Flügelneutralpunkt

[Karl-Alfred_Roemer]

Hallo zusammen,

 

es gibt ja bekanntlich für jedes Tragflügelprofil einen Punkt, an dem

das Drehmoment um diesen Punkt unabhängig ist, vom Anstellwinkel.

Diesen Punkt nennt man Neutralpunkt.

 

Dieser Punkt soll ungefähr bei 25% Profiltiefe liegen.

 

Was ich nicht verstehe:

Der Auftrieb steigt ja ungefähr proportional zum Anstellwinkel.

 

Wenn aber nun das Drehmoment konstant sein soll, dann muss

der Hebel so wandern, dass Hebel * Auftrieb konstant ist.

Was ich mir einfach nicht in den Kopf will :

1. Der Druckpunkt müsste irgendwie 1/alpa wandern.

2. Bei 0 Grad Anstellwinkel wird kein Auftrieb erzeugt. Also gibt es

kein Drehmoment. Und bei sehr kleinen Anstellwinkeln z.B. 0,1°

soll noch das volle Drehmoment anlegen?

Dann wäre bei 0° eine Unstetigkeitsstelle.

3.Bei sehr großen Anstellwinkeln reißt bekanntlich die Strömung

ab. Dadurch, dass die Strömung an der Profilhinterkante zuerst

abreißt, wandert der Druckpunkt zusätzlich nach vorne. Sollte eigentlich

sogar VOR den Neutralpunkt wandern können. (gefühlsmäßig)

Wenn man es noch weiter treibt, sollte der Druckpunkt wieder nach

hinten wandern, im Extremfall so , dass der Anstellwinkel 90° beträgt,

müsste der Druckpunkt also in Profilmitte liegen.

 

 

Wie genau bleibt das Drehmoment am Neutralpunkt konstant?

Ist das IMMER bei ALLEN Profilen der Fall? Wie genau?

Oder ist das nur eine Art Eselsbrücke?

 

:confused:

 

Was ich mir wünschen würde, wäre eine Graphik, in der man

die gemessene Lage des Druckpunktes vom Anstellwinkel ablesen

könnte. Am besten für irgendein krummes Profil.

 

Was spricht eigentlich dagegen, anstatt ein Cm0 eine Graphik des

Druckpunktverlaufes über den Anstellwinkel anzugeben?

Das hätte den Vorteil, dass man den Druckpunkt auch in

Extremanstellwinkeln, wie z.B. im oder nach dem Strömungsabriss

sehen könnte.

 

 

Danke für Eure Hilfe und viele Grüße

Karl

[polar]

Hi Karl

 

Du fragst grad ein wenig viel auf einmal. Ich werd mal ein paar Sachen beantworten, vielleicht hilft mir ja noch jemand :)

 

 

Dieser Punkt soll ungefähr bei 25% Profiltiefe liegen.

 

Ja, das stimmt, im Überschall liegt er dann bei 50%. Diese Änderung geschieht relativ abrupt und kann durch die Tragflächengeometrie (Pfeilung zB) ein wenig "sanfter" gestaltet werden.

 

 

 

Der Druckpunkt müsste irgendwie 1/alpa wandern.

 

Ja, der Druckpunkt wandert, es sei denn du hast ein druckpunktfestes Profil (symmetrische Profile sind druckpunktfest, dh NP = DP)

 

 

 

Bei 0 Grad Anstellwinkel wird kein Auftrieb erzeugt. Also gibt es

kein Drehmoment. Und bei sehr kleinen Anstellwinkeln z.B. 0,1°

soll noch das volle Drehmoment anlegen?

Dann wäre bei 0° eine Unstetigkeitsstelle.

 

Bei 0° kann schon Auftrieb erzeugt werden, ausser es ist ein symmetrisches Profil. Ausserdem kann auch bei Auftrieb Null ein Moment erzeugt werden! Wieso auch nicht, nennt sich dann Cm0. Daher keine Unstetigkeit.

 

 

 

Bei sehr großen Anstellwinkeln reißt bekanntlich die Strömung

ab. Dadurch, dass die Strömung an der Profilhinterkante zuerst

abreißt, wandert der Druckpunkt zusätzlich nach vorne. Sollte eigentlich

sogar VOR den Neutralpunkt wandern können. (gefühlsmäßig)

Wenn man es noch weiter treibt, sollte der Druckpunkt wieder nach

hinten wandern, im Extremfall so , dass der Anstellwinkel 90° beträgt,

müsste der Druckpunkt also in Profilmitte liegen.

 

Der Neutralpunkt war ursprünglich eigentlich nur für den linearen Auftriebsbereich gedacht und in dem Bereich kommt man dann auch experimentell und rechnerisch auf die 25%.

 

 

 

Wie genau bleibt das Drehmoment am Neutralpunkt konstant?

Ist das IMMER bei ALLEN Profilen der Fall? Wie genau?

Oder ist das nur eine Art Eselsbrücke?

 

Stimmt im linearen Bereich sehr genau, es gibt soweit ich weiss exotische Profilformen bei denen der Neutralpunkt nicht bei 25% liegt.

 

 

 

Was spricht eigentlich dagegen, anstatt ein Cm0 eine Graphik des

Druckpunktverlaufes über den Anstellwinkel anzugeben?

Das hätte den Vorteil, dass man den Druckpunkt auch in

Extremanstellwinkeln, wie z.B. im oder nach dem Strömungsabriss

sehen könnte.

 

Der wanderende Druckpunkt wird dir bei der Auslegung nur Ärger machen, ist für jedes Profil anders, hängt von der Geschwindigkeit ab, usw. Daher hat man den geometrisch festen Neutralpunkt eingeführt, dadurch wird vieles einfacher. zB Stabilitätsforderung : Schwerpunkt vor Neutralpunkt, oder die Berechnung Trimmung usw.

 

Im Bereich des Strömungsabrisses hast du ja eine instationäre Strömung, da macht es eh wenig sinn einen Druckpunkt anzugeben :)

 

Normal bekommst du von einem Profil/Flügel/Flugkörper ein Ca vs Alpha, Ca vs Cw und ein Cm vs Ca. Das charakterisiert dir dein Objekt longitudinal vollständig. Für lateral und direktional brauchst dann noch andere Plots.

 

 

So ich hoffe das hilft dir ein wenig. Wurde nun evtl ein wenig wirr :)

 

Gruss

 

Philippe

[Karl-Alfred_Roemer]

Hallo Philippe

 

Du fragst grad ein wenig viel auf einmal. Ich werd mal ein paar Sachen beantworten, vielleicht hilft mir ja noch jemand :)

 

Ja, das stimmt, im Überschall liegt er dann bei 50%. Diese Änderung geschieht relativ abrupt und kann durch die Tragflächengeometrie (Pfeilung zB) ein wenig "sanfter" gestaltet werden.

 

Eigentlich interessierte mich der Überschallbereich nicht soooo sehr, weil ich

eh nie in diesen Genuss kommen werde, aber das konntest du ja nicht wissen.

 

Aber jetzt hast du auch hier mein Interesse geweckt.

Wenn ich mir vorstelle, man beschleunigt mit einem Kampfflugzeug

in einer Steilkurve mit hohem Anstellwinkel (und damit vorn liegendem

Druckpunkt) von Unter- auf Überschall, dann muss das bestimmt ein heftiger

Lastwechsel hin zur Kopflastigkeit werden.

 

 

 

Ja, der Druckpunkt wandert, es sei denn du hast ein druckpunktfestes Profil (symmetrische Profile sind druckpunktfest, dh NP = DP)

 

Ja, das ist mir bekannt.

 

Bei 0° kann schon Auftrieb erzeugt werden, ausser es ist ein symmetrisches Profil. Ausserdem kann auch bei Auftrieb Null ein Moment erzeugt werden! Wieso auch nicht, nennt sich dann Cm0. Daher keine Unstetigkeit.

 

Aha!!! Das ist also der Knackpunkt! Ich bin fälschlicherweise davon ausgegangen,

dass bei Null Auftrieb auch Null Drehmoment vorliegen könne, weil ja keine

Auftriebskraft vorhanden sei.

 

 

Der Neutralpunkt war ursprünglich eigentlich nur für den linearen Auftriebsbereich gedacht und in dem Bereich kommt man dann auch experimentell und rechnerisch auf die 25%.

 

Also egal welches Profil man hat? Kann ich intuitiv kaum fassen.

 

Trotzdem hätte eine Graphik mit Druckpunkt über Anstellwinkel den Vorteil,

dass man auch sehen könnte, was im Stall passiert. Ich bin mal eine Stunde

mit dem UL Breezer geflogen und hatte heftig über das Abrissverhalten dieser

Maschine gestaunt: Keinerlei Abkipptendenzen, nur kräftig Nase runter und

automatisch fahrt aufnehmen. Ich kann mir das bis heute noch nicht richtig

erklären. Vielleicht wäre die Lösung die, dass der Druckpunkt schlagartig

von ganz vorne zur Mitte springt und dadurch die Kopflastigkeit entsteht,

bevor das Ding abkippen kann.

 

 

Stimmt im linearen Bereich sehr genau, es gibt soweit ich weiss exotische Profilformen bei denen der Neutralpunkt nicht bei 25% liegt.

 

Hm. Damit wäre obige Frage ja auch schon geklärt, aber trotzdem finde ich

das erstaunlich.

 

 

Der wanderende Druckpunkt wird dir bei der Auslegung nur Ärger machen, ist für jedes Profil anders, hängt von der Geschwindigkeit ab, usw. Daher hat man den geometrisch festen Neutralpunkt eingeführt, dadurch wird vieles einfacher. zB Stabilitätsforderung : Schwerpunkt vor Neutralpunkt, oder die Berechnung Trimmung usw.

