09.02.2013 | Cessna P210N | N240PW | Brussels Charleroi EBCI | Aufschlag neben RWY

[Chipart]

Sorry Florian, das ist nicht theoretisch, das ist falsch.

 

Mhhhh. Dann kannst Du mir ja sicher schnell erklären, warum Entenflügler, bei denen ja das CoG immer hinter dem CoL liegt dann magisch doch wieder stabil sind.

 

Die Tendenz zum Flachtrudeln bekommt man übrigens genau dann, wenn das CoG und das CoL zu nah beieinander bzw. aufeinander liegen, nicht wenn CoG weit hinter CoL liegt.

 

florian

[Lausig]

Mhhhh. Dann kannst Du mir ja sicher schnell erklären, warum Entenflügler, bei denen ja das CoG immer hinter dem CoL liegt dann magisch doch wieder stabil sind.

 

 

florian

 

Weil der Auftrieb des Entenflügels mit dem AOA langsamer ansteigt, wie jener des Hauptflügels.

[DaMane]

...........warum Entenflügler, bei denen ja das CoG immer hinter dem CoL liegt dann magisch doch wieder stabil sind.

 

 

florian

 

Ich habe mir noch keine Gedanken darüber gemacht, wo beim Entenflügler das CoL genau liegt. Auf jeden Fall im Bereich der main-wings, oder - wenn man den Auftriebsanteil der Canards mit einbezieht - knapp davor. Das CoG wird aber sicher vor dem CoL liegen.

 

Gruß

Manfred

[fm70]

Ich habe mir noch keine Gedanken darüber gemacht, wo beim Entenflügler das CoL genau liegt. Auf jeden Fall im Bereich der main-wings, oder - wenn man den Auftriebsanteil der Canards mit einbezieht - knapp davor. Das CoG wird aber sicher vor dem CoL liegen.

Im stationären Geradeausflug liegen CoL und CoG immer genau übereinander.

[Heiri_M]

Florian, Ich weiss nicht, ob es eine allgemeingültige Definition von stabil und labil bezüglich Flugzeuge gibt.

Ich sehe das so: Wenn ich im gut ausgetrimmten Flugzeug das Gas wegnehme, sollte es langsam die Nase senken und wieder Fahrt aufholen. Kennen wir ja alle. Wenn es aber das Gegenteil macht, nenne ich das nicht mehr stabil, sei es eine Ente oder nicht.

[DaMane]

...Ich weiss nicht, ob es eine allgemeingültige Definition von stabil und labil bezüglich Flugzeuge gibt.

 

Ich würde es mal so beschreiben. Stabil ist, wenn das (ausgetrimmte!) Flugzeug seine Lage beibehält, und nach Störeinfluß durch Pilot oder Turbulenz von selber wieder in diese zurückkehrt. Alles andere wäre labil.

 

Gruß

Manfred

[DaMane]

Im stationären Geradeausflug liegen CoL und CoG immer genau übereinander.

 

Das wäre sicher der Idealzustand. In der Praxis wird das nicht realisierbar sein. Auch wenn das CoL stationär ist, verschiebt sich das CoG mit der Beladung. Beispiel: Tandemsitzer in Ein- oder Zweimannbetrieb.

 

Gruß

Manfred

[fm70]

Das wäre sicher der Idealzustand. In der Praxis wird das nicht realisierbar sein.

Wenn es nicht realisiert ist, dann rotiert das Flugzeug um die Querachse. Aber vielleicht verstehen wir unter CoL etwas anderes.

[Gast theturbofantastic]

Ohje, hier wird ja einiges zusammengewürfelt...

 

Grüße

Jonas

[consti]

Ohje, hier wird ja einiges zusammengewürfelt...

 

Grüße

Jonas

 

 

 

joo, dann entwürfle doch am besten gleich ;)

[Brufi]

Ein Flugzeug weist eine positive statische Längsstabilität auf, wenn der Schwerpunkt (CG) vor dem Neutralpunkt liegt.

 

Die Lage des Neutralpunkts ist gegeben durch die Form und Grösse der Flugzeugzelle, ist also ins Flugzeug hineinkonstruiert. Die wesentlichen Einflussparameter sind Grösse und Profil des Tragflügels, Grösse und Profil des Höhenleitwerks sowie der Abstand zwischen Tragflügel und Leitwerk.

