SIMCON Drake - Dokumentation Modul Flugzeugbau Internationaler Studiengang Luftfahrtsystemtechnik und -management 15. ILST

Andreas Klein Benno Greiling David Frank Falk Hirsch Johannes Crombag Jonas Herres Moritz Kellermann Ole Wittenberg

Bremen, 26.01.2012

Institut fu ¨r Aerospace-Technologie Hochschule Bremen

SIMCON Drake

Inhaltsverzeichnis

Inhaltsverzeichnis I.

Konzeptionsphase manntragendes Selbstbauflugzeug

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1. Anforderungen 1.1. Anforderungen des Design-Wettbewerbs der Oskar-Ursinus-Vereinigung 1.2. Marktanalyse . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1.3. Einsatzprofile . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1.4. Analyse der Zulassungskriterien . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . ¨ 1.4.1. Ubersicht u ¨ber die Zertifizierungsspezifikationen . . . . . . . . . 1.4.2. Fazit und Ausblick . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

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2. Flugzeuggeometrie 2.1. Massenabsch¨atzung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.1.1. Motorisierung aus Vergleichsflugzeugen . . . . . . . . . 2.2. Bestimmung der Referenzfl¨ache . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.3. Untersuchung einer Canardkonfiguration . . . . . . . . . . . . . 2.3.1. Namensgebung und Flugzeuglogo . . . . . . . . . . . . . 2.3.2. Absch¨atzung des Down- und Upwashes . . . . . . . . . 2.4. Aerodynamische Auslegung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.4.1. Design-Punkt des Flugzeuges . . . . . . . . . . . . . . . 2.4.2. Profilwahl . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.4.3. Vorgehensweise XFLR5 . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.4.4. Neutral- und Schwerpunktsberechnung . . . . . . . . . . 2.4.5. Einstellwinkelberechnung . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.4.6. Berechnungsmethodik . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.4.7. Genauere Massenabsch¨atzung . . . . . . . . . . . . . . . 2.4.8. Aerodynamische Optimierung mit Hilfe von XFLR5 . . 2.4.9. Stabilit¨atsanalyse mit XFLR5 . . . . . . . . . . . . . . ¨ 2.4.9.1. Einf¨ uhrende Uberlegungen und Vorgehensweise 2.4.9.2. L¨angsstabilit¨at . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.4.9.3. Weiterf¨ uhrende Analyse mit XFLR5 . . . . . . 2.4.10. Berechnung der Querruderwirksamkeit . . . . . . . . . .

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II. Auslegungsphase manntragendes Selbstbauflugzeug

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3. Flugleistungen und -eigenschaften 65 3.1. Betrachtung der Flugleistung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 65 3.1.1. Startrollstrecke . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 67 2

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3.1.2. Horizontalfluggeschwindigkeit bei maximaler Dauerleistung . . . . 3.1.3. Geschwindigkeit des besten Steigens und maximale Steiggeschwindigkeit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3.1.4. Geschwindigkeit des steilsten Steigens . . . . . . . . . . . . . . . . 3.1.5. Range und Endurance . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3.2. Stabilit¨atsanalyse . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3.3. V-n-Diagramm f¨ ur Man¨over und B¨oen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4. Bau- und Konstruktionskonzept 4.1. Baukonzept . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4.2. Haupt-Struktur-Elemente . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4.2.1. Fl¨ ugel und Canard . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4.2.2. Seitenleitwerk . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4.2.3. Rumpf . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4.2.4. Motorsektion mit Propeller . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4.3. Propellerwahl . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4.4. Motoreinbau . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4.5. Cockpitgestaltung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . ¨ 4.6. Ubersicht u ¨ber die Steuerung des Flugzeuges . . . . . . . . . . . . . . . 4.6.1. Konventionelle Ansteuerung der Ruder u ¨ber Steuergest¨ange und seilz¨ uge . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4.6.2. Ansteuerung der Ruder u ¨ber ein steer-by-wire System . . . . . . 4.7. Flugzeugsysteme . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4.7.1. Kraftstoffsystem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . ¨ 4.7.2. Ubersicht u ¨ber das Schmiersystem . . . . . . . . . . . . . . . . . ¨ 4.7.3. Ubersicht u uhlsystem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . ¨ber das K¨ ¨ 4.7.4. Ubersicht u ¨ber das elektrische System . . . . . . . . . . . . . . . 4.7.4.1. Schaltplan . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4.7.4.2. Batterie . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4.7.4.3. Weitere elektronische Komponenten . . . . . . . . . . .

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5. Massenbetrachtung 88 5.1. Massen-Schwerpunkts-Diagramm . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 88 5.2. Absch¨atzung der Leermasse und des Leermassen-Schwerpunktes . . . . . . . 88 6. Marketingkonzept 6.1. Gesamtkostenabsch¨atzung . . . . . . . . . 6.2. Finale Auslegung . . . . . . . . . . . . . . 6.2.1. Mitglieder der OUV . . . . . . . . 6.2.2. Studienarbeiten . . . . . . . . . . . 6.2.3. Bezahlte Ingenieure . . . . . . . . 6.3. Finanzierungsm¨oglichkeiten des Prototyps 6.3.1. Werbem¨oglichkeit der Zulieferer . . 6.3.2. Spenden . . . . . . . . . . . . . . . 6.3.3. Forschungsmittel . . . . . . . . . . 6.3.4. Verein Gr¨ unden . . . . . . . . . . . 6.3.5. Privatpersonen . . . . . . . . . . .

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6.4. Bauoptionen . . . . . . . . . . . . . 6.4.1. Mitglieder der OUV . . . . . 6.4.2. Vergabe von Bachelorarbeiten 6.4.3. Serienfertigung des Drake . . 6.5. Fazit . . . . . . . . . . . . . . . . . .

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7. Datenblatt und Dreiseitenansicht

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III. Entwicklungsphase Modellflugzeug

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8. Anforderungen an das Modell 9. Modell-Geometrie 9.1. Massenabsch¨atzung . . . . . . . . . . . . . . . . . 9.2. Bestimmung der Referenzfl¨ache . . . . . . . . . . 9.3. Aerodynamische Betrachtung des Modells . . . . 9.3.1. Neutral- und Schwerpunktsberechnung . . 9.3.2. Einstellwinkelberechnung . . . . . . . . . 9.3.3. Aerodynamische Optimierung mit XFLR5 9.4. Festigkeitsnachweis Holm . . . . . . . . . . . . . 9.5. Materialwahl . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9.6. Detailkonstruktion . . . . . . . . . . . . . . . . . 9.6.1. Konstruktion des Rumpfes . . . . . . . . 9.6.2. Positionierung des Hauptfahrwerks . . . . 9.6.3. Verbindung von Fl¨ ugeln und Rumpf . . . 9.6.4. Befestigung der Seitenleitwerke . . . . . . 9.6.5. Ansteuerung der Canardruderfl¨ache . . . 9.6.6. Ansteuerung der Quer- und Seitenruder . 9.6.7. Elektrische Systeme . . . . . . . . . . . . ¨ 9.6.8. Weiterf¨ uhrende Uberlegungen . . . . . . . 9.7. Pr¨azise Massenabsch¨atzung f¨ ur das Modell . . . . 9.8. Datenblatt des Modells . . . . . . . . . . . . . . . 10.Ausblick

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Abku ¨rzungsverzeichnis OU V

Oskar-Ursinus-Vereinigung - Deutsche Gesellschaft zur F¨orderung des Selbstbaus von Luftfahrtger¨at e.V.

FLUB

Abk¨ urzung f¨ ur das Modul Flugzeugbau an der Hochschule Bremen

ISA

International Standard Atmosphere - Standardatmosph¨are nach ICAO

LuftVO

Luftverkehrs-Ordnung

MCP

Maximum Continous Power - maximale Dauerleistung

MSL

Mean Sea Level, Normal Null

NACA

National Advisory Committee for Aeronautics

TBO

time between overhaul

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Einleitung Bei dem vorliegenden Schriftst¨ uck handelt es sich um die Dokumentation des Projekts SIMCON, das im Rahmen des Moduls Flugzeugbau bei Herrn Prof. Dr.-Ing. Olaf Frommann an der Hochschule Bremen im Wintersemester 2011/2012 durchgef¨ uhrt wird. Ziel des Projektes ist die Teilnahme an dem Flugzeug-Design-Wettbewerb der Oskar-UrsinusVereinigung (im Folgenden OUV genannt), die den Eigenbau von Luftfahrtger¨aten in Deutschland f¨ordert. Es soll ein manntragendes, ein- oder zweisitziges Flugzeug f¨ ur private Erbauer entworfen werden. Besonderes Augenmerk wird hierbei auf die Einfachheit der Konstruktion gelegt.1 Um diesem Oberziel Nachdruck zu verleihen, wurde der Projektname SIMCON als Akronym f¨ ur simple construction gew¨ahlt.2 Es wird dar¨ uber hinaus ein Modell des manntragenden Flugzeugs berechnet und gebaut. Diese Dokumentation ist analog zum tats¨achlichen Ablauf des Projektes in drei Phasen unterteilt: 1. In der Konzeptionsphase wird die Geometrie des manntragenden Flugzeugs ermittelt, die die Anforderungen an selbiges bestm¨oglich erf¨ ullt. 2. In der Auslegungsphase wird diese Geometrie mit Blick auf die von der OUV geforderten Unterlagen untersucht und das Flugzeug ausgelegt. 3. In der Entwicklungsphase wird selbige schließlich auf die Gr¨oße eines Modellflugzeugs ’runterskaliert’. Im Detaildesign werden s¨amtliche Einzelteile und Flugzeugsysteme des Modellflugzeugs konstruiert.

Abbildung 0.1.: Aufbau der Dokumentation 1 2

vgl. Quelle [OUV11]: Flugzeug-Design-Wettbewerb der OUV Das Flugzeug haben wir auf den Namen Drake getauft. F¨ ur eine weitere Erkl¨ arung sei auf Abschnitt 2.3.1 verwiesen.

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¨ Ubersicht u ¨ber die geforderten Unterlagen der OUV Dieser Bericht dokumentiert das Projekt SIMCON in G¨anze. Hierbei wird in Teil I der Prozess vom Definieren der Anforderungen bis zur Gestaltung des manntragenden Flugzeuges beschrieben. Der Bau eines Modellflugzeuges ist Teil des Selbstbaukonzeptes und dient den Erbauern dazu, Erfahrungen im Umgang mit den Werkstoffen und der Bauweise zu erhalten - wie Abschnitt 4.1 erl¨autert. Weiterhin ist der Bau f¨ ur das Modul Flugzeugbau, in dessen Rahmen das Projekt durchgef¨ uhrt wird, notwendig. Teil III erl¨autert deshalb die Detailentwicklung des Modellflugzeuges. Die im Rahmen des Design-Wettbewerbs von der OUV geforderten Unterlagen sind ¨ in Teil II in die vorliegende Dokumentation eingearbeitet. Tabelle 0.1 gibt eine Ubersicht u ¨ber die entsprechenden Kapitel. Unterlage Absch¨atzung der Leermasse und des Leermassen-Schwerpunktes Absch¨atzung der zu erwartenden Steigrate, der Geschwindigkeit des besten Steigens und der Horizontalfluggeschwindigkeit bei maximaler Dauerleistung Absch¨atzung des Neutralpunktes bei festgehaltenem und losgelassenem H¨ohenruder Beschreibung eines Fertigungskonzeptes Beschreibung eines Gesch¨afts-Modells Massen-Schwerpunkts-Diagramm Maßst¨abliche Drei-Seiten-Ansicht und Datenblatt System-Schemata ¨ Ubersicht u ¨ber den Cockpit-Bereich mit Sitzposition ¨ Ubersicht u ¨ber die Haupt-Struktur-Elemente ¨ Ubersicht u ¨ber die Steuerung V-n-Diagramm f¨ ur Man¨over und B¨oen ¨ Vorschlag f¨ ur einen geeigneten Antrieb und Ubersicht des Triebwerks-Einbaues

Kapitel / Abschnitt Kapitel 5 Kapitel 3

Abschnitt 3.2 Abschnitt Kapitel 6 Abschnitt Kapitel 7 Abschnitt Abschnitt Abschnitt Abschnitt Abschnitt Abschnitt

4.1 5.1 4.7 4.5 4.2 4.6 3.3 4.4

¨ Tabelle 0.1.: Ubersicht u ur den Design-Wettbewerb ¨ber einzureichende Unterlagen f¨

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8 Abbildung 0.2.: SIMCON Drake

Teil I.

Konzeptionsphase manntragendes Selbstbauflugzeug

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Der erste Teil dieser Dokumentation beschreibt die Konzeptionsphase, in der die Geometrie des manntragenden Flugzeugs ermittelt und aerodynamisch optimiert wird. Zun¨achst werden die Anforderungen an das Flugzeug bestimmt. Mit Hilfe der Daten von Vergleichsflugzeugen und eigenen Forderungen k¨onnen Masse, Referenzfl¨ache und Motorisierung u ¨berschlagsweise berechnet werden. Hiermit l¨asst sich eine erste Geometrie festlegen. Im Zuge der aerodynamischen Untersuchung erhalten wir genauere Daten, die die berechnete Masse und Referenzfl¨ache pr¨azisieren. Es ergibt sich ein iterativer Prozess, der schlussendlich zu einer Flugzeuggeometrie f¨ uhrt, die die ermittelten Anforderungen bestm¨oglich erf¨ ullt. Mit diesen Informationen k¨onnen Festlegungen zum Antrieb und zu den wichtigsten Flugzeugsystemen (beispielsweise das Elektronik- oder das Kraftstoffsystem) erstellt werden.

Abbildung 0.3.: Ablaufschema der Konzeptionsphase

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KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN

1. Anforderungen Zu Beginn des Entwicklungsprozesses muss zun¨achst einmal festgelegt werden, was das Ergebnis desselben sein soll. Der erste Schritt ist also eine Situationsanalyse, die die Anforderungen an das manntragende Flugzeug ermittelt. In diesem Kapitel werden deshalb kurz die Anforderungen des Design-Wettbewerbs und der Zulassungsrichtlinien zusammen gefasst. Weiterhin werden die Ergebnisse unsere Marktanalyse vorgestellt, mit der wir die W¨ unsche und den Bedarf m¨oglicher Kunden erfasst haben. Ferner legen wir ein Einsatzprofil f¨ ur das Flugzeug fest. Die zusammengestellten Anforderungen ergeben das Pflichtenheft. Im Verlauf des Entwicklungsprozesses m¨ ussen diese Pflichten immer wieder beachtet werden, damit das entwickelte Flugzeug all diese Anforderungen erf¨ ullt. Es bildet also die Grundlage f¨ ur alle folgenden Schritte (vgl. Abbildung 0.3).

1.1. Anforderungen des Design-Wettbewerbs der Oskar-Ursinus-Vereinigung Im Folgenden werden die Anforderungen an das zu entwerfende Flugzeug und die Rahmenbedingungen des Projekts zusammengefasst, die sich aus der Ausschreibung des FlugzeugDesign-Wettbewerbs1 der OUV ergeben. Der Wettbewerb hat die F¨orderung von Innovationen im Bereich des Flugzeugselbstbaus zum Ziel. Es soll ein manntragendes, ein- oder zweisitziges Flugzeug f¨ ur private Erbauer entworfen werden. Da m¨oglichst vielen Menschen mit durchschnittlichem handwerklichen Geschick der Zugang zum Flugzeugselbstbau erm¨oglicht werden soll, steht das Konzept eines m¨oglichst einfach zu bauenden und kosteng¨ unstig zu fertigenden Flugzeuges stets im Fokus. Hierbei k¨onnen Kunden mit einer gut ausgestatteten Werkstatt angenommen werden. Das Flugzeug soll gutm¨ utig zu fliegen sein und die Flugleistungen diesem Ziel im Zweifelsfall untergeordnet werden. Dar¨ uber hinaus sollen f¨ ur den Bau des Flugzeuges nur m¨oglichst wenige unterschiedliche Teile verwendet werden m¨ ussen. Der Entwurf soll die wichtigsten Forderungen der Zertifizierungsklassen CS-/JAR-VLA, CS-LSA oder CS-/JAR-23 bzw. LTF-UL erf¨ ullen. Eine genaue Erl¨auterung hierzu erfolgt in Abschnitt 1.4. Weiterhin soll im Rahmen des Design Wettbewerbs ein Marketing-Konzept erstellt werden, mit dessen Hilfe das entworfene Flugzeug vollst¨andig entwickelt, als Prototyp gebaut und getestet werden kann. Das Konzept soll auch die Erstellung der Bauunterlagen f¨ ur den sp¨ateren Nachbau des Flugzeuges mit ber¨ ucksichtigen.2 1 2

Quelle [OUV11]: Flugzeug-Design-Wettbewerb der OUV Das Marketingkonzept ist in Kapitel 6 beschrieben.

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KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN

Bewertet wird die Eignung der Entwurfes f¨ ur den Selbstbau und als Mittel der F¨orderung desselben, die Qualit¨at der technischen Unterlagen, das Fertigungskonzept sowie das Gesch¨aftsmodell.

1.2. Marktanalyse ¨ Um einen Uberblick u ¨ber den Markt, den Bedarf und die Anforderungen an ein Selbstbauflugzeug seitens der potentiellen K¨aufern zu bekommen, erstellten wir im Rahmen der Konzeptionsphase eine Umfrage f¨ ur Selbstbauer, Luftsportler und Privatpiloten. Vor dem Hintergrund der zahlreich erh¨altlichen amerikanischen Selbstbaus¨atze haben wir es uns zum Ziel gesetzt, ein Selbstbauflugzeug f¨ ur den Bedarf und die W¨ unsche des deutschen Marktes zu entwickeln, das auch die hiesigen Zulassungskriterien von vorn herein erf¨ ullt. Mit etwa 200 Teilnehmern lieferte die Umfrage ein repr¨asentatives Bild des Marktes, sodass sie uns eine richtungsweisende Grundlage f¨ ur die weitere Konzeptionierung und Entwicklung des manntragenden Selbstbauflugzeugs sein konnte.3 Die Umfrage besteht aus acht Fragen und war zwischen dem 12.10.2011 und dem 19.11.2011 freigeschaltet. Die ersten Fragen wurden von 201, die letzte Frage von 193 Teilnehmern beantwortet.4 Hierbei konnte jede IP-Adresse nur einmal teilnehmen, um eine Verf¨alschung der Ergebnisse zu vermeiden. Insgesamt sind wir mit der Resonanz und der Qualit¨at der Antworten sehr zufrieden. Die Expertise der Teilnehmer hat sich auch in den hilfreichen Anmerkungen widergespiegelt, die nach jeder Frage optional hinzugef¨ ugt werden konnten. Folgende, ausgew¨ahlte Teilnehmergruppen wurden eingeladen an der Umfrage teilzunehmen: ˆ Deutscher Aero Club (DAEC); Deutscher Ultraleichtverband (DULV); Bundesverband der Betriebe der allgemeinen Luftfahrt (BBAL); ˆ Luftsport Verb¨ ande der L¨ ander: Bayern, Baden-W¨ urttemberg, Rheinland-Pfalz, Sachsen, Niedersachsen, Bremen, Hamburg, Schleswig-Holstein; ˆ Fliegerschule Wasserkuppe; Flugschule Senne; Fr¨ ankische Fliegerschule Feuerstein; ˆ Alpenflugzentrum Unterw¨ ossen; Hanseatische Fliegerclubs Hamburg, Bremen, Frankfurt, M¨ unchen, D¨ usseldorf, Berlin

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Diese Aussage wird auch durch die Tatsache gest¨ utzt, dass sich die qualitativen Ergebnisse der Marktanalyse in allen Fragen nach der Bearbeitung von 50 Teilnehmern nur unwesentlich von denen nach 200 Teilnehmern unterschieden hat. 4 Vier Prozent der Teilnehmer haben die Umfrage also vorzeitig beendet oder ihre Daten konnten auf Grund von Verbindungsschwierigkeiten nicht korrekt u ¨bermittelt werden.

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KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN

Auswertung der Umfrage: 1. Welche Flugzeuggeometrie w¨ urden Sie bevorzugen?

Abbildung 1.1.: Marktanalyse: Flugzeuggeometrie (201 Teilnehmer) Diese Frage haben wir gestellt, um Aussagen u unschte Fl¨ ugelposition zu erhal¨ber die gew¨ ten, die auch Aussagekraft bez¨ uglich des gew¨ unschten Einsatzzweckes des Flugzeugs hat. So ist die Bodensicht bei einem Hochdecker f¨ ur Pilot und Insassen optimal, ein Tiefdecker wird jedoch h¨aufig als sportlicher empfunden. Die meisten Teilnehmer bevorzugen einen Tiefdecker, der Hochdecker erhielt die wenigsten Stimmen. Insgesamt ist die Verteilung der Stimmen jedoch recht ausgeglichen - keine Auswahlm¨oglichkeit erzielte eine absolute Mehrheit. Eine klare Tendenz des Marktes ist hier folglich nicht zu erkennen. 2. W¨ aren Sie auch bereit, eine Canard-Konfiguration zu bauen und zu fliegen?

Abbildung 1.2.: Marktanalyse: Akzeptanz der Canard-Konfiguration (201 Teilnehmer) 13

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KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN

Um dar¨ uber hinaus die Flugzeugkonfiguration n¨aher zu untersuchen, haben wir nach der Akzeptanz der Canard-Konfiguration gefragt. Bereits zu Beginn des Projektes gab es die ¨ Uberlegung, dass eine Canard-Konfiguration kompakter zu bauen sein kann, als eine herk¨ommliche. Ein Umfrageteilnehmer hat in den Anmerkungen zu Frage 1 und 2 treffend zusammengefasst, dass jede Konfiguration Nachteile hat: “Ein Hochdecker ist f¨ ur die Navigation (Bodenbeobachtung) sowie f¨ ur Start und Landung geeigneter als ein Tief- oder Mitteldecker, hat aber den Nachteil, dass bei Kurvenfl¨ ugen die Luftraumbeobachtung behindert und damit die Sicherheit stark eingeschr¨ ankt ist. Ein Canard hat die besseren Leistungen, ein sehr gutes Flugverhalten und ist schnell, doch hat der Canard einen großen Nachteil bei Start und Landungen, weil der Anstellwinkel im Langsamflug sehr groß ist und damit die Sicht nach vorn in einer kritischen Phase des Fluges sehr stark eingeschr¨ ankt ist.” 5 Da knapp zwei Drittel der Teilnehmer bereit w¨aren, eine Canard-Konfiguration selber zu bauen und auch keine Vorbehalte gegen¨ uber dem Fliegen derselben haben, verfolgten wir diese Idee weiter. 3. Welches Material w¨ urden Sie bevorzugen?

Abbildung 1.3.: Marktanalyse: Material (198 Teilnehmer) Von elementarer Bedeutung f¨ ur die Entwicklung eines Selbstbauflugzeuges war f¨ ur uns die Frage, mit welchem Material Selbstbauer bevorzugt arbeiten w¨ urden. Sie bestimmte die Art der Konstruktion, die wir vorsehen konnten. Interessant war hierbei besonders die Einstellung zu glasfaserverst¨arktem Kunststoff (GFK), der komplexe Formen erlaubt, eine aerodynamisch gute Oberfl¨ache bietet und besonders ansprechend aussieht, dessen Verarbeitung jedoch auch gewisse Anforderungen an den Erbauer stellt. 5

Unserer Meinung nach kann man nicht verallgemeinern, dass ein Flugzeug in Canardkonfiguration generell h¨ ohere Anstellwinkel bei der Landung aufweist, als ein Flugzeug in konventioneller Konfiguration. Je nach Bauart kann allerdings die Canard-Fl¨ ache im Sichtfeld des Piloten liegen. Die Sicht zur Seite ist daf¨ ur im allgemeinen besser.

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KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN

Insgesamt drei Viertel der Teilnehmer w¨ unschen sich GFK als Material ihres Flugzeuges, davon w¨ urden 80% dieses bevorzugt mit fertigen Schalen im Baukastenprinzip verbauen, anstatt selber Teile zu laminieren. Dies trauen sich immerhin 15% der Umfrageteilnehmer bereits jetzt zu. Die anderen Baumaterialien haben wir auf Grund der Umfrageergebnisse bereits an dieser Stelle verworfen. Ein Flugzeug aus einer bespannten Aluminiumkonstruktion wurde von nur vier Prozent aller Teilnehmer pr¨aferiert. Die Aluminium-Komplettbauweise haben wir dar¨ uber hinaus verworfen, da das pr¨azise Biegen der Bleche und Stahlrohre aufw¨andig ist und seitens der Erbauer hohes Geschick erfordert (um Knick- und Rissbildung zu verhindern) und damit einem m¨ oglichst einfachen Selbstbaukonzept widerspricht. Die Holzbauweise w¨are in dieser Hinsicht zwar am geeignetsten, findet jedoch am Markt keine Akzeptanz und ist auch aus unserer Sicht nicht mehr zeitgem¨aß. Auch bei den Anmerkungen wurde die Pr¨aferenz f¨ ur GFK als Werkstoff deutlich. Ein Umfrageteilnehmer schrieb: “GFK ist ein moderner Baustoff, der besser zu handhaben ist als Holz. Mit fertigen Schalen ist der Bau einfacher zu bew¨ altigen.”. Ein anderer kann sich sogar kohlenstofffaserverst¨arkte Kunststoffe als Baumaterial vorstellen: “Mit Hilfe der fertigen Fl¨ ugelschalen, die sogar partiell aus CFK wegen der Gewichtsminderung sein k¨ onnten, ist zumindest das Fl¨ ugelprofil und damit die Aerodynamik garantiert. Der Rumpf sollte als GFK-Schale ebenfalls fertig bereitgestellt werden. F¨ ur den Zusammenbau sollten gute Kenntnisse in der Verwendung von Harz und GFK/CFK-Materialien vorhanden sein. Ein komplettes Alu-Flugzeug l¨ asst sich leichter in Baugruppen unterteilen und kann in jeder Garage zusammengebaut werden. Die Alu-Bauweise stellt nicht sehr große Anforderungen an den Kit-Bauer, ist aber auch zeitraubend.” 4. Welche Flugzeugart w¨ urden Sie bevorzugen?

Abbildung 1.4.: Marktanalyse: Flugzeugart (196 Teilnehmer) Bei dieser Frage haben wir versucht, den in der UL- oder E-Klasse oft vorherrschenden Konflikt zwischen hoher Zuladung und guter Flugleistung abzubilden und auf die Passagierzahl zu beziehen. Die Fragestellung erfolgte hierbei in dieser Form, um zu vermeiden, dass sich der Beantwortende f¨ ur die reizvolle M¨oglichkeit mit Fluglehrer, Partner oder Freunden unterwegs zu sein entscheidet, ohne sich dieses m¨oglichen Widerspruchs bewusst 15

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KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN

¨ zu sein. Uber 60% der Umfrageteilnehmer m¨ochten die M¨oglichkeit haben, zu zweit zu fliegen. 5. Welche Zulassungsart w¨ urden Sie pr¨ aferieren?

Abbildung 1.5.: Marktanalyse: Zulassungsart (195 Teilnehmer) In der Frage nach der Zulassungsklasse wurde eine bewusste Abw¨agung der Teilnehmer zwischen zwei Vorteilen herbeigef¨ uhrt. So bietet ein E-Klasse-Flugzeug in der Regel eine ausreichende Zuladung, ist aber gegen¨ uber einem UL teurer in der Anschaffung. Auch der Zulassungsprozess ist hier aufw¨andiger. Diese Frage setzt der Konstruktion durch die mit den Zulassungskriterien verbundenen Anforderungen starre Grenzen und war somit f¨ ur den weiteren Prozess von entscheidender Bedeutung. Eine genauere Beschreibung dieser Anforderungen liefert der Abschnitt 1.4. Hierzu w¨ahlten wir das Instrument der Polarit¨atenfrage. Die Teilnehmer konnten eines von f¨ unf Feldern zwischen den beiden Polen UL- und E-Klasse anw¨ahlen und mit der N¨ahe zum jeweiligen Pol die St¨arke ihrer Pr¨aferenz ausdr¨ ucken. Feld 3 steht hierbei f¨ ur Gleichg¨ ultigkeit oder Unentschlossenheit. Abbildung 1.5 zeigt die absolute Anzahl jeder Auswahl sowie den Mittelwert von 2,88. Es ergibt sich eine leichte Tendenz zur UL-Klasse, insgesamt ist das Ergebnis jedoch ausgeglichen und es kann keine eindeutige Pr¨aferenz abgeleitet werden.

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KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN

6. Wie viel w¨ aren Sie bereit f¨ ur einen Baukasten (Selbstbau mit Motor & Instrumenten) zu bezahlen?

Abbildung 1.6.: Marktanalyse: Preisrahmen (195 Teilnehmer) Die Auswertung dessen, was potentielle K¨aufer bereit sind f¨ ur den Bausatz zu zahlen, setzte wichtige Eckdaten in der Kostenstruktur des Projektes. Die Anzahl der auf eine Preisspanne entfallenen Stimmen nimmt mit Zunahme des Preises ab. Die meisten Stimmen entfielen auf einen Preis unter 45.000¿, knapp ein Drittel der Teilnehmer w¨are jedoch auch bereit, 45.000¿-55.000¿ zu bezahlen. 7. Welche Eigenschaft w¨ are Ihnen wichtiger?

