Arend S1 Entwurf zum Flugzeug-Design-Wettbewerb der OUV

Eingereicht von Oliver Arend, Göttingen

Inhalt Mission ....................................................................................................................................... 3

Lastenheft ............................................................................................................................... 3

Marktanalyse .......................................................................................................................... 4

Vordimensionierung ................................................................................................................... 5

Konfiguration ......................................................................................................................... 5

Werkstoff ................................................................................................................................ 6

Fertigung ................................................................................................................................ 6

Massen .................................................................................................................................... 7

Leistungsgewicht ................................................................................................................ 7

Flächenbelastung ................................................................................................................ 7

Widerstandsabschätzung .................................................................................................... 8

Treibstoffmassenanteil ....................................................................................................... 8

Leermassenanteil ................................................................................................................ 9

Entwurfsdiagramm ................................................................................................................. 9

Triebwerk ............................................................................................................................. 11

Aerodynamischer Entwurf ....................................................................................................... 11

Profil ..................................................................................................................................... 11

Tragfläche ............................................................................................................................. 11

Querruder ......................................................................................................................... 12

Leitwerk ............................................................................................................................... 12

Höhenleitwerk .................................................................................................................. 12

Seitenleitwerk ................................................................................................................... 12

Systeme .................................................................................................................................... 13

Nutzlast ................................................................................................................................. 13

Fahrwerk ............................................................................................................................... 13

Steuerungssystem ................................................................................................................. 13

Triebwerk & Propeller ......................................................................................................... 13

2

Treibstoffsystem ................................................................................................................... 13

Drei-Seiten-Ansicht .................................................................................................................. 14

Performance-Analyse ............................................................................................................... 14

Massen .................................................................................................................................. 14

Masse-Schwerpunkt-Diagramm ....................................................................................... 15

Stabilität und Steuerbarkeit .................................................................................................. 15

Neutralpunkt, festgehaltenes Höhenruder ........................................................................ 15

Neutralpunkt, losgelassenes Höhenruder ......................................................................... 16

Höhenruder ....................................................................................................................... 16

Seitenruder ....................................................................................................................... 16

Querruder ......................................................................................................................... 17

Flugleistungen ...................................................................................................................... 17

Stallgeschwindigkeit ........................................................................................................ 17

Start- und Landestrecke .................................................................................................... 18

Bestes und steilstes Steigen .............................................................................................. 18

Höchst- und Reisegeschwindigkeit .................................................................................. 19

V-n-Diagramm ................................................................................................................. 19

Diskussion ................................................................................................................................ 20

Geschäftsmodell ....................................................................................................................... 20

Entwicklung und Konstruktion ............................................................................................ 20

Prototyp ................................................................................................................................ 21

Plans-built oder Bausatz? ..................................................................................................... 21

Pläne ................................................................................................................................. 21

Vermietung von Vorrichtungen oder Verkauf von Spezialteilen? ................................... 21

Materialsatz ...................................................................................................................... 22

Bausatz oder Quickbuild-Bausatz .................................................................................... 22

Geschäftsmodell: Informationen von der OUV, Material von außen .................................. 22

Fazit .......................................................................................................................................... 23

Literatur .................................................................................................................................... 23

3

Mission Was soll dieses Flugzeug leisten können? Der gesamte Entwurf soll zunächst unter der Prämisse geschehen, dass dieses Flugzeug den Einstieg in den Flugzeug-Selbstbau besonders leicht macht. Es sollten also möglichst wenig Kosten entstehen, und die Dauer des Baus möglichst kurz sein. Das führt bereits zu einigen „Leitplanken“, an denen entlang entworfen werden sollte:

- kostengünstiges Triebwerk - kostengünstiges Material - „wenig“ Flugzeug - wenige notwendige Werkzeuge und Vorrichtungen - einfache Konstruktion mit wenigen und standardisierten Teilen

Die Forderung nach einem kostengünstigen Triebwerk führt fast zwangsläufig zu einem VW-Käfer-Motor bzw. einem Derivat, da dieser bereits in großen Stückzahlen verwendet wurde, von mehreren Anbietern erhältlich und natürlich preisgünstig im Vergleich zu klassischen Flugzeugtriebwerken (Lycoming, Continental, Rotax) ist. Die Forderung nach preisgünstigem Material lässt sich insofern schwieriger umsetzen, da alle Werkstoffe, deren Eigenschaften für eine Flugzeugkonstruktion hinreichend zuverlässig bekannt sind, nur relativ teuer zu haben sind. Dies ist unabhängig davon, ob es sich hier um Stahlrohr, Aluminiumblech, Holz oder Faserverbundwerkstoffe handelt. Ziel sollte also sein, ähnlich der dritten Forderung nach „wenig“ Flugzeug, das Flugzeug möglichst klein und wenig materialintensiv zu halten. Zudem gilt, zumindest für Bausatzflugzeuge, eine Faustregel von „ein Drittel Bausatz, ein Drittel Antrieb, ein Drittel Innenausstattung und Avionik“, so dass die Einsparmöglichkeiten im Bereich der Flugzeugzelle ohnehin gering sind. Es sollte also besonderes Augenmerk auf die letzten beiden Punkte gelegt werden, die eine einfache Konstruktion und Fertigung fordern. Auf diese wird später noch im Detail eingegangen. Aus den vorigen Punkten wird relativ schnell offensichtlich, dass wir es hier kaum mit einem viersitzigen Reiseflugzeug mit Einziehfahrwerk, Verstellpropeller und ähnlichem zu tun haben. Was aber kann und soll der Erbauer von einem solchen Flugzeug erwarten? Er will sich vorrangig den Traum vom Fliegen erfüllen, dazu gehören vor allem einfache Bedienung, gutmütige Flugeigenschaften und eine gute Sicht nach außen. Das Flugzeug sollte auf möglichst vielen Plätzen starten und landen können, so dass der „Hundert-Dollar-Hamburger“ nicht immer derselbe ist.

Lastenheft Aus den vorangegangenen, wenn auch wenig quantitativen, Forderungen, kann man einige Punkte für das Lastenheft ableiten, dass die Grundlage für den Entwurf bildet.

Anzahl Sitzplätze 1 Die Beschränkung auf eine Person erlaubt die Konstruktion eines besonders einfachen und leichten Flugzeugs.

Nutzlast 115 kg Diese Masse entspricht einem großen und/oder schweren Mann mit ein wenig Gepäck für eine Übernachtung.

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Reichweite 400 km (520 km)

Ohne Reserve (mit Reserve). Diese Reichweite entspricht einer halben Durchquerung Deutschlands in Nord-Süd-Richtung und sollte so eine ausreichend große Auswahl an Flugplätzen erreichbar machen. Die Reserve entspricht einer Flugdauer von 45 min.

Reisegeschwindigkeit 160 km/h Mit dieser Reisegeschwindigkeit sollte die Reichweite des Flugzeugs die der Blase des Piloten oder der Pilotin (ca. 2,5 h) nicht übersteigen.

Stallgeschwindigkeit 83 km/h Dies ist die maximal zulässige Stallgeschwindigkeit der Bauvorschrift CS-VLA. Aus Sicherheitsgründen sollte sie niedriger liegen, dies ist ein Grenzwert.

Start-/Landestrecke 400 m Jeder Flugplatz in Deutschland sollte auch bei Hitze (ISA+20 °C) und in hohen Lagen (800 m ü.N.N.) anfliegbar sein.

Da mit einem schweren VW-Motor und einer für eine Person großzügigen Nutzlast die Höchstmasse für ultraleichte Einsitzer mit Rettungssystem von 315 kg sehr wahrscheinlich überschritten würde, soll, wie schon bei der Festlegung der Stallgeschwindigkeit angemerkt, die Bauvorschrift CS-VLA angewandt werden. Eine Anwendung der CS-LSA ist leider nicht möglich, da dieser Standard nicht öffentlich frei verfügbar ist.

