SIMCON Drake - Dokumentation - OUV
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<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 />
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