OUV Flugzeugentwurf Twibitz by Dominik Schmieg

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 = 3,37

S3,37Q R 4 R

∆XU = (rM)U ∙ FJKL1 R FJKL

∆WX = 0,41 m Damit ergibt sich der Flügel-Höhenleitwerk

NPJYZ[Z\]_L^_\^_ Kà^b =NPJYZ[Z\]_L^_\^_ Kà^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 ∙_,à 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 kts50 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∙_,à 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 S��e

�� = 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

= cix�1 l cix�π ∙ Λ

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

= cix�1 l cix�π ∙ Λ = 0,1 ∙ 57,31 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 S�13,3 �o�S�e ∙ 1,4 � ∙ 4,5 = 112,78 S��o

7,7175 S��o = 14,61

6161 = 12,85919,91 = 0,646

�� = 1 � 0,5 ∙ 1,225 S��e ∙ 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 alpha

0,9 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 aufgetragen ist, abgedruckt.

0,4 0,5 0,6 0,7 0,8la/li

Korrekturzahl τG

Λ / ηP = 15 Λ / ηP = 10 Λ / ηP = 5

Kapitel 7

- 3 -

Tabelle. alphai CWΛ ? CWTR alphaΛ

0,377140 0,0117 -4,3771 0,157141 0,0108 -3,6571 0,031428 0,0104 -2,9686 0,078571 0,0103 -2,6714 0,174427 0,0103 -2,3256 0,314283 0,0105 -1,9357 0,408568 0,0107 -1,5914 0,549995 0,0112 -0,9500 0,754279 0,0123 -0,2457

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

0,9 1,0

FLUGLEISTUNGEN

© Dominik Schmieg

Flugzeugpolare

In einem dritten Schritt wird nun die Flugzeugpolare bestimmt werden. Diese setzt dem Widerstandsbeiwert des Tragflügels und dem Beiwert des schädlichen Widerstandes der restlichen Flugzeugbaugruppen zusammen.Es gilt:

CI\]^ ? CI_` G CIa CIa ? CIb G CIc CIbJ ? C=H ∙ AHS CWTr ? Widerstandsbeiwert des TragflügelsCWS ? Beiwert des schädlichen WiderstandsCWR ? Beiwert des RestwiderstandsCWI ? Beiwert des InterfereCWRi ? Beiwert Restwiderstand einer Baugruppe

-0,4

0,0

0,4

0,8

1,2

1,6

0,00 0,02

CA

CA über C

FLUGLEISTUNGEN

In einem dritten Schritt wird nun die Flugzeugpolare bestimmt werden. Diese setzt dem Widerstandsbeiwert des Tragflügels und dem Beiwert des schädlichen Widerstandes der restlichen Flugzeugbaugruppen zusammen.

Widerstandsbeiwert des Tragflügels (→ Trag=lügelpolare)Beiwert des schädlichen Widerstands Beiwert des Restwiderstands Beiwert des Interferenzwiderstands Beiwert Restwiderstand einer Baugruppe

0,04 0,06 0,08 0,10 0,12

CW

über CW (Profilpolare und Tragflügelpolare)

Tragflügelpolare Profilpolare

Kapitel 7

- 4 -

In einem dritten Schritt wird nun die Flugzeugpolare bestimmt werden. Diese setzt sich aus dem Widerstandsbeiwert des Tragflügels und dem Beiwert des schädlichen Widerstandes

→ Trag=lügelpolare)

0,12 0,14

FLUGLEISTUNGEN

© Dominik Schmieg

Cfi ? Beiwert Restwiderstand einer Baugruppe, noch nicht auf S bezogenAi ? Bezugsfläche eine BauS ? FlügelflächeBemerkung: Bei der Tragflügelpolare steht der Index „i“ für „induziert“, bei der Flugzeugpolare verdeutlicht er, dass es sich beim entsprechenden Wert um den Einzelbetrag einer Baugruppe handelt. Der Index „I“ steht für „Interferensowohl der Index „Λ“ als auch der Index „Tr“ f Die Zusammensetzung des Schädlichen Widerstands zeigt die folgende Tabelle.Der Posten „Sonstiges“ des Restwiderstands ist mit 7,5Baugruppen angesetzt und soll Störungen der Oberfläche erfassen, die nicht einzeln bestimmt werden können. Dazu zählen beispielsweise Handgriffe, Verschlüsse für abnehmbare Deckel etc. Der Interferenzwiderstand(sbeiwert) ist wiederum mit 7,5stands(beiwert) angesetzt. S c h ä d l i c h e r W i d e r s t a n d Anzahl C

Restwiderst

and

Rumpf 1 Flügel 1 HLW 1 SLW 1 Fahrwerk 2 Sporn 1 Flügelstreben 2 Sonstiges 7,5 % Beiwert Restwiderstand Gesamt Beiwert Interferenzwiderstand Beiwert Schädlicher Widerstand

Mit dem nun erhaltenen Widerstandsbeiwert für das gesamte Flugzeug lässt sich die Flugzeug-Widerstandspolare erstellen.

FLUGLEISTUNGEN

Beiwert Restwiderstand einer Baugruppe, noch nicht auf S bezogenBezugsfläche eine Baugruppe Flügelfläche Bei der Tragflügelpolare steht der Index „i“ für „induziert“, bei der Flugzeugpolare verdeutlicht er, dass es sich beim entsprechenden Wert um den Einzelbetrag einer Baugruppe handelt. Der Index „I“ steht für „Interferenz“.sowohl der Index „Λ“ als auch der Index „Tr“ für die Flügelpolare.

Die Zusammensetzung des Schädlichen Widerstands zeigt die folgende Tabelle.Der Posten „Sonstiges“ des Restwiderstands ist mit 7,5 % des Restwiderstands der übrigen Baugruppen angesetzt und soll Störungen der Oberfläche erfassen, die nicht einzeln bestimmt werden können. Dazu zählen beispielsweise Handgriffe, Verschlüsse für

zwiderstand(sbeiwert) ist wiederum mit 7,5 % des RestwideS c h ä d l i c h e r W i d e r s t a n d Cfi [ - ] Bezugsfläche Ai [m2] Flügelfläche S [0,25 1,00 0,01 12,18 0,01 3,04 0,01 1,72 0,25 0,08 0,20 0,0003 0,01 0,04 Beiwert Restwiderstand Gesamt CWR Beiwert Interferenzwiderstand CWI Beiwert Schädlicher Widerstand CWS

Mit dem nun erhaltenen Widerstandsbeiwert für das gesamte Flugzeug lässt sich die Widerstandspolare erstellen.

Kapitel 7

- 5 -

Beiwert Restwiderstand einer Baugruppe, noch nicht auf S bezogen Bei der Tragflügelpolare steht der Index „i“ für „induziert“, bei der Flugzeugpolare verdeutlicht er, dass es sich beim entsprechenden Wert um den z“. Außerdem steht

Die Zusammensetzung des Schädlichen Widerstands zeigt die folgende Tabelle. % des Restwiderstands der übrigen Baugruppen angesetzt und soll Störungen der Oberfläche erfassen, die nicht einzeln bestimmt werden können. Dazu zählen beispielsweise Handgriffe, Verschlüsse für

% des Restwider-

[m2] CWRi [ - ] 13,3 0,018796992 13,3 0,008242105 13,3 0,002285714 13,3 0,001293233 13,3 0,001503759 13,3 0,0000045112 13,3 0,0000300752 0,001793571 0,033949962 0,002546247 0,036496210 Mit dem nun erhaltenen Widerstandsbeiwert für das gesamte Flugzeug lässt sich die

FLUGLEISTUNGEN

© Dominik Schmieg

-0,4

0,0

0,4

0,8

1,2

1,6

0,00 0,02 0,04

CA

Flugzeugpolare

0,00

0,02

0,04

0,06

0,08

0,10

0,12

0,14

0,16

-4 -2 0

CW

Flugzeugpolare

FLUGLEISTUNGEN

0,04 0,06 0,08 0,10 0,12

CW

CA über CW

Flugzeugpolare Tragflügelpolare Profilpolare

2 4 6 8

Anstellwinkel [°]

CW über Anstellwinkel

Tragflügelpolare Profilpolare

Kapitel 7

- 6 -

0,14 0,16

Profilpolare

10 12

Profilpolare

FLUGLEISTUNGEN

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Geschwindigkeit - Widerstandspolare

Wie bereits oben erwähnt, setzt sich der Gesamtwiderstand eines Flugzeuges im Wesentlichen aus dem Schädlichen Widerstand und dem Induzierten Widerstand des Tragflügels zusammen.