Marktanalyse Es existiert bereits eine Reihe von Flugzeugen, die all diese Anforderungen grundsätzlich erfüllen. Die meisten dieser Flugzeuge sind jedoch mit stärkeren Motoren oder Zweitaktmotoren ausgerüstet, so dass die Flugleistungen nicht vergleichbar sind mit den durch einen VW-Antrieb erreichbaren Leistungen. Alle nachfolgend aufgeführten Flugzeuge sind daher mit einem VW-Motor oder einem Derivat (Hummel, Aerovee) ausgerüstet. Ebenso sind nur Flugzeuge aufgeführt, die bereits in nennenswerter Stückzahl gebaut wurden.

Typ Cor

by S

tarle

t

CX

4

KR

-1

Min

i Cou

pe

Son

erai

I

Sta

rdus

ter

Sta

rlet

Tee

nie

Tw

o

Bausatz/Plan P P P P P P P

Motor VW VW VW VW VW VW VW

Zuladung* (kg) 130 140 170 160 120 180 125

Max. Startgewicht (kg)

340 385 340 385 320 455 270

Reichweite (km) 545 580 645 645 935 1010 645

Reisegeschw. (km/h) 210 200 290 160 240 170 175

Stallgeschw. (km/h) 56 64 84 77 72 88 77

Startstrecke (m) 105 215 105 120 185 90 150

5

Landestrecke (m) 230 245 275 150 275 120 135

Material H M F,H M B,R B,R,H M

Bauzeit (h) 1400 850 1000 800 1000 1400 800

Baukosten (k$) 15–27 12–18 9–15 8–20 10–20 7–20

Anzahl 148 18 750 60 700 42 300

Quelle: Kitplanes.com *: hierbei handelt es sich um Zuladung, das heißt die Differenz aus maximalem Startgewicht und Leergewicht. Es ist somit die Summe aus Nutzlast und Treibstoffmenge. Legende: B: Bespannung; F: Faserverbundwerkstoffe; H: Holz; M: Metall; R: Stahlrohr Es ist auffällig, dass alle genannten Typen, die auch von einem VW angetrieben werden, sowohl nach Plänen zu bauende Flugzeuge (keine Bausätze) als auch Tiefdeckeranordnungen sind. Dies kann zu dem Schluss führen, dass mit einem VW-Motor die genannten Flugleistungen nur bei günstigen aerodynamischen Eigenschaften des Flugzeugs erzielt werden können. Die meisten Hochdecker besitzen mehr oder weniger umfangreiche Abstrebungen der Tragflächen und haben daher deutlich mehr Widerstand als Tiefdecker. Ebenso haben alle Typen eine vom Hersteller angegebene Bauzeit von mindestens 800 Stunden. Es ist natürlich strittig, inwiefern diese Bauzeit realistisch ist, da sie von Erbauer zur Erbauer stark variieren kann, und nicht klar ist, welche baubezogenen Aktivitäten berücksichtigt wurden (denkbar sind neben der eigentlichen Bautätigkeit: Pläne lesen und verstehen, Vorrichtungen bauen, Material beschaffen, Werkzeuge und Maschinen einrichten usw.). Ich möchte nicht behaupten, dass ich in der Lage bin, anhand dieses Vorentwurfs die mögliche Bauzeit abzuschätzen, daher soll die Konstruktion vor allem auf eine kurze Bauzeit ausgelegt sein, ohne diese jedoch quantitativ bewerten zu wollen oder zu können.

Vordimensionierung

Konfiguration Es existieren zahlreiche verschiedene Konfigurationen auf dem Markt für Selbstbauflugzeuge. Die allermeisten Muster besitzen jedoch klassisch das Triebwerk vorne, eine Hoch-, Tief- oder Doppeldeckeranordnung, das Leitwerk hinten sowie ein Dreibein- oder Spornradfahrwerk. Ziel dieses Entwurfs sollen unter anderem gutmütige und damit auch aus anderen Mustern, insbesondere den häufig für die Schulung verwendeten Cessna, Piper oder Jodel, bekannte Flugeigenschaften sein. Aus dem Kapitel Mission und der Marktanalyse ergeben sich außerdem die Forderung nach einem schönen Flugerlebnis sowie guten aerodynamischen Eigenschaften. Nicht zuletzt bietet ein Dreibeinfahrwerk Vorteile für weniger erfahrene Piloten bei Start, Landung und allgemein dem Handling am Boden. All diese Kriterien führen zu folgender Konfiguration:

- bekannte Flugeigenschaften: Triebwerk vorne, Leitwerk hinten - aerodynamische Eigenschaften: Eindecker - Flugerlebnis: Hochdecker - gutmütiges Verhalten am Boden: Dreibeinfahrwerk

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Da viele Piloten ein klassisches Spornradfahrwerk für „das einzig wahre“ halten, ist es denkbar, den Entwurf so auszuführen, dass alternativ ein solches Fahrwerk montiert werden kann, ohne die Zelle zu ändern. Dies ist z.B. auch bei der Thatcher CX-4 der Fall. Die Forderung nach geringem Luftwiderstand und einer Hochdeckeranordnung erscheint zunächst widersprüchlich, jedoch sollte es möglich sein, ohne nennenswerte Gewichtszunahme gegenüber einem Tiefdecker, eine freitragende Tragfläche zu konstruieren.

Werkstoff Zur Wahl stehen grundsätzlich vier verschiedene Werkstoffe und ggf. Kombinationen davon:

- Holz - Metall - Faserverbund - Stahlrohr

Die in der Marktanalyse für vergleichbare Flugzeuge angegebenen Preisspannen lassen den Schluss zu, dass die Kosten für das Flugzeug weniger von der eigentlichen Wahl des Materials abhängen. Diese werden vielmehr durch die Wahl des Triebwerks (Anbieter, neu/gebraucht), der Instrumentenausrüstung, Innenausstattung, Lackierung etc. bestimmt. Bei der Wahl des Materials sollten also vor allem zwei Aspekte im Vordergrund stehen:

- einfache Verarbeitung - zuverlässige Werkstoffeigenschaften

Eine eindeutige Auswahl zu treffen ist nicht einfach und sicherlich von persönlichen Vorlieben beeinflusst. Holz z.B. ist anfällig für Lagerung bei schlechten Bedingungen (Feuchtigkeit, wechselnde Temperaturen) und muss insbesondere bei Verklebungen sehr sorgfältig verarbeitet werden. Das Schweißen eines Stahlrohrrumpfes führt zu wenig vorhersehbaren Veränderungen der Eigenschaften des Werkstoffs bei unerfahrenen Schweißern. Aus Sicherheitsgründen ist dieses Material für den Erstbauer ohne Schweißerfahrung meines Erachtens auszuschließen. Faserverbundmaterialien sind sicher verhältnismäßig einfach zu verarbeiten und haben innerhalb bestimmter Temperatur- und Feuchtigkeitsgrenzen auch zuverlässige Eigenschaften. Die Verarbeitung kann jedoch sehr zeitaufwändig sein und die fertigen Teile sind schwierig zu prüfen, es können schlecht zu erkennende Lunker oder Delaminationen auftreten. Es bleibt eine Struktur aus Metall bzw. Aluminium. Metall benötigt je nach Fertigungsverfahren nur wenige Werkzeuge und hat sehr zuverlässige Eigenschaften, die von den Lager- und Verarbeitungsbedingungen nahezu unabhängig sind, solange Korrosion vermieden werden kann.