Der Neutralpunkt ist nicht identisch mit dem CoL (Centre of lift, Auftriebsmittelpunkt) sondern es ist der Punkt, an welcher die zusätzlichen aerodynamischen Kräfte welche durch eine Störung (z.B. Böe) entstehen, am ganzen Flugzeug angreifen. Es hat mich einiges Nachdenken gekostet, bis ich dies dann auch mal begriffen habe.

 

Die Lage des Schwerpunkts ist veränderbar durch die Beladung.

 

Der Abstand zwischen Neutralpunkt und Schwerpunkt wird in der angelsächsischen Literatur mit "static margin" bezeichnet. Ein gewisses Mindestmass an static margin ist erforderlich und dies bestimmt die Lage des AFT LIMIT CG.

 

Besteht ein positives static margin, so wird eine nach oben wirkende Störung das Flugzeug nach oben beschleunigen aber gleichzeitig ein nose down Moment erzeugen und umgekehrt, eine nach unten wirkende Störung (Böe oder auch kurzer Piloteninput am Höhensteuer) wird ein nose up Moment erzeugen.

 

Ralf, Kommentar bitte!

 

Gruss

Philipp

[DaMane]

Wenn es nicht realisiert ist, dann rotiert das Flugzeug um die Querachse. Aber vielleicht verstehen wir unter CoL etwas anderes.

 

Hmm, die Tücke liegt wohl im Objekt. Während es beim konventionellen Flieger noch einfach ist - das CoL ist ein Angriffspunkt im Bereich des Hauptflügels, und das Höhenleitwerk kompensiert per Einstellwinkel plus Trimmruderausschlag das Ungleichgewicht durch das vor dem CoL liegende CoG durch Abtrieb - muß man beim Entenflügler wohl umdenken.

Um das Nickmoment der sich praktisch an unterschiedlicher Position befindlichen CoL und CoG auszugleichen, bleibt als Mittel der Wahl eigenlich nur eine durch Einstellwinkel- und/oder Rudertrimmung variable Auftriebserzeugung am canard, die in die CoL-Position eingeht.

Das Resultat müßten dann tatsächlich deckungsgleiche CoG-/CoL-Positionen sein.

 

Gruß

Manfred

[Lausig]

Wikipedia hilft, so wie ich das gesagt habe...

 

To achieve this stability, the change in canard lift coefficient with angle of attack (lift coefficient slope) should be less than that for the main plane.

 

Heisst, der COG ist zwischen Canard und Hauptflügel. Wenn nun eine Störung kommt und die Strömung von weiter unten kommt, nimmt der Auftrieb des "destabilisierenden" (da vor dem COG liegenden) Canards langsamer zu, wie jener des "stabilisierenden" (da hinter dem COG liegenden) Hauptflügels, was schlussendlich in positiver Stabilität resultiert - das Flugzeug richtet die Nase in die neue Strömungsrichtung.

[Dierk]

...das Flugzeug richtet die Nase in die neue Strömungsrichtung.

 

Genau das ist der Punkt. Ein Flugzeug ist stabil, wenn es dieses Kriterium erfüllt, auch muss das CoL bei (zu) niedrigen Fluggeschwindigkeiten hinter dem CoG liegen, korrekt getrimmt stimmen CoG und CoL überein, bei höherer Geschwindigkeit als die über die Trimmung selektierte Geschwindigkeit liegt das CoL vor dem CoG.

 

Mit CoL ist das sich aus allen Flächen ergebende CoL gemeint, egal ob nun Canard oder Höhenleitwerk beteiligt sind.

[Heiri_M]

Soviel ich weiss, hat der CoL (Center of lift) nur mit dem Hauptflügel zu tun. So gesehen müsste der Col stets hinter dem CG (Schwerpunkt) liegen. Aber vielleicht kann da jemand sortieren....

[DaMane]

.....

Mit CoL ist das sich aus allen Flächen ergebende CoL gemeint, egal ob nun Canard oder Höhenleitwerk beteiligt sind.