Der Schädliche Widerstand Der Schädliche Widerstand lässt sich über die bekannte Widerstandsformel berechnen: W ? ρ2 ∙ vL ∙ CI ∙ S ρ ? Luftdichte (in Meereshöhe und bei ISA v ? Geschwindigkeit [m/s]CW ? Widerstandsbeiwert [ S ? Bezugsfläche [m Es wurde nun für jede Baugruppe des Flugzeuges der Schädliche Widerstand in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit berechnet. Als Beispiel ist die ExcelRumpf abgedruckt. Eingangswerte für die Rechnungen sind die im vorigen Kapitel in der Tabelle „Schädlicher Widerstand“ zusammengefassten Werte für den entsprechenden Widerstandsbeiwert und die Bezugsfläche.

v [m/s] v2 10 10020 40030 90040 160050 250060 360070 490080 6400

Diese Berechnung wurde für jede Baugruppe durchgeführt. In der folgenden Tabelle sind die Widerstandswerte in Newton für jede Baugruppe für eine Geschwindigkeitsspanne von

FLUGLEISTUNGEN

Widerstandspolare

Wie bereits oben erwähnt, setzt sich der Gesamtwiderstand eines Flugzeuges im Wesentlichen aus dem Schädlichen Widerstand und dem Induzierten Widerstand des

Der Schädliche Widerstand

Der Schädliche Widerstand lässt sich über die bekannte Widerstandsformel berechnen:Luftdichte (in Meereshöhe und bei ISA-Bedingungen: 1,225Geschwindigkeit [m/s] Widerstandsbeiwert [ - ] Bezugsfläche [m2]

nun für jede Baugruppe des Flugzeuges der Schädliche Widerstand in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit berechnet. Als Beispiel ist die ExcelRumpf abgedruckt. Eingangswerte für die Rechnungen sind die im vorigen Kapitel in der ädlicher Widerstand“ zusammengefassten Werte für den entsprechenden Widerstandsbeiwert und die Bezugsfläche. Rumpf CW [ - ] S [m2] ρ/2 [kg/m100 0,25 1,00 0,6125400 0,25 1,00 0,6125900 0,25 1,00 0,61251600 0,25 1,00 0,61252500 0,25 1,00 0,61253600 0,25 1,00 0,61254900 0,25 1,00 0,61256400 0,25 1,00 0,6125

Diese Berechnung wurde für jede Baugruppe durchgeführt. In der folgenden Tabelle sind die Widerstandswerte in Newton für jede Baugruppe für eine Geschwindigkeitsspanne von

Kapitel 7

- 7 -

Wie bereits oben erwähnt, setzt sich der Gesamtwiderstand eines Flugzeuges im Wesentlichen aus dem Schädlichen Widerstand und dem Induzierten Widerstand des

Der Schädliche Widerstand lässt sich über die bekannte Widerstandsformel berechnen: Bedingungen: 1,225 kg/m3)

nun für jede Baugruppe des Flugzeuges der Schädliche Widerstand in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit berechnet. Als Beispiel ist die Excel-Tabelle für den Rumpf abgedruckt. Eingangswerte für die Rechnungen sind die im vorigen Kapitel in der ädlicher Widerstand“ zusammengefassten Werte für den entsprechenden

ρ/2 [kg/m3] W [N] 0,6125 15,31 0,6125 61,25 0,6125 137,81 0,6125 245,00 0,6125 382,81 0,6125 551,25 0,6125 750,31 0,6125 980,00 Diese Berechnung wurde für jede Baugruppe durchgeführt. In der folgenden Tabelle sind die Widerstandswerte in Newton für jede Baugruppe für eine Geschwindigkeitsspanne von

FLUGLEISTUNGEN

© Dominik Schmieg

10 m/s bis 80 m/s zusammengefasst. Durch den Aufschlag von 10Interferenzwiderstand sowie nicht erfassbare Einzelwiderstände sehr kleiner Bauteile berücksichtigt. v [m/s] Rumpf Flügel HLW10 15,31 6,71 1,8620 61,25 26,86 7,4530 137,81 60,43 16,7640 245,00 107,43 29,7950 382,81 167,86 46,5560 551,25 241,71 67,0370 750,31 329,00 91,2480 980,00 429,71 119,17

Der Induzierte Widerstand

Der Induzierte Widerstand lässt sich wiederum mit der allgemeinen Widerstandsgleichung berechnen. Es muss nun allerdings der Widerstandsbeiwert CWiderstand in die Formel eingesetzt werden.Wie bereits im Abschnitt weiter oben beschrieben gilt: W ? ρ2 ∙ vL ∙ CIJ ∙ S CIJ ? CKLπ ∙ Λ ∙ (1 G δP) Λ ? 6,79 δG ? 0,05 Es lässt sich nun der Induzierte Widerstand in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit berechnen. Die Excel-Tabelle zeigt die Ergebnisse für den Twibitz. v [m/s] v2 ρ [kg/m3] S [m10 100 1,225 13,320 400 1,225 13,330 900 1,225 13,340 1600 1,225 13,350 2500 1,225 13,360 3600 1,225 13,3

FLUGLEISTUNGEN

m/s zusammengefasst. Durch den Aufschlag von 10nzwiderstand sowie nicht erfassbare Einzelwiderstände sehr kleiner Bauteile HLW SLW Fahrwerk Sporn Flügelstreben Gesamt1,86 1,05 1,23 0,00 0,02 26,19547,45 4,21 4,90 0,01 0,10 104,7816,76 9,48 11,03 0,03 0,22 235,7629,79 16,86 19,60 0,06 0,39 419,1346,55 26,34 30,63 0,09 0,61 654,8967,03 37,93 44,10 0,13 0,88 943,0391,24 51,62 60,03 0,18 1,20 1283,57119,17 67,42 78,40 0,24 1,57 1676,51

Der Induzierte Widerstand

Der Induzierte Widerstand lässt sich wiederum mit der allgemeinen Widerstandsgleichung berechnen. Es muss nun allerdings der Widerstandsbeiwert CWi für den Induzierten Widerstand in die Formel eingesetzt werden. Wie bereits im Abschnitt weiter oben beschrieben gilt:

) (Flügelstreckung)

lässt sich nun der Induzierte Widerstand in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit Tabelle zeigt die Ergebnisse für den Twibitz. S [m2] Λ [ - ] π [ - ] CA [ - ] CWi [ - 13,3 6,79 3,1415927 9,0317631 4,015269713,3 6,79 3,1415927 2,2579408 0,250954413,3 6,79 3,1415927 1,0035292 0,049571213,3 6,79 3,1415927 0,5644852 0,015684613,3 6,79 3,1415927 0,3612705 0,006424413,3 6,79 3,1415927 0,2508823 0,0030982

Kapitel 7

- 8 -

m/s zusammengefasst. Durch den Aufschlag von 10 % wurden der nzwiderstand sowie nicht erfassbare Einzelwiderstände sehr kleiner Bauteile Gesamt Gesamt G 10% 26,1954 28,81 104,78 115,26 235,76 259,33 419,13 461,04 654,89 720,37 943,03 1037,34 1283,57 1411,93 1676,51 1844,16

Der Induzierte Widerstand lässt sich wiederum mit der allgemeinen Widerstandsgleichung für den Induzierten

lässt sich nun der Induzierte Widerstand in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit ] Ind. Widerst. [N] 4,0152697 3270,9391 0,2509544 817,73477 0,0495712 363,43767 0,0156846 204,43369 0,0064244 130,83756 0,0030982 90,859418

FLUGLEISTUNGEN

© Dominik Schmieg

70 4900 1,225 13,380 6400 1,225 13,390 8100 1,225 13,3

Der Gesamtwiderstand

Der Gesamtwiderstand ist die Addition des Induzierten und des Schädlichen Widerstands. Dies ist in der nächsten Grafik dargestellt. Die Delle links des Minimums rührt vermutlich von ungenauem Ablesen der Profilpolare her.

Der Propellerschub

Der Schub wurde nach dem von Hartwig Essl beschriebene Verfahren berechnet, das in der OUV-Schrift “Berechnung der Flugleistungen und der hierfür erforderlichen Schubleistung“ veröffentlicht ist. Aus diesem Grund wird der Rechenweg hier nicht im Detail widergegeben, sondern es werden nur die wesentlichen Formeln und Diagramme wiederholt.Der Twibitz soll mit dem Motor Rotax 912 ULS bzw. Rotax 912 S ausgerüstet werden. Als Grundlage für die Schubberechnung dienten die Daten, die auf dem Kennblatt des Motors

0

200

400

600

800

1000

1200

1400

1600

1800

2000

2200

2400

10 15 20

[N]

Induzierter Widerstand

FLUGLEISTUNGEN

13,3 6,79 3,1415927 0,1843217 0,001672313,3 6,79 3,1415927 0,1411213 0,000980313,3 6,79 3,1415927 0,1115032 0,000612

Der Gesamtwiderstand ist die Addition des Induzierten und des Schädlichen Widerstands. Dies ist in der nächsten Grafik dargestellt. Die Delle links des Minimums rührt vermutlich ungenauem Ablesen der Profilpolare her.

Der Propellerschub

Der Schub wurde nach dem von Hartwig Essl beschriebene Verfahren berechnet, das in der Schrift “Berechnung der Flugleistungen und der hierfür erforderlichen Schubleistung“ ist. Aus diesem Grund wird der Rechenweg hier nicht im Detail widergegeben, sondern es werden nur die wesentlichen Formeln und Diagramme wiederholt.Der Twibitz soll mit dem Motor Rotax 912 ULS bzw. Rotax 912 S ausgerüstet werden. Als hubberechnung dienten die Daten, die auf dem Kennblatt des Motors

25 30 35 40 45 50[m/s]

Widerstand (ISA, MSL)

Induzierter Widerstand Schädlicher Widerstand Gesamtwiderstand

Kapitel 7

- 9 -

0,0016723 66,753858 0,0009803 51,108423 0,000612 40,381964

Der Gesamtwiderstand ist die Addition des Induzierten und des Schädlichen Widerstands. Dies ist in der nächsten Grafik dargestellt. Die Delle links des Minimums rührt vermutlich

Der Schub wurde nach dem von Hartwig Essl beschriebene Verfahren berechnet, das in der Schrift “Berechnung der Flugleistungen und der hierfür erforderlichen Schubleistung“ ist. Aus diesem Grund wird der Rechenweg hier nicht im Detail widergegeben, sondern es werden nur die wesentlichen Formeln und Diagramme wiederholt. Der Twibitz soll mit dem Motor Rotax 912 ULS bzw. Rotax 912 S ausgerüstet werden. Als hubberechnung dienten die Daten, die auf dem Kennblatt des Motors

50 55 60

Gesamtwiderstand

FLUGLEISTUNGEN

© Dominik Schmieg

(siehe Anhang) veröffentlicht sind. Die für die Berechnung notwendigen Daten sind im Wesentlichen die folgenden:

Leistung [PS]Leistung [W]RPM Motor [u/min]UntersetzungRPM Prop [u/min]RPM Prop [1/sec] ηP ηe ηP ? Propellerwirkungsgradηe ? Einbauwirkungsgrad

