SIMCON Drake - Dokumentation - OUV

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Downwash des Canards mit der Änderung des Anstellwinkels des Flugzeuges (vgl.
2.3.2).
∂εc
= 1− ∂α beschreibt analog die Änderung des Anströmwinkels am Canard durch
den Upwash des Hauptflügels mit der Änderung des Anstellwinkels des Flugzeuges
(vgl. 2.3.2).
� ∂αc
∂α
≈ Kf ·D2 fus ·Lfus
beschreibt die Änderung des Rumpfmomentes mit der Ände-
¯c·Sref
rung des Anstellwinkels des Flugzeuges. (vgl. [Ray99, S. 496] )
� ∂CMfus
∂α
� ∂Fp
∂α ≈ q · NB · Aprop · ∂cnBlade · f(t) (vgl. [Ray99, S. 500])
∂αp
Mit der Definition eines Sicherheitsmaßes
s = ¯xnp − ¯xc.g. ≈ 0, 05 bis 0, 1 (2.17)
ergibt sich der Bereich, in welchem sich der Schwerpunkt bewegen sollte. Die hintere Grenze
garantiert die Stabilität des Flugzeuges, während die vordere Grenze die Steuerbarkeit
gewährleisten soll.
Um geeignete aerodynamische Eigenschaften zu erhalten, untersuchten wir wie bereits in
2.3 mehrere unterschiedliche Konfigurationen unseres Grobentwurfes. Dabei variierten wir
Faktoren wie Profilform, Flügelform und Position der Flügel, um mit den gewonnenen
Daten schließlich eine Abschätzung der benötigten Schwerpunktslage durchzuführen.
Dieser Prozess wurde so lange wiederholt, bis eine vielversprechende Konfiguration für die
weitere Optimierung (siehe 2.4.8) gefunden worden war. Tabelle 2.4 zeigt die endgültigen
Ausgangsdaten für die Berechnung sowie die entsprechende Quelle. Tabelle 2.5 zeigt die
gewonnenen Ergebnisse.
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