 

Ok, damit bin ich einverstanden. Aber nicht damit, daß das CoL ein variabler Angriffspunkt am Flugzeug wäre. Dieser ist stationär und wird durch die Positionierung der Tragfläche und ggf der Stabiliserungsflächen (Canard oder Höhenleitwerk) am Rumpf vorgegeben, sofern diese ebenfalls Auftrieb erzeugen. Solange das Höhenleitwerk Abtrieb erzeugt, beeinflußt das das CoL nicht. Bei einem Schwenkflügler mag das anders sein. Da wandert das CoL mit zunehmender Pfeilung nach hinten.

 

Gruß

Manfred

[Dierk]

Ok, damit bin ich einverstanden. Aber nicht damit, daß das CoL ein variabler Angriffspunkt am Flugzeug wäre. Dieser ist stationär und wird durch die Positionierung der Tragfläche und ggf der Stabiliserungsflächen (Canard oder Höhenleitwerk) am Rumpf vorgegeben, sofern diese ebenfalls Auftrieb erzeugen. Solange das Höhenleitwerk Abtrieb erzeugt, beeinflußt das das CoL nicht. Bei einem Schwenkflügler mag das anders sein. Da wandert das CoL mit zunehmender Pfeilung nach hinten.

 

Gruß

Manfred

 

Ist halt Definitions- und Terminologiesache.

 

beim CoG (d.h. Schwerpunkt) macht man den Unterschied nicht. Man sollte nicht Äpfel mit Birnen vergleichen, denn wenn ich wissen will, ob das Flugzeug nach vorne kippt, im Gleichgewicht bleibt oder nach hinten abkippt, muss ich die resultierende Luftkraft aller Flächen sowie ihren Angriffspunkt (und Vektor) bestimmen, typische Angriffspunkte sind Tragfläche, Höhenleitwerk und Rumpf.

 

Liegt der Angriffspunkt der aus allen Flächen resultierenden Luftkraft nun vor dem CoG, geht die Nase in die Höhe, liegt er dahinter, geht die Nase runter. Damit ist noch keine Aussage über Sinken oder Steigen getroffen. Und bei Nase hoch muss noch kein instabiler Flugzustand sein (ist es auch nicht, wenn dies z.B. im Sturzflug bei hoher Airspeed erfolgt). Wichtig ist, dass die Nase nach unten geht, bevor die Airspeed auf Vstall gesunken ist. Denn ein Stall soll ja vermieden werden.

 

Normalerweise findet ein korrekt konstruiertes und z.B. auf Reisegeschwindigkeit getrimmtes Flugzeug nach einer Störung von selbst wieder den durch die Trimmung zu Vreise passenden Angriffswinkel Alpha und fliegt daher nach der Störung mit Reisegeschwindigkeit weiter.

[DaMane]

Ist halt Definitions- und Terminologiesache.

...wie so vieles ;)

Liegt der Angriffspunkt der aus allen Flächen resultierenden Luftkraft nun vor dem CoG, geht die Nase in die Höhe, liegt er dahinter, geht die Nase runter.

Wenn du damit das Stall-Verhalten meinst, dann zeigt das doch klar, warum sich das CoL niemals vor dem CoG befinden darf. Weil dein Flieger dann die Nase nicht runter nimmt und nicht von selber Fahrt aufnehmen kann, sondern mit dem Heck voraus herunterfällt.

Damit ist noch keine Aussage über Sinken oder Steigen getroffen.

....weil das üblicherweise über den Auftrieb gesteuert wird, und dieser ist ein Resultat aus Anstellwinkel und Geschwindigkeit.

 

Ich versuchs mal laienhaft so zu beschreiben (bin ja kein Physiker oder gar Aerodynamiker :005:):

Bei einem Standard-Flugzeug (nicht Entenflügler) mit nicht gepfeilten Tragflächen ist das CoL identisch mit dem Druckpunkt. Der Druckpunkt ist der physikalische Angriffspunkt des aerodynamischen Auftriebes, und wandert mit dem Anstellwinkel innerhalb eines bestimmten Bereiches von etwa der Profilmitte (Schnellflug=kleiner Anstellwinkel) nach vorne (Langsamflug=großer Anstellwinkel). So gesehen kann man sagen, das CoL wandert mit dem Druckpunkt, aber eben nur innerhalb eines relativ kleinen Bereiches auf dem Hauptflügel. Wenn sich also das CoL am Flugzeug verschiebt, ist es das Resultat einer Fluglageänderung, und nicht das Mittel, diese herbeizuführen. Hierin liegt der wesentliche Unterschied.