Für den Propellerschub gilt: kl ? ml ∙ kn ? ml ∙ mn ∙ op

kl ? kn q rst

rst ? 2,5 ∙ rnn ∙ ut vL⁄ o ? ut ∙ x ∙ yL ∙ z{ kn ? ut ∙ x ∙ yL ∙ z{ Se ? tatsächlich am Flugzeug wirksamer Propellerschub [N]ηe ? Einbauwirkungsgrad [ SP ? Propellerschub [N]ηP ? Propellerwirkungsgrad [ P ? ausnutzbare Motorleistung ? WPP ? Parasitärer Widerstand der im Bereich des Propellerstrahls liegenden Flugzeugteile [N]Wst ? Widerstandserhöhung dieser Flugzeugteile im Propellerstrahl [N]CP ? Leistungskoeffizient/PowerkoeffizientCt ? SchubkoeffizientAF ? Activity Faktor

Außerdem gilt: v ? p(y ∙ z)

FLUGLEISTUNGEN

veröffentlicht sind. Die für die Berechnung notwendigen Daten sind im MCT MAX 90% 100% Leistung [PS] 95 100 Leistung [W] 69000 73500 Motor [u/min] 5500 5800 Untersetzung 2,43 2,43 RPM Prop [u/min] 2263 2387 RPM Prop [1/sec] 38 40

0,83 0,83 0,9 0,9 Propellerwirkungsgrad Einbauwirkungsgrad

op

tatsächlich am Flugzeug wirksamer Propellerschub [N]Einbauwirkungsgrad [ - ] Propellerschub [N] Propellerwirkungsgrad [ - ] ausnutzbare Motorleistung ? Wellenleistung [W] Parasitärer Widerstand der im Bereich des Propellerstrahls liegenden Flugzeugteile [N] Widerstandserhöhung dieser Flugzeugteile im Propellerstrahl [N]Leistungskoeffizient/Powerkoeffizient Schubkoeffizient Activity Faktor

Kapitel 7

- 10 -

veröffentlicht sind. Die für die Berechnung notwendigen Daten sind im

tatsächlich am Flugzeug wirksamer Propellerschub [N]

Parasitärer Widerstand der im Bereich des Propellerstrahls liegenden Widerstandserhöhung dieser Flugzeugteile im Propellerstrahl [N]

FLUGLEISTUNGEN

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z ? } ∙ ~ op ∙ yL��,L�

J ? Fortschrittsgrad [ D ? Propellerdurchmesser [m]v ? Fluggeschwindigkeit [m/s]n ? Wellendrehzahl [1/s] Anhand der in der oben genannten OUVund der dort beschriebene Vorgehensweise zur Bestimmung des Schubs zeigt sich, dass der Twibitz mit einem Verstellpropeller ausgerüstet werden muss. Außerdem muss der Twibitz aufgrund der geringen Propellerdrehzahl des RotaxWiderstands und den daraus resultierenden geringen Fluggeschwindigkeiten mit einem Propeller sehr großen Durchmessers ausgerüstet werden. Im Rahmen dieses Entwurfs habe ich mich daher für einen VerstellpropellerVerstellpropellerVerstellpropellerVerstellpropeller mit einem Propellerdurchmesser ? 1,Propellerdurchmesser ? 1,Propellerdurchmesser ? 1,Propellerdurchmesser ? 1,entschieden. Der Schub bei Max. Power sowie bei Max. Cont. Power ist im folgenden WiderstandsDiagramm mit eingezeichnet.

0

200

400

600

800

1000

1200

1400

1600

1800

2000

2200

2400

10 15 20

[N]

Induzierter Widerstand

Gesamtwiderstand

FLUGLEISTUNGEN

Fortschrittsgrad [ - ] Propellerdurchmesser [m] Fluggeschwindigkeit [m/s] Wellendrehzahl [1/s] Anhand der in der oben genannten OUV-Schrift veröffentlichten Diagramme (und der dort beschriebene Vorgehensweise zur Bestimmung des Schubs zeigt sich, dass der Twibitz mit einem Verstellpropeller ausgerüstet werden muss. Außerdem muss der Twibitz aufgrund der geringen Propellerdrehzahl des Rotax-Motors, seines relativWiderstands und den daraus resultierenden geringen Fluggeschwindigkeiten mit einem Propeller sehr großen Durchmessers ausgerüstet werden. Im Rahmen dieses Entwurfs habe

mit einem Propellerdurchmesser ? 1,Propellerdurchmesser ? 1,Propellerdurchmesser ? 1,Propellerdurchmesser ? 1,95 m95 m95 m95 m Der Schub bei Max. Power sowie bei Max. Cont. Power ist im folgenden Widerstands

25 30 35 40 45 50[m/s]

Schub-Widerstand (ISA, MSL)

Induzierter Widerstand Schädlicher Widerstand

Gesamtwiderstand Schub bei Max. Cont. Power

Kapitel 7

- 11 -

Diagramme (siehe Anhang) und der dort beschriebene Vorgehensweise zur Bestimmung des Schubs zeigt sich, dass der Twibitz mit einem Verstellpropeller ausgerüstet werden muss. Außerdem muss der Twibitz Motors, seines relativ hohen Widerstands und den daraus resultierenden geringen Fluggeschwindigkeiten mit einem Propeller sehr großen Durchmessers ausgerüstet werden. Im Rahmen dieses Entwurfs habe

Der Schub bei Max. Power sowie bei Max. Cont. Power ist im folgenden Widerstands-

50 55 60

Schädlicher Widerstand

Schub bei Max. Cont. Power

FLUGLEISTUNGEN

© Dominik Schmieg

Steig- und Reiseflugleistungen

0

200

400

600

800

1000

1200

1400

1600

1800

2000

2200

2400

0 5 10 15

[N]

Schub

0

200

400

600

800

1000

1200

1400

0 5 10 15

Schubübers

chuss [N

]

0,0

0,5

1,0

1,5

2,0

2,5

3,0

3,5

4,0

4,5

5,0

0 5 10 15

Ste

igra

te [

m/s

]

FLUGLEISTUNGEN

und Reiseflugleistungen

20 25 30 35 40 45 50


20 25 30 35 40 45 50

Schubüberschuss

20 25 30 35 40 45 50

Geschwindigkeit [m/s]

Steigrate

Max. Cont. Power Max. Power

Kapitel 7

- 12 -

55 60 [m/s]

55 60 [m/s]

0

100

200

300

400

500

600

700

800

900

55 60

Ste

igra

te [

ft/m

in]

FLUGLEISTUNGEN

© Dominik Schmieg

Aus dem Schub-Widerstandsdiagramm erhält man nun den Schubüberschuss sowieSteigrate des Flugzeugs, jeweils abhängig von der Fluggeschwindigkeit. Platziert man, wie oben geschehen, alle drei Diagramme im korrekten Maßstab untereinander, so lässt sich anhand dieser „Kurvendiskussion“ die Auswirkung des maximalen Schubüberschuminimalen Widerstands sowie der Schnittpunkte von Schub und Widerstand auf die Maximalgeschwindigkeit sowie auf die Geschwindigkeiten des maximalen Steigwinkels und der maximalen Steigrate sehr schön erkennen.Schubüberschuss die Geschwindigkeit des maximalen Steigwinkels (Vdie Geschwindigkeit des minimalen Gesamtwiderstands der Geschwindigkeit der maximalen Steigrate (VY) entspricht.Der Schubüberschuss ist aus dem SchubSchub und Gesamtwiderstand abzulesen. Die Steigrate bzw. Steiggeschwindigkeit wlässt sich damit wie folgt berechnen:

w� ? ~S� q Wm ∙ g � ∙ v Als Beispiel ergeben sich für MCP bei v ? 30von 624 N. Die Steiggeschwindigkeit beträgt bei diesen Werten 775

w� ? �1589 N q 624750 kg ∙ 9,81

0,0

0,5

1,0

1,5

2,0

2,5

3,0

3,5

4,0

4,5

5,0

0 5 10 15

Ste

igra

te [

m/s

]

FLUGLEISTUNGEN

Widerstandsdiagramm erhält man nun den Schubüberschuss sowieSteigrate des Flugzeugs, jeweils abhängig von der Fluggeschwindigkeit. Platziert man, wie oben geschehen, alle drei Diagramme im korrekten Maßstab untereinander, so lässt sich anhand dieser „Kurvendiskussion“ die Auswirkung des maximalen Schubüberschuminimalen Widerstands sowie der Schnittpunkte von Schub und Widerstand auf die Maximalgeschwindigkeit sowie auf die Geschwindigkeiten des maximalen Steigwinkels und der maximalen Steigrate sehr schön erkennen. Es wird deutlich, dass der maximale Schubüberschuss die Geschwindigkeit des maximalen Steigwinkels (VX) ergibt sowie dass die Geschwindigkeit des minimalen Gesamtwiderstands der Geschwindigkeit der ) entspricht. Der Schubüberschuss ist aus dem Schub-Widerstandsdiagramm als die Differenz zwischen Schub und Gesamtwiderstand abzulesen. Die Steigrate bzw. Steiggeschwindigkeit wlässt sich damit wie folgt berechnen:

�Als Beispiel ergeben sich für MCP bei v ? 30 m/s ein Schub von 1589 N und ein WiderstaN. Die Steiggeschwindigkeit beträgt bei diesen Werten 775 ft/min.

624 N81 msL� ∙ 30 ms ? 3,93 ms ? 775 ftmin

20 25 30 35 40 45 50

Geschwindigkeit [m/s]

Steigrate

Max. Cont. Power Max. Power

Kapitel 7

- 13 -

Widerstandsdiagramm erhält man nun den Schubüberschuss sowie die Steigrate des Flugzeugs, jeweils abhängig von der Fluggeschwindigkeit. Platziert man, wie oben geschehen, alle drei Diagramme im korrekten Maßstab untereinander, so lässt sich anhand dieser „Kurvendiskussion“ die Auswirkung des maximalen Schubüberschusses, des minimalen Widerstands sowie der Schnittpunkte von Schub und Widerstand auf die Maximalgeschwindigkeit sowie auf die Geschwindigkeiten des maximalen Steigwinkels und Es wird deutlich, dass der maximale ) ergibt sowie dass die Geschwindigkeit des minimalen Gesamtwiderstands der Geschwindigkeit der als die Differenz zwischen Schub und Gesamtwiderstand abzulesen. Die Steigrate bzw. Steiggeschwindigkeit wS [m/s]

N und ein Widerstand ft/min.

