauen.<br />
Die Auspuffanlage sollte jedoch hinter dem Radiator liegen, damit der Kühler nicht mit<br />
warmer Luft beströmt wird.<br />
Man sieht, dass sich der Motor, obwohl er als Pusher und nicht wie meist üblich als<br />
Tractor verbaut wird, nahezu normal einbauen lässt. Lediglich die Ansaugluft und der<br />
Kühlluftstrom muss über eine Hutze dem Motor zugeführt werden.<br />
4.5. Cockpitgestaltung<br />
Für die Anordnung der Instrumente, Hebel und Schalter im Cockpit haben wir uns an der<br />
gängigen Anordnung orientiert. Hierbei wird die T-Anordnung von Fahrtmesser, Höhenmesser,<br />
Variometer, und Kompass in der Mitte des Instrumentenbrettes verwirklicht. Die<br />
Motorüberwachungsinstrumene und Bedienhebel werden auf der rechten Seite angeordnet.<br />
Somit ist eine gute Erreichbarkeit der Hebel mit der rechten Hand gewährleistet, während<br />
die Fluglagesteuerung mit der linken Hand möglich ist. In der Mitte angeordnet befinden<br />
sich unter Funkgerät (COM) und Transponder (XPDR), die Zündung, die Sicherungsautomaten<br />
sowie die elektrischen Schalter (Hauptschalter, Generator, ACL, Zusatzpumpe,<br />
Fahrwerk). Der linke Freiraum, kann gut für eine Checkliste und eine Powersetting-Tabelle<br />
genutzt werden. Im Folgenden die Ansicht uneres Invetor-Modells, in die wir maßstabsgetreu<br />
die Instrumente und Bedienelemente eingefügt haben. Abschnitt 6.1 gibt einen<br />
Überblick über die genauere Auswahl und Preise.<br />
77
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT<br />
Abbildung 4.2.: Cockpitansicht: Instrumentierung, Schalter und Hebel<br />
4.6. Übersicht über die Steuerung des Flugzeuges<br />
Im Folgenden möchten wir uns einige Gedanken zur Steuerung unseres Flugzeuges machen<br />
und dabei zwei verschiedene Möglichkeiten der Ausführung aufzeigen.<br />
4.6.1. Konventionelle Ansteuerung der Ruder über Steuergestänge und<br />
-seilzüge<br />
Die Ansteuerung über Gestänge und Seilzüge ist erprobt, bewährt und bietet eine fehlerunanfällige,<br />
relativ kostengünstige Möglichkeit der Umsetzung. Jedoch ist die Komplexität<br />
der genauen Steuermimik, gerade im Hinblick auf die an den Selbstbauer gestellten hohen<br />
Anforderungen bezüglich Genauigkeit, nicht zu unterschätzen.<br />
Konkret würden wir zur Ansteuerung des Höhenruders im Canard eine Gestänge vom<br />
Steuerknüppel bis zu einem an der Ruderachse befestigten Hebel nutzen. Quer- und Seitenruder<br />
würden wir mit Hilfe von Seilzügen anlenken, deren Installation bereits in der<br />
Styroporpositivform in Form von Kanälen vorbereitet werden könnte. Zusätzlich würden<br />
Umlenkrollen im Rumpf und am Holm des Flügels genutzt werden, um die Kräfte vom<br />
Steuerknüppel an die Ruder zu übertragen. Aussparungen und Verstärkungen für diese<br />
Umlenkrollen wären ebenfalls bereits in den Styroporformen vorzusehen.<br />
4.6.2. Ansteuerung der Ruder über ein steer-by-wire System<br />
Als Alternative zu der konventionellen Ansteuerung mittels Seilzügen und Stangen ziehen<br />
wir ein steer-by-wire System in Erwägung. Dabei würden die Steuerbewegungen von Po-<br />
78
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT<br />
tentiometern am Steuerknüppel abgenommen und über Kabel an die in den Tragflächen<br />
angebrachten Aktuatoren “weitergeleitet”. Dieses System bietet eine Reihe von Vorteilen<br />
gegenüber oben beschriebener Ansteuerungsmethode:<br />
� Gewichtseinsparungen durch Kabel- statt Seil-, bzw. Stangenverbindungen<br />
� einfacherere Installation, da die Aktuatoren direkt am Ruder angebracht werden würden<br />
und die Verlegung der Kabel keine besonderen Anforderungen an Genauigkeit<br />
o.ä. stellt<br />
� weitestgehende Wartungsfreiheit des Systems<br />
� Optional könnte der interessierte Selbstbauer einen einfachen Autopiloten installieren<br />
Allerdings sind folgende Aspekte nicht zu vernachlässigen:<br />
� Zunächst müsste die Umsetzbarkeit und mögliche Zulassung mit den Behörden geklärt<br />
werden, sodass der Aufwand der Entwicklung eines solchen Systems erfolgversprechend<br />
ist<br />
� Das System müsste auch im Falle eines Motorausfalles weiterarbeiten können und<br />
dabei redundant abgesichert sein, d.h. es wäre eine Batterie mit größerer Kapazität<br />
und eventuell eine zweite Batterie als Sicherheit notwendig<br />
� Ein “Feedback” an den Piloten über die Ruderkräfte wäre wünschenswert<br />
� Die Steuerung müsste genauso direkt wie die mit Gestängen und Seilzügen ohne<br />
Totzeiten funktionieren<br />
� Die Kosten sind schwer abzuschätzen da ein solches System noch nicht existent ist<br />
Ein solches steer-by-wire System würde sich in das insgesamt unkonventionelle und innovative<br />
Konzept des <strong>Drake</strong> optimal einfügen und den Fokus bei diesem Flugzeug auf<br />
einfache Konstruktion und möglichst wartungsfreien und damit kostengünstigen Betrieb<br />
legen. Für die Entwicklung dieses Systems bedarf es allerdings einiger Forschungsarbeit,<br />
die, so finden wir, z.B. im Rahmen von Bachelor- oder Masterarbeiten geleistet werden<br />
könnte.<br />
79
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT<br />
Abbildung 4.3.: Steuerungsskizze Seitenansicht<br />
Abbildung 4.4.: Steuerungsskizze Draufsicht<br />
80
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT<br />
4.7. Flugzeugsysteme<br />
Abbildung 4.5.: Steuerungsskizze ISO Ansicht<br />
Dieser Abschnitt erläutert das Kraftstoff-, Schmier-, Kühl- und Elektriksystem des <strong>Drake</strong><br />
sowie deren Hauptkomponenten.<br />
4.7.1. Kraftstoffsystem<br />
In der folgenden Grafik wird ein Überblick über das Kraftstoffsystem gegeben. Im Falle<br />
des <strong>Drake</strong> ist zu beachten, dass die Benzinleitung eigentlich direkt vom Tank, der hinter<br />
dem Pilotensitz eingebaut ist, zum Vergaser gehen könnte. Jedoch muss die Benzinleitung<br />
noch nach vorne ins Cockpit geleitet werden, wo dann ein Brandhahn angebracht wird.<br />
So hat der Pilot die Möglichkeit den Benzinfluss im Notfall abzustellen. Ein Drainventil<br />
wird auf der Rumpfunterseite mittig angebracht. Den Tankstutzen wird man oberhalb der<br />
Tragfläche hinter der Kabinenhaube anbringen - dieser wird mit der Entlüftung kombiniert.<br />
81
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT<br />
Abbildung 4.6.: Schema des Kraftstoffsystems nach ROTAX Einbauhandbuch ([BP10b])<br />
4.7.2. Übersicht über das Schmiersystem<br />
Auch das Schmiersystem haben wir dem ROTAX Handbuch entnommen. Unterhalb des<br />
Rumpfes wird wie in Abschnitt 4.4 beschrieben, der Platz für den Radiator geschaffen. In<br />
der abnehmbaren Cowling wird ein Klappe vorgesehen, mit der im Rahmen der Vorflugkontrolle<br />
auch der Ölstand überprüft werden kann.<br />
82
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT<br />
Abbildung 4.7.: Schema des Schmiersystems nach ROTAX Einbauhandbuch<br />
4.7.3. Übersicht über das Kühlsystem<br />
Für das Kühlsystem ist es wichtig, dass der Radiator an der selben Stelle wie der Ölkühler<br />
angebracht wird, da hier ein guter Kühlluftstromfluss gewährleistet werden kann.<br />
83
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT<br />
Abbildung 4.8.: Schema des Kühlsystems nach ROTAX Einbauhandbuch<br />
4.7.4. Übersicht über das elektrische System<br />
Im Folgenden soll der Aufbau des elektrischen Netzes des <strong>Drake</strong> dargestellt werden, welches<br />
den Generator, die Batterie und die Verbraucher (Instrumente, Kraftstoffpumpe, etc.)<br />
miteinander verbindet.<br />
84
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT<br />
4.7.4.1. Schaltplan<br />
Bei dem Entwurf des elektrischen Systems orientierten wir uns an dem im Einbauhandbuch<br />
des ROTAX 912 angegebenen Schaltplan (Quelle: [BP10b]):<br />
Abbildung 4.9.: Schaltplan des elektrischen Systems nach ROTAX Einbauhandbuch<br />
85
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT<br />
Legende:<br />
1 2 Elektronikmodule (A und B)<br />
2-3 Steckanschlüsse für Abstellschalter<br />
4 interner Generator<br />
5-6 externer Gleichrichter mit Steckanschlüssen<br />
7 Elektrostarter<br />
8-9 Starterrelais mit Steckanschluss<br />
Komponenten 1-9 sind im Lieferumfang des ROTAX-Motors enthalten.<br />
13 elektrischer Dehzahlmesser (als Zubehör lieferbar)<br />
14 Kondensator (als Zubehör lieferbar)<br />
15 2 Kurzschlussschalter<br />
16 Hauptschalter (Master-Switch)<br />
17 Starter-Schalter<br />
18 Kontrolllampe<br />
19 Batterierelais<br />
20 Batterie (siehe4.7.4.2)<br />
21 Bus Bar<br />
22 Kondensator<br />
Komponenten 13-22 werden unter 4.7.4.3 näher erläutert.<br />
23 Steckanschluss für Drehzahlgeber<br />
24 Drehzahlgeber<br />
Komponenten 23 und 24 sind ebenfalls im Lieferumfang des Motors enthalten.<br />
25 Kraftstoffpumpe (siehe 4.7.1)<br />
26 Starteinrichtung am Elektronikmodul (siehe 4.7.4.3)<br />
Bei den Komponenten 10, 11, 12, 14.1 und 18.1, sowie bei den oberhalb von 16 gelegenen<br />
Fuses handelt es sich um Komponenten des externen Generators, welche wir allesamt nicht<br />
verwenden werden, da wir lediglich den im Lieferumfang enthaltenen internen Generator<br />
benötigen. Sie sind somit nicht weiter relevant. Die Verbraucher, welche durch den Bus<br />
Bar gespeist werden, sind teilweise in Abschnitt 4.5 näher beschrieben.<br />
86
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT<br />
4.7.4.2. Batterie<br />
Als Batterie wählen wir eine Gill G-25S. Diese weist bei einer Nennspannung von 12V und<br />
einem Gewicht von 12,202kg eine Kapazität von 18Ah und einen für den Elektrostarter<br />
des ROTAX notwendigen maximalen Startstrom von 300A auf.<br />
4.7.4.3. Weitere elektronische Komponenten<br />
Für die außerdem notwendigen Komponenten des elektrischen Systems wählen wir folgende<br />
Modelle:<br />
� Elektrischer Dehzahlmesser: ROTAX Part No. 966403<br />
� Je ein Kondensator mit 22000µF /25V für die elektrische Kraftstoffpumpe und den<br />
Reglergleichrichter: 2 × ROTAX Part No. 966590<br />
� Master Switch: Cessna Split Master Switch<br />
� Starter-Schalter, die Starteinrichtung am Elektronikmodul und der Kurzschlussschalter<br />
(Magnetschalter) werden im Ignition Switch kombiniert: ACS A-510-2<br />
� Batterierelais: Magnecraft Contact Relay (KO) 99DBX3<br />
� Fuses: 25A: AGC-25 ; 2A: AGC-2; dazu jeweils einen Fuse Holder: AGC Fuse Holder<br />
HKP-R<br />
� Circuit Breaker: Klixon 7277 (1,2,3,4,10 oder 15A)<br />
� Kontrolllampe: GE B6 34265 – 1317<br />
� Bus Bar: MS25226-10-16<br />
� Kabel: MIL Wire Unshielded 12GA<br />
� Zur Überbrückung der Firewall: S/S Firewall Pen Seal Kit 1/2” oder eine günstigere<br />
Eigenkostruktion<br />
87
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 5. MASSENBETRACHTUNG<br />
5. Massenbetrachtung<br />
Im Folgenden werden die massenbezogenen Kenngrößen unseres Flugzeuges untersucht.<br />
Konkret soll eine Übersicht über die voraussichtliche Leermasse und den Leermassen-<br />
Schwerpunkt unseres Flugzeuges gegeben und das Massen-Schwerpunkts-Diagramm aufgeführt<br />
werden.<br />
5.1. Massen-Schwerpunkts-Diagramm<br />
Die Berechnung der Schwerpunktslage erfolgt über cg = (Leermoment + P ilotenmasse ∗<br />