Abbildung 1.7.: Marktanalyse: Flugeigenschaften (194 Teilnehmer) Aus den Anforderungen des OUV-Flugzeugdesignwettbewerbs geht klar hervor, dass gute Flugeigenschaften im Fokus des Konzeptes stehen sollen, wohingegen gute Flugleistungen als Bonus betrachtet werden. Die Umfrage lieferte uns Aufschluss dar¨ uber, wie wichtig dieser Bonus den potentiellen K¨aufern ist und war deshalb f¨ ur uns ein Anhaltspunkt, welchen Stellenwert die Flugleistungen in der Konzeptionierung haben sollten. Der Aufbau der Polarit¨atenfrage gleicht dem der Frage 5, mit dem Unterschied, dass es sechs Felder als Maß f¨ ur die Pr¨aferenz gibt. Hier sollte es nicht die M¨oglichkeit geben, einen neutralen Mittelwert anzuw¨ahlen, da wir f¨ ur ein aussagekr¨aftiges Ergebnis bewusst von jedem Teilnehmer eine Abw¨agung zwischen den beiden Polen erhalten wollten. Nach Auswertung aller Teilnehmer ergab sich jedoch ein Mittelwert von 3,28. Dieser liegt etwas unter dem Mittelwert zwischen den beiden Polen (3,5) und zeigt damit eine minimale Pr¨aferenz zu Gunsten der Flugleistungen an. 17

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KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN

8. Welche der folgenden Eigenschaften ist Ihnen am wichtigsten?

Abbildung 1.8.: Marktanalyse: Weitere Flugzeugeigenschaften (193 Teilnehmer) Um die pr¨aferierten Flugzeugeigenschaften genauer abzugrenzen, sollte noch die wichtigste Eigenschaft aus Reichweite, Flugdauer (Endurance), Reisegeschwindigkeit und Betriebskosten (Direct Operating Costs) von den Teilnehmern bestimmt werden. Mit deutlichen 60% waren die Betriebskosten f¨ ur die Mehrzahl der Umfrageteilnehmer der wichtigste Faktor. W¨ahrend es bei dem Anschaffungspreis eines Selbstbauflugzeuges noch eine weitgehend ausgeglichene Verteilung gab, wird hier deutlich, dass die laufenden Kosten beim Betrieb des Flugzeugs der vorherrschenden Meinung nach so gering wie m¨oglich gehalten werden sollen. Hierzu z¨ahlen f¨ ur uns neben den Treibstoffkosten und Geb¨ uhren auch die Kosten f¨ ur Wartung und Reparatur von Verschleißteilen. Interessant ist ferner, dass die Reichweite des Flugzeuges der Reisegeschwindigkeit untergeordnet sein sollte. Hieraus kann man ableiten, dass das Flugzeug nicht als Transportmittel, sondern eher f¨ ur das Fliegen als Selbstzweck oder f¨ ur kleinere Ausfl¨ uge genutzt werden soll. Betrachtet man dies zusammen mit der leichten Pr¨aferenz f¨ ur die Flugleistungen gegen¨ uber der Gutm¨ utigkeit des Flugzeuges6 , so wird dar¨ uber hinaus deutlich, dass die potentiellen Kunden Spaß am Fliegen auch bei einem Selbstbauflugzeug mit ansprechender Leistung und Fluggeschwindigkeit verbinden. Unterstrichen wird diese Aussage durch die Tatsache, dass die reine Flugdauer, also die Zeit des sich in der Luft Befindens, absolut die wenigsten Stimmen erhielt und somit f¨ ur die Kunden kein ausreichendes Kriterium f¨ ur die Anschaffung eines Flugzeuges ist.

1.3. Einsatzprofile Mit Hilfe der Marktanalyse und allgemeiner Kenntnisse zur Sportfliegerei l¨asst sich nun ein Einsatzprofil f¨ ur das Flugzeugkonzept entwerfen. Bei der Zielgruppe f¨ ur unser Flugzeug handelt es sich um einen technisch interessierten Sportpiloten, der sein eigenes Sportflugzeug m¨oglichst einfach selbst bauen und nat¨ urlich auch fliegen m¨ochte. Wie aus der 6

vgl. Frage 7

18

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KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN

Umfrage hervorgeht, pr¨aferieren hier Freizeitpiloten deutlich die niedrigen Betriebskosten und damit einen geringen Spritverbrauch. Eine hoher Geschwindigkeitsbereich und eine hohe Reichweite ist daher eher von untergeordneter Bedeutung. Allgemein l¨asst sich der Flug eines Sport- oder Hobbypiloten, wie Abbildung 1.9 zeigt, in folgende 4 Phasen unterteilen: 1. Warm-Up mit Start 2. Steigflug 3. Ausdauerflug 4. Sinkflug mit Landung

Steigflug

Ausdauerflug

Landung Start

Abbildung 1.9.: Einsatzprofil Gestartet wird in der Regel auf kleineren Flugpl¨atzen mit befestigter Piste oder Grasbahn von durchschnittlich 800m L¨ange. Da davon ausgegangen werden muss, dass auch von wesentlich k¨ urzeren Pisten und vor allem auch von unbefestigten Graspisten mit erh¨ohtem Rollwiderstand gestartet wird, rechnen wir mit einer erw¨ unschten Startstrecke von ca. 300m. Dabei nimmt der Start und das vorhergehende Warmlaufen des Motors etwa zehn Minuten in Anspruch. F¨ ur den Steigflug nehmen wir mindestens eine Steigrate von 600f t/min an7 , damit ergibt sich bei einer Einsatzh¨ohe von 4500ft (etwa 1370m) eine durchschnittliche Steigzeit von etwa siebeneinhalb Minuten. Der Steigflug geht dann in einen Ausdauerflug u ur große Reich¨ber, da wie schon in 1.2 beschrieben, das Flugzeug nicht f¨ weiten, sondern nur f¨ ur den Spaß am Fliegen ausgelegt werden soll. F¨ ur das Fliegen im Flugplatzbereich oder u ¨ber kurze Entfernungen ist also eher die zeitliche Ausdauer (Endurance) von entscheidender Bedeutung. 8 Deshalb sprechen wir hier von einem Ausdauerund nicht von einem Reiseflug, was in der Massenabsch¨atzung in 2.1 von Bedeutung ist. F¨ ur den Ausdauerflug empfinden wir einen Wert von vier Stunden als angenehm. F¨ ur die letzte Flugphase, den Sinkflug mit anschließender Landung, kann man von einer zeitlichen Dauer von etwa zehn Minuten einschließlich Rollen ausgehen. Zusammenfassend kann man sagen, dass dieses Einsatzprofil dem durchschnittlichen Flug eines Freizeitpiloten entspricht.

1.4. Analyse der Zulassungskriterien Im Rahmen der Grobauslegung unseres Flugzeuges stellte sich bereits die Frage, nach welchen Kriterien unser Flugzeug sp¨ater einmal zertifizierbar sein sollte. Zwei der wichtigsten 7

Diese best¨ atigt sich auch aus der in der VLA geforderten Steigrate von 2m/s, die wir um den Faktor 1,5 u ochten. (vgl. 1.4) ¨bertreffen m¨ 8 Zun¨ achst scheint dies ein Widerspruch zu dem in der Umfrage noch vor der Endurance genannten Kriterium Range. Allerdings beinhaltet eine bestimmte Endurance bei einer gewissen Reisefluggeschwindigkeit auch eine ausreichende Reichweite.

19

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KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN

¨ Kenngr¨oßen sind hierbei die maximale Abflugmasse, sowie die Uberziehgeschwindigkeit ur die weitere Auslegung des Konzepts war es wichtig, uns in Landekonfiguration vs0 . F¨ f¨ ur eine der m¨oglichen Zertifizierungsspezifikationen zu entscheiden. Zur Auswahl wurden hierbei von der OUV die JAR-/CS-23 [Age03a], JAR-/CS-VLA [Age03b] und die LTF-UL [LBA03] vorgeschlagen. An dieser Stelle sei angemerkt, dass in der Wettbewerbsausschreibung der OUV auch die M¨oglichkeit erw¨ahnt ist, das Flugzeug nach CS-LSA [Age11] zertifizieren zu lassen. Da sich aber die Anforderungen der CS-LSA nur geringf¨ ugig von den Zulassungsanfoderungen nach CS-VLA unterscheiden und zudem die CS-LSA-Richtlinien erst im Juni 2011 in Kraft getreten sind und daher bisher noch wenige Erfahrungswerte betreffend der Zulassungskomplexit¨aten existieren - was unserer Pr¨amisse, ein einfach zu bauendes und zuzulassendes Flugzeug zu entwerfen, unter Umst¨anden entgegengesetzt h¨atte sein k¨onnen - haben wir uns daf¨ ur entschieden, die CS-LSA in der Analyse nicht mit zu ber¨ ucksichtigen.

¨ 1.4.1. Ubersicht u ¨ber die Zertifizierungsspezifikationen Die einzelnen Spezifikationen sollen hier kurz vorgestellt werden: Die JAR-23, seit der Aufl¨osung der Joint Aviation Authorities (JAA) im Juni 2009 von der EASA als CS-23 herausgegeben, dient der Zertifizierung von und enth¨alt Bau- und Zulassungsrichtlinien f¨ ur leichte Motorflugzeuge bis zu einem MTOW von 5970kg. Die CS-23 unterscheidet dabei zwischen vier verschiedenen Kategorien: der Normal-, Utility-, Aerobatic- und CommuterCategory. F¨ ur unsere Auslegung war dabei nur die Normal-Category von Interesse. Die JAR-/CS-VLA dient der Zertifizierung von Leichtflugzeugen bis zu einem MTOW von 750kg. Die Luftt¨ uchtigkeitsforderungen f¨ ur aerodynamisch gesteuerte Ultraleichtflugzeuge (LTF-UL) schließlich dienen der Zertifizierung von Ultraleichtfliegern bis zu einem MTOW von 300kg (einsitzig) bzw. 450kg (zweisitzig), jeweils zuz¨ uglich eines f¨ ur diese Klasse verpflichtend einzubauenden Gesamtrettungssystems f¨ ur das Flugzeug. Im Folgenden haben wir die aus unserer Sicht wichtigsten Kriterien der einzelnen Zertifizierungsspezifikationen dargestellt. Dabei zeigen sich durchaus markante Unterschiede.

Anforderungskriterium

JAR-/CS-23

JAR-/CS-VLA

LTF-UL

vs0 , stallspeed in landing config.

113 km/h

83 km/h

65 km/h

MTOM

5670 kg

750 kg

450 kg (zweisitzig)*

in D: Echo bis 2 t

300 kg (einsitzig)*

Takeoff-Run (15m Hindernis)

-

500 m

300 m

Crew mass

Normal: 77 kg

83 kg

70kg 5 Crew 5 100kg

Utility: 86 kg

Crew gesamt: max. 170 kg

Climb speed

1, 2 · vS1 **

1, 3 · vS1 **

-

max. Load factor

−1, 52 5 n 5 3, 8

−1, 5 5 n 5 3, 8

−2 5 n 5 4

Prop ground clearance

0,18 m

0,18 m

0,17 m

Steiggeschwindigkeit

8,3% gradient

2m s

1, 5 m s

Balked Landing

3,3% gradient

3,3% gradient

-

¨ Tabelle 1.1.: Ubersicht u ¨ber die Zertifizierungsspezifikationen

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KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN

* jeweils zuz¨ uglich 22,5 kg f¨ ur das Gesamtrettungssystem, welche allerdings nicht mit zur MTOM z¨ahlen. ** vS,1 ist die Stallspeed in “clean configuration”, das bedeutet mit eingefahrenen Klappen sowie mit eingefahrenem Fahrwerk

1.4.2. Fazit und Ausblick Nach Abw¨agung der Anforderungen und Einsch¨atzung der Leistungen und Spezifikationen, welche wir von unserem Flugzeug erwarteten, schien die CS-VLA die richtige Wahl zu sein. Dabei war das Gewicht das ausschlaggebende Kriterium. Um das Flugzeug unterhalb der 300kg-Grenze (Einsitzer), bzw. 450kg (Zweisitzer) zu halten, h¨atten wir um jedes Gramm feilschen m¨ ussen und dabei auch eventuelle Abstriche in den Flugleistungen, vor allem aber h¨ohere Kosten und h¨ochstwahrscheinlich einen h¨oheren Bauaufwand in Kauf nehmen m¨ ussen. Die CS-VLA bietet diesbez¨ uglich Luft nach oben. Zwischen CS-VLA und CS-23 bestand dann der einzig gravierende Unterschied in der Stallspeed. Hierbei u ¨ber die Grenze von vS,0 = 83km/h zu gehen schien uns jedoch unverh¨altnism¨aßig im Hinblick auf die geforderten gutm¨ utigen Flugeigenschaften des Flugzeugs. Zudem ist eine Zertifizierung nach CS-23 gleichzusetzen mit einem wesentlich h¨oheren Kostenaufwand und einem aufw¨andigeren Zulassungsverfahren. Wie sich in der Marktanalyse unter Frage 5 (vgl. 1.2: “Welche Zulassungsart w¨ urden Sie pr¨aferieren?”) herausstellte, gab es keine eindeutige Tendenz hin zur UL- bzw. zur E-Klasse. Daher konnten wir unsere Entscheidung f¨ ur die CS-VLA auf Basis der oben genannten objektiven Argumente f¨allen. F¨ ur die weitere Auslegung des Flugzeuges bedeutete dies, dass wir s¨amtliche Leistungsdaten auch im Hinblick auf die in der CS-VLA geforderten Werte auslegten. Das Flugzeug w¨ urde also in der E-Klasse zugelassen werden.

21

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KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

2. Flugzeuggeometrie Ausgehend von den vorherigen Erkenntnissen k¨onnen wir uns nun dem Entwurf der Flugzeuggeometrie widmen. Mit Hilfe der Ergebnisse der Marktanalyse, des Einsatzprofils und den Zulassungskriterien, wird unser Flugzeug im Folgenden immer mehr seine endg¨ ultige Form annehmen. Anhand der ermittelten Anforderungen und der Betrachtung von Vergleichsflugzeugen der allgemeinen Luftfahrt entstanden folgende, erste Grobentw¨ urfe von m¨oglichen Geometrien. Sie stehen f¨ ur eine Kategorie von Luftfahrzeugen, mit denen die spezifischen Anforderungen erf¨ ullt werden k¨onnen. Auch liefern Sie, mit Hilfe von ¨ahnlichen Vergleichsflugzeugen, bereits eine Grundlage f¨ ur die Absch¨atzung erster Flugzeugparameter (beispielsweise eine Eingrenzung der Streckung).

Abbildung 2.1.: Erste Skizzen m¨oglicher Flugzeuggeometrien Entgegen dem Ergebnis aus Frage 5 der Marktanalyse (s. 1.2) entschlossen wir uns dazu, das Flugzeug als Einsitzer auszulegen. Das sich durch zwei Personen erh¨ohende Gewicht w¨ urde zu einer gr¨oßeren, ben¨otigten Fl¨ ugelfl¨ache zum Erzeugen des ben¨otigten Auftriebs f¨ uhren sowie eine leistungsf¨ahigere Motorisierung als bei nur einer Person voraussetzen. Auch ist die Konstruktion einfacher, da z.B. nicht eine zus¨atzliche Ruderansteuerung und ein zus¨atzliches Instrumentenbrett eingebaut werden m¨ ussen. Dies spiegelt sich weiterhin nat¨ urlich auch in deutlich geringeren Anschaffungskosten wider. Zum Finden der Flugzeuggeometrie f¨ uhren wir in einem ersten Schritt nun eine Massenabsch¨atzung durch, nach der wir einen mit Anforderungen belegten Massenpunkt erhalten. F¨ ur diesen ist es dann m¨oglich, eine Motorisierung abzusch¨atzen. Im Anschluss bestim22

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KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

men wir f¨ ur unseren Massenpunkt eine Referenzfl¨ache, die erforderlich ist, um das Flugzeug durch alle Flugphasen zu tragen. Nachdem diese ermittelt wurde, untersuchen wir die Vor- und Nachteile der Canardkonfiguration, die schon in der Umfrage angesprochen wurde, um uns auf eine Flugzeugkonfiguration festlegen zu k¨onnen. Schließlich folgt die aerodynamische Betrachtung des Flugzeuges, die uns in einem iterativen Prozess von der ersten Grobkonstruktion bis hin zum fertigen Flugzeug f¨ uhrt. F¨ ur eine Bewertung der Flugeigenschaften wird noch die Stabilit¨at sowie, exemplarisch f¨ ur die Steuerbarkeit, die Rollrate des Flugzeugs analysiert. Zu guter Letzt werden Bauweise und Konstruktion des Flugzeugs genauer beleuchtet.

2.1. Massenabsch¨ atzung Von den Anforderungen zum Massenpunkt - die “weight fractions”- Methode Eine erste Massenabsch¨atzung nehmen wir mit Hilfe der “weight fractions”-Methode vor ([?] S.15-24). Bei dieser Berechnung, die wir mit Hilfe eines selbstgeschriebenen MATLAB Algorithmus durchf¨ uhren, handelt es sich um einen iterativen Prozess. Dabei werden bestimmte gew¨ unschte Parameter vorgegeben. F¨ ur unser Flugzeug w¨ahlen wir in Bezug auf alle oben genannten Kriterien: ˆ Pilotenmasse (max. inklusive Fallschirm) : 110 kg

¨ ˆ Zuladung (Rucksack oder Ahnliches) : 10 kg ˆ Propellerspezifischer Treibstoffverbrauch bei h¨ ochster Dauerleistung (Rotax 912, [BP10a]) kg : 0.389 kW (berechnet mit fuelconsumption.m) h ˆ gew¨ unschte Endurance (vgl. 1.3) : 4h ˆ gesch¨ atzte Gleitzahl :

CL CD

=8

Die Abflugmasse W0 , die Masse mit der das Flugzeug seinen Flug antritt (auch als Design Weight bezeichnet), betrachtet man dabei als Summe der folgenden Teilmassen: 1. Crew 2. Zuladung bzw. Passagier 3. Treibstoff 4. Leergewicht Zusammengefasst ergibt sich die Abflugmasse: W0 = Wcrew + Wpayload + Wf uel + Wempty

(2.1)

Da Crew und Zuladung bekannt sind, m¨ ussen nun Leer- und Treibstoffmasse iterativ bestimmt werden. Hierf¨ ur werden Leer- und Treibstoffmasse auf W0 bezogen und Gleichung 2.1 nach W0 aufgel¨ost. W0 =

Wcrew + Wpayload 1−

Wf uel W0

−

Wempty W0

(2.2) 23

SIMCON Drake ˆ

Wempty W0

ˆ

Wf uel W0

KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

: empty weight fraction

: fuel fraction

Die “empty weight fraction” l¨asst sich durch die Nutzung statistischer Daten absch¨atzen. Wempty = A ∗ W0C ∗ Kcomposite W0

(2.3)

Nach ([?], Seite 18, Table 3.1) ergeben sich f¨ ur uns: ˆ A = 1.15 ˆ C = - 0.09 ˆ KComposite = 0.95 (Korrekturfaktor f¨ ur die Verwendung moderner GFK-Bauweise)

Entsprechend unserem festgelegten Flight Mission Profile (vgl. Kapitel 1.3) legen wir das Flugzeug auf eine gew¨ unschte Endurance aus. Hierf¨ ur wird die Differentialgleichung 17.29 i aufgel¨ost: ([?], Seite 538) integriert und nach der “mission segment weight fraction” WWi−1 −tEnd ∗ Cf uel Wi = exp CL Wi−1 C

(2.4)

D

ˆ tEnd : gew¨ unschte Ausdauerflugzeit (Endurance) ˆ Cf uel : propellerspezifischer Verbrauch

Außerdem ergeben sich die weiteren Massenverh¨altnisse aus dem Einsatzprofil und durch ¨ folgende Uberlegungen: Die Masse des Flugzeugs ¨andert sich aufgrund des Treibstoffverbrauches w¨ahrend eines jeden Flugsegmentes. Wir nehmen einen durchschnittlichen Treibstoffverbrauch in Abh¨angigkeit der zum Segment passenden Motorleistung an. F¨ ur Warmlaufen und Start nehmen wir dabei vereinfachend den selben Krafstoffverbrauch, wie f¨ ur die Startleistung, an (siehe[BP10a]). F¨ ur die Landephase (Platzrunde, etc.) legen wir sicherheitshalber einen etwas zu hohen Verbrauch zu Grunde. In der folgenden Tabelle sind die weiteren “mission segment weight fractions” angegeben (Vgl. auch [?], Seite 22, Table 3.2), wobei eine Treibstoffdichte von %F = 0.72 kg l und eine erste Sch¨atzung f¨ ur die Abflugmasse W0 = 400kg angenommen werden. mission segment Warmlaufen und Start

Verbrauch [ kg h ] 17.28

Zeitdauer [min,h] 10, 16

Massenabnahme [kg] 2.88

Wi Wi−1 WStart W0

=

0.9928

Steigflugphase

16.27

7.5

2.03

WSteig WStart

=

0.9945

Landung

7.2

10,

1 6

1.2

WLand WEnd

=

0.998

Tabelle 2.1.: Weight fractions f¨ ur die einzelnen Missionssegmente

24

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KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE Formelzeichen W0 Wpayload Wcrew A C WStart W0 WSteig WStart WLand WEnd

tEnd CL CD

Cf uel

Wert 1000 lb 22 lb 242 lb 1.15 -0.09 0.9928 0.9945 0.998 4h 8 0.1908

Quelle gesch¨atzt gefordert gefordert Raymer Raymer berechnet berechnet berechnet gefordert gesch¨atzt berechnet

Tabelle 2.2.: eingesetzte Werte f¨ ur die Absch¨atzung des Abfluggewichtes Nun k¨onnen wir die Restmasse nach einer beliebigen Anzahl an Flugmissionssegmenten berechnen. Wir belassen es jedoch bei den zuvor festgelegten: Wx WStart WSteig WEnd WLand ∗ ∗ = ∗ W0 W0 WStart WSteig WEnd

(2.5)

Damit erhalten wir schließlich auch die fuel fraction unter der Vorgabe, dass 6% Reserve mitgenommen werden m¨ ussen: Wf uel Wx = (1 − ) ∗ 1.06 W0 W0

(2.6)

Tabelle 2.2 zeigt die endg¨ ultigen Ausgangsdaten f¨ ur die Berechnung sowie die entsprechende Quelle. Zur Berechnung setzt man die Gleichungen 2.3 und 2.6 in 2.2 ein und nimmt eine Masse f¨ ur den Start der Iteration an (z.B. W0 = 1000lb ). Diese liefert schnell eine Angabe des voraussichtlichen Leergewichtes und damit auch die M¨oglichkeit zur Berechnung des notwendigen mitzunehmenden Treibstoffes. Es ergibt sich eine Abflugmasse von W0 = 915lb = 415, 4kg und eine mitzunehmende Treibstoffmenge von Vf uel = 70l.

2.1.1. Motorisierung aus Vergleichsflugzeugen F¨ ur die Motorwahl haben wir zuerst bereits fliegende Flugzeuge der Allgemeinen Luftfahrt ¨ahnlichen Abfluggewichts betrachtet. Dadurch kristallisierte sich der bew¨ahrte ROTAX ¨ 912 4Takt-Motor (60kW), der mit guter Okonomie und einer TBO1 von 2000h u ¨berzeugt. Im Folgenden rechnen wir mit diesem Motor weiter.

1

Time Between Overhaul

25

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KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

2.2. Bestimmung der Referenzfl¨ ache Vom Massenpunkt zur Geometrie Nun stellt sich die Frage, wie wir vom eben bestimmten Massenpunkt zu einem flugf¨ahigen Flugger¨at kommen. Hierzu muss man sich klar machen, welche Faktoren diese “Flugf¨ahigkeit” bestimmen. Man erwartet vom Flugzeug immer eine bestimmte Flugleistung. Zum Beispiel, dass der Start auf einer Startbahn bestimmter L¨ange m¨oglich sein muss (Forderung einer bestimmten Start und Landestrecke). Auch soll das Flugzeug erst bei einer bestimmten Geschwindigkeit, seiner Stallspeed v s,0 , einen Str¨omungsabriss an der Tragfl¨ache aufweisen. Das f¨ uhrt uns zur Festlegung von verschiedenen Fl¨achenbelastungen W ur S f¨ unterschiedliche Flugphasen. Sp¨ater k¨onnen wir das Design Weight W0 durch die Fl¨achenbelastung teilen und erhalten die ben¨otigte Referenzfl¨ ugelfl¨ache f¨ ur unser Propellerflugzeug (vgl. [Ray99, S. 87-111]). Wir definieren: 1. Die Fl¨achenbelastung f¨ ur den Str¨omungsabriss 

W S

 = stall

r

2

2 ∗ vs,0 ∗ CL,max

(2.7)

2. Die Fl¨achenbelastung f¨ ur eine bestimmte Startstrecke 

W S



= PT /O ∗ sv ∗ CL,T /O ∗ T /O

T W

(2.8)

3. Die Fl¨achenbelastung f¨ ur den Landeanflug 

W S

 = land

Sl ∗ sv ∗ CL,max 80

(2.9)

4. Die Fl¨achenbelastung f¨ ur den Reiseflug 

W S

 = cruise

r

2

2 ∗ vcruise ∗

p

π ∗ AR ∗ e ∗ CD,0

(2.10)

5. Die Fl¨achenbelastung f¨ ur den Ausdauerflug 

W S

 = endurance

r

2

2 ∗ vcruise ∗

p

3 ∗ π ∗ AR ∗ e ∗ CD,0

(2.11)

26

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KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

6. Die Fl¨achenbelastung f¨ ur den Steigflug 

W S

T

 =

W

 q T 2 −G ± W −G −

4∗CD,0 π∗AR∗e

2 qclimb ∗π∗AR∗e

climb

(2.12)

ˆ C L,max : f¨ ur das Flugzeug maximal erreichbarer Auftriebsbeiwert ˆ P T /O : Take-off Parameter ([Ray99, S. 99, Fig. 5.4]) ˆ σ : Dichteverh¨ altnis:

ρ ρ0

ˆ C L,T /O : bei 1.1 ∗ vs,0 →CL,T /O = ˆ

T W

CL,max 1.12

: Schub-Gewichtsverh¨altnis (hier f¨ ur den Startfall)

ˆ Sl : Landestrecke ˆ AR : Aspect Ratio, Streckung ˆ e : Oswaldfaktor ˆ CD,0 : Formwiderstandsbeiwert ˆ G : Steiggradient ˆ qclimb : Staudruck im Steigflug , bei Geschwindigkeit 1.3 ∗ vS,0 (vgl. 1.4), wegen

vS,0 = vS,1 da keine Landeklappen eingebaut sind und kein Einziehfahrwerk betrachtet werden soll

Tabelle 2.3 zeigt die endg¨ ultigen Ausgangsdaten f¨ ur die Berechnung sowie die entsprechende Quelle. Wir w¨ahlen nach der Berechnung die kleinste ben¨otigte Fl¨achenbelastung, welche zur gr¨oßten ben¨otigten Referenzfl¨ ugelfl¨ache f¨ uhrt. Diese soll zwischen den beiden, f¨ ur den Steigflug geforderten, Fl¨achenbelastungen liegen. W¨are die Fl¨achenbelastung h¨oher als die maximale, w¨ urde das eine h¨ohere Masse des Flugzeugs und daher schlechtere Steigleistungen bedeuten. Analog hierzu bedeutete eine niedrigere Fl¨achenbelastung als die minimale eine gr¨oßere Tragfl¨ ugelfl¨ache (dadurch mehr Widerstand), was ebenfalls zu einer geringeren Steigrate f¨ uhren w¨ urde. L¨age die gefundene minimale Fl¨achenbelastung nicht zwischen diesen beiden Grenzen, m¨ ussten andere Parameter f¨ ur das Flugzeug gew¨ahlt und eine neue Rechnung durchgef¨ uhrt werden.

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KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

Formelzeichen C L,max vs,0 vcruise Pto C D,0 T W

Sl AR e G vclimb

Wert 1.3 75.64 fst 175.52 fst 100 0.0103 0.47 1200 ft 10 0.35 0.101% 100 fst

Quelle XFLR5 gefordert gefordert, XFLR5 [Ray99, S. 99, Fig. 5.4] XFLR5 + Fahrwerk berechnet (performance.m) gefordert abgesch¨atzt aus Skizze (2.3) XFLR5 gefordert von uns (vertical speed: 3m/s) 1.3 * vs,0 (CS-VLA)

Tabelle 2.3.: eingesetzte Werte f¨ ur die Berechnung der Referenzfl¨ ugelfl¨ache

G

Gsoll

W/Sclimb,min

W/Sclimb,max

W/S

Abbildung 2.2.: Erreichbarer Steiggradient G in Abh¨angigkeit der Fl¨achenbelastung

W S

Die sich ergebende Referenzfl¨ache ist Sref = 103.39f t2 = 9.61m2 .

