OUV-Flugzeug-Design-Wettbewerb · das Konzept eines Eigenbagze es handelt, sondern dass ich, dass...

Wettbewerbsbeitrag eines zweisitzigen Flugzeuges,

OUV-Flugzeug-Design-Wettbewerb


zugelassen nach CS

Eingereicht von: Dominik Schmieg

Zamboninistraße 2580638 München

[email protected]

München,

Wettbewerb


zugelassen nach CS-VLA

Dominik Schmieg

Zamboninistraße 25 80638 München 089-45911988

[email protected]

München, Januar 2012

INHALTSVERZEICHNIS

© Dominik Schmieg

1

2

3

4

5

6

7

8

9

10

11

12

INHALTSVERZEICHNIS

EINFÜHRUNG

DATENBLATT

STATISTIK

NEUTRALPUNKT

SCHWERPUNKT

V-N-DIAGRAMM

FLUGLEISTUNGEN

TRUDELN

STRUKTUR

SYSTEME UND KABINE

GESCHÄFTSMODELL

ANHANG

© Dominik Schmieg

Vorbemerkung

Um den Wettbewerbsbeitrag „Twibitz“ richtig einordnen zu können muss man wissen, dass

es sich hierbei nicht nur um

bereits der Entwurf im „Eigenbau“ stattgefunden hat. Damit meine

sehr begrenzt waren: der Beitrag wurde von einer einzelnen, voll berufstätigen Person in

der Freizeit, und nur mit H

SketchUp) erstellt. Dies lässt sich an der Ausarbeitung durchaus erkennen. So fehlen

beispielsweise CAD-Zeichnungen oder gar FEM

– oder besser: Skizzen – wurden mi

Rechenverfahren zur Ermittlung der Flugleistungen, von Masse und Schwerpunkt,

Neutralpunkt/Längsstabilität

nachvollziehbare Ergebnisse mit

wesentlichen Quellen für diese Methoden werden

Ich denke, dass diese Ausarbeitung im Ergebnis trotz dieser einfachen und inzwischen

teilweise auch älteren Methoden sehr brauchbar und aussagekräf

dass es sich bei dieser Arbeit lediglich um die Ausarbeitung eines Konzepts eines kleinen

zweisitzigen Sportflugzeug handelt und keinesfalls um einen endgültigen, detaillierten

Entwurf.

Schließlich möchte ich noch erwähnen, dass

„Twin“ und „Kiebitz“ zusammensetzt. „Twin“ soll verdeutlichen, dass es sich um ein

zweisitziges Flugzeug handelt. Und der „Kiebitz“ verdeutlicht für mich die Freude und den

Spass am Fliegen.

München, im Januar 2012

Dominik Schmieg

EINFÜHRUNG


es sich hierbei nicht nur um das Konzept eines Eigenbauflugzeuges handelt, sondern dass

bereits der Entwurf im „Eigenbau“ stattgefunden hat. Damit meine ich, dass die Mittel dafür


der Freizeit, und nur mit Hilfe simpler Computerprogramme (MS Office

) erstellt. Dies lässt sich an der Ausarbeitung durchaus erkennen. So fehlen

Zeichnungen oder gar FEM- oder CFD-Berechnungen. Die Zeichnungen

wurden mit MS PowerPoint erstellt. Außerdem beruhen d


Neutralpunkt/Längsstabilität und des TDPF weitgehend auf Methoden, die brauchbare un

nachvollziehbare Ergebnisse mit einem geringen Zeitaufwand ermöglichen. Die

llen für diese Methoden werden im jeweiligen Kapitel genannt.


teilweise auch älteren Methoden sehr brauchbar und aussagekräftig ist. Dennoch ist klar,



noch erwähnen, dass es sich der Namen „Twibitz“ aus den Worten



Kapitel 1

- 1 -


eines Eigenbauflugzeuges handelt, sondern dass

, dass die Mittel dafür


ilfe simpler Computerprogramme (MS Office und Google

) erstellt. Dies lässt sich an der Ausarbeitung durchaus erkennen. So fehlen

Berechnungen. Die Zeichnungen

Außerdem beruhen die


weitgehend auf Methoden, die brauchbare und

n Zeitaufwand ermöglichen. Die

jeweiligen Kapitel genannt.


tig ist. Dennoch ist klar,



Namen „Twibitz“ aus den Worten



© Dominik Schmieg

Lastenheft und weshalb der

Die grundlegenden Rahmendaten und Anforderungen an dieses Flugzeug ergeben sich

durch die Forderungen der Wettbewerbsausschreibung. Dazu gehören

- Besondere Eignung für

der Herstellung)

- Gute bis sehr gut Flugeigenschaften bei ordentlichen Flugleistungen

Dieses Lastenheft wird durch meine eigenen Anforderungen an das Flugzeug ergänzt und

konkretisiert:

- Das Flugzeug soll nach CS

insbesondere wegen des geringen MTOM aus meiner Sicht nicht empfehlenswert.

Eine Zulassung nach CS

nicht notwendig, da CS

Hinblick auf das MTOM von 750 kg.

- Die Treibstofftanks sollen nach Möglichkeit vollständig in den Tragflächen

untergebracht sein, da es mir bei im Rumpf, hinter den sitzen installierten Sitzen

„kalt den Buckel runter läuft“. Im Crashfall könnte sich diese schwere Masse lösen

und Pilot und Passagier schwer verletzen. Würden die Tank

der Treibstoff zudem über die Besatzung ergießen. Dies ist zumindest meine

subjektive Meinung und B

- Die Tragflächen müssen auf einfache Art und Weise demontierbar sein. Dies

gegebenenfalls ebenso für das Höhenleitwerk. Dadurch soll sichergestellt werden,

dass das Flugzeug mit einem Autoanhänger transportiert werden kann, was den

Freizeitwert des Flugzeuges deutlich steigert. Für diesen Anhänger müssen die Maße

und Vorgaben der Straßenverkehrsordnung (

Hieraus ergeben sich wiederum die maximalen Abmessungen des Flugzeuges mit

demontierten Tragflächen und

weiteren Vorteil, dass sich das Flugzeug entweder im Anhänger oder auf kleiner

Fläche in einem Hangar unterbringen lässt, was zur Senkung der Unterhaltskosten

beiträgt. Nach der deutschen Straßenverkehrsordnung d

maximal 2,55 m breit und 4,00 m hoch sein. Der Twibitz weist daher bei

demontierten Flügel und Höhenleitwerk eine Breite von 2,40 m auf (

Flügelanschluss!).

Um das Demontieren so simpel wie möglich zu gestalten, sind außerdem die T

festen Flügelstummeln am Rumpf untergebracht und nicht in den abnehmbaren

Flügelhälften.

Ursprünglich wollte ich den Twibitz als Tiefdecker mit Side

konstruieren. Dies sieht beispielsweise im Stil der Van's

EINFÜHRUNG

Lastenheft und weshalb der Twibitz aussieht wie er aussieht


durch die Forderungen der Wettbewerbsausschreibung. Dazu gehören u.a.

Besondere Eignung für den Selbstbau (einfach, unkompliziert und kostengünstig in

Gute bis sehr gut Flugeigenschaften bei ordentlichen Flugleistungen


soll nach CS-VLA zugelassen werden. Eine Zulassung nach LTF


Eine Zulassung nach CS-23 ist dagegen für ein zweisitziges Flugzeug wie den Twibitz

nicht notwendig, da CS-VLA hier ausreichend Spielraum bietet. Dies gilt speziell im

Hinblick auf das MTOM von 750 kg.

Die Treibstofftanks sollen nach Möglichkeit vollständig in den Tragflächen


n Buckel runter läuft“. Im Crashfall könnte sich diese schwere Masse lösen

und Pilot und Passagier schwer verletzen. Würden die Tanks bersten, so würde sich


subjektive Meinung und Befürchtung.

Die Tragflächen müssen auf einfache Art und Weise demontierbar sein. Dies



des Flugzeuges deutlich steigert. Für diesen Anhänger müssen die Maße

und Vorgaben der Straßenverkehrsordnung (siehe Anhang) eingehalten werden.


demontierten Tragflächen und Höhenleitwerk. Die Demontierbarkeit hat den



Nach der deutschen Straßenverkehrsordnung darf ein Autoanhänger


demontierten Flügel und Höhenleitwerk eine Breite von 2,40 m auf (

Um das Demontieren so simpel wie möglich zu gestalten, sind außerdem die T


Ursprünglich wollte ich den Twibitz als Tiefdecker mit Side-by-Side-Anordnung der Sitze

konstruieren. Dies sieht beispielsweise im Stil der Van's-Modelle sehr sportlich aus. Es

Kapitel 1

- 2 -

wibitz aussieht wie er aussieht


u.a.:

den Selbstbau (einfach, unkompliziert und kostengünstig in

Gute bis sehr gut Flugeigenschaften bei ordentlichen Flugleistungen


VLA zugelassen werden. Eine Zulassung nach LTF-UL ist


23 ist dagegen für ein zweisitziges Flugzeug wie den Twibitz

ier ausreichend Spielraum bietet. Dies gilt speziell im

Die Treibstofftanks sollen nach Möglichkeit vollständig in den Tragflächen


n Buckel runter läuft“. Im Crashfall könnte sich diese schwere Masse lösen

bersten, so würde sich


Die Tragflächen müssen auf einfache Art und Weise demontierbar sein. Dies



des Flugzeuges deutlich steigert. Für diesen Anhänger müssen die Maße

) eingehalten werden.


Höhenleitwerk. Die Demontierbarkeit hat den



arf ein Autoanhänger


demontierten Flügel und Höhenleitwerk eine Breite von 2,40 m auf (ohne

Um das Demontieren so simpel wie möglich zu gestalten, sind außerdem die Tanks in den


Anordnung der Sitze

ehr sportlich aus. Es

© Dominik Schmieg

zeigte sich dann jedoch sehr schnell, dass in diesem Fall die Flügelstummel so klein werden

würden, dass sich darin keine Tanks vernünftiger Größe unterbringen ließen. Ich habe mich

daher für die Tandemanordnung der Sitze entschieden.

ich außerdem, das Flugzeug als Hochdecker auszulegen. Dies hat den großen Vorteil, dass

sowohl Pilot als auch Passagier eine optimale seitliche Sicht genießen können. Dies

entspricht dann ganz dem ursprünglichen Gedanken,

Genuss, Entspannung und Freude bereiten soll. Die Natur lässt sich so am besten genießen.

EINFÜHRUNG



daher für die Tandemanordnung der Sitze entschieden. In diesem Zusammenhang beschloss



entspricht dann ganz dem ursprünglichen Gedanken, dass das Fliegen mit dem Twibitz


Kapitel 1

- 3 -



In diesem Zusammenhang beschloss



dass das Fliegen mit dem Twibitz


© Dominik Schmieg

Entwickler Dipl.-Ing. (FH) Dominik SchmiegZamboninistraße 25 80638 München

Dreiseitenansicht

3155

3550

DATENBLATT

ominik Schmieg

7925

9500

800

2400

2400

Kapitel 2

- 1 -

© Dominik Schmieg

Bauweise Rumpf: Der Rumpf wird in

besteht dabei aus Aluminiumrohren. Die Spanten des Formgebungsgerüst bestehen aus Sperrholz und die Beplankung aus Sperrholz und Balsaholz, welches mit Glasgewebe überzogen wird.

