SIMCON Drake - Dokumentation - OUV
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<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 />
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