 

Ach du dickes Ei!!! Ich dachte, die Lage des Druckpunktes wäre nur eine

Frage des Anstellwinkels, es sei denn, man fliegt mit sehr niedrigen Re-Zahlen

herum.

 

Im Bereich des Strömungsabrisses hast du ja eine instationäre Strömung, da macht es eh wenig sinn einen Druckpunkt anzugeben :)

 

Warum? Weil der Druckpunkt chaotisch hin und herwandert? Aber

trotzdem müsste es doch eine Tendenz geben, z.B. dass der Druckpunkt

in Richtung Flügelmitte strebt. Im Extremfall, dass z.B. der Anstellwinkel 90°

beträgt müsste er genau in der Mitte liegen.

 

Normal bekommst du von einem Profil/Flügel/Flugkörper ein Ca vs Alpha, Ca vs Cw und ein Cm vs Ca. Das charakterisiert dir dein Objekt longitudinal vollständig. Für lateral und direktional brauchst dann noch andere Plots.

 

Ja, dass das so sein soll habe ich verstanden, aber dass das wirklich so

IST, kann ich intuitiv einfach nicht nachvollziehen.

Gibt es nicht vielleicht doch irgendwo Plots mit der Druckpunktwanderung

in Abhängigkeit vom Anstellwinkel?

 

So ich hoffe das hilft dir ein wenig. Wurde nun evtl ein wenig wirr :)

 

Auf jeden Fall Danke für deine ausführliche Antwort und viele Grüße

Karl

[polar]

Hallo Karl

 

Ich schreib nochmal ein wenig was dazu :)

 

Wenn ich mir vorstelle, man beschleunigt mit einem Kampfflugzeug

in einer Steilkurve mit hohem Anstellwinkel (und damit vorn liegendem

Druckpunkt) von Unter- auf Überschall, dann muss das bestimmt ein heftiger

Lastwechsel hin zur Kopflastigkeit werden.

 

Ja, wobei wie gesagt, der Sprung kann ein wenig "smoother" gemacht werden mit entsprechender Tragflächengeometrie usw. Die Verschiebung führt noch zu einem weiteren Problem: Damit dein Flugzeug stabil ist muss der Schwerpunkt ja vor dem NP liegen. Somit hast dann im Überschall einen Neutralpunkt der zu weit hinter dem SP liegt und dein Flieger ist damit zu stabil und damit nicht agil/wendig genug. Daher sind die heuten Kampflugzeuge oft so ausgelegt, dass im Unterschall der NP vor dem SP liegt und der Computer stabilisiert das ganze. So nun aber genug von Überschall :)

 

 

 

 

Aha!!! Das ist also der Knackpunkt! Ich bin fälschlicherweise davon ausgegangen,

dass bei Null Auftrieb auch Null Drehmoment vorliegen könne, weil ja keine

Auftriebskraft vorhanden sei.

 

Kein Auftrieb <=> Summe der Kräfte = 0, also Kräftegelichgewicht. Aber du kannst sehr wohl ein Kräftegleichgewicht haben ohne dass ein Momentengleichgewicht herrscht.

 

Trotzdem hätte eine Graphik mit Druckpunkt über Anstellwinkel den Vorteil,

dass man auch sehen könnte, was im Stall passiert.

Ich bin mal eine Stunde

mit dem UL Breezer geflogen und hatte heftig über das Abrissverhalten dieser

Maschine gestaunt: Keinerlei Abkipptendenzen, nur kräftig Nase runter und

automatisch fahrt aufnehmen. Ich kann mir das bis heute noch nicht richtig

erklären. Vielleicht wäre die Lösung die, dass der Druckpunkt schlagartig

von ganz vorne zur Mitte springt und dadurch die Kopflastigkeit entsteht,

bevor das Ding abkippen kann.

 

Nein, meiner Meinung nach bringt dir so ein Plot nichts, die Charakteristik des Stalls hängt von mehr als nur der Druckpunktwanderung ab. Die Abkipptendenz kommt nur dadurch zu stande, dass an einem Flügel die Strömung früher abreisst als am andern (Fertigungstoleranzen, Böen, usw). Wie abrupt ein Flieger abreisst, hängt von dem Profil, Flügel, Turbulenzgeneratoren usw ab. Natürlich ists am besten wenn das Flugzeug zu Schütteln beginnt bevor in Stall kommst. Ist leider nicht immer so. Bei der C130J hatte man ein ganz übles Stall verhalten. Daher wurde ein sogenannter Stick-Shaker eingebaut, der vor dem Stall den Stick gerüttelt hat (bin mir nicht ganz sicher, aber ich dachte der PC12 hat auch einen Stickshaker oder Stick-pusher).

 

Der Druckpunkt beginnt übrigens schon viel vor dem Stall zu zittern, weil du lokale Ablösungen hast. Siehe dazu zB den Film weiter unten. Ein NACA0012 bei mittlerem Anstellwinkel das ich für meine Studienarbeit gerechnet habe.

 

 

http://www.imageaddicts.net/uploads/export5.swf

 

 

Ach du dickes Ei!!! Ich dachte, die Lage des Druckpunktes wäre nur eine

Frage des Anstellwinkels, es sei denn, man fliegt mit sehr niedrigen Re-Zahlen

herum.

 

Die Lage des Druckpunktes wird ja durch die Druckverteilung auf dem Profil bestimmt. Und die Druckverteilung hängt eben nicht nur von dem Anstellwinkel ab, da spielt zB auch die Grenzschicht (laminar/turbulent) eine Rolle.

 

 

Warum? Weil der Druckpunkt chaotisch hin und herwandert? Aber

trotzdem müsste es doch eine Tendenz geben, z.B. dass der Druckpunkt

in Richtung Flügelmitte strebt. Im Extremfall, dass z.B. der Anstellwinkel 90°

beträgt müsste er genau in der Mitte liegen.

 

Ja, der Druckpunkt wandert umher wenn sich Wirbel ablösen, somit schwierig in einem Plot darzustellen. Und bei deinem 90° Anstellwinkel wird er kaum in der Mitte liegen, da ja die Nase rund die Hinterkante scharf ist und daher ein asymmetrisches Strömungsbild bekommen wirst. Und selbst wenn die Nase und Hinterkante gleich wäre (zb einfach ne Platte), wird dein Druckpunkt hin und her wandern, da Wirbel periodisch und asymetrisch abschwimmen werden (muss nicht sein, aber kommt öfters vor). Such mal nach "Karman Vortex Street" Bildern bei google, wird zwar meist mit nem Zylinder gezeigt, kommt aber auch bei quer angeströmten Platten vor (und in geringem Masse auch bei Anstellten Profilen wie du bei dem oben erwähnten NACA0012 sehen kannst). Die Frequenz der abgehenden Wirbel ist abhänig von der Anströmgeschwindigkeit, der Geometrie und der Strouhalzahl die wiederum von der Re-Zahl Abhängt (s. zB http://de.wikipedia.org/wiki/Strouhal-Zahl). Du siehst also, einen Druckpunkt anzugeben wird da schwierig.

 

Diese Wirbel sind ein grosses Problem bei quer angeströmten Objekten, vor allem Zylindern. zB sind irgendwelche Masten/Antennen sowie zB die Nase von Kampfflugzeugen betroffen. Da die Frequenz ja variabel ist kann es sein, dass je nach Wind bei einem Mast die Frequenz mit der Eigenfrequenz des Mastes übereinstimmt was dann natürlich katastrophale Folgen hat, daher gibts an Masten oft auch Turbulenzgeneratoren. Bei Kampflugzeugen die bei hohen Anstellwinkeln fliegen hast das Problem, dass sich plötzlich ein Wirbel auf der einen Seite löst und du dann ein Giermoment bekommst, was bei hohen Anstellwinkeln unangenehm ist, das ist ein echtes Problem. Eine recht hübsche Lösung wurde bei der Gripen realisiert, ein kleiner Wirbelgenerator. Hab dir das mal auf einem Bild hervorgehoben.

 

 

 

 

Gruss

 

Philippe

[Volume]

Aha!!! Das ist also der Knackpunkt! Ich bin fälschlicherweise davon ausgegangen, dass bei Null Auftrieb auch Null Drehmoment vorliegen könne, weil ja keine Auftriebskraft vorhanden sei.

Das ist sogar der Doppelknackpunkt !

Was spricht eigentlich dagegen, anstatt ein Cm0 eine Graphik des

Druckpunktverlaufes über den Anstellwinkel anzugeben?

 

Wenn du nämlich bei Ca = 0 immer noch ein Cm0 <> 0 hast, dann liegt der Druckpunkt im Unendlichen. Deshalb macht es schonmal aus reinen Auftragungsgründen keinen Sinn, die Druckpunktlage über dem Anstellwinkel anzugeben.

 

Der Neutralpunkt war ursprünglich eigentlich nur für den linearen Auftriebsbereich gedacht und in dem Bereich kommt man dann auch experimentell und rechnerisch auf die 25%.

Genau genommen kommt man nur für dünne, ungewölbte Profile (die sogenannte "ebene Platte") bei reibungsfreier Strömung (und natürlich im Unterschall) auf 25%, bei allen anderen Konstellationen gibt es geringe Abweichungen. Alle Profilberechnungen mit der klassischen Theorie gehen davon aus, dass die Profilkontur so nahe an der ebenen Platte ist, dass man keinen großen Fehler macht, die Druckverteilung des realen Profils auf eine Ebene Platte anzuwenden.

Im Bereich von abgelöster Strömung kann man nix mehr berechnen, natürlich kann man noch Druckpunktlagen messen, aber sehr brauchbar ist das nicht, zumal die Daten im abgelösten Zustand sehr unreproduzierbar sind, viele Profile zeigen deutliche Hysteresen, und Re-Zahl etc. hat riesigen Einfluss.