1, 87m + T reibstoffmasse ∗ 2, 32m)/Gesamtabflugsmasse. Das Leermoment beträgt dabei<br />
Leermoment = 649, 4kg∗m. Damit kann vor dem Flug die Schwerpunktslage berechnet<br />
und ermittelt werden, ob sich der <strong>Drake</strong> bei Abflug innerhalb des unten dargestellten Bereichs<br />
befindet. Die obere Grenze ergibt sich dabei aus der maximalen Abflugmasse, die<br />
Grenze der Schwerpunktslage nach hinten (xc.g. ≥ 2225mm) ergibt sich aus der Stability<br />
Margin, nach der der Schwerpunkt nicht näher als 5% MAC vor dem Neutralpunkt liegen<br />
darf.<br />
Figure 5.1.: Massen-Schwerpunkts-Diagramm<br />
5.2. Abschätzung der Leermasse und des<br />
Leermassen-Schwerpunktes<br />
Die exakte Leermassenabschätzung haben wir bereits in 2.4.7 vorgenommen. Eine noch<br />
genauere (bzw. mit den uns zur Verfügung stehenden Berechnungsmöglichkeiten genaues-<br />
88
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 5. MASSENBETRACHTUNG<br />
Abbildung 5.2.: Einzelmassen und Schwerpunkt<br />
te) Abschätzung, sowie die genaue Aufstellung aller Einzelmassen und deren Abstand von<br />
der Flugzeugnase, mit deren Hilfe wir den Leermassen-Schwerpunkt bestimmen könne, ist<br />
in folgender Tabelle zu sehen:<br />
Damit erhalten wir eine voraussichtliche Leermasse von w0 = 295kg. Der Leermassen-<br />
Schwerpunkt liegt damit bei xc.g.leer = 2551mm. Hieraus ist auch ersichtlich, dass wir<br />
voraussichtlich eine etwas höhere MTOM und folglich einen gegenüber dem ursprünglich<br />
abgeschätzen Schwerpunkt geänderterten erreichen werden. Diese Änderungen müssten<br />
im Laufe der weiteren Auslegung des Flugzeuges und des Baus noch verifiziert und in der<br />
aerodynamischen Berechnung entsprechend berücksichtigt werden.<br />
89
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 6. MARKETINGKONZEPT<br />
6. Marketingkonzept<br />
In diesem Kapitel wird darauf eingegangen, wie es ermöglicht werden soll, aus diesem<br />
Konzept einen Prototypen des <strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> fertig zu stellen. Dabei wird als erstes<br />
auf die Möglichkeiten eingegangen, wie die endgültige Konfiguration inklusive sämtlicher<br />
Baupläne erstellt werden kann. Des Weiteren werden unterschiedliche Finanzierungsmöglichkeiten<br />
dargelegt. Außerdem werden verschiedene Möglichkeiten der Realisierung des<br />
Prototypenbaus diskutiert. Als letztes soll ein Ausblick auf die Serienreife des Flugzeuges<br />
gegeben werden und darauf, wie der <strong>Drake</strong> von Selbstbauern in größeren Mengen möglichst<br />
preiswert gefertigt werden kann.<br />
6.1. Gesamtkostenabschätzung<br />
In der Gesamtkostenabschätzung werden die einzelnen Bereiche der Komponenten des<br />
Flugzeuges aufgelistet. In der unten stehenden Tabelle ist ein Überblick über die einzelnen<br />
Bereiche und die entsprechenden Komponenten dargestellt. Die Kosten sind durch Händleranfragen<br />
und Recherche entstanden und basieren auf aktuellen Preisen. Das ausgewählte<br />
Equipment erfüllt die Zulassungsanforderungen der CS-VLA und ist darüber hinaus noch<br />
um einige Teile ergänzt, die unserer Ansicht nach zusätzlich verwendet werden sollten. Die<br />
Gesamtkostenabschätzung bezieht sich auf den Einkaufspreis des Bausatzes inklusive aller<br />
Teile. Nicht mit einbezogen sind Arbeitskosten und die Kosten für die Zulassung.<br />
Folgende Annahmen wurde bei Erstellung der Tabelle gemacht:<br />
� Bei dem GFK Material wurde mit einem Verschnittfaktor von 1,3 gerechnet.<br />
� Kosten für das Styropor und die Formherstellung sind Schätzwerte und müssten im<br />
Fall einer Verwirklichung mit einem entsprechenden Hersteller ausgehandelt werden.<br />
� Abhängig davon, ob ein neuer oder ein grundüberholter Motor verwendet wird, können<br />
die, für die Motorsektion veranschlagten Kosten, variieren. Dies gilt weiterhin<br />
für die entsprechenden Anbauteile, wie z.B. Auspuff, Kühler, Motorhalterungen oder<br />
Sensoren.<br />
Diese Kosten liegen in dem Bereich um 50.000�, den nach der Marktanalyse, Frage 6 (vgl.<br />
1.2) über 62% der Befragten bereit wären, zu bezahlen. Die Kosten liegen somit absolut<br />
in dem von uns anvisierten Rahmen.<br />
6.2. Finale Auslegung<br />
Das Flugzeug wurde von uns soweit entworfen, dass nun nur noch die abschließende Planung<br />
der Konstruktion vorgenommen werden muss. Es müssen Detaillösungen gefunden<br />
90
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 6. MARKETINGKONZEPT<br />
Equipment (nach CS-VLA) Kosten<br />
Flug- & NAV-Instrumente 1.920 �<br />
- Airspeed indicator 375 �<br />
- Altimeter 797 �<br />
- Variometer 500 �<br />
- Compass 248 �<br />
Motorinstrumente 322 �<br />
- Fuel Quantity Indicator 58 �<br />
- Oil Pressure Indicator 63 �<br />
- Oil Temperature Indicator 26 �<br />
- Tachometer 140 �<br />
- CHT indicator 26 �<br />
- Low Fuel Press. Warning Light 9 �<br />
Elektrische Komponenten 1.114 �<br />
- Ampmeter 47 �<br />
- Master Switch 25 �<br />
- Ignition Switch 137 �<br />
- Generator Warning Lamp 6 �<br />
- 3 CBs 100 �<br />
- AUX Pumpswitch 18 �<br />
- AUX Pump 441 �<br />
- Anti Collision Light 139 �<br />
- Anti Collision Light Switch 18 �<br />
- Electric Starter 183 �<br />
COM 3.998 �<br />
- Funk & XPDR: BECKER AR 6201 / BXP6401-2-(01) 3.998 �<br />
Anrieb 28.172 �<br />
- Motor: Rotax 912A 19.062 �<br />
- Prop: MTV-6-A/LD165-112 6.600 �<br />
- Composite Spinner 950 �<br />
- Governor P850-X 1.560 �<br />
Material 6965 �<br />
- GFK für Rumpfschale: 1.713 �<br />
22kg Epoxydharz L385 & Härter 386<br />
25kg Fasern vom Typ 92140 in 9 Lagen<br />
- GFK für Tragflächen: 4.252 �<br />
Canard & Wingtips - 47kg Epoxydharz L385 & Härter 386<br />
46kg Fasern vom Typ 92110 in 6 Lagen<br />
- Styropor, 17 kg/mˆ3, Insgesamt: 2,5 mˆ3 ca. 1000 �<br />
inkl. Herstellung in entsprechender Form für Auftragen von GFK<br />
Kabinenhaube (geschätzt) ca. 2500 �<br />
Fahrwerk komplett, Bugrad einziehbar (geschätzt) ca. 3000�<br />
Steuerelemente (geschätzt) ca. 1000 �<br />
- Seilzüge, Schubstangen, Umlenkrollen, Stick, Pedale<br />
Gesamt 48.991 �<br />
Tabelle 6.1.: Gesamtkostenübersicht<br />
91
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 6. MARKETINGKONZEPT<br />
werden und mittels dieser Konstruktionszeichnungen entworfen werden. Dabei ist darauf<br />
zu achten, dass die Festigkeitskriterien, die von der CLS-VLA vorgegeben werden, eingehalten<br />
werden. Dafür muss die Analyse der verwendeten Materialien und die daraus<br />
gefolgerten Rückschlüsse auf die benötigte Holmstärke, sowie der Stärken anderer tragender<br />
Elemente verfeinert werden. Des Weiteren soll, wenn möglich, die aerodynamische<br />
Auslegung des Flugzeuges mit professionellen Strömungssimulationsprogrammen verifiziert<br />
werden. Dies ist eine Arbeit, die viel technisches Verständnis erfordert und deshalb<br />
nicht von Jedermann durchgeführt werden kann. Im Folgenden werden die verschiedenen<br />
plausiblen Möglichkeiten dargestellt:<br />
6.2.1. Mitglieder der <strong>OUV</strong><br />
Die erste Möglichkeit besteht darin, eine Ausschreibung unter den Mitgliedern der <strong>OUV</strong><br />
zu vergeben. Diese sollten natürlich konstruktionstechnische Erfahrung mitbringen. Dabei<br />
ist das Flugzeug in unterschiedliche Bausegmente zu unterteilen. Die Mitglieder sollen<br />
dann jeweils aus diesen Segmenten wählen können. Zusammenhängende Elemente müssen<br />
dann unter Absprache konstruiert werden. Die Aerodynamik wäre eine Aufgabe für sich.<br />
Motivation für die Mitglieder, sich an der Konstruktion des Flugzeuges zu beteiligen wäre<br />
eine kostenfreie Nutzung der Baupläne sowie der zur Verfügung stehenden Schalen. Dabei<br />
ist darauf zu achten, dass die Konstruktion mit den selben Konstruktionsprogrammen<br />
durchgeführt wird.<br />
6.2.2. Studienarbeiten<br />
Im Rahmen einer oder mehrerer Studienarbeiten wäre es möglich, die oben genannte Aufgabe<br />
zu übernehmen. Da dies eine Arbeit ist, die sowohl konstruktionstechnisches Können<br />
als auch Wissen aus der Fliegerei und der Aerodynamik voraussetzt wäre dies eine optimale<br />
Abschlussarbeit für Studenten, die luftfahrtbezogene Fächer studieren. Dabei ist<br />
es natürlich auch möglich, diese Arbeiten als Partnerprojekt mit Studenten verschiedener<br />
Hochschulen durchzuführen.<br />
6.2.3. Bezahlte Ingenieure<br />
Dies wäre die letzte und auch teuerste Möglichkeit, das Flugzeug endgültig auszulegen.<br />
Allerdings ist hier zu erwarten, dass das professionellste Ergebnis, aufgrund großer Erfahrung<br />
in diesem Bereich, entsteht. Die Wahrscheinlichkeit von Koordinationsproblemen hält<br />
sich so gering und die einzelnen Komponenten des Flugzeuges werden eher aufeinander<br />
abgestimmt sein.<br />
6.3. Finanzierungsmöglichkeiten des Prototyps<br />
In diesem Abschnitt sollen unterschiedliche Möglichkeiten dargestellt werden, wie der Prototyp<br />
unseres <strong>Drake</strong>s finanziert werden kann. Dabei werden sich die Gesamtkosten auf ca.<br />
50.000� belaufen. Dies schließt in diesem Fall nur die Materialkosten ein, keine eventuell<br />
anfallenden Entwicklungskosten.<br />
92
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 6. MARKETINGKONZEPT<br />
6.3.1. Werbemöglichkeit der Zulieferer<br />
Das erste Finanzierungskonzept zielt auf die einzelnen Zulieferer der Bauteile für den <strong>Drake</strong><br />
ab. Diese sollen die Möglichkeit bekommen, den Prototypen als Werbeträger zu nutzen<br />
und im Gegenzug die einzelnen Bauteile für das Flugzeug (teilweise) zu finanzieren oder<br />
das Projekt finanziell zu unterstützen. Hierfür muss dann auch die Presse hinzugezogen<br />
werden, um das Projekt publik zu machen. Des Weiteren sollten diese im Falle einer<br />
Serienfertigung als Standardzulieferer festgelegt werden.<br />
Für diese Finanzierungsmöglichkeit ist es erforderlich, das Projekt in der Öffentlichkeit,<br />
dem Fliegermilieu sowie bei den zuliefernden Firmen bekannt zu machen. Hier sehen wir<br />
die Möglichkeit, dass das <strong>SIMCON</strong> Team eine Infobroschüre entwirft, die als Präsentationsmittel<br />
Sponsoren, Zulieferern sowie anderen Interessenten zur Verfügung steht. Wir<br />
würden dann die potentiellen Zulieferfirmen anschreiben und anbieten, das Projekt bei<br />
ihnen vorzustellen.<br />
6.3.2. Spenden<br />
Eine weitere Geldquelle könnten Spenden aus <strong>OUV</strong>-Kreisen sein. Gerade die Mitglieder,<br />
die Interesse daran zeigen diesen Flieger zu bauen, sind wahrscheinlich gewillt, für dieses<br />
Projekt zu spenden. Weiterhin könnte man natürlich auf Spenden von externen Luftfahrtbegeisterten<br />
und/oder potentiellen Selbstbauern hoffen.<br />
6.3.3. Forschungsmittel<br />
In Verbindung mit der Möglichkeit, das Projekt als Studienarbeit fertig zu stellen, besteht<br />
dadurch auch die Möglichkeit, Forschungsgelder über die einzelnen Hochschulen und Universitäten<br />
zu beziehen. Dies wäre dann eine ideale Verbindung zwischen einer kostenfreien<br />
Konstruktion und der Beschaffung finanzieller Unterstützung.<br />
Die unterstützenden Forschungsmittel lassen sich beispielsweise in Zusammenarbeit mit<br />
unserer Hochschule sowie den Verbindungen zu anderen Hochschulen und Universitäten<br />