Tragflügel: Der Tragflügel ist in Gemisch

aus AluminiumBeplankung besteht wie beim Rumpf aus Sperrholz und Balsaholz, welches mit Glasgewebe überzogen wird.

Leitwerk: Die Bauweise des Leitwe

DATENBLATT

Der Rumpf wird in Rohrgerüstbauweise erstellt. Das tragende Rohrgerüst besteht dabei aus Aluminiumrohren. Die Spanten des Formgebungsgerüst bestehen aus Sperrholz und die Beplankung aus Sperrholz und Balsaholz, welches mit Glasgewebe überzogen wird.

Der Tragflügel ist in Gemischtbauweise hergestellt. Die Holme bestehen dabei aus Aluminium-Rundrohren. Die Rippen werden aus Sperrholz erstellt. Die Beplankung besteht wie beim Rumpf aus Sperrholz und Balsaholz, welches mit Glasgewebe überzogen wird.

Die Bauweise des Leitwerks ist identisch mit der des Flügels

950

1400

1800

1800

Kapitel 2

- 2 -

erstellt. Das tragende Rohrgerüst besteht dabei aus Aluminiumrohren. Die Spanten des Formgebungsgerüst bestehen aus Sperrholz und die Beplankung aus Sperrholz und Balsaholz,

tbauweise hergestellt. Die Holme bestehen dabei Rundrohren. Die Rippen werden aus Sperrholz erstellt. Die

Beplankung besteht wie beim Rumpf aus Sperrholz und Balsaholz, welches

rks ist identisch mit der des Flügels.

3200

950

© Dominik Schmieg

Abmessungen Spannweite: Bezugsflügeltiefe lμ: Flügelfläche: Flügelstreckung Λ:

HLW-Spannweite: HLW-Fläche: Gesamtlänge: Gesamthöhe: Spurbreite:

Massen Leermasse: Max. Abflugmasse:

Flugleistungen (MSL, ISA, MTOM)Höchstgeschwindigkeit bei Max. Power:Höchstgeschwindigkeit bei Max. Cont. Power:Geschwindigkeit für bestes SteigenMax. Power: Geschwindigkeit für besten SteigwinkelMax. Power: Beste Steigrate bei Max. PowerÜberziehgeschwindigkeit mit/ohne Klappen:Startrollstrecke Beton/Rasen:Startstrecke über 15 m Beton/RasenLanderollstrecke: Landestrecke über 15 m :

Antrieb Motor: Propeller:

DATENBLATT

9,5 m 1,4 m 13,3 m2 6,79

3,2 m 3,04 m2 7,93 m 3,16 m/2,52 m 2,4 m

500 kg 750 kg

MSL, ISA, MTOM) Höchstgeschwindigkeit bei Max. Power: 107 kts Höchstgeschwindigkeit bei Max. Cont. Power: 101 kts

Steigen bei 60 kts

Geschwindigkeit für besten Steigwinkel bei 49 kts

Beste Steigrate bei Max. Power: 886 ft/min Überziehgeschwindigkeit mit/ohne Klappen: 40 kts/44 kts

: 211 m/224 m Beton/Rasen: 268 m/285 m

157 m 285 m

Rotax 912 S/ULS Verstellpropeller, ca. 1,95 m Durchmesser

Kapitel 2

- 3 -

Durchmesser

© Dominik Schmieg

Entwurfsangaben Bauvorschrift: Max. Lastvielfache: Bemessungsgrenzwerte (für MTOM) VA:

VC: VD:

Tragflügelprofil: Max. Auftriebsbeiwert clean: Max. Auftriebsbeiwert mit Flaps:Max. Klappenwinkel: Höhenleitwerksprofil:

Sonstiges Kraftstoffmenge ausfliegbar: Schwerpunktbereich Vorderste Grenze: Hinterste Grenze: Anzahl der Sitze:

DATENBLATT

CS-VLA +3,8/-1,5

(für MTOM): 86 kts 97 kts 121 kts Do A-5 1,75

Max. Auftriebsbeiwert mit Flaps: 2,13 40 ° vollsymmetrisch

100 l

19 % lμ 39 % lμ 2

Kapitel 2

- 4 -

© Dominik Schmieg

Statistik

Zu Beginn des Auslegungsprozess habe ich eine kleine Statistik verschiedener, dem Twibitz

ähnelnden Flugzeuge angefertigt. Auf diese Weise lassen sich sehr schnell vernünftige

Größen bestimmter Auslegungsparameter abschätzen. Die folgenden Tabellen zeigen diese

Statistik.

Tabellarische Darstellung

Allgemeine Daten und Massen

Zulassung

[-]

HB 207 JAR-VLA

Katana JAR-VLA

Aquila JAR-VLA

PA 38-112 FAR-23*

Van’s RV-6 FAR-23**

Piper Sport LSA

Cessna 152 FAR-23**

Cessna 162 LSA

Twibitz CS-VLA

* Normal-Kategorie

** Utility-Kategorie

∅-Propeller

[m]

HB 207 1,66

Katana 1,70

Aquila 1,75

PA 38-112 1,80

Van’s RV-6 1,85

Piper Sport 1,72

Cessna 152 1,75

Cessna 162 1,70

Twibitz 1,95

STATISTIK




Tabellarische Darstellung

Allgemeine Daten und Massen

Motor [-]

Bauweise [-]

VW-HB-2400 G/2 Gemischt

Rotax 912 Kunststoff

Rotax 912 Kunststoff

Lycoming O-235 Metall

Lycoming O-360-A1A Metall

Rotax 912 ULS Metall

Lycoming O-235-L2C Metall

Teledyne-O-200-D Metall

Rotax 912 ULS / S Gemischt

MTOM [kg]

EM [kg]

Tankinhalt ausfliegbar

750 498,5

730 520

750 512

757 512

862 522

600 345

757 490

599 378

750 500

Kapitel 3

- 1 -




Motorleistung P [PS]

106

80

84

112

180

99

110

100

100

Tankinhalt ausfliegbar [ℓ]

108

74

109

114

135

113

93

91

100

© Dominik Schmieg

Flügel- und Rumpfabmessungen

Rumpflänge

lR [m]

HB 207 5,95

Katana 7,17

Aquila 7,35

PA 38-112 7,04

Van’s RV-6 6,10

Piper Sport 6,50

Cessna 152 7,25

Cessna 162 6,73

Twibitz 7925

Bezugsflügeltiefe

lμ [m]

HB 207 1,08

Katana 1,09

Aquila 1,07

PA 38-112 1,16

Van’s RV-6 1,47

Piper Sport 1,47

Cessna 152 1,50

Cessna 162 1,25

Twibitz 1,40

Höhenleitwerk

HLW-Fläche

SH [m2]

HB 207 1,68

Katana 1,50

Aquila 2,00

PA 38-112 2,16

Van’s RV-6 2,20

Piper Sport 2,24

Cessna 152 2,95

Cessna 162 2,04

Twibitz 3,04

STATISTIK

und Rumpfabmessungen Spannweite

b [m] Halbspannweite

s [m] Flügelfläche

S [m2]

9,00 4,50 9,50

10,84 5,42 11,60

10,30 5,15 10,50

10,36 5,18 12,00

7,00 3,50 10,30

8,81 4,41 12,30

10,18 5,09 14,90

9,26 4,63 11,15

9,50 4,75 13,30

Bezugsflügeltiefe

Flügelprofil

[-]

Querruderlänge

bQ (sQ) [m]

Do A-5 mod. 1,22

WM FX 63-137/20

HOAC 1,66

HQ-XX mod. 1,71

GA(W)-1 Whitcomb 2,06

NACA 23013.5 1,22

??? 1,62

??? 2,77

??? 1,46

Do A-5 1,80

HLW-Tiefe innen lHi [m]

HLW-Tiefe außen lHa [m]

0,70 0,70

0,68 0,32

0,78 0,54

0,67 0,67

1,03 0,60

0,90 0,63

1,14 0,76

0,68 0,68

0,95 0,95

Kapitel 3

- 2 -

Flügeltiefe innen [m]

1,10

1,21

1,24

1,16

1,47

1,62

1,68

1,25

1,40

Querruderlänge Flügelstreckung

Λ [-]

8,53

10,13

10,10

8,94

4,76

6,31

6,96

7,69

6,79

HLW-Bezugstiefe lμH [m]

0,70

0,51

0,67

0,67

0,83

0,77

0,96

0,68

0,95

© Dominik Schmieg

HLW-Spannweite

bH [m]

HB 207 2,40

Katana 2,68

Aquila 3,00

PA 38-112 3,23

Van’s RV-6 2,69

Piper Sport 2,93

Cessna 152 3,10

Cessna 162 3,00

Twibitz 3,20

Kabinenmaße (ungefähr)

Kabinenhöhe

[m]

HB 207 0,98

Katana 1,10

Aquila 1,15

PA 38-112 1,30

Van’s RV-6 1,17

Piper Sport 1,00

Cessna 152 1,20

Cessna 162 1,20

Seitenleitwerk Zur die Dimensionierung des Seitenleitwerks wurde keine Statistik erstellt. Hier wurde

stattdessen auf gute Trudeleigenschaften geachtet. Das bedeutet, dass das Seitenleitwerk

derart in Relation zum Höhenleitwerk platziert werden muss, dass das Seitenleitw

während des Trudelns möglichst wenig vom Höhenleitwerk abgeschirmt wird, dass also ein

ausreichend großer TDPF vorliegt (

Außerdem habe ich mich an den Empfehlungen von Friedrich Müller

(Buch „Flugzeugentwurf“, TFT

STATISTIK

Spannweite [m]

HLW-Streckung ΛH [-]

Abstand 25%lHLW

3,43

4,79

4,50

4,83

3,29

3,83

3,26

4,41

3,37

Kabinenmaße (ungefähr) Kabinenhöhe

[m] Kabinenbreite

[m]

0,98 1,10

1,10 1,00

1,15 1,15

1,30 1,20

1,17 1,10

1,00 1,10

1,20 1,10

1,20 1,13

Zur die Dimensionierung des Seitenleitwerks wurde keine Statistik erstellt. Hier wurde


derart in Relation zum Höhenleitwerk platziert werden muss, dass das Seitenleitw


ausreichend großer TDPF vorliegt (siehe Kapitel 8).


„Flugzeugentwurf“, TFT-Verlag) orientiert.

Kapitel 3

- 3 -

Abstand 25%-Punkte TRF-HLW

HLW [m]

3,50

3,90

4,20

4,60

3,20

3,80

4,03

3,65

4,70

Kabinenlänge [m]

1,40

1,40

1,60

1,80

1,50

1,50

1,40

1,50

Zur die Dimensionierung des Seitenleitwerks wurde keine Statistik erstellt. Hier wurde


derart in Relation zum Höhenleitwerk platziert werden muss, dass das Seitenleitwerk



© Dominik Schmieg

Abstand 25%-Punkt TRF-NP SLW

SLW-Tiefe oben

SLW-Tiefe unten

SLW-Zuspitzung

Bezugsseitenleitwerkstiefe

Rudertiefe

SLW-Höhe

SLW-Fläche

Relative Leitwerksfläche

Streckung

Relativer Hebelarm

SLW-Volumen

Grafische Darstellung

0,0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0,8

HB 207 Katana

[-]

STATISTIK

Twibitz

NP SLW rS [m] 4,04

lSo [m] 0,90

lSu [m] 1,25

λ [-] 0,72

lμS [m] 1,08

lRS [m] 0,60

bS [m] 1,60

SS [m2] 1,72

SS/S [-] 0,13

bS2/SS [-] 1,49

rS/b/2 [-] 0,21

(SS∙rS)/(S∙b/2) [-] 0,11

Grafische Darstellung

Aquila PA 38-112

Van's RV-6

Piper Sport

Cessna 152

EM/MTOM

Kapitel 3

- 4 -

Empfehlung

4,04

0,90

1,25

0,72

1,08

0,60

1,60

1,72

0,13 0,08 - 0,13

1,49 1,00 - 1,60

0,21 0,70 - 1,00

0,11 0,06 - 0,11

Cessna 162

Twibitz

© Dominik Schmieg

Spannweitenbelastung = Maximale Abflugmasse/Spannweite

Die Spannweitenbelastung ist ein Indikator für den induzierten Widerstand. Da der

induzierte Widerstand mit abnehmender Geschwindigkeit zunimmt, deutet eine

geringe Spannweitenbelastung auch

an und ist zudem ein gewisser Hinweis auf ordentliche Steigraten.