 

Sobald Reibung dazu kommt und das Profil eine definierte Dicke hat, sorgt die Reibung an der Oberseite für ein Schwanzlastiges, die auf der Unterseite für ein Kopflastiges Moment. Viskos gerechnete Profile haben daher andere Druckpunktlagen durch das Widerstandsmoment. Das kommt natürlich insbesondere bei kleinen Re-Zahlen und kleinen Ca-Werten zum tragen, und diese Kombination tritt am Flugzeug kaum auf. Daher ist die Annahme mit den 25% auch bei reibungsbehaftetet Strömung noch akzeptabel.

 

Das nächste Problem, das alle Theoretiker vernachlässigen ist die Staupunktwanderung. Auch dieser Effekt verursacht zusammen mit der endlichen Dicke und dem endlichen (oder gar extrem großen) Nasenradius ein zusätzliches Moment des realen Profils im vergleich zur gerechneten ebenen Platte. Gerade im Nasenbereich treten extreme Druckgradienten auf (von Cp=1 am Staupunkt bis zu Cp < -6 nur knapp dahinter auf der Oberseite). In der Theorie treten die Spitzensöge und damit Spitzenkräfte auf einer ebenen auf, und tun sie das ganz vorne auf der Oberseite, verursachen sie einen nicht unerheblichen Schwanzlastigen Momentenanteil. Der zwangsweise bei positiven Ca immer auf der Profilunterseite liegende Staupunktbereich verursacht ebenfalls ein stark schwanzlastigen Momentenanteil. Bei realen Profilen ist jedoch die senkrecht auf der Kontur stehende Druckkraft im Bereich der Flügelnase nach vorne gerichtet, und macht kein Moment.

 

Aus all diesen Gründen wird man im Windkanal meist Neutralpunktlagen so zwischen 22% und 28% messen, sehr abhängig von vielen Parametern.

 

 

Gibt es nicht vielleicht doch irgendwo Plots mit der Druckpunktwanderung

in Abhängigkeit vom Anstellwinkel?

Grob angenähert kannst du Ca linear vom Anstellwinkel abhängig annehmen, und Cm konstant.

Bei Kenntniss von Ca0 und Cm0 solltest du den Plot mit Excel hinzaubern können.

Du wirst sehen, die größten Druckpunktwanderungen passieren bei kleinen Ca (mit dem Druckpunkt im unendlichen für Ca = 0).

 

Trotzdem hätte eine Graphik mit Druckpunkt über Anstellwinkel den Vorteil,

dass man auch sehen könnte, was im Stall passiert.

Hmnjein, viel sehen kannst du vermutlich nicht. Für den Stall (bzw. den Nickmomentenhaushalt im Stall) ist die Neutralpunktlage des Gesamtflugzeugs ausschlaggebend, und das d Ca / d alpha von Flügel und Leitwerk.

Nehmen wir vereinfachend an, du bist genau am Ca max des Hauptflügels, dann ist d Ca / d alpha des Hauptflügels Null (horizontale Tangente an der Ca-Alpha-Kurve), damit liegt der Flugzeugneutralpunkt im Höhenleitwerksneutralpunkt (Das Flugzeugmoment durch die Hauptflügelkraftänderung infolge von Anstellwinkeländerungen existiert nicht mehr). Bei weiterer Anstellwinkelerhöhung kippt das Flugzeug nach vorne ab.

 

Ein weiterer Nachteil bei der Betrachtung des Anstellwinkels ist der, dass er dich normalerweise gar nicht interresiert. Du kennst dein Flugzeuggewicht, damit kennst du deinen Auftrieb, und über den Staudruck auch den Auftriebsbeiwert. Der Anstellwinkel ist dir in dem Augenblick völlig egal.

Es ist einfach superpraktisch zum rechnen, wenn du diesen Auftrieb immer in einem festen Punkt annehmen kannst, und für den Momentenhaushalt folglich nur den konstanten Hauptflügelmomentenbeiwert gegenüber dem Leitwerk berechnen must. Du gest einfach davon aus, dass du den benötigen Leitwersauf- (oder Abtrieb) durch eine geschicke Kombination aus Anstell- und Höhenruderwinkel schon hinbekommst, kümmerst dich aber nicht um die genauen Werte.

 

Gruß

Ralf

[Karl-Alfred_Roemer]

Hallo Philppe

 

Ja, wobei wie gesagt, der Sprung kann ein wenig "smoother" gemacht werden mit

entsprechender Tragflächengeometrie usw. Die Verschiebung führt noch zu einem

weiteren Problem: Damit dein Flugzeug stabil ist muss der Schwerpunkt ja vor dem

NP liegen.

 

Vor dem Flügelneutralpunkt oder dem Flugzeugneutralpunkt?

 

Somit hast dann im Überschall einen Neutralpunkt der zu weit hinter

dem SP liegt und dein Flieger ist damit zu stabil und damit nicht agil/wendig genug.

 

Das war mir bis vor paar Monaten auch nicht klar. Ich dachte bis dahin immer,

das ein Flugzeug gar nicht stabil genug fliegen kann. Die Begründung dafür,

dass Stabilität (ich meine die statische Stabilität) zu groß sein könnte war SEIT

paar Monaten für mich die, dass dann das Ausschwingen bei einer Störung

zu heftig und zu lange wäre.

Aber das Argument mit der Agilität ist natürlich mindestens genauso gut.

 

Daher sind die heuten Kampflugzeuge oft so ausgelegt, dass im Unterschall der

NP vor dem SP liegt und der Computer stabilisiert das ganze. So nun aber genug

von Überschall :)

 

Ach DASS ist der Grund. Ich wusste zwar, dass man den Schwerpunkt aus

wendigkeitsgründen nach hinten verlegt und das Flugzeug instabil gemacht

hat, aber ich dachte, das wäre allgemein so. Jetzt , durch die Druckpunkt

wanderung nach hinten wird das erst RICHTIG einleuchtend. Das muss in

diesem Fall richtig viel ausmachen. !!!

 

Nein, meiner Meinung nach bringt dir so ein Plot nichts, die Charakteristik des

Stalls hängt von mehr als nur der Druckpunktwanderung ab. Die Abkipptendenz

kommt nur dadurch zu stande, dass an einem Flügel die Strömung früher abreisst

als am andern (Fertigungstoleranzen, Böen, usw). Wie abrupt ein Flieger abreisst,

hängt von dem Profil, Flügel, Turbulenzgeneratoren usw ab. Natürlich ists am

besten wenn das Flugzeug zu Schütteln beginnt bevor in Stall kommst. Ist leider

nicht immer so. Bei der C130J hatte man ein ganz übles Stall verhalten. Daher

wurde ein sogenannter Stick-Shaker eingebaut, der vor dem Stall den Stick

gerüttelt hat (bin mir nicht ganz sicher, aber ich dachte der PC12 hat auch einen

Stickshaker oder Stick-pusher).

 

Ist das Stallverhalten mit heutigen Mitteln (Dicke Rechner) oder sogar

algebraisch vorraussagbar? Oder erleben selbst gestandene Aerodynamiker

heute noch Überraschungen?

 

Könnte man, wenn man dein Wissen hat, einem Flugzeug bei genauer optischer

Betrachtung und vielleicht noch Kenntniss weniger im Handbuch zu erfahrener

Eckdaten (Profil, Schwerpunktlage, Flügel und Höhenleitwerksfläche, Abstand

Flügel zu Höhenruder) das Stallverhalten eines Flugzeuges halbwegs sicher

vorraussagen?

 

Der Druckpunkt beginnt übrigens schon viel vor dem Stall zu zittern, weil du lokale

Ablösungen hast. Siehe dazu zB den Film weiter unten. Ein NACA0012 bei

mittlerem Anstellwinkel das ich für meine Studienarbeit gerechnet habe.

 

 

http://www.imageaddicts.net/uploads/export5.swf

 

Eindrucksvoll!! Sowas hätte ich mir vielleicht MITTEN im Stall vorgestellt.

Dann ist auch klar, dass da alles mögliche zittert und vibriert.

Das arme Höhenruder, dass solche Wellen abkriegt !!

 

 

Die Lage des Druckpunktes wird ja durch die Druckverteilung auf dem Profil

bestimmt. Und die Druckverteilung hängt eben nicht nur von dem Anstellwinkel ab,

da spielt zB auch die Grenzschicht (laminar/turbulent) eine Rolle.

 

Ich vermute, du meinst, wenn die Re-Zahlen sehr klein sind. Habe mal was

im Modellbauforum irgendwo gelesen, dass ein Profil, welches in der Real-

Segelfliegerei sehr erfolgreich ist, im Modell sehr seltsame Eigenschaften

hätte. Das wurde dann mit den geringen Rezahlen begründet.

Kann das in der Realfliegerei eine merkbare Rolle spielen? (Mal abgesehen

von Segelflugzeugen mit extrem geringen Flügeltiefen im Außenbereich)

 

 

Ja, der Druckpunkt wandert umher wenn sich Wirbel ablösen, somit schwierig in einem Plot darzustellen.

 

Womit aber auch die Angabe eines Neutralpunktes genauso schwierig sein

sollte.