organisieren. Gerade auch durch nationale sowie internationale Studentenvereinigungen<br />
wie die “EUROAVIA e.V.” können wir problemlos Kontakt zu anderen Hochschulen und<br />
Universitäten im In- und Ausland herstellen und motivierte Studenten werben, die an dem<br />
Projekt mitarbeiten und gegebenenfalls Gelder aus ihrer Hochschule mitbringen.<br />
6.3.4. Verein Gründen<br />
Zusätzlich besteht die Möglichkeit, für das Flugzeug einen Verein zu Gründen. Das Konzept<br />
sieht vor, dass die <strong>OUV</strong> den Prototyp mit vorfinanziert. Für jedes zusätzlich gebaute<br />
Flugzeug müsste der jeweilige Selbstbauer dann dem Verein beitreten. Durch die<br />
dadurch erhobenen Beitritts- und Jahresgebühren würde der Prototyp rückfinanziert. Die<br />
oben genannte Broschüre kann dann auch <strong>OUV</strong>-intern genutzt werden, um möglichst viele<br />
Selbstbauer für dieses Projekt zu begeistern.<br />
93
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 6. MARKETINGKONZEPT<br />
6.3.5. Privatpersonen<br />
Die letzte und einfachste Möglichkeit, den Prototypen zu finanzieren besteht darin, dass<br />
man eine oder mehrere Privatpersonen von diesem Projekt so überzeugen kann, dass sie<br />
den Prototypen komplett finanzieren. In diesem Fall muss dann natürlich auch dieser<br />
Person oder der Haltegemeinschaft das fertiggestellte Flugzeug überschrieben werden. So<br />
könnten sich Teile des Teams Simcon durchaus auch eine Beteiligung vorstellen.<br />
6.4. Bauoptionen<br />
Nun beschäftigen wir uns mit den verschiedenen Möglichkeiten, den Prototypen des <strong>Drake</strong><br />
zu bauen.<br />
6.4.1. Mitglieder der <strong>OUV</strong><br />
In Anlehnung an die oben erwähnte Möglichkeit, die finale Auslegung vorzunehmen (siehe<br />
Punkt 6.2.1), könnten diejenigen Mitglieder der <strong>OUV</strong>, die schon an der Entwicklung der<br />
Baupläne beteiligt waren, nun auch in der Konstruktion tätig werden. Hierbei liegt nahe,<br />
dass diese jeweils das Bauteil konstruieren, für das sie auch die Baupläne entworfen haben.<br />
Es ist natürlich auch möglich, dass sich die Mitglieder zu Gruppen zusammenschließen, um<br />
die Bauteile fertigzustellen. Ein Anreiz hierfür könnte sein, dass man diesen Mitgliedern<br />
nach Vollendung des Prototyps, sowie dessen Vorstellungsphase, das Flugzeug überschreibt<br />
und es für sie in einer Haltergemeinschaft zugänglich macht. Dabei sollte darauf geachtet<br />
werden, dass in diesem Konstruktionsteam schon erfahrene Selbstbauer tätig sind, da<br />
gerade der Bau eines Prototypen sicherlich mehr und kompliziertere Probleme mit sich<br />
bringt, als der Bau eines “serienreifen” Flugzeuges.<br />
6.4.2. Vergabe von Bachelorarbeiten<br />
Es besteht die Möglichkeit, dieses Projekt in Form von Bachelorarbeiten fortzuführen. Dies<br />
könnte man wiederum in Kombination mit dem bereits oben genannten Punkt (siehe 6.2.2)<br />
verbinden. Als erstes würde der Student das Bauteil des Flugzeuges auslegen. Danach<br />
würde er einen Bauplan entwerfen und zum Schluss das Bauteil bauen. Hier muss, wie<br />
auch schon oben erwähnt, die Verbindung zu anderen Bauteilen beachtet werden. Deshalb<br />
sollten diese Projekte in engem Zusammenspiel mit den anderen Arbeiten entworfen und<br />
fertiggestellt werden. Wir als <strong>SIMCON</strong>-Team könnten uns alle sehr gut vorstellen, eine<br />
solche Bachelorarbeit zu schreiben und danach das Flugzeug zu bauen.<br />
6.4.3. Serienfertigung des <strong>Drake</strong><br />
Ist der Prototyp gebaut, wäre es ein Leichtes, dieses Flugzeug zur “Serienreife” für den<br />
Selbstbau zu bringen. Da nun alle Baupläne vorhanden wären, könnten diese an die Selbstbauer<br />
ausgegeben werden. Des Weiteren wäre jetzt ein Kontakt zu den Zulieferfirmen<br />
hergestellt. Es wäre dann einfach, mit selbigen zu kooperieren und die richtigen Materialien<br />
bzw. vorgefertigten Bauteile (wie z.B. die aus Styropor bestehenden Positivformen<br />
94
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 6. MARKETINGKONZEPT<br />
für Rumpf und Flügel) zu bestellen. Die Daten der Bestellungen, die beim Bau des Prototyps<br />
vorgenommen wurden, sollten dafür hinterlegt worden sein. Für Selbstbauer, die<br />
noch wenig Erfahrung mit den verwendeten Materialien besitzen, bestünde gleichzeitog<br />
die Möglichkeit ein Modell des <strong>Drake</strong> zu bauen, um sich mit dem Umgang mit den entsprechenden<br />
Materialien vertraut zu machen. Für dieses sind bereits Baupläne vorhanden,<br />
die dann zur Verfügung gestellt werden würden.<br />
6.5. Fazit<br />
Abschließend kann man sagen, dass dem <strong>Drake</strong> nichts mehr im Wege steht, um seine<br />
Schwingen auszubreiten und sich in die Lüfte zu erheben. Es werden sich genügend motivierte<br />
Menschen finden, die dieses Projekt mit ihrem Wissen und ihrem handwerklichen<br />
Geschick unterstützen. Außerdem werden wir genügend Geldgeber finden, die den Sinn in<br />
diesem Projekt erkennen oder dieses zu ihrem Vorteil nutzen, um dann einen günstigen<br />
Prototypen bauen zu können.<br />
95
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 7. DATENBLATT UND DREISEITENANSICHT<br />
7. Datenblatt und Dreiseitenansicht<br />
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> (80PS), manntragend<br />
Spannweite Flügel 9.8m<br />
Flügelfläche 9.345m2 Spannweite Canard 5m<br />
Länge 3.7m<br />
vs,0<br />
83km/h<br />
vx<br />
95 km/h<br />
vy,MSL<br />
148 km/h<br />
vcruise<br />
193km/h<br />
vNE<br />
264 km/h<br />
MTOM 412kg<br />
Flächenbelastung 44.08kg/m2 Motorisierung Rotax 912A, 60kW<br />
Tankvolumen (long range) 70l<br />
Endurance bei vcruise<br />
7 : 20h<br />
Range bei vcruise<br />
1415km<br />
Tabelle 7.1.: Datenblatt <strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong><br />
96
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 7. DATENBLATT UND DREISEITENANSICHT<br />
1<br />
2<br />
PRODUCED BY AN AUTODESK EDUCATIONAL PRODUCT<br />
4<br />
3<br />
5<br />
6<br />
1200,00<br />
D D<br />
2218,00<br />
5000,00<br />
9800,00<br />
PRODUCED BY AN AUTODESK EDUCATIONAL PRODUCT<br />
PRODUCED BY AN AUTODESK EDUCATIONAL PRODUCT<br />
C C<br />
3700,00<br />
B B<br />
Maßstab 1:50<br />
Date Name<br />
26.01.2012 <strong>SIMCON</strong><br />
A Checked<br />
A<br />
3-Seiten-Ansicht<br />
Drawn<br />
Standard<br />
1<br />
A3<br />
Ansicht-1<br />
1<br />
2<br />
State Changes Date Name<br />
4<br />
3<br />
PRODUCED BY AN AUTODESK EDUCATIONAL PRODUCT<br />
5<br />
6<br />
Abbildung 7.1.: Dreiseitenansicht <strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong><br />
97
Teil III.<br />
Entwicklungsphase Modellflugzeug<br />
98
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 7. DATENBLATT UND DREISEITENANSICHT<br />
In der Entwicklungsphase wird die für das manntragende Flugzeug ermittelte Geometrie<br />
auf die Größe eines Modellflugzeugs ’runterskaliert’. Das Modell wird erneut aerodynamisch<br />
optimiert, sodass es die spezifischen Anforderungen erfüllt. Im Detaildesign<br />
werden sämtliche Einzelteile und Flugzeugsysteme des Modellflugzeugs konstruiert sowie<br />
die passenden Materialien und der Antrieb ausgewählt. Im Anschluss kann selbiges dann<br />
gebaut werden.<br />
Abbildung 7.2.: Ablaufschema der Entwicklungsphase des Modellflugzeuges<br />
Anmerkung: Die Abkürzung FLUB steht hierbei für das Modul Flugzeugbau, in dessen<br />
Rahmen das Projekt durchgeführt wurde und aus dem Anforderungen an das Modell resultierten.<br />
99
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 8. ANFORDERUNGEN AN DAS MODELL<br />
8. Anforderungen an das Modell<br />
Die Anforderungen, die wir an das Modell gestellt haben, setzen sich zusammen aus denen,<br />
die durch das Modul Flugzeugbau gestellt werden und Zielen, die wir uns als Gruppe<br />
zusätzlich gesetzt haben.<br />
Für die Bewertung des Projektes im Rahmen des Moduls Flugzeugbau sind der Belastungsfaktor,<br />
das Gewicht sowie die Güte des Baus maßgeblich. Sie sind die Hauptanforderungen<br />
für die Entwicklung des Modells.<br />
� Als Belastungsfaktor ist ein Wert von n = 3 zu erreichen.<br />
� Eine weitere Anforderung, besonders an die Genauigkeit unserer Berechnung, war<br />
die Bewertung der Differenz zwischen dem berechneten und dem tatsächlichen Gewicht<br />
des Modellflugzeuges. Die Bewertung führt zu einem Punktabzug, sobald die<br />
Abweichung mehr als 10% des Gewichts beträgt.<br />
� Das Modell soll sauber und präzise gebaut sein. Dazu müssen die Materialien ordentlich<br />
verarbeitet aber auch die Gesamtheit des Modells gut gefertigt sein, beispielsweise<br />
auch die Übergänge zwischen einzelnen Baugruppen.<br />
Weiterhin wurden in Flugzeugbau einige Zielvorgaben formuliert.<br />
� Die Spannweite wurde am Anfang des Semesters mit maximal einem Meter festgelegt.<br />
Als sich nach ersten Berechnungen jedoch zeigte, dass mit dieser Spannweite<br />
eine zum Erzeugen des nötigen Auftriebs genügend große Fläche ohne übermäßige<br />
Proportionsveränderungen nicht konstruiert werden kann und dass weiterhin einige<br />
Bauteile sehr klein und dünn sein müssten, wurde die Mindestspannweite zunächst<br />
auf 1, 2m und später auf 1, 4m erweitert.<br />
� Da Modellflugzeuge für das Modul Flugzeugbau in der Regel beim Start aus der<br />
Hand geworfen werden, war zunächst eine Stallgeschwindigkeit von vs,0 = 20km/h<br />
gefordert. Um das Modell dem manntragenden <strong>Drake</strong> so getreu wie möglich nachzuempfinden,<br />
entschieden wir uns auch hier, vom Boden aus zu starten. Dadurch<br />
konnte die geforderte Stallspeed auf vs,0 = 40km/h angehoben werden. Bei einem<br />
Bodenstart besteht darüber hinaus nicht die Gefahr, dass der Propeller beim Werfen<br />
des Modells beim Start durch die Hand des Werfenden fährt.<br />
� Eine durchschnittliche Mindestflugzeit von 10 Minuten muss garantiert sein.<br />
� Ein Budget von 200 � war gegeben.<br />
� Bei der Wahl der Motoren- und Elektronikkonfiguration war es eine grobe Zielvorgabe,<br />
dass das Schub-Gewichts-Verhältnis möglichst zwischen 0.8 und 1 liegen sollte.<br />
� Angedacht für das Modell war eine Holm/Rippen und Gurt/Spanten Konstruktion<br />
aus Balsaholz. Auf Grund der Umfrage 1.2 und gewünschten Nähe zum Vorbild<br />
werden wir das Modell des <strong>Drake</strong> aus glasfaserverstärktem Kunststoff (GKF) bauen.<br />
100
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 8. ANFORDERUNGEN AN DAS MODELL<br />
Die wichtigste, selbst gestellte Anforderung war, dass der Bau des Modells zukünftigen<br />
Selbstbauern dazu dienen soll, ein Übungsobjekt des <strong>Drake</strong> bauen zu können. Im Zuge<br />
dessen können sie sich mit der Canardkonstruktion und insbesondere mit der GFK<br />
Verarbeitung in der Positiv- als auch in der Negativformbauweise vertraut machen. Auf<br />
Grund dieses Konzeptes, das wir auch bereits unter 4.1 beschrieben haben, wollen wir ein<br />
möglichst maßstabsgetreues Modell des <strong>Drake</strong> entwerfen und bauen.<br />
101
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
9. Modell-Geometrie<br />