0

100

200

300

400

500

600

700

800

900

55 60

Ste

igra

te [

ft/m

in]

FLUGLEISTUNGEN

© Dominik Schmieg

Aus dem Steigrate-Diagramm lassen sich folgende Geschwindigkeitenbezogen auf MTOM ? 750 kg bei ISA und MSL, ablesen: Geschwindigkeit für besten Steigwinkel VGeschwindigkeit für beste Steigrate VMax. horizontale Geschwindigkeit Steigrate bei VX Steigrate bei VY

FLUGLEISTUNGEN

Diagramm lassen sich folgende Geschwindigkeitenkg bei ISA und MSL, ablesen: Max. Cont. Power Geschwindigkeit für besten Steigwinkel VX 49 kts 25 m/s 49 ktsGeschwindigkeit für beste Steigrate VY 60 kts 31 m/s 60 ktsMax. horizontale Geschwindigkeit 101 kts 52 m/s 107 kts 728 ft/min 3,7 m/s 807 ft/min787 ft/min 4,0 m/s 886 ft/min

Kapitel 7

- 14 -

Diagramm lassen sich folgende Geschwindigkeiten und Steigraten, Max. Power 49 kts 25 m/s 60 kts 31 m/s 107 kts 55 m/s 807 ft/min 4,1 m/s 886 ft/min 4,5 m/s

FLUGLEISTUNGEN

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Weiter Flugleistungsdaten

Überziehgeschwindigkeit

Nach CS-VLA 1 „Applicability“ darf ein Flugzeug dieser keine Überziehgeschwindigkeit aufweisen, die größer als 45 kts oder 83 km/h (CAS) liegt. Diese Forderung wird in CS-VLA 49 „Stalling speed“ weiter spezifiziert.Danach ist VS0 die minimale stetige Geschwindigkeit, bei der dakontrollierbar bleibt mit - dem Propeller in Steigflugstellung- Fahrwerk ausgefahren - Landeklappen in Landestellung- Cowl Flaps geschlossen- Schwerpunkt an der ungünstigsten Position innerhalb des zugelassenen Bereichs- Maximaler Masse - Motor in Leerlauf Die Überziehgeschwindigkeit lässt sich Geschwindigkeit umgestellten Auftriebsformel berechnen. Nachgewiesen werden muss sie letztlich aber im Flugversuch.

p� ? � 2 ∙ � ∙ �x ∙ u�� ∙ k ? �1,Man sieht, dass die Forderung von maximal 45Landeklappen erfüllt werden können. Ich habe mich jedoch trotzdem für den EinbLandeklappen entschieden, da diese einfache Rechnung insbesondernicht berücksichtigt und zudem von einer unrealistischen Auftriebsverteilung ausgeht, bei der der Auftrieb weder im Bereich des Rumpfes noch an den Flügelspitzen eErgebnis dürfte daher in der Realität etwas über 44Da die erzielbare Mindestgeschwindigkeit in „Cleanbereits sehr nahe an der geforderten Mindestgeschwindigkeit liegt, sollen lediglich einSpreizklappen verwendet werden. Auf diese Weise lässt sich Gewicht außerdem der Bauaufwand erheblich reduzieren.Aus den beiden folgenden Diagrammen kann die Auswirkung auf den AuftriebsWiderstandsbeiwert abgelesen werden, den

FLUGLEISTUNGEN

Weiter Flugleistungsdaten

Überziehgeschwindigkeit

VLA 1 „Applicability“ darf ein Flugzeug dieser Kategorie in Landekonfiguration keine Überziehgeschwindigkeit aufweisen, die größer als 45 kts oder 83 km/h (CAS) liegt. VLA 49 „Stalling speed“ weiter spezifiziert. die minimale stetige Geschwindigkeit, bei der da

dem Propeller in Steigflugstellung Landeklappen in Landestellung Cowl Flaps geschlossen Schwerpunkt an der ungünstigsten Position innerhalb des zugelassenen BereichsDie Überziehgeschwindigkeit lässt sich – zumindest in erster Näherung Geschwindigkeit umgestellten Auftriebsformel berechnen. Nachgewiesen werden muss sie letztlich aber im Flugversuch.

� 2 ∙ 750 �� ∙ 9,81 ��L,225 �� ∙ 1,75 ∙ 13,3 �L ? 22,7 �� ? 81ss die Forderung von maximal 45 kts beim Twibitz theoretisch ohne Landeklappen erfüllt werden können. Ich habe mich jedoch trotzdem für den EinbLandeklappen entschieden, da diese einfache Rechnung insbesondere die Schwerpunktnicht berücksichtigt und zudem von einer unrealistischen Auftriebsverteilung ausgeht, bei der der Auftrieb weder im Bereich des Rumpfes noch an den Flügelspitzen eErgebnis dürfte daher in der Realität etwas über 44 kts liegen.

Da die erzielbare Mindestgeschwindigkeit in „Clean-Konfiguration“, d.h. ohne Landeklappen, bereits sehr nahe an der geforderten Mindestgeschwindigkeit liegt, sollen lediglich einSpreizklappen verwendet werden. Auf diese Weise lässt sich Gewicht außerdem der Bauaufwand erheblich reduzieren. Aus den beiden folgenden Diagrammen kann die Auswirkung auf den AuftriebsWiderstandsbeiwert abgelesen werden, den eine Spreizklappe auf das Grundprofil ausübt.

Kapitel 7

- 15 -

Kategorie in Landekonfiguration keine Überziehgeschwindigkeit aufweisen, die größer als 45 kts oder 83 km/h (CAS) liegt. die minimale stetige Geschwindigkeit, bei der das Flugzeug noch

Schwerpunkt an der ungünstigsten Position innerhalb des zugelassenen Bereichs zumindest in erster Näherung – mit der nach der Geschwindigkeit umgestellten Auftriebsformel berechnen. Nachgewiesen werden muss sie

81,8 �� ? 44,2 ��

kts beim Twibitz theoretisch ohne Landeklappen erfüllt werden können. Ich habe mich jedoch trotzdem für den Einbau von e die Schwerpunktlage nicht berücksichtigt und zudem von einer unrealistischen Auftriebsverteilung ausgeht, bei der der Auftrieb weder im Bereich des Rumpfes noch an den Flügelspitzen einbricht. Das Konfiguration“, d.h. ohne Landeklappen, bereits sehr nahe an der geforderten Mindestgeschwindigkeit liegt, sollen lediglich einfache Spreizklappen verwendet werden. Auf diese Weise lässt sich Gewicht einsparen und

Aus den beiden folgenden Diagrammen kann die Auswirkung auf den Auftriebs- und den eine Spreizklappe auf das Grundprofil ausübt.

FLUGLEISTUNGEN

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Da beim Twibitz die Spreizklappen auf 40Auftriebsbeiwert des Profils um den Betrag von 1,0. Der Widerstandsbeiwert erhöht sich um 0,1. Die Landeklappen sindfolgende Daten: - CAmaxCLEAN 1,75- ΔCAProfil 1,00- Flügelfläche Clean 8,26 m- Flügelfläche Flaps 5,04 m- Flügelfläche gesamt 13,3 m

0,0

0,2

0,4

0,6

0,8

1,0

1,2

1,4

0 10

∆C

A

"Zusatzauftriebsbeiwert" einer Spreizklappe

0,00

0,02

0,04

0,06

0,08

0,10

0,12

0,14

0,16

0,18

0,20

0 10

ΔC

W

"Zusatzwiderstandsbeiwert" einer Spreizklappe

FLUGLEISTUNGEN

Da beim Twibitz die Spreizklappen auf 40 ° ausgefahren werden können, erhöht sich der Auftriebsbeiwert des Profils um den Betrag von 1,0. Der Widerstandsbeiwert erhöht sich um 0,1. Die Landeklappen sind beim Twibitz pro Flügelhälfte 1,8 m lang. Man erhält somit 1,75 1,00 8,26 m2 5,04 m2 13,3 m2

20 30 40 50 60

Klappenwinkel ηK

"Zusatzauftriebsbeiwert" einer Spreizklappe

10 20 30 40 50 60

Klappenwinkel ηK

"Zusatzwiderstandsbeiwert" einer Spreizklappe

Kapitel 7

- 16 -

ausgefahren werden können, erhöht sich der Auftriebsbeiwert des Profils um den Betrag von 1,0. Der Widerstandsbeiwert erhöht sich m lang. Man erhält somit

70

70

FLUGLEISTUNGEN

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Der Auftriebsbeiwert der Tragfläche bei ausgefahrenen Landeklap ∆u��ü�l� ? ∆u�n�� ¡� ∙

u��¢�n� ? u��£¢¤�¥

Mit ausgefahrenen Spreizklappen erhält man nun folgende V

¦�� ? � 2 ∙ � ∙ �x ∙ u��¢�n�

¦�� ? 21 �� ? 74 �� ? Start

Die Forderungen, die die StartleistungeVLA 51 Take-off beschrieben. Kurz zusammengefasst heißt es dort, dass das Flugzeug nach Beginn des Startlaufes innerhalb von höchstens 500muss. Die Geschwindigkeit muss an diesBei der folgenden Rechnung wurden die Flügelklappen für den Start nicht gesetzt, die Klappenstellung beträgt also 0erreicht werden können, wenn die Klappen auf etwa 20Die Startleistungen habe ich nach Friedrich Müller „Flugzeugentwurf“ berechnet.

Startrollstrecke

Bei der Berechnung der Startrollstrecke wird davon ausgegangen, dass das Flugzeug bei einer Geschwindigkeit von 1,2 ¦�§¨ ? 1,2 ∙ ¦� ? 1,2 ∙ 22

FLUGLEISTUNGEN

Der Auftriebsbeiwert der Tragfläche bei ausgefahrenen Landeklappen ergibt sich zu: ©ªü�«ª¬ªä�« ©ª®¯�©ªü�«ª¬ªä�« �«�®�� ? 1,0 ∙ 5,04 �L13,3 �L ? 0,38

��£¢¤�¥ G ∆u��ü�l� ? 1,75 G 0,38 ? 2,13

Spreizklappen erhält man nun folgende VS0: ∙ k ? � 2 ∙ 750 �� ∙ 9,81 ��L1,225 �� ∙ 2,13 ∙ 13,3 �L ? 20,6 �� ?