 

Und bei deinem 90° Anstellwinkel wird er kaum in der Mitte liegen, da ja

die Nase rund die Hinterkante scharf ist und daher ein asymmetrisches

Strömungsbild bekommen wirst. Und selbst wenn die Nase und Hinterkante gleich

wäre (zb einfach ne Platte), wird dein Druckpunkt hin und her wandern, da Wirbel

periodisch und asymetrisch abschwimmen werden (muss nicht sein, aber kommt

öfters vor). Such mal nach "Karman Vortex Street" Bildern bei google, wird zwar

meist mit nem Zylinder gezeigt, kommt aber auch bei quer angeströmten Platten

vor (und in geringem Masse auch bei Anstellten Profilen wie du bei dem oben

erwähnten NACA0012 sehen kannst). Die Frequenz der abgehenden Wirbel ist

abhänig von der Anströmgeschwindigkeit, der Geometrie und der Strouhalzahl die

wiederum von der Re-Zahl Abhängt (s. zB

http://de.wikipedia.org/wiki/Strouhal-Zahl). Du siehst also, einen

Druckpunkt anzugeben wird da schwierig.

 

Ua!!! Kaum sieht man Licht am Horizont, beginnt auch schon die nächste

Dämmerung.

 

Die Frequenz der abgehenden Wirbel ist abhänig von der Anströmgeschwindigkeit

 

Oh, interessant. Kann man damit auch erklären, dass Ruder ab einer bestimmten

Geschwindigkeit zu flattern beginnen? Vielleicht weil die Wirbel bei dieser

Geschwindigkeit genau in Resonanz zu den Rudern kommen?

 

Diese Wirbel sind ein grosses Problem bei quer angeströmten Objekten,

vor allem Zylindern. zB sind irgendwelche Masten/Antennen sowie zB die Nase von

Kampfflugzeugen betroffen. Da die Frequenz ja variabel ist kann es sein, dass je

nach Wind bei einem Mast die Frequenz mit der Eigenfrequenz des Mastes

übereinstimmt was dann natürlich katastrophale Folgen hat, daher gibts an

Masten oft auch Turbulenzgeneratoren. Bei Kampflugzeugen die bei hohen

Anstellwinkeln fliegen hast das Problem, dass sich plötzlich ein Wirbel auf der

einen Seite löst und du dann ein Giermoment bekommst, was bei hohen

Anstellwinkeln unangenehm ist, das ist ein echtes Problem. Eine recht hübsche

Lösung wurde bei der Gripen realisiert, ein kleiner Wirbelgenerator. Hab dir das

mal auf einem Bild hervorgehoben.

 

An was man alles denken muss!!! Ich wohne genau zwischen den Kontrollzonen

Spang-Dahlem und Büchel und kann manchmal F16 im langen Endanflug

beobachten. Die fliegen mit deutlich erhobener Nase ihren Gleitpfad ab.

Sogar bei turbulendem Wetter. Manchmal sieht man auch, wie die im Langsamflug

mit extremer Schräglage direkt vom sehr kurzen Gegenanflug ins Endteil eindrehen

und anschließend direkt mit gehobender Nase und trotzdem weit steiler als der

übliche Gleitpfad an die Bahn fliegen. Ich staune immer, mit was für Anstellwinkeln

die noch sicher fliegen können. Und jetzt erfahre ich, dass ausgerechnet diese

Situation gefährlich ist. Aber deine Erklärung ist einleuchtend. Die F16 haben sicher

auch solche aerodynamischen Tricks, die viel bewirken ohne großartig aufzufallen.

 

Sehr schönes Bild übrigens von der Saab.

 

Viele Grüße und vielen Dank

Karl

 

(Der jetzt wieder einiges Zeit braucht, um all das (auch Volumes Antwort unten)

zu verarbeiten.

[Karl-Alfred_Roemer]

Hallo Ralf :008:

 

Aha!!! Das ist also der Knackpunkt! Ich bin fälschlicherweise davon ausgegangen,

dass bei Null Auftrieb auch Null Drehmoment vorliegen könne, weil ja keine

Auftriebskraft vorhanden sei.

 

Das ist sogar der Doppelknackpunkt !

 

Wenn du nämlich bei Ca = 0 immer noch ein Cm0 <> 0 hast, dann liegt der

Druckpunkt im Unendlichen. Deshalb macht es schonmal aus reinen

Auftragungsgründen keinen Sinn, die Druckpunktlage über dem Anstellwinkel

anzugeben.

 

Und GENAU DAS war der Grund, warum mir die Sache mit dem Flügelneutralpunkt

einfach nicht in den Kopf wollte.

 

Der Druckpunkt kann ja nur zwischen Tragflächenvorder- und Hinterkante

sein. Aber er müßte, um ein konstantes Cm zu bekommen, bei sehr kleinen

Anstellwinkeln sehr weit HINTER der Tragfläche sein. Das wird erst dadurch

verständlich, dass Flügel auch bei Null-Auftrieb ein Drehmoment erzeugen.

 

Genau genommen kommt man nur für dünne, ungewölbte Profile (die sogenannte

"ebene Platte") bei reibungsfreier Strömung (und natürlich im Unterschall) auf

25%, bei allen anderen Konstellationen gibt es geringe Abweichungen. Alle

Profilberechnungen mit der klassischen Theorie gehen davon aus, dass die

Profilkontur so nahe an der ebenen Platte ist, dass man keinen großen Fehler

macht, die Druckverteilung des realen Profils auf eine Ebene Platte anzuwenden.

Im Bereich von abgelöster Strömung kann man nix mehr berechnen, natürlich kann

man noch Druckpunktlagen messen, aber sehr brauchbar ist das nicht, zumal die

Daten im abgelösten Zustand sehr unreproduzierbar sind, viele Profile zeigen

deutliche Hysteresen, und Re-Zahl etc. hat riesigen Einfluss.

 

Ah, Danke, das entspricht schon eher meiner Intuition. Bin ich also doch noch

nicht vollständig verblödet. :cool:

 

Sobald Reibung dazu kommt und das Profil eine definierte Dicke hat, sorgt die

Reibung an der Oberseite für ein Schwanzlastiges, die auf der Unterseite für ein

Kopflastiges Moment. Viskos gerechnete Profile haben daher andere

Druckpunktlagen durch das Widerstandsmoment. Das kommt natürlich

insbesondere bei kleinen Re-Zahlen und kleinen Ca-Werten zum tragen, und diese

Kombination tritt am Flugzeug kaum auf. Daher ist die Annahme mit den 25% auch

bei reibungsbehaftetet Strömung noch akzeptabel.

 

Einleuchtend. :cool:

 

Das nächste Problem, das alle Theoretiker vernachlässigen ist die

Staupunktwanderung. Auch dieser Effekt verursacht zusammen mit der endlichen

Dicke und dem endlichen (oder gar extrem großen) Nasenradius ein zusätzliches

Moment des realen Profils im vergleich zur gerechneten ebenen Platte. Gerade im

Nasenbereich treten extreme Druckgradienten auf (von Cp=1 am Staupunkt bis zu

Cp < -6 nur knapp dahinter auf der Oberseite). In der Theorie treten die

Spitzensöge und damit Spitzenkräfte auf einer ebenen auf, und tun sie das ganz

vorne auf der Oberseite, verursachen sie einen nicht unerheblichen

Schwanzlastigen Momentenanteil. Der zwangsweise bei positiven Ca immer auf

der Profilunterseite liegende Staupunktbereich verursacht ebenfalls ein stark

schwanzlastigen Momentenanteil. Bei realen Profilen ist jedoch die senkrecht auf

der Kontur stehende Druckkraft im Bereich der Flügelnase nach vorne gerichtet,

und macht kein Moment.

 

 

Muss ich mir in Ruhe durch den Kopf gehen lassen. Kann sein, dass ich dazu

in paar Tagen nochmal ein Rückfrägelchen hätte.

 

 

Aus all diesen Gründen wird man im Windkanal meist Neutralpunktlagen so

zwischen 22% und 28% messen, sehr abhängig von vielen Parametern.

 

Das ist die ultimative Antwort auf meine Kernfrage :)

 

 

Grob angenähert kannst du Ca linear vom Anstellwinkel abhängig annehmen,

und Cm konstant.

Bei Kenntniss von Ca0 und Cm0 solltest du den Plot mit Excel hinzaubern können.

Du wirst sehen, die größten Druckpunktwanderungen passieren bei kleinen Ca

(mit dem Druckpunkt im unendlichen für Ca = 0).

 

Womit wir wieder beim alten Problem sind. Der Druckpunkt wandert HINTER den

Flügel, was ich mir leider nicht vorstellen kann. Das wäre ja so, als ob der

Schwerpunkt eines Körpers AUßERHALB des Körpers wäre.

 

Trotzdem hätte eine Graphik mit Druckpunkt über Anstellwinkel den Vorteil,

dass man auch sehen könnte, was im Stall passiert.

 

Hmnjein, viel sehen kannst du vermutlich nicht. Für den Stall (bzw. den

Nickmomentenhaushalt im Stall) ist die Neutralpunktlage des Gesamtflugzeugs

ausschlaggebend, und das d Ca / d alpha von Flügel und Leitwerk.

Nehmen wir vereinfachend an, du bist genau am Ca max des Hauptflügels, dann

ist d Ca / d alpha des Hauptflügels Null (horizontale Tangente an der

Ca-Alpha-Kurve), damit liegt der Flugzeugneutralpunkt im

Höhenleitwerksneutralpunkt (Das Flugzeugmoment durch die

Hauptflügelkraftänderung infolge von Anstellwinkeländerungen existiert nicht

mehr). Bei weiterer Anstellwinkelerhöhung kippt das Flugzeug nach vorne

ab.

 

Hm. Ich verstehe das mit dem d Ca / d alpha noch geradeso. Das ist die

Steilheit der Polaren Ca über alpha. (Hat die eigentlich einen speziellen Namen?)