2.3. Untersuchung einer Canardkonfiguration Bei der Auswahl der Geometrie bzw. der Konfiguration des Flugzeugs haben wir versucht, die Zielsetzung - ein einfach zu bauendes, leicht zu fliegendes und kosteng¨ unstiges Luftfahrzeug zu entwickeln - bestm¨oglich zu treffen. Zus¨atzlich zu der Frage, ob es sich um einen Hoch- oder Tiefdecker handeln soll, haben wir die Akzeptanz gegen¨ uber einer Canardkonfiguration in unserer Umfrage ermittelt. Da die Akzeptanz durchaus festgestellt werden ¨ konnte, haben wir dieses Konzept in unsere Uberlegungen miteinbezogen und aufgrund zahlreicher Vorteile letztendlich auch als geeignet befunden. In die elementare Entscheidung, ob wir unser Flugzeug in einer Canard- oder einer konventionellen Konfiguration 28

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KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

bauen, haben wir uns bewusst viel Zeit genommen, um nicht von vorn herein mit einem schlechten Konzept zu starten. An dieser Stelle m¨ochten wir daher einen Einblick in unsere Entscheidungskriterien geben. 1. Flugsicherheit: Dieser Punkt ist unserer Meinung nach einer der entscheidenden Vorteile der Canardkonfiguration. Da ein solches Flugzeug so ausgelegt wird, dass bei Verringerung der Fluggeschwindigkeit der Str¨omungsabriss zuerst am Canard, ¨ also dem vorderen Fl¨ ugel eintritt, ist ein Uberziehen des Flugzeugs im Prinzip nicht m¨oglich. Da im gesamten Grenzbereich die Str¨omung an der Haupttragfl¨ache noch anliegt, gibt es keinen schlagartigen Auftriebsverlust oder gar ein Abkippen mit anschließendem Trudeln. Wenn die Str¨omung am Canard abreißt, senkt das Flugzeug die Nase und holt Fahrt auf, ohne dabei stark an H¨ohe zu verlieren. Diesem markanten Vorteil stehen allerdings auch zwei, aus unserer Sicht jedoch weniger signifikante Nachteile entgegen. Zum einen haben wir durch den vorderen Fl¨ ugel gerade bei Start und Landung ein etwas eingeschr¨anktes Sichtfeld. Außerdem werden am Boden die Seitenruder nicht durch den Luftstrahl des Propellers angeblasen, wodurch die Ruderwirkung abgeschw¨acht ist. 2. Flugmechanische Abw¨ agung: Bei allen Vorteilen der Canardkonfiguration gilt es aus flugmechanischer Sicht, ein paar Probleme zu bew¨altigen. Bei der Auslegung des Canards ist, wie es sich im Folgenden offenbaren wird, eines der Hauptprobleme, dass der Hebelarm des H¨ohenruders (bedingt durch die bei Canardkonfigurationen im Allgemeinen kurze Rumpfl¨ange) sehr klein ist und dieses daher relativ groß gebaut werden muss, um das durch die Tragfl¨achen erzeugte abnickende Moment zu kompensieren. Dieses Problem erschwert schon von vorneherein den Einsatz von Landeklappen an der Haupttragfl¨ache erheblich, da diese das Moment zus¨atzlich verst¨arken w¨ urden. Aus diesem Grund bauen wir keine Landeklappen ein, was auch dem Ziel einer einfachen Konstruktion gerecht wird. Dies bedeutet, dass unsere Fl¨ ugelfl¨ache groß genug sein m¨ usste, damit bei Start und vor allem bei der Landung entsprechend unserer zu erreichenden Stallspeed eine kleine Fluggeschwindigkeit erreicht werden kann. Ein weiterer Faktor, der die Landegeschwindigkeit jedoch erh¨oht, ist, dass die empfohlene Landegeschwindigkeit der um einen gewissen Sicherheitsfaktor erh¨ohten Stallgeschwindigkeit entspricht. Das bedeutet, dass man bei einem konventionellen Flugzeug, wo die Str¨omung zun¨achst an der Haupttragfl¨ache abreißt, die Auftriebseigenschaften dieser Tragfl¨ache gut ausnutzen kann, indem man nahe am maximalen Auftriebsbeiwert fliegt. Bei einem Canardflugzeug muss jedoch eine Landegeschwindigkeit gew¨ahlt werden, die der Stallgeschwindigkeit des Canard-Fl¨ ugels zuz¨ uglich des Sicherheitsfaktors entspricht. Da der Canard-Fl¨ ugel deutlich vor der Haupttragfl¨ache abreißen muss, hat diese bei der Landegeschwindigkeit einen deutlich geringeren Auftriebsbeiwert als bei einem vergleichbaren konventionellen Flugzeug. Also werden hier lediglich die Auftriebseigenschaften des Canard-Fl¨ ugels gut ausgenutzt. Daher braucht man bei einem Canardflugzeug eine gr¨oßere Fl¨ ugelfl¨ache als bei einem konventionellen Flugzeug, um eine bestimmte Landegeschwindigkeit zu erreichen. 3. Richtungs- und Querstabilit¨ at: Bedingt durch den bei Canardkonfigurationen im Allgemeinen vergleichsweise kurzen Rumpf ist der Hebelarm der Seitenruder relativ kurz. Daher m¨ ussen diese insgesamt gr¨oßer gebaut werden, um die erforderliche Richtungs- und Querstabilit¨at zu erzeugen. Um die Seitenruder (am Tr¨agfl¨achenende) weiter nach hinten zu versetzen, ist es n¨otig eine starke Fl¨ ugelpfeilung einzuset29

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KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

zen. Diese wirkt sich außerdem positiv hinsichtlich der Richtungs- und Querstabilit¨at aus. Leider kostet diese Pfeilung aber auch Leistung und sie erh¨oht das Flugzeugleergewicht. Die Tatsache, dass man die Seitenruder ans Tr¨agfl¨achenende setzten k¨onnte, w¨are jedoch aus aerodynamischer Sicht ein Vorteil, da man diese somit gleichzeitig als Winglets auslegen kann. 4. Flugleistung: Abgesehen von der erh¨ohten Landegeschwindigkeit erwarten wir haupts¨achlich Vorteile durch die Canardkonfiguration. Ein großer Faktor ist hierbei die Tatsache, dass bei einem Canardflugzeug, anders als bei einem konventionellen Flugzeug, Tragfl¨ache und H¨ohenruder an der Auftriebserzeugung beteiligt sind. Bei einem konventionellen Flugzeug erzeugt das H¨ohenruder Abtrieb, um das abnickende Moment der Tragfl¨achen zu kompensieren. Dem Abtrieb muss durch mehr Auftrieb an den Tragfl¨achen entgegengewirkt werden. Dieses Gegeneinanderarbeiten“ von Fl¨ ugel ” und H¨ohenruder erh¨oht den induzierten Luftwiderstand betr¨achtlich. Des Weiteren kann man den Rumpf wesentlich kleiner bauen, da man kein langes Heck f¨ ur Seitenund H¨ohenruder mehr ben¨otigt. Dies beherbergt zwei Vorteile. Erstens wird der Rumpf dadurch leichter, zweitens weist der Rumpf weniger Oberfl¨ache, also von der Luft umsp¨ ulte Fl¨ache auf. Dies wirkt sich in einem geringeren Reibwiderstand aus. 5. Bau: Es gibt eine Reihe Problemstellungen, die es zu l¨osen gilt. Die gerade angesprochenen Fl¨ ugelpfeilung beispielsweise ist schwieriger zu bauen, da am Fl¨achenRumpf¨ ubergang nun nicht nur Biegekr¨afte u ussen, sondern auch ¨bertragen werden m¨ vergleichsweise starke Torsionskr¨afte. Auch die Tragfl¨achen im inneren Bereich m¨ ussen starke Torsionskr¨afte aufnehmen. Die Position des Motors wirft ebenfalls Problemstellungen auf. F¨ ur die Canardkonfiguration bietet sich ein Druckpropeller an. Da der Motor nun auf der Ansaug-Seite“ des Propellers sitzt und ein Propeller un” gerichtet ansaugt, wird der Motor nun deutlich schw¨acher gek¨ uhlt. Besonders beim Bodenbetrieb, wo kein Fahrtwind den Motor k¨ uhlen kann, stellt die K¨ uhlung ein Problem dar, dem man eventuell sogar mit einem zus¨atzlichen Gebl¨ase f¨ ur den Bodenbetrieb entgegentreten muss. Bei der Auslegung des Fahrwerks muss darauf geachtet werden, dass das landende Flugzeug nicht mit dem Propeller zuerst aufsetzt. Es muss folglich m¨oglich sein, mit einem Anstellwinkel gr¨oßer als dem des Str¨omungsabrisses aufzusetzen. Zu beachten ist auch, dass durch das Durchbiegen des Fahrwerks aufgrund des Landestoßes zus¨ atzlicher Freiraum f¨ ur den Propeller ben¨otigt wird. 6. Kosten: Hier erwarten wir durch die Canardkonfiguration ebenfalls Vorteile. Durch den beschriebenen aerodynamischen Vorteil des Canards sowie durch den Gewichtsvorteil glauben wir, dass die Betriebskosten geringer ausfallen. Der Spritverbrauch d¨ urfte bei gleicher Leistung merklich unter dem des konventionellen Flugzeugs liegen. Bei den Baukosten erwarten wir, bedingt durch den k¨ urzeren Rumpf, ebenfalls geringf¨ ugig niedrigere Materialkosten. Bez¨ uglich der genauen Anordnung von Fl¨ ugeln und Steuerfl¨achen bei einem Canard entwickelten wir drei m¨ogliche Ausf¨ uhrungen, wie die nachfolgende Skizze zeigt.

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Abbildung 2.3.: Skizze unterschiedlicher Canardkonfigurationen Das Design der obersten Skizze erschien uns am stimmigsten - unter anderem, da wir die Seitenruder so auch als Winglet nutzen k¨onnen - und wurde somit zur Grundlage unserer Flugzeuggeometrie und der weiteren Auslegung.

2.3.1. Namensgebung und Flugzeuglogo Mit fortschreitender Entwicklung des Flugzeuges und zunehmender Realisierung des Projektes wollten wir uns einen Namen f¨ ur das Flugzeug u ¨berlegen, der mehr als nur eine Nummer (beispielsweise SIMCON 01) ist und sich gut in der Branche einpr¨agt. Gleichzeitig sollte er den Wiedererkennungswert steigern und die pers¨onliche Identifikation des Besitzers mit dem Flugzeug f¨ordern. Außerdem sollte es der Name dem Projekt SIMCON er¨offnen, bei m¨oglichen Nachfolgern eine Flugzeugmodellfamilie zu gr¨ unden, in der verschiedene Modelle auf Namen mit Gemeinsamkeiten (z.B. englischer Vogelname) getauft werden. Canard kommt aus dem Franz¨osischen und bedeutet der Enterich, der Erpel. Im Deutschen wird diese Konfiguration als Entenflugzeug bezeichnet. Auf Grund der gew¨ahlten Konfiguration des Flugzeuges und des geschwungenen Designs entschieden wir uns konsequenterweise f¨ ur den Namen “Drake” - aus dem Englischen; zu Deutsch Erpel. Zur F¨orderung des Charakters des Flugzeuges und f¨ ur das Marketingkonzept haben wir 31

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Abbildung 2.4.: SIMCON Drake Logo ferner ein Flugzeuglogo entworfen, welches den Namen aufgreift und den Wiedererkennungswert unterst¨ utzt.

2.3.2. Absch¨ atzung des Down- und Upwashes Im Vorfeld der aerodynamischen Auslegung analysierten wir die Auswirkungen des Canards auf den Hauptfl¨ ugel - und umgekehrt die des Fl¨ ugels auf den Canard. Dabei stellt sich der Downwash, bzw. der Upwash hinter und vor dem Canard und dem Hauptfl¨ ugel wie folgt dar:

Abbildung 2.5.: Up- und Downwash an Canard und Hauptfl¨ ugel Gegen¨ uber einem konventionellen Flugzeug ist bei einem Canard der Downwash - Effekt wesentlich st¨arker - und der bei dem Flugzeug zu erwartende Downwash sogar noch etwas st¨arker, da der Abstand zwischen Canard und Hauptfl¨ ugel bedingt durch durch unsere Anforderungen besonders gering ausf¨allt. Anhaltspunkte f¨ ur die Absch¨atzung waren f¨ ur uns [Ray99] und [Ros03], sowie die Ver¨offentlichung Prediction of Average Downwash Gradient for Canard Configurations“ von ” David W. Levy von der University of Michigan [Lev92]. Nach der ersten Absch¨atzung des Downwashs ergaben sich dabei im Laufe der weiteren aerodynamischen Verfeinerung des Flugzeuges immer wieder neue Werte, da der Downwash von einer ganzen Reihe aerodynamischer und geometrischer Paramerer abh¨angt. Auch sei an dieser Stelle erw¨ahnt, dass wir die Downwash - Betrachtung f¨ ur unser manntragendes Flugzeug und das Modell getrennt voneinander durchf¨ uhren mussten, da sich - wenn auch die Geometrie des Modells der 32

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KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

Geometrie des Originals in kleinerem Maßstab (weitgehend) entspricht - die aerodynamischen Randbedingungen grundlegend unterscheiden. Damit erweiterte sich die Auslegung des Flugzeuges um einen weiteren iterativen Prozess, den es zu l¨osen galt. Der Downwash, bzw. Upwash ist im wesentlich von folgenden Faktoren abh¨angig: ˆ Dem horizontalen Abstand von Canard zu Fl¨ ugel x ˆ Dem vertikalen Abstand von Canard zu Fl¨ ugel z ˆ Der Streckung des Fl¨ ugels AR ˆ Der Zuspitzung des Fl¨ ugels λ ˆ Der Pfeilung des Fl¨ ugels ϕ ˆ Dem Verh¨ altnis von Fl¨ ugelspannweite zu Canardspannweite

bw bc

Downwash des Canards Der Downwashwinkel ε gibt an, um welchen Winkel sich der effektive Anstellwinkel αef f. am Fl¨ ugel durch die nach unten abgelenkte Luftstr¨omung hinter dem Canard ver¨andert. Diese Ver¨anderung bedeutet dabei effektiv eine Verringerung des Anstellwinkels am Fl¨ ugel, da der hinter dem Canard nach unten abgelenkte Luftstrom zu einer Anstr¨omung am Fl¨ ugel von “weiter oben” f¨ uhrt. F¨ ur die Bestimmung unseres Neutral - und Schwerpunktes, sowie zur Bestimmung der Einbauwinkel (vgl. 2.4.5) von Hauptfl¨ ugel und Canard ben¨odεw tigen wir den Wert dα , welcher die Ver¨anderung des Downwashes in Abh¨angigkeit des Anstellwinkels angibt. Den Tabellen aus der Prediction of Average Downwash Gradient for Canard Configurati” w ons“ [Lev92] kann man , wenn x, z, AR, λ und ϕ bekannt sind, einen Wert f¨ ur dε dα entnehmen. Ebenso kann man aus einer weiteren entsprechenden Tabelle einen Korrekturwert kb entnehmen, welcher von dem Verh¨ altnis der Fl¨ ugelspannweite zur Canardspannweite bbwc dεw ¨ w abh¨angig ist. Mit diesem Wert ergibt sich dann: dε dα = kb · dα . Uber diesen Weg erhalten w w wir f¨ ur unser manntragendes Flugzeug dε ur unser Modell dε dα = 0.48 und f¨ dα = 0.4. Upwash des Hauptfl¨ ugels Weil durch die Umstr¨omung auf Ober- und Unterseite des Hauptfl¨ ugels auch vor dem Fl¨ ugel selbst eine Ver¨anderung der Str¨omungsverh¨altnisse bewirkt wird, muss zus¨atzlich zu dem Downwash-Effekt des Canards auch der Upwash des Hauptfl¨ ugels ber¨ ucksichtigt werden. Die Anstr¨omung des Hauptfl¨ ugels stellt sich bei station¨arer Str¨omung so ein, dass sie schr¨ag von unten auf den Fl¨ ugel trifft, da sie so besser dem Profil folgen kann. Dadurch erh¨oht sich folglich der effektive Anstellwinkel αef f. des Canards. Der Upwash des Fl¨ ugels ist von den gleichen Parametern abh¨angig wie der Downwash des Canards: eine Ver¨anderung des horizontalen oder vertikalen Abstandes von Fl¨ ugel und Canard ¨andert den Upwash genauso, wie jegliche Ver¨anderung am Hauptfl¨ ugel selber (also z.B. eine ge¨anderte Aspect dε Ratio, eine andere Taper Ratio λ oder Pfeilung ϕ). Einen Wert dα , welcher die Ver¨anderung des Upwashes in Abh¨angigkeit des Anstellwinkels angibt, erhalten wir aus [Ros03],
dε Seite 54, Figure 2.15: Magnitude of 1 − dα on the Longitudinal Axis. Dieser Wert betr¨agt dε dε f¨ ur unser manntragendes Flugzeug dα = −0.15 und f¨ ur unser Modell dα = −0.12. Hierbei 33

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KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

muss erw¨ahnt werden, dass die dadurch erhaltenen Werte nur g¨ ultig sind f¨ ur einen Fl¨ ugel mit elliptischer Auftriebsverteilung. Der Fehler, der an dieser Stelle dadurch entsteht, dass das Flugzeug keine elliptische Auftriebsverteilung aufweist, muss mangels weiterer Quellen f¨ ur genauere Werte in Kauf genommen werden. Allerdings nehmen wir an, dass dieser Fehler relativ gering ist, da die Auftriebsverteilung unseres Hauptfl¨ ugels zumindest in Cruising Configuration einer elliptischen Auftriebsverteilung recht nahe kommt.

2.4. Aerodynamische Auslegung In den vorangegangenen Abschnitten des Kapitels 2 wurde ein grobes Konzept der Flugzeuggeometrie gefunden. Diese muss nun aerodynamisch und flugmechanisch so ausgelegt werden, dass die im Folgenden kurz zusammengefassten aerodynamischen Anforderungen erf¨ ullt werden. ˆ Es muss die Stallgeschwindigkeit vStall = 83km/h der Zulassungsrichtlinie CS-VLA, wie in Kapitel 1.4 beschrieben, erreicht werden. Folglich muss der erreichte Auftriebsbeiwert im station¨aren Stallfall dem ben¨otigten bei gegebenen Gewicht und gegebener Geschwindigkeit entsprechen. Mit einer Masse von m = 412 kg und einer Referenzfl¨ ugelfl¨ache von Sref = 9.345 m2 (Werte der Endkonfiguration, die sich im Laufe des Iterationsprozesses herausbildeten) ergibt sich ein ben¨otigter Auftriebsbeiwert von2 :

cL,max,ben¨otigt =

Sref

W = 1.3284 2 ∗ %null /2 ∗ vstall

(2.13)

ˆ Der Verlauf des Nickmomentenbeiwertes cm u ur den station¨aren ¨ber α muss hierbei f¨ Stallfall bei voll gezogenem H¨ohenruder positiv sein (Aufnicken), sodass man damit den Str¨omungsabriss erreichen kann. Hierbei wird der f¨ ur einen H¨ohenverlust kritischste Fall der Landung bei Stallspeed betrachtet. ˆ Im Cruise sollte der Verlauf des Nickmomentenbeiwertes bei αCruise = 0° seinen Nulldurchgang haben, da dies der Trimmpunkt sein sollte. ˆ Um L¨ angsstabilit¨at zu gew¨ahrleisten, muss die Steigung in diesem Punkt ausreichend negativ sein. Hierbei ist f¨ ur Hobbypiloten ein Zielwert vom cmα = −0.54rad−1 = −0.00942Grad−1 anzustreben. (vgl. [Ray99], S. 703) ˆ Die Geschwindigkeit muss so gew¨ ahlt werden, dass im Cruise ein station¨arer Horizontalflug erreicht wird: cL,Cruise,ben¨otigt = cL,Cruise,verf u¨gbar . Analog zur obigen Berechnung ergibt sich mit der Reisefluggeschwindigkeit und -h¨ohe (s. 2.4.1): cL,Cruise,ben¨otigt = 0.2820 . ˆ Wir streben ein gutm¨ utiges Flugverhalten an (es soll also keine abrupte Str¨omungsabrisscharakteristik geben), wobei gleichzeitig die bestm¨ogliche Effizienz und Gleitzahl angestrebt wird. ˆ Im Fall des Str¨ omungsabrisses soll dieser am Canard erfolgen. Das Flugzeug senkt dann die Nase, bis die Str¨omung wieder anliegt. Hierbei wird der H¨ohenverlust minimiert, da der Hauptfl¨ ugel nicht abreißt und bei dieser Auslegung nicht abreißen kann, was zum Ziel des gutm¨ utigen Flugverhaltens beitr¨agt. (vgl. Abschnitt 2.3) 2

F¨ ur den Stallfall wurde zur Standardisierung die Dichte auf Meeresh¨ ohe angenommen.

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KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

Zum Durchf¨ uhren einer Str¨omungssimulation verwendeten wir das Programm XFLR5, Version 6.05beta. Dabei sind wir wie folgt vorgegangen: Zun¨achst wurde in XFLR5 die erste Skizze mit den bisher ermittelten Parametern (Fl¨ ugelfl¨ache, Gewicht, etc.) in einen dreidimensionalen K¨orper transformiert. Die Ergebnisse der ersten Simulation dienten dann als Eingangsparameter f¨ ur die Berechnungen der Einstellwinkel sowie von Neutral- und Schwerpunkt. Im Anschluss wurden die nun pr¨azisierten Parameter im XFLR5-Modell eingepflegt. Die Ann¨aherung an die gesuchte Geometrie erfolgte durch Optimierung in XFLR5 im Wechselspiel mit den oben genannten Berechnungen.

2.4.1. Design-Punkt des Flugzeuges F¨ ur die aerodynamische Betrachtung muss zun¨achst der Designpunkt des Flugzeuges festgelegt werden, also die Crusingspeed und die Cruising-Altitude, auf die das Flugzeug ausgelegt wird. Unter Ber¨ ucksichtigung der Ergebnisse der Marktanalyse (s. Abschnitt1.2) sowie der Betrachtung von Vergleichsflugzeugen und der gew¨ahlten Motorisierung legten wir folgende Werte fest: ˆ F¨ ur die Fluggeschwindigkeit w¨ahlten wir vcruise = 100kt, da diese Geschwindigkeit zu dem ermittelten Einsatzprofil passt und noch eine ansprechende Reisegeschwindigkeit darstellt. ˆ Die Cruising-Altitude ermittelten wir wie folgt: Wie bereits erw¨ ahnt, soll das Flugzeug in Mitteleuropa unkompliziert zugelassen und betrieben werden k¨onnen. Wir orientierten uns dabei an der deutschen Luftraumstruktur. Nach der LuftVO §6, ¨ Abs.3 Satz 1 betr¨agt die “Mindesth¨ohe bei Uberlandfl¨ ugen nach Sichtflugregeln” 2000 Fuß. Mit einer zus¨atzlichen Sicherheit von 1000 Fuß und einer angenommenen, durchschnittlichen H¨ohe u ¨ber MSL (Mean Sea Level) in Deutschland von 450m oder knapp 1500f t ergibt sich Hcruise = 4500 f t.

Da der ben¨otigte Auftriebsbeiwert von der Fluggeschwindigkeit abh¨angig ist, ver¨anderte sich mit den sich im Verlauf des Iterationsprozesses pr¨azisierenden Werten f¨ ur die Flugzeugmasse und den Widerstandsbeiwert auch die Cruisingspeed noch leicht.

2.4.2. Profilwahl Die n¨achste Entscheidung, die f¨ ur die Simulation getroffen werden musste, war die Wahl der Profile. Dabei war zu beachten, dass diese sowohl im Cruise als auch im Stall gute Eigenschaften besitzen sollten. Zun¨achst haben wir verschiedene Profile untersucht und eine Vorauswahl getroffen. Hierbei betrachteten wir die Profile bei der Design-Reynoldszahl im Cruise sowie der Reynoldszahl im Stall. Die Reynoldszahl ist eine charakteristische Gr¨oße f¨ ur die Str¨omung. Abh¨angig von ihr werden in XFLR5 die verschiedenen ProfilPolaren berechnet und dargestellt. Sie berechnet sich wie folgt: Re =

v ∗ M AC ν

(2.14)

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KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

v : Str¨ omungsgeschwindigkeit M AC : M ean Aerodynamik Chord, Bezugsf l¨ ugeltief e ν : kinematische V iskosit¨ at der Luf t in m2 /s Die Str¨ omungsgeschwindigkeit entspricht der gew¨ unschten Fluggeschwindigkeit. Die MAC ist die Fl¨ ugeltiefe eines Rechteckfl¨ ugels mit der gleichen Fl¨ache und den selben aerodynamischen Eigenschaften des Originalfl¨ ugels. Sie berechnet sich aus der Fl¨ ugelzuspitzung (Taper Ratio) und der Fl¨ ugeltiefe an der Fl¨ ugelwurzel3 oder kann in XFLR5 direkt ausgegeben werden. Wir haben hierf¨ ur zun¨achst mit Hilfe der gegebenen, ben¨otigten Fl¨ache und der Streckung von Vergleichsflugzeugen einen plausiblen Wert angenommen. Auf Grund der Abh¨angigkeit von der MAC mussten wir die Untersuchungen f¨ ur den Canard und den Fl¨ ugel getrennt durchf¨ uhren. Die kinematische Viskosit¨ at variiert mit der H¨ohe. Wir entnehmen sie der Tabelle aus [Ray99] S. 787 f¨ ur die ISA. Es wurden folglich die Profile f¨ ur den Canard und den Hauptfl¨ ugel f¨ ur die Reynoldszahl im Designpunkt bei vcruise , νcruise und H cruise sowie f¨ ur die im Stall simuliert. F¨ ur den Stallfall bei vstall , νstall und H stall wurden zur Standardisierung die Dichte (und damit Flugh¨ohe und kinematische Viskosit¨at) auf Meeresh¨ohe angenommen. Kriterien f¨ ur die Profilauswahl waren das Abrissverhalten, der Widerstandsbeiwert, der maximale Auftriebsbeiwert und die maximale Gleitzahl. Das Profil sollte so gew¨ahlt werden, dass im Cruise mit vertretbarem Anstellwinkel nahe am Optimum des Profils geflogen werden kann. Wir fanden heraus, dass relativ dicke Profile das gew¨ unschte, gutm¨ utige Abrissverhalten zeigen und legten uns daher auf Profile mit einer maximalen Profildicke von 12% und 15% (bezogen auf die L¨ange der Profilsehne) fest. Die Profile NACA 2412, 2415, 3412, 3415, . . . ., 7415 erschienen uns als geeignet. Die Bezeichnung der NACA Profile setzt sich zusammen aus: ˆ 1.Ziffer: Maximale W¨ olbung des Profils in Prozent der L¨ange der Profilsehne ˆ 2.Ziffer: Ort der maximalen W¨ olbung auf der Profilsehne in Prozent der Profilsehne geteilt durch zehn ˆ 3. & 4.Ziffer: Maximale Profildicke in Prozent der L¨ ange der Profilsehne

Das Profil 2415 hat also eine maximale W¨olbung von zwei Prozent, die bei vierzig Prozent liegt. Seine maximale Dicke betr¨agt 15 Prozent (jeweils bezogen auf die Profilsehne (Chord)). Die Profile unterscheiden sich unwesentlich im Widerstandsbeiwert. Die Untersuchungen in XFLR5 zeigten, dass Profile mit gr¨oßerer W¨olbung einen leicht erh¨ohten maximalen Auftriebsbeiwert liefern und eine etwas bessere maximale Gleitzahl haben. Allerdings haben sie auch einen h¨oheren (negativen) Nickmomentenbeiwert und Nullauftriebsanstellwinkel. Es war m¨oglich, aus den Polaren dieser Profile R¨ uckschl¨ usse auf das zu erwartende Cl zu ziehen. Die genauen Eigenschaften der Profile in Abh¨angigkeit des Ortes (z.B. im Downwash des Canards) und deren Auswirkungen wurden im Anschluss in den Simulationen der dreidimensionalen Fl¨ ugel des ganzen Flugzeuges genauer untersucht und ausgewertet. 3

nach [Ray99] S. 56

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Eine endg¨ ultige Festlegung auf die Profile f¨ ur Canard und Fl¨ ugel erfolgte erst relativ sp¨at im Iterationsprozess. Wir u uher abreißendem Profil auszustatten ¨berlegten auch, dass der Canard mit einem fr¨ sei, fanden allerdings im weiteren Verlauf heraus, dass dies besser mit der Einstellwinkeldifferenz eingestellt wird. (vgl. 2.4.8) Zus¨atzlich haben wir jedes dieser Profile mit einer ausgeschlagenen Klappe ausgestattet und simuliert, die den Ausschlag des H¨ohenruders am Canard darstellt. Hierf¨ ur wurde eine Klappe mit 15 Grad Ausschlag und ein Drehpunkt bei 82% der Profill¨ange und bei 50% der Profildicke gew¨ahlt.

2.4.3. Vorgehensweise XFLR5 Das Programm XFLR5 ist eine Freeware, die es erm¨oglicht die Str¨omung um Profile, Fl¨ ugel sowie komplette Flugzeuge zu simulieren. Das Programm ist auf die Simulation mit kleinen Reynoldszahlen ausgelegt, da es haupts¨achlich f¨ ur das Design von Modellsegelflugzeugen entwickelt wurde. Es erm¨oglicht daher eine genaue Betrachtung der aerodynamischen Eigenschaften unseres Modellflugzeuges. F¨ ur unser großes Flugzeug m¨ ussen wir mit einer gr¨oßeren Fehlertoleranz rechnen. Zur Berechnung des Fl¨ ugels w¨ahlen wir in XFLR5 die 3D-Panel Method und f¨ ur das gesamte Flugzeug einen Mix aus 3D-Panels und Vortex lattice Method. Daf¨ ur ist eine m¨oglichst gute Verteilung dieser Panels, in denen jeweils die Str¨omung berechnet wird, u ugel, das Canard und den Rumpf n¨otig, um die ¨ber den Fl¨ Str¨omung m¨oglichst fehlerfrei und optimal zu simulieren. Nach der Profilwahl konnte man nun die Str¨omung um diese Profile simulieren. Daf¨ ur musste nun noch eine Reynoldszahl bzw. in unserem Fall ein Reynoldszahlbereich gew¨ahlt werden, der die Str¨omung definiert. Dies ist notwendig, da die 3-dimensionale Str¨omung am Flugzeug und am Fl¨ ugel nicht nur eine Reynoldszahl besitzt sondern je nach Geschwindigkeit und Flugh¨ohe in einem bestimmten Bereich liegt. Dies ist f¨ ur unsere Betrachtung wichtig, da wir f¨ ur Cruise und Stall in unterschiedlichen Flugh¨ohen simulieren. Es stellte sich nun heraus, nachdem wir vorerst in einem sehr kleinen Bereich simuliert hatten, dass wir diesen vergr¨oßern mussten. Da wir die gleichen Profile auch f¨ ur unser Modellflugzeug benutzen, berechneten wir die Profile von einer Reynoldszahl von 5.000 bis hin zu 6.000.000. Dies spiegelt mit einem gewissen Sicherheitsabstand den Bereich der Geschwindigkeit unseres Modellflugzeugs bei Str¨omungsabriss bis hin zum Reiseflug unseres großen Flugzeugs wieder. Die Schrittweite liegt dabei bei 20.000, um eine m¨oglichst feine Abstufung zu erhalten. Der n¨achste Schritt lag darin den Fl¨ ugel und den Canard nach den gegeben Randbedingungen nachzubauen. Dabei wurde zun¨achst nur auf die vorgegebene grundlegende Geometrie, wie Fl¨ ugelfl¨ache, Streckung, Pfeilung und Taper-Ratio geachtet. Es ergab sich die erste Fl¨ ugelfl¨ache aus 2.2 zu 5.59m2 . Die Streckung des Fl¨ ugels sollte in einem Bereich von AR = 8 − 12 liegen, um eine entsprechend hohe Effizienz und eine gute Gleitzahl zu erreichen (siehe 2.4). Außerdem spielte hier noch die Betrachtung des Up- und Downwashes eine Rolle (siehe 2.3.2). Als Ausgangswert f¨ ur eine Streckung erhielten wir AR = 8.76. Die Pfeilung beeinflusst haupts¨achlich die Richtungsstabilit¨at. Speziell bei einem Canard ist diese sehr entscheidend, da man gen¨ ugend Pfeilung ben¨otigt um die Seitenruder, die in unserem Fall an den Fl¨ ugelspitzen befestigt sind, durch einen ausreichend langen Hebelarm 37

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entsprechend wirksam zu machen. Außerdem f¨allt die Pfeilung mit in die Betrachtung des Up-und Downwashes (siehe 2.3.2). Dies f¨ uhrte uns zu einem Bereich von ϕ = 15° − 24°, in dem die Pfeilung liegen sollte. Als Ausgangswert entstand eine Pfeilung von ϕ = 19.9°. Der letzte Parameter ist die Taper-Ratio, die einen Wert von ct /cr = 0.5 erhielt. Diese gibt das Verh¨altnis von ¨außerer zur innerer Fl¨ ugeltiefe an. Der Fl¨ ugel muss am Rumpf eine gr¨oßere Fl¨ ugeltiefe besitzen als außen, um eine elliptische Auftriebsverteilung zu erreichen und den Downwasheffekt des Canards durch einen in diesem Bereich erh¨ohten Auftrieb auszugleichen. Unter Ber¨ ucksichtigung der oben genannten Parameter ergab sich eine Fl¨ ugeltiefe am Rumpf von 1.3m sowie an der Spitze von 0.6m bei einer Spannweite von 7m. Die Fl¨ ugeltiefe am Rumpf war dar¨ uber hinaus konstruktiv durch die Rumpf- und Haubenl¨ange begrenzt, da der Fl¨ ugel das Blickfeld des Piloten m¨oglichst wenig einschr¨anken sollte. Nun konnte man den Ausgangsfl¨ ugel bei einer bestimmten Geschwindigkeit, Flugh¨ohe (definiert durch die Dichte) sowie Schwerpunktslage simulieren. In der Polare ist jetzt deutlich der Einfluss der Streckung zu erkennen, da sich die Steigung der Kurve verringert. Außerdem konnte man nun durch wiederholtes Simulieren die Lage des Neutralpunkts bzw. des aerodynamischen Zentrums des Fl¨ ugels bestimmen. Hierf¨ ur muss man lediglich die Lage des Schwerpunktes so lange ver¨andern, bis die Kurve im Cm u ¨ber α-Diagramm eine ¨ Parallele zur Abszisse ist. Dies bedeutet, dass sich das Moment des Fl¨ ugels bei Anderung des Anstellwinkels nicht ver¨andert. Das Gleiche gilt auch f¨ ur den Canard. Als n¨achstes wurde der Rumpf des Flugzeuges gebaut. Als dieser fertig war konnte man Rumpf, Fl¨ ugel und Canard miteinander verbinden. Allerdings ben¨otigt man hierf¨ ur noch die Einbauwinkel von Canard und Fl¨ ugel, die sich aus der Einstellwinkelberechnung (siehe ¨ 2.4.5) ergaben. Dabei ist noch zu beachten, dass der Ubergang von Rumpf zu Fl¨ ugel und Canard keine schr¨agen“ bzw. nicht zu stark verzerrten Panels aufweist. Dies f¨ uhrt zu ” Fehlern in der Berechnung und das Programm bricht vorzeitig ab, da es keine oder zu hohe Auftriebsbeiwerte berechnet. Man kann dies verhindern, indem man die Zahl der Panels oder ihre Verteilung ver¨andert. Da dies nicht immer hilft, wurde teilweise f¨ ur die Simulation noch die Form des Rumpfes oder die H¨ohe des Befestigungspunktes des Fl¨ ugels ver¨andert.