? 40 ��

Die Forderungen, die die Startleistungen eines Flugzeuges betreffen, werden in CSoff beschrieben. Kurz zusammengefasst heißt es dort, dass das Flugzeug nach Beginn des Startlaufes innerhalb von höchstens 500 m eine Höhe von 15muss. Die Geschwindigkeit muss an diesem 15 m-Punkt mindestens 1,3 ∙ VBei der folgenden Rechnung wurden die Flügelklappen für den Start nicht gesetzt, die Klappenstellung beträgt also 0 °. Es ist allerdings denkbar, dass kürzere Startstrecken erreicht werden können, wenn die Klappen auf etwa 20 ° ausgefahren werden.

rtleistungen habe ich nach Friedrich Müller „Flugzeugentwurf“ berechnet.

Bei der Berechnung der Startrollstrecke wird davon ausgegangen, dass das Flugzeug bei einer Geschwindigkeit von 1,2 ∙ VS abhebt. 22,7 �s ? 27 �s

Kapitel 7

- 17 -

pen ergibt sich zu: 38

? 74,2 �� ? 40 ��

n eines Flugzeuges betreffen, werden in CS-off beschrieben. Kurz zusammengefasst heißt es dort, dass das Flugzeug nach m eine Höhe von 15 m erreicht haben ∙ VS1 betragen. Bei der folgenden Rechnung wurden die Flügelklappen für den Start nicht gesetzt, die °. Es ist allerdings denkbar, dass kürzere Startstrecken ° ausgefahren werden.

rtleistungen habe ich nach Friedrich Müller „Flugzeugentwurf“ berechnet.

Bei der Berechnung der Startrollstrecke wird davon ausgegangen, dass das Flugzeug bei

FLUGLEISTUNGEN

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Für diese Geschwindigkeit ergibt sich folgender Auftriebsbeiwert: u�_�§¨ ? 2 ∙ � ∙ � x ∙ ¦�§¨ L ∙ k ?Zur Berechnung der Starrollstrecke müssen nun noch das Schubsowie der Rollreibungswert der Bahn bekannt sein. Das Schubhier für 0,7 ∙ VAbh bestimmt werden, also für 0,7Schubdiagramm lässt sich herauslesen, dass der Schub bei Max. Power und eineFluggeschwindigkeit von 19Gewichtsverhältnis ist somit: kl� ? 209 ��750 �� ? 0,279

Nach Dornier werden folgende Rollreibungsbeiwerte gewählt:Beton, rau: μ ? 0,025Rasen, hart: μ ? 0,04 Die Startrollstrecke lässt sich nun wie folgt berechnen:

k�² ? �³x ∙ 0,694 ∙ u�´µ¶ k�²_·lt�¸ ? 211 � (¹«�ºy k�²_²�sl¸ ? 224 � (»®�«y

Startstrecke

Das mehrfach erwähnte Buch „Flugzeugentwurf“ enthält ein Diagramm dem entnommen werden kann, dass die Startstrecke (also die Strecke vom Losrollen bis zum Passieren des 15 m-Punktes) in etwa dem Betrag der 1,27Dieser Faktor ist lediglich auf statistische Untersuchungen zurückzuführen. Beim Twibitz erhält man so die folgenden Werte: k�_·lt�¸ ? 1,27 ∙ k�²_·lt�¸ k�_²�sl¸ ? 1,27 ∙ k�²_²�sl¸ Die Forderung nach CS-VLA 51 ist somit problemlos erfüllt.

FLUGLEISTUNGEN

Für diese Geschwindigkeit ergibt sich folgender Auftriebsbeiwert: ? 2 ∙ 750 �� ∙ 9,81 �s¼ 1,225 ½��¾ ∙ (27 �s )L ∙ 13,3 �L ? 1,24

Zur Berechnung der Starrollstrecke müssen nun noch das Schub-Gewicsowie der Rollreibungswert der Bahn bekannt sein. Das Schub-Gewichtsverhältnisbestimmt werden, also für 0,7 ∙ 27 m/s ? 19Schubdiagramm lässt sich herauslesen, dass der Schub bei Max. Power und eineFluggeschwindigkeit von 19 m/s etwa 2050 N ? 209 kg beträgt. Das Schub

Nach Dornier werden folgende Rollreibungsbeiwerte gewählt: μ ? 0,025 μ ? 0,04 Startrollstrecke lässt sich nun wie folgt berechnen:

k³¶ ∙ ¿kl �³ q ÀÁ ?

750 �� 13,3 �³1,225½��¾ ∙ 0,694 ∙ 1,24 ∙ (0

(¹«�ºy, Â®Ã)

(»®�«y, �®Â�)

Das mehrfach erwähnte Buch „Flugzeugentwurf“ enthält ein Diagramm dem entnommen werden kann, dass die Startstrecke (also die Strecke vom Losrollen bis zum Passieren des Punktes) in etwa dem Betrag der 1,27-fachen Strecke der Startrollstrecke entspricht. Dieser Faktor ist lediglich auf statistische Untersuchungen zurückzuführen. Beim Twibitz erhält man so die folgenden Werte: ·lt�¸ ? 1,27 ∙ 211 � ? 268 �

²�sl¸ ? 1,27 ∙ 224 � ? 285 �

VLA 51 ist somit problemlos erfüllt.

Kapitel 7

- 18 -

Gewichtsverhältnis Se/m Gewichtsverhältnis muss 19 m/s. Aus dem Schubdiagramm lässt sich herauslesen, dass der Schub bei Max. Power und einer kg beträgt. Das Schub-

�L(0,279 q 0,025)

Das mehrfach erwähnte Buch „Flugzeugentwurf“ enthält ein Diagramm dem entnommen werden kann, dass die Startstrecke (also die Strecke vom Losrollen bis zum Passieren des Startrollstrecke entspricht. Dieser Faktor ist lediglich auf statistische Untersuchungen zurückzuführen. Beim Twibitz

FLUGLEISTUNGEN

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Landung

Die Forderungen im Bezug auf die Landeleistungen werden in CSbeschrieben. Im Wesentlichen heißt es dort, dass das Flugzeug zur Landung mit einer Geschwindigkeit von mindestens 1,3 geflogen werden muss. Zur Berechnung der Landestrecke existieren unterschiedliche und mehr oder weniger genaue Rechenverfahren. Im Rahmen dieser Arbeit verwende ich zur BerechnungLanderollstrecke eine Methode, die Bernhard Rögner in seinem Skript „Flugwissen“ beschreibt. Die einfache Formel zur Berechnung der Gleitstrecke wird beispielsweise bei Friedrich Müller („Flugzeugentwurf“) und bei Helmuth Wenke („Der Flug“) beschriebe Landerollstrecke

Die Landerollstrecke, also die Strecke vom Aufsetzpunkt bis zum Stillstand, lässt sich mit der unten angeführten Formel berechnen. Dabei habe ich die Annahme getroffen, dass der Restschub während des Ausrollens mit Motor in Leerlauf 0 Propeller bei etwas höherer Geschwindigkeit während des Aufsetzens bremsen, dagegen bei sehr geringen Geschwindigkeiten einen geringen Schub liefern. Die Annahme, dass im Mittel kein Schub erzeugt wird, ist somit legitim. Die zweite Annahme ist die, dass der gemittelte Auftrieb während des Ausrollens (maximalen) Flugzeugmasse, also 500Aircraft“) empfiehlt, 2/3 der Flugzeugmasse anzusetzen, wobei ich diesen Wert als konservativ einschätze. Eine weitere Annahme ist, dass der Reibungsbeiwert μmit „Bremsverzögerung“ auf einer harten Bahn angesetzt werden kann. Eine überschlägige Momentenrechnung hat weiterhin ergeben, dass dervon μ ? 0,45 (bzw. einer Verzögerung, die diesem Reibungsbeiwert entspricht) nach vorn kippen würde. Bei optimaler Landetechnik und ebener Oberfläche der Landebahn kann daher sogar von einer etwas geringeren Landerollstreausgegangen werden. Die Landerollstrecke SLR ergibt sich nun wie folgt:

k¢² ? q (� ∙ �) ∙ ¦�2 ∙ � ∙ [kl q r q À ∙ (� k¢² ? 157 �

FLUGLEISTUNGEN

Die Forderungen im Bezug auf die Landeleistungen werden in CSbeschrieben. Im Wesentlichen heißt es dort, dass das Flugzeug zur Landung mit einer indigkeit von mindestens 1,3 ∙ VS0 bis zu einer Höhe von 15 m über dem Boden Zur Berechnung der Landestrecke existieren unterschiedliche und mehr oder weniger genaue Rechenverfahren. Im Rahmen dieser Arbeit verwende ich zur BerechnungLanderollstrecke eine Methode, die Bernhard Rögner in seinem Skript „Flugwissen“ beschreibt. Die einfache Formel zur Berechnung der Gleitstrecke wird beispielsweise bei Friedrich Müller („Flugzeugentwurf“) und bei Helmuth Wenke („Der Flug“) beschriebe

Die Landerollstrecke, also die Strecke vom Aufsetzpunkt bis zum Stillstand, lässt sich mit der unten angeführten Formel berechnen. Dabei habe ich die Annahme getroffen, dass der Restschub während des Ausrollens mit Motor in Leerlauf 0 ist. Genaugenommen dürfe der Propeller bei etwas höherer Geschwindigkeit während des Aufsetzens bremsen, dagegen bei sehr geringen Geschwindigkeiten einen geringen Schub liefern. Die Annahme, dass im Mittel kein Schub erzeugt wird, ist somit legitim. zweite Annahme ist die, dass der gemittelte Auftrieb während des Ausrollens lugzeugmasse, also 500 kg, entspricht. Richard D. Hiscocks („Design of Light Aircraft“) empfiehlt, 2/3 der Flugzeugmasse anzusetzen, wobei ich diesen Wert als