 

Gruß

Manfred

[Dierk]

Man kann es auch anders formulieren: bei Vstall sollte der Abtrieb des Höhenleitwerks in Neutrallage kleiner sein als die durch die vordere Schwerpunktlage bedingte Kraft, welche die Nase nach unten kippt.

 

Ist der Flieger schwanzlastig, ist die Fluglage instabil und der Pilot muss mit dem Höhenruder durch Vorschieben des Knüppels mehr Auftrieb am Höhenruder erzeugen können, als schwanzlastiges Moment vorhanden ist. Eine Vereisung des Höhenruders kann diesen Auftrieb vermindern.

[Volume]

Ist halt Definitions- und Terminologiesache.

OK, fangen wir damit an.

CoG, Center of Gravity, in manchen N24 Reportagen neudeutsch als Schwerpunktzentrum übersetzt nennt der Deutsche normalerweise Schwerpunkt. Da ist nicht viel dran zu definieren.

CoL, Center of Lift nennt der Deutsche normalerweise Druckpunkt, der virtuelle Angriffspunkt aller Luftkräfte. Kann durchaus weit ausserhalb des Flugzeugs liegen (Schnittpunkt der Luftkraftachsen von Hauptflügel und leitwerk), insbesondere wenn man die Widerstände mit berücksichtigt.

Viel wichtiger ist allerdings "der" Neutralpunkt, der Punkt um den sich das Moment bei Anstellwinkeländerung nicht ändert. Dieser Punkt ist im Prinzip auch virtuell, da er sich (in der Realität) mit dem Anstellwinkel ändert.

Ob Ente oder Drache, ein Flugzeug ist nur dann stabil, wenn der Neutralpunkt hinter dem Schwerpunkt liegt. Stabil heisst d M / d alpha < 0, oder jede Anstellwinkeländerung erzeugt eine entgegengesetzte (=rückstellende) Änderung des Nickmoments. Auch instabile Flugzeuge sind von sehr erfahrenen Piloten zu fliegen, der Wright Flyer ist z.B. Instabil, der Pilot muss selbst dafür sorgen, dass stets ein korrekter Anstellwinkel anliegt.

Ob Ente oder Drache, grob gesagt ist jedes Flugzeug stabil, dessen vorderer Flügel eine höhere (vorzeichenbehaftet) Flächenbelastung hat, als der hintere. Bei Drachenflugzeugen deren Höhenleitwerk Abtrieb erzeugt (negative Flächenbelastung des hinteren Flügels) ist dies trivial. Oft erzeugen aber auch Höhenleitwerke Auftrieb, gerade bei geringen Geschwindigkeiten.

Wikipedia hilft, so wie ich das gesagt habe...

 

To achieve this stability, the change in canard lift coefficient with angle of attack (lift coefficient slope) should be less than that for the main plane.

Diese Formulierung ist so nicht richtig, sinngemäß muß der Momenteanstieg des Canards um den Schwerpunkt bei Erhöhung des Anstellwinkels kleiner sein, als der des Hauptflügels, dies erreicht man aber Zweckmäßigerweise durch die Wahl der Hebelarme, nicht der Auftriebsanstiege. Durch die notwendigerweise höhere Flächenbelastung kommt man am Canard um hohe Streckungen nicht rum, wenn man die hohen Auftriebsbeiwerte wirtschaftlich erzielen will. Hohe Streckung bedeutet aber immer auch hohe Auftriebsanstiege.

 

Der Abstand zwischen Neutralpunkt und Schwerpunkt wird in der angelsächsischen Literatur mit "static margin" bezeichnet. Ein gewisses Mindestmass an static margin ist erforderlich und dies bestimmt die Lage des AFT LIMIT CG.

Der Deutsche sagt zur static margin Stabilitätsmaß. Angegeben wird es typischerweise in Prozent der Bezugsflügeltiefe (MAC). 5% Stabilitätsmaß heisst also, der Schwerpunkt liegt 5% der Bezugsflügeltiefe (beim Rechteckflügel also der Flügeltiefe) vor dem Neutralpunkt. Bei Segelflugzeugen mit ihren vergleichsweise hohen Trägheitsmomenten und einer gewollt feinfühligen Steuerung geht man auf 2-3% Stabilitätsmaß herunter, bei Kleinflugzeugen von denen man einen sehr stabilen Reiseflug (ggfs. für IFR) erwartet wählt man so um die 20% Stabilitätsmaß.