0

2

4

6

8

10

12

14

16

18

20

HB 207 Katana Aquila

[kg/m

2]

Spannweitenbelastung MTOM/b

0

1

2

3

4

5

6

7

8

9

10


[kg/P

S]

STATISTIK

Spannweitenbelastung = Maximale Abflugmasse/Spannweite2 (MTOM/b



geringe Spannweitenbelastung auch eine geringe mögliche Minimalgeschwindigkeit

an und ist zudem ein gewisser Hinweis auf ordentliche Steigraten.

Aquila PA 38-112

Van's RV-6

Piper Sport

Cessna 152

Spannweitenbelastung MTOM/b2

Aquila PA 38-112

Van's RV-6

Piper Sport

Cessna 152

Leistungsbelastung MTOM/P

Kapitel 3

- 5 -

(MTOM/b2)



eine geringe mögliche Minimalgeschwindigkeit

Cessna 162

Twibitz

Cessna 162

Twibitz

© Dominik Schmieg

Spezifische Leistung = Motorleistung/Maximale Abflugmasse (P/MTOM)

Bei einer hohen spezifischen Leistung, also bei einer hohen Motor

Verhältnis zur Abflugmasse, wird das Flugzeug schneller beschleunigen können als bei

einer geringen spezifischen Leistung. Daher wird mit steigender spezifischer Leistung

auch die erforderliche Startstrecke abnehmen. Außerdem ist eine hohe spez

Leistung ein wichtiger Parameter um hohe Steigraten sowie hohe

Maximalgeschwindigkeiten zu erreichen.

Flächenleistung = Motorleistung/Flügelfläche (P/S)

Durch diesen Kennwert

Reibungswiderstand ausgedrückt, da bei höheren Geschwindigkeiten der induzierte

0,00

0,05

0,10

0,15

0,20

0,25

HB 207 Katana

[PS

/kg]

Spezifische Leistung P/MTOM

0,00

2,00

4,00

6,00

8,00

10,00

12,00

14,00

16,00

18,00

20,00

HB 207 Katana

[PS

/m2]

STATISTIK


Bei einer hohen spezifischen Leistung, also bei einer hohen Motor



auch die erforderliche Startstrecke abnehmen. Außerdem ist eine hohe spez


Maximalgeschwindigkeiten zu erreichen.

Flächenleistung = Motorleistung/Flügelfläche (P/S)

Durch diesen Kennwert wird im Grunde das Verhältnis von Schub zu


Aquila PA 38-112

Van's RV-6

Piper Sport

Cessna 152

Spezifische Leistung P/MTOM

Aquila PA 38-112

Van's RV-6

Piper Sport

Cessna 152

Flächenleistung P/S

Kapitel 3

- 6 -


Bei einer hohen spezifischen Leistung, also bei einer hohen Motorleistung im



auch die erforderliche Startstrecke abnehmen. Außerdem ist eine hohe spezifische


wird im Grunde das Verhältnis von Schub zu


Cessna 162

Twibitz

Cessna 162

Twibitz

© Dominik Schmieg

Widerstand gering ist. Eine kleine Flächenleistung spricht daher auch für eine geringe

maximale Fluggeschwindigkeit.

Flächenbelastung = Maximale Abflugmasse/Flügelfläche (MTOM/S)

Eine geringe Flächenbelastung trägt zu einer geringen möglichen

Minimalgeschwindigkeit und somit auch zu geringen Start

Wegen einer geringeren kinetischen Energie erhöhte eine

auch die Sicherheit bei Start und Landung. Andererseits ermöglicht eine geringe

Flächenbelastung keine hohen Fluggeschwindigkeiten.

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90


[kg/m

2]

0,00

0,10

0,20

0,30

0,40

0,50

0,60

HB 207 Katana

[-]

Relative Querruderspannweite b

STATISTIK


maximale Fluggeschwindigkeit.

tung = Maximale Abflugmasse/Flügelfläche (MTOM/S)


Minimalgeschwindigkeit und somit auch zu geringen Start- und Landestrecken bei.

Wegen einer geringeren kinetischen Energie erhöhte eine geringe Flächenbelastung


Flächenbelastung keine hohen Fluggeschwindigkeiten.

Aquila PA 38-112

Van's RV-6

Piper Sport

Cessna 152

max. Flächenbelastung MTOM/S

Aquila PA 38-112

Van's RV-6

Piper Sport

Cessna 152

Relative Querruderspannweite bQ/s

Kapitel 3

- 7 -


tung = Maximale Abflugmasse/Flügelfläche (MTOM/S)


und Landestrecken bei.

geringe Flächenbelastung


Cessna 162

Twibitz

Cessna 162

Twibitz

© Dominik Schmieg

0,00

0,05

0,10

0,15

0,20

0,25

HB 207 Katana

[-]

Relative Höhenleitwerksfläche S

0,00

0,50

1,00

1,50

2,00

2,50

3,00

3,50

4,00

4,50

HB 207 Katana

[-]

STATISTIK

Aquila PA 38-112

Van's RV-6

Piper Sport

Cessna 152

Relative Höhenleitwerksfläche SH/S

Aquila PA 38-112

Van's RV-6

Piper Sport

Cessna 152

Höhenleitwerkshebelarm lHLW/lµ

Kapitel 3

- 8 -

Cessna 162

Twibitz

Cessna 162

Twibitz

© Dominik Schmieg

Höhenleitwerksvolumen = Relative Höhenleitwerksfläche/Höhenleitwerkshebelarm(SH/S)(lHLW/lµ)

Das Höhenleitwerksvolumen ergibt sich aus der Multiplikation von relativer

Höhenleitwerksfläche und Höhenleitwerkshebelarm. Ein ausreichend großes

Höhenleitwerksvolumen ist im Hinblick auf die notwendige Längsstabilität des Flugzeuges

entscheidend.

Da beim Twibitz die beiden Sitze hintereinander angeordnet sind, wird der Schwerpunkt je

nach Beladung und Anzahl der Insaßen stark wandern. Aus diesem Grund muss das

Flugzeug für einen breiten Schwerpunktsbereich freigegeben werden müssen. U

Steuerbarkeit bei vorderer Schwerpunktslage und die Stabilität bei hinterer

Schwerpunktslage zu gewährleisten, wurde beim Twibitz daher ganz besonders auf ein

großes Höhenleitwerksvolumen geachtet.

Bemerkung:

Ein großes Leitwerksvolumen ist bei Flu

außerdem notwendig, um die Steuerbarkeit auch bei geringen Fluggeschwindigkeiten zu

ermöglichen. Dies gilt für das Höhen

erwähnt ist das Höhenleitwerksvolumen

Längssteuerbarkeit sehr gut sein dürfte

wird. Das Seitenleitwerksvolumen

Querruderspannweite liegt im oberen Mittelfeld der untersuch

geringen zu erwartenden Trägheitsmomente um die Längsachse, welche insbesondere auf

die rumpfnahen Tanks und die geringe Flügelmasse wegen der abgestrebten Bauweise

zurückzuführen sind, dürfte die Größe der Querruder beim Twibit

0,0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0,8

0,9

HB 207 Katana

[-]

Höhenleitwerksvolumen (S

STATISTIK

Höhenleitwerksvolumen = Relative Höhenleitwerksfläche/Höhenleitwerkshebelarm






Flugzeug für einen breiten Schwerpunktsbereich freigegeben werden müssen. U



großes Höhenleitwerksvolumen geachtet.

Ein großes Leitwerksvolumen ist bei Flugzeugen mit geringer Minimalgeschwindigkeit


ermöglichen. Dies gilt für das Höhen- und Seitenleitwerk ebenso wie für die Querruder. Wie

erwähnt ist das Höhenleitwerksvolumen beim Twibitz sehr groß, womit die

Längssteuerbarkeit sehr gut sein dürfte und ein großer Schwerpunktbereich ermöglicht

svolumen liegt im empfohlenen Bereich.

Querruderspannweite liegt im oberen Mittelfeld der untersuchten Flugzeuge. Aufgrund der



zurückzuführen sind, dürfte die Größe der Querruder beim Twibitz ausreichend sein.

Aquila PA 38-112

Van's RV-6

Piper Sport

Cessna 152

Höhenleitwerksvolumen (SH/S)(lHLW/lµ)

Kapitel 3

- 9 -

Höhenleitwerksvolumen = Relative Höhenleitwerksfläche/Höhenleitwerkshebelarm






Flugzeug für einen breiten Schwerpunktsbereich freigegeben werden müssen. Um die



gzeugen mit geringer Minimalgeschwindigkeit


und Seitenleitwerk ebenso wie für die Querruder. Wie

beim Twibitz sehr groß, womit die

und ein großer Schwerpunktbereich ermöglicht

liegt im empfohlenen Bereich. Die relative

ten Flugzeuge. Aufgrund der



z ausreichend sein.

Cessna 162

Twibitz

© Dominik Schmieg

Vorgehensweise

Der Neutralpunkt eines Flugzeuges lässt sich mit verschiedenen Methoden berechnen. Diese Methoden sind unterschiedlich genau im Ergebnis und erfordern daher auch unterschiedliche Eingangsgrößen. Diese Eingangsgrößen sind zu Beginn des Flugzeugentwurfes nicht immer bekannt.Ich habe mich in dieser Ausarbeitung auf eine recht einfache Methode zur Bestimmung des Neutralpunktes beschränkt. Grund hierfür ist einerseits Verfügung stand. Andererseits und insbesondere aber auch die Tatsache, dass mir beispielsweise der Momentenbezugspunkt des Dodes Verlaufs des Momentenbeiwerts cAus diesem Grund habe ich auf den Flugzeugich im Rahmen meiner Diplomarbeit im Flugversuch bestimmt habe. Diesen FlugzeugNeutralpunkt habe ich auf den TragflächenDiese Lage des Tragflächen-Neutralpunkts habe ich dann für den Twibitz übernommen. Da die HB 207 ebenso wie der Twibitz mit dem Dovollsymmetrischen Höhenleitwerksprofil ausgestattet ist, ist dies azumindest näherungsweise –bzw. des Profils zu bestimmen. Ausgehend vom Tragflächenich in einem weiteren Schritt den Flugzeugsowie mit losem Ruder bestimmt.