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2.4.4. Neutral- und Schwerpunktsberechnung

Auftrieb des Hauptflügels

Auftrieb des Cannards Schub zt

Rumpfmoment um den Schwerpunkt

Luftumlenkkraft

Freies Moment des Flügels

xacc xc.g. xacw xp

Abbildung 2.6.: Momentenbilanz am Canard Die Berechnung der n¨otigen Schwerpunktslage erfolgt u ¨ber eine Momentenbilanz um den zu findenden Schwerpunkt. Zur Absch¨atzung einiger Einflussfaktoren werden empirische Untersuchungen (vgl. [Ray99, S. 484-502] ) bem¨ uht.

Mc.g. = Lw · (xc.g. − xacw ) + Mw + Mf us + Lc · (xc.g. − xacc ) + T · zt + Fp · (xc.g. − xp ) (2.15) In dimensionsloser Beiwertschreibweise (Division durch den Staudruck q und die Referenzfl¨ache Sref sowie durch Bezugsfl¨ ugeltiefe c¯ um die Abstandswerte dimensionslos zu !

machen) und mit den Forderungen f¨ ur neutrale Stabilit¨at cc.g. m = 0 sowie statischer Nickstabilit¨at

x ¯np =

c.g. ! ∂CM ∂α
D > 0 gleichkommt ([Buc11]). Zudem l¨ asst sich (mit den genauen Werten aus XFLR5) die D¨ampfung und die Eigenfrequenz u ¨ber die folgenden Formeln bestimmen. Hierbei ist σ der Realteil und jωder Imagin¨arteil: ˆ Die Eigenfrequenz u ¨ber6

ω0 =

p

| σ |2 +ω 2

(2.26)

ˆ Mit den genauen Werten aus XFLR5 folgt:

ω0 =

p

| −5.214 |2 +4.6342 = 6.976

bzw. f = ω0 /2π = 1.11 ˆ Die D¨ ampfung u ¨ber

D = sinε =

1 s

|σ| ω0

1 s

(2.27)

(2.28)

(2.29)

Mit den genauen Werten folgt: D=

|σ| | −5.214 | = = 0.747 ω0 6.976

(2.30)

Quer- und Richtungsstabilit¨ at Erg¨anzend zu den oben angestellten Betrachtungen zur L¨angsstabilit¨at k¨onnen wir mit Hilfe von XFLR5 auch die laterale Stabilit¨at analysieren. 6

aus [Buc11]

55

SIMCON Drake

KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

Dabei ergeben sich bei Wahl der gleichen, zus¨atzlichen Anstr¨omkomponenente, dieses Mal allerdings von der Seite kommend (v = 15.24 m s ), folgende Diagramme: ˆ F¨ ur die Rollgeschwindigkeit p:

Figure 2.21.: Rollgeschwindigkeit bei zus¨atzlicher, lateraler Str¨omungskomponente ˆ F¨ ur die Giergeschwindigkeit r:

Figure 2.22.: Giergeschwidigkeit bei zus¨atzlicher, lateraler Str¨omungskomponente ˆ F¨ ur die Seitw¨artsgeschwindigkeit v:

56

SIMCON Drake

KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

Figure 2.23.: Laterale Geschwindigkeit bei zus¨atzlicher, lateraler Str¨omungskomponente ˆ F¨ ur den Rollwinkel φ:

Figure 2.24.: Rollwinkel bei zus¨atzlicher, lateraler Str¨omungskomponente Außerdem ergibt sich, analog zum Vorgehen bei der L¨angsstabilit¨at, eine Polverteilung, aus der die D¨ampfung und die Eigenfrequenz entommen werden k¨onnen:

57

SIMCON Drake

KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

Figure 2.25.: Polverteilung der lateralen Stabilit¨at Daraus ergeben sich mit den oben genannten Formeln ω0 =

p

| −0.5171 |2 +3.74312 = 3.778

bzw. f = ω0 /2π = 0.601 und D=

1 s

| −0.5171 | |σ| = = 0.137 ω0 3.778

1 s

(2.31)

(2.32)

(2.33)

D¨ampfung und Eigenfrequenz sind also f¨ ur die laterale kleiner als f¨ ur die longitudinale Bewegung. Dies kommt uns entgegen - die geringe laterale D¨ampfung in der Vorgabe, eine bestimmte Rollrate zu erreichen, und die starke longitudinale D¨ampfung in dem Ziel, ein sich gutm¨ utig steuen zu lassendes Flugzeug zu konstruieren. Wir halten eine Eigenfrequenz bei longitudinaler Schwingung von 1.11 1s f¨ ur durchaus kontrollierbar durch den Piloten. Auch die Eigenfrequenz bei lateraler Schwingung von 0.601 1s halten wir diesbez¨ uglich noch f¨ ur vertretbar. Die Analyse hat gezeigt, dass sich das Flugzeug im Fluge stabil verhalten wird und alle unsere Anforderungen in Hinblick auf Momentenverl¨aufe, Cruise- und Stallverhalten sowie Reaktionen auf laterale und vertikale Str¨omungskomponenten erf¨ ullen wird.

2.4.10. Berechnung der Querruderwirksamkeit Bei der Berechnung der Querruderwirkung sind wir in zwei Schritten vorgegangen. Im Schritt 1 (Ruderwirkung schritt1.m) haben wir die Gr¨oße und Position der Querruder mit ¨ einer Uberschlagsrechnung bestimmt (vgl. [Ray99, S. 126 - 129]). Anschließend, im Schritt 58

SIMCON Drake

KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

2 (Ruderwirkung schritt2.m) haben wir das nun entworfene Querruder in XFLR5 nachgebaut. Den durch die Simulation in XFLR5 bekannten Rollmomentenbeiwert konnten wir dazu benutzen, unsere Ergebnisse zu verifizieren. ¨ Schritt 1: Beschreibung der Uberschlagsrechnung: Grunds¨atzlich m¨ ussen wir zur Bestimmung der maximalen Rollrate sowie der Rollbeschleunigung zwei Gr¨oßen beschreiben. 1. D¨ampfungsmoment Mdaem 2. Durch die Querruder erzeugtes Moment Mδ D¨ ampfungsmoment: Zur Ermittlung des D¨ampfungsmoments haben wir zun¨achst das Profil in einem infinitesimal kleinen Spannweitenbereich, also sozusagen zweidimensional, betrachtet. Zur Beschreibung des Auftriebs an dieser Stelle kann man die folgende Gleichung verwenden: ∂Ldaem

  ∂cL · αef f (y, p,v) · c(y) · ∂y = q · cL0 + ∂α

(2.34)

mit: ˆ αef f (y, p,v): effektiver Anstellwinkel an der Stelle y in Abh¨ angigkeit von der Rollgeschwindigkeit p und der Geschwindigkeit v ˆ c(y): Profiltiefe an der Stelle y ˆ q: dynamischer Druck ˆ

∂cL ∂α :

Auftriebsanstieg des Flugzeugs (in XFLR 5 ermittelt)

Der effektive Anstellwinkel l¨asst sich folgendermaßen berechnen: αef f (y, p,v) = α − p ·

y v

(2.35)

Anmerkung: Der Anstellwinkel wird hierbei im Bogenmaß angegeben. Wenn wir nun die Formel f¨ ur ∂Ldaem mit dem Hebelarm y von der Rumpfmitte (Schwerpunkt liegt in der Symmetrieebene) multiplizieren, ergibt sich das D¨ampfungsmoment der infinitesimal kleinen Stelle ∂y: ∂Mdeam = ∂Ldaem · y. Dies k¨onnen wir nun u ¨ber die Spannweite integrieren, um das D¨ampfungsmoment der gesamten Tragfl¨ache zu erhalten. ˆ Mdaem =

∂Mdaem

(2.36)

Querrudermoment: Beim Querrudermoment sind wir im Prinzip ¨ahnlich vorgegangen. Zun¨achst haben wir wieder das Profil in einem infinitesimal kleinen Spannweitenbereich betrachtet, an dem das Querruder sitzt. Wir haben mit XFLR 5 das Profil mit ausgeschlagenem Querruder simuliert und dabei den Auftriebsanstieg des Profils in Abh¨angigkeit vom Querruderausschlag ∂cL ∂δ 2d , ermittelt. 59

SIMCON Drake

KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

Der Auftriebsanstieg bezieht sich allerdings nur auf ein zweidimensionales Profil und ist deshalb zu groß. Um diesem Fehler Rechnung zu tragen, haben wir einen Korrekturfaktor f3d eingef¨ uhrt. Um zu diesem Korrekturfaktor zu gelangen, haben wir die Werte f¨ ur den ∂cL Auftriebsanstieg ∂α des Flugzeugs (also dreidimensional) und die f¨ ur das Profil (zweidimensional) verglichen. Beide sind uns aus XFLR 5 bekannt.

f3d =

∂cL ∂α (3d) ∂cL ∂α (2d)

(2.37)

Diesen Korrekturfaktor haben wir anschließend mit dem Auftriebsanstieg bei QuerruL derausschlag ∂c ∂δ 2d (des Profils) multipliziert und somit erhalten wir den gesuchten Auftriebsanstieg f¨ ur die dreidimensionale Tragfl¨ache. Gleichung 2.38 beschreibt den zus¨atzlichen, durch das Querruder produzierten, Auftrieb: ∂Lδ = q ·

∂cL δ · c(y) · ∂y ∂δ

(2.38)

Daraus resultiert mit ∂Mδ = ∂Lδ · y die Momentengleichung ˆ Mδ =

∂Mδ

(2.39)

Wir integrieren nun nicht u ¨ber die gesamte Spannweite hinweg, sondern von Querruderanfang bis Querruderende (in y-Richtung). Die maximale Rollrate ist dann erreicht, wenn Querrudermoment und D¨ampfungsmoment entgegengesetzt gleich groß sind. Daher kann man nun die beiden Momente gleichsetzen und nach der Rollgeschwindigkeit p aufl¨osen. Zur Ermittlung der Rollbeschleunigung muss man die gesamte Differentialgleichung aufstellen: X

M = Ixx ·

∂p = Mδ + Mdaem (∂t)2

(2.40)

Diese Differentialgleichung muss nun nach p(t) aufl¨ost werden und man erh¨alt dadurch die gew¨ unschte Funktion f¨ ur die Rollgeschwindigkeit in Abh¨angigkeit von der Zeit. Zun¨achst haben wir es uns zum Ziel gesetzt, eine Rollrate von 60 Grad pro Sekunde bei Stallspeed zu erreichen. Hierf¨ ur haben wir ein Querruder gew¨ahlt, welches 25% der Fl¨ ugeltiefe einnimmt. Die Profile haben wir dann in XFLR 5 simuliert, um die f¨ ur die Berechnung notwendigen Parameter zu erhalten: ˆ

∂cL ∂α (2d)

= 6.4744/rad

ˆ

∂cL ∂α (3d)

= 5.1967/rad

ˆ f3d = 0.8027 ˆ

∂cL ∂δ (2d)

= 0.0452/Grad

ˆ

∂cL ∂δ (3d)

=

∂cL ∂δ (2d)

· f3d = 0.0363/Grad 60

SIMCON Drake

KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

Da wir unsere Berechnungen mit MATLAB durchgef¨ uhrt haben, konnten wir die Abmaße ¨ der Querruder innerhalb dieser ersten Uberschlagsrechnung solange ver¨andern, bis wir die gew¨ unschte Rollrate erreicht hatten. Die Abmessungen der Querruder sehen nun wie folgt aus (in y-Richtung) ˆ yqinnen = 2, 5m ˆ yqaußen = 4, 8m

Den Ruderausschlag haben wir, durch Vergleich mit bestehenden Flugzeugen dieser Klasse, folgendermaßen festgelegt. ˆ δoben = 37° ˆ δunten = −25°

Der obere Ausschlag ist hierbei gr¨oßer, um das negative Wendemoment abzuschw¨achen. Schritt 2 Nun geht es darum, die im Schritt 1 berechnete Vordimensionierung zu verfeinern und zu best¨atigen. Hierzu haben wir dem Flugzeug in XFLR 5 die Querruder “angebaut” und dieses dann dreidimensional simuliert. Der weitere Vorgang entspricht dem des Schritt 1. F¨ ur das D¨ampfungsmoment gilt weiterhin der oben beschriebene Zusammenhang. Allerdings haben wir, da unser Canard schon eine betr¨achtliche Spannweite besitzt, dessen Einfluss in die Berechnung des D¨ampfungsmomentes einfließen lassen. Da die nun berechnete Rollrate trotz Einbezug des Canards deutlich gr¨oßer ausfiel als die der Vorauslegung, haben wir in einem Iterationsschritt nun die Tiefe der Querruder in XFLR 5 auf 17% reduziert und den Ruderausschlag auf +30° und −20° herabgesetzt. Wir erhalten dann einen Rollmomentenbeiwert: ˆ cl,roll = 0.173

Dieser wurde bei einem Querruderausschlag von δoben = 30° und δunten = −20° erreicht. Es ergibt sich also ein Gesamtausschlag von 50°. Der Momentenanstieg u ¨ber dem Querruderausschlag lautet also: ˆ

∂cl,roll ∂δges

= 0.173/50 = 0.0035/Grad

ˆ Mδ = q ·

∂cl,roll ∂δges

· (δrechts − δlinks ) · b · Sref

Mit den Berechnungen des Schritt 2 erreichen wir nun folgende Rollraten: ˆ im Reiseflug : 132°/sek ˆ beim Stall: 57°/sek ˆ bei Landegeschwindindigkeit: 75°/sek ˆ bei Abhebegeschwindigkeit:68°/sek

Zum Schluss gilt es, darzulegen, dass die gesetzlichen Anforderungen (vgl. [Age03b, S. 14, CS-VLA157]) eingehalten werden. Diese lauten wie folgt: Das Flugzeug muss aus einer Schr¨aglage von 30° in einer bestimmten Zeit in die entgegengesetzte Position, also 60° in die entgegengesetzte Richtung rollen. Die maximale Rolldauer betr¨agt: 61

SIMCON Drake

KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

ˆ 5 Sekunden bei Startgeschwindigkeit: VLOF = Vstall · 1.2 = 99.6 km/h ˆ 4 Sekunden bei Landegeschwindigkeit: VLand = Vstall · 1.3 = 107.9 km/h (Mδ +Mdaem ) Durch Aufl¨osen der Integralgleichung ∂p nach p erhielten wir die Funk∂t = Jxx tion der Rollrate in Abh¨angigkeit von der Zeit. Diese haben wir anschließend mit der Anfangsbedingung Φ(t = 0) = −30° (nach CS-VLA 157) zur Funktion f¨ ur die Schr¨aglage integriert.

Das Massentr¨agheitsmoment Jxx haben wir gesch¨atzt, da wir in Autodesk Inventor lediglich das Modellflugzeug komplett fertig gebaut haben. Um das Massentr¨agheitsmoment der Strukturbauteile zu sch¨atzen, haben wir vorausgesetzt, dass die Massenverteilung der Modellstrukturbauteile (diese k¨onnen wir in Inventor ablesen) ¨ahnlich der des großen Modells ist. Mit dieser Annahme kann man den Tr¨agheitsradius um die x-Achse (geht n¨aherungsweise durch den Schwerpunkt) berechnen q und diesen mithilfe des Maßstabs auf das große Flugzeug hochskalieren. ixxM odell =

J xx +r2 ·m m

und ixxmanntragend = ixxM odell · M aßstab

Das Quadrat dieses Tr¨agheitsradius haben wir dann f¨ ur alle anderen Bauteile mit deren Gewicht (beim manntragenden Flugzeug) multipliziert und man erh¨alt eine recht gute N¨aherung f¨ ur das Massentr¨agheitsmoment der Strukturelemente. Bei den anderen Teilen, die nicht vom Modell abzuleiten sind, haben wir das Massentr¨agheitradius auf klassische Art bestimmt. 3

1. Absch¨atzen des Fl¨achentr¨agheitsmoments um den Bauteilschwerpunkt: Ixx = b·h 12 (Vereinfachte Annahmen: homogene Massenverteilung und rechteckige Grundfl¨ache) 2. Unter Ber¨ ucksichtigung des Satzes von Steiner (Verschiebung) haben q wir den Fl¨aIxx +r2 ·A chentr¨agteitsradius des Bauteils um die x-Achse bestimmt: ixx = A 3. Berechnen des Massentr¨agheitsmoments um die x- Achse: Jxx = m · i2xx Durch Addieren der Massentr¨agheitsmomente kamen wir zu einem gesamten Tr¨agheitsmoment von Jxx = 650 kg · m2 . Vereinfachend haben wir angenommen, dass der Gesamtschwerpunkt durch die x-Achse verl¨auft. Mit dieser Annahme schaffen wir uns eine zus¨atzliche Sicherheit, da das Massentr¨agheitsmoment um den Gesamtschwerpunkt minimal wird. Wir rechnen also mit einem etwas zu hohem Massentr¨agheitsmoment. Die ¨ Ergebnisse dieser Uberschlagsrechnung zeigen, dass wir die Mindestanforderungen ohne Probleme erreichen. Eine weitere M¨oglichkeit die Roll-Anforderungen zu u ufen, liefert das NACA mit ¨berpr¨ dem Bericht 715 (vgl. [Ray99, S. 521]). Die Flugtests hatten sich mit der subjektiven Wahrnehmung der Piloten bzgl. der vom Flugzeug erreichten Rollrate besch¨aftigt. Das Erreichen der Rollanforderung wurde dabei an den “wing helix angle” Ω gekoppelt (wenn dieser mindestens Ω = 0.07rad betr¨agt, dann hat das Flugzeug einer der Studien zu Folge eine ausreichende Rollrate): p∗b 2∗V F¨ ur unser Flugzeug ergibt sich der “wing helix angle” zu: Ω=

Ω=

(2.41)

p∗b = 0.21rad 2∗V 62

SIMCON Drake

KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE

Ωu ¨bertrifft die, vom NACA-Bericht geforderten Mindestwerte deutlich, so zeigt sich auch hier, dass die Anforderungen an die Rollrate des Drake erreicht werden. Reaktion der Schräglage auf ausgeschlagenes Ruder 50

40

30

Schräglage in °

20

10

0

Startgeschwindigkeit

−10

Landegeschwindigkeit −20

−30

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

t in sek

Abbildung 2.26.: Reaktion auf ausgeschlagenes Querruder (Schr¨aglage)

Reaktion der Rollrate auf ausgeschlagenes Ruder 90

80

70

Rollrate in °/sek

60

50

40

Startgeschwindigkeit

30

Landegeschwindigkeit 20

10

0

0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5 t in sek

0.6

0.7

0.8

0.9

1

Abbildung 2.27.: Reaktion auf ausgeschlagenes Querruder (Rollrate)

Rollrate mit Momentenbeiwert aus XFLR5 (Schritt 2)

160

140

Rollrate in °/sek

120

100

80

60

40

20

0 60

80

100

120

140 160 Fluggeschwindigkeit in km/h

180

200

220

Abbildung 2.28.: Maximale Rollrate in Abh¨angikeit der Geschwindigkeit

63

Teil II.

Auslegungsphase manntragendes Selbstbauflugzeug

64

SIMCON Drake

KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN

3. Flugleistungen und -eigenschaften Der zweite Teil dieser Dokumentation betrachtet das manntragende Flugzeug mit Fokus auf die von der OUV geforderten Unterlagen, Berechnungen und Diagramme. Wurde ein solcher Nachweis schon in Teil 1 der Dokumentation erbracht, so wird in dem nun folgenden Teil nochmals dorthin verwiesen. Das folgende Kapitel untersucht die Flugleistung des Flugzeuges mit Fokus auf die Steiggeschwindigkeiten bei verschiedenen Man¨overn. Es liefert dar¨ uber hinaus einen Verweis auf die Stabilit¨atsanalyse und ein V-n-B¨oen- Diagramm.

3.1. Betrachtung der Flugleistung Aus XFLR5 haben wir die entsprechenden CL /CD -Werte extrahiert und nach [Ray99, S. 347-349 und 695] einen Widerstandsbeiwert f¨ ur das Fahrwerk hinzugegeben. Daraus erh¨alt man einen Wert f¨ ur den Gesamtwiderstand und damit einen Verlauf der ben¨otigten Leistung (P ower Required − Pr ) f¨ ur den horizontalen Geradeausflug in Abh¨angigkeit der Fluggeschwindigkeit. Der Gesamtwiderstand des Flugzeuges (total Drag − Dtotal ) ent¨ spricht dem ben¨otigten Schub (T hrust Required − Tr ), der zur Uberwindung des ersteren n¨otig ist. Nach Multiplikation mit der Fluggeschwindigkeit (TAS) erh¨alt man die ben¨otigte Leistung. Die ben¨otigte Leistung Pr ist ab der Stallspeed von 83km/h = 44, 8 kt dagestellt. Pr = Tr ∗ T AS = Dtotal ∗ T AS

(3.1)

Mit Hilfe von [RL97, S. 304-307], dem [BP10a] und der hierin gegeben H¨ohenabh¨angigkeit der Motorleistung, den angenommenen Propellerdaten und Berechnungsgrundlagen zum Verstellpropeller des Herstellers mt-Propeller (vgl. Abschnitt 4.3) l¨asst sich ebenfalls ein Verlauf f¨ ur den verf¨ ugbaren Schub (Thrust Available - Ta ) und daraus nach Multiplikation mit der T AS die verf¨ ugbare Leistung (P ower Available − Pa ) in Abh¨angigkeit der Geschwindigkeit erstellen.

65

SIMCON Drake

KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN

Thrust Diagram: T (blue) over T (red) a

r

1500 MSL − MCP

Thrust [N]

1000

500

0

0

20

40

60

80

100

120

140

160

TAS [kts]

Abbildung 3.1.: Schubdiagramm f¨ ur Maximum Continous Power (MCP), ALT: 0 MSL

Power Diagram: Pa (blue) over Pr (red) 60 MSL − MCP

50

Power [kW]

40

30

20

10

0

0

20

40

60

80

100

120

140

160

TAS [kts]

Abbildung 3.2.: Leistungsdiagramm f¨ ur Maximum Continous Power (MCP), ALT: 0 MSL

66

SIMCON Drake

KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN

Thrustdiagram: Ta (blue) over Tr (red) 1500 ALT 4500 − MCP

Thrust [N]

1000

500

0

0

20

40

60

80

100

120

140

160

TAS [kts]

Abbildung 3.3.: Schubdiagramm f¨ ur Maximum Continous Power (MCP), ALT: 4500 MSL

Power Diagram: Pa (blue) over Pr (red) 60 ALT 4500 − MCP

50

Power [kW]

40

30

20

10

0

0

20

40

60

80

100

120

140

160

TAS [kts]

Abbildung 3.4.: Leistungsdiagramm f¨ ur Maximum Continous Power (MCP), Cruising ALT: 4500 MSL

3.1.1. Startrollstrecke F¨ ur den Drake ergibt sich mit Hilfe der von mt-Propeller zur Verf¨ ugung gestellten Daten ein Standschub von T ≈ 1400N . Dieser liefert ein S/G-Verh¨altnis f¨ ur den Startfall von T W = 0.34. Wir haben folgendes Startstreckendiagramm errechnet, das die Zuladung sowie die vorherrschende Windkomponente mit ber¨ ucksichtigt.

67

SIMCON Drake

KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN

220

TWC=9.3 kt TWC=7.4 kt

200

TWC=5.6 kt 180

TWC=3.7 kt

Startstrecke in m

TWC=1.9 kt 160 WC=0 HWC=1.9 kt

140

HWC=3.7 kt HWC=5.6 kt

120

HWC=7.4 kt HWC=9.3 kt 100

80

0

50

100

150

Zuladung (Pilot + Gepäck + Treibstoff) in kg

Abbildung 3.5.: Startrollstrecke in Abh¨angigkeit von Zuladung und Wind (vgl. Startstrecke.m)

3.1.2. Horizontalfluggeschwindigkeit bei maximaler Dauerleistung Mit dem Power-Setting f¨ ur maximale Dauerleistung (M aximum Continous P ower−M CP ) ergibt sich nach Abbildung 3.2 und 3.4 die leistungsbegrenzte Maximalfluggeschwindigkeit VH des Drake in der jeweiligen Flugh¨ohe als Schnittpunkt der ben¨otigten und der verf¨ ugbaren Leistung: ˆ vH,M SL = 145 kt = 269 km/h ˆ vH,cruising ALT = 147 kt = 272 km/h

3.1.3. Geschwindigkeit des besten Steigens und maximale Steiggeschwindigkeit Die Geschwindigkeit des besten (oder schnellsten) Steigens (best rate of climb speed − vy ) mit der h¨ochsten Vertikalgeschwindigkeit erh¨alt man bei maximalem Leistungs¨ uberschuss: sin γ =

ROC T −D Ta − Tr Ta − Tr Pa − Pr = = → ROC = ∗ T AS = T AS W W W W ROCmax =

(Pa − Pr )max W

(3.2)

(3.3)

γ : Bahnneigungswinkel T : Schub/T hrust D : W iderstand/Drag W : F lugzeuggewicht/W eight T AS : F luggeschwindigkeit/T rue Airspeed

68

SIMCON Drake

KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN

ROC : V ertikalgeschwindigkeit/Rate of climb Aus der Abbildung 3.2 kann man auf Meeresh¨ohe den maximalen Leistungs¨ uberschuss bei etwa 80 kt ablesen. Es ergeben sich also: ˆ vy,M SL = 80 kt = 148 km/h ˆ ROCmax =

44,1 kW −12,4 kW 412 kg∗9,81 sm²

= 7, 84 m/s = 1544 f t/min

Im Cruise (Abbildung 3.4) liegt dieser bei ebenfalls bei etwa 82 kt, woraus folgt: ˆ vy,cruising ALT = 82 kt = 152 km/h ˆ ROCmax =

41,1 kW −11,1 kW 412 kg∗9,81 sm²

= 7, 42 m/s = 1461 f t/min

3.1.4. Geschwindigkeit des steilsten Steigens Die Geschwindigkeit des steilsten Steigens (best angle of climb speed − vx ) bei maximalem Bahnwinkel γ ergibt sich, wie Gleichung 3.2zeigt, aus dem maximalen Schub¨ uberschuss. Dieser liegt auf Meeresh¨ohe wie auch auf der Cruising-Altitude bei etwa 51 kt. ˆ vx = 51 kt = 95 km/h

3.1.5. Range und Endurance Da der Kraftstoffverbrauch (F uel F low − F F ) im Allgemeinen etwa proportional zur Wellenleistung (Break Horse P ower − BHP ) ist und bei einem Verstellpropeller der Propellerwirkungsgrad u ¨ber einen weiten Geschwindigkeitsbereich konstant ist, kann man von der Kurve der ben¨otigten Wellenleistung Pr auf den Fuel Flow schließen. Die maximale Endurance (maximale Flugdauer) ergibt sich bei dem minimalen Kraftstoffverbrauch pro Zeit, also beim Minimum der Pr -Kurve. Aus den Diagrammen 3.2 und 3.4 kann man ablesen: ˆ vmax Endurance,M SL = 50 kt = 93 km/h ˆ vmax Endurance,M SL,cruising ALT = 53 kt = 97 km/h ˆ unter der Annahme eines Fuel Flow von F F = 6 hl und eines ausfliegbaren Tankvolumens von 67l ergibt sich eine maximale Endurance (4500ft MSL) von Endmax = 11 : 10h (vgl. performance.m)

Die maximale Reichweite erh¨alt man im Punkt des minimalen Widerstandes, also im Minimum der Tr -Kurve. Durch die Multiplikation mit der Fluggeschwindigkeit T AS liegt dieser Punkt am Schnittpunkt einer Ursprungstangent mit der Pr -Kurve. Man erh¨alt: ˆ vmax Range,M SL = 65 kt = 121 km/h ˆ vmax Range,cruising ALT = 70 kt = 130 km/h ˆ unter der Annahme eines Fuel Flow von F F = 6 hl und eines ausfliegbaren Tankvolumens von 67l ergibt sich eine maximale Range (4500ft MSL) von 1440km oder 780NM (vgl. performance.m)

69

SIMCON Drake

KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN

Unter der Annahme eines Fuel Flow von F F = 9 hl und eines ausfliegbaren Tankvolumens von 67l ergibt sich f¨ ur den von uns definierten Reiseflug in 4500ft MSL bei vcruise = 103kt eine Range von ungef¨ahr 1415km oder 765NM sowie eine Endurance von ca. 7:20h (vgl. performance.m).