Mit diesen für das Modell spezifischen Anforderungen konnten wir uns nun der genauen<br />
geometrischen Gestaltung des <strong>Drake</strong>-Modells zuwenden. Wie in 7.2 zu erkennen, erlangten<br />
wir dabei vorerst durch Skalieren des manntragenden Flugzeuges eine vorläufige<br />
Geometrie, mit welcher wir in die aerodynamische Auslegung gehen konnten. Neutralund<br />
Schwerpunktslage wurden dabei analog zu dem in Teil I beschriebenen Vorgehen<br />
bestimmt. Danach wurde mit Hilfe von XFLR5 die Aerodynamik des Modells optimiert.<br />
Zeitgleich zu diesem Prozess machten wir uns auch Gedanken über die detaillierte Konstruktionsweise<br />
einiger Verbindungen und Ruderansteuerungen, wählten passende Materialien<br />
und legten den Holm auf die benötigte Festigkeit aus. Am Ende dieses Vorgehens<br />
stand eine exakte Geometrie, die es uns ermöglichte, die Masse unseres Modells so exakt<br />
wie möglich zu bestimmten. Im Folgenden werden die einzelnen Schritte dieses Prozesses<br />
erläutert.<br />
9.1. Massenabschätzung<br />
Eine grobe Massenabschätzung erhalten wir nach dem Runterskalieren des Flugzeuges<br />
unter Berücksichtigung einer bestimmten Wandstärke des GFK in Inventor sowie durch<br />
Hinzuzählen der Massen der elektrischen Bauteile (wie vom Händler angegeben).<br />
9.2. Bestimmung der Referenzfläche<br />
Um eine erste, benötigte Referenzfläche zu bestimmen, haben wir, die durch das Runterskalieren<br />
erhaltene Fläche, für die erste Untersuchung des Modells in XFLR5 verwendet (siehe:<br />
9.3.3). Es stellte sich heraus, dass wir aufgrund anderer Strömungsverhältnisse und der<br />
vorgegebenen Anforderungen (siehe Kapitel 8) eine etwas größere Referenzfläche benötigen.<br />
Die Fläche ergibt sich aus der Auftriebsgleichung nach dem Einsetzen des geschätzten<br />
maximal erreichbaren Auftriebsbeiwertes bei Stallspeed und abgeschätzer Masse:<br />
m ∗ g<br />
Sref,geschätzt,Modell = =<br />
q ∗ CL,max<br />
1.225<br />
2<br />
1.3kg ∗ 9.81 m<br />
kg<br />
m 3 ∗ (5.55 m<br />
s 2<br />
s )2 ∗ 1.0<br />
= 0.676m2<br />
(9.1)<br />
Diese Referenzflügelfläche wäre verhältnismäßig groß gewesen. Wie in Kapitel 8 beschrie-<br />
angehoben werden. Da diese quadratisch im<br />
ben konnte die Stallspeed auf vS,0 = 11.11 m<br />
s<br />
Nenner in die Berechnung eingeht, ergab sich eine wesentlich kleinere benötigte Fläche von<br />
Sref,geschätzt,Modell = 0.169m2 .<br />
102
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
Massen [g]<br />
GFK 250<br />
Flügelaufnahmen 150<br />
Regler 40<br />
Servos 45<br />
Fahrwerk hinten 50<br />
Propeller 60<br />
Akku 290<br />
Motor 130<br />
Reifen 40<br />
Fahrwerk vorne 90<br />
Kabel 20<br />
Empfänger 35<br />
Sicherheit 100<br />
Gesamt: 1300<br />
Tabelle 9.1.: Massenabschätzung für das Modell<br />
9.3. Aerodynamische Betrachtung des Modells<br />
Die für das manntragende Flugzeug in Abschnitt 2.4 formulierten Anforderungen und<br />
Annahmen der aerodynamischen Auslegung gelten sinngemäß auch für das Modellflugzeug.<br />
Mit einer Masse von m = 1.3 kg und einer Referenzflügelfläche von Sref = 0.1996 m 2<br />
(Werte der Endkonfiguration, die sich im Laufe des Iterationsprozesses heraus bildeten)<br />
ergibt sich ein benötigter Auftriebsbeiwert für den Stallfall von cL,max,benötigt = 1.034<br />
sowie cL,Cruise,benötigt = 0.2909.<br />
9.3.1. Neutral- und Schwerpunktsberechnung<br />
Die Vorgehensweise zur Ermittlung des Neutralpunktes und der Schwerpunktslage entspricht<br />
der unter 2.4.4 beschriebenen.<br />
Tabelle 9.2 zeigt die für die Berechnung notwendigen Ausgangsdaten sowie die Quelle.<br />
Tabelle 9.3 die entsprechenden Ergebnisse.<br />
103
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
Formelzeichen Wert Quelle<br />
0.085 /�<br />
XFLR5<br />
∂CLw<br />
∂αw<br />
∂CLc<br />
∂αc<br />
∂εw<br />
∂α<br />
∂εc<br />
∂α<br />
ηc<br />
0.084 /�<br />
0<br />
0<br />
1<br />
XFLR5<br />
vereinfachende Annahme<br />
vereinfachende Annahme<br />
vereinfachende Annahme<br />
Kf 0.04 [Ray99, S. 498, Fig 16.14]<br />
Dfus 0.2806 ft durch Runterskalieren<br />
Lfus 1.4807 ft durch Runterskalieren<br />
∂αp<br />
∂α<br />
NB<br />
1<br />
3<br />
vereinfachende Annahme<br />
Propellerdaten<br />
Aprop 0.694 ft2 Propellerdaten<br />
∂cnBlade<br />
∂αp<br />
0.00043633 /rad [Ray99, S. 499, Fig. 16.15]<br />
f(t) 1 [Ray99, S. 500, Fig. 16.16]<br />
Sref 1.5 ft 2 9.2<br />
Sc<br />
Sref<br />
0.32119 aus XFLR5 durch Versuche<br />
¯xacw 1.2178 ft XFLR5<br />
¯xacc 0.0853 ft XFLR5<br />
¯xp 1.4807 ft durch Runterskalieren<br />
Tabelle 9.2.: Daten zur Berechnung der Schwerpunktslage<br />
Formelzeichen Wert<br />
xnp<br />
xc.g.hinten<br />
xc.g.vorne<br />
0.9205 ft = 280mm<br />
0.9 ft = 274mm<br />
0.88 ft = 268mm<br />
Tabelle 9.3.: Neutralpunkt und benötigte Schwerpunktslage<br />
Der berechnete Schwerpunkt stellt eine Grundlage für die Einstellwinkelberechnung sowie<br />
eine erste Schwerpunktseingabe in XFLR5 dar.<br />
9.3.2. Einstellwinkelberechnung<br />
Die Einstellwinkelberechnung ergibt sich analog zu dem unter 2.4.5 beschriebenen Verfahren.<br />
Die erste Tabelle zeigt die notwendigen Ausgangsdaten für die Berechnung (siehe 9.4).<br />
Die zweite Tabelle stellt danach die aus den oben genannten Berechnungen folgenden<br />
Ergebnisse dar.<br />
Die berechneten Winkel sind eine erste Richtgröße für die Eingabe in XFLR5 und dienen<br />
als Ausgangspunkt für die weitere Optimierung des Modells.<br />
104
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
Formelzeichen Wert Quelle<br />
CMw 0.047 XFLR5<br />
CMc −0.08 XFLR5<br />
α 0� geforderter<br />
α0w −5.6� XFLR5<br />
α0c −4.13� XFLR5<br />
W0 2.866 lb Schätzung aufgrund der Materialmenge und der Einbauten<br />
¯xc.g. 0.89 ft Mittlerer Schwerpunkt nach Tabelle 9.3<br />
Tabelle 9.4.: Daten zur Berechnung der Einbauwinkel<br />
Formelzeichen Wert<br />
iw<br />
ic<br />
−1.0�<br />
1.15�<br />
Abbildung 9.1.: Benötigte Einbauwinkel<br />
9.3.3. Aerodynamische Optimierung mit XFLR5<br />
Nachdem nun die Geometrie des großen Flugzeuges feststand, widmeten wir uns der Runterskalierung<br />
auf die Modellgeometrie. Unsere feststehende Randbedingung war dabei die<br />
Spannweite des Modells von 1.2m. Dies ergab einen Skalierungsfaktor von 0.122 bei einer<br />
Spannweite des großen Flugzeugs von 9.8m. Mit diesem skalierten wir die einzelnen<br />
Teile des Modells Flügel, Canard, Seitenruder und Rumpf auf unsere neuen Maße mittels<br />
XFLR5 runter. Danach mussten lediglich noch die Einbaustellen der einzelnen Teile mithilfe<br />
dieses Faktors berechnet werden. Als nächstes simulierten wir das Modell (analog zu<br />
2.4.3).<br />
Hierbei fiel auf, dass der Momentenbeiwertsverlauf sich stark verändert und ins Negative<br />
absackt. Außerdem war das CLmax für 20km/h praktisch nicht zu erreichen - nur<br />
mit absolut nicht fliegbaren Momentenverläufen. Daraus resultierte die nun bei 40km/h<br />
liegende Stallspeed. Die Veränderung des Nickmomentenbeiwertverlaufs liegt an anderen<br />
Strömungseffekten durch die wesentlich kleineren Flächen. Außerdem enthält die Strömung<br />
wesentlich weniger Energie, was sich in kleineren Reynoldszahlen niederschlägt.<br />
Um dies aufzufangen, versuchten wir die Einbauwinkel, die Verwindung der Flügel sowie<br />
die des Canards und die Schwerpunktslage anzupassen. Die Problematik bestand (wie<br />
schon in 2.4.9) darin, dass wir für einen entsprechenden Verlauf des Nickmomentenbeiwerts<br />
den Canard mit einem entsprechend größeren Einstellwinkel versehen mussten oder<br />
alternativ die Flügel mit einem kleineren. Dadurch erreichte man jedoch bei Stallgeschwindigkeit<br />
nicht mehr den nötigen Anstellwinkel, da die Strömung am Canard vorzeitig abriss<br />
oder der Flügel nicht mehr genügend Auftrieb generierte. Nun kann man iterativ ein Optimum<br />
erreichen, indem man versucht einen möglichst hohen Anstellwinkel im Stall zu<br />
erreichen, da dies den größten Einfluss auf ein erreichbares CLmax hat. Hier ergeben sich<br />
dann meistens größere CLmax Werte als nötig und man kann so den Einstellwinkel des<br />
Flügels verringern oder die Verwindung anpassen um somit den Verlauf der CM über α<br />
Kurve zu verbessern. Es ergab sich jedoch, dass wir entweder den gewünschten Nickmomentenbeiwertverlauf<br />
oder das CLmax erreichten. Hieraus resultierte, dass wir den Flügel,<br />
105
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
den Canard oder den Hebel der Kraft durch Verlängerung des Rumpfes und Verlegung des<br />
Schwerpunktes soweit vergrößerten, bis die oben beschriebene Iteration funktionierte und<br />
wir das gewünschte CLmax sowie den Nickmomentenbeiwertverlauf erreichten.<br />
Nach dem letzten Iterationsschritt gab es zwei unterschiedliche Ergebnisse. Ein Modell<br />
mit einem größeren Canard sowie ein zweites mit einem größeren und anders verwundenen<br />
Flügel und einer geringeren Pfeilung. Das <strong>SIMCON</strong>-Team einigte sich auf das Modell mit<br />
der größeren Flügelfläche.<br />
Als Resultat kann die gewünschte Maßstabstreue nicht mehr in Gänze eingehalten werden.<br />
Insgesamt vergrößerte sich die Flügelfläche im Verhältnis zum maßstabsgetreuen Flugzeug<br />
um 17.2%, die Canardfläche hingegen verkleinerte sich um 22.3%, die Pfeilung veränderte<br />
sich von 16.2� auf 11.2�, der Rumpf wurde um 5.8% verlängert und der Schwerpunkt<br />
um 4% nach hinten verschoben. Die Anbaupunkte des Flügels sowie des Canards wurden<br />
leicht nach oben versetzt und der Abstand zwischen ihnen wurde leicht erhöht. Außerdem<br />
wurde die Verwindung über den gesamten Flügel von 11� auf 9.8� geändert. Des weiteren<br />
wurden die Profile verändert ,sodass wir nun für den Canard das NACA 4412 verwenden.<br />
Für den Flügel bleibt das Profil NACA 2415 bestehen. In den folgenden Grafiken ist<br />
die endgültige Konfiguration des Modells zu erkennen. Die genauen Abmaße sind den<br />
beiliegenden technischen Zeichnungen zu entnehmen.<br />
Abbildung 9.2.: Cruise Einstellung des Models<br />
In der obigen Abbildung ist zu sehen, dass wir ein cL,Cruise,benötigt = 0.2909 erreichen. Mit<br />
diesem CLcruiseergibt sich eine Cruisegeschwindigkeit von 21 m/s oder 75.6 km/h.<br />
106
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
Abbildung 9.3.: Cm über αim Cruise<br />
Mit den so erhaltenen Nickmomentenbeiwertverläufen gehen wir davon aus, dass das Flugzeug<br />
stabil genug mit einem Momentenbeiwertanstieg von dCm<br />
dα<br />
fliegt.<br />
−0.1 = 10�<br />
−0.01 = 1�<br />
0.573 → rad<br />
Abbildung 9.4.: Clmax bei Stallgeschwindigkeit<br />
Diese Abbildung stellt die Stallkonfiguration dar. Es ist zu sehen, dass das benötigte<br />
cL,max,benötigt = 1.034 erreicht wird.<br />
107
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
Abbildung 9.5.: Cm über α im Stall<br />
Der Nickmomentenbeiwertverlauf liegt durchgehend im positiven Bereich. Dies ist eine<br />
Vorraussetzung um den Strömungsabriss zu erreichen (siehe 2.4).<br />
Mit den sich ergebenden Werten bauten wir zur Überprüfung der Berechnungen ein einfaches<br />
Balsaholzmodell, was erfreulicherweise sehr gut flog und vor allem auch gute Richtungsund<br />
Querstabilitätseigenschaften zeigte.<br />