Neutralpunkt der Tragfläche

Der Neutralpunkt des gesamten Flugzeuges liegt bei der HBbei 39 % lμ. Rechnet man diesen Neutralpunkt mit Hilfe einiger geometrischer Grden unten angegebenen Formeln sowie einem abgeschätzten Einfluss des Rumpfes in den Neutralpunkt der Tragfläche mit DoTragflächen- (bzw. Profil-) Neutralpunkt Do ADiesen Wert habe ich für den TwibitzBezugsflügeltiefe Tragflächen- (bzw. Profil-) Neutralpunkt

NEUTRALPUNKT

Der Neutralpunkt eines Flugzeuges lässt sich mit verschiedenen Methoden berechnen. Diese Methoden sind unterschiedlich genau im Ergebnis und erfordern daher auch unterschiedliche Eingangsgrößen. Diese Eingangsgrößen sind zu Beginn des Flugzeugentwurfes nicht immer bekannt. Ich habe mich in dieser Ausarbeitung auf eine recht einfache Methode zur Bestimmung des Neutralpunktes beschränkt. Grund hierfür ist einerseits die eingeschränkte Zeit, die mir zur Verfügung stand. Andererseits und insbesondere aber auch die Tatsache, dass mir beispielsweise der Momentenbezugspunkt des Do A-5 Profils nicht bekannt ist und die Skala des Verlaufs des Momentenbeiwerts cm unvollständig ist (siehe Anhang).Aus diesem Grund habe ich auf den Flugzeug-Neutralpunkt der HB 207 zurückgegriffen, den ich im Rahmen meiner Diplomarbeit im Flugversuch bestimmt habe. Diesen FlugzeugNeutralpunkt habe ich auf den Tragflächen- (bzw. Profil-) Neutralpunkt zurückgerechnet.

Neutralpunkts habe ich dann für den Twibitz übernommen. Da 207 ebenso wie der Twibitz mit dem Do A-5 Tragflächenprofil und mit einem

vollsymmetrischen Höhenleitwerksprofil ausgestattet ist, ist dies aus meiner Sicht – eine legitime Methode, um den Neutralpunkt der Tragfläche

bzw. des Profils zu bestimmen. Ausgehend vom Tragflächen- bzw. Profil-ich in einem weiteren Schritt den Flugzeug-Neutralpunkt des Twibitz mit festem Ruder sowie mit losem Ruder bestimmt.

Neutralpunkt der Tragfläche

Der Neutralpunkt des gesamten Flugzeuges liegt bei der HB 207 in Reiseflugkonfiguration lμ. Rechnet man diesen Neutralpunkt mit Hilfe einiger geometrischer Gr

den unten angegebenen Formeln sowie einem abgeschätzten Einfluss des Rumpfes in den Neutralpunkt der Tragfläche mit Do A-5 Profil um, so erhält man als Ergebnis

) Neutralpunkt Do A-5 NPTRF_Do A-5 : 20 % lμ r den Twibitz-Flügel übernommen. Für den Twibitz gilt daher:

lμ = 1400 mm ) Neutralpunkt NPTRF_Do A-5 = 280 mm (ab Flügelvorderkante)

Kapitel 4

- 1 -

Der Neutralpunkt eines Flugzeuges lässt sich mit verschiedenen Methoden berechnen. Diese Methoden sind unterschiedlich genau im Ergebnis und erfordern daher auch unterschiedliche Eingangsgrößen. Diese Eingangsgrößen sind zu Beginn des

Ich habe mich in dieser Ausarbeitung auf eine recht einfache Methode zur Bestimmung des die eingeschränkte Zeit, die mir zur

Verfügung stand. Andererseits und insbesondere aber auch die Tatsache, dass mir Profils nicht bekannt ist und die Skala

). 207 zurückgegriffen, den

ich im Rahmen meiner Diplomarbeit im Flugversuch bestimmt habe. Diesen Flugzeug-unkt zurückgerechnet.

Neutralpunkts habe ich dann für den Twibitz übernommen. Da 5 Tragflächenprofil und mit einem

us meiner Sicht – eine legitime Methode, um den Neutralpunkt der Tragfläche

-Neutralpunkt habe tz mit festem Ruder

207 in Reiseflugkonfiguration lμ. Rechnet man diesen Neutralpunkt mit Hilfe einiger geometrischer Größen und

den unten angegebenen Formeln sowie einem abgeschätzten Einfluss des Rumpfes in den 5 Profil um, so erhält man als Ergebnis

Flügel übernommen. Für den Twibitz gilt daher:

mm (ab Flügelvorderkante)

© Dominik Schmieg

Neutralpunkt Gesamtflugzeug

Neutralpunkt bei festem Ruder

Den Neutralpunkt bei festem Ruder habe ich nach einer bei Friedrich Müller („Flugzeugentwurf“) beschriebenen Methode berechnet. Beim Ergebnis handelt es sich allerdings genaugenommen um den Neutralpunkt der Flügel(ohne Einfluss von Rumpf, Fahrwerk etc.).Die folgenden geometrischen Größen kommen hierbei zum Tragen, wobei Betrag, den der Neutralpunkt des Flügels durch den Einfluss des Höhenleitwerks nach hinten wandert, gesucht ist.

l

NPTRF_Do A-5 = 20 % lµ = 280

NEUTRALPUNKT

Neutralpunkt Gesamtflugzeug

Neutralpunkt bei festem Ruder

Den Neutralpunkt bei festem Ruder habe ich nach einer bei Friedrich Müller („Flugzeugentwurf“) beschriebenen Methode berechnet. Beim Ergebnis handelt es sich allerdings genaugenommen um den Neutralpunkt der Flügel-Höhenleitwer(ohne Einfluss von Rumpf, Fahrwerk etc.). Die folgenden geometrischen Größen kommen hierbei zum Tragen, wobei Betrag, den der Neutralpunkt des Flügels durch den Einfluss des Höhenleitwerks nach

lµTRF = 1400

lµHLW = 950

lµHLW/4 = 238

∆XN

(rH)N = 4585

STRF, FTRF, ΛTRF

Kapitel 4

- 2 -

Den Neutralpunkt bei festem Ruder habe ich nach einer bei Friedrich Müller („Flugzeugentwurf“) beschriebenen Methode berechnet. Beim Ergebnis handelt es sich

Höhenleitwerk-Kombination

Die folgenden geometrischen Größen kommen hierbei zum Tragen, wobei ΔXN, also der Betrag, den der Neutralpunkt des Flügels durch den Einfluss des Höhenleitwerks nach

= 950

/4 = 238

SHLW, FHLW, ΛHLW

© Dominik Schmieg

Es gilt: ΛTRF = 6,79 S = 13,3 m2

FJKL, FMNO = Λ√ΛQ R 4

FJKL = 6,79S6,79Q R 4 R

FMNO = 3,37S3,37Q R 4 R

∆XU = (rM)U ∙ FJKL1 R FJKL∆WX = 0,41 m

Damit ergibt sich der Flügel-Höhenleitwerk

NPJYZ[Z\]_L^_\^_ K`a^b =NPJYZ[Z\]_L^_\^_ K`a^b =

NEUTRALPUNKT

ΛHLW = 3,37 SHLW = 3,04 m2

4 R 2

R 2 = 0,748

R 2 = 0,569

∙ FMNO ∙ SMNOSJKL ∙ FMNO ∙ SMNOS

= 4,585 m ∙ 0,748 ∙ 01 R 0,748

Höhenleitwerk-Neutralpunkt bei festem Ruder zu NPJKL_cdefg R ∆XU = 0,28 m R 0,41 m 0,69 m = 49 % lμ (von Flügelvorderkante gemessen)

Kapitel 4

- 3 -

0,569 ∙ 3,04 mQ13,3 mQ∙ 0,569 ∙ 3,04 mQ13,3 mQ

Neutralpunkt bei festem Ruder zu

(von Flügelvorderkante gemessen)

© Dominik Schmieg

Neutralpunkt bei losem Ruder

Der Neutralpunkt bei losem Ruder liegt etwas vor dem bei festem Ruder, da das Ruder bei losgelassenem Zustand „auswehen“ kann. Die hier verwendete Methode ist bei Prof. Kloster, Skript „Flugmechanik“, beschrieben.Der Neutralpunkt bei losem Ruder ergibt sich zu:

hijklmnmop_qrsts uvwtxyz {qrst = h

Die Größen τ, crαH und crη können mit den folgenden Diagrammen bestimmt werden. Diese beruhen wiederum auf Messungen.

0,000

0,005

0,010

0,015

0,020

0,025

0,030

0,2 0,3

-cr α

H

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0,0 0,2

-cr η

NEUTRALPUNKT

Neutralpunkt bei losem Ruder

Der Neutralpunkt bei losem Ruder liegt etwas vor dem bei festem Ruder, da das Ruder bei losgelassenem Zustand „auswehen“ kann. Die hier verwendete Methode ist bei Prof. Kloster, Skript „Flugmechanik“, beschrieben.

punkt bei losem Ruder ergibt sich zu: hijklmnmop_tsots uvwtxyz {tso ∙ 1 ∙

können mit den folgenden Diagrammen bestimmt werden. Diese beruhen wiederum auf Messungen.

0,4 0,5 0,6 0,7 0,8

r(H)N / lµH

-crαH über r(H)N / lµH

0,4 0,6 0,8

r(H)N / lµH

-crη über r(H)N / lµH

Kapitel 4

- 4 -

Der Neutralpunkt bei losem Ruder liegt etwas vor dem bei festem Ruder, da das Ruder bei losgelassenem Zustand „auswehen“ kann. Die hier verwendete Methode ist bei Prof. Kloster,

können mit den folgenden Diagrammen bestimmt werden. Diese

0,9 1,0

0,8 1,0

© Dominik Schmieg

Für den Twibitz gilt: ()Xyz =

4,585 0,95 = 4,8

= 0,0125 = 0,31 = 0,8

hijklmnmop_qrsts uvwtxyz {qrst = ijklmnmop_qrsts uvwtx = 1,4

Der Neutralpunkt des gesamten Flugzeuges wandert im Vergleich zu dem der FlügelLeitwerkkombination meist etwasdes Rumpfes und des Propellerstrahles zurückzuführen. Beim Twibitz dass die oben berechneten Neutralpunkte der Flügelreduziert werden müssen, um die In der folgenden Tabelle sind die Neutralpunkte zusammengefasst.

Festes Ruder Loses Ruder

0,0

0,2

0,4

0,6

0,8

1,0

0,0 0,2

τ =

∂αH/∂

ηNEUTRALPUNKT

{ = h0,69 1,4 {tso ∙ 1 0,8 ∙ 0,0125

0,31 = 0,4929

∙ 0,477 = 0,67 = 48 % yz Der Neutralpunkt des gesamten Flugzeuges wandert im Vergleich zu dem der FlügelLeitwerkkombination meist etwas nach vorne. Dies ist u.a. auf den destabilisierenden Effekt des Rumpfes und des Propellerstrahles zurückzuführen. Beim Twibitz wurde angenommen, dass die oben berechneten Neutralpunkte der Flügel-Leitwerkkombination um 4 % reduziert werden müssen, um die Neutralpunkte des Gesamtflugzeuges zu erhalten.In der folgenden Tabelle sind die Neutralpunkte zusammengefasst.