3.2. Stabilit¨ atsanalyse In Kapitel 2.4.9 wird die Stabilit¨atsanalyse mit Hilfe der Str¨omungssimulationssoftware XFLR5 beschrieben. Diese Betrachtungen der Stick Fixed Stability zeigen, dass das Design des Flugzeuges durchweg gute Stabilit¨atseigenschaften besitzt. Da diese Ergebnisse sehr vielversprechend sind, verzichten wir im jetzigen Stadium des Projektes auf eine weiterf¨ uhrende Stick Free Stability Analyse, da diese weitere Ver¨anderungen der Flugzeuggeometrie mit sich bringen w¨ urde (Ruderfl¨achen, Ruderposition, etc.). In der finalen Konstruktion m¨ usste dann auf Basis des vorhandenen Designs eine genauere Stabilit¨atsanalyse bezogen auf den Stick Free Fall erfolgen.

3.3. V-n-Diagramm f¨ ur Man¨ over und B¨ oen Das V-n Diagramm wurde von uns gem¨aß den Vorgaben der “CS-VLA 341” erstellt. Die aerodynamischen Gr¨oßen, die dieser Berechnung zugrunde liegen haben, wir der Software XFLR 5 entnommen. Die zul¨assigen Lastvielfache mussten wir relativ hoch ansetzen, um unsere Forderungen bez¨ uglich Reisefluggeschwindigkeit und Maximalgeschwindigkeit zu erreichen. Aufgrund der, im Vergleich zu anderen Flugzeugen gleicher Klasse, großen Fl¨ ugelfl¨ache erzeugen B¨oen relativ hohe Lastvielfache. Wir haben daher Folgende Gr¨oßen festgelegt. ˆ nzpos =5.6 g ˆ nzpos =4.5 g bei vd = 184kt = 340km/h ˆ nzneg =-3.6 g ˆ nzneg =- 2.5 g bei vd = 184kt = 340km/h

70

SIMCON Drake

KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN

Vn − Diagramm

6

5

4

3

nz [g]

2

1

0

−1

−2

−3

−4 0

10

20

30

40

50 v [m/s]

60

70

80

90

100

Abbildung 3.6.: V-n- Diagramm maximale Abflugmasse F¨ ur geringere Abflugmassen ver¨andert sich das V-n-Diagramm entsprechend. F¨ ur die geringste Flugmasse ergibt sich daher folgendes Diagramm: Vn − Diagramm

6

5

4

3

z

n [g]

2

1

0

−1

−2

−3

−4 0

10

20

30

40

50 v [m/s]

60

70

80

90

100

Abbildung 3.7.: V-n-Diagramm Mindestgewicht Hieraus ergibt sich als sinnvolle H¨ochstgeschwindigkeit vd(M indestgewicht) · 0, 9 = vN E = 143kts = 264 km/h 71

SIMCON Drake

KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT

4. Bau- und Konstruktionskonzept Kapitel 4 beschreibt, wie der Bau des Drake konzeptionell bewerkstelligt werden soll. Im Weiteren wird dann auch auf die Hauptstrukturelemente des Drake eingegangen und deren Spezifika werden beschrieben. Dar¨ uber hinaus werden Motoreinbau, die Cockpitgestaltung, die Steuerung und die Flugzeugsysteme n¨aher beleuchtet.

4.1. Baukonzept Wie in der Marktanalyse unter Frage 3 (s. 1.2) beschrieben, wird von der Mehrheit der potentiellen Flugzeugeigenbauer eine moderne und zukunftsweisende GFK-Konstruktion bevorzugt. Auch wir favourisieren diese Bauweise, da sie uns den gr¨oßt m¨oglichen Freiraum bez¨ uglich der Formgebung des Flugzeuges gew¨ahrt. Auf diese Weise l¨asst sich eine aerodynamisch optimierte Geometrie, die beispielsweise eine hohe Verwindung des Fl¨ ugels erfordert (wie unter 2.4.8 beschrieben), leichter umsetzen. Zudem erm¨oglicht die GFKBauweise die Verwendung von nur wenigen großen Teilen f¨ ur Rumpf, Fl¨ ugel und Leitwerke, was den Anforderungen der Ausschreibungen der OUV (vgl. [OUV11]) gerecht wird. Die Ausf¨ uhrung der Konstruktion in GFK bringt f¨ ur den Eigenbauer zwei Herausforderungen mit sich. Zum einen ist f¨ ur die Verarbeitung von GFK ein gewisses Maß an Know-How und Erfahrung notwendig. Zum anderen werden f¨ ur das Anfertigen von GFK-Werkst¨ ucken Formen ben¨otigt. Dabei k¨onnen sowohl Negativ- als auch Positivformen verwendet werden. Um den Bau des SIMCON Drake reproduzierbar zu gestalten ist es kritisch, dass diese Formen wiederverwendbar sind und dem jeweiligen Eigenbauer zur Verf¨ ugung gestellt werden oder ebenfalls mit geringem Aufwand exakt reproduziert werden k¨onnen. F¨ ur beide Herausforderung haben wir eine effiziente und innovative L¨osung gefunden. Um den Umgang mit dem Werkstoff GFK zu erlernen, werden dem geneigten Flugzeugbauer Pl¨ane zur Verf¨ ugung gestellt, nach welchen er ein (nahezu) orginalgetreues und voll flugf¨ahiges, fernsteuerbares Modell des SIMCON Drake anfertigen kann. Die Fertigung von Fl¨ ugel und Leitwerken entspricht dabei in den Fertigungsschritten der des eigentlichen Flugzeuges. Es ist zudem denkbar den Bau dieses Modells im Rahmen eines Vorbereitungsseminars f¨ ur den eigentlichen Eigenbau unter professioneller Anleitung durchzuf¨ uhren. So kann der potentielle Eigenbauer den SIMCON Drake n¨aher kennenlernen und wertvolle Erfahrungen mit der allgemeinen Arbeitsweise und dem Werkstoff sammeln. F¨ ur den Bau unseres Modelles haben wir uns entschieden die Fl¨ ugel mit Positivformen, den Rumpf jedoch mit einer Negativform zu fertigen um mit beiden Methoden Erfahrung zu sammeln. Die Positivformen verbleiben dabei im Fl¨ ugel um zus¨atzliche Stabilit¨at zu gew¨ahrleisten. Im Nachhinein haben wir allerdings beim Bau des Modells gelernt, dass die Bauweise mit Negativformen, wie wir sie beim Rumpf praktiziert haben, sehr viel Aufwand 72

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KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT

bei geringem bis keinem Mehrwert hinsichtlich Oberfl¨achengl¨atte der fertigen Teile erfordert. Daher haben wir uns dazu entschieden, f¨ ur den Bau des Drakes die Konstruktion des Rumpfes analog zu jener der Fl¨ ugel in Positivformbauweise ohne massiven Styroporkern, sondern vielmehr mit Styroporhalbschalen als Positivform zu vorzusehen (siehe 4.2.3). In der Ausschreibung des Wettbewerbs der OUV (vgl. [OUV11]) wird darauf hingewiesen, dass einige Teile f¨ ur den Selbstbau des manntragenden Flugzeuges durch den Konstrukteur oder die OUV zur Verf¨ ugung gestellt werden k¨onnen. Um die Bereitstellung der Formen m¨oglichst simpel zu gestalten, favorisieren wir die Verwendung von aus Halbschalen bestehenden Positivformen aus Styropor. Diese k¨onnen an zentraler Stelle kosteng¨ unstig gefertigt und an den Eigenbauer geliefert werden. So k¨onnen mehrere Projeke zur gleichen Zeit laufen ohne aufw¨andig herzustellende und teure negativformen f¨ ur die Faserverbundteile anfertigen zu m¨ ussen. Im Vergleich zu vollen Positivformen wird dabei außerdem Gewicht gespart, da die Bauteile so nur mit Halbschalen aus Styropor enhalten. Als weitere Vereinfachung f¨ ur den Bau des Flugzeuges werden Passungen f¨ ur die Innenausbauten des Rumpfes und der Fl¨ ugel in den Halbschalen von dem Styroporhersteller vorgefertigt sein. Bei der Verwendung von Positivformen werden die Formen im ersten Arbeitsschritt mit Einbauten versehen. Danach werden die Teile an den schon vorgeferitgten Verbindungsstellen zusammgesetzt und geklebt. Im Folgenden wird die Oberfl¨ache des Werkst¨ uckes nachbearbeitet. Anschließend werden die Bauteile dann einlaminiert, um die gew¨ unschte Festigkeit zu erreichen und schließlich lackiert. Abschnitt 4.2 erl¨autert die Spezifika des Baus noch detaillierter.

4.2. Haupt-Struktur-Elemente Nun wollen wir uns genauer anschauen, wie wir die wichtigsten Strukturelemente des Flugzeuges, also jene Elemente, welche die gr¨oßten Kr¨afte aufnehmen m¨ ussen, auslegen. Dabei sind in erster Linie die Tragfl¨achen und der Canard, die Seitenleitwerke, der Rumpf und die Aufh¨angung des Motors zu betrachten.

4.2.1. Fl¨ ugel und Canard Der Fl¨ ugel und der Canard sollen in der selben Bauweise gefertigt werden. Als Basiswerkstoff soll Styropor verwendet werden. Das Konzept sieht vor, dass die Fl¨ ugel nicht komplett mit Styropor ausgef¨ ullt sind. Es sollen jeweils Halbschalen vorgeformt geliefert werden, wobei die Wandst¨arke dick genug sein muss um als unterst¨ utzende Struktur zu wirken (im ¨außeren Teil des Fl¨ ugels, wo dieser d¨ unner wird, k¨onnte es sein, dass ein massiver Styroporkern verwendet werden muss). Des Weiteren sollen in diese Halbschalen die jeweiligen F¨ uhrungen f¨ ur den Holm und die Steuerseile eingeformt sein. Diese stehen dann als durchgehende Bl¨ocke im Fl¨ ugel und tragen somit auch noch zur Festigkeit des Flugzeuges bei. Dadurch erreicht man einerseits ein leichteres Gewicht, indem man den Styroporkern im Fl¨ ugel spart. Andererseits kann man so sehr einfach exakt passende F¨ uhrungen und Passungen f¨ ur die zus¨atzlichen Bauteile schaffen. Die Halbschalen werden dann zusammengeklebt und die so entstandenen Fl¨ ugelsegmente mit den anderen auch per Kleber verbunden. Hierbei kann man f¨ ur die vorgefertigten Halbschalen Verbindungselemente vorsehen, die dann den Bau erleichtern. Den fertigen Styroporfl¨ ugel u ¨berzieht man danach 73

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mit mehreren GFK-Schichten (6 Lagen; Gewebetyp 92110), um dann die zus¨atzlich n¨otige Festigkeit zu garantieren. Zus¨atzlich ist darauf zu achten, dass H¨ohen- und Querruder seperat gefertigt werden. Diese werden dann als fertige Positivformen, die komplett aus Styropor bestehen, geliefert und danach lediglich einlaminiert.

4.2.2. Seitenleitwerk Das Seitenleitwerk wird, wie die H¨ ohen- und Querruder aus massiven Styropor gefertigt und mit GFK anschließend einlaminiert. Dabei werden jedoch Aussparungen f¨ ur die jeweiligen Steuereinrichtungen und Steuerseile gelassen. Diese Bauweise ist n¨otig, da das Seitenruder eine relativ geringe Dicke besitzt und im Verh¨altnis dazu hohe Kr¨afte aufnehmen muss. An dieser Styroporform k¨onnen dann Verbindungsst¨ ucke vorhanden sein, die eine einfache Verbindung mit dem Fl¨ ugel erm¨oglichen.

4.2.3. Rumpf Der Rumpf wird in der selben Bauweise gebaut wie der Fl¨ ugel und der Canard. Dabei ist hier hervorzuheben, dass man sich dadurch sp¨ater im Vergleich zu Positivformen das Aush¨ohlen spart. Außerdem ist es m¨oglich, die Rumpfschalen so vorfertigen zu lassen, dass f¨ ur s¨amtliche Innenausbauteile schon vorgefertigte Passungen vorliegen. Dies hat zur Folge, dass f¨ ur diese Bauteile ein fester Sitz garantiert ist. Bauteile wie der Treibstofftank, die Motorhalterung, die Sitzschale, etc. k¨onnen so sehr einfach in die Styroporform eingepasst werden. Außerdem lassen sich so Kan¨ale f¨ ur z.B. Treibstoffleitungen, Kabel, etc.. vorfertigen. Man erh¨alt so einen Bausatz, der sehr einfach zusammenzuf¨ ugen ist und auch f¨ ur unerfahrene Selbstbauer geeignet ist. Weiterhin garantiert diese Bauweise ein hohes Maß an Pr¨azision.

4.2.4. Motorsektion mit Propeller Die wesentlichen Strukturelemente mit direkter Verbindung zum Motor sind der Motortr¨ager, die Cowling und das Feuerschott. Als Motor sehen wir den ROTAX 912 vor (siehe 2.1.1). An dieser Stelle k¨onnen wir spezifizieren, dass wir den ROTAX 912 A (Version 3) 4Takt-Motor (60kW) verwenden w¨ urden, da dieser f¨ ur den Einsatz eines Verstellpropellers samt Governor vorgesehen ist. Der Motortr¨ager (Teilenummer 886561) wird von BRP-POWERTRAIN f¨ ur diesen Motor angeboten (siehe 4.4). Diesen Tr¨ager zu verwenden erscheint uns als die einfachste M¨oglichkeit des Einbaus hinsichtlich Kosten, Aufwand und Zulassung. Der genaue Einbau ist unter 4.4 beschrieben. Die Cowling des Motors ist Teil der Styroporrumpfschale und wird vom Selbstbauer nach Einf¨ ugen von Scharnieren, um sp¨ater einen einfachen Zugang zum Motor zu gew¨ahrleisten, mit GFK laminiert. Auf diese Weise erh¨alt man zwei Klappen, u ¨ber die man den Motor erreichen kann. In die Cowling eingearbeitet sind bereits in der Styroporform die Luftausl¨asse rechts und links des Propellerflansch (siehe 4.4). F¨ ur die Aufnahme des Feuerschottes und des Motortr¨agers ist direkt hinter dem Holmkasten im Rumpf ein Spant eingelassen, der in Sandwich-Bauweise aus einer Holzplatte mit GFK-Laminat ausgelegt ist und die Kr¨afte des Motortr¨agers aufnimmt. Die Firewall ist direkt an diesem Spant angebracht und besteht aus d¨ unnem Metall. Der 74

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Motortr¨ager ist an dem Spant u ¨ber Gummielemente, welche Vibrationen und Schallentwicklung des Motors vom Rumpf entkoppeln, befestigt. Die genaue Vorgehensweise beim Motoreinbau ist unter 4.4 beschrieben.

4.3. Propellerwahl Nach R¨ ucksprache mit Herrn Albrecht von mt-Propeller haben wir entschieden, dass f¨ ur den Antrieb ein Verstellpropeller gew¨ahlt werden sollte. Herr Albrecht berichtete uns von Versuchen bei der Entwicklung eines Propellers f¨ ur vergleichbare Canards. Dabei wurde festgestellt, dass die erreichbare Performance mit einem Constant-Speed-Propeller, vor allem was das schnelle Erreichen der Steuerbarkeit w¨ahrend der Startphase angeht, deutlich besser ist. Ein Fixed-Pitch-Propeller, auch wenn dieser deutlich g¨ unstiger w¨are, sei keinesfalls zu empfehlen. Aus unserer Sicht spricht dies auch nicht gegen unser urspr¨ ungliches Konzept, da im Vordergrund ja vor allem ein sicher steuerbares Flugzeug mit guten Flugleistungen steht. Hier m¨ ussen die Kosten ganz klar im Verh¨altnis zum Nutzen gesehen werden. Hinzu kommt, dass mit diesem Propeller auch ein sparsamerer Reiseflug erm¨oglicht wird. Unsere Wahl f¨allt auf den MTV-6-A/LD165-112 Propeller. Sehr freundlich hat uns Herr Albrecht auch die Daten zum Wirkungsgrad des Propellers zur Verf¨ ugung gestellt, womit es uns m¨oglich war, die oben gezeigten Flugleistungsdiagramme (s. Abschnitt 3.1) zu erstellen. Wie auch aus den errechneten Leistungsdaten und der Startstrekckenberechnung (vgl. 3.1) hervorgeht, werden wir in der Wahl des Propellers best¨atigt.

4.4. Motoreinbau F¨ ur den Motor unseres Flugzeuges haben wir den ROTAX 912 A (Version 3) 4Takt-Motor (60kW) gew¨ahlt, wie schon in 4.2.4 genannt. Dieser luftfahrtbew¨ahrte Motor bietet neben den von uns geforderten Leistungen noch weitere Vorteile. Aufgrund seiner dominierenden Marktposition im Bereich der Ultraleichtflugzeuge und Motorsegeler wird es noch auf lange Zeit betrachtet Ersatzteile geben. Zudem hat sich der Motor u ¨ber die Jahre als ¨außerst zuverl¨assig und sicher erwiesen. Dar¨ uber hinaus ist der Motor luftfahrtzertifiziert, womit die Zulassung keine Probleme mit sich bringt. Auch baulich bringt er Vorteile: So gibt es einen speziell f¨ ur diesen Motor vom Hersteller BRP-POWERTRAIN vorgefertigten Motortr¨ager, doch hierzu sp¨ater mehr. Da es sich bei unserem Antriebssystem um einen sogenannten Pusher handelt, wird der ROTAX-Motor mit dem Propellerflansch nach hinten ausgerichtet eingebaut. Der von BRP-POWERTRAIN vorgefertigte Motortr¨ager (Teilenummer 886561) erm¨oglicht es uns, den horizontal liegenden Motor an dem vertikalen Feuerschott zu montieren, das den Motor vom restlichen Rumpf feuerfest abtrennt. Diese feuerfeste Wand befindet sich im Rumpf direkt hinter dem Holmkasten, der die beiden Fl¨ ugelholme aufnimmt, und ist direkt mit dem Holmkasten verbunden. Dies hat vor allem statische und gewichtsspezifische Vorteile, da dieser Bereich des Rumpfes schon aufgrund der Verbindung zu den Fl¨ ugeln sehr verst¨arkt ist. Es muss also nicht, wie bei konventionellen Flugzeugen, zus¨atzlich die Flugzeugnase zum Bereich der Fl¨ ugel-Rumpf-Verbindung hin verst¨arkt werden um das Gewicht des Motors zu halten und die Vortrieb erzeugenden Kr¨afte aufzunehmen. 75

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Folglich l¨asst sich zus¨atzliches Gewicht sparen, da es bei unserer Entenfl¨ uglerkonfiguration m¨oglich ist, die st¨arksten Kr¨afte von den Tragfl¨achen zum Rumpf und vom Motor zum Rumpf, auf einen Punkt zu konzentrieren und diesen Teil des Rumpfes optimal zu verst¨arken.

Abbildung 4.1.: Befestigung des Rotax 912 am Motortr¨ager laut Einbauhandbuch [BP10b] Die K¨ uhlung des ROTAX 912 unterteilt sich in zwei Methoden. Die Zylinderk¨opfe sind fl¨ ussigkeitsgek¨ uhlt und u uhlkreislauf mit einem Radiator ver¨ber einen geschlossenen K¨ bunden. Die Zylinder selbst werden stauluftgek¨ uhlt. Normalerweise erfolgt die K¨ uhlung mittels des Propellerluftstroms, der direkt den k¨ uhlenden Radiator und zwei Lufteinl¨asse f¨ ur die Stauluftk¨ uhlung der Zylinder anbl¨ast. Bei der Pusherkonfiguration kann dies so nicht erfolgen. Deshalb ist geplant eine Lufthutze unter dem Rumpf anzubringen um Stauluft zur K¨ uhlung aufzunehmen. Der Stauluftstrom soll dann getrennt werden in einen Teil, der dank Ablenkw¨anden die Zylinder umstr¨omt und somit k¨ uhlt, sowie in einen weiteren, der benutzt wird um den Radiator zu k¨ uhlen. Außerdem in einen dritten, der, wie wir sp¨ater sehen, den Motor mit Frischluft zur Verbrennung versorgt. Der Radiator kann, wie u ¨blich, schr¨ag unterhalb des Motors am Rumpf angebracht sein, sodass die warme Abluft direkt hinter dem Radiator nach außen str¨omt. Der andere K¨ uhlluftstrom soll u ¨ber zwei Luftausl¨asse auf H¨ohe des Propellerflansches rechts und links nach außen geleitet werden. Die Ansaugluft f¨ ur den Motor wird direkt dem Kaltluftstrom der Lufthutze unterhalb 76

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des Rumpfes entnommen, gefiltert und u ¨ber einen Schlauch mit dem Ansaugluftverteiler verbunden. Somit ist gew¨ahrleistet, dass dem Motor immer k¨ uhle Luft zugef¨ uhrt wird und der Motor somit sein volles Potenzial aussch¨opfen kann. Zu guter Letzt muss noch gekl¨art werden wie die Auspuffanlage eingebaut werden soll. Auch hier bietet es sich an, den Auspuff wie u ¨blich unterhalb des Motors einzubauen. Die Auspuffanlage sollte jedoch hinter dem Radiator liegen, damit der K¨ uhler nicht mit warmer Luft bestr¨omt wird. Man sieht, dass sich der Motor, obwohl er als Pusher und nicht wie meist u ¨blich als Tractor verbaut wird, nahezu normal einbauen l¨asst. Lediglich die Ansaugluft und der K¨ uhlluftstrom muss u uhrt werden. ¨ber eine Hutze dem Motor zugef¨

4.5. Cockpitgestaltung F¨ ur die Anordnung der Instrumente, Hebel und Schalter im Cockpit haben wir uns an der g¨angigen Anordnung orientiert. Hierbei wird die T-Anordnung von Fahrtmesser, H¨ohenmesser, Variometer, und Kompass in der Mitte des Instrumentenbrettes verwirklicht. Die Motor¨ uberwachungsinstrumene und Bedienhebel werden auf der rechten Seite angeordnet. Somit ist eine gute Erreichbarkeit der Hebel mit der rechten Hand gew¨ahrleistet, w¨ahrend die Fluglagesteuerung mit der linken Hand m¨oglich ist. In der Mitte angeordnet befinden sich unter Funkger¨at (COM) und Transponder (XPDR), die Z¨ undung, die Sicherungsautomaten sowie die elektrischen Schalter (Hauptschalter, Generator, ACL, Zusatzpumpe, Fahrwerk). Der linke Freiraum, kann gut f¨ ur eine Checkliste und eine Powersetting-Tabelle genutzt werden. Im Folgenden die Ansicht uneres Invetor-Modells, in die wir maßstabsgetreu die Instrumente und Bedienelemente eingef¨ ugt haben. Abschnitt 6.1 gibt einen ¨ Uberblick u ¨ber die genauere Auswahl und Preise.

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Abbildung 4.2.: Cockpitansicht: Instrumentierung, Schalter und Hebel

¨ 4.6. Ubersicht u ¨ber die Steuerung des Flugzeuges Im Folgenden m¨ochten wir uns einige Gedanken zur Steuerung unseres Flugzeuges machen und dabei zwei verschiedene M¨oglichkeiten der Ausf¨ uhrung aufzeigen.

4.6.1. Konventionelle Ansteuerung der Ruder u ange und ¨ber Steuergest¨ -seilz¨ uge Die Ansteuerung u uge ist erprobt, bew¨ahrt und bietet eine fehleru¨ber Gest¨ange und Seilz¨ nanf¨allige, relativ kosteng¨ unstige M¨ oglichkeit der Umsetzung. Jedoch ist die Komplexit¨at der genauen Steuermimik, gerade im Hinblick auf die an den Selbstbauer gestellten hohen Anforderungen bez¨ uglich Genauigkeit, nicht zu untersch¨atzen. Konkret w¨ urden wir zur Ansteuerung des H¨ohenruders im Canard eine Gest¨ange vom Steuerkn¨ uppel bis zu einem an der Ruderachse befestigten Hebel nutzen. Quer- und Seitenruder w¨ urden wir mit Hilfe von Seilz¨ ugen anlenken, deren Installation bereits in der Styroporpositivform in Form von Kan¨alen vorbereitet werden k¨onnte. Zus¨atzlich w¨ urden Umlenkrollen im Rumpf und am Holm des Fl¨ ugels genutzt werden, um die Kr¨afte vom Steuerkn¨ uppel an die Ruder zu u ur diese ¨bertragen. Aussparungen und Verst¨arkungen f¨ Umlenkrollen w¨aren ebenfalls bereits in den Styroporformen vorzusehen.

4.6.2. Ansteuerung der Ruder u ¨ber ein steer-by-wire System Als Alternative zu der konventionellen Ansteuerung mittels Seilz¨ ugen und Stangen ziehen wir ein steer-by-wire System in Erw¨agung. Dabei w¨ urden die Steuerbewegungen von Po78

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tentiometern am Steuerkn¨ uppel abgenommen und u ¨ber Kabel an die in den Tragfl¨achen angebrachten Aktuatoren “weitergeleitet”. Dieses System bietet eine Reihe von Vorteilen gegen¨ uber oben beschriebener Ansteuerungsmethode: ˆ Gewichtseinsparungen durch Kabel- statt Seil-, bzw. Stangenverbindungen ˆ einfacherere Installation, da die Aktuatoren direkt am Ruder angebracht werden w¨ urden und die Verlegung der Kabel keine besonderen Anforderungen an Genauigkeit o.¨a. stellt ˆ weitestgehende Wartungsfreiheit des Systems ˆ Optional k¨ onnte der interessierte Selbstbauer einen einfachen Autopiloten installieren

Allerdings sind folgende Aspekte nicht zu vernachl¨assigen: ˆ Zun¨ achst m¨ usste die Umsetzbarkeit und m¨ogliche Zulassung mit den Beh¨orden gekl¨art werden, sodass der Aufwand der Entwicklung eines solchen Systems erfolgversprechend ist ˆ Das System m¨ usste auch im Falle eines Motorausfalles weiterarbeiten k¨onnen und dabei redundant abgesichert sein, d.h. es w¨are eine Batterie mit gr¨oßerer Kapazit¨at und eventuell eine zweite Batterie als Sicherheit notwendig ˆ Ein “Feedback” an den Piloten u unschenswert ¨ber die Ruderkr¨afte w¨are w¨ ˆ Die Steuerung m¨ usste genauso direkt wie die mit Gest¨angen und Seilz¨ ugen ohne Totzeiten funktionieren ˆ Die Kosten sind schwer abzusch¨ atzen da ein solches System noch nicht existent ist

Ein solches steer-by-wire System w¨ urde sich in das insgesamt unkonventionelle und innovative Konzept des Drake optimal einf¨ ugen und den Fokus bei diesem Flugzeug auf einfache Konstruktion und m¨oglichst wartungsfreien und damit kosteng¨ unstigen Betrieb legen. F¨ ur die Entwicklung dieses Systems bedarf es allerdings einiger Forschungsarbeit, die, so finden wir, z.B. im Rahmen von Bachelor- oder Masterarbeiten geleistet werden k¨onnte.

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Abbildung 4.3.: Steuerungsskizze Seitenansicht

Abbildung 4.4.: Steuerungsskizze Draufsicht

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Abbildung 4.5.: Steuerungsskizze ISO Ansicht

4.7. Flugzeugsysteme Dieser Abschnitt erl¨autert das Kraftstoff-, Schmier-, K¨ uhl- und Elektriksystem des Drake sowie deren Hauptkomponenten.

4.7.1. Kraftstoffsystem ¨ In der folgenden Grafik wird ein Uberblick u ¨ber das Kraftstoffsystem gegeben. Im Falle des Drake ist zu beachten, dass die Benzinleitung eigentlich direkt vom Tank, der hinter dem Pilotensitz eingebaut ist, zum Vergaser gehen k¨onnte. Jedoch muss die Benzinleitung noch nach vorne ins Cockpit geleitet werden, wo dann ein Brandhahn angebracht wird. So hat der Pilot die M¨oglichkeit den Benzinfluss im Notfall abzustellen. Ein Drainventil wird auf der Rumpfunterseite mittig angebracht. Den Tankstutzen wird man oberhalb der Tragfl¨ache hinter der Kabinenhaube anbringen - dieser wird mit der Entl¨ uftung kombiniert.

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Abbildung 4.6.: Schema des Kraftstoffsystems nach ROTAX Einbauhandbuch ([BP10b])

¨ 4.7.2. Ubersicht u ¨ber das Schmiersystem Auch das Schmiersystem haben wir dem ROTAX Handbuch entnommen. Unterhalb des Rumpfes wird wie in Abschnitt 4.4 beschrieben, der Platz f¨ ur den Radiator geschaffen. In der abnehmbaren Cowling wird ein Klappe vorgesehen, mit der im Rahmen der Vorflug¨ kontrolle auch der Olstand u uft werden kann. ¨berpr¨ 82

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Abbildung 4.7.: Schema des Schmiersystems nach ROTAX Einbauhandbuch

¨ 4.7.3. Ubersicht u uhlsystem ¨ber das K¨ ¨ uhler F¨ ur das K¨ uhlsystem ist es wichtig, dass der Radiator an der selben Stelle wie der Olk¨ angebracht wird, da hier ein guter K¨ uhlluftstromfluss gew¨ahrleistet werden kann.

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Abbildung 4.8.: Schema des K¨ uhlsystems nach ROTAX Einbauhandbuch

¨ 4.7.4. Ubersicht u ¨ber das elektrische System Im Folgenden soll der Aufbau des elektrischen Netzes des Drake dargestellt werden, welches den Generator, die Batterie und die Verbraucher (Instrumente, Kraftstoffpumpe, etc.) miteinander verbindet.