Eine weitere Annahme ist, dass der Reibungsbeiwert μ ? 0,3 beträgt. Dies ist ein Wert, der mit „Bremsverzögerung“ auf einer harten Bahn angesetzt werden kann. Eine überschlägige Momentenrechnung hat weiterhin ergeben, dass der Twibitz bei einem Reibungsbeiwert ? 0,45 (bzw. einer Verzögerung, die diesem Reibungsbeiwert entspricht) nach vorn kippen würde. Bei optimaler Landetechnik und ebener Oberfläche der Landebahn kann daher sogar von einer etwas geringeren Landerollstrecke als der hier berechneten ergibt sich nun wie folgt:

��L(� ∙ � q Ä)] ? q(750 �� ∙ 9,81 ��L)2 ∙ 9,81 ��L ∙ [0 q 980 q 0,3 ∙ (

Kapitel 7

- 19 -

Die Forderungen im Bezug auf die Landeleistungen werden in CS-VLA 75 Landing beschrieben. Im Wesentlichen heißt es dort, dass das Flugzeug zur Landung mit einer m über dem Boden Zur Berechnung der Landestrecke existieren unterschiedliche und mehr oder weniger genaue Rechenverfahren. Im Rahmen dieser Arbeit verwende ich zur Berechnung der Landerollstrecke eine Methode, die Bernhard Rögner in seinem Skript „Flugwissen“ beschreibt. Die einfache Formel zur Berechnung der Gleitstrecke wird beispielsweise bei Friedrich Müller („Flugzeugentwurf“) und bei Helmuth Wenke („Der Flug“) beschrieben.

Die Landerollstrecke, also die Strecke vom Aufsetzpunkt bis zum Stillstand, lässt sich mit der unten angeführten Formel berechnen. Dabei habe ich die Annahme getroffen, dass der ist. Genaugenommen dürfe der Propeller bei etwas höherer Geschwindigkeit während des Aufsetzens bremsen, dagegen bei sehr geringen Geschwindigkeiten einen geringen Schub liefern. Die Annahme, dass im Mittel zweite Annahme ist die, dass der gemittelte Auftrieb während des Ausrollens 2/3 der Richard D. Hiscocks („Design of Light Aircraft“) empfiehlt, 2/3 der Flugzeugmasse anzusetzen, wobei ich diesen Wert als eher

0,3 beträgt. Dies ist ein Wert, der mit „Bremsverzögerung“ auf einer harten Bahn angesetzt werden kann. Eine überschlägige Twibitz bei einem Reibungsbeiwert ? 0,45 (bzw. einer Verzögerung, die diesem Reibungsbeiwert entspricht) nach vorn kippen würde. Bei optimaler Landetechnik und ebener Oberfläche der Landebahn kann cke als der hier berechneten

∙ Å21 �s ÆL(750 �� q 500 ��)]

FLUGLEISTUNGEN

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Landestrecke

Wie erwähnt, beginnt die Landung Schwelle. Dieser Punkt muss nach CS1,3 ∙ VS0 überflogen werden. Der Twibitz ist mit Spreizklappen ausgerüstet, werden. VS0 beträgt beim Twibitz bei einer Flugmasse von 750bereits weiter oben im Abschnitt „Überziehgeschwindigkeit“ dargelegt.Die Anfluggeschwindigkeit (V ¦²l ? 1,3 ∙ ¦�� ? 1,3 Der Auftriebsbeiwert bei dieser Geschwindigkeit errechnet sich folgendermaßen: u�²l ? 2 ∙ � ∙ � x ∙ ¦L ∙ k ? 1Es muss nun noch der Widerstandsbeiwert bei dieser Geschwindigkeit und bei auf 40ausgefahrenen Spreizklappen berechnet werden. Hierzu wurde der Widerstandsverlauf mit ausgefahrenen Spreizklappen berechnet und im folgenden Diagramm dargestellt:

400

500

600

700

800

900

1000

1100

1200

1300

1400

15 20 25

[N]

Gesamtwiderstand mit eingefahrenen Flügelklappen

Gesamtwiderstand mit ausgefahrenen Flügelklappen

FLUGLEISTUNGEN

Wie erwähnt, beginnt die Landung – zumindest rein rechnerisch – in 15 m über der Schwelle. Dieser Punkt muss nach CS-VLA 75 (a) mit einer Geschwindigkeit von mindestens Der Twibitz ist mit Spreizklappen ausgerüstet, die zur Landung auf 40beträgt beim Twibitz bei einer Flugmasse von 750 kg somit 21bereits weiter oben im Abschnitt „Überziehgeschwindigkeit“ dargelegt. Die Anfluggeschwindigkeit (VRef) ergibt sich somit zu:

∙ 21 �s ? 27 �s

Der Auftriebsbeiwert bei dieser Geschwindigkeit errechnet sich folgendermaßen:2 ∙ 750 �� ∙ 9,81 �s¼ 1,225 ½��¾ ∙ (21 �s )L ∙ 13,3 �L ? 1,21

Widerstandsbeiwert bei dieser Geschwindigkeit und bei auf 40ausgefahrenen Spreizklappen berechnet werden. Hierzu wurde der Widerstandsverlauf mit ausgefahrenen Spreizklappen berechnet und im folgenden Diagramm dargestellt:

25 30 35 40 45 50

[m/s]


Gesamtwiderstand mit eingefahrenen Flügelklappen


Kapitel 7

- 20 -

in 15 m über der VLA 75 (a) mit einer Geschwindigkeit von mindestens die zur Landung auf 40 ° ausgefahren kg somit 21 m/s. Dies wurde

Der Auftriebsbeiwert bei dieser Geschwindigkeit errechnet sich folgendermaßen:

Widerstandsbeiwert bei dieser Geschwindigkeit und bei auf 40 ° ausgefahrenen Spreizklappen berechnet werden. Hierzu wurde der Widerstandsverlauf mit ausgefahrenen Spreizklappen berechnet und im folgenden Diagramm dargestellt:

50 55 60


FLUGLEISTUNGEN

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Aus dem Diagramm lässt sich ablesen, dass der Widerstand bei 27Daraus ergibt sich der folgende Widerstandsbeiwert: uÇ²l ? 2 ∙ rx ∙ ¦L ∙ k ?

Für die Gleitstrecke aus 15 m bis zum Aufsetzen gilt: kÈ ? 15 �

�uÇ²l u�²l É � ?

Das Aufsetzen selbst geschieht näherungsweise mit VFluggeschwindigkeit von VReferrechnete Ergebnis jedoch als Gleitstrecke beim Gleiten mit Vum wenige Meter verringert. Die Landestrecke SL setzt sich nun aus Landerollstrecke S

k¢ ? k¢² G kÈ ? 157 �

Zusammenfassung der berechneten Daten Größe VS VS0 Startrollstrecke Beton Startrollstrecke Rasen Startstrecke über 15m BetonStartstrecke über 15m RasenLanderollstrecke Landestrecke über 15 m

FLUGLEISTUNGEN

h ablesen, dass der Widerstand bei 27 m/s etwa 860Daraus ergibt sich der folgende Widerstandsbeiwert: 2 ∙ 870 Ê1,225 ½��¾ ∙ (27 �s )L ∙ 13,3 �L ? 0,142

m bis zum Aufsetzen gilt: � ? 15 �¿0,142 1,21³ Á ? 128 �

Das Aufsetzen selbst geschieht näherungsweise mit VS0, so dass ab dem 15Ref auf VS0 reduziert wird. In erster Näherung kann das oben errechnete Ergebnis jedoch als ausreichend genau angesehen werden, da sich die Gleitstrecke beim Gleiten mit VS0 oder einem Mittelwert aus beiden Geschwindigkeiten nur setzt sich nun aus Landerollstrecke SLR und Gleitstrecke S

� G 128 � ? 285 �

Zusammenfassung der berechneten Daten

Motorleistung Wert Leerlauf 44 Leerlauf 40 Max. 211 Max. 224 Beton Max. 268 Startstrecke über 15m Rasen Max. 285 Max. 157 Max 285

Kapitel 7

- 21 -

m/s etwa 860 N beträgt.

, so dass ab dem 15 m-Punkt die reduziert wird. In erster Näherung kann das oben ausreichend genau angesehen werden, da sich die oder einem Mittelwert aus beiden Geschwindigkeiten nur und Gleitstrecke SG zusammen:

Einheit kts kts m m m m m m

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Hintergrund

Nach CS-VLA 221 darf mit einem in dieser Kategorie zugelassenen Flugzeug nicht absichtlich getrudelt werden. Es muss jedoch trotzdem Trudeln von einer Umdrehung oder von einer Dauer von 3 Sekunden (je nach dem, was länger andauert), mit dem üblichen Ausleitverfahren innerhalb von maximal einer weiteren Umdrehung beendet werden kann. Es muss weitekeiner Kombination der Flugsteuerung ein Trudelzustand erreichen lässt, der nicht wieder beendet werden kann. Für Flugzeuge, die als ‘characteristically incapable of spinning’ zugelassen werden sollen gilt zudem, dasder zulässigen Höchstmasse, bei einer Shinter der hintersten zugelassenen Schwerpunktlage, bei einem Höhenrunach oben um 4 ° größer ist als bei deSeitenruderausschlag, der in beiden Richtungen um 7beantragt, nachgewiesen werden müssen.

Es existieren derzeit keine mathematischen Methoden, mit deren Hilfe das Trudelverhalten theoretisch bestimmt, berechnet oder simuliert werden kann. Aus diesem Grund muss letztlich immer eine Trudelerprobung im Flugversuch erfolgen.