Flügel-Leitwerkkombination Gesamtflugzeug0,69 m / 49 % lμ 0,63 m / 45 % lμ0,67 m / 48 % lμ 0,61 m / 44 % lμ

0,4 0,6 0,8

r(H)N / lµH

τ über r(H)N / lµH

Kapitel 4

- 5 -

4929 ∙ 0,968 = 0,477

Der Neutralpunkt des gesamten Flugzeuges wandert im Vergleich zu dem der Flügel-auf den destabilisierenden Effekt

wurde angenommen, Leitwerkkombination um 4 %

Neutralpunkte des Gesamtflugzeuges zu erhalten.

Gesamtflugzeug m / 45 % lμ m / 44 % lμ

0,8 1,0

© Dominik Schmieg

Vorgehensweise

Die Bestimmung von Masse und Schwerpunkt scheint im ersten Moment ein relativ simples

Unterthema im Flugzeugentwurf zu sein. Es wird jedoch schnell klar, dass dem nicht so und die Bestimmung der Masse und des Schwerpunktes eine sehr aufwändige Angelegenheit werden kann. Es leuchtet ein, dass die Ergebnisse umso exakter werden, je genauer der Entwurf steht und Materialien, Konstruktionsdetails, Bauweise sowie die verwendeten Untersysteme bekannt sind.

Eine zu Beginn des Entwurfs recht übliche und im Ergebnis durchaus aussagekräftige Methode ist die Ermittlung der Masse und des Schwerpunktes aufgrund statistischer Werte von Einzelmassen und Einzelschwerpunkten. Diese MethodTwibitz angewendet.

SCHWERPUNKT


Unterthema im Flugzeugentwurf zu sein. Es wird jedoch schnell klar, dass dem nicht so und die Bestimmung der Masse und des Schwerpunktes eine sehr aufwändige Angelegenheit werden kann. Es leuchtet ein, dass die Ergebnisse umso exakter werden, je genauer der Entwurf steht und Materialien, Konstruktionsdetails, Bauweise sowie die

ten Untersysteme bekannt sind.

Eine zu Beginn des Entwurfs recht übliche und im Ergebnis durchaus aussagekräftige Methode ist die Ermittlung der Masse und des Schwerpunktes aufgrund statistischer Werte von Einzelmassen und Einzelschwerpunkten. Diese Methode habe ich daher auch beim

Kapitel 5

- 1 -


Unterthema im Flugzeugentwurf zu sein. Es wird jedoch schnell klar, dass dem nicht so ist und die Bestimmung der Masse und des Schwerpunktes eine sehr aufwändige Angelegenheit werden kann. Es leuchtet ein, dass die Ergebnisse umso exakter werden, je genauer der Entwurf steht und Materialien, Konstruktionsdetails, Bauweise sowie die

Eine zu Beginn des Entwurfs recht übliche und im Ergebnis durchaus aussagekräftige Methode ist die Ermittlung der Masse und des Schwerpunktes aufgrund statistischer Werte

e habe ich daher auch beim

© Dominik Schmieg

Leermassenschwerpunkt

Basis für die Berechnung ist die Leermasse des Flugzeuges. Diese habe ich beim Twibitz nach dem Vergleich ähnlicher Flugzeuge mit 500Ich schätze diesen Wert als realistisch und in der Tendenz als eher konservativ ein. Da der Rumpf des Twibitz in Rohrgerüstbauweise erstellt wird und dem Selbstbauer eine relativ große Freiheit beim Bau des Formgebungsgerüsts gelassen wird („Struktur“), wird die Leermasseunterliegen. Die Auswirkung dieser Schwankungen auf den Leermasseschwerpunkt dürfte dabei jedoch eher gering sein. Die maximale Abflugmasse ist durch die Vorgaben der Bauvorschrift in jedem Fall auf 750In der folgenden Tabelle sind nun die prozentualen Anteile einzelner Baugruppen aufgeführt. Zum einen sind dies die Werte der BO„Flugzeugentwurf“) und zu anderen die durchschnittliModellen (Bernd Kriegl, „ Gewichtsformeln und Gewichtsstatistiken für kleine Flugzeuge bis G ≤ 120 kg“, OUV). Auf der rechten Seite der Tabelle ist die zu erwartende prozentuale Aufteilung der Einzelmassen des Twibitz dahauptsächlich an den Werten der CessnaHochdecker und mit dem Twibitz gut vergleichbar sind und andererseits habe ich selbstverständlich die Eigenheiten des Twibitz mit

BO-208 Monsun

[ % ]

Tragflügel (inkl. Tanks) 22,70

Heckleitwerke 4,88

Rumpf 14,55

Fahrwerk 8,25

Steuerung 2,53

Motorgondeln 2,63

Antrieb 34,50

Instrument/Nav. 2,15

Hydr. Pneumatik 0,00

Elektrik 4,21

Kabinenausstattung 2,39

Kabinen-Luftversorgung 1,15

IST 100100100100

SCHWERPUNKT

Leermassenschwerpunkt

Basis für die Berechnung ist die Leermasse des Flugzeuges. Diese habe ich beim Twibitz nach dem Vergleich ähnlicher Flugzeuge mit 500 kg festgelegt (siehe Kapitel 3 „Statistik“).

schätze diesen Wert als realistisch und in der Tendenz als eher konservativ ein. Da der Rumpf des Twibitz in Rohrgerüstbauweise erstellt wird und dem Selbstbauer eine relativ große Freiheit beim Bau des Formgebungsgerüsts gelassen wird (

die Leermasse der einzelnen Flugzeuge ohnehin gewissen Schwankungen unterliegen. Die Auswirkung dieser Schwankungen auf den Leermasseschwerpunkt dürfte dabei jedoch eher gering sein. Die maximale Abflugmasse ist durch die Vorgaben der

schrift in jedem Fall auf 750 kg beschränkt. In der folgenden Tabelle sind nun die prozentualen Anteile einzelner Baugruppen aufgeführt. Zum einen sind dies die Werte der BO-208 Monsun (Friedrich Müller, „Flugzeugentwurf“) und zu anderen die durchschnittlichen Anteile einer Reihe von CessnaModellen (Bernd Kriegl, „ Gewichtsformeln und Gewichtsstatistiken für kleine Flugzeuge bis

kg“, OUV). Auf der rechten Seite der Tabelle ist die zu erwartende prozentuale Aufteilung der Einzelmassen des Twibitz dargestellt. Dabei habe ich mich einerseits hauptsächlich an den Werten der Cessna-Modelle orientiert, da diese Flugzeuge ebenso Hochdecker und mit dem Twibitz gut vergleichbar sind und andererseits habe ich selbstverständlich die Eigenheiten des Twibitz mit berücksichtigt.

208 Monsun

Cessna 150A, 172B, 175B, 180D, 182D,

185, 210A

Twibitz

Streubereich

[ % ] Mittelwert

[ % ]

22,70 15,2 - 22,2 17,8

4,88 3,9 - 4,8 4,3 SLW

HLW

14,55 17,6 - 20,0 18,5

8,25 8,5 - 11,7 9,7

2,53 2,3 - 3,2 2,5

2,63 1,8 - 2,8 2,4

34,50 28,7 - 37,4 33,6 Motor, Batterie, Öl etc.

Propeller, Spinner etc.

2,15 0,5 - 0,95 0,6

0,00 0,17 - 0,26 0,2

4,21 3,3 - 4,3 3,8

2,39 3,4 - 7,8 6,2

1,15 0,34 - 0,67 0,4

100100100100

100100100100

Kapitel 5

- 2 -

Basis für die Berechnung ist die Leermasse des Flugzeuges. Diese habe ich beim Twibitz kg festgelegt (siehe Kapitel 3 „Statistik“).

schätze diesen Wert als realistisch und in der Tendenz als eher konservativ ein. Da der Rumpf des Twibitz in Rohrgerüstbauweise erstellt wird und dem Selbstbauer eine relativ große Freiheit beim Bau des Formgebungsgerüsts gelassen wird (siehe Kapitel 9

ohnehin gewissen Schwankungen unterliegen. Die Auswirkung dieser Schwankungen auf den Leermasseschwerpunkt dürfte dabei jedoch eher gering sein. Die maximale Abflugmasse ist durch die Vorgaben der

In der folgenden Tabelle sind nun die prozentualen Anteile einzelner Baugruppen Monsun (Friedrich Müller,

chen Anteile einer Reihe von Cessna-Modellen (Bernd Kriegl, „ Gewichtsformeln und Gewichtsstatistiken für kleine Flugzeuge bis

kg“, OUV). Auf der rechten Seite der Tabelle ist die zu erwartende prozentuale rgestellt. Dabei habe ich mich einerseits

Modelle orientiert, da diese Flugzeuge ebenso Hochdecker und mit dem Twibitz gut vergleichbar sind und andererseits habe ich

Twibitz

[ % ] [ kg ]

19,5 97,5

2,5 12,5

3,0 15,0

19,0 95,0

10,5 52,5

4,0 20,0

2,0 10,0

rie, Öl etc. 25,0 125,0

Propeller, Spinner etc. 3,0 15,0

2,5 12,5

0,0 0,0

4,0 20,0

4,0 20,0

1,0 5,0

IST 100,0100,0100,0100,0 500,0500,0500,0500,0

© Dominik Schmieg

Die Hebelarme der Einzelmassen sind in der folgenden Skizze dargestellt. Mit ihnen lässt sich der Leermasseschwerpunkt des gesamten Flugzeuges berechnen. Als Bezugsebene dient eine Ebene, die 3 m vor der Flügelvorderkante liegt.

Fahrwerk: 4,5

Bezugsebene: 3,00 m

Flügel: 3,56 m

Seitenleitwerk: 7,68 m

Rumpf bis Brandspant: 4,54 m

Steuerung: 3,8 m

Elektrik: 2,90 m

Motorgondel: 1,3 m

Motor: 1,3 m

Instrumente + Navigation.: 2,90 m

Kabinenaus-stattung: 2,90 m

Kabinenluftver-sorgung: 2,90 m

Prop. etc.:0,8 m

SCHWERPUNKT

Die Hebelarme der Einzelmassen sind in der folgenden Skizze dargestellt. Mit ihnen lässt sich der Leermasseschwerpunkt des gesamten Flugzeuges berechnen. Als Bezugsebene

m vor der Flügelvorderkante liegt.

4,5 m

Seitenleitwerk: 7,68 m

Höhenleitwerk: 8,31 m

Rumpf bis Brandspant: 4,54 m

m

lµ = 1,40 m

Kapitel 5

- 3 -

Die Hebelarme der Einzelmassen sind in der folgenden Skizze dargestellt. Mit ihnen lässt sich der Leermasseschwerpunkt des gesamten Flugzeuges berechnen. Als Bezugsebene

© Dominik Schmieg

Die Massen und Hebelarme sowie Momente sind in der nachfolgenden Tabelle zusammengefasst.

Tragflügel (inkl. Tanks)

Heckleitwerke SLW

HLW

Rumpf

Fahrwerk

Steuerung

Motorgondeln

Antrieb Motor, Batterie, Öl etc.

Propeller, Spinner etc.

Instrument/Nav.