Bei der Flügeltiefe einer 210 von sicher nicht deutlich unter einem Meter und so gesehen "15% Reserve zum Flugverhalten von Segelflugzeugen" sind 3 inch (75 mm) vermutlich noch von erfahrenen Piloten unter Idealbedingungen fliegbar, um damit aber bei teilweiser Vereisung noch wüste Manöver zu fliegen, ist es aber sicher schon grenzwertig.

 

Man muss auch bedenken, dass dieses Stabilitätsmaß nur die Eigenstabilität, nicht die Steuerbarkeit beschreibt. Diese wird durch die sogenannten "Manöverneutralpunkte" beschrieben. Und die gibt es jeweils für Fest- und Losruder (praktisch Ausgedrückt: für Höhenruderweg und Höhenruderkraft) und zwar sowohl über der Geschwindigkeit, als auch über der Beschleunigung.

Beispielhaft ausgedrück: mit dem CoG hinter dem Losruder-Manöverneutralpunkt für g´s muss man bei hohen g´s weniger ziehen als bei geringen. Mit dem CoG hinter dem Festruder-Manöverneutralpunkt für die Geschwindigkeit steht der Knüppel bei hohen Geschwindigkeiten weiter hinten als bei geringen.

Ein derartig instabiles Flugzeug kann von geübten Piloten noch geflogen werden, überfordert aber z.B. bei einer Umkehrkurve einen Durchschnittspiloten, da er nicht mehr am Höhenruder fühlen kann, was er gerade mit dem Flugzeug macht. Unter dem Motto "wenn ich nicht ziehe wie ein Stier, kann ich auch nicht überziehen" Ich kann mir sehr gut vorstellen, dass diese Tatsache bei diesem Unfall eine entscheidende Rolle gespielt hat.

 

Gruß

Ralf

[Heiri_M]

Mit dem Neutralpunkt habe ich Schwierigkeiten. Liegt dieser auf der Querachse? Also die Achse, um die sich das Flugzeug bei Anstellwinkeländerung dreht (ist das die Definition der Querachse?) ? Dann würde sich dieser z.B. bei Piper L4 im Flugzeuginnern, etwa knapp unter dem Holm befinden?

Aendert der Neutralpunkt bei Aenderung der Beladung?

Kann man den Neutralpunkt irgendwie ausmessen?

[Brufi]

Mit dem Neutralpunkt habe ich Schwierigkeiten. Liegt dieser auf der Querachse? Also die Achse, um die sich das Flugzeug bei Anstellwinkeländerung dreht (ist das die Definition der Querachse?) ? Dann würde sich dieser z.B. bei Piper L4 im Flugzeuginnern, etwa knapp unter dem Holm befinden?

Aendert der Neutralpunkt bei Aenderung der Beladung?

Kann man den Neutralpunkt irgendwie ausmessen?

1.) Nein, liegt NICHT auf der Querachse (ausser in einem Spezialfall, siehe 4.).

2.) Ja, alle Achsen, also auch die Querachse, gehen durch den Schwerpunkt.

3.) Nein, ändert nicht mit der Beladung. Der Schwerpunkt ändert.

4.) Im Prinzip ja, aber es wird schwierig. Der Neutralpunkt befindet dort wo der Schwerpunkt liegt wenn das Flugzeug so beladen ist, dass es statisch neutrale Stabilität aufweist.

Gruss

Philipp

[Volume]

Kann man den Neutralpunkt irgendwie ausmessen?

Bei Flugzeugen mit ungepfeiltem Flügel und Höhenleitwerk näherungsweise ja. Der Neutralpunkt eines ungepfeilten Flügels liegt in 1/4 der Flügeltiefe, mit den Flügelflächen von Hauptflügel/Leitwerk und deren Abstand kannst du ihn unter Vernachlässigung des Rumpfeinflusses mit Zollstock (Holzgliedermaßstab, metrisch...) oder Maßband und etwas Kopfrechnen ermitteln.