Allerdings gibt es empirische Verfahren und Richtwerte, anhand Trudeleigenschaften eines Flugzeuges bekannteste und aussagekräftigste Verfahren ist die Auslegung des Leitwerkes unter Berücksichtigung des sogenannten „

Tail-Damping-Power

Da insbesondere bei einer mehr oder weniger neutralen Masseverteilung, wie dies bei herkömmlichen Kleinflugzeugen der Fall ist, das Seitenruder das primäre und wichtigste Steuerelement zum Ausleiten des Trudelns ist, kommt der richtigen Konstruktion des Seitenleitwerks im Hinblick auf die Ausleiteigenschaften des Trudelns eine besondere Bedeutung zu. Die wohl wichtigste Voraussetzung an das Seitenleitwerk ist daher, dass es während des Trudelns wirksam beleibt und nicht durch Wirbel und abgelöste Strömung dHöhenleitwerks unwirksam wird. Eine weitere Voraussetzung ist eine ausreichend große feste Flosse, da diese Fläche einen großen Anteil zur Dämpfung der Trudelbewegung beiträgt.

Die Geometrie des Seitenleitwerkes im Bezug auf die Anforderungen des Trudeldurch den sogenannten „TailDamping-Power-Factor“ ist ein empirischer Kennwert, der aus der Untersuchung einer großen Anzahl von Flugzeugen und deren Leitwerke entstand. Sein Betrag ist ein Hinwei

TRUDELN

darf mit einem in dieser Kategorie zugelassenen Flugzeug nicht absichtlich jedoch trotzdem im Flugversuch nachgewiesen werden, dass

Trudeln von einer Umdrehung oder von einer Dauer von 3 Sekunden (je nach dem, was länger andauert), mit dem üblichen Ausleitverfahren innerhalb von maximal einer weiteren Umdrehung beendet werden kann. Es muss weiterhin nachgewiesen werden, dass sich mit keiner Kombination der Flugsteuerung ein Trudelzustand erreichen lässt, der nicht wieder

Für Flugzeuge, die als ‘characteristically incapable of spinning’ zugelassen werden sollen gilt zudem, dass diese Eigenschaften bei einer Masse von 5der zulässigen Höchstmasse, bei einer Schwerpunktlage von mindestens 3hinter der hintersten zugelassenen Schwerpunktlage, bei einem Höhenru

° größer ist als bei der Zulassung beantragt sowie bei einem , der in beiden Richtungen um 7 ° größer ist als bei der Zulassung

beantragt, nachgewiesen werden müssen.

Es existieren derzeit keine mathematischen Methoden, mit deren Hilfe das Trudelverhalten oretisch bestimmt, berechnet oder simuliert werden kann. Aus diesem Grund muss

letztlich immer eine Trudelerprobung im Flugversuch erfolgen.

Allerdings gibt es empirische Verfahren und Richtwerte, anhand Trudeleigenschaften eines Flugzeuges zumindest tendenziell vorhersagen lassen. bekannteste und aussagekräftigste Verfahren ist die Auslegung des Leitwerkes unter Berücksichtigung des sogenannten „Tail-Damping-Power-Factor“ (TDPF).

Power-Factor (TDPF)

Da insbesondere bei einer mehr oder weniger neutralen Masseverteilung, wie dies bei herkömmlichen Kleinflugzeugen der Fall ist, das Seitenruder das primäre und wichtigste Steuerelement zum Ausleiten des Trudelns ist, kommt der richtigen Konstruktion des

itenleitwerks im Hinblick auf die Ausleiteigenschaften des Trudelns eine besondere Bedeutung zu. Die wohl wichtigste Voraussetzung an das Seitenleitwerk ist daher, dass es während des Trudelns wirksam beleibt und nicht durch Wirbel und abgelöste Strömung dHöhenleitwerks unwirksam wird. Eine weitere Voraussetzung ist eine ausreichend große feste Flosse, da diese Fläche einen großen Anteil zur Dämpfung der Trudelbewegung

Die Geometrie des Seitenleitwerkes im Bezug auf die Anforderungen des Trudeldurch den sogenannten „Tail-Damping-Power-Factor“ (TDPF) ausgedrückt. Der „Tail

Factor“ ist ein empirischer Kennwert, der aus der Untersuchung einer großen Anzahl von Flugzeugen und deren Leitwerke entstand. Sein Betrag ist ein Hinwei

Kapitel 8

- 1 -

darf mit einem in dieser Kategorie zugelassenen Flugzeug nicht absichtlich im Flugversuch nachgewiesen werden, dass

Trudeln von einer Umdrehung oder von einer Dauer von 3 Sekunden (je nach dem, was länger andauert), mit dem üblichen Ausleitverfahren innerhalb von maximal einer weiteren

rhin nachgewiesen werden, dass sich mit keiner Kombination der Flugsteuerung ein Trudelzustand erreichen lässt, der nicht wieder

Für Flugzeuge, die als ‘characteristically incapable of spinning’ nschaften bei einer Masse von 5 % über

chwerpunktlage von mindestens 3 % des MAC hinter der hintersten zugelassenen Schwerpunktlage, bei einem Höhenruderausschlag der

r Zulassung beantragt sowie bei einem ° größer ist als bei der Zulassung

Es existieren derzeit keine mathematischen Methoden, mit deren Hilfe das Trudelverhalten oretisch bestimmt, berechnet oder simuliert werden kann. Aus diesem Grund muss

Allerdings gibt es empirische Verfahren und Richtwerte, anhand deren sich die zumindest tendenziell vorhersagen lassen. Das wohl

bekannteste und aussagekräftigste Verfahren ist die Auslegung des Leitwerkes unter Factor“ (TDPF).

Da insbesondere bei einer mehr oder weniger neutralen Masseverteilung, wie dies bei herkömmlichen Kleinflugzeugen der Fall ist, das Seitenruder das primäre und wichtigste Steuerelement zum Ausleiten des Trudelns ist, kommt der richtigen Konstruktion des

itenleitwerks im Hinblick auf die Ausleiteigenschaften des Trudelns eine besondere Bedeutung zu. Die wohl wichtigste Voraussetzung an das Seitenleitwerk ist daher, dass es während des Trudelns wirksam beleibt und nicht durch Wirbel und abgelöste Strömung des Höhenleitwerks unwirksam wird. Eine weitere Voraussetzung ist eine ausreichend große feste Flosse, da diese Fläche einen großen Anteil zur Dämpfung der Trudelbewegung

Die Geometrie des Seitenleitwerkes im Bezug auf die Anforderungen des Trudelns wird Factor“ (TDPF) ausgedrückt. Der „Tail-

Factor“ ist ein empirischer Kennwert, der aus der Untersuchung einer großen Anzahl von Flugzeugen und deren Leitwerke entstand. Sein Betrag ist ein Hinweis

© Dominik Schmieg

auf die Effektivität des Seitenleitwerkes während des Trudelns. Der „TailFactor“ setzt sich aus dem “UnshieldedDamping-Ratio” (TDR) zusammen. Der “Unshieldedrepräsentiert hier die Teile des Seitenruders, die während des Trudelns noch angeströmt und nicht durch das Höhenleitwerk abgeschirmt werden und wodurch ein entgegen zur Drehrichtung gerichtetes Moment erzeugt werden kann. In das “Tailder Teil des Rumpfes unterhalb des Höhenruders mit ein, der zur Dämpfung der Trudelrotation beiträgt. Dass bei der Auslegung eines Leitwerkes sowohl auf den URVC als auch das TDR geachtet werden muss wird mathematisch durch die Multiplikation beider Werte deutlich, da nur durch den Betrag beider Faktoren ein „Tailausreichender Größe erreicht werden kann.

Um gutmütige Trudeleigenschaften zu erreichen, ist beim Twibitz das Seitenleitwerk vor dem Höhenleitwerk platziert. Auf diese Weise wirdurch das Höhenleitwerk minimiert.

Berechnet werden die drei Werte

b = Spannweite

S = Flügelfläche

SR1 = Wirksame Seitenruderflächebeeinflusst ist (Verwirbelung ist durch die 30

SF = Dämpfende, wirksame Rumpffläche unterhalb des Höhenleitwerks

HIJK =LMN ∙ PN Q

L ∙ (

TRUDELN

auf die Effektivität des Seitenleitwerkes während des Trudelns. Der „TailFactor“ setzt sich aus dem “Unshielded-Rudder-Volume-Coefficient” (URVC) und dem “Tail

Ratio” (TDR) zusammen. Der “Unshielded-Rudder-Volumesentiert hier die Teile des Seitenruders, die während des Trudelns noch angeströmt

und nicht durch das Höhenleitwerk abgeschirmt werden und wodurch ein entgegen zur Drehrichtung gerichtetes Moment erzeugt werden kann. In das “Tail-Damping

Teil des Rumpfes unterhalb des Höhenruders mit ein, der zur Dämpfung der Trudelrotation beiträgt. Dass bei der Auslegung eines Leitwerkes sowohl auf den URVC als auch das TDR geachtet werden muss wird mathematisch durch die Multiplikation beider

tlich, da nur durch den Betrag beider Faktoren ein „Tail-Dampingausreichender Größe erreicht werden kann.

Um gutmütige Trudeleigenschaften zu erreichen, ist beim Twibitz das Seitenleitwerk vor dem Höhenleitwerk platziert. Auf diese Weise wird die Abschattung des Seitenleitwerks durch das Höhenleitwerk minimiert.