Aber warum liegt dann der Flugzeugneutralpunkt plötzlich im Höhenleitwerks

Neutralpunkt? Ich denke, der Neutralpunkt wäre Anstellwinkel UNABHÄNGIG,

also auch bei CaMax auf dem gleichen Punkt wie vorher auch. Oder ist das

jetzt die AUSNAHME weil man kurz vor dem Stall ist?

 

 

Ein weiterer Nachteil bei der Betrachtung des Anstellwinkels ist der, dass er dich

normalerweise gar nicht interresiert. Du kennst dein Flugzeuggewicht, damit

kennst du deinen Auftrieb, und über den Staudruck auch den Auftriebsbeiwert.

Der Anstellwinkel ist dir in dem Augenblick völlig egal.

 

Aber der Anstellwinkel ist doch die Zentrale Größe in der Frage Stall oder

Nicht Stall?

 

Es ist einfach superpraktisch zum rechnen, wenn du diesen Auftrieb immer in

einem festen Punkt annehmen kannst, und für den Momentenhaushalt folglich

nur den konstanten Hauptflügelmomentenbeiwert gegenüber dem Leitwerk

berechnen must. Du gest einfach davon aus, dass du den benötigen Leitwersauf-

(oder Abtrieb) durch eine geschicke Kombination aus Anstell- und Höhenruder-

winkel schon hinbekommst, kümmerst dich aber nicht um die genauen Werte.

 

Ja, das glaube ich, dass das praktisch ist. Aber solange ich es nicht vollständig

durchblickt habe, hätte ich immer ein komisches Gefühl, wenn ich diese Rechnerei

verwenden würde. Ich finde aber auch kein Buch, das mir das als besserem

Laien vernünftig erklären kann.

Aus den Klassikern Schlichtig/Truckenbrodt Aerodynamik des Flugzeuges werde

ich leider nicht so richtig schlau. Vielleicht fehlt mir dazu auch das mathematische

Hintergrundwissen. Aber das muss doch auch irgendwie auf mittlerem Abitur

niveau erklärbar sein. Also etwas oberhalb von Pupulärwissenschaftlichem

Stil. Wer so etwas kennt: Her damit ! :005:

 

Viele Grüße und vielen Dank

für die ausführlichen Erklärungen.

Karl

[Volume]

Das wäre ja so, als ob der

Schwerpunkt eines Körpers AUßERHALB des Körpers wäre.

Am Profil gibt Bereiche mit Über- und mit Unterdruck. In deinem Körper gibt es vermutlich nur Bereiche mit Masse, keine mit "Anti-Masse" :D

 

Ich denke, der Neutralpunkt wäre Anstellwinkel UNABHÄNGIG

Nur im Bereich des linearen Auftriebsanstiegs, also linearen d Ca / d alpha (letzteres ist in der Theorie übrigens 2 Pi, alpha gemessen in rad, oder 0.1 unter Freunden, alpha gemessen in °)

Ausserhalb davon gibt es eine Neutralpunktwanderung.

 

Aus den Klassikern Schlichtig/Truckenbrodt Aerodynamik des Flugzeuges werde ich leider nicht so richtig schlau. Vielleicht fehlt mir dazu auch das mathematische Hintergrundwissen.

Ja, der Schlichting ist nicht gerade was für Flugschüler oder BWL Studenten. Die Aerodynamiker der frühen Stunde waren eigentlich alle Mathematiker, keine Ingenieure. Und so lesen sich dann auch die Bücher. Damals gab es auch keine Computer, folglich waren nur all die Lösungsansätze akzeptabel, die mathematisch geschlossen lösbar sind. Das hat zu allerlei Annahmen geführt, die heute klar wiederlegt sind, nichtsdestotrotz aber für viele Zwecke absolut ausreichend genau sind. Damals konnte man mangels elektronischer Waagen oder Kraftmeßdosen, Druckaufnehmer etc. ja ohnehin nur mit Schlauchmanometer, Federwage und manueller Ablesung arbeiten, da waren oft die Rechnungen noch genauer.

 

Gruß

Ralf

[Karl-Alfred_Roemer]

Danke Ralf :)

 

Das wäre ja so, als ob der

Schwerpunkt eines Körpers AUßERHALB des Körpers wäre.

 

Am Profil gibt Bereiche mit Über- und mit Unterdruck. In deinem Körper gibt es

vermutlich nur Bereiche mit Masse, keine mit "Anti-Masse" :D

 

Ups. Ich habe die Analogie zwischen Druckpunkt und Schwerpunkt wohl

etwas zu genau genommen. :o Gibt offensichtlich doch elementare Unterschiede.

 

Ja, der Schlichting ist nicht gerade was für Flugschüler oder BWL Studenten.

 

Bin weder das eine noch das andere. Hätte nach dem Abi auch gerne Luft- und

Raumfahrttechnik studiert, aber 1988 war der Numerus Clausus in Aachen

noch bei 1,3 und ich hätte mit meinen 2,3 sehr lange warten müssen. Obwohl

ich Mathe und Physik LK hatte und eigentlich immer ab 13 Punkte aufwärts

hatte in diesen Fächern.

Habe mich dummerweise für Informatik entschieden.

In den Jahren bis heute kam ich natürlich auch stark aus der Übung.

 

Die Aerodynamiker der frühen Stunde waren eigentlich alle Mathematiker, keine

Ingenieure. Und so lesen sich dann auch die Bücher. Damals gab es auch keine

Computer, folglich waren nur all die Lösungsansätze akzeptabel, die mathematisch

geschlossen lösbar sind.

 

Einleuchtend.

 

Das hat zu allerlei Annahmen geführt, die heute klar wiederlegt sind,

 

Oh. Das hätte ich jetzt nicht gedacht.

 

nichtsdestotrotz aber für viele Zwecke absolut ausreichend genau

sind. Damals konnte man mangels elektronischer Waagen oder Kraftmeßdosen,

Druckaufnehmer etc. ja ohnehin nur mit Schlauchmanometer, Federwage und

manueller Ablesung arbeiten, da waren oft die Rechnungen noch genauer.

 

Hm. Ich hätte nicht gedacht, dass die Messwerkzeuge damals so viel

schlechter waren als heute. Obwohl: Wenn man bedenkt, wann die großen

Aerodynamiker gewirkt haben...

 

Ich möchte dich nicht überfordern aber paar Fragen hätte ich noch:

 

1. Wird in der ganzen Stabilitätsrechnerei eigentlich auch der Downwash der

Tragfläche und des Propellers auf die Höhenruder berücksichtigt?

 

2. Nach welchen Kriterien wird eigentlich die hintere und vorderer

Schwerpunktlage eines Flugzeuges berechnet?

Irgendein mindest und maximal-Stabilitätsmaß?

Mindest oder maximale Ruderdrücke oder Steuerwege?

Bei der Zephyr sollen die Steuerwege und Ruderdruckänderungen

ja sehr klein gewesen sein.

 

3. Macht es Sinn, bei normalen ULs ein unsymmetrisches Profil im Höhenruder

einzusetzen wobei die glatte seite oben und die gewölbte Seite unten ist?

(Pelican Sport 450 hatte das glaube ich)

 

4. Könnten wir einmal eine komplette Schwerpunktberechnung für ein fiktives

Flugzeug machen ?

Folgende Daten: Tragfläche rechteckig 10*1m (UL-Typisch), Pendelhöhenruder

auch Rechteckig mit 2m*1m.

Flügelprofil sagen wir mal das NACA0012 weil Philippe es zufällig simuliert

hat und als Höhenruderprofil irgendwas vollsymmetrisches. Drehpunkt

des Höhenruders sagen wir mal 10cm vor dem Druckpunkt.

Abstand Tragflächennasenleiste zu Höhenrudernasenleiste ungefähr 5m.

(Halt was UL-Typisches)

Das Ding soll natürlich statisch stabil sein und auch nicht allzulange

ausschwingen, wenn mal eine Störung kommt. (bei losgelassenem Ruder)

MTOW 472,5 Kg. Stallspeed mit vollen Klappen die üblichen 65 Km/h.

 

Und wie macht man das, wenn man ein Flugzeug so konstruieren will, dass

mit Leistungsänderung KEINE Geschwindigkeitsänderung, sondern nur Steigen

oder Sinken erfolgt und umgekehrt mit Trimmung/Höhenruder sauber die

Geschwindigkeit eingestellt werden kann?

Die C42 macht das ja, aber z.B. eine TL96-Star nimmt beim Gaswegnehmen

die Nase überdimmensional weit herunter und beschleunigt stark. Bei der

Maschine ist mir aber auch aufgefallen, dass die Propellerachse etwas in die

Höhe zeigt. Also der Sturz sieht irgendwie falsch herum aus.

 

Und: Kann man ein Flugzeug systematisch so konstruieren, dass das Klappen

setzen keine wesentliche Lastigkeitsänderung bewirkt? Die meisten ULs werden

beim Klappensetzen ja schwanzlastiger. Eine RANS S6 oder FK9 MK3 hingegen

werden Kopflastiger. Sind aber alles Hochdecker mit ähnlichen Abmessungen.

Darüber haben wir uns auch schon sämtliche Köpfe zerbrochen und uns das

mit dem Downwash erklärt. Aber bei ähnlichen Abmessungen kann der

Downwash doch nicht sooooo unterschiedlich wirken?!?!?

Oder ist das auch eine Wirkung der Druckpunktwanderung beim Klappensetzen?

Die RANS hat ein Profil mit stark gewölbter Ober- und flacher Unterseite.

Die C42 ein halbsymmetrisches und die FK9 irgendein Laminarprofil. Sieht aber

relativ symmetisch aus.