108
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
9.4. Festigkeitsnachweis Holm<br />
Abbildung 9.6.: Balsaholzmodell des <strong>Drake</strong><br />
Damit unser Modellflugzeug auch in der Praxis besteht und nicht im Flug auseinanderbricht<br />
muss nachgewiesen werden, dass die Tragflächen ein Vielfaches des Eigengewichtes<br />
tragen können. Die tragende Funktion übernehmen dabei zum einen ein zweiteiliger Holm<br />
und zum anderen der Verbund aus EPS-Schaum und GFK. Zum vereinfachten Nachweis<br />
wird nur der Holm betrachtet und dieser so ausgelegt, dass er allein ausreicht um das<br />
Flugzeug bei dem geforderten Lastvielfachen n = 3 immer noch zu tragen. Betrachtet<br />
man einen der beiden Flügelholme mechanisch, handelt es sich hierbei um einen einseitig<br />
eingespannten Balken, der aufgrund der am Flügel wirkenden Auftriebskraft mit einer<br />
Biegelast beaufschlagt wird.<br />
Holm<br />
Abbildung 9.7.: Holm vereinfacht mechanisch betrachtet<br />
Die Auftriebskraft muss ausreichen, um das Flugzeuggewicht zu tragen. Auf einen Flügel<br />
übertragen bedeutet das, dass die Auftriebskraft die auf einen Flügel wirkt, der Hälfte<br />
F<br />
109
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
H<br />
B<br />
z s<br />
z max<br />
Abbildung 9.8.: Holmquerschnitte<br />
des n-fachen der Gewichtskraft entspricht. In Wirklichkeit besteht diese Auftriebskraft<br />
aus einer Auftriebsverteilung über der gesamten Spannweite, da jedoch der reale Festigkeitsnachweis<br />
mit zusätzlichen Gewichten auf dem Rumpf durchgeführt wird, wobei das<br />
Flugzeug mit seinen Tragflächen auf zwei Böcken steht, die bei 2<br />
3 der Flügellänge untergestellt<br />
sind, entspricht diese vereinfachte punktförmige Last eher der realen Festigkeitsprobe<br />
vor dem Erstflug. Eine solche punktförmige Kraft bewirkt auch ein größeres Biegemoment<br />
an der Flügelwurzel als eine über die Fläche integrierte Kraftverteilung.<br />
Aufgrund der Biegelast entsteht im Holm, wie schon erwähnt, eine Biegespannung, die<br />
kleiner als die maximal mögliche Biegespannung σmax des Materials für den Holm bleiben<br />
muss.<br />
σmax ≧ M<br />
∗ zmax<br />
Ixx<br />
(9.2)<br />
Anders betrachtet können wir also bei gegebener maximaler Biegespannung σmax über das<br />
Flächenträgheitsmoment die Abmaße unseres Holmquerschnitts berechnen. Dieser besteht<br />
aus zwei Kiefernholzlatten mit rechteckigen Querschnitt, von denen einer an der Flügeloberseite<br />
und der andere an der Flügelunterseite bei etwa einem Viertel der Profiltiefe<br />
liegt.<br />
Damit ergibt sich das gesamte Flächenträgheitsmoment Ixx,ges aus der Summe der einzelnen<br />
Flächenträgheitsmomente für die Holmquerschnitte Ixx und der Verschiebung nach<br />
dem Satz von Steiner Ixx,s. Das Flächenträgheitsmoment eines rechteckigen Holmquerschnitts:<br />
Ixx =<br />
b ∗ h3<br />
12<br />
(9.3)<br />
Die Verschiebung des Querschnitts von der neutralen Faser zur Ober-/Unterseite der Tragfläche:<br />
Ixx,s = z 2 s ∗ A = z 2 s ∗ b ∗ h (9.4)<br />
Da die Holmquerschnitte symmetrisch zur neutralen Faser sind, ergibt sich das gesamte<br />
110
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
Flächenträgsheitsmoment wie folgt:<br />
�<br />
b ∗ h3 Ixx,ges = 2 ∗<br />
12 + z2 �<br />
s ∗ b ∗ h<br />
Nun fehlen aus Formel 9.2 noch das Biegemoment M.<br />
(9.5)<br />
Das maximale Biegemoment entsteht an der Flügelwurzel, also mit größtmöglichen Abstand<br />
zur Auftriebskraft:<br />
M = 2<br />
∗ l ∗ F (9.6)<br />
3<br />
Wobei die Auftriebskraft F der Hälfte des n-fachen der Gewichtskraft entspricht: F =<br />
∗ n ∗ m ∗ g<br />
1<br />
2<br />
Zuletzt muss nur noch alles in Formel 9.2 eingesetzt und nach h aufgelöst werden. Folgende<br />
Werte wurden hierzu verwendet:<br />
� g = 9, 81 N<br />
kg<br />
� m = 1, 3kg<br />
� n = 3<br />
� l = 0, 670m<br />
�<br />
2<br />
� zmax 3 ∗ l� = 0, 0148m<br />
� b = 2 ∗ h (Um einen doppelt so breiten, wie hohen Holmquerschnitt zu bekommen)<br />
� σmax = σKiefer = 80 N<br />
mm 2<br />
Die Berechnung mit MATLAB führt zu folgenden Ergebnis:<br />
h = 1, 4098mm<br />
b = 2, 8196mm<br />
Diese ungeraden Maße sind natürlich so nicht im Handel zu bekommen. Weiterhin ist<br />
noch keine weiteren Sicherheiten mit in die Berechnung mit eingeflossen. Deswegen haben<br />
wir uns für einen 2x5mm 2 Holmquerschnitt entschieden, da man einen solchen Holm im<br />
Modellfachhandel erwerben kann. Dank der größeren Abmaße erlangen wir damit auch<br />
noch eine zusätzliche Sicherheit von 2,4.<br />
Die Festigkeit muss nun allerdings auch noch für unsere Flügelverbindung nachgewiesen<br />
werden. Als Verbindungsstück haben wir uns für einen Kohlestab entschieden, da dieser<br />
ein hohe Festigkeit bei geringem Gewicht verspricht. Die Berechnung des nötigen Durchmessers<br />
erfolgt analog zur Berechnung des Holmes. Nun haben es wir allerdings mit einem<br />
runden Querschnitt zu tun der genau auf der neutralen Faser liegt, wodurch das Steiner’sche<br />
Moment wegfällt.<br />
Ixx = π<br />
∗ r4<br />
4<br />
(9.7)<br />
111
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
Auch die Kraft wirkt nun an anderer Stelle und zwar am Ende des Kohlestabes, wodurch<br />
sich auch das Biegemoment ändert.<br />
M = 1<br />
∗ n ∗ m ∗ g ∗ l (9.8)<br />
2<br />
Hieraus ergeben sich neue Werte zur Berechnung nach Formel 9.2. Diese sind:<br />
� zmax = r<br />
� l = 0, 1625m<br />
� σmax = σCF K = 600 N<br />
mm 2<br />
Formel 9.2 aufgelöst nach dem Radius r ergibt nun:<br />
r = 1, 8755mm<br />
Auch in diesem Fall haben wir uns für einen größeren Querschnitt mit aufgerundeten Maß<br />
entschieden: d = 5mm. Damit erreichen wir ein zusätzliche Sicherheit von über 2,3. Zudem<br />
verwenden wir zwei solcher Kohlestabverbindungen mit gewissen Abstand zueinander um<br />
ein Verdrehen der Tragfläche zu verhindern.<br />
9.5. Materialwahl<br />
Anhand der Marktanalyse 1.2 war schnell klar, dass glasfaserverstärkter Kunststoff das<br />
gefragteste Material für den manntragenden <strong>Drake</strong> wäre. Um das Modell auch im Material<br />
so weit es geht an das manntragende Flugzeug anzupassen, entschieden wir uns, möglichst<br />
viel mit GFK und Styropor zu bauen. Im Rumpf wollen wir noch etwas Balsaholz (evtl.<br />
durch GFK verstärkt) als Spanten verwenden. Aus Gewichtsgründen versuchen wir jedoch,<br />
den Anteil so gering wie möglich zu halten.<br />
Da wir die Flügel und den Canard mit einer Positivform bauen wollen, werden wir sie<br />
mit Hilfe einer computergestützten Styroporschneidemaschine aus Styropor vorfertigen<br />
und anschließend mit Glasfilamentgewebe (25 g/m 2 ) laminieren. Der Styroporkern soll<br />
in Flügel und Canard enthalten bleiben, um die Stabilität zu erhöhen, den Bowdenzug<br />
zur Ansteuerung der Seitenruder in den Leitwerken zu führen sowie die Querruderservos,<br />
Holme und Messingrohre (siehe 9.6.3) für die Verbindung zum Rumpf aufzunehmen.<br />
Da wir die beiden GFK-Bauweisen verwenden und kennen lernen wollten sowie aufgrund<br />
der komplexen Form des Rumpfes, entschieden wir uns diesen aus einer Negativform mittels<br />
Schalenbauweise aus zwei Hälften zu fertigen. Hierfür werden wir erst jeweils eine Schale<br />
mittels CAD und Styroporschneidemaschine aus Styrodur fertigen. Gegenüber Styropor<br />
ist Styrodur fester und lässt sich so präziser schneiden. Dadurch werden die Konstruktionsabweichungen<br />
minimiert, welche besonders bei einem Bau mit einer Negativform auftreten<br />
können. Anschließend werden die beiden Styrodurhälften mit C-Glasfaservlies (30 g/m 2 )<br />
laminiert, um daraus die Negativformen zu erhalten. Diese werden mit einem Grundierwachs<br />
bedeckt, um die Formen später voneinander trennen zu können und anschließend<br />
mit Glasfilamentgewebe (85 g/m 2 ) ausgelegt und laminiert. Nach dem Herauslösen der<br />
Schalen werden die Grundplatte und einige Spanten eingebaut sowie die Hälften mit dem<br />
112
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
gleichen Gewebe zum fertigen Rumpf zusammengefügt. Anschließend wird der Rumpf noch<br />
durch einige weitere Spanten verstärkt und es werden die Aufnahmen für Akku, Regler,<br />
Empfänger und Motor eingebaut. Zum Schluss werden Holme und Kohlestäbe montiert,<br />
um die Flügel und den Canard aufzunehmen.<br />
Aufgrund des Festigkeitsnachweises in 9.4 haben wir uns dazu entschieden, Kiefernstäbe<br />
als Flügelholme zu verwenden. Im Hauptflügel wird jeweils ein Holm fest mit der Oberund<br />
Unterseite der Flügelstruktur verbunden, um die Stabilität innerhalb des Flügels zu<br />
gewährleisten und entstehende Kräfte und Momente aufzunehmen.<br />
Als Verbindung zum Rumpf verwenden wir Kohlestäbe, auf die die Messingrohre im Flügel<br />
geschoben werden, um das Biegemoment am Flügel-Rumpf-Übergang aufzunehmen. Der<br />
Werkstoff Kohlefaser im Allgemeinen zeichnet sich durch eine hohe Festigkeit bei geringem<br />
Gewicht aus. Wir verbauen am Hauptflügel zwei Kohlestäbe, einen bei 25% und einen bei<br />
75% Flügeltiefe, wobei beide auf der Profilsehne angeordnet sind. Im Canard wird nur<br />
ein Kohlestab verbaut sein, der gleichzeitig als Verbindung und Holm dient. Um eine<br />
Verdrehung des Canards auf dem Kohlestab zu verhindern, verbauen wir zwischen Rumpf<br />
und Canard auf jeder Seite jeweils einen kurzen Stahlstift bei ca. 75% Profiltiefe.<br />
Beim Bugfahrwerk haben wir uns dazu entschieden, möglich realitätsnah zu konstruieren<br />
und auch den Luftwiderstand des Modells weitestgehend zu verringern, indem wir ein Einziehfahrwerk<br />
einbauen. Für das Hauptfahrwerk haben wir uns dazu entschlossen es selbst<br />
zu konstruieren, da wir kein geeignetes Fahrwerk fanden, das unseren Design-, Massenund<br />
Festigkeitsvorstellungen entsprach. Daher werden wir ein leichtes, stabiles und realitätsnahes<br />
Hauptfahrwerk aus GFK konstruieren und bauen, um ein sicheres Starten und<br />
Landen bei möglichst geringer Masse und geringem aerodynamischen Widerstand zu gewährleisten.<br />
Nach verschiedenen Überlegungen und Konfigurationsberechnungen haben wir uns für<br />
einen 10x5 Propeller entschieden, der zwar im Verhältnis etwas größer als der Originale ist,<br />
jedoch aufgrund seiner geringen Steigung einen sicheren Schub bei langsamen Geschwindigkeiten,<br />
insbesondere bei Start und Landung liefert. Des Weiteren spricht der bessere<br />
Wirkungsgrad, bedingt durch den geringeren Schlupf, für einen Propeller mit kleiner Steigung.<br />
Zwar reduziert die geringe Steigung die maximale Fluggeschwindigkeit, jedoch ist<br />
diese bei diesem Erstflug nur von sekundärer Bedeutung und es ist möglich, später den<br />
Propeller, eventuell sogar zusammen mit dem Motor, zu tauschen und andere Konfigurationen<br />
am Modell zu erproben.<br />
Die in Abbildung 9.9 aufgeführten Artikel bestellten wir in China. Darüber hinaus kauften<br />
wir folgendes, noch fehlendes Material im Modellfachhandel und sowie im Baumarkt:<br />
Harz und Glasfasermatten, Bowdenzüge, Servokabel, Kohlestäbe, Messinghülsen, Styropor,<br />
Balsaholz und einige weitere Kleinteile.<br />
113
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