Fertigung Eine Struktur aus Metall kann natürlich zahlreiche verschiedene Formen annehmen. So bestehen bspw. die RVs oder die Thatcher CX-4 ähnlich einer Cessna (nahezu) vollständig aus Aluminium. Hierbei kommen Profile und vor allem auf Formblöcken geformte Bleche zum Einsatz, die miteinander vernietet werden. Diese Art der Fertigung führt zu einer hohen Festigkeit bei geringem Gewicht und je nach Art der Niete zu guten bis sehr guten

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aerodynamischen Eigenschaften. Bei einem Bau nach Plänen ist jedoch die Fertigung der Formblöcke und andere Vorrichtungen sehr zeitintensiv. Eine einfachere, strukturell und aerodynamisch jedoch weniger günstige Methode ist die Vernietung von Alurohren mittels Knotenblechen sowie eine Bespannung der Struktur. Diese Variante kommt bei langsameren, leichteren Flugzeugen wie dem Kiebitz oder den Bausätzen von Airdrome Aeroplanes zum Einsatz. In diesem Fall soll eine Variante der Alurohr-Konstruktion verwendet werden. Da eine freitragende Tragfläche verlangt wird, soll diese klassisch mit einem Holm in Differenzialbauweise aufgebaut werden. Hierbei werden ein einfaches Blech als Steg sowie L-Profile als Gurte vernietet. Eine saubere Formgebung und gute Torsionssteifigkeit können durch eine Beplankung des Flügelvorderteils (in Flugrichtung vor dem Holm) mit Aluminium erreicht werden. Im hinteren Teil reicht eine Bespannung aus. Die Rippen werden der einfachen Fertigung wegen aus Faserverbundsandwich gefertigt. Um die Momente aus dem hinteren Tragflächenbereich, insbesondere den Querrudern, übertragen zu können, werden diese Rippen mit Aluminiumstreifen auf Ober- und Unterseite verstärkt.

Massen Von der Masse des Flugzeugs ist zunächst nur die gewünschte Nutzlast von

kg 115=NW

bekannt. Die anderen Randbedingungen aus dem Lastenheft erlauben es, bestimmte Größen wie Leistungsgewicht oder Flächenbelastung herzuleiten.

Leistungsgewicht

Für ein „fixed gear normal design“, also ein normales Flugzeug mit festem Fahrwerk, wie in diesem Fall, gibt Raymer (2003) ein statistisch ermitteltes Leistungsgewicht von

61,0max215 −= V

P

W

an. Das Leistungsgewicht P

W hat dabei die Einheit

hp

lb, die Höchstgeschwindigkeit im

Horizontalflug maxV muss in Knoten (kt) angegeben werden. Diese beträgt somit

kt 2,97km/h 180max ==V

und das zum Erreichen der Höchstgeschwindigeit notwendige Leistungsgewicht

kW

kg03,8

hp

lb2,13)2,97(215215 61,061,0

max ==== −−VP

W

Dies ist die erste Randbedingung zur Bestimmung der Größe des Flugzeugs.

Flächenbelastung

Zunächst nehme ich vereinfachend an, dass die Flächenbelastung durch die gewünschte Stallgeschwindigkeit bestimmt wird. Ob auch die geforderten Start- und Landestrecken erreicht werden, wird überprüft, sobald Masse, Flügelfläche und Leistung des Flugzeugs bekannt sind.

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Die Flächenbelastung ist somit nichts anderes als der bei geforderter Stallgeschwindigkeit und maximalem Auftriebsbeiwert erreichbare Auftrieb pro (Flügel-) Fläche. Es werden ISA-

Bedingungen ( 3kg/m 225,1=ρ ) sowie ein maximaler Auftriebsbeiwert von

4,1max

=Ac

für eine Tragfläche ohne Landeklappen angenommen. Die maximale Flächenbelastung ergibt sich somit zu

222 kg/m 5,46ˆN/m 4562

=== AcVS

W ρ

Widerstandsabschätzung

Um außerdem die gewünschte Reichweite zu berücksichtigen und somit die notwendige Treibstoffmenge zu bestimmen, muss außerdem der Widerstand des Flugzeugs abgeschätzt werden.

Der Nullwiderstandsbeiwert wird anhand des Oberflächenreibungskoeffizienten fc und des

Verhältnisses von umspülter Oberfläche zu Flügelfläche S

Swet abgeschätzt. Raymer (2003)

gibt 009,0=fc für „average design, single engine fixed gear“ an, in diesem Fall sollte wegen

der verwendeten Bespannung der Wert etwas konservativer angesetzt werden:

011,0=fc

Das Verhältnis der Flächen für „conventional design, single engine“ wird unverändert übernommen und ergibt so für den Nullwiderstand

042,08,3011,00

=⋅=Wc

Der induzierte Widerstand im Reiseflug ist vorrangig von der Streckung der Tragfläche abhängig, diese wird zunächst mit

7=Λ

angesetzt. Der Faktor k für induzierten Widerstand 2AW ckc

i= ergibt sich somit zu

061,075,07

11 =⋅⋅

=Λ

=ππ e

k

Für die angestrebte Reisegeschwindigkeit von km/h 160=V und somit einem Staudruck von

Pa 1210=q ergibt sich eine Gleitzahl von

134,0Pa 1210

061,0N/m 456

N/m 456

042,0Pa 1210/

/2

20 =+⋅=+==

q

kSW

SW

cq

A

W Wε

Treibstoffmassenanteil

Um die Reichweitenformel verwenden zu können, muss noch der spezifische Verbrauch berücksichtigt werden. Dieser liegt für Viertakt-Kolbenmotoren laut Raymer (2003) bei ca.

N/J 105,7ˆkg/kWh 275,0 7−⋅==c

Der Propellerwirkungsgrad wird mit 75,0=η angenommen. Neben dem eigentlichen

Reiseflug werden zusätzliche 2,5% des Startgewichts an Treibstoff für Rollen, Start und

9

Landung berücksichtigt sowie der berechnete Wert um 6% für die nicht ausfliegbare Reserve erhöht. Der Treibstoffanteil an der Gesamtmasse ergibt sich also zu

096,006,1e975,0106,1e975,01 75,0

134,0kg/kWh 275,0km 520

=⋅

−=⋅

−=

⋅⋅−−η

εcR

F

W

W

Leermassenanteil

Die Schätzung des Leermassenanteils geht auf statistische Daten zurück, die von Raymer (2003) gesammelt wurden. Für einmotorige Maschinen aus Metall oder Holz hat er einen Leermassenanteil von

09,009,0

kg11,1ˆ

lb19,1

−−

=

= WW

W

We

ermittelt. Nun muss iterativ eine Flugzeuggesamtmasse gefunden werden, für die gilt

( )NeF

N

WW

W

W

WW

W−−

=1

Dies ist für kg 439=W der Fall. Der Leermassenanteil ist in diesem Fall

( ) 642,043911,1 09,0 == −

W

We

, das entspricht einer Leermasse von kg 282=eW .

Entwurfsdiagramm In diesem Abschnitt soll überprüft werden, ob alle Forderungen hinsichtlich der Flugleistungen erfüllt werden können. Zunächst werden in Abhängigkeit von Flächenbelastung und Leistungsgewicht verschiedene Grenzen ermittelt, dies sind im Einzelnen:

- Stallgeschwindigkeit bei ISA-Bedingungen - Startstrecke bei Hitze (ISA+20 °C) und in großer Höhe (800 m ü.N.N.) - Landestrecke bei Hitze (ISA+20 °C) und in großer Höhe (800 m ü.N.N.) - Höchstgeschwindigkeit

Die maximale Flächenbelastung für die gewählte Stallgeschwindigkeit wurde bereits

berechnet und beträgt 22 kg/m 5,46ˆN/m 456 ==S

W.

Für die Start- und Landestrecke wird als Luftdichte 3kg/m 06,1=ρ angenommen. Aus dem

Skript Luftfahrttechnik (2009) wird ein Startparameter von N/kWN/m 42000 2 ⋅=STP für eine Startstrecke von 400 m über ein 15-m-Hindernis abgelesen. Das in Abhängigkeit von der Flächenbelastung notwendige Leistungsgewicht ergibt sich zu

STPc

S

W

S

W

W

P

A ⋅⋅

⋅=

044,1max ρ

ρ

Die Ergebnisse sind in der folgenden Tabelle dargestellt.

10

S

W in 2N/m

W

P in kW/N

300 0,0064

400 0,0085

500 0,0106

600 0,0127

Für die Landestrecke über ein 15-m-Hindernis wird ein Anflugwinkel von °= 7γ

angenommen. Die Strecke setzt sich laut Skript Luftfahrttechnik zusammen aus der Aufsetzstrecke, der Strecke die während der Reaktionszeit des Piloten zurückgelegt wird, und der eigentlichen Anhaltestrecke.