[Karl-Alfred_Roemer]

Nur im Bereich des linearen Auftriebsanstiegs, also linearen d Ca / d alpha

(letzteres ist in der Theorie übrigens 2 Pi, alpha gemessen in rad, oder 0.1

unter Freunden, alpha gemessen in °)

 

Habe ich das richtig verstanden? :

Ca = 0,1 alpha (mit alpha in °) im linearen Bereich der Ca/Alpha-Kurve?

Das ist ja praktisch. :)

 

Ausserhalb davon gibt es eine Neutralpunktwanderung.

 

Aha! Wieder ein Widerspruch aufgelöst.

[Volume]

Habe ich das richtig verstanden? :

Ca = 0,1 alpha (mit alpha in °) im linearen Bereich der Ca/Alpha-Kurve?

Das ist ja praktisch.

Ca = 0.1 (alpha - nullauftriebsrichtung)

 

die FK9 irgendein Laminarprofil. Sieht aber

relativ symmetisch aus.

Die FK9 hat wie die FK3 das FX62, auch verwendet z.B. auf ASW20.

Auch das Profil von ASW22/ASH25 ist eigentlich nur ein FX62 mit für Grenzschichtbeeinflussung (Ausblasung) modifizierter Unterseite.

 

Kann man ein Flugzeug systematisch so konstruieren, dass das Klappen

setzen keine wesentliche Lastigkeitsänderung bewirkt?

Könnte man, ja.

Es gibt zwei gegenläufige Effekte, Klappen positiv ausschlagen verursacht immer ein kopflastiges Moment am Hauptflügel. Letzteres lässt sich über Klappentiefe, Klappentyp (Fowler, Wölbklappe, Schlitzklappe...) und die Klappenspannweite beeinflussen. Auftrieb innen erhöhen (und aussen reduzieren, die Summe bleibt ja gleich, nämlich gleich dem Flugzeuggewicht) erhöht den Downwash am Höhenruder und verursacht ein schwanzlastiges Moment. Letzteres lässt sich über die Länge der Rumpfröhre und die Spannweite der Klappen beeinflussen.

 

Ausserdem sorgt ein Ausfahren der Klappen für erhöhte Auftriebsbeiwerte bei gleichem Anstellwinkel, oder kleineren Anstellwinkel bei gleichem Auftrieb. Kleinere Anstellwinkel verursachen bei einem stabilen Flugzeug immer schwanzlastige Momente.

 

Hätte nach dem Abi auch gerne Luft- und

Raumfahrttechnik studiert, aber 1988 war der Numerus Clausus in Aachen

noch bei 1,3

:confused: habe 1988 in Aachen mit einem 1.7er Abi Luft- und Raumfahrttechnik studiert

Habe mich dummerweise für Informatik entschieden

Habe mich damals gegen die Informatik entschieden, offensichtlich keine ganz dumme Idee, obwohl einige meiner alten Freunde aus den Computerfreakzeiten in der Zwischenzeit Vermögen verdient haben...

 

1. Wird in der ganzen Stabilitätsrechnerei eigentlich auch der Downwash der Tragfläche und des Propellers auf die Höhenruder berücksichtigt?

Von seriösen Flugzeugherstellern ja, da du dich auf Ultraleichtflugzeuge beziehst würde ich sagen, eher bei vielen nicht. Sowas wird in der Szene als unnötige Bürokratie verstanden. Der Gesetzgeber wendet einige Gesetze nicht auf Luftsportgeräte an, also wendet auch Mutter Natur nicht alle ihre Gesetze auf Ultraleichts an. Und wenn doch, hat man ja noch ein Rettungssystem, und ist schon allein deswegen aller Statistik zum Trotz viiiiel sicherer als jede Cessna...

 

2. Nach welchen Kriterien wird eigentlich die hintere und vorderer

Schwerpunktlage eines Flugzeuges berechnet?

Sehr abhängig von Auslegungsdetails des Flugzeugs. Gehen wir mal von etwas sehr steifem ohne Klappen aus, dann dürfte sich die hintere Schwerpunktlage aus dem Knüppelkraftgradienten über die Geschwindigkeit ergeben. Bei weichen Fliegern ist Knüppelkraft über gezogenen g´s meist kritischer. Bei Flugzeugen mit Klappen können andere Grenzen gelten, und auch bei der Trudelerprobung können noch andere Grenzen herauskommen. Aber für die erste Auslegung dürfte immer ein Knüppelkraftgradient (oder Losruder-Neutralpunkt) genommen werden. Knüppelkräfte sind immer kritischer als Knüppelwege (Ein Flugzeug vermittelt selbst bei instabilem Knüppelweg immer noch einigermaßen Fluggefühl, bei instabiler Kraft sind die meisten Piloten überfordert)

Für vordere Schwerpunktlagen ist meist Mindestfahrt im Bodeneffekt (also ohne Downwash) ausschlaggebend. Bei UL´s ist es aufgrund fehlender Forderungen bezüglich Knüppelkraft und Trudeln meist wieder alles anders, zumal diese Rechnungen ja alle sooooo kompliziert sind.

Für eine erste grobe Abschätzung genügt eine vereinfachte Neutralpunktberechnung, und die hinterste Schwerpunktlage legt man dann wenigstens 5% mittlere Flügeltiefe davor. (Grundvoraussetzung für die Neutralpunktberechnung ist die Kenntniss der Flugzeuggeometrie, und da hapert es ja schon bei einigen Herstellern dran, z.B. bei dem einen von dir zitierten, bei dem erst kürzlich per LTA die Spannweiten nachzumessen waren, und im Kennblatt geändert wurden :001: )

 

4. Könnten wir einmal eine komplette Schwerpunktberechnung für ein fiktives Flugzeug machen ?

Ja, aber nicht mehr heute (Wunder dauern etwas länger).

Etwas mehr Daten bräuchten wir aber noch, z.B. den Abstand von Hauptflügel und Leitwerk.

Ich hoffe nur, das Flugzeug ist wirklich fiktiv. Ich habe mir vor drei, vier Jahren mal fürchterlich die Finger verbrannt, als ich anhand der öffentlichen Daten aus den Kennblättern Herstellerbehauptungen mit kurzen Rechnungen in einem anderen Forum wiederlegt habe...

 

Aber das muss doch auch irgendwie auf mittlerem Abitur

niveau erklärbar sein. Also etwas oberhalb von Pupulärwissenschaftlichem

Stil. Wer so etwas kennt: Her damit !

Ich habe vor einigen Jahren mal ein geniales DDR-Modellfliegerbuch in der Hand gehabt, das war wirklich praxisnahe Aerodynamik für jedermann. Kann mich aber nicht mehr an den Titel erinnern.

Ansonsten ist der Thomas noch zu empfehlen, "Grundlagen für den Entwurf von Segelflugzeugen" von Prof. Fred Thomas. Derzeit glaube ich nur noch in Englisch zu haben (Fundamentals of glider design).

Auch nur in Englisch (vielleicht auch in Italienisch) gibt es "Aircraft Stability and Control" von Prof. Morelli.

 

Gruß

Ralf

[Karl-Alfred_Roemer]

Hallöchen :-)

 

Ca = 0.1 (alpha - nullauftriebsrichtung)

 

Ja, natürlich. Hatte ich auch so aufgefasst. Ehrlich. ;)

 

Die FK9 hat wie die FK3 das FX62, auch verwendet z.B. auf ASW20.

Auch das Profil von ASW22/ASH25 ist eigentlich nur ein FX62 mit für

Grenzschichtbeeinflussung (Ausblasung) modifizierter Unterseite.

 

Ja, FK prahlt ja etwas damit, dass die FK12 und FK9 Segelflugzeugprofile

verwenden würden.

Wir haben uns in unserem Verein (unter uns besseren Laien) schon sehr

darüber gestritten, ob das bei ULS, die ansonsten ja verhältnismäßig viel

Widerstand haben, Sinn macht.

 

Es gibt zwei gegenläufige Effekte, Klappen positiv ausschlagen verursacht

immer ein kopflastiges Moment am Hauptflügel. Letzteres lässt sich über

Klappentiefe, Klappentyp (Fowler, Wölbklappe, Schlitzklappe...) und die

Klappenspannweite beeinflussen. Auftrieb innen erhöhen (und aussen

reduzieren, die Summe bleibt ja gleich, nämlich gleich dem Flugzeuggewicht)

erhöht den Downwash am Höhenruder und verursacht ein schwanzlastiges

Moment. Letzteres lässt sich über die Länge der Rumpfröhre und die Spannweite

der Klappen beeinflussen.

 

Oh, wenn du unsere Mutmaßungen gehört hättest, du hättest dich wahrscheinlich

schief gelacht! :o

 

Ausserdem sorgt ein Ausfahren der Klappen für erhöhte Auftriebsbeiwerte bei

gleichem Anstellwinkel, oder kleineren Anstellwinkel bei gleichem Auftrieb.

Kleinere Anstellwinkel verursachen bei einem stabilen Flugzeug immer

schwanzlastige Momente.

 

Intuitiv würde ich sagen, sollte der im Bereich der Klappen beim Klappensetzen

verhältnismäßig mehr Auftrieb erzeugen. Also müsste der Druckpunkt eigentlich

nach hinten wandern und ein Kopflastiges Moment erzeugt werden. Der Down

wash sollte dann wieder ein schwanzlastiges Moment erzeugen.

Wir haben dann gedacht, der Downwash würde zuerst nach unten gehen

und in Höhe des Höhenruders wieder zurück nach oben schwingen. :009:

 

 

:confused: habe 1988 in Aachen mit einem 1.7er Abi Luft- und Raumfahrttechnik studiert

 

Stop. Korrektur: Ich habe Abi 1988 gemacht und war bis Oktober 89 beim Bund.

Habe dann aber noch 9 Monate 'gegammelt'

Das mit dem NC stimmt schon, wenn ich mich nicht gaaaanz falsch erinnere. Das

mit 1,3 könnte aber auch 89 oder sogar 90 gewesen sein.