Abbildung 9.9.: Bestellliste Elektronik Modell<br />
Für die Festlegung des Antriebes und der elektronischen Bauteile haben wir das Programm<br />
propCalc verwendet, welches uns, ausgehend von unserem angenommenen Gewicht, eine<br />
bis auf ca. 10% genaue Leistungsabschätzung berechnet hat.<br />
Da wir zu Beginn von einer Masse von m = 1300g ausgegangen sind, haben wir den<br />
Antrieb für ein entsprechendes Schub-Gewichts-Verhältnis von circa 1 ausgelegt. Somit<br />
hätte man stets einen Schubüberschuss garantiert, um einen möglichst sicheren Erstflug<br />
des Modells zu erreichen.<br />
Da zusätzlich 10 Minuten Mindestflugzeit gefordert waren, musste auch ein entsprechender<br />
Akku gefunden werden, der nicht zu schwer ist, jedoch auch zu den Leistungsanforderungen<br />
der elektronischen Bauteile, wie Motor, Regler, Servos und Empfänger, passt.<br />
Auf den folgenden zwei Bildern sind die Leistungsdaten des Modells berechnet, die bis auf<br />
den Akku, der 3000mAh statt 3300mAh liefern wird, im Modell Verwendung finden.<br />
Abbildung 9.10.: Berechnungsgrundlagen des Modells mit propCalc<br />
114
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
Abbildung 9.11.: Grafik der Motorcharakteristik des Modells (aus propCalc)<br />
Kurz vor Fertigstellung dieses Konstruktionsberichtes führten wir auf einem Prüfstand<br />
einen Testlauf zur Messung der tatsächlichen Leistung der Motorkonfiguration durch. Die<br />
Ergebnisse zeigten, dass die Abweichung mancher Leistungsdaten des Programmes größer<br />
waren als erwartet.<br />
Die Messungen und Berechnungen beruhen auf folgender Antriebskonfiguration:<br />
� Motor: Turnigy 2836-1000<br />
� Propeller: Master Airscrew 3-Blatt 10x5 Pusher<br />
� Regler: Turnigy Sentry 40A<br />
� Akku: Turnigy 3000mAh 35C/45C 3S<br />
Folgende Werte wurden beim Testlauf auf dem Prüfstand gemessen:<br />
� Drehzahl: n = 9650 U<br />
min<br />
� Schub: T = 24 N →≈ 2450g<br />
� Drehmoment: M = 200 Nmm<br />
� Spannung: U = 11 V<br />
� Strom: I = 28 A<br />
Mit folgenden Berechnungen wurden die Leistungen, der Wirkungsgrad und die neuen<br />
Flugzeiten bei Vollgas und im Durchschnitt bestimmt:<br />
Pmechanisch,gemessen = M ∗<br />
Pelektrisch,gemessen = U ∗ I = 11 V ∗ 28 A = 308 W (9.9)<br />
2 ∗ π ∗ n<br />
60<br />
= 0, 2 Nm ∗<br />
2 ∗ π ∗ 9650 U<br />
min<br />
60<br />
= 202 W (9.10)<br />
115
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
ηgemessen = Pmech,gemessen<br />
Pelek,gemessen<br />
= 202 W<br />
308 W<br />
= 0, 656 ⇒ 65.6% (9.11)<br />
Mit der Annahme, dass ein LiPo-Akku, um eine hohe Lebensdauer zu erzielen, nur bis zu<br />
80% leer geflogen wird, ergeben sich folgende Rechnungen zur Bestimmung der Flugzeiten<br />
aus den gemessenen Werten:<br />
tvollgas =<br />
0.8 ∗ 3 Ah ∗ 60 min<br />
h<br />
28 A<br />
= 5.14 min (9.12)<br />
Unter Annahme einer durchschnittlichen Stromaufnahme von 50% der Stromaufnahme bei<br />
Vollgas, da ein signifikanter Leistungsüberschuss vorhanden und kein Kunstflug geplant<br />
ist, so ergibt sich folgende durchschnittliche Flugzeit:<br />
tdurchschnitt =<br />
0.8 ∗ 3 Ah ∗ 60 min<br />
h<br />
0.5 ∗ 28 A<br />
Kennwert berechnet (mit propCalc) erreicht<br />
T 1471g 2450g<br />
Pel 295W 308W<br />
Pmech 228W 202W<br />
η 77.4% 65.5%<br />
tvollgas 7.47min 5.14min<br />
tdurchschnitt 12.69min 10.29min<br />
= 10.29 min (9.13)<br />
Tabelle 9.5.: Gegenüberstellung von berechneten und erreichten Motorkennwerten<br />
Die etwas geringeren Flugzeiten entstehen dadurch, dass man in dem Motorenkonfigurationsprogramm<br />
propCalc nur mit einem Akku mit einer Kapazität von 3,3Ah rechnen<br />
konnte und nicht mit dem bei der Messung verwendeten 3Ah Akku. Da die gemessene<br />
Stromaufnahme von der berechneten Stromaufnahme nur um 6% abweicht, entsprechen<br />
die Werte in etwa den erwarteten Flugzeiten und erfüllen so die Anforderungen. Vorausgesetzt,<br />
das Modell erreicht die angestrebte Masse von maximal m = 1300g, ergibt sich<br />
ein Schub-Gewichts-Verhältnis von circa 1,88.<br />
Zusammenfassend lässt sich sagen, dass eine Motorkonfiguration möglich gewesen wäre,<br />
die weniger Schub liefert und somit eine geringere Masse und kleinere Abmaße gehabt<br />
hätte, wenn das Motorenberechnungsprogramm genauer gewesen wäre oder man einen<br />
Prüfstandslauf wesentlich früher durchgeführt hätte. So hätten wir die Ergebnisse noch in<br />
die Entwicklung des Flugzeugdesigns einfließen lassen können.<br />
9.6. Detailkonstruktion<br />
Nachdem wir die Aerodynamik unseres Modells analysiert und optimiert hatten, uns auf<br />
Materialien festgelegt und den Holm berechnet sowie die Masse des fertigen Modells abge-<br />
116
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
schätzt haben war es nun an der Zeit, sich Gedanken zu machen über die genaue Konstruktion<br />
einiger Verbindungen und die Ansteuerung der Steuerflächen. Dabei ging es spätestens<br />
ab diesem Schritt natürlich nicht mehr darum, den Original-<strong>Drake</strong> möglichst genau nachzubauen,<br />
sondern vielmehr darum, für alle Details eine möglichst effektive, simple und<br />
sichere Lösung zu finden, welche mit den uns zu Verfügung stehenden Mitteln (im Hinblick<br />
auf Werkzeuge und Materialien, aber auch auf finanzielle Aspekte) realisiert werden<br />
konnte.<br />
9.6.1. Konstruktion des Rumpfes<br />
Da wir den Rumpf in Schalenbauweise mit zwei miteinander zu verklebenden Schalen in<br />
Negativbauweise bauen wollen, bedarf dieser einigem Mehraufwand. Den Rumpf in einer<br />
Bauskizze darzustellen und dann per Hand aus Styropor auszuschneiden ist nicht praktikabel.<br />
Wir entschieden uns daher dazu, in Inventor in der entsprechenden Datei für den<br />
Rumpf aus diesem einzelne Rippen in geringem Abstand zueinander herauszuschneiden.<br />
Diese werden wir (als .dfx-Datei) mit Hilfe der Styroporschneidemaschine aus Styrodur<br />
ausschneiden und dann aus diesen einzelnen, geschliffenen und verspachtelten (um eine<br />
glatte Oberfläche zu erreichen) Styrodurrippen eine Positivform zusammenfügen. Diese<br />
Positivform wird mit GFK abgeformt, laminiert und wiederum geschliffen und verspachtelt,<br />
sodass wir eine in zwei Hälften geteilte Negativform erhalten und mit dieser schließlich<br />
den Rumpf in GFK-Bauweise bauen können.<br />
9.6.2. Positionierung des Hauptfahrwerks<br />
Die Positionierung des Hauptfahrwerks ist ein entscheidender Faktor dafür, dass das Modell<br />
beim Startvorgang vom Boden abheben kann. Ist das Hauptfahrwerk zu weit hinten<br />
angeordnet, dann bleibt selbst bei voll gezogenen Höhenruder die Nase am Boden. Ist das<br />
Hauptfahrwerk zu weit vorne, dann ist die Last auf dem Bugfahrwerk zu gering und das<br />
Modell kann leicht nach hinten kippen. Daher hielten wir es für sinnvoll diese Positionierung<br />
mit einer Überschlagsrechnung zu untermauern. Hierfür sind folgende Kräfte und<br />
Momente entscheidend.<br />
117
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
M =q⋅c m⋅S ref⋅MAC<br />
F μ=μ⋅( F g−L)<br />
F g=m⋅g− L<br />
Abbildung 9.12.: Momentenhaushalt Rollen<br />
Wir haben daher die Momentengleichung aufgestellt:<br />
0 = M + Fschub · zMotor − Fµ · zF ahrwerk + Fg · (xSchwerpunkt − xF ahrwerk) (9.14)<br />
Durch Auflösen dieser Gleichgewichtsbedingung nach xF ahrwerk ermitteln wir die Fahrwerksposition,<br />
bei der man die Flugzeugnase bei gegebenen Bedingungen gerade noch<br />
anheben kann. Hierfür haben wir folgende Annahmen getroffen:<br />
� Rollreibungskoeffizient 1 µ = 0, 1<br />
� Startschub des Motors FSchub = 22 N 2<br />
� Momentenbeiwert cM = 0, 25 (Der Momentenbeiwert stammt aus der Simulation<br />
von XFLR5 mit voll gezogenen Höhenruder)<br />
� Abhebegeschwindigkeit vstall = 40 km/h<br />
Für die Abhebegeschwindigkeit haben wir die Stallspeed gewählt, trotzdem die Geschwindigkeit<br />
des sicheren Steigens mindestens VStall · 1, 2 beträgt, da das Flugzeug während des<br />
Rotationsvorgangs noch weiter beschleunigt. Des Weiteren ist ein Sicherheitspuffer wünschenswert,<br />
falls man von einer rauen Oberfläche startet, deren Rollreibkoeffizient größer<br />
ist als der von uns angenommene. Das Ergebnis unserer Rechnung ist (xSchwerpunkt −<br />
xF ahrwerk) = 13mm. Für den Startschub haben wir deutlich mehr als den ursprünglich<br />
berechneten Startschub angenommen, da wir zwischenzeitlich unseren Motor, zusammen<br />
mit dem Propeller auf dem Schubmessstand hatten und dieser gezeigt hat, dass der Startschub<br />
deutlich höher ist, als gedacht.<br />
1 geschätzt für Rasen<br />
2 gemessener maximaler Standschub unter Berücksichtigung der Tatsache, dass man nicht bei vollem Schub<br />
startet<br />
F schub<br />
118
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
9.6.3. Verbindung von Flügeln und Rumpf<br />
Parallel dazu machten wir uns Gedanken über die Befestigung der Flügel am Rumpf, da<br />
diese Verbindung das Herzstück des Fliegers darstellt. Hier werden später sämtliche aerodynamischen<br />
Kräfte der Flügel an den Rest des Fliegers übertragen, sodass die Verbindung<br />
eine hohe Stabilität aufweisen muss. Wir verglichen die im Modellbau gebräuchlichsten<br />
Verbindungsarten und machten uns Gedanken über zahlreiche Verfahren. Die Entscheidung<br />
fiel auf eine Befestigung mit Hilfe von zwei Steckverbindung pro Flügel, welche wie<br />
folgt gestaltet werden soll: In den massiven Styroporkern der Flügel werden jeweils zwei<br />
Messinghülsen eingelassen, so dass diese fest im Styroporkern verankert sind. Im Rumpf<br />
werden dann quer zur Längsachse des Flugzeuges in ausreichendem Abstand zueinander<br />
zwei Kohlefaserstäbe befestigt. Die Anbringung der Flügel erfolgt dann, indem die Kohlestäbe<br />
in die Messinghülsen eingeführt und die Flügel zusätzlich an den in die Rumpfschale<br />
integrierten Flügelansätzen durch Klebeband fixiert werden. Die Biege- und Drehmomente<br />
werden durch die Rohr-Stabverbindungen aufgenommen und eine Verwindung der Flügel<br />
gegenüber des Rumpfes ist durch die Verwendung zweier Verbindungen ausgeschlossen.<br />
Für die Verbindung wählten wir Kohlefaserstäbe mit 5 mm Dicke und Messinghülsen mit<br />
einem Durchmesser von 6 mm. Im Gegensatz dazu entschieden wir uns bei der Verbindung<br />
von Canard und Rumpf dafür, den Kohlefaserstab ohne Messinghülse im Styroporkern des<br />
Canards festzukleben. Beim Canard wird allerdings eine Stab-Verbindung ausreichen, die<br />
Aufnahme der verdrehenden Momente wird daher ein zusätzlicher dünner Bolzen in einigem<br />
Abstand zum Kohlestab leisten.<br />
Abbildung 9.13.: Flügel-Rumpf-Verbindung<br />
119
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
9.6.4. Befestigung der Seitenleitwerke<br />
Für die Befestigung der Seitenleitwerke an den Enden der beiden Flächen gab es zunächst<br />
verschiedene Ideen. Eine Steckverbindung, wie die oben unter 9.6.3 erwähnte, wurde ebenso<br />
in Erwägung gezogen wie ein Ankleben des fertigen Seitenleitwerks an die fertige Fläche<br />
oder die Fertigung eines durchgehenden Styroporblockes für Flügel und Seitenleitwerk<br />
sowie die anschließende Laminierung des gesamten Stückes. Wir entschieden uns schließlich<br />