Bei komplizierteren Flügel-/Leitwerksgrundrissen (Sagen wir mal DG-1000...) braucht es wohl einen Taschenrechner, Stift und ein paar Blatt Papier. Oder ein Excel-Sheet. Im Internet findet man vermutlich auch entsprechende Tools für Modellflugzeugbauer.

 

Gruß

Ralf

[Lausig]

Diese Formulierung ist so nicht richtig, sinngemäß muß der Momenteanstieg des Canards um den Schwerpunkt bei Erhöhung des Anstellwinkels kleiner sein, als der des Hauptflügels, dies erreicht man aber Zweckmäßigerweise durch die Wahl der Hebelarme, nicht der Auftriebsanstiege. Durch die notwendigerweise höhere Flächenbelastung kommt man am Canard um hohe Streckungen nicht rum, wenn man die hohen Auftriebsbeiwerte wirtschaftlich erzielen will. Hohe Streckung bedeutet aber immer auch hohe Auftriebsanstiege.

 

Vielen Dank für deinen sehr interessanten Post!

 

Etwas ist mir aber noch unklar. Wie führt eine "notwendigerweise höhere Flächenbelastung" des vorderen Flügels (bzw. Canards) zu Stabilität?

Wie ist das bei einem Three-Surface-Aircraft, bspw. Piaggio Avanti P.180?

[Volume]

Wie führt eine "notwendigerweise höhere Flächenbelastung" des vorderen Flügels (bzw. Canards) zu Stabilität?

Nehmen wir mal an, der SP liegt zwischen den Flügeln (bei der Ente Trivial, bei Drachenflugzeugen nicht generell gegeben, kommt aber oft genug vor).

Dann können wir als gegeben ansehen, das der Auftriebsanstieg aller heute gebräuchlichen Profile in etwa gleich ist, theoretisch 2 pi (in Ca/rad) oder ungefähr 0.1 in Ca/°. Exotenprofile wie z.B. am Leitwerk von PA18 oder Husky mögen da etwas abweichen.

Bei einer Ente sind meist Canard und Hauptflügel sehr ähnlich gestreckt, wir können also davon ausgehen, das das d Ca / d alpha (der Auftriebsanstieg) ziemlich identisch ist.

Unter diesen Vorussetzungen wirkt bei einer kleinen Anstellwinkeländerung ein destabilisierendes Canardmoment proportional zu ACanard * AbstandCanard-SP um den Schwerpunkt, und ein stabilisierendes Hauptflügelmoment proportional zu AFlügel * AbstandFlügel-SP. Um stabil zu sein, muss das Canardmoment kleiner sein, als das Hautflügelmoment.

Exakt das selbe Hebel-/Flächenverhältnis gilt nun aber auch für die Flächenbelastung, egal ob man nun den Canard oder seinen Hebelarm kleiner macht (beides stabilisiert), die Flächenbelastung des Canards wird immer steigen. Umgekehrt, ob man nun den Hauptflügelhebelarm oder die Hauptflügelfläche größer macht (beides stabilisiert), die Flächenbelastung des Hauptflügels wird immer sinken.

Damit kann man vereinfacht sagen, wenn am Canard die Flächenbelastung und damit der Ca Wert (Dichte und Geschwindigkeit sind ja gleich) höher ist, fliegt die Ente stabil.

Anderstherum formuliert für ein Drachenflugzeug, wenn der SP vor dem Hauptflügel ist, sind beide Flügel stabilisierend (der vordere Hebelarm ist negativ), und die Leitwerksflächenbelastung ist aus Gleichgewichtsgründen negativ.

Ein bisschen OT, da bei einer Ente in aller Regel beide Profile positiv gewölbt sind, machen sie auch ein mit der Geschwindigkeit quadratisch wachsendes Nickmoment. Das führt dazu, dass eine Ente im Schnellflug nur noch am Canard hängt, der mit seinem Auftrieb um den Schwerpunkt gerade mal das Nickmoment ausgleicht. Den Hauptflügel schleppt man nur noch zum stabilisieren mit sich rum, Auftrieb macht dann nur noch der Canard. Daher ist das Konzept vor allem im unteren Geschwindigkeitsbereich sehr gut, im Schnellflug jedoch nicht.

 

Gruß

Ralf