( )4434421434214444 34444 21

eckeAnhaltestrtreckeReaktionsseckeAufsetzstr

12

1

1

gcS

Gt

cS

G

ngcS

GHL

LLL AAzAL µρρ

γργ

⋅+∆+−

⋅+=

Für die Anflughöhe gilt m 15=H , und die Beschleunigung im Abfangbogen ist 2,1=zn für

Kurzlandungen. Der Auftriebsbeiwert beim Landeanflug beträgt

83,069,1

4,1

3,1 2max === A

A

cc

L

Die Anfluggeschwindigkeit liegt somit 30% über der Stallgeschwindigkeit. Die Reaktionszeit

(zwischen Aufsetzen und Bremsen) wird hier mit s 5,0=∆t angenommen, da eine Reaktion

bei einem kleinen Sportflugzeug im Vergleich zu einem Passagierflugzeug deutlich kürzer

sein kann. Als Reibungskoeffizient wird 2,0=µ für eine nasse Landebahn angenommen. Um

eine Landestrecke (von Hindernisüberflug bis Stillstand) von 400 m zu erreichen, darf die

Flächenbelastung allerdings nur 2N/m 402=S

W betragen.

0

0,005

0,01

0,015

0,02

0,025

0,03

0 100 200 300 400 500 600

Leis

tung

sgew

icht

(kW

/N)

Flächenbelastung (N/m2^)

Stallgeschwindigkeit

Höchstgeschw. (emp.)

Startstrecke

Landestrecke

Entwurfspunkt

11

Als Entwurfspunkt werden eine Flächenbelastung von 2N/m 400=S

W und ein

Leistungsgewicht von kW/N 013,0=W

P gewählt.

Triebwerk Aus der ersten Abschätzung des Startgewichts von kg 439=W und einem Leistungsgewicht

von kW/N 013,0=W

P ergibt sich eine notwendige Motorleistung von PS 76ˆkW 56 ==P . Es

sind durchaus VW-Motoren erhältlich, die diese Leistung wenigstens kurzzeitig liefern könne, z.B. von Great Plains oder der AeroVee von Sonex.

Aerodynamischer Entwurf

Profil Als Profil für die Tragfläche soll das NACA 2412 zum Einsatz kommen. Die Eigenschaften dieses Profils sind im NACA Report 824 (1945) beschrieben. Dieses Profil haben auch zahlreiche Cessna-Modelle, oder diesem Entwurf noch ähnlichere Flugzeuge wie die Ikarus C42 oder die Rans S-7. Die aufgrund der Bauweise niedrige Oberflächengüte macht den Einsatz eines weiter entwickelten (Laminar-) Profils oder einen eigenen Profilentwurf überflüssig. Darüber hinaus ist das Profil für seine gutmütigen Eigenschaften und seine Unempfindlichkeit gegenüber Verschmutzungen oder leichten Beschädigungen bekannt.

Tragfläche

Die Tragfläche muss bei einem Startgewicht von kg 439=W und einer Flächenbelastung von 2N/m 400=

S

W

eine Flügelfläche von

22

2

m 76,10N/m 400

m/s 819kg 439 =⋅== ,WS

SW

Bei einer Streckung 7=Λ ergibt sich eine Spannweite von

m 68,8m 76,107 2 =⋅=⋅Λ= Sb und eine Flügeltiefe von

m 24,1m 68,8

m 10,76 2

===b

Sl

Um die Fertigung zu vereinfachen und ein gutmütiges Abreißverhalten zu erzielen, erhält die Tragfläche einen rechteckigen Grundriss. Die Hochdeckeranordnung erlaubt es, einen Flügel ohne V-Stellung zu verwenden, was die Fertigung weiter vereinfacht. Eine Pfeilung ist aufgrund der niedrigen Geschwindigkeiten und der konventionellen Konfiguration nicht notwendig.

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Querruder

Die Querruder werden über die gesamte Spannweite ausgeführt, um möglichst viele Gleichteile verwenden zu können. Laut Raymer (2003) ist die notwendige relative Querrudertiefe für eine adäquate Ruderwirksamkeit etwa

m 15,0m 24,112,012,0 =⋅=⇒= QRQR ll

l

Leitwerk Als Kennzahl für die Wirksamkeit des Leitwerks werden das dimensionslose Leitwerksvolumen herangezogen. Je nachdem, ob man das Höhen- oder Seitenleitwerk betrachtet, ist das Volumen folgendermaßen definiert:

lS

LSV HH

H ⋅⋅=

bS

LSV VV

V ⋅⋅

=

L ist dabei der Abstand zwischen den jeweiligen Neutralpunkten der Tragfläche und der Leitwerksfläche.

Höhenleitwerk

Ein geeignetes Höhenleitwerksvolumen ist laut Raymer (2003) und Smith (1992) etwa

5,0=HV . Für die Cessna 172 ist ein Wert von 0,6 angegeben, als Viersitzer muss diese Maschine jedoch einen deutlich größeren zulässigen Schwerpunktsbereich haben als ein Einsitzer. Ein Höhenleitwerksvolumen von 0,5 sollte daher ausreichen. Eine erste

Abschätzung des Leitwerksabstands zur Tragfläche beträgt m 5,3=HL , dies entspricht etwa 40% der Spannweite. Für die Höhenleitwerksfläche ergibt sich somit

22

m 91,1m ,53

m 24,1m 76,105,0 =⋅⋅=⋅⋅

=H

HH L

lSVS

Um ein ausreichend effizientes Höhenleitwerk zu haben, wird die Streckung auf 4=Λ H

festgelegt. Die Spannweite beträgt somit m 76,2=Hb , die Tiefe m 69,0=Hl .

Seitenleitwerk

Für das Seitenleitwerk sollte das Leitwerksvolumen etwa 0,04 betragen. Um die Abschirmung des Seitenleitwerks durch das Höhenleitwerk zu verringern und somit die Trudelsicherheit zu erhöhen, wird das Seitenleitwerk etwas hinter dem Höhenleitwerk platziert, der Abstand zum

Tragflügel beträgt in diesem Fall m 8,3=VL . Für die Seitenleitwerksfläche ergibt sich

22

m 98,0m ,83

m 68,8m 76,1004,0 =⋅⋅=⋅⋅

=V

VV L

bSVS

Die Streckung soll in diesem Fall 2=ΛV betragen. Dies ergibt für die „Spannweite“ bzw.

Höhe m 40,1=Vb , die Tiefe m 70,0=Hl .

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Systeme

Nutzlast Die Nutzlast des Flugzeugs besteht aus dem Piloten und dem Gepäck. Der Pilot sitzt auf einem nicht verstellbaren Sitz, der zentral im Cockpit-Bereich angeordnet ist. Die Unterschiede in der Körpergröße können durch Kissen ausgeglichen werden. Das Gepäck kann hinter dem Sitz verstaut werden. Die Sitzposition zweier Piloten mit 1,60 m und 1,95 m Körpergröße ist auf einem beiliegenden Dokument dargestellt.

Fahrwerk Das Fahrwerk ist ein übliches Dreibeinfahrwerk. Das Hauptfahrwerk kann zur Vereinfachung des Baus als gebogenes Alublech ausgeführt werden. Die Räder werden mit hydraulischen Scheibenbremsen unabhängig voneinander gebremst, und können so auch zum Steuern des Flugzeugs am Boden verwendet werden. Das Bugfahrwerk besteht aus einem Stahlrohr Bugradansteuerung. Diese erfolgt mittels eines Gestänges über die Seitenruderpedale. Die Ansteuerung ist schematisch auf der Skizze für das Steuerungssystem dargestellt.

Steuerungssystem Zur Steuerung des Flugzeugs um drei Achsen (Höhenruder, Querruder, Seitenruder) werden Seilzüge eingesetzt. So ist das System kostengünstig und kann mit vielen Gleichteilen (Umlenkrollen, Führungen, Anschlüsse) hergestellt werden. Der Steuerknüppel ist zentral zwischen den Beinen des Piloten angeordnet. Die Nulllage wird durch zwei Federn definiert, die in einer verschiebbaren Kulisse eingehängt sind. Dies ermöglicht eine Veränderung der Trimmung des Höhenleitwerks. Andere Steuerflächen wie bspw. Lande- oder Störklappen besitzt das Flugzeug nicht. Das Steuerungssystem inklusive der Anlenkung des Bugrads ist schematisch auf der beiliegenden Skizze dargestellt.