 

Habe mich damals gegen die Informatik entschieden, offensichtlich keine ganz

dumme Idee, obwohl einige meiner alten Freunde aus den Computerfreakzeiten

in der Zwischenzeit Vermögen verdient haben...

 

Das hätte ich auch machen sollen. Ich war nämlich nie Computerfreak. Statt

dessen habe ich Modellbau betrieben. Zu dieser Zeit Modellhubschrauber.

Ich war schon ein ziemlicher Freak. Aber ich hatte meine Physik- und

Mathekenntnisse leider nicht im Modellbau angewendet. Heute würde ich

das auf jeden Fall machen.

 

Von seriösen Flugzeugherstellern ja, da du dich auf Ultraleichtflugzeuge beziehst

würde ich sagen, eher bei vielen nicht. Sowas wird in der Szene als unnötige

Bürokratie verstanden. Der Gesetzgeber wendet einige Gesetze nicht auf

Luftsportgeräte an, also wendet auch Mutter Natur nicht alle ihre Gesetze auf

Ultraleichts an. Und wenn doch, hat man ja noch ein Rettungssystem, und ist

schon allein deswegen aller Statistik zum Trotz viiiiel sicherer als jede Cessna...

 

Wenn ich da mal keine Ironie herauslese... :cool:

 

 

Sehr abhängig von Auslegungsdetails des Flugzeugs. Gehen wir mal von etwas

sehr steifem ohne Klappen aus, dann dürfte sich die hintere Schwerpunktlage

aus dem Knüppelkraftgradienten über die Geschwindigkeit ergeben.

 

Also dass ich bei höheren Geschwindigkeiten höhere Ruderkräfte aufbringen

muss. Kann mir kaum vorstellen, dass das anders sein könnte.

Bei der RANS S6, mit der ich mal geflogen bin, waren die Höhenruderkräfte

auch auffallend gering bei normalen Geschwindigkeiten. An der Knüppelstellung

konnte man aber ungefähr erahnen, mit was für Anstellwinkeln man unterwegs

war. Vor 10 Jahren sei mal einer aus unserem Verein bei einem Präzisionsflug

Wettbewerb mit diesem Typ ins Flachtrudeln gekommen. Der Co ist dabei

verstorben, der Pilot hat schwerverletzt überlebt und fliegt jetzt CTSW.

 

Bei weichen Fliegern ist Knüppelkraft über gezogenen g´s meist kritischer. Bei

Flugzeugen mit Klappen können andere Grenzen gelten, und auch bei der

Trudelerprobung können noch andere Grenzen herauskommen.

 

Was meinst du genau mit weichen Fliegern? Biegsame Flächen oder

wenig Ruderdrücke?

 

Aber für die erste Auslegung dürfte immer ein Knüppelkraftgradient (oder

Losruder-Neutralpunkt) genommen werden.

 

Das ist doch der Neutralpunkt, den man hat, wenn das Höhenruder

im frei im Wind auswehen kann, wenn ich es richtig verstanden habe.

 

Knüppelkräfte sind immer kritischer als Knüppelwege (Ein Flugzeug vermittelt

selbst bei instabilem Knüppelweg immer noch einigermaßen Fluggefühl, bei

instabiler Kraft sind die meisten Piloten überfordert)

 

Kann ich mir gut vorstellen. Wenn auch in einem Kunstflugbuch "Fliegen am

Limit" drin steht, dass man den Anstellwinkel generell über die Knüppelstellung

erahnen kann. Das gilt aber auch dann nur für bestimmte Stabilitätsverhältnisse

im Flugzeug, was leider nicht drin steht.

 

Für vordere Schwerpunktlagen ist meist Mindestfahrt im Bodeneffekt (also

ohne Downwash) ausschlaggebend.

 

Schon wieder ein Aspekt, den ich gar nicht bedacht habe. Wo will der

Downwash denn auch hin, wenn direkt unter dem Flieger der Boden ist?

Das ist sicher auch der Grund, warum man bei der C42 mit vollen Klappen

immer noch ordentlich ziehen muss beim Ausschweben. Im Anflug hingegen

muss man ordentlich nach vorne trimmen, damit man wegen der Schwanz-

lastigkeit wegen der Klappen nicht zu langsam wird.

 

 

Bei UL´s ist es aufgrund fehlender Forderungen bezüglich Knüppelkraft und

Trudeln meist wieder alles anders, zumal diese Rechnungen ja alle sooooo

kompliziert sind.

 

Hm. "soooo kompliziert" Ist das jetzt wieder Ironie? Wahrscheinlich ist es

für wissende eine Sache von drei Minuten, nehme ich mal an.

Da will ich auch mal hin.

 

Für eine erste grobe Abschätzung genügt eine vereinfachte

Neutralpunktberechnung, und die hinterste Schwerpunktlage legt man dann

wenigstens 5% mittlere Flügeltiefe davor. (Grundvoraussetzung für die

Neutralpunktberechnung ist die Kenntniss der Flugzeuggeometrie, und da hapert es ja schon bei einigen Herstellern dran, z.B. bei dem einen von dir zitierten, bei

dem erst kürzlich per LTA die Spannweiten nachzumessen waren, und im Kennblatt geändert wurden :001: )

 

Dabei kann das ja nun wirklich nicht sooo schwer sein.

 

J

Ja, aber nicht mehr heute (Wunder dauern etwas länger).

Etwas mehr Daten bräuchten wir aber noch, z.B. den Abstand von Hauptflügel

und Leitwerk.

 

Ja, selbst Gott hatte 7 Tage gebraucht für diese Erde. ;)

Sagen wir mal 5m von Hauptflügel- zur Höhenrudernase.

 

Ich hoffe nur, das Flugzeug ist wirklich fiktiv. Ich habe mir vor drei, vier Jahren

mal fürchterlich die Finger verbrannt, als ich anhand der öffentlichen Daten aus

den Kennblättern Herstellerbehauptungen mit kurzen Rechnungen in einem

anderen Forum wiederlegt habe...

 

Ja, das ist wirklich fiktiv. Habe jetzt kein bestimmtes Muster im Auge. Aber wenn

ich den Rechenweg mal sehen würde, wäre das allgemein lehrreich und vielleicht

könnte ich diesen Rechenweg dann mal einem realen UL aufzwingen.

Um dann festzustellen: Das Ding kann gar nicht fliegen. Ist alles reine Ballistik ;)

 

Ich habe vor einigen Jahren mal ein geniales DDR-Modellfliegerbuch in der Hand

gehabt, das war wirklich praxisnahe Aerodynamik für jedermann. Kann mich aber

nicht mehr an den Titel erinnern.

Ansonsten ist der Thomas noch zu empfehlen, "Grundlagen für den Entwurf von

Segelflugzeugen" von Prof. Fred Thomas. Derzeit glaube ich nur noch in Englisch

zu haben (Fundamentals of glider design).

Auch nur in Englisch (vielleicht auch in Italienisch) gibt es "Aircraft Stability and

Control" von Prof. Morelli.

 

Gleich mal googeln und morgen zur Bibliothek rennen.

 

Und wieder mal besten Dank und viele Grüße

Karl

[polar]

so noch kurz ein paar Antworten

 

Vor dem Flügelneutralpunkt oder dem Flugzeugneutralpunkt?

 

Beides, hängt ja zusammen.

 

Ich dachte bis dahin immer,das ein Flugzeug gar nicht stabil genug fliegen kann. Die Begründung dafür,

dass Stabilität (ich meine die statische Stabilität) zu groß sein könnte war SEIT

paar Monaten für mich die, dass dann das Ausschwingen bei einer Störung

zu heftig und zu lange wäre.

 

Hier verwechselst du statische Stabilität mit dynamischer, Auschwingen hat mit dyamischer Stabilität zu tun (siehe zB hier: http://www.centennialofflight.gov/essay/Theories_of_Flight/Stability/TH26G1.htm)

 

 

Ist das Stallverhalten mit heutigen Mitteln (Dicke Rechner) oder sogar

algebraisch vorraussagbar? Oder erleben selbst gestandene Aerodynamiker

heute noch Überraschungen?

 

Die Stallgeschwindigkeit kann man recht gut abschätzen, das Verhalten nicht. Bei abgelöster Strömung gibt auch heute noch zT erhebliche Probleme in der Simulation.

 

 

Könnte man, wenn man dein Wissen hat, einem Flugzeug bei genauer optischer

Betrachtung und vielleicht noch Kenntniss weniger im Handbuch zu erfahrener

Eckdaten (Profil, Schwerpunktlage, Flügel und Höhenleitwerksfläche, Abstand

Flügel zu Höhenruder) das Stallverhalten eines Flugzeuges halbwegs sicher

vorraussagen?

 

Mein Wissen ist relativ beschränkt. Aber selbst mit viel mehr Kentnissen und Erfahrung dürfte es meiner Meinung nach kaum möglich sein da fundierte Aussagen zu treffen, es sei denn man kennt ein fast baugleiches Flugzeug.

 

 

Eindrucksvoll!! Sowas hätte ich mir vielleicht MITTEN im Stall vorgestellt.

Dann ist auch klar, dass da alles mögliche zittert und vibriert.

Das arme Höhenruder, dass solche Wellen abkriegt !!

 

Ja, und zB beim F18 bei hohen Anstellwinkeln gabs/gibts Probleme da die Wirbel auf die Seitenleitwerke treffen. Konnte nur Teilweise gefixt werden.

 

 

Oh, interessant. Kann man damit auch erklären, dass Ruder ab einer bestimmten

Geschwindigkeit zu flattern beginnen? Vielleicht weil die Wirbel bei dieser

Geschwindigkeit genau in Resonanz zu den Rudern kommen?

