Praktikum Aerodynamik des Flugzeugs

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Karsten Eike Böhme
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1 Praktikum des Flugzeugs 7. Versuch: Dreikomponentenmessung an einem Flugzeug mit und ohne Höhenleitwerk D. Fleischer C. Breitsamter

2 Theoretische Grundlagen Allgemeine Stabilitätsbedingungen: Ein Flugzeug fliegt stabil, wenn es beim Auftreten einer Störung ohne Ruderausschläge von selbst in die alte Lage zurückkehrt. Solange keine Störungen, d. h. Beschleunigungen in irgendeiner Richtung auftreten, herrscht Gleichgewicht, es gilt: ΣF i = 0 ; ΣM i = 0 Statische Stabilität Dynamische Stabilität Praktikum des Flugzeugs

3 Theoretische Grundlagen Statische Stabilität: Ein statisch stabiles Flugzeug wird stets durch ein rückdrehendes Moment wieder in seine Gleichgewichtslage gebracht. Entsprechend den drei möglichen Drehbewegungen unterscheidet man zwischen Längsstabilität (Nicken) und Seitenstabilität (Rollen und Gieren). Praktikum des Flugzeugs

4 Theoretische Grundlagen Dynamische Stabilität: Das rückdrehende Moment führt im allgemeinen zu einem Überschwingen über die Ausgangslage hinaus. Diese erneute Abweichung beantwortet das Flugzeug wieder mit einem rückdrehenden Moment. Es stellt sich also eine Schwingung ein, die gedämpft, indifferent oder angefacht sein kann. Dementsprechend verhält sich das Flugzeug dynamisch stabil, indifferent oder instabil. Ein statisch stabiles Flugzeug kann durchaus dynamisch instabil sein, wenn das Überschwingen eine größere Auslenkung bewirkt als die auslösende Störung. Praktikum des Flugzeugs

5 Δα Theoretische Grundlagen t Δα gedämpft t Δα indifferent t angefacht Praktikum des Flugzeugs

6 Kräftegleichgewicht: Wir beschränken uns hier auf Kräfte des Trag- und Leitwerks. Schub und Widerstand werden bei der folgenden Betrachtung vernachlässigt, da sie ungefähr die gleiche Wirkungslinie haben und annähernd durch den Gesamtschwerpunkt S gehen. Die Kraftangriffspunkte werden in den jeweiligen Neutralpunkten von Flügel N F und Höhenleitwerk N H angenommen. Praktikum des Flugzeugs

7 Kräftegleichgewicht im Horizontalflug (stationär): z x Praktikum des Flugzeugs

8 Kräftegleichgewicht im Horizontalflug (stationär): z N F A F A H N H N 25 M 0F M 0H x Praktikum des Flugzeugs

9 Kräftegleichgewicht im Horizontalflug (stationär): z A N F A F N A H N H M 0F M 0 M 0H N 25 S G x G= A F + A H = A ; S ~ W Praktikum des Flugzeugs

10 Momentengleichgewicht: Momentenbezugsachse ist die Querachse durch den Gesamtflugzeugschwerpunkt. Schwanzlastige Momente werden als positive Momente angenommen ( ) Moment um den Schwerpunkt (N 25 ) Moment um den geometrischen Flügelneutralpunkt Praktikum des Flugzeugs

11 z A A F M 0F A H M 0H α H ε H U r G S r H α α W x M F = A F r + M 0F Praktikum des Flugzeugs

12 z A A F M 0F A H M 0H α H ε H U r G S r H α α W x M F = A F r + M 0F M H = -A H r H + M 0H Praktikum des Flugzeugs

13 z A A F M 0F A H M 0H α H ε H U r G S r H α α W x M F = A F r + M 0F M H = -A H r H + M 0H ΣM = 0 = M F + M H Praktikum des Flugzeugs

14 z A A F M 0F A H M 0H α H ε H U r G S r H α α W x M F = A F r + M 0F M H = -A H r H + M 0H ΣM = 0 = M F + M H M c M = q F l μ c M = c MF + c MH = 0 α H = α + ε H + α W Praktikum des Flugzeugs

15 M H = -A H r H + M 0H Praktikum des Flugzeugs

16 M H = -A H r H + M 0H A H r H c MH = + c q F l M0H c AH = μ A H q H F H c MH = -c AH q H F H r H q F l μ + c M0H Praktikum des Flugzeugs

17 M H = -A H r H + M 0H A H r H c MH = + c q F l M0H μ c AH = A H q H F H c MH = -c AH q H F H r H q F l μ + c M0H η H : Ruderwinkel c AH c c AH = (α H α 0H ) + AH η α H H η H c AH Höhenruderfaktor η H α H κ = = ~ 0.5 c AH η H α H Praktikum des Flugzeugs

18 Stabilitätskriterium: Bewirkt eine zufällige Anstellwinkeländerung an einem vorher momentfreien Flugzeug ein Moment, das dieser Änderung entgegenwirkt, so spricht man von statischer Längsstabilität. z A A F r + M 0F -A H r H + M 0H = A (x N x S ) + M 0 N F A F N A H N H M 0F M 0 M 0H N 25 S G x Praktikum des Flugzeugs

19 Stabilitätskriterium: Bewirkt eine zufällige Anstellwinkeländerung an einem vorher momentfreien Flugzeug ein Moment, das dieser Änderung entgegenwirkt, so spricht man von statischer Längsstabilität. A F r + M 0F -A H r H + M 0H = A (x N x S ) + M 0 q F (x c M = - (x N x S ) c A + c M0 = - N x S ) c A + c M0 q F l μ l μ c M (x N x S ) = - c A l μ Praktikum des Flugzeugs

20 Neutralpunktverschiebung: Δx NH (x N x NF ) = l μ l μ N F z A F A N M 0F M 0 M 0H N 25 S G A H N H x Praktikum des Flugzeugs

21 Neutralpunktverschiebung: Δx NH (x N x NF ) = l μ l μ Aerodynamische Momente um den Flügelneutralpunkt: -A H r H + M 0H + M 0F = A (x NF x N ) + M 0 N F z A F A N M 0F M 0 M 0H N 25 S G A H N H x q -c H F H r H Δx AH + c M0H + c M0F = - c NH A + c M0 q F l μ l μ Δx NH l μ = q H F H r H q F l μ c AH α H α W (1 + ) α c A α α W (1 + ) α = α H α Praktikum des Flugzeugs Wirkungsfaktor des Höhenleitwerks α W α 0 bei Heckleitwerk 0 bei Entenleitwerk

22 SIAT 223 Technische Daten: Leistung PS Fluggewicht kg Reisegeschwindigkeit 230 km/h Landegeschwindigkeit km/h Reichweite 1450 km Praktikum des Flugzeugs

23 SIAT Flügel: F = 0,105 m 2 Λ = 5,37 Höhenleitwerk: F = 0,025 m 2 Λ = 3, Praktikum des Flugzeugs

24 SIAT 223 Flugzeugmodell ohne Höhenleitwerk Flugzeugmodell mit Höhenleitwerk mit eingefahrenen Landeklappen mit voll ausgefahrenen Landeklappen Praktikum des Flugzeugs

25 SIAT 223 Flugzeugmodell ohne Höhenleitwerk Flugzeugmodell mit Höhenleitwerk C A -α C W -α C M -α C A -C M C A -C W mit eingefahrenen Landeklappen mit voll ausgefahrenen Landeklappen Praktikum des Flugzeugs

26 Ende Praktikum des Flugzeugs

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