Triebwerk & Propeller Das Triebwerk ist ein VW-Derivat mit ca. 2,1 L Hubraum und mind. 76 PS. Es wird an einem aus Stahlrohr geschweißten Motorträger hängend befestigt. Die Installation eines Starters, einer Lichtmaschine, einer Ölpumpe und des Zündsystems sind vom Hersteller des Triebwerks bereits vorgesehen. Ein Zweiblatt-Holzpropeller mit bis zu 54 Zoll (137 cm) Durchmesser kann direkt am Motor befestigt werden, ohne dazwischengeschaltetes Getriebe. Die Vierzylinder-Boxer-Konfiguration ermöglicht eine Kühlluftführung unter der Cowling von den Lufteinlässen unmittelbar hinter der Propellerebene, vertikal über die Zylinder und am unteren, hinteren Ende der Cowling heraus. Die beiliegende Zeichnung stammt von Great Plains und stellt eine typische VW-Motor-Installation dar.

Treibstoffsystem Der Treibstoff ist in Tanks in der Tragfläche untergebracht. Da die Tragfläche direkt auf dem Cockpit aufliegt und von unten nicht bespannt werden muss, wird hier ein transparentes Rohr als optische Tankfüllstandsanzeige angebracht. Die Verschlüsse auf der Oberseite der

14

Tragfläche sind offen und übertragen im Flug den Staudruck auf den Tank. Durch die Schwerkraft und diesen Staudruck kann der Treibstoff ohne zusätzliche Pumpe gefördert werden. Der Treibstoffhahn ist am Instrumentenbrett angebracht. Zwischen Treibstoffhahn und Vergaser führt die Treibstoffleitung an die untere Kante des Brandschotts. Hier liegt der tiefste Punkt des Treibstoffsystems, um bei Bedarf Wasser, das sich im System gesammelt hat, ablassen zu können.

Drei-Seiten-Ansicht Eine Drei-Seiten-Ansicht mit den wichtigsten Abmessungen sowie eine isometrische Ansicht liegen bei.

Performance-Analyse

Massen Die Leermasse des Flugzeugs beträgt entsprechend der Vordimensionierung ca. 282 kg. Diese setzt sich aus folgenden Komponenten zusammen, deren Schwerpunktlage anhand der Drei-Seiten-Ansicht recht genau bekannt ist, und deren Masse anhand von Erfahrungswerten geschätzt wird (z.B. Raymer, 1992). Die einzelnen Komponenten sind in der folgenden Tabelle dargestellt.

Komponente Lage Schwerpunkt (m) Masse (kg) Antriebssystem 0,4 100

Pilot 1,7 60…115

Gepäck 2,2 0…25

Tragfläche 1,8 65

Rumpf inkl. Systeme 2,3 75

Höhenleitwerk 5,2 11

Seitenleitwerk 5,5 6

Fahrwerk 1,7 25

Treibstoff 1,8 0…42

Flugzeug leer 1,64 282 Flugzeug beladen 1,64…1,70 282…439 Der Schwerpunkt des leeren Flugzeugs liegt 1,64 m hinter der Bezugsebene (Vorderseite Propellernabe bei Verwendung eines gängigen VW-Motors). Der Pilot sitzt auf einem Sitz etwa im Schwerpunkt des Flugzeugs, sein Gewicht variiert zwischen 60 und 115 kg (90 kg bei voller Gepäckzuladung). Das Gepäck befindet sich hinter dem Piloten und darf bis zu 25 kg wiegen. Die Treibstofftanks sind in der Tragfläche untergebracht und fassen max. 42 kg Treibstoff. Der Schwerpunkt des beladenen Flugzeugs liegt zwischen 1,64 m und 1,70 m hinter der Bezugsebene. Die Einhüllende der möglichen Schwerpunktlagen bei verschiedenen Ladezuständen ist im Masse-Schwerpunkt-Diagramm dargestellt.

15

Masse-Schwerpunkt-Diagramm

Stabilität und Steuerbarkeit Um die Stabilität und Steuerbarkeit des Flugzeugs in der gewählten Konfiguration zu beurteilen, wird zunächst die Lage des Neutralpunkts, sowohl bei festgehaltenem als auch bei losgelassenem Höhenruder ermittelt. Dabei wird die Methode aus dem Skript Luftfahrttechnik (2009) verwendet.

Neutralpunkt, festgehaltenes Höhenruder

Bei festgehaltenem Höhenruder ist die gesamte Höhenleitwerksfläche wirksam zum Ausgleich der Nickmomente. Zunächst werden die Auftriebsgradienten der Tragfläche und des Höhenleitwerks in Abhängigkeit der Streckung berechnet

89,427

72

2

2' =

+⋅=

+ΛΛ= ππ

FAc

19,424

42

2

2' =

+⋅=

+ΛΛ= ππ

HAc

Der Abwindgradient, der am Höhenleitwerk wirkt, wird in Abhängigkeit der Streckung und

Zuspitzung der Tragfläche sowie der Lage des Höhenleitwerks auf etwa 3,0=

ααd

d w

geschätzt.

Der Neutralpunkt der Tragfläche liegt bei m 7,1=

FNPx. Das Staudruckverhältnis zwischen

Tragfläche und Höhenleitwerk wird auf 85,0=Hς geschätzt. Die Lage des Neutralpunkts

(relativ zum Neutralpunkt der Tragfläche) bei festgehaltenem Höhenruder ergibt sich somit zu

( )

( )m 29,0

3,0189,4

19,4

m 76,10

m 91,185,01

m 5,33,0189,4

19,4

m 76,10

m 91,185,0

1'

'1

1'

'

2

2

2

2

0

=−⋅+

⋅−⋅=

−+

−=∆

αας

αας

d

d

c

c

S

S

rd

d

c

c

S

S

xw

A

A

F

HH

w

A

A

F

HH

NP

F

H

F

H

0

50

100

150

200

250

300

350

400

450

1,63 1,64 1,65 1,66 1,67 1,68 1,69 1,70

Mas

se (

kg)

Schwerpunktlage (m)

16

Die Stabilitätsmarge gegenüber der hintersten zulässigen Schwerpunktlage von 1,75 m beträgt

somit 19% der mittleren Flügeltiefe.

Neutralpunkt, losgelassenes Höhenruder

Analog zum Verfahren für das feste Höhenruder wird bei losem Höhenruder nur die Fläche des festen Teils des Höhenleitwerks berücksichtigt, in diesem Fall die halbe Fläche

2m 96,0=HS . Für die Lage des Neutralpunkts ergibt sich

( )

( )m 15,0

3,0189,4

19,4

m 76,10

m ,96085,01

m 5,33,0189,4

19,4

m 76,10

m ,96085,0

1'

'1

1'

'

2

2

2

2

0

=−⋅+

⋅−⋅=

−+

−=∆

αας

αας

d

d

c

c

S

S

rd

d

c

c

S

S

xw

A

A

F

HH

w

A

A

F

HH

NP

F

H

F

H

Auch hier ist die Stabilitätsmarge von 8% der mittleren Flügeltiefe ausreichend.

Höhenruder

Das Kriterium für eine ausreichende Dimensionierung der Höhenruder ist die Einleitung des Strömungsabrisses bei vorderster Schwerpunktlage. Die vorderste Schwerpunktlage ist 1,6 m hinter der Bezugsebene. Bei einer Neutralpunktlage des Tragflügels von 1,7 m ergibt sich ein durch die Masse des Flugzeugs erzeugtes Nickmoment von 430 Nm nach vorne. Zusätzlich erzeugt der Tragflügel ein aerodynamisches Nickmoment von 217 Nm. Um dieses Moment auszugleichen, muss das Höhenleitwerk Abtrieb erzeugen, bei Stallgeschwindigkeit

entsprechend einem Auftriebsbeiwert von 34,0−=

HAc. Das das Höhenleitwerk fest mit dem

Flugzeug verbunden ist, erfährt es grundsätzlich ähnliche Anstellwinkeländerungen wie die Tragfläche. Diese hat bei Maximalauftrieb einen Anstellwinkel von ca. 16°. Für den Reiseflug

wird das Höhenleitwerk mit etwa °−= 2Hε gegenüber der Tragfläche angestellt. Mit einem

Abwindfaktor von 3,0=

ααd

d w

erfährt das Höhenleitwerk einen effektiven Anstellwinkel von

°= 2,9Heffα

, das entspricht einem Auftriebsbeiwert von 67,0

0=

HAc. Der Ruderausschlag

muss somit eine Änderung des Auftriebsbeiwerts von 01,1−=∆

HAc bewirken. Bei einer

relativen Rudertiefe von 0,5 und einem Ruderwirkungsbeiwert von 0,5 (siehe Skript

Luftfahrttechnik, 2009), ergibt sich ein Auftriebsbeiwertgradient von /rad71,1' −=HRHAc . Der

notwendige Ruderausschlag beträgt somit °= 35HRη .