Hydr. Pneumatik

Elektrik

Kabinenausstattung

Kabinen-Luftversorgung

IST

Der Leermassenschwerpunkt ergibt sich aus Gesamtmoment und

SPKLLM N 1665,55 kg

500,0 kg Dies bedeutet, dass der Leermassenschwerpunkt 33

SPKLLM N 24 % lO

SCHWERPUNKT

Hebelarme sowie Momente sind in der nachfolgenden Tabelle

[ % ] [ kg ] Hebelarm [ m ]

19,5 97,5 3,56

2,5 12,5 7,68

3,0 15,0 8,31

19,0 95,0 4,54

10,5 52,5 4,50

4,0 20,0 3,80

2,0 10,0 1,30

Motor, Batterie, Öl etc. 25,0 125,0 1,30

Propeller, Spinner etc. 3,0 15,0 0,80

2,5 12,5 2,90

0,0 0,0 0,00

4,0 20,0 2,90

4,0 20,0 2,90

1,0 5,0 2,90

100,0 500,0

Der Leermassenschwerpunkt ergibt sich aus Gesamtmoment und Leermasse:

kg ∙ m

kgN 3,33 m

Dies bedeutet, dass der Leermassenschwerpunkt 33 cm hinter der Flügelvorderkante liegt.

Kapitel 5

- 4 -

Hebelarme sowie Momente sind in der nachfolgenden Tabelle

Hebelarm [ m ] Moment [ kg∙m ]

3,56 347,10

7,68 96,00

8,31 124,65

4,54 431,30

4,50 236,25

3,80 76,00

1,30 13,00

1,30 162,50

0,80 12,00

2,90 36,25

0,00 0,00

2,90 58,00

2,90 58,00

2,90 14,50

1665,55

Leermasse:

cm hinter der Flügelvorderkante liegt.

© Dominik Schmieg

Flugmassenschwerpunkt

Ausgehend vom Leermassenschwerpunkt ändern sich die Masse und der Schwerpunkt des

Flugzeuges durch die Beladung. Die Hebelarme, die hierfür beim Twibitz gelten, sind in der Skizze dargestellt.

Nach CS-VLA 25 „Weight Limits“ sowie BOOK 2 CSForderungen der Bauvorschrift bei einer definierten MaximalMinimalmasse des Flugzeuges nachgewiesen werden. Danach gilt: Maximale Masse ist die Summe aus:

- 2 Personen zu je 86- Voller Ölstand - Treibstoff für mindestens 1 Stunde Flugzeit bei MCP

Dies sind beim Twibitz ca. 26 l/h bei 5500 RPM

Oder - 1 Person zu 86 kg - Voller Ölstand - Maximal gefüllter Tank

Bezugsebene: 3,00 m

Tank: 3,5 m

Gepäckfach 1: 2,6 m



Person 1: 2,7 m

Person 2: 4,0 m

SCHWERPUNKT

Flugmassenschwerpunkt


Flugzeuges durch die Beladung. Die Hebelarme, die hierfür beim Twibitz gelten, sind in der

VLA 25 „Weight Limits“ sowie BOOK 2 CS-VLA AMC VLA Forderungen der Bauvorschrift bei einer definierten Maximal- und einer definierten Minimalmasse des Flugzeuges nachgewiesen werden. Danach gilt:

Maximale Masse ist die Summe aus: 2 Personen zu je 86 kg

mindestens 1 Stunde Flugzeit bei MCP Dies sind beim Twibitz ca. 26 l/h bei 5500 RPM

Maximal gefüllter Tank

lµ = 1,40 m



Kapitel 5

- 5 -


Flugzeuges durch die Beladung. Die Hebelarme, die hierfür beim Twibitz gelten, sind in der

VLA AMC VLA 23 müssen alle und einer definierten

© Dominik Schmieg

Minimale Masse ist die Summe aus:- Leermasse - 1 Person zu 55 kg - Treibstoff für eine halbe Stunde Flugzeit bei MCP- Dies sind beim Twibitz ca. 13 l/30min bei 5500 RPM

Die Schwerpunkte, die sich bei diesen Beladungsvarianten ergeben, sowie bei einer „eigenen Beladungsversion“, sind in den nächsten Tabellen zusammengefasst.

Max

. Wei

ght

Acc

. CS-

VL

A 2

5

Person 1

Person 2

Treibstoff (ρ N 0,8)

Gepäck 1

Gepäck 2

Gepäck 3

Flugzeug leer

Gesamt

Max

. Wei

ght

Acc

. CS-

VL

A 2

5 V

ers2

Person 1

Person 2


Gepäck 1

Gepäck 2

Gepäck 3

Flugzeug leer

Gesamt

SCHWERPUNKT

Minimale Masse ist die Summe aus:

Treibstoff für eine halbe Stunde Flugzeit bei MCP Dies sind beim Twibitz ca. 13 l/30min bei 5500 RPM

Die Schwerpunkte, die sich bei diesen Beladungsvarianten ergeben, sowie bei einer „eigenen Beladungsversion“, sind in den nächsten Tabellen zusammengefasst.

[kg] Hebelarm [ m ]

86 2,70

86 4,00

[l] 41,6 3,50

52

0 2,60

0 3,90

0 4,30

500 3,33

713,6 3,35

Schwerpunkt in % von lμ

[kg] Hebelarm [ m ]

86 2,70

0 4,00

[l] 80 3,50

100

0 2,60

0 3,90

0 4,30

500 3,33

666 3,27


Kapitel 5

- 6 -

Die Schwerpunkte, die sich bei diesen Beladungsvarianten ergeben, sowie bei einer „eigenen

Moment [ kg m ]

232,20

344,00

145,60

0,00

0,00

0,00

1665,55

2387,35

24,724,724,724,7

Moment [ kg m ]

232,20

0,00

280,00

0,00

0,00

0,00

1665,55

2177,75

19,319,319,319,3

© Dominik Schmieg

Min

. Wei

ght

Acc

. CS-

VL

A 2

5

Person 1

Person 2


Gepäck 1

Gepäck 2

Gepäck 3

Flugzeug leer

Gesamt

Ver

sio

n 3

Person 1

Person 2


Gepäck 1

Gepäck 2

Gepäck 3

Flugzeug leer

Gesamt

SCHWERPUNKT

[kg] Hebelarm [ m ]

55 2,70

0 4,00

[l] 20,8 3,50

26

0 2,60

0 3,90

0 4,30

500 3,33

575,8 3,28


[kg] Hebelarm [ m ]

65 2,70

95 4,00

[l] 60 3,50

75

5 2,60

5 3,90

20 4,30

500 3,33

750 3,40


Kapitel 5

- 7 -

Moment [ kg m ]

148,50

0,00

72,80

0,00

0,00

0,00

1665,55

1886,85

19,819,819,819,8

Moment [ kg m ]

175,50

380,00

210,00

13,00

19,50

86,00

1665,55

2549,55

28,528,528,528,5

© Dominik Schmieg

Übersicht und Bewertung

In der Zeichnung sind die Neutralpunkte sowie die einzelnen, oben berechneten

Schwerpunktlage eingezeichnet.

Es muss betont werden, dass sowohl die Neutralpunkte als auch die Schwerpunkte mit relativ einfachen Methoden bestimmt wurden und die Ergebnisse mit einer gewissen Toleranz betrachtet werden müssen. Es wird jedoch deutlich, dass die grundsätzliche Auslegung des Flugzeuges in jedem Fall stimmt: die Schwerpunkte liegen deutlich vor den Neutralpunkten. Somit ist Längsstabilität gewährleistet. Andererseits erscheint der Abstand zwischen dem Neutralpunkt mit losem Ruder und den einzelnen Schwerpunkten so groß, dass möglicherweise die Stabilität größer als gewünscht ist somit die Steuerbarkeit Einbußen nimmt.

Um ein besseres Verhältnis von Stabilität und Steuerbarkeit zu erreichen, könnte überlegt

werden, die reichlich dimensionierte Nase des Flugzeuges zu Hebelarm des Motors abnimmt und die Schwerpunkt weiter nach hinten wandern würden.Zudem könnte das Gepäckfach 3 vergrößert werden. Der Leermassenschwerpunkt würde sich hierdurch jedoch nicht ändern, sondern nur der Flugmassenschwerpentsprechender Beladung.

0 %

Leermassenschwerpunkt, l

Schwerpunkt für

Schwerpunkt für

Schwerpunkt „Version 3“, l

SCHWERPUNKT

Übersicht und Bewertung


Schwerpunktlage eingezeichnet.

Es muss betont werden, dass sowohl die Neutralpunkte als auch die Schwerpunkte mit relativ einfachen Methoden bestimmt wurden und die Ergebnisse mit einer gewissen Toleranz betrachtet werden müssen. Es wird jedoch deutlich, dass die grundsätzliche

g des Flugzeuges in jedem Fall stimmt: die Schwerpunkte liegen deutlich vor den Neutralpunkten. Somit ist Längsstabilität gewährleistet. Andererseits erscheint der Abstand zwischen dem Neutralpunkt mit losem Ruder und den einzelnen Schwerpunkten so groß,

ass möglicherweise die Stabilität größer als gewünscht ist somit die Steuerbarkeit


werden, die reichlich dimensionierte Nase des Flugzeuges zu verkürzen, wodurch der Hebelarm des Motors abnimmt und die Schwerpunkt weiter nach hinten wandern würden.Zudem könnte das Gepäckfach 3 vergrößert werden. Der Leermassenschwerpunkt würde sich hierdurch jedoch nicht ändern, sondern nur der Flugmassenschwerp

lµ = 1,4 m

Neutralpunkt Gesamtflugzeug, loses Ruder, l

Neutralpunkt Gesamtflugzeug, festes Ruder, l

Leermassenschwerpunkt, lµ = 24 %

Schwerpunkt für Max. Weight Acc. CS-VLA 25, lµ = 24,7 %

Schwerpunkt für Min. Weight Acc. CS-VLA 25, lµ = 19,8 %

Schwerpunkt „Version 3“, lµ = 28,5 %

Hintere Schwerpunktgrenze bei einem Stabilitätsmaß von 5 %

Kapitel 5

- 8 -


Es muss betont werden, dass sowohl die Neutralpunkte als auch die Schwerpunkte mit relativ einfachen Methoden bestimmt wurden und die Ergebnisse mit einer gewissen Toleranz betrachtet werden müssen. Es wird jedoch deutlich, dass die grundsätzliche

g des Flugzeuges in jedem Fall stimmt: die Schwerpunkte liegen deutlich vor den Neutralpunkten. Somit ist Längsstabilität gewährleistet. Andererseits erscheint der Abstand zwischen dem Neutralpunkt mit losem Ruder und den einzelnen Schwerpunkten so groß,

ass möglicherweise die Stabilität größer als gewünscht ist somit die Steuerbarkeit


verkürzen, wodurch der Hebelarm des Motors abnimmt und die Schwerpunkt weiter nach hinten wandern würden. Zudem könnte das Gepäckfach 3 vergrößert werden. Der Leermassenschwerpunkt würde sich hierdurch jedoch nicht ändern, sondern nur der Flugmassenschwerpunkt bei

100 %

Neutralpunkt Gesamtflugzeug, loses Ruder, lµ = 44 %

Neutralpunkt Gesamtflugzeug, festes Ruder, lµ = 45 %

= 24,7 %

= 19,8 %

© Dominik Schmieg

Masse-Schwerpunkt

In diesem Abschnitt ist das Masse

des Flughandbuches veröffentlicht werden könnte. Die vordere Schwerpunktgrenze ist dabei bei 19 % lμ festgelegt. Dies müsste verifiziert werden und ist hier nur als Beispiel anzusehen.