für eine Kombination der beiden letzteren Varianten. Da es uns am einfachsten schien,<br />
den Flügel als Ganzes aus einem Block Styropor zu schneiden und das Seitenleitwerk<br />
separat, werden diese beiden Komponenten erst nach dem Ausschneiden verklebt und<br />
dann als ein Gesamtstück mit einer GFK-Haut laminiert. Diese Verbindungsart hat den<br />
Vorteil zusätzliches Gewicht zu sparen, welches bei Verwendung einer Steckverbindung<br />
hätte berücksichtigt werden müssen. Außerdem wird es uns so möglich sein, die Verbindung<br />
von Flügelaußenkante zum Seitenleitwerk beim Laminieren durch die Verwendung von<br />
etwas mehr Harz und entsprechendem Füllmaterial (Microballoons 3 ) “smooth”, also als<br />
fließende, glatte Verbindung ohne Ecken oder Kanten zu gestalten.<br />
9.6.5. Ansteuerung der Canardruderfläche<br />
Für die Ansteuerung der Canardruderfläche gab es ebenfalls viele verschiedene Ideen. Die<br />
im Modellbau klassischerweise verwendete Verbindung mittels Servo in der Fläche (in<br />
diesem Fall also im Canard) und einem Hebelarmausleger zum Ruder hin erschien uns aus<br />
zwei Gründen nicht praktikabel: Erstens wollten wir, wenn möglich, mit nur einem Servo<br />
auskommen und diesen in den Rumpf statt in die Fläche legen, da zweitens durch das flache<br />
Profil des Canards der vorhandene Platz in diesem für einen Servo äußerst knapp bemessen<br />
gewesen wäre. Daher entschieden wir uns dafür, durch einen Servo im Rumpfvorderteil<br />
eine quer zum Rumpf liegende und in der Rumpfhülle in zwei Punkten gelagerte Stange<br />
anzusteuern, welche dann nach außen durch den Canard läuft und schließlich mit dem<br />
Ruder auf dessen gesamter Breite verbunden ist.<br />
Dabei muss an dieser Stelle angemerkt werden, dass dieser Ansteuerungsmethode die geometrische<br />
Verwindung des Canards im Wege stand. Durch die Verwindung hätte die durchgehende<br />
Stange gebogen sein müssen und eine lineare Ansteuerung wäre nicht mehr möglich<br />
gewesen. Daher entschieden wir uns dazu, die Verwindung des Canards, welche ohnehin<br />
nur 0.9� beträgt, zu vernachlässigen - in XFLR5 gelang es uns durch diese Verwindung<br />
die geforderten Werte zu erreichen, aber wir gingen an dieser Stelle davon aus, dass in der<br />
Realität erstens die Aerodynamik nicht exakt jener in XFLR5 entspricht und zweitens die<br />
Veränderungen im aerodynamischen Verhalten durch Vernachlässigung der Verwindung<br />
marginal sein würden. Durch diese Vereinfachung konnten wir mit einer Umsetzung der<br />
Ruderansteuerung wie oben beschrieben ausgehen.<br />
9.6.6. Ansteuerung der Quer- und Seitenruder<br />
Bei der Ansteuerung der Querruder entschieden wir uns für die konventionelle Methode,<br />
bei der zwei Servos im Flügel jeweils direkt vor dem Ruder sitzen und dieses über einen<br />
kurzen Hebel ansteuern. Weil die Querruder am äußeren Flügelende positioniert werden<br />
3 sehr kleine und leichte Glashohlkugeln<br />
120
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
Figure 9.14.: Canardruderfläche mit durchgehender Stange zum Ansteuern<br />
sollten und das Profil an dieser Stelle nur ein geringe Dicke aufweist, wählten wir besonders<br />
schmale Servos. Eine Herausforderung war es, die konstruktive Gestaltung des<br />
Servoeinbaus zu entwerfen, da es natürlich nicht möglich war, diesen in eine Aussparung<br />
im Styropor einzulassen und dann ohne zusätzliche Abdeckung “überzulaminieren”. Zur<br />
Lösung des Problems sahen wie vor, an der entsprechenden Stelle ein Stück des Flügels<br />
mit den Abmaßen des Servos aus dem Styropor herauszuschneiden (bzw. quasi “herauszustanzen”).<br />
In diese Aussparung kann dann der Servo eingesetzt und oben und unten mit<br />
einer Scheibe Styropor als “Deckel” versehen werden. Dadurch erhalten wir erneut eine die<br />
ursprüngliche Flügeloberfläche. Diese kann im Anschluss komplett überlaminiert werden.<br />
Die Ansteuerung der Seitenruder wiederum wollen wir mit nur einem Servo realisieren.<br />
Dies spart zusätzliches Gewicht. Zudem wäre es äußerst schwierig geworden, in den dünnen<br />
Flügelspitzen oder dem nicht dickeren Seitenleitwerksprofil einen Servo zu platzieren. Der<br />
Servo wird über zwei Hebel mit je einem Bowdenzug, welcher in den Flügeln vom Rumpf bis<br />
zu den Leitwerken verlaufen soll, die Ruder jeweils in die gleiche Richtung ausschlagen. Das<br />
äußere Ende des Bowdenzuges wird dabei in einer Kurve mit möglichst großem Radius von<br />
der Flügelvorderkante bis zum hinteren Ende des jeweiligen äußeren Flügelendes geführt<br />
werden und tritt dort dann aus dem Flügel aus. Die verbleibende Strecke zum Hebel des<br />
Ruders ist dann besonders kurz, um ein Abknicken des Steuergestänges zu vermeiden.<br />
9.6.7. Elektrische Systeme<br />
Auch über die Lage der elektronischen Komponenten im Flugzeug machten wir uns einige<br />
grundlegende Gedanken. So sahen wir z.B. für die Aufnahme des Akkus im Rumpf eine<br />
Halterung aus glasfaserverstärktem Balsaholz vor, ebenso für die beiden Servos, welche<br />
für die Ansteuerung der Seitenruder und der Höhenruder zuständig sind. Den Regler platzieren<br />
wir so dicht wie möglich am Motor um starke Wechselströme zwischen Regler und<br />
Motor und damit eine Quelle für Störungen des Empfängers zu vermeiden. Für das Antennenkabel<br />
schließlich sehen wir eine Anbringung außen am Rumpf vor, um eine möglichst<br />
hohe Empfangsqualität zu gewährleisten.<br />
121
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
9.6.8. Weiterführende Überlegungen<br />
Wie bereits in 2.3 erwähnt, gibt es bei der Auslegung eines Flugzeuges in Canardkonfigurationen<br />
einige konfigurationsspezifische Besonderheiten und Probleme, die es konstruktionstechnisch<br />
zu lösen galt. Durch die nötige Pfeilung des Flügels - um eine genügende<br />
Richtungs- und Querstabilität zu erreichen - müssen an der Verbindung zwischen Flügel<br />
und Rumpf starke Torsionsmomente aufgenommen werden. Durch die oben erwähnte Verbindungskonstruktion,<br />
bestehend aus zwei Messinghülsen und zwei in diese eingreifenden<br />
Kohlefaserstäbe, können diese Momente ohne Probleme aufgenommen werden.<br />
Eine weitere Herausforderung stellt zudem die Motorlüftung dar. Folglich sahen wir Aussparungen<br />
am hinteren Rumpfende für Lüftungseinlässe auch bei der Modellkonstruktion<br />
vor, die weiterhin das Modell an das manntragende Flugzeug (geometrisch und designtechnisch)<br />
anpassen.<br />
Der Notwendigkeit einer ausreichenden Bodenfreiheit des Propellers begegneten wie durch<br />
eine entsprechende Positionierung und Dimensionierung des Hauptfahrwerkes. Dabei ist<br />
bei dem Modell eine im Verhältnis sehr viel größere Bodenfreiheit (und folglich ein größeres<br />
Fahrwerk) nötig, da der Propeller im Verhältnis zu jenem des manntragenden Flugzeuges<br />
einen sehr viel größeren Durchmesser aufweist.<br />
9.7. Präzise Massenabschätzung für das Modell<br />
Für eine genauere Massenabschätzung für das Modellflugzeug haben wir die Massen der<br />
von uns eingebauten Teile durch Wiegen genau bestimmt und auf das Gramm nach oben<br />
gerundet. Die Massen von Flugzeugzelle und Hauptfahrwerk erhalten wir aus dem Inventor<br />
CAD-Modell. Da wir alle mit der Bauweise noch keine Erfahrung gemacht haben, geben<br />
wir noch eine Sicherheit dazu.<br />
122
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
Teil Masse [g]<br />
Flugzeugzelle und Fahrwerk<br />
Rumpf inkl. Spanten und Innenausbau 130<br />
Tragflächen 2 ∗ 65<br />
Canard 2 ∗ 8<br />
einziehbares Bugfahrwerk 55<br />
Hauptfahrwerk 35<br />
Räder 3 ∗ 8<br />
Elektronik<br />
Motor 93.2<br />
3-Blatt-Propeller 27.5<br />
Regler 50.7<br />
Akku 277.5<br />
Servos SR, HR* 2 ∗ 16<br />
Servos QR 2 ∗ 12.5<br />
Empfänger 8.8<br />
2 m Servokabel 26<br />
Ruderanlenkung und Tragflächenanbindung<br />
Bowdenzüge 2 ∗ 14<br />
Steuerstangen QR 2 ∗ 2.5<br />
Gewindehülsen und Gabelköpfe 3 ∗ 1.8<br />
Kohlestäbe für Haupttragfläche 2 ∗ 14.5<br />
Kohlestab für Canard 15<br />
Sicherheitszugaben<br />
Ungenauer Bau 30<br />
Verklebungen 50<br />
Spachtelmasse 100<br />
Gesamtmasse 1193<br />
Tabelle 9.6.: Genaue Masse des Modellflugzeuges<br />
*SR: Seitenruder, QR: Querruder, HR: Höhenruder bzw. Ruder des Canard<br />
Zum Vergleich haben wir das Modell in Inventor inkl. aller Einbauten zusammengesetzt,<br />
die Masse aus dem Programm abgelesen, die selbe Sicherheit hinzugezählt und schließlich<br />
eine Gesamtmasse von 995g + 180g = 1175g erhalten. Der Wert ist etwa 1.5% kleiner<br />
als der aus Tabelle 9.6, wobei diese geringe Abweichung nochmals unsere Berechnung<br />
bestätigt.<br />
Vorausgesetzt, wir erreichen beim Bau exakt diese etwa 100g geringere Abflugmasse, ergibt<br />
sich:<br />
� ein neues Schub-Gewichtsverhältnis: T<br />
W<br />
� eine neue Stallspeed: vstall = 37.8 km<br />
h<br />
= 2450g<br />
1193g<br />
= 2.05<br />
123
<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
9.8. Datenblatt des Modells<br />
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<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong>, Modell<br />
Spannweite Flügel 1.34m<br />
Flügelfläche 0.1631m2 Spannweite Canard 0.5m<br />
Länge 0.477m<br />
vs,0<br />
40km/h<br />
vcruise<br />
75.6km/h<br />
MTOM 1.3kg<br />
Flächenbelastung 7.97kg/m2 Motorisierung Turnigy 2836-1000 (0.3kW )<br />
Akku 3000mAh LiPo<br />
Endurance 10min (vgl:9.13)<br />
Tabelle 9.7.: Datenblatt <strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong>, Modell<br />
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<strong>SIMCON</strong> - <strong>Drake</strong><br />
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Abbildung 9.15.: Drei-Seiten-Ansicht, Modell<br />
124<br />
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<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE<br />
Zusammenfassend lässt sich sagen, dass wir die in Kapitel 8 gennanten Anforderungen<br />
einhalten:<br />
� Das Modellflugzeug wird weitgehend maßstabsgetreu gebaut und ist somit besonders<br />
gut für die Vorbereitung zum Bau des manntragenden <strong>Drake</strong> geeignet. Die ähnliche<br />
Bauweise, die eine Einarbeitung in die Verwendung von GFK als Werkstoff für das<br />
manntragende Flugzeug ermöglicht, ist gegeben.<br />
� Das geforderte Lastvielfache von n = 3 wurde (rechnerisch) mit einer deutlichen<br />
Sicherheit von 2.4 erreicht (siehe 9.4).<br />
� Der geforderte Wert für das Schub-Gewichts-Verhältnis wurde mit einem Wert von<br />
2.05 (mit der präzisen Massenabschätzung) ebenfalls rechnerisch erreicht. Außerdem<br />
wurde auch die geforderte Endurance erfüllt (siehe 9.5).<br />
� Das Budget von 200� wurde vollkommen ausgeschöpft.<br />
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<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> KAPITEL 10. AUSBLICK<br />
10. Ausblick<br />
Zusammenfassend lässt sich sagen, dass wir durch dieses Projekt bereits zum jetzigen<br />
Zeitpunkt viel über den Flugzeugbau sowie die damit zusammenhängenden Probleme und<br />
Herausforderungen gelernt haben. Dabei hat uns in Teilen die Komplexität des Zusammenspiels<br />