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4.7.4.1. Schaltplan Bei dem Entwurf des elektrischen Systems orientierten wir uns an dem im Einbauhandbuch des ROTAX 912 angegebenen Schaltplan (Quelle: [BP10b]):

Abbildung 4.9.: Schaltplan des elektrischen Systems nach ROTAX Einbauhandbuch

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KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT

Legende: 1

2 Elektronikmodule (A und B)

2-3

Steckanschl¨ usse f¨ ur Abstellschalter

4

interner Generator

5-6

externer Gleichrichter mit Steckanschl¨ ussen

7

Elektrostarter

8-9

Starterrelais mit Steckanschluss

Komponenten 1-9 sind im Lieferumfang des ROTAX-Motors enthalten. 13

elektrischer Dehzahlmesser (als Zubeh¨or lieferbar)

14

Kondensator (als Zubeh¨ or lieferbar)

15

2 Kurzschlussschalter

16

Hauptschalter (Master-Switch)

17

Starter-Schalter

18

Kontrolllampe

19

Batterierelais

20

Batterie (siehe4.7.4.2)

21

Bus Bar

22

Kondensator

Komponenten 13-22 werden unter 4.7.4.3 n¨ aher erl¨ autert. 23

Steckanschluss f¨ ur Drehzahlgeber

24

Drehzahlgeber

Komponenten 23 und 24 sind ebenfalls im Lieferumfang des Motors enthalten. 25

Kraftstoffpumpe (siehe 4.7.1)

26

Starteinrichtung am Elektronikmodul (siehe 4.7.4.3)

Bei den Komponenten 10, 11, 12, 14.1 und 18.1, sowie bei den oberhalb von 16 gelegenen Fuses handelt es sich um Komponenten des externen Generators, welche wir allesamt nicht verwenden werden, da wir lediglich den im Lieferumfang enthaltenen internen Generator ben¨otigen. Sie sind somit nicht weiter relevant. Die Verbraucher, welche durch den Bus Bar gespeist werden, sind teilweise in Abschnitt 4.5 n¨aher beschrieben.

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KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT

4.7.4.2. Batterie Als Batterie w¨ahlen wir eine Gill G-25S. Diese weist bei einer Nennspannung von 12V und einem Gewicht von 12,202kg eine Kapazit¨at von 18Ah und einen f¨ ur den Elektrostarter des ROTAX notwendigen maximalen Startstrom von 300A auf. 4.7.4.3. Weitere elektronische Komponenten F¨ ur die außerdem notwendigen Komponenten des elektrischen Systems w¨ahlen wir folgende Modelle: ˆ Elektrischer Dehzahlmesser: ROTAX Part No. 966403 ˆ Je ein Kondensator mit 22000µF /25V f¨ ur die elektrische Kraftstoffpumpe und den Reglergleichrichter: 2 × ROTAX Part No. 966590 ˆ Master Switch: Cessna Split Master Switch ˆ Starter-Schalter, die Starteinrichtung am Elektronikmodul und der Kurzschlussschalter (Magnetschalter) werden im Ignition Switch kombiniert: ACS A-510-2 ˆ Batterierelais: Magnecraft Contact Relay (KO) 99DBX3 ˆ Fuses: 25A: AGC-25 ; 2A: AGC-2; dazu jeweils einen Fuse Holder: AGC Fuse Holder HKP-R ˆ Circuit Breaker: Klixon 7277 (1,2,3,4,10 oder 15A) ˆ Kontrolllampe: GE B6 34265 – 1317 ˆ Bus Bar: MS25226-10-16 ˆ Kabel: MIL Wire Unshielded 12GA

¨ ˆ Zur Uberbr¨ uckung der Firewall: S/S Firewall Pen Seal Kit 1/2” oder eine g¨ unstigere Eigenkostruktion

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KAPITEL 5. MASSENBETRACHTUNG

5. Massenbetrachtung Im Folgenden werden die massenbezogenen Kenngr¨oßen unseres Flugzeuges untersucht. ¨ Konkret soll eine Ubersicht u ¨ber die voraussichtliche Leermasse und den LeermassenSchwerpunkt unseres Flugzeuges gegeben und das Massen-Schwerpunkts-Diagramm aufgef¨ uhrt werden.

5.1. Massen-Schwerpunkts-Diagramm Die Berechnung der Schwerpunktslage erfolgt u ¨ber cg = (Leermoment + P ilotenmasse ∗ 1, 87m + T reibstof f masse ∗ 2, 32m)/Gesamtabf lugsmasse. Das Leermoment betr¨agt dabei Leermoment = 649, 4kg∗m. Damit kann vor dem Flug die Schwerpunktslage berechnet und ermittelt werden, ob sich der Drake bei Abflug innerhalb des unten dargestellten Bereichs befindet. Die obere Grenze ergibt sich dabei aus der maximalen Abflugmasse, die Grenze der Schwerpunktslage nach hinten (xc.g. ≥ 2225mm) ergibt sich aus der Stability Margin, nach der der Schwerpunkt nicht n¨aher als 5% MAC vor dem Neutralpunkt liegen darf.

Figure 5.1.: Massen-Schwerpunkts-Diagramm

5.2. Absch¨ atzung der Leermasse und des Leermassen-Schwerpunktes Die exakte Leermassenabsch¨atzung haben wir bereits in 2.4.7 vorgenommen. Eine noch genauere (bzw. mit den uns zur Verf¨ ugung stehenden Berechnungsm¨oglichkeiten genaues88

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KAPITEL 5. MASSENBETRACHTUNG

Abbildung 5.2.: Einzelmassen und Schwerpunkt te) Absch¨atzung, sowie die genaue Aufstellung aller Einzelmassen und deren Abstand von der Flugzeugnase, mit deren Hilfe wir den Leermassen-Schwerpunkt bestimmen k¨onne, ist in folgender Tabelle zu sehen: Damit erhalten wir eine voraussichtliche Leermasse von w0 = 295kg. Der LeermassenSchwerpunkt liegt damit bei xc.g.leer = 2551mm. Hieraus ist auch ersichtlich, dass wir voraussichtlich eine etwas h¨ohere MTOM und folglich einen gegen¨ uber dem urspr¨ unglich ¨ abgesch¨atzen Schwerpunkt ge¨anderterten erreichen werden. Diese Anderungen m¨ ussten im Laufe der weiteren Auslegung des Flugzeuges und des Baus noch verifiziert und in der aerodynamischen Berechnung entsprechend ber¨ ucksichtigt werden.

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KAPITEL 6. MARKETINGKONZEPT

6. Marketingkonzept In diesem Kapitel wird darauf eingegangen, wie es erm¨oglicht werden soll, aus diesem Konzept einen Prototypen des SIMCON Drake fertig zu stellen. Dabei wird als erstes auf die M¨oglichkeiten eingegangen, wie die endg¨ ultige Konfiguration inklusive s¨amtlicher Baupl¨ane erstellt werden kann. Des Weiteren werden unterschiedliche Finanzierungsm¨oglichkeiten dargelegt. Außerdem werden verschiedene M¨oglichkeiten der Realisierung des Prototypenbaus diskutiert. Als letztes soll ein Ausblick auf die Serienreife des Flugzeuges gegeben werden und darauf, wie der Drake von Selbstbauern in gr¨oßeren Mengen m¨oglichst preiswert gefertigt werden kann.

6.1. Gesamtkostenabsch¨ atzung In der Gesamtkostenabsch¨atzung werden die einzelnen Bereiche der Komponenten des ¨ Flugzeuges aufgelistet. In der unten stehenden Tabelle ist ein Uberblick u ¨ber die einzelnen Bereiche und die entsprechenden Komponenten dargestellt. Die Kosten sind durch H¨andleranfragen und Recherche entstanden und basieren auf aktuellen Preisen. Das ausgew¨ahlte Equipment erf¨ ullt die Zulassungsanforderungen der CS-VLA und ist dar¨ uber hinaus noch um einige Teile erg¨anzt, die unserer Ansicht nach zus¨atzlich verwendet werden sollten. Die Gesamtkostenabsch¨atzung bezieht sich auf den Einkaufspreis des Bausatzes inklusive aller Teile. Nicht mit einbezogen sind Arbeitskosten und die Kosten f¨ ur die Zulassung. Folgende Annahmen wurde bei Erstellung der Tabelle gemacht: ˆ Bei dem GFK Material wurde mit einem Verschnittfaktor von 1,3 gerechnet. ˆ Kosten f¨ ur das Styropor und die Formherstellung sind Sch¨atzwerte und m¨ ussten im Fall einer Verwirklichung mit einem entsprechenden Hersteller ausgehandelt werden. ˆ Abh¨ angig davon, ob ein neuer oder ein grund¨ uberholter Motor verwendet wird, k¨onnen die, f¨ ur die Motorsektion veranschlagten Kosten, variieren. Dies gilt weiterhin f¨ ur die entsprechenden Anbauteile, wie z.B. Auspuff, K¨ uhler, Motorhalterungen oder Sensoren.

Diese Kosten liegen in dem Bereich um 50.000¿, den nach der Marktanalyse, Frage 6 (vgl. 1.2) u ¨ber 62% der Befragten bereit w¨aren, zu bezahlen. Die Kosten liegen somit absolut in dem von uns anvisierten Rahmen.

6.2. Finale Auslegung Das Flugzeug wurde von uns soweit entworfen, dass nun nur noch die abschließende Planung der Konstruktion vorgenommen werden muss. Es m¨ ussen Detaill¨osungen gefunden 90

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KAPITEL 6. MARKETINGKONZEPT

Equipment (nach CS-VLA)

Kosten

Flug- & NAV-Instrumente

1.920

¿

- Airspeed indicator

375

¿

- Altimeter

797

¿

- Variometer

500

¿

- Compass

248

¿

¿

Motorinstrumente

322

- Fuel Quantity Indicator

58

¿

- Oil Pressure Indicator

63

¿

- Oil Temperature Indicator

26

¿

- Tachometer

140

- CHT indicator

26

- Low Fuel Press. Warning Light

9

Elektrische Komponenten

¿ ¿

¿

¿

1.114

- Ampmeter

47

¿

- Master Switch

25

¿

- Ignition Switch

137

- Generator Warning Lamp

6

¿

¿

- 3 CBs

100

- AUX Pumpswitch

18

- AUX Pump

441

¿

- Anti Collision Light

139

¿

- Anti Collision Light Switch

18

- Electric Starter

183

COM

¿ ¿

¿ ¿

3.998

- Funk & XPDR: BECKER AR 6201 / BXP6401-2-(01)

Anrieb

3.998

¿

¿

28.172

- Motor: Rotax 912A

19.062

- Prop: MTV-6-A/LD165-112

6.600

- Composite Spinner - Governor P850-X

Material

950

¿

¿

1.560

6965

- GFK f¨ ur Rumpfschale:

¿

¿

¿

¿

1.713

¿

4.252

¿

22kg Epoxydharz L385 & H¨ arter 386 25kg Fasern vom Typ 92140 in 9 Lagen - GFK f¨ ur Tragfl¨ achen: Canard & Wingtips - 47kg Epoxydharz L385 & H¨ arter 386 46kg Fasern vom Typ 92110 in 6 Lagen - Styropor, 17 kg/mˆ3, Insgesamt: 2,5 mˆ3

ca. 1000

¿

Kabinenhaube (gesch¨ atzt)

ca. 2500

¿

Fahrwerk komplett, Bugrad einziehbar (gesch¨ atzt)

ca. 3000¿

inkl. Herstellung in entsprechender Form f¨ ur Auftragen von GFK

Steuerelemente (gescha ¨tzt)

ca. 1000

¿

- Seilz¨ uge, Schubstangen, Umlenkrollen, Stick, Pedale

48.991 ¿

Gesamt Tabelle 6.1.: Gesamtkosten¨ ubersicht

91

SIMCON Drake

KAPITEL 6. MARKETINGKONZEPT

werden und mittels dieser Konstruktionszeichnungen entworfen werden. Dabei ist darauf zu achten, dass die Festigkeitskriterien, die von der CLS-VLA vorgegeben werden, eingehalten werden. Daf¨ ur muss die Analyse der verwendeten Materialien und die daraus gefolgerten R¨ uckschl¨ usse auf die ben¨otigte Holmst¨arke, sowie der St¨arken anderer tragender Elemente verfeinert werden. Des Weiteren soll, wenn m¨oglich, die aerodynamische Auslegung des Flugzeuges mit professionellen Str¨omungssimulationsprogrammen verifiziert werden. Dies ist eine Arbeit, die viel technisches Verst¨andnis erfordert und deshalb nicht von Jedermann durchgef¨ uhrt werden kann. Im Folgenden werden die verschiedenen plausiblen M¨oglichkeiten dargestellt:

6.2.1. Mitglieder der OUV Die erste M¨oglichkeit besteht darin, eine Ausschreibung unter den Mitgliedern der OUV zu vergeben. Diese sollten nat¨ urlich konstruktionstechnische Erfahrung mitbringen. Dabei ist das Flugzeug in unterschiedliche Bausegmente zu unterteilen. Die Mitglieder sollen dann jeweils aus diesen Segmenten w¨ahlen k¨onnen. Zusammenh¨angende Elemente m¨ ussen dann unter Absprache konstruiert werden. Die Aerodynamik w¨are eine Aufgabe f¨ ur sich. Motivation f¨ ur die Mitglieder, sich an der Konstruktion des Flugzeuges zu beteiligen w¨are eine kostenfreie Nutzung der Baupl¨ane sowie der zur Verf¨ ugung stehenden Schalen. Dabei ist darauf zu achten, dass die Konstruktion mit den selben Konstruktionsprogrammen durchgef¨ uhrt wird.

6.2.2. Studienarbeiten Im Rahmen einer oder mehrerer Studienarbeiten w¨are es m¨oglich, die oben genannte Aufgabe zu u ¨bernehmen. Da dies eine Arbeit ist, die sowohl konstruktionstechnisches K¨onnen als auch Wissen aus der Fliegerei und der Aerodynamik voraussetzt w¨are dies eine optimale Abschlussarbeit f¨ ur Studenten, die luftfahrtbezogene F¨acher studieren. Dabei ist es nat¨ urlich auch m¨oglich, diese Arbeiten als Partnerprojekt mit Studenten verschiedener Hochschulen durchzuf¨ uhren.

6.2.3. Bezahlte Ingenieure Dies w¨are die letzte und auch teuerste M¨oglichkeit, das Flugzeug endg¨ ultig auszulegen. Allerdings ist hier zu erwarten, dass das professionellste Ergebnis, aufgrund großer Erfahrung in diesem Bereich, entsteht. Die Wahrscheinlichkeit von Koordinationsproblemen h¨alt sich so gering und die einzelnen Komponenten des Flugzeuges werden eher aufeinander abgestimmt sein.

6.3. Finanzierungsm¨ oglichkeiten des Prototyps In diesem Abschnitt sollen unterschiedliche M¨oglichkeiten dargestellt werden, wie der Prototyp unseres Drakes finanziert werden kann. Dabei werden sich die Gesamtkosten auf ca. 50.000¿ belaufen. Dies schließt in diesem Fall nur die Materialkosten ein, keine eventuell anfallenden Entwicklungskosten. 92

SIMCON Drake

KAPITEL 6. MARKETINGKONZEPT

6.3.1. Werbem¨ oglichkeit der Zulieferer Das erste Finanzierungskonzept zielt auf die einzelnen Zulieferer der Bauteile f¨ ur den Drake ab. Diese sollen die M¨oglichkeit bekommen, den Prototypen als Werbetr¨ager zu nutzen und im Gegenzug die einzelnen Bauteile f¨ ur das Flugzeug (teilweise) zu finanzieren oder das Projekt finanziell zu unterst¨ utzen. Hierf¨ ur muss dann auch die Presse hinzugezogen werden, um das Projekt publik zu machen. Des Weiteren sollten diese im Falle einer Serienfertigung als Standardzulieferer festgelegt werden. ¨ F¨ ur diese Finanzierungsm¨oglichkeit ist es erforderlich, das Projekt in der Offentlichkeit, dem Fliegermilieu sowie bei den zuliefernden Firmen bekannt zu machen. Hier sehen wir die M¨oglichkeit, dass das SIMCON Team eine Infobrosch¨ ure entwirft, die als Pr¨asentationsmittel Sponsoren, Zulieferern sowie anderen Interessenten zur Verf¨ ugung steht. Wir w¨ urden dann die potentiellen Zulieferfirmen anschreiben und anbieten, das Projekt bei ihnen vorzustellen.

6.3.2. Spenden Eine weitere Geldquelle k¨onnten Spenden aus OUV-Kreisen sein. Gerade die Mitglieder, die Interesse daran zeigen diesen Flieger zu bauen, sind wahrscheinlich gewillt, f¨ ur dieses Projekt zu spenden. Weiterhin k¨onnte man nat¨ urlich auf Spenden von externen Luftfahrtbegeisterten und/oder potentiellen Selbstbauern hoffen.

6.3.3. Forschungsmittel In Verbindung mit der M¨oglichkeit, das Projekt als Studienarbeit fertig zu stellen, besteht dadurch auch die M¨oglichkeit, Forschungsgelder u ¨ber die einzelnen Hochschulen und Universit¨aten zu beziehen. Dies w¨are dann eine ideale Verbindung zwischen einer kostenfreien Konstruktion und der Beschaffung finanzieller Unterst¨ utzung. Die unterst¨ utzenden Forschungsmittel lassen sich beispielsweise in Zusammenarbeit mit unserer Hochschule sowie den Verbindungen zu anderen Hochschulen und Universit¨aten organisieren. Gerade auch durch nationale sowie internationale Studentenvereinigungen wie die “EUROAVIA e.V.” k¨onnen wir problemlos Kontakt zu anderen Hochschulen und Universit¨aten im In- und Ausland herstellen und motivierte Studenten werben, die an dem Projekt mitarbeiten und gegebenenfalls Gelder aus ihrer Hochschule mitbringen.

6.3.4. Verein Gr¨ unden Zus¨atzlich besteht die M¨oglichkeit, f¨ ur das Flugzeug einen Verein zu Gr¨ unden. Das Konzept sieht vor, dass die OUV den Prototyp mit vorfinanziert. F¨ ur jedes zus¨atzlich gebaute Flugzeug m¨ usste der jeweilige Selbstbauer dann dem Verein beitreten. Durch die dadurch erhobenen Beitritts- und Jahresgeb¨ uhren w¨ urde der Prototyp r¨ uckfinanziert. Die oben genannte Brosch¨ ure kann dann auch OUV-intern genutzt werden, um m¨oglichst viele Selbstbauer f¨ ur dieses Projekt zu begeistern.

93

SIMCON Drake

KAPITEL 6. MARKETINGKONZEPT

6.3.5. Privatpersonen Die letzte und einfachste M¨oglichkeit, den Prototypen zu finanzieren besteht darin, dass man eine oder mehrere Privatpersonen von diesem Projekt so u ¨berzeugen kann, dass sie den Prototypen komplett finanzieren. In diesem Fall muss dann nat¨ urlich auch dieser Person oder der Haltegemeinschaft das fertiggestellte Flugzeug u ¨berschrieben werden. So k¨onnten sich Teile des Teams Simcon durchaus auch eine Beteiligung vorstellen.

6.4. Bauoptionen Nun besch¨aftigen wir uns mit den verschiedenen M¨oglichkeiten, den Prototypen des Drake zu bauen.

6.4.1. Mitglieder der OUV In Anlehnung an die oben erw¨ahnte M¨oglichkeit, die finale Auslegung vorzunehmen (siehe Punkt 6.2.1), k¨onnten diejenigen Mitglieder der OUV, die schon an der Entwicklung der Baupl¨ane beteiligt waren, nun auch in der Konstruktion t¨atig werden. Hierbei liegt nahe, dass diese jeweils das Bauteil konstruieren, f¨ ur das sie auch die Baupl¨ane entworfen haben. Es ist nat¨ urlich auch m¨oglich, dass sich die Mitglieder zu Gruppen zusammenschließen, um die Bauteile fertigzustellen. Ein Anreiz hierf¨ ur k¨onnte sein, dass man diesen Mitgliedern nach Vollendung des Prototyps, sowie dessen Vorstellungsphase, das Flugzeug u ¨berschreibt und es f¨ ur sie in einer Haltergemeinschaft zug¨anglich macht. Dabei sollte darauf geachtet werden, dass in diesem Konstruktionsteam schon erfahrene Selbstbauer t¨atig sind, da gerade der Bau eines Prototypen sicherlich mehr und kompliziertere Probleme mit sich bringt, als der Bau eines “serienreifen” Flugzeuges.

6.4.2. Vergabe von Bachelorarbeiten Es besteht die M¨oglichkeit, dieses Projekt in Form von Bachelorarbeiten fortzuf¨ uhren. Dies k¨onnte man wiederum in Kombination mit dem bereits oben genannten Punkt (siehe 6.2.2) verbinden. Als erstes w¨ urde der Student das Bauteil des Flugzeuges auslegen. Danach w¨ urde er einen Bauplan entwerfen und zum Schluss das Bauteil bauen. Hier muss, wie auch schon oben erw¨ahnt, die Verbindung zu anderen Bauteilen beachtet werden. Deshalb sollten diese Projekte in engem Zusammenspiel mit den anderen Arbeiten entworfen und fertiggestellt werden. Wir als SIMCON-Team k¨onnten uns alle sehr gut vorstellen, eine solche Bachelorarbeit zu schreiben und danach das Flugzeug zu bauen.

6.4.3. Serienfertigung des Drake Ist der Prototyp gebaut, w¨are es ein Leichtes, dieses Flugzeug zur “Serienreife” f¨ ur den Selbstbau zu bringen. Da nun alle Baupl¨ane vorhanden w¨aren, k¨onnten diese an die Selbstbauer ausgegeben werden. Des Weiteren w¨are jetzt ein Kontakt zu den Zulieferfirmen hergestellt. Es w¨are dann einfach, mit selbigen zu kooperieren und die richtigen Materialien bzw. vorgefertigten Bauteile (wie z.B. die aus Styropor bestehenden Positivformen 94

SIMCON Drake

KAPITEL 6. MARKETINGKONZEPT

f¨ ur Rumpf und Fl¨ ugel) zu bestellen. Die Daten der Bestellungen, die beim Bau des Prototyps vorgenommen wurden, sollten daf¨ ur hinterlegt worden sein. F¨ ur Selbstbauer, die noch wenig Erfahrung mit den verwendeten Materialien besitzen, best¨ unde gleichzeitog die M¨oglichkeit ein Modell des Drake zu bauen, um sich mit dem Umgang mit den entsprechenden Materialien vertraut zu machen. F¨ ur dieses sind bereits Baupl¨ane vorhanden, die dann zur Verf¨ ugung gestellt werden w¨ urden.

6.5. Fazit Abschließend kann man sagen, dass dem Drake nichts mehr im Wege steht, um seine Schwingen auszubreiten und sich in die L¨ ufte zu erheben. Es werden sich gen¨ ugend motivierte Menschen finden, die dieses Projekt mit ihrem Wissen und ihrem handwerklichen Geschick unterst¨ utzen. Außerdem werden wir gen¨ ugend Geldgeber finden, die den Sinn in diesem Projekt erkennen oder dieses zu ihrem Vorteil nutzen, um dann einen g¨ unstigen Prototypen bauen zu k¨onnen.

95

SIMCON Drake

KAPITEL 7. DATENBLATT UND DREISEITENANSICHT

7. Datenblatt und Dreiseitenansicht SIMCON Drake (80PS), manntragend Spannweite Fl¨ ugel 9.8m Fl¨ ugelfl¨ ache 9.345m2 Spannweite Canard 5m L¨ange 3.7m vs,0 83km/h vx 95 km/h vy,M SL 148 km/h vcruise 193km/h vN E 264 km/h MTOM 412kg Fl¨achenbelastung 44.08kg/m2 Motorisierung Rotax 912A, 60kW Tankvolumen (long range) 70l Endurance bei vcruise 7 : 20h Range bei vcruise 1415km Tabelle 7.1.: Datenblatt SIMCON Drake

96

PRODUCED BY AN AUTODESK EDUCATIONAL PRODUCT

A

B

C

D

6

6

5

5

4

4

State

3

Changes

3

Date

1200,00

Name

Standard

Checked

Drawn

Date 26.01.2012

Name SIMCON

9800,00

5000,00

Abbildung 7.1.: Dreiseitenansicht SIMCON Drake

PRODUCED BY AN AUTODESK EDUCATIONAL PRODUCT

2218,00

PRODUCED BY AN AUTODESK EDUCATIONAL PRODUCT

2

2

3700,00

Ansicht-1

3-Seiten-Ansicht

Ma stab 1:50

1

1

A3

1

A

B

C

D

SIMCON Drake KAPITEL 7. DATENBLATT UND DREISEITENANSICHT

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Teil III.

Entwicklungsphase Modellflugzeug

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SIMCON Drake

KAPITEL 7. DATENBLATT UND DREISEITENANSICHT

In der Entwicklungsphase wird die f¨ ur das manntragende Flugzeug ermittelte Geometrie auf die Gr¨oße eines Modellflugzeugs ’runterskaliert’. Das Modell wird erneut aerodynamisch optimiert, sodass es die spezifischen Anforderungen erf¨ ullt. Im Detaildesign werden s¨amtliche Einzelteile und Flugzeugsysteme des Modellflugzeugs konstruiert sowie die passenden Materialien und der Antrieb ausgew¨ahlt. Im Anschluss kann selbiges dann gebaut werden.

Abbildung 7.2.: Ablaufschema der Entwicklungsphase des Modellflugzeuges Anmerkung: Die Abk¨ urzung FLUB steht hierbei f¨ ur das Modul Flugzeugbau, in dessen Rahmen das Projekt durchgef¨ uhrt wurde und aus dem Anforderungen an das Modell resultierten. 99

SIMCON Drake

KAPITEL 8. ANFORDERUNGEN AN DAS MODELL

8. Anforderungen an das Modell Die Anforderungen, die wir an das Modell gestellt haben, setzen sich zusammen aus denen, die durch das Modul Flugzeugbau gestellt werden und Zielen, die wir uns als Gruppe zus¨atzlich gesetzt haben. F¨ ur die Bewertung des Projektes im Rahmen des Moduls Flugzeugbau sind der Belastungsfaktor, das Gewicht sowie die G¨ ute des Baus maßgeblich. Sie sind die Hauptanforderungen f¨ ur die Entwicklung des Modells. ˆ Als Belastungsfaktor ist ein Wert von n = 3 zu erreichen. ˆ Eine weitere Anforderung, besonders an die Genauigkeit unserer Berechnung, war die Bewertung der Differenz zwischen dem berechneten und dem tats¨achlichen Gewicht des Modellflugzeuges. Die Bewertung f¨ uhrt zu einem Punktabzug, sobald die Abweichung mehr als 10% des Gewichts betr¨agt. ˆ Das Modell soll sauber und pr¨ azise gebaut sein. Dazu m¨ ussen die Materialien ordentlich verarbeitet aber auch die Gesamtheit des Modells gut gefertigt sein, bei¨ spielsweise auch die Uberg¨ ange zwischen einzelnen Baugruppen.

Weiterhin wurden in Flugzeugbau einige Zielvorgaben formuliert. ˆ Die Spannweite wurde am Anfang des Semesters mit maximal einem Meter festgelegt. Als sich nach ersten Berechnungen jedoch zeigte, dass mit dieser Spannweite eine zum Erzeugen des n¨otigen Auftriebs gen¨ ugend große Fl¨ache ohne u ¨berm¨aßige Proportionsver¨anderungen nicht konstruiert werden kann und dass weiterhin einige Bauteile sehr klein und d¨ unn sein m¨ ussten, wurde die Mindestspannweite zun¨achst auf 1, 2m und sp¨ater auf 1, 4m erweitert. ˆ Da Modellflugzeuge f¨ ur das Modul Flugzeugbau in der Regel beim Start aus der Hand geworfen werden, war zun¨achst eine Stallgeschwindigkeit von vs,0 = 20km/h gefordert. Um das Modell dem manntragenden Drake so getreu wie m¨oglich nachzuempfinden, entschieden wir uns auch hier, vom Boden aus zu starten. Dadurch konnte die geforderte Stallspeed auf vs,0 = 40km/h angehoben werden. Bei einem Bodenstart besteht dar¨ uber hinaus nicht die Gefahr, dass der Propeller beim Werfen des Modells beim Start durch die Hand des Werfenden f¨ahrt. ˆ Eine durchschnittliche Mindestflugzeit von 10 Minuten muss garantiert sein. ˆ Ein Budget von 200 ¿ war gegeben. ˆ Bei der Wahl der Motoren- und Elektronikkonfiguration war es eine grobe Zielvorgabe, dass das Schub-Gewichts-Verh¨altnis m¨oglichst zwischen 0.8 und 1 liegen sollte. ˆ Angedacht f¨ ur das Modell war eine Holm/Rippen und Gurt/Spanten Konstruktion aus Balsaholz. Auf Grund der Umfrage 1.2 und gew¨ unschten N¨ahe zum Vorbild werden wir das Modell des Drake aus glasfaserverst¨arktem Kunststoff (GKF) bauen.

100

SIMCON Drake

KAPITEL 8. ANFORDERUNGEN AN DAS MODELL

Die wichtigste, selbst gestellte Anforderung war, dass der Bau des Modells zuk¨ unftigen ¨ Selbstbauern dazu dienen soll, ein Ubungsobjekt des Drake bauen zu k¨onnen. Im Zuge dessen k¨onnen sie sich mit der Canardkonstruktion und insbesondere mit der GFK Verarbeitung in der Positiv- als auch in der Negativformbauweise vertraut machen. Auf Grund dieses Konzeptes, das wir auch bereits unter 4.1 beschrieben haben, wollen wir ein m¨oglichst maßstabsgetreues Modell des Drake entwerfen und bauen.

101

SIMCON Drake

KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

9. Modell-Geometrie Mit diesen f¨ ur das Modell spezifischen Anforderungen konnten wir uns nun der genauen geometrischen Gestaltung des Drake-Modells zuwenden. Wie in 7.2 zu erkennen, erlangten wir dabei vorerst durch Skalieren des manntragenden Flugzeuges eine vorl¨aufige Geometrie, mit welcher wir in die aerodynamische Auslegung gehen konnten. Neutralund Schwerpunktslage wurden dabei analog zu dem in Teil I beschriebenen Vorgehen bestimmt. Danach wurde mit Hilfe von XFLR5 die Aerodynamik des Modells optimiert. Zeitgleich zu diesem Prozess machten wir uns auch Gedanken u ¨ber die detaillierte Konstruktionsweise einiger Verbindungen und Ruderansteuerungen, w¨ahlten passende Materialien und legten den Holm auf die ben¨otigte Festigkeit aus. Am Ende dieses Vorgehens stand eine exakte Geometrie, die es uns erm¨oglichte, die Masse unseres Modells so exakt wie m¨oglich zu bestimmten. Im Folgenden werden die einzelnen Schritte dieses Prozesses erl¨autert.