 

Da gibts noch ne ganze Menge anderer Einflussfaktoren. Flatter ist ein sehr komplexes gebiet. Bin gerade dabei mich da einzuarbeiten. Steh aber noch recht am Anfang :)

 

Ich staune immer, mit was für Anstellwinkeln

die noch sicher fliegen können. Und jetzt erfahre ich, dass ausgerechnet diese

Situation gefährlich ist. Aber deine Erklärung ist einleuchtend. Die F16 haben sicher

auch solche aerodynamischen Tricks, die viel bewirken ohne großartig aufzufallen.

 

Sehr hohe Anstellwinkel sind immer heikel, da man sich im Grenzbereich bewegt. Natürlich kannst du auch Probleme mit abgehenden Wirbeln an der Nase bekommen wenn dein flieger schiebt. Noch ein Bildchen der "aerodynamischen Tricks" bei der F16, so etwas wie Stolperkanten, 8 Stück insgesamt. Leider nicht so gut zu sehen wie bei der Gripen.

 

Gruss Philippe

 

 

 

 

[Karl-Alfred_Roemer]

Hallo Philippe,

 

Hier verwechselst du statische Stabilität mit dynamischer, Auschwingen hat mit

dyamischer Stabilität zu tun (siehe zB hier:

http://www.centennialofflight.gov/essay/Theories_of_Flight/Stability/TH26G1.htm)

<Ehrverteidigungsmodus ein>

Eigentlich denke ich, habe ich die statische und dynamische Stabilität schon

verstanden.

Ich hatte gedacht, dass eine zu große statische Stabilität automatisch zum

Überschwingen, also zur Reduzierung der dynamischen Stabilität führen würde,

weil die Rückstellkräfte so groß wären. Ist das nicht allgemein der Fall?

<Ehrverteidigungsmodus aus>

 

Die Stallgeschwindigkeit kann man recht gut abschätzen, das Verhalten nicht.

Bei abgelöster Strömung gibt auch heute noch zT erhebliche Probleme in der

Simulation.

 

Aha, dann bin ich einerseits ja beruhigt, weil ich mir das so unendlich schwer

vorgestellt hatte, auch mal dort hin zukommen, andererseits wieder beunruhigt,

weil ich als hauptsächlich UL-Flieger mit ungetesteten Geräten unterwegs bin

und dann unliebsame Überraschungen erleben könnte.

 

 

 

Da gibts noch ne ganze Menge anderer Einflussfaktoren. Flatter ist ein sehr

komplexes gebiet. Bin gerade dabei mich da einzuarbeiten. Steh aber noch recht

am Anfang :)

 

Aber auch sicher sehr interessant.

 

Sehr hohe Anstellwinkel sind immer heikel, da man sich im Grenzbereich bewegt.

Natürlich kannst du auch Probleme mit abgehenden Wirbeln an der Nase

bekommen wenn dein flieger schiebt. Noch ein Bildchen der "aerodynamischen

Tricks" bei der F16, so etwas wie Stolperkanten, 8 Stück insgesamt. Leider nicht so

gut zu sehen wie bei der Gripen.

 

Ist ja schon beeindruckend, welch kleine Details so große Auswirkungen haben

können. Man sieht die Leisten ja wirklich kaum!!!

 

Werde mich die nächsten Tage in mich zurückziehen und alles mal zusammenfassen, was ich von Dir und Ralf gelernt habe. Habe mir eben

noch das von Ralf empfohlene Buch von Fred Thomas gekauft. Gebraucht

bei Ebay für stolze 63 Euronen. Aber wenn's hilft...

 

Danke nochmal an euch beide und viele Grüße

Karl

[Hägar]

Noch ein Bildchen der "aerodynamischen Tricks" bei der F16, so etwas wie Stolperkanten, 8 Stück insgesamt. Leider nicht so gut zu sehen wie bei der Gripen.

 

Gruss Philippe

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Kleine Korrektur; die Streifen haben keine aerodynamische Funktion, es sind ganz einfach Blitzableiter.

 

Ganz interessante Diskussion, erinnert an unzählige, längst vergessene Theoriestunden....

 

 

Gruss

 

Ruedi

[polar]

Kleine Korrektur; die Streifen haben keine aerodynamische Funktion' date=' es sind ganz einfach Blitzableiter.

[/quote']

 

Mag sein, dass diese auch als Blitzableiter dienen, mir wurde gesagt, sie dienen als "Stolperkanten". Wobei ich diese Info nicht aus erster Hand habe, es gibt also ne kleine Unsicherheit :). Bei der Gripen hingegen hab ich die Info direkt von dem zuständigen Saab Aerodynamiker.

 

 

Gruss

 

Philippe

[Karl-Alfred_Roemer]

Hallo Ralf!

 

Kann man ein Flugzeug systematisch so konstruieren, dass das Klappen

setzen keine wesentliche Lastigkeitsänderung bewirkt?

 

Könnte man, ja.

Es gibt zwei gegenläufige Effekte, Klappen positiv ausschlagen verursacht immer

ein kopflastiges Moment am Hauptflügel. Letzteres lässt sich über Klappentiefe,

Klappentyp (Fowler, Wölbklappe, Schlitzklappe...) und die Klappenspannweite

beeinflussen. Auftrieb innen erhöhen (und aussen reduzieren, die Summe bleibt

ja gleich, nämlich gleich dem Flugzeuggewicht) erhöht den Downwash am

Höhenruder und verursacht ein schwanzlastiges Moment. Letzteres lässt sich

über die Länge der Rumpfröhre und die Spannweite der Klappen beeinflussen.

 

Das Argument mit der Spannweite der Klappen war mir bis heute Morgen ein

absolutes Rätsel. Aber du hast natürlich (wie immer) vollkommen Recht:

 

Beim Durchlesen des von dir empfohlenen Buches von Thomas stieß ich auf

den "Höhenruderwirksamkeitsfaktor. "Dieser ominöse Wert läge irgendwo

zwischen 0,75 und 0,9. Die Ursache dafür sei der Downwash.

Das ging mir einfach nicht in den Kopf. Sollte das eine Konstante sein?

Unabhängig vom Anstellwinkel? Unabhängig von der Fluggeschwindigkeit?

Ich habe mir das dann in Excel eingegeben und kam dann für mich erstaunlicher-

weise für ein typisches UL auch auf einen KONSTATEN Wert, (WUNDER ;) )wenn

auch auf 0,54. Beim Ändern der Spannweite auf Segelflugzeug-typische Werte

kam ich dann auf die oben genannten Werte. Die Spannweite hat also einen

großen Einfluss auf die Höhenruderwirksamkeit !!! (Wunder2 ;) )

 

Nun habe ich weiter überlegt: Würden sich die Landeklappen auf die VOLLE

Spannweite erstrecken, so würde das Ca , das kopflastige M0 (des Flügels)

und der Downwash beim Klappensetzen gleichzeitig zunehmen. Durch letzteres

wird die Höhenruderwirksamkeit geringer. (->Schwanzlastig) Das zunehmende

kopflastige M0 (des Flügels) und die geringere Höhenruderwirksamkeit bei hohem

Anstellwinkel (der ja hier Auftrieb erzeugt) würden also gegeneinander arbeiten.

 

Wären die gleichen Landeklappen nur im Flügelinnenbereich, so würde deren

Downwash das Höhenruder genauso beeinflussen wie bei den langen Quer-

rudern, aber das kopflastige Moment des Hauptflügels wäre insgesamt geringer.

Also müssten Flugzeuge mit relativ großer Querruderspannweite neutral bis

kopflastig und Flugzeuge mit relativ geringer Querruderspannweite

eher schwanzlasig werden beim Klappensetzen.

 

Der Effekt mit der größeren Klappentiefe und der Art der Klappen ist mir

aber noch nicht so recht klar. Weil es dem Downwash und damit dem Höhenruder

doch eigentlich egal sein müsste, wie er erzeugt wurde. Ich könnte mir höchstens

vorstellen, dass sehr tiefe Querruder weniger M0(Hauptflügel) erzeugen

und Spaltklappen mehr, wenn ich mir die Auftriebsverteilung bildlich vorstelle.

 

Passt auch zu meinen Erfahrungen, denn die FK9 MK3 hat Spaltklappen mit

eher geringer Klappentiefe (wird kopflastig beim Klappen setzen)

und die Cessna 152 hat sehr tiefe (und ich glaube mit wenig Spannweite)

Klappen. Letztere wird beim Klappensetzen ja bekanntlich extrem schwanz-

lastig, besonders, wenn man noch Gas dazu gibt.

 

Die RANS hat eine recht große Flügelspannweite, recht große Klappenspannweite

und geringe Klappentiefe. (wird in der Praxis auch deutlich kopflastig beim

Klappensetzen)

 

Muss demnächst nochmal das Wild-Thing. Probieren. Hat ja auch eine recht

große Klappentiefe. Müsste sich also ähnlich wie eine Cessna verhalten.

Ich habe die zwar vor paar Jahren schon mal geflogen, aber nicht bewusst

darauf geachtet.

 

Ausserdem sorgt ein Ausfahren der Klappen für erhöhte Auftriebsbeiwerte bei

gleichem Anstellwinkel, oder kleineren Anstellwinkel bei gleichem Auftrieb. Kleinere

Anstellwinkel verursachen bei einem stabilen Flugzeug immer schwanzlastige

Momente.

 

 

Hm. :009:

Deckt sich meistens mit meinen Erfahrungen aber theoretisch:

stärkere Profilwölbung-> größeres kopflastiges M0-Hauptflügel. :eek:

 

Viele Grüße

Karl