der verschiedenen Teilbereiche bei einem solchen Vorhaben überrascht. Es wurde<br />
deutlich, wie viel Arbeit schon in den Entwurf eines solchen, vergleichsweise kleinen Flugzeugs<br />
gesteckt werden muss. Nun können wir erahnen, wie hoch komplex die Planung und<br />
Konstruktion eines Verkehrsflugzeuges ist und wie viel Erfahrung in dieser Art von Flugzeugen<br />
steckt. Wir konnten während des Entwicklungsprozesses des Flugzeugs sehr schön<br />
sehen, wie es immer mehr Form annahm und wie wir uns immer mehr der endgültigen<br />
Form näherten, die alle Vorgaben erfüllt. Natürlich war dies auch mit Phasen verbunden,<br />
in denen wir das Gefühl hatten, auf der Stelle zu treten. Im Laufe des Prozesses wurde<br />
uns allerdings klar, dass auch dies ein Teil der Iteration ist. In der Folge waren dann die<br />
Fortschritte und daraus resultierenden Ergebnisse jeweils umso schöner.<br />
Derzeit ist der Bau des Modells in Fertigstellung. Im Zuge des Baus haben wir uns mit<br />
den Werkstoffen und deren Verarbeitung vertraut gemacht. Wir konnten für einige der<br />
auftretenden Herausforderungen innovative Lösungen finden. Am 09. Februar 2012 werden<br />
wir mit dem Modell die Flugerprobung starten. Falls dies gewünscht ist, können wir dem<br />
Entscheidungsgremium oder der Wintertagung der <strong>OUV</strong> das Modell präsentieren.<br />
Wir freuen uns schon sehr darauf, zu sehen, wie der <strong>Drake</strong> seine Schwingen ausbreitet und<br />
sich in den Himmel erhebt!<br />
Abbildung 10.1.: Der <strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> (Modell) erhebt sich in den Himmel<br />
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<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> Literaturverzeichnis<br />
Literaturverzeichnis<br />
[Age03a] Agency, European Aviation S.: Certification Specifications for Normal, Utility,<br />
Aerobatic, and Commuter Category Aeroplanes CS 23. 11 2003<br />
[Age03b] Agency, European Aviation S.: Certification Specifications for Very Light Aeroplanes.<br />
11 2003<br />
[Age11] Agency, European Aviation S.: Certification Specifications for Light Sport Aeroplanes<br />
CS-LSA. 06 2011<br />
[BP10a] BRP-Powertrain: Betriebshandbuch fuer Rotax Motor Type 912 SERIE. 2,<br />
April 2010<br />
[BP10b] BRP-Powertrain: Einbauhandbuch fuer Rotax Type 912 SERIE, 2010<br />
[Buc11] Buchholz, Prof. Dr.-Ing. J. J.: Vorlesungsmanuskript Regelungstechnik und<br />
Flugregler. 03 2011<br />
[LBA03] LBA, Luftfahrt B.: Lufttuechtigkeitsforderungen fuer aerodynamisch gesteuerte<br />
Ultraleichtflugzeuge. 01 2003. – veroeffentlicht in den NfL II 17/03<br />
[Lev92] Levy, David W.: AIAA 92-0284 Prediction of Average Downwash Gradient<br />
for Canard Configurations / University of Michigan, Department of Aerospace<br />
Engineering. 1992. – Forschungsbericht<br />
[<strong>OUV</strong>11] <strong>OUV</strong>, Oskar Ursinus V.: Flugzeug-Design-Wettbewerb 2011<br />
http://www.ouv.de/ouv/wp-content/themes/awake/styles/ouv/pdf/ designwettbewerb2011.pdf<br />
(16.10.2011, 18:47 MEZ), 2011<br />
[Ray99] Raymer, Daniel P. ; Przemieniecki, John S. (Hrsg.): Aircraft Design: A Conceptual<br />
Approach (Third Edition). American Institute of Aeronautics and Astronautics<br />
(AIAA) - Education Series, 1999 (ISBN: 1-56347-281-0)<br />
[RL97] Roskam, Dr. J. ; Lan, Dr. Chuan-Tau E.: Airplane Aerodynamics and Performance.<br />
DARcorporation, 1997<br />
[Ros03] Roskam, Jan: Airplane flight dynamics and automatic flight controls. DARcorporation,<br />
2003<br />
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<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> Abbildungsverzeichnis<br />
Abbildungsverzeichnis<br />
0.1. Aufbau der <strong>Dokumentation</strong> . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6<br />
0.2. <strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8<br />
0.3. Ablaufschema der Konzeptionsphase . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10<br />
1.1. Marktanalyse: Flugzeuggeometrie (201 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . . . . 13<br />
1.2. Marktanalyse: Akzeptanz der Canard-Konfiguration (201 Teilnehmer) . . . 13<br />
1.3. Marktanalyse: Material (198 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14<br />
1.4. Marktanalyse: Flugzeugart (196 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . . . . . . . 15<br />
1.5. Marktanalyse: Zulassungsart (195 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . . . . . . 16<br />
1.6. Marktanalyse: Preisrahmen (195 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . . . . . . . 17<br />
1.7. Marktanalyse: Flugeigenschaften (194 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . . . . 17<br />
1.8. Marktanalyse: Weitere Flugzeugeigenschaften (193 Teilnehmer) . . . . . . . 18<br />
1.9. Einsatzprofil . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19<br />
2.1. Erste Skizzen möglicher Flugzeuggeometrien . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22<br />
2.2. Erreichbarer Steiggradient G in Abhängigkeit der Flächenbelastung W<br />
S . . .<br />
2.3. Skizze unterschiedlicher Canardkonfigurationen . . . . . . . . . . . . . . . .<br />
28<br />
31<br />
2.4. <strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> Logo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 32<br />
2.5. Up- und Downwash an Canard und Hauptflügel . . . . . . . . . . . . . . . 32<br />
2.6. Momentenbilanz am Canard . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39<br />
2.7. Benötigte Einbauwinkel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43<br />
2.8. Screenshot des MATLAB Tools zur Berechnung von<br />
Abflugmasse, Flügelfläche, Einbauwinkeln und Schwerpunktslage . . . . . . 44<br />
2.9. Erster Entwurf des <strong>Drake</strong> . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 45<br />
2.10. Einstellung des Flugzeuges im Cruise . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 47<br />
2.11. CLmaxbei Stallgeschwindigkeit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 48<br />
2.12. <strong>Drake</strong> im Best Glide . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 49<br />
2.13. Momentenverläufe . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51<br />
2.14. Nickgeschwindigkeit bei Anstellwinkelschwingung . . . . . . . . . . . . . . . 52<br />
2.15. Vertikalgeschwindigkeit bei Anstellwinkelschwingung . . . . . . . . . . . . . 52<br />
2.16. Nickwinkel bei Anstellwinkelschwingung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 53<br />
2.17. Nickgeschwindigkeit bei Phygoidenschwingung . . . . . . . . . . . . . . . . 53<br />
2.18. Vertikalgeschwindigkeit bei Phygoidenschwingung . . . . . . . . . . . . . . . 54<br />
2.19. Nickwinkel bei Phygoidenschwingung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 54<br />
2.20. Polverteilung der Längsstabilität . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55<br />
2.21. Rollgeschwindigkeit bei zusätzlicher, lateraler Strömungskomponente . . . . 56<br />
2.22. Giergeschwidigkeit bei zusätzlicher, lateraler Strömungskomponente . . . . 56<br />
2.23. Laterale Geschwindigkeit bei zusätzlicher, lateraler Strömungskomponente . 57<br />
2.24. Rollwinkel bei zusätzlicher, lateraler Strömungskomponente . . . . . . . . . 57<br />
2.25. Polverteilung der lateralen Stabilität . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 58<br />
2.26. Reaktion auf ausgeschlagenes Querruder (Schräglage) . . . . . . . . . . . . 63<br />
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<strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> Abbildungsverzeichnis<br />
2.27. Reaktion auf ausgeschlagenes Querruder (Rollrate) . . . . . . . . . . . . . . 63<br />
2.28. Maximale Rollrate in Abhängikeit der Geschwindigkeit . . . . . . . . . . . . 63<br />
3.1. Schubdiagramm für Maximum Continous Power (MCP), ALT: 0 MSL . . . 66<br />
3.2. Leistungsdiagramm für Maximum Continous Power (MCP), ALT: 0 MSL . 66<br />
3.3. Schubdiagramm für Maximum Continous Power (MCP), ALT: 4500 MSL . 67<br />
3.4. Leistungsdiagramm für Maximum Continous Power (MCP), Cruising ALT:<br />
4500 MSL . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 67<br />
3.5. Startrollstrecke in Abhängigkeit von Zuladung und Wind (vgl. Startstrecke.m) 68<br />
3.6. V-n- Diagramm maximale Abflugmasse . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 71<br />
3.7. V-n-Diagramm Mindestgewicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 71<br />
4.1. Befestigung des Rotax 912 am Motorträger laut Einbauhandbuch [BP10b] . 76<br />
4.2. Cockpitansicht: Instrumentierung, Schalter und Hebel . . . . . . . . . . . . 78<br />
4.3. Steuerungsskizze Seitenansicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 80<br />
4.4. Steuerungsskizze Draufsicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 80<br />
4.5. Steuerungsskizze ISO Ansicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 81<br />
4.6. Schema des Kraftstoffsystems nach ROTAX Einbauhandbuch ([BP10b]) . . 82<br />
4.7. Schema des Schmiersystems nach ROTAX Einbauhandbuch . . . . . . . . . 83<br />
4.8. Schema des Kühlsystems nach ROTAX Einbauhandbuch . . . . . . . . . . . 84<br />
4.9. Schaltplan des elektrischen Systems nach ROTAX Einbauhandbuch . . . . 85<br />
5.1. Massen-Schwerpunkts-Diagramm . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 88<br />
5.2. Einzelmassen und Schwerpunkt . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 89<br />
7.1. Dreiseitenansicht <strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 97<br />
7.2. Ablaufschema der Entwicklungsphase des Modellflugzeuges . . . . . . . . . 99<br />
9.1. Benötigte Einbauwinkel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 105<br />
9.2. Cruise Einstellung des Models . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 106<br />
9.3. Cm über αim Cruise . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 107<br />
9.4. Clmax bei Stallgeschwindigkeit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 107<br />
9.5. Cm über α im Stall . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 108<br />
9.6. Balsaholzmodell des <strong>Drake</strong> . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109<br />
9.7. Holm vereinfacht mechanisch betrachtet . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109<br />
9.8. Holmquerschnitte . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 110<br />
9.9. Bestellliste Elektronik Modell . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 114<br />
9.10. Berechnungsgrundlagen des Modells mit propCalc . . . . . . . . . . . . . . . 114<br />
9.11. Grafik der Motorcharakteristik des Modells (aus propCalc) . . . . . . . . . . 115<br />
9.12. Momentenhaushalt Rollen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 118<br />
9.13. Flügel-Rumpf-Verbindung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 119<br />
9.14. Canardruderfläche mit durchgehender Stange zum Ansteuern . . . . . . . . 121<br />
9.15. Drei-Seiten-Ansicht, Modell . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 124<br />
10.1. Der <strong>SIMCON</strong> <strong>Drake</strong> (Modell) erhebt sich in den Himmel . . . . . . . . . . . 126<br />
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