9.1. Massenabsch¨ atzung Eine grobe Massenabsch¨atzung erhalten wir nach dem Runterskalieren des Flugzeuges unter Ber¨ ucksichtigung einer bestimmten Wandst¨arke des GFK in Inventor sowie durch Hinzuz¨ahlen der Massen der elektrischen Bauteile (wie vom H¨andler angegeben).

9.2. Bestimmung der Referenzfl¨ ache Um eine erste, ben¨otigte Referenzfl¨ache zu bestimmen, haben wir, die durch das Runterskalieren erhaltene Fl¨ache, f¨ ur die erste Untersuchung des Modells in XFLR5 verwendet (siehe: 9.3.3). Es stellte sich heraus, dass wir aufgrund anderer Str¨omungsverh¨altnisse und der vorgegebenen Anforderungen (siehe Kapitel 8) eine etwas gr¨oßere Referenzfl¨ache ben¨otigen. Die Fl¨ache ergibt sich aus der Auftriebsgleichung nach dem Einsetzen des gesch¨atzten maximal erreichbaren Auftriebsbeiwertes bei Stallspeed und abgesch¨atzer Masse: Sref,gesch¨atzt,M odell =

m∗g = q ∗ CL,max

1.3kg ∗ 9.81 sm2 1.225 kg 2 m3

∗

2 (5.55 m s)

∗ 1.0

= 0.676m2

(9.1)

Diese Referenzfl¨ ugelfl¨ache w¨are verh¨altnism¨aßig groß gewesen. Wie in Kapitel 8 beschrieben konnte die Stallspeed auf vS,0 = 11.11 m s angehoben werden. Da diese quadratisch im Nenner in die Berechnung eingeht, ergab sich eine wesentlich kleinere ben¨otigte Fl¨ache von Sref,gesch¨atzt,M odell = 0.169m2 .

102

SIMCON Drake

KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE Massen [g] GFK 250 Fl¨ ugelaufnahmen 150 Regler 40 Servos 45 Fahrwerk hinten 50 Propeller 60 Akku 290 Motor 130 Reifen 40 Fahrwerk vorne 90 Kabel 20 Empf¨anger 35 Sicherheit 100 Gesamt: 1300 Tabelle 9.1.: Massenabsch¨atzung f¨ ur das Modell

9.3. Aerodynamische Betrachtung des Modells Die f¨ ur das manntragende Flugzeug in Abschnitt 2.4 formulierten Anforderungen und Annahmen der aerodynamischen Auslegung gelten sinngem¨aß auch f¨ ur das Modellflugzeug. Mit einer Masse von m = 1.3 kg und einer Referenzfl¨ ugelfl¨ache von Sref = 0.1996 m2 (Werte der Endkonfiguration, die sich im Laufe des Iterationsprozesses heraus bildeten) ergibt sich ein ben¨otigter Auftriebsbeiwert f¨ ur den Stallfall von cL,max,ben¨otigt = 1.034 sowie cL,Cruise,ben¨otigt = 0.2909.

9.3.1. Neutral- und Schwerpunktsberechnung Die Vorgehensweise zur Ermittlung des Neutralpunktes und der Schwerpunktslage entspricht der unter 2.4.4 beschriebenen. Tabelle 9.2 zeigt die f¨ ur die Berechnung notwendigen Ausgangsdaten sowie die Quelle. Tabelle 9.3 die entsprechenden Ergebnisse.

103

SIMCON Drake

KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

Formelzeichen

Wert

Quelle

∂CLw ∂αw ∂CLc ∂αc ∂εw ∂α ∂εc ∂α ηc

0.085 /° 0.084 /° 0 0 1 0.04 0.2806 f t 1.4807 f t 1 3 0.694 f t2 0.00043633 /rad 1 1.5 f t2 0.32119 1.2178 f t 0.0853 f t 1.4807 f t

XFLR5 XFLR5 vereinfachende Annahme vereinfachende Annahme vereinfachende Annahme [Ray99, S. 498, Fig 16.14] durch Runterskalieren durch Runterskalieren vereinfachende Annahme Propellerdaten Propellerdaten [Ray99, S. 499, Fig. 16.15] [Ray99, S. 500, Fig. 16.16] 9.2 aus XFLR5 durch Versuche XFLR5 XFLR5 durch Runterskalieren

Kf Df us Lf us ∂αp ∂α NB

Aprop ∂cnBlade ∂αp f (t) Sref Sc Sref

x ¯acw x ¯acc x ¯p

Tabelle 9.2.: Daten zur Berechnung der Schwerpunktslage

Formelzeichen xnp xc.g.hinten xc.g.vorne

Wert 0.9205 f t = 280mm 0.9 f t = 274mm 0.88 f t = 268mm

Tabelle 9.3.: Neutralpunkt und ben¨otigte Schwerpunktslage Der berechnete Schwerpunkt stellt eine Grundlage f¨ ur die Einstellwinkelberechnung sowie eine erste Schwerpunktseingabe in XFLR5 dar.

9.3.2. Einstellwinkelberechnung Die Einstellwinkelberechnung ergibt sich analog zu dem unter 2.4.5 beschriebenen Verfahren. Die erste Tabelle zeigt die notwendigen Ausgangsdaten f¨ ur die Berechnung (siehe 9.4). Die zweite Tabelle stellt danach die aus den oben genannten Berechnungen folgenden Ergebnisse dar. Die berechneten Winkel sind eine erste Richtgr¨oße f¨ ur die Eingabe in XFLR5 und dienen als Ausgangspunkt f¨ ur die weitere Optimierung des Modells.

104

SIMCON Drake Formelzeichen CM w CM c α α0w α0c W0 x ¯c.g.

KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE Wert 0.047 −0.08 0° −5.6° −4.13° 2.866 lb 0.89 f t

Quelle XFLR5 XFLR5 geforderter XFLR5 XFLR5 Sch¨atzung aufgrund der Materialmenge und der Einbauten Mittlerer Schwerpunkt nach Tabelle 9.3

Tabelle 9.4.: Daten zur Berechnung der Einbauwinkel Formelzeichen iw ic

Wert −1.0° 1.15°

Abbildung 9.1.: Ben¨otigte Einbauwinkel

9.3.3. Aerodynamische Optimierung mit XFLR5 Nachdem nun die Geometrie des großen Flugzeuges feststand, widmeten wir uns der Runterskalierung auf die Modellgeometrie. Unsere feststehende Randbedingung war dabei die Spannweite des Modells von 1.2m. Dies ergab einen Skalierungsfaktor von 0.122 bei einer Spannweite des großen Flugzeugs von 9.8m. Mit diesem skalierten wir die einzelnen Teile des Modells Fl¨ ugel, Canard, Seitenruder und Rumpf auf unsere neuen Maße mittels XFLR5 runter. Danach mussten lediglich noch die Einbaustellen der einzelnen Teile mithilfe dieses Faktors berechnet werden. Als n¨achstes simulierten wir das Modell (analog zu 2.4.3). Hierbei fiel auf, dass der Momentenbeiwertsverlauf sich stark ver¨andert und ins Negative absackt. Außerdem war das CLmax f¨ ur 20km/h praktisch nicht zu erreichen - nur mit absolut nicht fliegbaren Momentenverl¨aufen. Daraus resultierte die nun bei 40km/h liegende Stallspeed. Die Ver¨anderung des Nickmomentenbeiwertverlaufs liegt an anderen Str¨omungseffekten durch die wesentlich kleineren Fl¨achen. Außerdem enth¨alt die Str¨omung wesentlich weniger Energie, was sich in kleineren Reynoldszahlen niederschl¨agt. Um dies aufzufangen, versuchten wir die Einbauwinkel, die Verwindung der Fl¨ ugel sowie die des Canards und die Schwerpunktslage anzupassen. Die Problematik bestand (wie schon in 2.4.9) darin, dass wir f¨ ur einen entsprechenden Verlauf des Nickmomentenbeiwerts den Canard mit einem entsprechend gr¨oßeren Einstellwinkel versehen mussten oder alternativ die Fl¨ ugel mit einem kleineren. Dadurch erreichte man jedoch bei Stallgeschwindigkeit nicht mehr den n¨otigen Anstellwinkel, da die Str¨omung am Canard vorzeitig abriss oder der Fl¨ ugel nicht mehr gen¨ ugend Auftrieb generierte. Nun kann man iterativ ein Optimum erreichen, indem man versucht einen m¨oglichst hohen Anstellwinkel im Stall zu erreichen, da dies den gr¨oßten Einfluss auf ein erreichbares CLmax hat. Hier ergeben sich dann meistens gr¨oßere CLmax Werte als n¨otig und man kann so den Einstellwinkel des Fl¨ ugels verringern oder die Verwindung anpassen um somit den Verlauf der CM u ¨ber α Kurve zu verbessern. Es ergab sich jedoch, dass wir entweder den gew¨ unschten Nickmomentenbeiwertverlauf oder das CLmax erreichten. Hieraus resultierte, dass wir den Fl¨ ugel, 105

SIMCON Drake

KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

den Canard oder den Hebel der Kraft durch Verl¨angerung des Rumpfes und Verlegung des Schwerpunktes soweit vergr¨oßerten, bis die oben beschriebene Iteration funktionierte und wir das gew¨ unschte CLmax sowie den Nickmomentenbeiwertverlauf erreichten. Nach dem letzten Iterationsschritt gab es zwei unterschiedliche Ergebnisse. Ein Modell mit einem gr¨oßeren Canard sowie ein zweites mit einem gr¨oßeren und anders verwundenen Fl¨ ugel und einer geringeren Pfeilung. Das SIMCON-Team einigte sich auf das Modell mit der gr¨oßeren Fl¨ ugelfl¨ache. Als Resultat kann die gew¨ unschte Maßstabstreue nicht mehr in G¨anze eingehalten werden. Insgesamt vergr¨oßerte sich die Fl¨ ugelfl¨ache im Verh¨altnis zum maßstabsgetreuen Flugzeug um 17.2%, die Canardfl¨ache hingegen verkleinerte sich um 22.3%, die Pfeilung ver¨anderte sich von 16.2° auf 11.2°, der Rumpf wurde um 5.8% verl¨angert und der Schwerpunkt um 4% nach hinten verschoben. Die Anbaupunkte des Fl¨ ugels sowie des Canards wurden leicht nach oben versetzt und der Abstand zwischen ihnen wurde leicht erh¨oht. Außerdem wurde die Verwindung u ugel von 11° auf 9.8° ge¨andert. Des weiteren ¨ber den gesamten Fl¨ wurden die Profile ver¨andert ,sodass wir nun f¨ ur den Canard das NACA 4412 verwenden. F¨ ur den Fl¨ ugel bleibt das Profil NACA 2415 bestehen. In den folgenden Grafiken ist die endg¨ ultige Konfiguration des Modells zu erkennen. Die genauen Abmaße sind den beiliegenden technischen Zeichnungen zu entnehmen.

Abbildung 9.2.: Cruise Einstellung des Models In der obigen Abbildung ist zu sehen, dass wir ein cL,Cruise,ben¨otigt = 0.2909 erreichen. Mit diesem CLcruise ergibt sich eine Cruisegeschwindigkeit von 21 m/s oder 75.6 km/h.

106

SIMCON Drake

KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

Abbildung 9.3.: Cm u ¨ber αim Cruise Mit den so erhaltenen Nickmomentenbeiwertverl¨aufen gehen wir davon aus, dass das Flug−0.1 −0.01 m → 0.573 zeug stabil genug mit einem Momentenbeiwertanstieg von dC dα = 10° = 1° rad fliegt.

Abbildung 9.4.: Clmax bei Stallgeschwindigkeit Diese Abbildung stellt die Stallkonfiguration dar. Es ist zu sehen, dass das ben¨otigte cL,max,ben¨otigt = 1.034 erreicht wird.

107

SIMCON Drake

KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

Abbildung 9.5.: Cm u ¨ber α im Stall Der Nickmomentenbeiwertverlauf liegt durchgehend im positiven Bereich. Dies ist eine Vorraussetzung um den Str¨omungsabriss zu erreichen (siehe 2.4). ¨ Mit den sich ergebenden Werten bauten wir zur Uberpr¨ ufung der Berechnungen ein einfaches Balsaholzmodell, was erfreulicherweise sehr gut flog und vor allem auch gute Richtungsund Querstabilit¨atseigenschaften zeigte.

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SIMCON Drake

KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

Abbildung 9.6.: Balsaholzmodell des Drake

9.4. Festigkeitsnachweis Holm Damit unser Modellflugzeug auch in der Praxis besteht und nicht im Flug auseinanderbricht muss nachgewiesen werden, dass die Tragfl¨achen ein Vielfaches des Eigengewichtes tragen k¨onnen. Die tragende Funktion u ¨bernehmen dabei zum einen ein zweiteiliger Holm und zum anderen der Verbund aus EPS-Schaum und GFK. Zum vereinfachten Nachweis wird nur der Holm betrachtet und dieser so ausgelegt, dass er allein ausreicht um das Flugzeug bei dem geforderten Lastvielfachen n = 3 immer noch zu tragen. Betrachtet man einen der beiden Fl¨ ugelholme mechanisch, handelt es sich hierbei um einen einseitig eingespannten Balken, der aufgrund der am Fl¨ ugel wirkenden Auftriebskraft mit einer Biegelast beaufschlagt wird. Holm

F

Abbildung 9.7.: Holm vereinfacht mechanisch betrachtet Die Auftriebskraft muss ausreichen, um das Flugzeuggewicht zu tragen. Auf einen Fl¨ ugel u ugel wirkt, der H¨alfte ¨bertragen bedeutet das, dass die Auftriebskraft die auf einen Fl¨ 109

SIMCON Drake

KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE B

H zs

z max

Abbildung 9.8.: Holmquerschnitte des n-fachen der Gewichtskraft entspricht. In Wirklichkeit besteht diese Auftriebskraft aus einer Auftriebsverteilung u ¨ber der gesamten Spannweite, da jedoch der reale Festigkeitsnachweis mit zus¨atzlichen Gewichten auf dem Rumpf durchgef¨ uhrt wird, wobei das 2 Flugzeug mit seinen Tragfl¨achen auf zwei B¨ocken steht, die bei 3 der Fl¨ ugell¨ange untergestellt sind, entspricht diese vereinfachte punktf¨ormige Last eher der realen Festigkeitsprobe vor dem Erstflug. Eine solche punktf¨ormige Kraft bewirkt auch ein gr¨oßeres Biegemoment an der Fl¨ ugelwurzel als eine u ¨ber die Fl¨ache integrierte Kraftverteilung. Aufgrund der Biegelast entsteht im Holm, wie schon erw¨ahnt, eine Biegespannung, die kleiner als die maximal m¨ogliche Biegespannung σmax des Materials f¨ ur den Holm bleiben muss. σmax =

M ∗ zmax Ixx

(9.2)

Anders betrachtet k¨onnen wir also bei gegebener maximaler Biegespannung σmax u ¨ber das Fl¨achentr¨agheitsmoment die Abmaße unseres Holmquerschnitts berechnen. Dieser besteht aus zwei Kiefernholzlatten mit rechteckigen Querschnitt, von denen einer an der Fl¨ ugeloberseite und der andere an der Fl¨ ugelunterseite bei etwa einem Viertel der Profiltiefe liegt. Damit ergibt sich das gesamte Fl¨achentr¨agheitsmoment Ixx,ges aus der Summe der einzelnen Fl¨achentr¨agheitsmomente f¨ ur die Holmquerschnitte Ixx und der Verschiebung nach dem Satz von Steiner Ixx,s . Das Fl¨achentr¨agheitsmoment eines rechteckigen Holmquerschnitts: Ixx =

b ∗ h3 12

(9.3)

Die Verschiebung des Querschnitts von der neutralen Faser zur Ober-/Unterseite der Tragfl¨ache: Ixx,s = zs2 ∗ A = zs2 ∗ b ∗ h

(9.4)

Da die Holmquerschnitte symmetrisch zur neutralen Faser sind, ergibt sich das gesamte 110

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KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

Fl¨achentr¨agsheitsmoment wie folgt:  Ixx,ges = 2 ∗

b ∗ h3 + zs2 ∗ b ∗ h 12

 (9.5)

Nun fehlen aus Formel 9.2 noch das Biegemoment M . Das maximale Biegemoment entsteht an der Fl¨ ugelwurzel, also mit gr¨oßtm¨oglichen Abstand zur Auftriebskraft: M=

2 ∗l∗F 3

(9.6)

Wobei die Auftriebskraft F der H¨ alfte des n-fachen der Gewichtskraft entspricht: F = 1 2 ∗n∗m∗g Zuletzt muss nur noch alles in Formel 9.2 eingesetzt und nach h aufgel¨ost werden. Folgende Werte wurden hierzu verwendet: N ˆ g = 9, 81 kg

ˆ m = 1, 3kg ˆ n=3 ˆ l = 0, 670m
ˆ zmax 23 ∗ l = 0, 0148m ˆ b = 2 ∗ h (Um einen doppelt so breiten, wie hohen Holmquerschnitt zu bekommen) N ˆ σmax = σKief er = 80 mm 2

Die Berechnung mit MATLAB f¨ uhrt zu folgenden Ergebnis: h = 1, 4098mm

b = 2, 8196mm Diese ungeraden Maße sind nat¨ urlich so nicht im Handel zu bekommen. Weiterhin ist noch keine weiteren Sicherheiten mit in die Berechnung mit eingeflossen. Deswegen haben wir uns f¨ ur einen 2x5mm2 Holmquerschnitt entschieden, da man einen solchen Holm im Modellfachhandel erwerben kann. Dank der gr¨oßeren Abmaße erlangen wir damit auch noch eine zus¨atzliche Sicherheit von 2,4. Die Festigkeit muss nun allerdings auch noch f¨ ur unsere Fl¨ ugelverbindung nachgewiesen werden. Als Verbindungsst¨ uck haben wir uns f¨ ur einen Kohlestab entschieden, da dieser ein hohe Festigkeit bei geringem Gewicht verspricht. Die Berechnung des n¨otigen Durchmessers erfolgt analog zur Berechnung des Holmes. Nun haben es wir allerdings mit einem runden Querschnitt zu tun der genau auf der neutralen Faser liegt, wodurch das Steiner’sche Moment wegf¨allt. Ixx =

π ∗ r4 4

(9.7) 111

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KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

Auch die Kraft wirkt nun an anderer Stelle und zwar am Ende des Kohlestabes, wodurch sich auch das Biegemoment ¨andert. M=

1 ∗n∗m∗g∗l 2

(9.8)

Hieraus ergeben sich neue Werte zur Berechnung nach Formel 9.2. Diese sind: ˆ zmax = r ˆ l = 0, 1625m N ˆ σmax = σCF K = 600 mm 2

Formel 9.2 aufgel¨ost nach dem Radius r ergibt nun: r = 1, 8755mm Auch in diesem Fall haben wir uns f¨ ur einen gr¨oßeren Querschnitt mit aufgerundeten Maß entschieden: d = 5mm. Damit erreichen wir ein zus¨atzliche Sicherheit von u ¨ber 2,3. Zudem verwenden wir zwei solcher Kohlestabverbindungen mit gewissen Abstand zueinander um ein Verdrehen der Tragfl¨ache zu verhindern.

9.5. Materialwahl Anhand der Marktanalyse 1.2 war schnell klar, dass glasfaserverst¨arkter Kunststoff das gefragteste Material f¨ ur den manntragenden Drake w¨are. Um das Modell auch im Material so weit es geht an das manntragende Flugzeug anzupassen, entschieden wir uns, m¨oglichst viel mit GFK und Styropor zu bauen. Im Rumpf wollen wir noch etwas Balsaholz (evtl. durch GFK verst¨arkt) als Spanten verwenden. Aus Gewichtsgr¨ unden versuchen wir jedoch, den Anteil so gering wie m¨oglich zu halten. Da wir die Fl¨ ugel und den Canard mit einer Positivform bauen wollen, werden wir sie mit Hilfe einer computergest¨ utzten Styroporschneidemaschine aus Styropor vorfertigen und anschließend mit Glasfilamentgewebe (25 g/m2 ) laminieren. Der Styroporkern soll in Fl¨ ugel und Canard enthalten bleiben, um die Stabilit¨at zu erh¨ohen, den Bowdenzug zur Ansteuerung der Seitenruder in den Leitwerken zu f¨ uhren sowie die Querruderservos, Holme und Messingrohre (siehe 9.6.3) f¨ ur die Verbindung zum Rumpf aufzunehmen. Da wir die beiden GFK-Bauweisen verwenden und kennen lernen wollten sowie aufgrund der komplexen Form des Rumpfes, entschieden wir uns diesen aus einer Negativform mittels Schalenbauweise aus zwei H¨alften zu fertigen. Hierf¨ ur werden wir erst jeweils eine Schale mittels CAD und Styroporschneidemaschine aus Styrodur fertigen. Gegen¨ uber Styropor ist Styrodur fester und l¨asst sich so pr¨aziser schneiden. Dadurch werden die Konstruktionsabweichungen minimiert, welche besonders bei einem Bau mit einer Negativform auftreten k¨onnen. Anschließend werden die beiden Styrodurh¨alften mit C-Glasfaservlies (30 g/m2 ) laminiert, um daraus die Negativformen zu erhalten. Diese werden mit einem Grundierwachs bedeckt, um die Formen sp¨ater voneinander trennen zu k¨onnen und anschließend mit Glasfilamentgewebe (85 g/m2 ) ausgelegt und laminiert. Nach dem Herausl¨osen der Schalen werden die Grundplatte und einige Spanten eingebaut sowie die H¨alften mit dem 112

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KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

gleichen Gewebe zum fertigen Rumpf zusammengef¨ ugt. Anschließend wird der Rumpf noch durch einige weitere Spanten verst¨arkt und es werden die Aufnahmen f¨ ur Akku, Regler, Empf¨anger und Motor eingebaut. Zum Schluss werden Holme und Kohlest¨abe montiert, um die Fl¨ ugel und den Canard aufzunehmen. Aufgrund des Festigkeitsnachweises in 9.4 haben wir uns dazu entschieden, Kiefernst¨abe als Fl¨ ugelholme zu verwenden. Im Hauptfl¨ ugel wird jeweils ein Holm fest mit der Oberund Unterseite der Fl¨ ugelstruktur verbunden, um die Stabilit¨at innerhalb des Fl¨ ugels zu gew¨ahrleisten und entstehende Kr¨afte und Momente aufzunehmen. Als Verbindung zum Rumpf verwenden wir Kohlest¨abe, auf die die Messingrohre im Fl¨ ugel ¨ geschoben werden, um das Biegemoment am Fl¨ ugel-Rumpf-Ubergang aufzunehmen. Der Werkstoff Kohlefaser im Allgemeinen zeichnet sich durch eine hohe Festigkeit bei geringem Gewicht aus. Wir verbauen am Hauptfl¨ ugel zwei Kohlest¨abe, einen bei 25% und einen bei 75% Fl¨ ugeltiefe, wobei beide auf der Profilsehne angeordnet sind. Im Canard wird nur ein Kohlestab verbaut sein, der gleichzeitig als Verbindung und Holm dient. Um eine Verdrehung des Canards auf dem Kohlestab zu verhindern, verbauen wir zwischen Rumpf und Canard auf jeder Seite jeweils einen kurzen Stahlstift bei ca. 75% Profiltiefe. Beim Bugfahrwerk haben wir uns dazu entschieden, m¨oglich realit¨atsnah zu konstruieren und auch den Luftwiderstand des Modells weitestgehend zu verringern, indem wir ein Einziehfahrwerk einbauen. F¨ ur das Hauptfahrwerk haben wir uns dazu entschlossen es selbst zu konstruieren, da wir kein geeignetes Fahrwerk fanden, das unseren Design-, Massenund Festigkeitsvorstellungen entsprach. Daher werden wir ein leichtes, stabiles und realit¨atsnahes Hauptfahrwerk aus GFK konstruieren und bauen, um ein sicheres Starten und Landen bei m¨oglichst geringer Masse und geringem aerodynamischen Widerstand zu gew¨ahrleisten. ¨ Nach verschiedenen Uberlegungen und Konfigurationsberechnungen haben wir uns f¨ ur einen 10x5 Propeller entschieden, der zwar im Verh¨altnis etwas gr¨oßer als der Originale ist, jedoch aufgrund seiner geringen Steigung einen sicheren Schub bei langsamen Geschwindigkeiten, insbesondere bei Start und Landung liefert. Des Weiteren spricht der bessere Wirkungsgrad, bedingt durch den geringeren Schlupf, f¨ ur einen Propeller mit kleiner Steigung. Zwar reduziert die geringe Steigung die maximale Fluggeschwindigkeit, jedoch ist diese bei diesem Erstflug nur von sekund¨arer Bedeutung und es ist m¨oglich, sp¨ater den Propeller, eventuell sogar zusammen mit dem Motor, zu tauschen und andere Konfigurationen am Modell zu erproben. Die in Abbildung 9.9 aufgef¨ uhrten Artikel bestellten wir in China. Dar¨ uber hinaus kauften wir folgendes, noch fehlendes Material im Modellfachhandel und sowie im Baumarkt: Harz und Glasfasermatten, Bowdenz¨ uge, Servokabel, Kohlest¨abe, Messingh¨ ulsen, Styropor, Balsaholz und einige weitere Kleinteile.

113

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KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

Abbildung 9.9.: Bestellliste Elektronik Modell F¨ ur die Festlegung des Antriebes und der elektronischen Bauteile haben wir das Programm propCalc verwendet, welches uns, ausgehend von unserem angenommenen Gewicht, eine bis auf ca. 10% genaue Leistungsabsch¨atzung berechnet hat. Da wir zu Beginn von einer Masse von m = 1300g ausgegangen sind, haben wir den Antrieb f¨ ur ein entsprechendes Schub-Gewichts-Verh¨altnis von circa 1 ausgelegt. Somit h¨atte man stets einen Schub¨ uberschuss garantiert, um einen m¨oglichst sicheren Erstflug des Modells zu erreichen. Da zus¨atzlich 10 Minuten Mindestflugzeit gefordert waren, musste auch ein entsprechender Akku gefunden werden, der nicht zu schwer ist, jedoch auch zu den Leistungsanforderungen der elektronischen Bauteile, wie Motor, Regler, Servos und Empf¨anger, passt. Auf den folgenden zwei Bildern sind die Leistungsdaten des Modells berechnet, die bis auf den Akku, der 3000mAh statt 3300mAh liefern wird, im Modell Verwendung finden.

Abbildung 9.10.: Berechnungsgrundlagen des Modells mit propCalc

114

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KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

Abbildung 9.11.: Grafik der Motorcharakteristik des Modells (aus propCalc) Kurz vor Fertigstellung dieses Konstruktionsberichtes f¨ uhrten wir auf einem Pr¨ ufstand einen Testlauf zur Messung der tats¨ achlichen Leistung der Motorkonfiguration durch. Die Ergebnisse zeigten, dass die Abweichung mancher Leistungsdaten des Programmes gr¨oßer waren als erwartet. Die Messungen und Berechnungen beruhen auf folgender Antriebskonfiguration: ˆ Motor: Turnigy 2836-1000 ˆ Propeller: Master Airscrew 3-Blatt 10x5 Pusher ˆ Regler: Turnigy Sentry 40A ˆ Akku: Turnigy 3000mAh 35C/45C 3S

Folgende Werte wurden beim Testlauf auf dem Pr¨ ufstand gemessen: U ˆ Drehzahl: n = 9650 min

ˆ Schub: T = 24 N →≈ 2450g ˆ Drehmoment: M = 200 N mm ˆ Spannung: U = 11 V ˆ Strom: I = 28 A

Mit folgenden Berechnungen wurden die Leistungen, der Wirkungsgrad und die neuen Flugzeiten bei Vollgas und im Durchschnitt bestimmt: Pelektrisch,gemessen = U ∗ I = 11 V ∗ 28 A = 308 W

Pmechanisch,gemessen = M ∗

U 2 ∗ π ∗ 9650 min 2∗π∗n = 0, 2 N m ∗ = 202 W 60 60

(9.9)

(9.10) 115

SIMCON Drake

KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

ηgemessen =

Pmech,gemessen 202 W = = 0, 656 ⇒ 65.6% Pelek,gemessen 308 W

(9.11)

Mit der Annahme, dass ein LiPo-Akku, um eine hohe Lebensdauer zu erzielen, nur bis zu 80% leer geflogen wird, ergeben sich folgende Rechnungen zur Bestimmung der Flugzeiten aus den gemessenen Werten:

tvollgas =

0.8 ∗ 3 Ah ∗ 60 min h = 5.14 min 28 A

(9.12)

Unter Annahme einer durchschnittlichen Stromaufnahme von 50% der Stromaufnahme bei Vollgas, da ein signifikanter Leistungs¨ uberschuss vorhanden und kein Kunstflug geplant ist, so ergibt sich folgende durchschnittliche Flugzeit:

tdurchschnitt = Kennwert T Pel Pmech η tvollgas tdurchschnitt

0.8 ∗ 3 Ah ∗ 60 min h = 10.29 min 0.5 ∗ 28 A

berechnet (mit propCalc) 1471g 295W 228W 77.4% 7.47min 12.69min

(9.13)

erreicht 2450g 308W 202W 65.5% 5.14min 10.29min

Tabelle 9.5.: Gegen¨ uberstellung von berechneten und erreichten Motorkennwerten Die etwas geringeren Flugzeiten entstehen dadurch, dass man in dem Motorenkonfigurationsprogramm propCalc nur mit einem Akku mit einer Kapazit¨at von 3,3Ah rechnen konnte und nicht mit dem bei der Messung verwendeten 3Ah Akku. Da die gemessene Stromaufnahme von der berechneten Stromaufnahme nur um 6% abweicht, entsprechen die Werte in etwa den erwarteten Flugzeiten und erf¨ ullen so die Anforderungen. Vorausgesetzt, das Modell erreicht die angestrebte Masse von maximal m = 1300g, ergibt sich ein Schub-Gewichts-Verh¨altnis von circa 1,88. Zusammenfassend l¨asst sich sagen, dass eine Motorkonfiguration m¨oglich gewesen w¨are, die weniger Schub liefert und somit eine geringere Masse und kleinere Abmaße gehabt h¨atte, wenn das Motorenberechnungsprogramm genauer gewesen w¨are oder man einen Pr¨ ufstandslauf wesentlich fr¨ uher durchgef¨ uhrt h¨atte. So h¨atten wir die Ergebnisse noch in die Entwicklung des Flugzeugdesigns einfließen lassen k¨onnen.

