SIMCON Drake - Dokumentation - OUV
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<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 />
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