Seitenruder

Das Seitenruder wird für eine Seitenwindlandung bei 30 km/h Seitenwind und hinterster Schwerpunktlage ausgelegt. Das Verfahren zur Berechnung des notwendigen Ruderausschlag entstammt Roskam (1987), Band VI, und soll hier nicht im Detail wiedergegeben werden. Grundsätzlich wird abgeschätzt, welches Giermoment der Rumpf erzeugt, das vom Seitenruder im Anflug ausgeglichen werden muss. Der Einfluss der Tragfläche ist hierbei vernachlässigbar. Das so ermittelte Moment beträgt 614 Nm bei einer Anfluggeschwindigkeit

17

von 101 km/h. Der notwendige Auftriebsbeiwert (bzw. in diesem Fall Seitenkraftbeiwert) des

Seitenleitwerks beträgt 34,0=

VAc. Rudertiefe und Ruderwirkungsbeiwert betragen hier

ebenfalls 0,5, aufgrund der geringeren Streckung des Seitenleitwerks ist der Auftriebsgradient

durch Seitenruderausschlag mit /rad29,1' −=

SRVAc geringer als beim Höhenleitwerk. Der

notwendige Seitenruderausschlag für diesen Fall beträgt °= 15SRη .

Querruder

Für die Auslegung der Querruder wird ein einfaches Rollgeschwindigkeitskriterium angesetzt.

Bei einer Anfluggeschwindigkeit von 101 km/h soll das Flugzeug innerhalb von 2 s einen

Rollwinkel von 45° umkehren können. Das Verfahren ist im Skript Lastannahmen (2001)

beschrieben. Dabei werden einerseits dass durch den Ruderausschlag hervorgerufene

Rollmoment und andererseits das entgegenwirkende Trägheitsmoment sowie die durch das

Rollen veränderte Anströmung berücksichtigt. Das Trägheitsmoment um die x-Achse des

Flugzeugs beträgt etwa 2mkg 455=xI . Die recht geringe relative Rudertiefe von 0,12 und

der somit höhere Ruderwirkungsbeiwert von 0,7 ergeben einen Auftriebsgradienten durch

Querruderausschlag von /rad90,1' −=QRac . Mittels Integration über die gesamte Spannweite

ergibt sich ein sogenannter Rollmomentenkoeffizient von 21400 Nm. Die Dämpfung des Rollens durch die veränderte Anströmung wird mit einem Rolldämpfungskoeffizienten beschrieben, der 7300 Nms beträgt. Aus der Trägheit und dem Dämpfungskoeffizienten ergibt sich die Zeitkonstante, mit der sich die Rollgeschwindigkeit entwickelt, sie beträgt lediglich 0,062 s, die Zeit bis zum Erreichen der maximalen Rollgeschwindigkeit ist also gegenüber den geforderten 2 s vernachlässigbar. Die gewünschte Rollgeschwindigkeit beträgt 90° in 2 s, somit 0,79 rad/s. Sie wird durch das Gleichgewicht aus Rollmoment durch Ruderausschlag und Dämpfung durch das Rollen selbst bestimmt und erlaubt somit die Ermittlung des notwendigen Ruderausschlags, in diesem Fall 15°.

Flugleistungen In diesem Abschnitt soll nochmal geprüft werden, ob mit den nun bekannten Eigenschaften des Flugzeugs die zu Beginn geforderten Leistungen erzielt werden können.

Stallgeschwindigkeit

Da durch die Landestreckenforderung eine niedrigere Flächenbelastung als zunächst angenommen erforderlich wurde, beträgt die Stallgeschwindigkeit bei ISA-Bedingungen nunmehr nur noch

km/h 78ˆm/s 6,214,1m 76,10kg/m 225,1

m/s 81,9kg 4392223

2

max

==⋅⋅

⋅⋅==A

S cS

gmV

ρ

Die Forderung von 83 km/h oder weniger als Stallgeschwindigkeit ist somit erfüllt.

18

Start- und Landestrecke

Die Flächenbelastung beträgt 2N/m 400 , das Leistungsgewicht N/kW 77 , und die Luftdichte

bei hoher Temperatur und in größerer Höhe nur noch 3kg/m 06,1=ρ . Da die Start- bzw.

Abhebegeschwindigkeit etwa 1,2 mal so hoch sein soll wie die Stallgeschwindigkeit, beträgt

der Auftriebsbeiwert in diesem Fall nur noch 97,02,1

4,1

2,1 22max === A

A

cc

LOF. Diese Werte

ergeben einen Startparameter von 3180006,1

225,1

97,0

1N/kW 77N/m 400 2 ≈⋅⋅⋅=STP . Das

entspricht einer Startstrecke über ein 15-m-Hindernis von ca. 300–350 m, die Forderung nach 400 m Startstrecke ist also erfüllt. Wie im Abschnitt zur Ermittlung des Entwurfsdiagramms schon dargestellt, entspricht die

Flächenbelastung von 2N/m 400 ziemlich genau der Forderung nach 400 m Landestrecke unter den oben erwähnten Bedingungen.

Bestes und steilstes Steigen

Um die Geschwindigkeiten für bestes und steilstes Steigen zu ermitteln, sollte die recht stark von der Fluggeschwindigkeit abhängige Effizienz des Propellers genauer berücksichtigt werden. Hierbei ist die Kennzahl des Fortschrittsgrads relevant, die das Verhältnis von Fluggeschwindigkeit und Umfangsgeschwindigkeit des Propellers beschreibt. Je nach Motor-Propeller-Kombination liegt das Optimum des Wirkungsgrads des Propellers bei einem Fortschrittsgrad von ca. 1 und beschreibt eine Parabel, die zu höheren und niedrigeren Geschwindigkeiten abfällt (David F. Rogers, 2010). Aufgrund der hohen Drehzahl der VW-Motoren und der folglich geringen Propellerdurchmesser wird der maximale Propellerwirkungsgrad mit 0,75 angenommen, erreicht bei einem Fortschrittsgrad von 1. Dies ergibt folgende Polare:

Die höchste Steiggeschwindigkeit (bestes Steigen) wird bei etwa km/h 100=YV erreicht und

beträgt fpm 900ˆm/s 5,4 ==VV . Das steilste Steigen ließe sich graphisch ermitteln, indem

man eine Tangente an die Polare durch den Ursprung des Diagramms legt. Der steilste

0,0

0,5

1,0

1,5

2,0

2,5

3,0

3,5

4,0

4,5

5,0

0 50 100 150 200

Ste

igge

schw

indi

gkei

t (m

/s)

Geschwindigkeit (km/h)

19

Steigwinkel wird somit bei der Stallgeschwindigkeit von km/h 78== SX VV erreicht und

beträgt °== 5,10185,0γ .

Höchst- und Reisegeschwindigkeit

Aus der Polare lässt sich ebenfalls die Höchstgeschwindigkeit im Horizontalflug ermitteln,

diese ist bei einer maximalen Steigfähigkeit von 0 m/s erreicht, dies ist bei km/h 183=HV der

Fall. Die Polare wird außerdem für eine Motorleistung von 75% der Maximalleistung, 42,0 kW, berechnet. Bei einer Geschwindigkeit von 161 km/h ist die erreichbare Steiggeschwindigkeit 0 m/s, die geforderte Reisegeschwindigkeit von 160 km/h wird also erreicht und kann dauerhaft beibehalten werden.