9.6. Detailkonstruktion Nachdem wir die Aerodynamik unseres Modells analysiert und optimiert hatten, uns auf Materialien festgelegt und den Holm berechnet sowie die Masse des fertigen Modells abge116

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KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

sch¨atzt haben war es nun an der Zeit, sich Gedanken zu machen u ¨ber die genaue Konstruktion einiger Verbindungen und die Ansteuerung der Steuerfl¨achen. Dabei ging es sp¨atestens ab diesem Schritt nat¨ urlich nicht mehr darum, den Original-Drake m¨oglichst genau nachzubauen, sondern vielmehr darum, f¨ ur alle Details eine m¨oglichst effektive, simple und sichere L¨osung zu finden, welche mit den uns zu Verf¨ ugung stehenden Mitteln (im Hinblick auf Werkzeuge und Materialien, aber auch auf finanzielle Aspekte) realisiert werden konnte.

9.6.1. Konstruktion des Rumpfes Da wir den Rumpf in Schalenbauweise mit zwei miteinander zu verklebenden Schalen in Negativbauweise bauen wollen, bedarf dieser einigem Mehraufwand. Den Rumpf in einer Bauskizze darzustellen und dann per Hand aus Styropor auszuschneiden ist nicht praktikabel. Wir entschieden uns daher dazu, in Inventor in der entsprechenden Datei f¨ ur den Rumpf aus diesem einzelne Rippen in geringem Abstand zueinander herauszuschneiden. Diese werden wir (als .dfx-Datei) mit Hilfe der Styroporschneidemaschine aus Styrodur ausschneiden und dann aus diesen einzelnen, geschliffenen und verspachtelten (um eine glatte Oberfl¨ache zu erreichen) Styrodurrippen eine Positivform zusammenf¨ ugen. Diese Positivform wird mit GFK abgeformt, laminiert und wiederum geschliffen und verspachtelt, sodass wir eine in zwei H¨alften geteilte Negativform erhalten und mit dieser schließlich den Rumpf in GFK-Bauweise bauen k¨onnen.

9.6.2. Positionierung des Hauptfahrwerks Die Positionierung des Hauptfahrwerks ist ein entscheidender Faktor daf¨ ur, dass das Modell beim Startvorgang vom Boden abheben kann. Ist das Hauptfahrwerk zu weit hinten angeordnet, dann bleibt selbst bei voll gezogenen H¨ohenruder die Nase am Boden. Ist das Hauptfahrwerk zu weit vorne, dann ist die Last auf dem Bugfahrwerk zu gering und das Modell kann leicht nach hinten kippen. Daher hielten wir es f¨ ur sinnvoll diese Positionie¨ rung mit einer Uberschlagsrechnung zu untermauern. Hierf¨ ur sind folgende Kr¨afte und Momente entscheidend.

117

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KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

M =q⋅c m⋅S ref⋅MAC F schub

F μ =μ⋅( F g −L)

F g =m⋅g− L

Abbildung 9.12.: Momentenhaushalt Rollen Wir haben daher die Momentengleichung aufgestellt: 0 = M + Fschub · zM otor − Fµ · zF ahrwerk + Fg · (xSchwerpunkt − xF ahrwerk )

(9.14)

Durch Aufl¨osen dieser Gleichgewichtsbedingung nach xF ahrwerk ermitteln wir die Fahrwerksposition, bei der man die Flugzeugnase bei gegebenen Bedingungen gerade noch anheben kann. Hierf¨ ur haben wir folgende Annahmen getroffen: ˆ Rollreibungskoeffizient1 µ = 0, 1 ˆ Startschub des Motors FSchub = 22 N

2

ˆ Momentenbeiwert cM = 0, 25 (Der Momentenbeiwert stammt aus der Simulation von XFLR5 mit voll gezogenen H¨ohenruder) ˆ Abhebegeschwindigkeit vstall = 40 km/h

F¨ ur die Abhebegeschwindigkeit haben wir die Stallspeed gew¨ahlt, trotzdem die Geschwindigkeit des sicheren Steigens mindestens VStall · 1, 2 betr¨agt, da das Flugzeug w¨ahrend des Rotationsvorgangs noch weiter beschleunigt. Des Weiteren ist ein Sicherheitspuffer w¨ unschenswert, falls man von einer rauen Oberfl¨ache startet, deren Rollreibkoeffizient gr¨oßer ist als der von uns angenommene. Das Ergebnis unserer Rechnung ist (xSchwerpunkt − xF ahrwerk ) = 13mm. F¨ ur den Startschub haben wir deutlich mehr als den urspr¨ unglich berechneten Startschub angenommen, da wir zwischenzeitlich unseren Motor, zusammen mit dem Propeller auf dem Schubmessstand hatten und dieser gezeigt hat, dass der Startschub deutlich h¨oher ist, als gedacht.

1 2

gesch¨ atzt f¨ ur Rasen gemessener maximaler Standschub unter Ber¨ ucksichtigung der Tatsache, dass man nicht bei vollem Schub startet

118

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KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

9.6.3. Verbindung von Fl¨ ugeln und Rumpf Parallel dazu machten wir uns Gedanken u ugel am Rumpf, da ¨ber die Befestigung der Fl¨ diese Verbindung das Herzst¨ uck des Fliegers darstellt. Hier werden sp¨ater s¨amtliche aerodynamischen Kr¨afte der Fl¨ ugel an den Rest des Fliegers u ¨bertragen, sodass die Verbindung eine hohe Stabilit¨at aufweisen muss. Wir verglichen die im Modellbau gebr¨auchlichsten Verbindungsarten und machten uns Gedanken u ¨ber zahlreiche Verfahren. Die Entscheidung fiel auf eine Befestigung mit Hilfe von zwei Steckverbindung pro Fl¨ ugel, welche wie folgt gestaltet werden soll: In den massiven Styroporkern der Fl¨ ugel werden jeweils zwei Messingh¨ ulsen eingelassen, so dass diese fest im Styroporkern verankert sind. Im Rumpf werden dann quer zur L¨angsachse des Flugzeuges in ausreichendem Abstand zueinander zwei Kohlefaserst¨abe befestigt. Die Anbringung der Fl¨ ugel erfolgt dann, indem die Kohlest¨abe in die Messingh¨ ulsen eingef¨ uhrt und die Fl¨ ugel zus¨atzlich an den in die Rumpfschale integrierten Fl¨ ugelans¨atzen durch Klebeband fixiert werden. Die Biege- und Drehmomente werden durch die Rohr-Stabverbindungen aufgenommen und eine Verwindung der Fl¨ ugel gegen¨ uber des Rumpfes ist durch die Verwendung zweier Verbindungen ausgeschlossen. F¨ ur die Verbindung w¨ahlten wir Kohlefaserst¨abe mit 5 mm Dicke und Messingh¨ ulsen mit einem Durchmesser von 6 mm. Im Gegensatz dazu entschieden wir uns bei der Verbindung von Canard und Rumpf daf¨ ur, den Kohlefaserstab ohne Messingh¨ ulse im Styroporkern des Canards festzukleben. Beim Canard wird allerdings eine Stab-Verbindung ausreichen, die Aufnahme der verdrehenden Momente wird daher ein zus¨atzlicher d¨ unner Bolzen in einigem Abstand zum Kohlestab leisten.

Abbildung 9.13.: Fl¨ ugel-Rumpf-Verbindung

119

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KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

9.6.4. Befestigung der Seitenleitwerke F¨ ur die Befestigung der Seitenleitwerke an den Enden der beiden Fl¨achen gab es zun¨achst verschiedene Ideen. Eine Steckverbindung, wie die oben unter 9.6.3 erw¨ahnte, wurde ebenso in Erw¨agung gezogen wie ein Ankleben des fertigen Seitenleitwerks an die fertige Fl¨ache oder die Fertigung eines durchgehenden Styroporblockes f¨ ur Fl¨ ugel und Seitenleitwerk sowie die anschließende Laminierung des gesamten St¨ uckes. Wir entschieden uns schließlich f¨ ur eine Kombination der beiden letzteren Varianten. Da es uns am einfachsten schien, den Fl¨ ugel als Ganzes aus einem Block Styropor zu schneiden und das Seitenleitwerk separat, werden diese beiden Komponenten erst nach dem Ausschneiden verklebt und dann als ein Gesamtst¨ uck mit einer GFK-Haut laminiert. Diese Verbindungsart hat den Vorteil zus¨atzliches Gewicht zu sparen, welches bei Verwendung einer Steckverbindung h¨atte ber¨ ucksichtigt werden m¨ ussen. Außerdem wird es uns so m¨oglich sein, die Verbindung von Fl¨ ugelaußenkante zum Seitenleitwerk beim Laminieren durch die Verwendung von etwas mehr Harz und entsprechendem F¨ ullmaterial (Microballoons3 ) “smooth”, also als fließende, glatte Verbindung ohne Ecken oder Kanten zu gestalten.

9.6.5. Ansteuerung der Canardruderfl¨ ache F¨ ur die Ansteuerung der Canardruderfl¨ache gab es ebenfalls viele verschiedene Ideen. Die im Modellbau klassischerweise verwendete Verbindung mittels Servo in der Fl¨ache (in diesem Fall also im Canard) und einem Hebelarmausleger zum Ruder hin erschien uns aus zwei Gr¨ unden nicht praktikabel: Erstens wollten wir, wenn m¨oglich, mit nur einem Servo auskommen und diesen in den Rumpf statt in die Fl¨ache legen, da zweitens durch das flache Profil des Canards der vorhandene Platz in diesem f¨ ur einen Servo ¨außerst knapp bemessen gewesen w¨are. Daher entschieden wir uns daf¨ ur, durch einen Servo im Rumpfvorderteil eine quer zum Rumpf liegende und in der Rumpfh¨ ulle in zwei Punkten gelagerte Stange anzusteuern, welche dann nach außen durch den Canard l¨auft und schließlich mit dem Ruder auf dessen gesamter Breite verbunden ist. Dabei muss an dieser Stelle angemerkt werden, dass dieser Ansteuerungsmethode die geometrische Verwindung des Canards im Wege stand. Durch die Verwindung h¨atte die durchgehende Stange gebogen sein m¨ ussen und eine lineare Ansteuerung w¨are nicht mehr m¨oglich gewesen. Daher entschieden wir uns dazu, die Verwindung des Canards, welche ohnehin nur 0.9° betr¨agt, zu vernachl¨assigen - in XFLR5 gelang es uns durch diese Verwindung die geforderten Werte zu erreichen, aber wir gingen an dieser Stelle davon aus, dass in der Realit¨at erstens die Aerodynamik nicht exakt jener in XFLR5 entspricht und zweitens die Ver¨anderungen im aerodynamischen Verhalten durch Vernachl¨assigung der Verwindung marginal sein w¨ urden. Durch diese Vereinfachung konnten wir mit einer Umsetzung der Ruderansteuerung wie oben beschrieben ausgehen.

9.6.6. Ansteuerung der Quer- und Seitenruder Bei der Ansteuerung der Querruder entschieden wir uns f¨ ur die konventionelle Methode, bei der zwei Servos im Fl¨ ugel jeweils direkt vor dem Ruder sitzen und dieses u ¨ber einen kurzen Hebel ansteuern. Weil die Querruder am ¨außeren Fl¨ ugelende positioniert werden 3

sehr kleine und leichte Glashohlkugeln

120

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KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

Figure 9.14.: Canardruderfl¨ache mit durchgehender Stange zum Ansteuern sollten und das Profil an dieser Stelle nur ein geringe Dicke aufweist, w¨ahlten wir besonders schmale Servos. Eine Herausforderung war es, die konstruktive Gestaltung des Servoeinbaus zu entwerfen, da es nat¨ urlich nicht m¨oglich war, diesen in eine Aussparung im Styropor einzulassen und dann ohne zus¨atzliche Abdeckung “¨ uberzulaminieren”. Zur L¨osung des Problems sahen wie vor, an der entsprechenden Stelle ein St¨ uck des Fl¨ ugels mit den Abmaßen des Servos aus dem Styropor herauszuschneiden (bzw. quasi “herauszustanzen”). In diese Aussparung kann dann der Servo eingesetzt und oben und unten mit einer Scheibe Styropor als “Deckel” versehen werden. Dadurch erhalten wir erneut eine die urspr¨ ungliche Fl¨ ugeloberfl¨ache. Diese kann im Anschluss komplett u ¨berlaminiert werden. Die Ansteuerung der Seitenruder wiederum wollen wir mit nur einem Servo realisieren. Dies spart zus¨atzliches Gewicht. Zudem w¨are es ¨außerst schwierig geworden, in den d¨ unnen Fl¨ ugelspitzen oder dem nicht dickeren Seitenleitwerksprofil einen Servo zu platzieren. Der Servo wird u ugeln vom Rumpf bis ¨ber zwei Hebel mit je einem Bowdenzug, welcher in den Fl¨ zu den Leitwerken verlaufen soll, die Ruder jeweils in die gleiche Richtung ausschlagen. Das ¨außere Ende des Bowdenzuges wird dabei in einer Kurve mit m¨oglichst großem Radius von der Fl¨ ugelvorderkante bis zum hinteren Ende des jeweiligen ¨außeren Fl¨ ugelendes gef¨ uhrt werden und tritt dort dann aus dem Fl¨ ugel aus. Die verbleibende Strecke zum Hebel des Ruders ist dann besonders kurz, um ein Abknicken des Steuergest¨anges zu vermeiden.

9.6.7. Elektrische Systeme Auch u ¨ber die Lage der elektronischen Komponenten im Flugzeug machten wir uns einige grundlegende Gedanken. So sahen wir z.B. f¨ ur die Aufnahme des Akkus im Rumpf eine Halterung aus glasfaserverst¨arktem Balsaholz vor, ebenso f¨ ur die beiden Servos, welche f¨ ur die Ansteuerung der Seitenruder und der H¨ohenruder zust¨andig sind. Den Regler platzieren wir so dicht wie m¨oglich am Motor um starke Wechselstr¨ome zwischen Regler und Motor und damit eine Quelle f¨ ur St¨ orungen des Empf¨angers zu vermeiden. F¨ ur das Antennenkabel schließlich sehen wir eine Anbringung außen am Rumpf vor, um eine m¨oglichst hohe Empfangsqualit¨at zu gew¨ahrleisten.

121

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KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

¨ 9.6.8. Weiterf¨ uhrende Uberlegungen Wie bereits in 2.3 erw¨ahnt, gibt es bei der Auslegung eines Flugzeuges in Canardkonfigurationen einige konfigurationsspezifische Besonderheiten und Probleme, die es konstruktionstechnisch zu l¨osen galt. Durch die n¨otige Pfeilung des Fl¨ ugels - um eine gen¨ ugende Richtungs- und Querstabilit¨at zu erreichen - m¨ ussen an der Verbindung zwischen Fl¨ ugel und Rumpf starke Torsionsmomente aufgenommen werden. Durch die oben erw¨ahnte Verbindungskonstruktion, bestehend aus zwei Messingh¨ ulsen und zwei in diese eingreifenden Kohlefaserst¨abe, k¨onnen diese Momente ohne Probleme aufgenommen werden. Eine weitere Herausforderung stellt zudem die Motorl¨ uftung dar. Folglich sahen wir Aussparungen am hinteren Rumpfende f¨ ur L¨ uftungseinl¨asse auch bei der Modellkonstruktion vor, die weiterhin das Modell an das manntragende Flugzeug (geometrisch und designtechnisch) anpassen. Der Notwendigkeit einer ausreichenden Bodenfreiheit des Propellers begegneten wie durch eine entsprechende Positionierung und Dimensionierung des Hauptfahrwerkes. Dabei ist bei dem Modell eine im Verh¨altnis sehr viel gr¨oßere Bodenfreiheit (und folglich ein gr¨oßeres Fahrwerk) n¨otig, da der Propeller im Verh¨altnis zu jenem des manntragenden Flugzeuges einen sehr viel gr¨oßeren Durchmesser aufweist.

9.7. Pr¨ azise Massenabsch¨ atzung f¨ ur das Modell F¨ ur eine genauere Massenabsch¨atzung f¨ ur das Modellflugzeug haben wir die Massen der von uns eingebauten Teile durch Wiegen genau bestimmt und auf das Gramm nach oben gerundet. Die Massen von Flugzeugzelle und Hauptfahrwerk erhalten wir aus dem Inventor CAD-Modell. Da wir alle mit der Bauweise noch keine Erfahrung gemacht haben, geben wir noch eine Sicherheit dazu.

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KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE Teil

Masse [g] Flugzeugzelle und Fahrwerk Rumpf inkl. Spanten und Innenausbau 130 Tragfl¨achen 2 ∗ 65 Canard 2∗8 einziehbares Bugfahrwerk 55 Hauptfahrwerk 35 R¨ader 3∗8 Elektronik Motor 93.2 3-Blatt-Propeller 27.5 Regler 50.7 Akku 277.5 Servos SR, HR* 2 ∗ 16 Servos QR 2 ∗ 12.5 Empf¨anger 8.8 2 m Servokabel 26 Ruderanlenkung und Tragfl¨ achenanbindung Bowdenz¨ uge 2 ∗ 14 Steuerstangen QR 2 ∗ 2.5 Gewindeh¨ ulsen und Gabelk¨opfe 3 ∗ 1.8 Kohlest¨abe f¨ ur Haupttragfl¨ache 2 ∗ 14.5 Kohlestab f¨ ur Canard 15 Sicherheitszugaben Ungenauer Bau 30 Verklebungen 50 Spachtelmasse 100 Gesamtmasse 1193 Tabelle 9.6.: Genaue Masse des Modellflugzeuges *SR: Seitenruder, QR: Querruder, HR: H¨ ohenruder bzw. Ruder des Canard Zum Vergleich haben wir das Modell in Inventor inkl. aller Einbauten zusammengesetzt, die Masse aus dem Programm abgelesen, die selbe Sicherheit hinzugez¨ahlt und schließlich eine Gesamtmasse von 995g + 180g = 1175g erhalten. Der Wert ist etwa 1.5% kleiner als der aus Tabelle 9.6, wobei diese geringe Abweichung nochmals unsere Berechnung best¨atigt. Vorausgesetzt, wir erreichen beim Bau exakt diese etwa 100g geringere Abflugmasse, ergibt sich: ˆ ein neues Schub-Gewichtsverh¨ altnis:

T W

=

2450g 1193g

= 2.05

ˆ eine neue Stallspeed: vstall = 37.8 km h

123

SIMCON Drake

KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

9.8. Datenblatt des Modells SIMCON Drake, Modell Spannweite Fl¨ ugel 1.34m Fl¨ ugelfl¨ache 0.1631m2 Spannweite Canard 0.5m L¨ange 0.477m vs,0 40km/h vcruise 75.6km/h MTOM 1.3kg Fl¨achenbelastung 7.97kg/m2 Motorisierung Turnigy 2836-1000 (0.3kW ) Akku 3000mAh LiPo Endurance 10min (vgl:9.13) Tabelle 9.7.: Datenblatt SIMCON Drake, Modell

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SIMCON - Drake PRODUCED BY AN AUTODESK EDUCATIONAL PRODUCT

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Abbildung 9.15.: Drei-Seiten-Ansicht, Modell

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SIMCON Drake

KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE

Zusammenfassend l¨asst sich sagen, dass wir die in Kapitel 8 gennanten Anforderungen einhalten: ˆ Das Modellflugzeug wird weitgehend maßstabsgetreu gebaut und ist somit besonders gut f¨ ur die Vorbereitung zum Bau des manntragenden Drake geeignet. Die ¨ahnliche Bauweise, die eine Einarbeitung in die Verwendung von GFK als Werkstoff f¨ ur das manntragende Flugzeug erm¨oglicht, ist gegeben. ˆ Das geforderte Lastvielfache von n = 3 wurde (rechnerisch) mit einer deutlichen Sicherheit von 2.4 erreicht (siehe 9.4). ˆ Der geforderte Wert f¨ ur das Schub-Gewichts-Verh¨altnis wurde mit einem Wert von 2.05 (mit der pr¨azisen Massenabsch¨atzung) ebenfalls rechnerisch erreicht. Außerdem wurde auch die geforderte Endurance erf¨ ullt (siehe 9.5). ˆ Das Budget von 200¿ wurde vollkommen ausgesch¨ opft.

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KAPITEL 10. AUSBLICK

10. Ausblick Zusammenfassend l¨asst sich sagen, dass wir durch dieses Projekt bereits zum jetzigen Zeitpunkt viel u ¨ber den Flugzeugbau sowie die damit zusammenh¨angenden Probleme und Herausforderungen gelernt haben. Dabei hat uns in Teilen die Komplexit¨at des Zusammenspiels der verschiedenen Teilbereiche bei einem solchen Vorhaben u ¨berrascht. Es wurde deutlich, wie viel Arbeit schon in den Entwurf eines solchen, vergleichsweise kleinen Flugzeugs gesteckt werden muss. Nun k¨ onnen wir erahnen, wie hoch komplex die Planung und Konstruktion eines Verkehrsflugzeuges ist und wie viel Erfahrung in dieser Art von Flugzeugen steckt. Wir konnten w¨ahrend des Entwicklungsprozesses des Flugzeugs sehr sch¨on sehen, wie es immer mehr Form annahm und wie wir uns immer mehr der endg¨ ultigen Form n¨aherten, die alle Vorgaben erf¨ ullt. Nat¨ urlich war dies auch mit Phasen verbunden, in denen wir das Gef¨ uhl hatten, auf der Stelle zu treten. Im Laufe des Prozesses wurde uns allerdings klar, dass auch dies ein Teil der Iteration ist. In der Folge waren dann die Fortschritte und daraus resultierenden Ergebnisse jeweils umso sch¨oner. Derzeit ist der Bau des Modells in Fertigstellung. Im Zuge des Baus haben wir uns mit den Werkstoffen und deren Verarbeitung vertraut gemacht. Wir konnten f¨ ur einige der auftretenden Herausforderungen innovative L¨osungen finden. Am 09. Februar 2012 werden wir mit dem Modell die Flugerprobung starten. Falls dies gew¨ unscht ist, k¨onnen wir dem Entscheidungsgremium oder der Wintertagung der OUV das Modell pr¨asentieren. Wir freuen uns schon sehr darauf, zu sehen, wie der Drake seine Schwingen ausbreitet und sich in den Himmel erhebt!

Abbildung 10.1.: Der SIMCON Drake (Modell) erhebt sich in den Himmel 126

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Literaturverzeichnis

Literaturverzeichnis [Age03a] Agency, European Aviation S.: Certification Specifications for Normal, Utility, Aerobatic, and Commuter Category Aeroplanes CS 23. 11 2003 [Age03b] Agency, European Aviation S.: Certification Specifications for Very Light Aeroplanes. 11 2003 [Age11]

Agency, European Aviation S.: Certification Specifications for Light Sport Aeroplanes CS-LSA. 06 2011

[BP10a] BRP-Powertrain: Betriebshandbuch fuer Rotax Motor Type 912 SERIE. 2, April 2010 [BP10b] BRP-Powertrain: Einbauhandbuch fuer Rotax Type 912 SERIE, 2010 [Buc11]

Buchholz, Prof. Dr.-Ing. J. J.: Vorlesungsmanuskript Regelungstechnik und Flugregler. 03 2011

[LBA03] LBA, Luftfahrt B.: Lufttuechtigkeitsforderungen fuer aerodynamisch gesteuerte Ultraleichtflugzeuge. 01 2003. – veroeffentlicht in den NfL II 17/03 [Lev92]

Levy, David W.: AIAA 92-0284 Prediction of Average Downwash Gradient for Canard Configurations / University of Michigan, Department of Aerospace Engineering. 1992. – Forschungsbericht

[OUV11] OUV, Oskar Ursinus V.: Flugzeug-Design-Wettbewerb 2011 http://www.ouv.de/ouv/wp-content/themes/awake/styles/ouv/pdf/ designwettbewerb2011.pdf (16.10.2011, 18:47 MEZ), 2011 [Ray99]

Raymer, Daniel P. ; Przemieniecki, John S. (Hrsg.): Aircraft Design: A Conceptual Approach (Third Edition). American Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) - Education Series, 1999 (ISBN: 1-56347-281-0)

[RL97]

Roskam, Dr. J. ; Lan, Dr. Chuan-Tau E.: Airplane Aerodynamics and Performance. DARcorporation, 1997

[Ros03]

Roskam, Jan: Airplane flight dynamics and automatic flight controls. DARcorporation, 2003

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Abbildungsverzeichnis

Abbildungsverzeichnis 0.1. Aufbau der Dokumentation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6 0.2. SIMCON Drake . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8 0.3. Ablaufschema der Konzeptionsphase . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10 1.1. 1.2. 1.3. 1.4. 1.5. 1.6. 1.7. 1.8. 1.9.

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Erste Skizzen m¨oglicher Flugzeuggeometrien . . . . . . . . . . . . . . . . . Erreichbarer Steiggradient G in Abh¨angigkeit der Fl¨achenbelastung W S . . Skizze unterschiedlicher Canardkonfigurationen . . . . . . . . . . . . . . . SIMCON Drake Logo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . Up- und Downwash an Canard und Hauptfl¨ ugel . . . . . . . . . . . . . . Momentenbilanz am Canard . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . Ben¨otigte Einbauwinkel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . Screenshot des MATLAB Tools zur Berechnung von Abflugmasse, Fl¨ ugelfl¨ache, Einbauwinkeln und Schwerpunktslage . . . . . 2.9. Erster Entwurf des Drake . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.10. Einstellung des Flugzeuges im Cruise . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.11. CLmax bei Stallgeschwindigkeit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.12. Drake im Best Glide . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.13. Momentenverl¨aufe . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.14. Nickgeschwindigkeit bei Anstellwinkelschwingung . . . . . . . . . . . . . . 2.15. Vertikalgeschwindigkeit bei Anstellwinkelschwingung . . . . . . . . . . . . 2.16. Nickwinkel bei Anstellwinkelschwingung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.17. Nickgeschwindigkeit bei Phygoidenschwingung . . . . . . . . . . . . . . . 2.18. Vertikalgeschwindigkeit bei Phygoidenschwingung . . . . . . . . . . . . . . 2.19. Nickwinkel bei Phygoidenschwingung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.20. Polverteilung der L¨angsstabilit¨at . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.21. Rollgeschwindigkeit bei zus¨atzlicher, lateraler Str¨omungskomponente . . . 2.22. Giergeschwidigkeit bei zus¨atzlicher, lateraler Str¨omungskomponente . . . 2.23. Laterale Geschwindigkeit bei zus¨atzlicher, lateraler Str¨omungskomponente 2.24. Rollwinkel bei zus¨atzlicher, lateraler Str¨omungskomponente . . . . . . . . 2.25. Polverteilung der lateralen Stabilit¨at . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2.26. Reaktion auf ausgeschlagenes Querruder (Schr¨aglage) . . . . . . . . . . .

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22 28 31 32 32 39 43

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44 45 47 48 49 51 52 52 53 53 54 54 55 56 56 57 57 58 63

2.1. 2.2. 2.3. 2.4. 2.5. 2.6. 2.7. 2.8.

Marktanalyse: Marktanalyse: Marktanalyse: Marktanalyse: Marktanalyse: Marktanalyse: Marktanalyse: Marktanalyse: Einsatzprofil .

Flugzeuggeometrie (201 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . Akzeptanz der Canard-Konfiguration (201 Teilnehmer) Material (198 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . . . . . . Flugzeugart (196 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . . . . Zulassungsart (195 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . . . Preisrahmen (195 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . . . . Flugeigenschaften (194 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . Weitere Flugzeugeigenschaften (193 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

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Abbildungsverzeichnis

2.27. Reaktion auf ausgeschlagenes Querruder (Rollrate) . . . . . . . . . . . . . . 63 2.28. Maximale Rollrate in Abh¨angikeit der Geschwindigkeit . . . . . . . . . . . . 63 3.1. 3.2. 3.3. 3.4.

Schubdiagramm f¨ ur Maximum Continous Power (MCP), ALT: 0 MSL . . . Leistungsdiagramm f¨ ur Maximum Continous Power (MCP), ALT: 0 MSL . Schubdiagramm f¨ ur Maximum Continous Power (MCP), ALT: 4500 MSL . Leistungsdiagramm f¨ ur Maximum Continous Power (MCP), Cruising ALT: 4500 MSL . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3.5. Startrollstrecke in Abh¨angigkeit von Zuladung und Wind (vgl. Startstrecke.m) 3.6. V-n- Diagramm maximale Abflugmasse . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3.7. V-n-Diagramm Mindestgewicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

66 66 67

4.1. 4.2. 4.3. 4.4. 4.5. 4.6. 4.7. 4.8. 4.9.

76 78 80 80 81 82 83 84 85

Befestigung des Rotax 912 am Motortr¨ager laut Einbauhandbuch [BP10b] Cockpitansicht: Instrumentierung, Schalter und Hebel . . . . . . . . . . . Steuerungsskizze Seitenansicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . Steuerungsskizze Draufsicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . Steuerungsskizze ISO Ansicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . Schema des Kraftstoffsystems nach ROTAX Einbauhandbuch ([BP10b]) . Schema des Schmiersystems nach ROTAX Einbauhandbuch . . . . . . . . Schema des K¨ uhlsystems nach ROTAX Einbauhandbuch . . . . . . . . . . Schaltplan des elektrischen Systems nach ROTAX Einbauhandbuch . . .

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67 68 71 71

5.1. Massen-Schwerpunkts-Diagramm . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 88 5.2. Einzelmassen und Schwerpunkt . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 89 7.1. Dreiseitenansicht SIMCON Drake . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 97 7.2. Ablaufschema der Entwicklungsphase des Modellflugzeuges . . . . . . . . . 99 9.1. Ben¨otigte Einbauwinkel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9.2. Cruise Einstellung des Models . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9.3. Cm u ¨ber αim Cruise . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9.4. Clmax bei Stallgeschwindigkeit . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9.5. Cm u ¨ber α im Stall . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9.6. Balsaholzmodell des Drake . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9.7. Holm vereinfacht mechanisch betrachtet . . . . . . . . . . . . 9.8. Holmquerschnitte . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9.9. Bestellliste Elektronik Modell . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9.10. Berechnungsgrundlagen des Modells mit propCalc . . . . . . . 9.11. Grafik der Motorcharakteristik des Modells (aus propCalc) . . 9.12. Momentenhaushalt Rollen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9.13. Fl¨ ugel-Rumpf-Verbindung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9.14. Canardruderfl¨ache mit durchgehender Stange zum Ansteuern 9.15. Drei-Seiten-Ansicht, Modell . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

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10.1. Der SIMCON Drake (Modell) erhebt sich in den Himmel . . . . . . . . . . . 126

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