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

0 50 100

Masse [kg]

Momente Besatzung und Treibstoff

Person 1

0

2

4

6

8

10

12

14

16

18

20

0 10 20

Masse [kg]

Gepäck 1

SCHWERPUNKT

Schwerpunkt-Diagramm

In diesem Abschnitt ist das Masse-Schwerpunkt-Diagramm abgedruckt, wie es in Kapitel 6

des Flughandbuches veröffentlicht werden könnte. Die vordere Schwerpunktgrenze ist stgelegt. Dies müsste verifiziert werden und ist hier nur als Beispiel

100 150 200 250 300

Moment [kg · m]

Momente Besatzung und Treibstoff

Person 1 Person 2 Treibstoff

30 40 50 60 70

Moment [kg · m]

Momente Gepäck

Gepäck 1 Gepäck 2 Gepäck 3

Kapitel 5

- 9 -

Diagramm abgedruckt, wie es in Kapitel 6

des Flughandbuches veröffentlicht werden könnte. Die vordere Schwerpunktgrenze ist stgelegt. Dies müsste verifiziert werden und ist hier nur als Beispiel

350 400

80 90

© Dominik Schmieg

Masse [kg]

Leeres Flugzeug (aus Wägebericht)

Person 1

Person 2


52 LiterN

Gepäck 1

Gepäck 2

Gepäck 3

GESAMT

480

500

520

540

560

580

600

620

640

660

680

700

720

740

760

1600 1700 1800 1900

Masse [kg]

SCHWERPUNKT

Beispiel Dein Twibitz

Masse [kg] Moment [kg ∙ m] Masse [kg]

500,0 1665,55 500

86,0 232,20

86,0 344,00

41,6 145,60

0 0

0 0

0 0

713,6 2387,35

1900 2000 2100 2200 2300 2400 2500

Moment [kg · m]

Zulässiger Schwerpunktbereich

Beladungen in diesem Bereich unzulässig!

Kapitel 5

- 10 -

Dein Twibitz

Moment [kg ∙ m]

1665,55

2500 2600 2700

Beladungen in diesem Bereich unzulässig!

© Dominik Schmieg

Allgemeines

Bei der Erstellung des vSubpart C - Structure gehalten, obwohl die einfachere Methode nach Appendix A möglich gewesen wäre. Folgende Daten liegen den v-n Massen: Max. Take off Mass Minimum Weight (CS- Auftriebsbeiwerte: Klappen eingefahren C Klappen ausgefahren C Sonstiges: Flügelfläche Flügelstreckung Λ Mean Geometric Chord Die folgende Beispielrechnung gilt für ISA und MSL bei MTOM = 750 kg. Bemessungsgeschwindigkeiten

Limit manoeuvring load factors (Limit

(CS-VLA 337 & CS-VLA 345) Ohne Flügelklappen:

„The positive limit manoeuvring load limit factor may not be less than „The negative limit manoeuvring load limit factor may not be less than

Mit Flügelklappen:

„Manoeuvring to a positive limit load factor of

V-N-DIAGRAMM

Bei der Erstellung des v-n-Diagramms habe ich mich an CSStructure gehalten, obwohl die einfachere Methode nach Appendix A möglich n-Diagrammen zugrunde:

750 kg -VLA 25 (b)) 565 kg

CAmaxCLEAN 1,75 Klappen ausgefahren CAmaxFLAPS 2,13

13,3 m2 6,79

Mean Geometric Chord CB 1,4 m (entspricht lμ) Die folgende Beispielrechnung gilt für ISA und MSL bei MTOM = 750 kg.

Bemessungsgeschwindigkeiten

Limit manoeuvring load factors (Limit-Manöverlastvielfache)

„The positive limit manoeuvring load limit factor may not be less than „The negative limit manoeuvring load limit factor may not be less than

„Manoeuvring to a positive limit load factor of 2,02,02,02,0”

Kapitel 6

- 1 -

mich an CS-VLA BOOK 1 Structure gehalten, obwohl die einfachere Methode nach Appendix A möglich

Manöverlastvielfache)

„The positive limit manoeuvring load limit factor may not be less than 3,83,83,83,8.“ „The negative limit manoeuvring load limit factor may not be less than ----1,51,51,51,5.”

© Dominik Schmieg

Maximum speed in level flight with max. cont. power V

(CS-VLA 161) GH = 52

VH ist aus dem Schub-Widerstandsdiagramm abgelesen un750 kg. Beim Minimum Weight von 565Dies liegt am geringeren Anstellwinkel und dem daraus resultierenden geringeren induzierten Widerstand. Diese Differenz ist nicht berücksichtigt wird. Design cruising speed V

(CS-VLA 335 (a)) Mindestwert: VJKLM =Einschränkung: „Need not to be more than 0,9 VJ N 0,9Gewählt: VJ = 50 Design dive speed VD (CS-VLA 335(b)) Mindestwert: „VD may not be less than 1,25 V VO P 1,25Einschränkung: „With Vbe less than 1,4 VO P 1,4Gewählt: VO = 62

V-N-DIAGRAMM

Maximum speed in level flight with max. cont. power VH

52 QR = 101 STU Widerstandsdiagramm abgelesen und bezieht sich das MTOM von kg. Beim Minimum Weight von 565 kg fällt VH etwa einen halben Knoten geringer aus. Dies liegt am geringeren Anstellwinkel und dem daraus resultierenden geringeren induzierten Widerstand. Diese Differenz ist jedoch so gering, dass sie in dieser Ausarbe

ing speed VC

= 2,4 ∙ XK∙YZ = 2,4 ∙ X[\] ^Y ∙_,`a bcdae,e Kd = 56,5 Kf =

„Need not to be more than 0,9 ∙ VH” 9 ∙ Vg = 0,9 ∙ 52 Kf = 46,8 Kf = 91 kts

50 Kf = 97 kts

may not be less than 1,25 VC” 25 ∙ VJ = 1,25 ∙ VJ = 1,25 ∙ 50 Kf = 62,5 Kf =

„With VCmin, the required minimum design cruising speed, Vbe less than 1,4 ∙ VCmin” 4 ∙ VJKLM = 1,4 ∙ VJKLM = 1,4 ∙ 56,5 Kf = 79,1 K

62,5 Kf = 121 kts

Kapitel 6

- 2 -

d bezieht sich das MTOM von etwa einen halben Knoten geringer aus. Dies liegt am geringeren Anstellwinkel und dem daraus resultierenden geringeren so gering, dass sie in dieser Ausarbeitung

= 110 kts

kts

= 121 kts , the required minimum design cruising speed, VD may not

Kf = 154 kts

© Dominik Schmieg

Design maneuvering speed V

(CS-VLA 335 (c)) Mindestwert: „VA may not be less than Vi P VZVA ist der Schnittpunkt Stallparabel und Auslegungslastvielfachem.Einschränkung: „The value of VÜberziehgeschwindigkeit: V Vi = VZGewählt: Vi = 44Bemerkung: Für die negative StalAuftriebsbeiwert von -1,0 angenommen. Gust load factors (Böenlastvielfache)(CS-VLA 341) Zur Berechnung der Böenlastvielfache gibt CS

n = 1 lmit

KY = 0,885,3und

μY = 2ρ ∙

V-N-DIAGRAMM

Design maneuvering speed VA

may not be less than VZ ∙ √n ” ∙ √n

ist der Schnittpunkt Stallparabel und Auslegungslastvielfachem. „The value of VA need not to exceed the value of VC used in design.”

VZ = X o∙K∙Yp∙Jqbrs∙Z = t o∙[\] ^Y∙_,`a bcda,oo\ uvbw∙a,[\∙ae,eKd = 22,7

∙ √n = 22,7 Kf ∙ √3,8 = 44,3 Kf = 86 kts 44,3 Kf = 86 kts

Für die negative Stallparabel und die „negative VA“ habe ich einen 1,0 angenommen.

Gust load factors (Böenlastvielfache)

Zur Berechnung der Böenlastvielfache gibt CS-VLA folgende Formeln vor:

l 12 ∙ ρ] ∙ V ∙ cixyzz ∙ KY ∙ U|ym ∙ gS

88 ∙ μY3 l μY

2 ∙ }mS ~CB ∙ cixyzz

Kapitel 6

- 3 -

used in design.” Kf = 44 kts

“ habe ich einen

© Dominik Schmieg

Der Auftriebsanstieg des Tragflügels c„ergänzte“ Auftriebsanstieg des Tragflügelprofil cbestimmen: cixyzz =

Für den Twibitz ist dies (bei 750 kg, ISA und MSL): cixyzz =

Böengeschwindigkeiten

(CS-VLA 333 (c) (1) (i)) VC: Positive und negative Böengeschwindigkeit von 15,24 m/sVD: Positive und negative Böengeschwindigkeit von 7,62 m/s

Beispielrechnung der Böenlastvielfache für V

und ISA

= 2 ∙ } ~ ∙ ̅ ∙ =

2 ∙ 1,225 Se

= 0,88 ∙ 5,3 l = 0,88 ∙ 14,615,3 l 14,61

= 1 12 ∙ ] ∙ G ∙ ∙ ∙ ∙

V-N-DIAGRAMM

Der Auftriebsanstieg des Tragflügels caαeff ist der um die Effekte der endlichen Spannweite „ergänzte“ Auftriebsanstieg des Tragflügelprofil caα∞. Dieser lässt sich nach Prandtl wie folgt

= cix1 l cixπ ∙ Λ

Für den Twibitz ist dies (bei 750 kg, ISA und MSL):

= cix1 l cixπ ∙ Λ = 0,1 ∙ 57,3

1 l 0,1 ∙ 57,3π ∙ 6,79 = 4,5

Böengeschwindigkeiten

: Positive und negative Böengeschwindigkeit von 15,24 m/s Böengeschwindigkeit von 7,62 m/s

Böenlastvielfache für VC = 50 m/s, m = 750 kg, MSL

750 S13,3 oSe ∙ 1,4 ∙ 4,5 = 112,78 So7,7175 So

= 14,61

6161 = 12,85919,91 = 0,646

= 1 0,5 ∙ 1,225 Se ∙ 50 U ∙ 4,5 ∙ 0,646750 S ∙ 9,81 Uo13,3 o

Kapitel 6

- 4 -

ist der um die Effekte der endlichen Spannweite . Dieser lässt sich nach Prandtl wie folgt

= 50 m/s, m = 750 kg, MSL

646 ∙ 15,24 U

© Dominik Schmieg

= l3,45 = 1,45

Übersicht der Ergebnisse

Zusammenfassung der Bemessungsgeschwindigkeiten MTOM = 750 kg Minimum Weight = 565 kg

Zusammenfassung der Böenlastvielfachen

Höhe [ft] m [kg] ρ MSL [kg/m3] ρ at Alt.[kg/m

VC 0 750 1,225 0 565 1,225 10.000 750 1,225 0,9046410.000 565 1,225 0,90464

VD 0 750 1,225 0 565 1,225 10.000 750 1,225 0,9046410.000 565 1,225 0,90464

Darstellung der v-n-

Grafisch dargestellt sind in dieser Ausarbeitung nur die vbeachten ist, dass bei einer Masse von 565entstehen (l 4,27 / - 2,27; siehe Tabelle oben).