V-n-Diagramm

Das V-n-Diagramm wird nach der Bauvorschrift CS-VLA (2003) ermittelt. Die Geschwindigkeiten und Lastvielfache, sowohl für Manöver- als auch für Böenlasten, sind in

den Absätzen 333 bis 341 definiert. Die Stallgeschwindigkeit beträgt km/h 78=SV , die

Manövergeschwindigkeit für das maximale positive Lastvielfache von 8,3=An somit

km/h 152=AV , und für das maximale negative Lastvielfache von 5,1−=Gn beträgt sie

km/h 113=GV . Der maximale negative Auftriebsbeiwert wurde dabei mit 0,1min

−=Ac angenommen. Die Auslegungsreisegeschwindigkeit muss mindestens das 0,9-fache der

Höchstgeschwindigkeit im Horizontalflug betragen, somit km/h 165=CV . Die Auslegungshöchstgeschwindigkeit muss mindestens das 1,25-fache betragen und wird auf

km/h 206=DV festgelegt. Die Böenlastvielfache wurden entsprechend dem Absatz CS-VLA

341 berechnet und betragen 1,4=Cn , 9,2=Dn und für die negativen Böenlastvielfache

1,2−=Fn sowie 9,0−=En .

-3,0

-2,0

-1,0

0,0

1,0

2,0

3,0

4,0

5,0

0 50 100 150 200 250

Last

viel

fahc

es

Geschwindigkeit (km/h)

Manöver

Böen

Kombiniert

20

Diskussion Der vorliegende Entwurf zeigt ein einsitziges Flugzeug, das bezüglich Nutzlast und Reichweite gute Leistungen zeigt und alle Forderungen aus dem Lastenheft erfüllt. Durch die Verwendung eines günstigen Triebwerks und weniger, einfacher Systeme sowie einer einfachen Bauweise, die keine aufwändigen Werkzeuge oder Vorrichtungen erfordert, sollten sowohl Baukosten als auch Bauzeit relativ gering sein. Diese relativ „harten“ Fakten müssen jedoch der Attraktivität des Flugzeugs gegenübergestellt werden. Die „quadratisch-praktische“ äußere Form und der fehlende zweite Sitz könnten für eine geringere Akzeptanz bei potentiellen Selbstbauern sorgen. Daneben, und möglicherweise noch wichtiger, müssen die äußeren Randbedingungen des Flugzeugselbstbaus beachtet werden:

- Wie leicht ist das Material erhältlich? Bei wie vielen verschiedenen Anbietern muss ich dazu kaufen?

- Welche (Spezial-) Werkzeuge und Vorrichtungen sind notwendig? Wo sind diese erhältlich? Wie aufwändig sind diese herzustellen?

- Wie gut verständlich sind die Pläne und Bauanleitungen? Wer kann mir bei Problemen helfen, und wie lange muss ich auf Hilfe warten?

Erst wenn all diese Randbedingungen entsprechend gestaltet sind, wird aus einem einfachen Selbstbauflugzeug ein einfacher und erfolgreicher Flugzeugselbstbau.

Geschäftsmodell Ziel der OUV muss es sein, neben dem eigentlichen Flugzeug bzw. den Plänen, Anleitungen und ggf. Teilen dazu, auch diese Randbedingungen bereitzustellen, um einen einfachen und erfolgreichen Selbstbau zu ermöglichen. Um den Aufwand und etwaige anfallende Kosten besser beurteilen zu können, muss abgeschätzt werden, wie viele Arend S1 in den nächsten Jahren gebaut werden. Die erfolgreichsten Muster in Deutschland, z.B. die CH601 oder verschiedene Vans-Muster, wurden weniger als 20 Mal gebaut. Selbst wenn die S1 aufgrund des einfachen Baus und der geringen Kosten sehr erfolgreich sein sollte, kann man kaum von mehr als 25 Exemplaren ausgehen. Eine Übersetzung der Pläne und Anleitungen ins Englische und ggf. auch ins Französische könnte dazu führen, dass auch in Großbritannien, Frankreich und möglicherweise den Vereinigten Staaten weitere Exemplare entstehen. Trotzdem werde ich im Folgenden davon ausgehen, dass nur 25 Exemplare gebaut werden.

Entwicklung und Konstruktion Dieser Entwurf zeigt lediglich die grundlegenden Eigenschaften, die äußere Form sowie einige Konzepte zur Fertigung des Flugzeugs. Das heißt, dass eines oder mehrere Mitglieder der OUV mit der weiteren Entwicklung und Konstruktion des Flugzeugs betraut werden müssen. Hierbei ist Erfahrung mit den verwendeten Werkstoffen und Bauweisen unabdingbar. Die dabei notwendige Arbeit kann keinesfalls entgeltlich erfolgen, eine Aufwandsentschädigung für die Mitglieder sollte jedoch vorgesehen werden. Den Betrag schätze ich auf ca. 1000 EUR.

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Prototyp Sobald die Detailkonstruktion weitestgehend abgeschlossen ist, muss ein Prototyp entstehen. Dieser ist auch notwendig, um die Pläne und Bauanleitungen aufeinander abzustimmen und Fehler und Unklarheiten zu beseitigen. Die OUV muss dafür ein Mitglied finden, dass idealerweise bereits Erfahrung mit vernieteten Alurohren und Bespannung hat, sowie ausreichend Platz und Ausrüstung für den Bau des Prototypen besitzt. Der Erbauer des Prototypen sollte ebenfalls eine Aufwandsentschädigung von schätzungsweise 1000 EUR erhalten. Muss ein Raum angemietet werden, um das Flugzeug dort bauen zu können, muss die OUV ebenfalls diese Kosten von etwa 4000 EUR für ein Jahr Bauzeit tragen.

Plans-built oder Bausatz? Ein Eigenbauflugzeug kann grundsätzlich nach Bauplänen oder aus einem Bausatz entstehen, wobei die Bausätze sehr unterschiedliche Vorfertigungsgrade haben können:

- Der Verkäufer stellt nur die notwendige Menge der benötigten Materialien zur Verfügung („Materialsatz“).

- Rohre und Profile sind passend abgelängt, andere Teile wie z.B. Blechteile bereits zugeschnitten. Spezialteile wie Cowling und Windschutzscheibe sind vorgefertigt. Dies ist der übliche Vorfertigungsgrad eines „Bausatzes“.

- Einzelne Baugruppen sind bereits vorgefertigt und montiert, z.B. Holme, Rippen oder Steuerflächen. Dies sind sogenannte „Quickbuild“-Bausätze.

Es gilt nun, die Frage zu beantworten, in welcher Form die OUV die S1 anbieten will und kann.

Pläne

Pläne sowie eine Bauanleitung sollten unabhängig davon, ob das Flugzeug als „plans-built“ oder als Bausatz angeboten werden soll, aus o.g. Gründen eine sehr gute Qualität haben, ähnlich beispielsweise den Anleitungen von Van’s Aircraft. Diese müssen gemeinsam von den Konstrukteuren und dem Prototyperbauer ausgearbeitet werden. Die Vervielfältigung in geringer Auflage (Laserdruck s/w oder in Farbe) dürfte, ausgehend von Plänen für vergleichbare Flugzeuge, größenordnungsmäßig 200 EUR kosten. Die OUV kann diese Pläne dann mit einer geringen Marge weiterverkaufen. Der Vorteil von diesem Vertriebsmodell wäre, keinerlei Kapital einsetzen zu müssen, sehr schnell auf Bestellungen reagieren zu können, und unabhängig von der realisierten Stückzahl zu sein. Daneben müssen die Konstrukteure und der Prototyperbauer bereit sein, für Fragen der Selbstbauer zur Verfügung zu stehen und bei Problemen und Unklarheiten zu helfen.

Vermietung von Vorrichtungen oder Verkauf von Spezialteilen?