V-N-DIAGRAMM

Übersicht der Ergebnisse

ng der Bemessungsgeschwindigkeiten

VA VC 44,3 m/s = 86 kts 50 m/s = 97 kts 62,5 m/s = 121 kts38,4 m/s = 75 kts 50 m/s = 97 kts 62,5 m/s = 121 kts

Zusammenfassung der Böenlastvielfachen

ρ at Alt. [kg/m3] v [m/s] CAalpha eff [-] Ude [-] μg [-] 1,225 50 4,5 15,24 14,613 0,64571,225 50 4,5 15,24 11,009 0,59400,90464 50 4,5 15,24 19,788 0,69410,90464 50 4,5 15,24 14,907 0,64911,225 62,5 4,5 7,62 14,613 0,64571,225 62,5 4,5 7,62 11,009 0,59400,90464 62,5 4,5 7,62 19,788 0,69410,90464 62,5 4,5 7,62 14,907 0,6491

-Diagramme

Grafisch dargestellt sind in dieser Ausarbeitung nur die v-n-Diagramme für MSL. Zu beachten ist, dass bei einer Masse von 565 kg in 10.000 ft die größten Böenlastvielfache siehe Tabelle oben).

Kapitel 6

- 5 -

VD 62,5 m/s = 121 kts 62,5 m/s = 121 kts

Kg [-] n l n - 0,6457 3,45 -1,45 0,5940 3,99 -1,99 0,6941 3,64 -1,64 0,6491 4,27 -2,27 0,6457 2,53 -0,53 0,5940 2,87 -0,87 0,6941 2,65 -0,65 0,6491 3,04 -1,04

Diagramme für MSL. Zu ft die größten Böenlastvielfache

© Dominik Schmieg

-2

-1

0

1

2

3

4

5

0 10

Lastv

ielfache n

[-]

v-n-Diagramm (MTOM = 750 kg, ISA, MSL)

Böenlinien 15,24 m/s (VC)

Gesamtenvelope Klappen eingefahren

-2

-1

0

1

2

3

4

5

0 10

Lastv

ielfache n

[-]

v-n-Diagramm (Minimum Weight = 565 kg, ISA, MSL)

Böenlinien 15,24 m/s (VC)

Gesamtenvelope Klappen eingefahren

V-N-DIAGRAMM

20 30 40 50

Fluggeschwindigkeit EAS [m/s]

Diagramm (MTOM = 750 kg, ISA, MSL)

Böenlinien 15,24 m/s (VC) Böenlinien 7,62 m/s (VD)

Gesamtenvelope Klappen eingefahren Envelope Klappen ausgefahren

20 30 40 50

Fluggeschwindigkeit EAS [m/s]

Diagramm (Minimum Weight = 565 kg, ISA, MSL)

Böenlinien 15,24 m/s (VC) Böenlinien 7,62 m/s (VD)

Gesamtenvelope Klappen eingefahren Envelope Klappen ausgefahren

Kapitel 6

- 6 -

60 70

Böenlinien 7,62 m/s (VD)

Envelope Klappen ausgefahren

60 70

Böenlinien 7,62 m/s (VD)

Envelope Klappen ausgefahren

© Dominik Schmieg

Geschwindigkeitsbegrenzungen

Die Fluggeschwindigkeit VC deckt starke Böen ab. Sie ist daher die Geschwindigkeit, die im Flughandbuch als VNO bezeichnet wird. Zudem gilt: VFahrtmesser zwischen VNO und V

V-N-DIAGRAMM

Geschwindigkeitsbegrenzungen

deckt starke Böen ab. Sie ist daher die Geschwindigkeit, die im bezeichnet wird. Zudem gilt: VNE N 0,9 ∙ VD. Der Bereich auf dem und VNE wird gelb markiert.

Kapitel 6

- 7 -

deckt starke Böen ab. Sie ist daher die Geschwindigkeit, die im . Der Bereich auf dem

FLUGLEISTUNGEN

© Dominik Schmieg

Steig- und Reiseflugleistungen

Allgemeines

Die Vorgaben an die Flugleistungen sind in CSAls Ausgang zur Berechnung der Flugleistungen dienen

- die Profilpolare des Do A- die Leistungsdaten des Motors Rotax 912 ULS/S (siehe Anhang)- sowie geometrische Daten bzw. Abmessungen des Flugzeuges.Die Berechnung der Flugleistungen erfolgt„Berechnung der Flugleistungen und der hierfür erforderlichen Schubleistung“ von Hartwig Essl, der Skripten „Aerodynamik“ und „Flugmechanik“ von Prof. ManfreMünchen) sowie den Bücher„Aerodynamik der reinen Unterschallströmung“ von Fritz Dubs (Birkhäuser Verlag), „Der Flug“ von Helmuth Wenke (Verlag Dr. Matthiesen & Co) sowie mit dem Skript „Flugwissen“ von Manfred Rögner. Profil-, Flügel- und Flugzeugpolare

Profilpolare

In einem ersten Schritt wurde die AuftriebsExcel übertragen.

-0,5

0,0

0,5

1,0

1,5

2,0

-4,0 0,0 4,0 8,0 12,0 16,0 20,0

CA

Anstellwinkel [°]

CA über Anstellwinkel (Profilpolare)

FLUGLEISTUNGEN

und Reiseflugleistungen

Die Vorgaben an die Flugleistungen sind in CS-VLA, Abschnitt „Performance“, beschrieben.Als Ausgang zur Berechnung der Flugleistungen dienen

die Profilpolare des Do A-5 Profils (siehe Anhang) die Leistungsdaten des Motors Rotax 912 ULS/S (siehe Anhang) sowie geometrische Daten bzw. Abmessungen des Flugzeuges. nung der Flugleistungen erfolgt im Wesentlichen anhand der OUVchnung der Flugleistungen und der hierfür erforderlichen Schubleistung“ von Hartwig Essl, der Skripten „Aerodynamik“ und „Flugmechanik“ von Prof. ManfreBüchern „Flugzeugentwurf“ von Friedrich Müller (TFTik der reinen Unterschallströmung“ von Fritz Dubs (Birkhäuser Verlag), „Der Flug“ von Helmuth Wenke (Verlag Dr. Matthiesen & Co) sowie mit dem Skript „Flugwissen“

und Flugzeugpolare

wurde die Auftriebs- und Widerstandspolare des Profils Do A

-0,4

0,0

0,4

0,8

1,2

1,6

0,008 0,012 0,016 0,020

CA

CW

CA über CW (Profilpolare)

0,008

0,010

0,012

0,014

0,016

0,018

0,020

-4,0 -2,0 0,0

CW

CW über Anstellwinkel (Profilpolare)

Kapitel 7

- 1 -

VLA, Abschnitt „Performance“, beschrieben.

im Wesentlichen anhand der OUV-Schrift chnung der Flugleistungen und der hierfür erforderlichen Schubleistung“ von Hartwig Essl, der Skripten „Aerodynamik“ und „Flugmechanik“ von Prof. Manfred Kloster (FH „Flugzeugentwurf“ von Friedrich Müller (TFT-Verlag), ik der reinen Unterschallströmung“ von Fritz Dubs (Birkhäuser Verlag), „Der Flug“ von Helmuth Wenke (Verlag Dr. Matthiesen & Co) sowie mit dem Skript „Flugwissen“

und Widerstandspolare des Profils Do A-5 in

2,0 4,0 6,0 8,0 10,0 12,0

Anstellwinkel [°]

über Anstellwinkel (Profilpolare)

FLUGLEISTUNGEN

© Dominik Schmieg

Flügelpolare

Es wird nun die Pro=ilpolare (Λ ? ∞) in die Trag=lumgerechnet. Auf diese Weise wird der Einfluss der endlichen Spannweite und Widerstand berücksichtigt. Das bedeutet, es werden der induzierte Widerstand(sbeiwert) und der induzierte Anstellwinkel berechnet.Demnach gilt laut Näherungsformeln:

αD ? α(DEF) G αH CIJ ? CKLπ ∙ Λ ∙ (1 G δP) αH ? CKπ ∙ Λ ∙ (1 G τP) Für den Twibitz gilt:

Λ ? 6,79 ηP ? 0,9 δG ? 0,05 τG ? 0,17 δG und τG sind Korrekturfaktoren nach Glauert, die von Kleinwächter verbessert wurden. Sie können mittels der folgenden Diagramme bestimmt werden.

-0,010

0,000

0,010

0,020

0,030

0,040

0,050

0,060

0,070

0,080

0,2 0,3

δG

Λ / η

FLUGLEISTUNGEN

Es wird nun die Pro=ilpolare (Λ ? ∞) in die Trag=lügelpolare (Λ ? 6,79) des Twibitz umgerechnet. Auf diese Weise wird der Einfluss der endlichen Spannweite und Widerstand berücksichtigt. Das bedeutet, es werden der induzierte Widerstand(sbeiwert) und der induzierte Anstellwinkel berechnet. Demnach gilt laut Näherungsformeln:

) )

(Flügelstreckung) (Profilwirkungsfaktor) sind Korrekturfaktoren nach Glauert, die von Kleinwächter verbessert wurden. Sie können mittels der folgenden Diagramme bestimmt werden.

0,4 0,5 0,6 0,7 0,8

la/li

Korrekturzahl δG

Λ / ηP = 10 Λ / ηP = 2 ∙ π Λ / ηP = 5

Kapitel 7

- 2 -

Λ ? 6,79) des Twibitz umgerechnet. Auf diese Weise wird der Einfluss der endlichen Spannweite auf Anstellwinkel und Widerstand berücksichtigt. Das bedeutet, es werden der induzierte

sind Korrekturfaktoren nach Glauert, die von Kleinwächter verbessert wurden. Sie

0,9 1,0

FLUGLEISTUNGEN

© Dominik Schmieg

Die folgende Tabelle zeigt einen Ausschnitt der entsprechenden Excel T r a g f l ü g e l p o l a r e (

erwartete Re-Zahl Lambda Λ π Profilwirkungs(angenommen)≥ 4800000 6,79 3,1415 ≥ 4800000 6,79 3,1415 ≥ 4800000 6,79 3,1415 ≥ 4800000 6,79 3,1415 ≥ 4800000 6,79 3,1415 ≥ 4800000 6,79 3,1415 ≥ 4800000 6,79 3,1415 ≥ 4800000 6,79 3,1415 ≥ 4800000 6,79 3,1415 Als Ergebnis dieser Rechnungen ist beispielhaft das folgende Diagramm, bei dem der CWert über dem CW-Wert aufgetragen ist, abgedruckt.

0,00

0,05

0,10

0,15

0,20

0,25

0,30

0,2 0,3

τG

Λ / η

FLUGLEISTUNGEN

Tabelle zeigt einen Ausschnitt der entsprechenden Excel-Tabelle.T r a g f l ü g e l p o l a r e ( Λ ? 6,79 ) Profilwirkungs-faktor ηP (angenommen) Λ / ηP δG τG CWi alpha0,9 7,5 0,05 0,17 0,0007088 -0,3771400,9 7,5 0,05 0,17 0,0001231 -0,1571410,9 7,5 0,05 0,17 4,922E-06 0,0314280,9 7,5 0,05 0,17 3,076E-05 0,0785710,9 7,5 0,05 0,17 0,0001516 0,1744270,9 7,5 0,05 0,17 0,0004922 0,3142830,9 7,5 0,05 0,17 0,0008319 0,4085680,9 7,5 0,05 0,17 0,0015075 0,5499950,9 7,5 0,05 0,17 0,0028353 0,754279

Als Ergebnis dieser Rechnungen ist beispielhaft das folgende Diagramm, bei dem der CWert

OUV-Flugzeug-Design-Wettbewerb · das Konzept eines Eigenbagze es handelt, sondern dass ich, dass...

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