Auch für den Bau des einfachsten Flugzeugs werden gewisse Vorrichtungen benötigt. Dies sind bspw. Negativformen für die Einzelteile der Cowling oder eine Schablone zum Vernieten der Rohre. Diese Vorrichtungen müssten für einen Betrag von ca. 1000 EUR hergestellt werden. Diese würden auf die einzelnen gebauten Exemplare in Form einer Miete umgelegt werden. Der Vorteil ist, dass die Selbstbauer diese Vorrichtungen nicht selbst herzustellen

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brauchen und diese vor und nach dem Bau des jeweiligen Teiles keinen Platz wegzunehmen brauchen. Allerdings können sie sehr groß sein und beträchtliche Versandkosten verursachen. Außerdem stehen sie jeweils zeitgleich nur einem einzelnen Erbauer zur Verfügung. Dies führt voraussichtlich dazu, dass nicht alle Erbauer diese Möglichkeit der Miete in Anspruch nehmen würden. Es erscheint daher sinnvoller, bestimmte Teile wie Cowling oder Windschutzscheibe von einem OUV-Mitglied oder von einer Firma fertigen zu lassen und an die Selbstbauer weiter zu verkaufen. Hier müssen die o.g. Investitionen für Werkzeuge und Vorrichtungen getätigt werden und auf die einzelnen Bauteile umgelegt werden.

Materialsatz

Ein Materialsatz ist sicherlich eine geeignete und kostengünstige Methode, den Einstieg in den Bau des Flugzeugs zu vereinfachen. Allerdings erfordert dies einen nennenswerten Kapitaleinsatz für das Material und Arbeitseinsatz für Verwaltung und Versand, seitens der OUV, und verursacht dem Erbauer im Prinzip doppelte Versandkosten. Eine ähnliche Lösung wäre es, aktuelle Listen mit potentiellen Lieferanten, Artikelnummern und Mengen bereitzuhalten, regelmäßig zu pflegen, und dem Erbauer bei Bedarf zur Verfügung zu stellen. So hat dieser zwar einen geringen Mehraufwand für die Bestellung des Materials, insgesamt sind Aufwand und Kosten jedoch geringer.

Bausatz oder Quickbuild-Bausatz

Ein Bausatz, in welcher Form auch immer, erfordert in jedem Fall einen erheblichen Mehraufwand an Arbeit, entweder direkt beim Lieferanten für einzelne Materialien oder Teile, oder bei der Weiterverarbeitung durch die OUV. Dies führt unweigerlich zu stark steigenden Kosten, die den Gewinn an Bauzeit wahrscheinlich nicht rechtfertigen und einen Teil der potentiellen Selbstbauer abschrecken würden.

Geschäftsmodell: Informationen von der OUV, Material von außen Die OUV muss zunächst dafür sorgen, dass das Flugzeug fertig entwickelt und im Detail konstruiert wird. Durch den Bau des Prototypen ist eine gute Qualität der Pläne und Anleitungen gewährleistet, und es gibt ausreichend OUV-Mitglieder, die dem Selbstbauer mit Rat zur Seite stehen können. Außerdem wird eine aktuelle und vollständige Liste des benötigten Materials sowie der potentiellen Lieferanten bereitgestellt. Die OUV stellt somit alle zum Bau des Flugzeugs notwendigen Informationen aus einer Hand zur Verfügung und setzt die für einen erfolgreichen Selbstbau benötigten Randbedingungen. Jegliches Material und Werkzeug, das der Selbstbauer braucht, kann sich dieser anhand der von der OUV bereitgestellten Informationen ohne großen Aufwand selbst beschaffen. Dies gilt auch für Spezialteile, die von durch die OUV ausgewählten Herstellern geliefert werden können. Die für dieses Modell nach den obigen Abschätzungen notwendigen Investitionen betragen zwischen 3000 und 7000 EUR zuzüglich der Materialkosten für den Prototypen, insgesamt also ca. 20 000 EUR.

23

Fazit Ein Vertriebsmodell, dass die entstehenden Kosten bei der geringen zu erwartenden Stückzahl von 25 bis 50 gebauten Flugzeugen wieder erwirtschaftet, erscheint undenkbar, da ca. 400 bis 800 EUR auf die Selbstkosten von Plänen, Teilen oder Bausätzen aufgeschlagen werden müssten. Diese Mehrkosten sind bei einem Bausatz zwar vertretbar, dieser führt jedoch wiederum zu grundsätzlich höheren Kosten für den Selbstbauer. Hierdurch würde das Ziel des einfachen Einstiegs in den Flugzeugselbstbau torpediert. Dieses Ziel kann mit dem vorliegenden Entwurf eines einfachen Einsitzers durchaus erreicht werden, allerdings verlangt es hohe Investitionen, um neben dem eigentlichen Flugzeugtypen auch ein für den Selbstbaueinsteiger attraktives und günstiges Umfeld zu schaffen, so dass er nicht von der Größe des Projekts „Flugzeugselbstbau“ abgeschreckt wird. Es ist daher abzuwägen, ob man diese Investition wirklich tätigen möchte, oder lieber einen oder zwei bestehende Flugzeugtypen besonders fördert. Es gibt genug Muster auf dem Markt, für die gut ausgearbeitete Pläne und Anleitungen vorliegen, eine Versorgung mit Teilen sichergestellt ist und vor allem ein dichtes Netz an Erbauern vorhanden ist, die mit Rat und Tat zur Seite stehen können.

Oliver Arend, Göttingen im Januar 2012

Literatur CS-VLA (2003). Certification Specifications for Very Light Aeroplanes. European Aviation Safety Agency. Raymer, Daniel P. (2003): Simplified Aircraft Design for Homebuilders. Design Dimension Press. Voit-Nitschmann, Rudolf (2009): Einführung in die Luftfahrttechnik. Universität Stuttgart. Abbott, Ira H., von Doenhoff, Albert E., Stivers, Louis S. (1945): Summary of Airfoil Data. Report No. 824. National Advisory Committee for Aeronautics. Smith, Hubert C. (1992): The Illustrated Guide to Aerodynamics. Tab Books. Raymer, Daniel P. (1992): Aircraft Design. A Conceptual Approach. American Institute of Aeronautics and Astronautics. Roskam, Jan (1987): Airplane Design. Part VI: Preliminary Calculation of Aerodynamic, Thrust and Power Characteristics. Roskam Aviation and Engineering Corporation.

Muster Arend S1

Bauvorschrift CS-VLA, Stand 14. November 2003

Baumerkmale

Bauweise gemischtFlügelanordnung HochdeckerLeitwerksanordnung hintenLeitwerksform KreuzleitwerkFahrwerk DreibeinTriebwerksanordnung ZugSitzplätze 1

Abmessungen

Flügelspannweite 8,68 mFlügelfläche 10,76 m^2Länge 6,35 m

Ruderausschläge

Querruder 15°Seitenruder 20°Höhenruder 30°

Geschwindigkeiten

Höchstzulässige Geschwindigkeit 206 km/hGeschwindigkeit bei maximaler Leistung183 km/hManövergeschwindigkeit 152 km/hGeschwindigkeit schnellsten Steigens 101 km/h

dabei Steigrate 4,5 m/sGeschwindigkeit steilsten Steigens 78 km/hMindestgeschwindigkeit 78 km/h

Massen

Maximale Abflugmasse 439 kgLeermasse 282 kg

Schwerpunktbereich im Flug

Bezugsebene Vorderseite PropellernabeFlugzeuglage Brandschott senkrechtGrößte Vorlage 1,60 mGrößte Rücklage 1,75 m

Triebwerke und Propeller

Triebwerk Great Plains 2180ccHummel Engines 2180ccAerovee 2.1

Propeller Zweiblatt-Holzpropeller, 54" (137 cm) Durchmesser

Betriebsstoff

Kraftstoffsorte Ottokraftstoff, min. 95 ROZTankinhalt 42 Ldavon nicht ausfliegbar 2 L

Ausrüstung

FahrtmesserHöhenmesserKompassDrehzahlmesserÖldruckanzeigeÖltemperaturanzeigeTankanzeige

4.114" 4.114"

4.331"

4.126 "

3.898" 3.898"

(STD. TAPERED HUB)

4.114” 4.114”

Arend S1Maßstab ca. 1:4,8Quelle: Great Plains