Berechnet werden die drei Werte folgendermaßen:

Wirksame Seitenruderfläche, die nicht durch die Verwirbelung des Höhenleitwerks (Verwirbelung ist durch die 30 ° bzw. 60 ° Winkel definiert)

Dämpfende, wirksame Rumpffläche unterhalb des Höhenleitwerks

Q LMS ∙ PS

(T/2)=

0,79 WS ∙ 4,44 W Q (0 ∙ 0)

13,3 WS ∙ (9,5 W ∙ 12X )

= 0,

30 °

60

L = 4890 mm

L1 = 4440 mm

SR1 = 791451 mm

SF = 277275 mm

Kapitel 8

- 2 -

auf die Effektivität des Seitenleitwerkes während des Trudelns. Der „Tail-Damping-Power-Coefficient” (URVC) und dem “Tail-

Volume-Coefficient” sentiert hier die Teile des Seitenruders, die während des Trudelns noch angeströmt

und nicht durch das Höhenleitwerk abgeschirmt werden und wodurch ein entgegen zur Damping-Ratio” fließt

Teil des Rumpfes unterhalb des Höhenruders mit ein, der zur Dämpfung der Trudelrotation beiträgt. Dass bei der Auslegung eines Leitwerkes sowohl auf den URVC als auch das TDR geachtet werden muss wird mathematisch durch die Multiplikation beider

Damping-Power-Factor“

Um gutmütige Trudeleigenschaften zu erreichen, ist beim Twibitz das Seitenleitwerk vor d die Abschattung des Seitenleitwerks

des Höhenleitwerks ° Winkel definiert)

Dämpfende, wirksame Rumpffläche unterhalb des Höhenleitwerks

,05552

°

60 °

= 791451 mm2 = 0,79 m2

= 277275 mm2 = 0,28 m2

© Dominik Schmieg

YZI = L[

L ∙ (

YZ\] = HIJK

Der „Tail-Damping-Power-Factor“ drück für sich Trudeleigenschaft aus. Er muss im Zusammenhang mit den Trägheitsmomenten und der „Relativen Dichte“ des Flugzeuges betrachtet werden.

Massenträgheitsmomente

Die Massenträgheitsmomente spielen bei sehr dynamischen Bewegungen eines Körpers eine bedeutende Rolle. Dies gilt aMassenträgheitsmomente eines Flugzeuges bestimmen daher auch zu einem großen Teil die Trudeleigenschaften eines Flugzeuges.

Die Massenträgheitsmomente des Twibitz werden in diesem Bericht mit Hilfe einer Statistik abgeschätzt. Diese Statistik habe ich dem Buch „Trudeln mit kleinen Flugzeugen“ entnommen, das von mir verfasst wurde und voraussichtlich im Frühjahr 2012 im TFTVerlag erscheinen wird. Werden Massenträgheitsmomente statistisch, also durch den Vergleich mit ähnlichen Flugzeugen, erfasst, so ist es sehr wichtig, dass sich diese Flugzeuge nicht nur äußerlich, sondern auch innerlich ähneln. Dies bedeutet, dass die Verteilung der Masse entlang der einzelnen Achsen vergleichbar sein muss.

Nr. Flugzeugtyp Masse [kg]1 Cessna 152

2 Cessna 162

3 Cessna 172

4 Cessna 182

5 Cessna 210

6 AA-1X

7 Piper PA28

8 Piper PA28 Arrow

9 Beech Bonanza

10 NA Navion

11 Beech T34

12 Bulldog Series 100

TRUDELN

[ ∙ PS

(T/2)S = 0,28 WS ∙ (4,89 W)S

13,3 WS ∙ (9,5 W ∙ 12X )S

= 0,02231

HIJK ∙ YZI = 0,05552 ∙ 0,02231 = 0,001239

Factor“ drück für sich allein genommen noch keine aus. Er muss im Zusammenhang mit den Trägheitsmomenten und der

elativen Dichte“ des Flugzeuges betrachtet werden.

Massenträgheitsmomente

Die Massenträgheitsmomente spielen bei sehr dynamischen Bewegungen eines Körpers eine bedeutende Rolle. Dies gilt auch für ein trudelndes Flugzeug. Die Massenträgheitsmomente eines Flugzeuges bestimmen daher auch zu einem großen Teil die Trudeleigenschaften eines Flugzeuges.

Die Massenträgheitsmomente des Twibitz werden in diesem Bericht mit Hilfe einer Statistik chätzt. Diese Statistik habe ich dem Buch „Trudeln mit kleinen Flugzeugen“

entnommen, das von mir verfasst wurde und voraussichtlich im Frühjahr 2012 im TFTVerlag erscheinen wird. Werden Massenträgheitsmomente statistisch, also durch den

lichen Flugzeugen, erfasst, so ist es sehr wichtig, dass sich diese Flugzeuge nicht nur äußerlich, sondern auch innerlich ähneln. Dies bedeutet, dass die Verteilung der Masse entlang der einzelnen Achsen vergleichbar sein muss.

Masse [kg] Nr. Flugzeugtyp 758 13 Cranfield A1

613 14 BT-9A

772 15 XR2K-1

1200 16 Boeing YP-29A

1226 17 Boeing P-26A

701 18 Beagle 121 Series 2

953 19 Hammond Y-1

1099 20 SIAI-Marchetti S-211

1419 21 SIAI-Marchetti S-211

1249 22 Pilatus PC-21

1362 23 DH2 Beaver

1022 24 Schweizer Segelflugzeug

Kapitel 8

- 3 -

02231

001239

genommen noch keine aus. Er muss im Zusammenhang mit den Trägheitsmomenten und der

Die Massenträgheitsmomente spielen bei sehr dynamischen Bewegungen eines Körpers uch für ein trudelndes Flugzeug. Die

Massenträgheitsmomente eines Flugzeuges bestimmen daher auch zu einem großen Teil die

Die Massenträgheitsmomente des Twibitz werden in diesem Bericht mit Hilfe einer Statistik chätzt. Diese Statistik habe ich dem Buch „Trudeln mit kleinen Flugzeugen“

entnommen, das von mir verfasst wurde und voraussichtlich im Frühjahr 2012 im TFT-Verlag erscheinen wird. Werden Massenträgheitsmomente statistisch, also durch den

lichen Flugzeugen, erfasst, so ist es sehr wichtig, dass sich diese Flugzeuge nicht nur äußerlich, sondern auch innerlich ähneln. Dies bedeutet, dass die Verteilung der

Masse [kg] 908

2030

785

1559

1403

763

859

211 1589

211 1816

2635

2270

Schweizer Segelflugzeug 397

© Dominik Schmieg

TRUDELN Kapitel 8

- 4 -

© Dominik Schmieg

Beim Twibitz können folgende Trägheitsmomente angenommen werden:

IXX = 1000 kgm2 (

IYY = 1500 kgm2 (m

IZZ = 2100 kgm2 (

„Relative Dichte“ µ

Die Dichte des Flugzeuges relativ zur Dichte der Umgebungsluft, in der sich das bewegt, wird durch den Faktor der „Relativen Dichte“ μ angegeben.

Die Formel für die „Relative Dichte“ lautet:

Für den Twibitz ergibt sich in Meereshöhe bei Standardatmosphäre beim maximalen Abfluggewicht von 750 kg folgender Wert für die „Relative Dichte“:

e =W

f ∙ L

TRUDELN

Beim Twibitz können folgende Trägheitsmomente angenommen werden:

(m ∙ (h2 Q b2) = 75.129 kgm2)

(m ∙ (h2 Q l2) = 54.606 kgm2)

(m ∙ (l2 Q b2) = 114.851 kgm2)

Die Dichte des Flugzeuges relativ zur Dichte der Umgebungsluft, in der sich das bewegt, wird durch den Faktor der „Relativen Dichte“ μ angegeben.

Die Formel für die „Relative Dichte“ lautet:

e =W

f ∙ L ∙ T [g]

Twibitz ergibt sich in Meereshöhe bei Standardatmosphäre beim maximalen kg folgender Wert für die „Relative Dichte“:

W

L ∙ T=

750 hi

1,225 jklm ∙ 13,3 WS ∙ 9,5 W

= 4,85

Kapitel 8

- 5 -

Die Dichte des Flugzeuges relativ zur Dichte der Umgebungsluft, in der sich das Flugzeug

Twibitz ergibt sich in Meereshöhe bei Standardatmosphäre beim maximalen

© Dominik Schmieg

Zusammenführung der drei Merkmale

Im folgenden Diagramm, das ebenfalls meinem Buch „Trudeln mit kleinen Flugzeugen“ entnommen ist, werden nun die drei Parameter „TailMassenträgheitsmomente und „Relative Dichte“ zusammengefasst.

Der auf der x-Achse aufgetragene sogenannte „Inertia Yawingbeim Twibitz etwa 74 ∙ 10-4.

Das Diagramm ist so zu verwenden, dass zunächst der TDPF und der IYMP des Flugzeuges eingetragen wird und dann die entsprechende Linie für die „Relative Dichte“ gesucht wird.

20 <

15 <

10 <

0

200

600

400

800

1200

1000

1400

1600

• 10-6

-280 -240

Tail-

dam

pin

g p

ow

er

facto

r, T

DP

F

1239

Ausleiten mit dem Seitenruder alleine

Ausleiten mit dem Seitenruder und dem Höhenruder

TRUDELN

Zusammenführung der drei Merkmale

, das ebenfalls meinem Buch „Trudeln mit kleinen Flugzeugen“ werden nun die drei Parameter „Tail-Damping

Massenträgheitsmomente und „Relative Dichte“ zusammengefasst.

Achse aufgetragene sogenannte „Inertia Yawing-Moment Parameter“ ergibt


20 < µ ≤ 35

15 < µ ≤ 20

10 < µ ≤ 15

240 -200 -160 -120 -80 -40 0 40

IXX - IYY

m • b2Inertia yawing-moment parameter

-74

Ausleiten mit dem Seitenruder alleine

Ausleiten mit dem Seitenruder und dem Höhenruder

erfolgreicher Bereich

nicht erfolgreicher Bereich

Kapitel 8

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, das ebenfalls meinem Buch „Trudeln mit kleinen Flugzeugen“ Damping-Power-Factor“,

Moment Parameter“ ergibt


12080

• 10-4

rfolgreicher Bereich

nicht erfolgreicher Bereich

© Dominik Schmieg

Liegt der Punkt oberhalb dieser Linie, so ist von einem guten Ausleitverhalten beim Trudeln auszugehen.

Da die „Relative Dichte“ beim Twibitz etwa 4,5 beträgt, ist die nächste passende Linie die für μ = 6. Man sieht, dass der Punkt des Twibitz weit über dieser Linie liegteinem sehr guten Ausleitverhalten beim Trudeln auszugehen ist. Flughöhen und liegt vor allem an der Position des deutlich vor dem Höhenleitwerk positioniert ist und eine AbschattungTrudelns daher minimiert wird.

Da beim Twibitz von einem sehr guten Ausleitverhalten auszugehen ist, wird vermutlich das Trudeln ebenfalls relativ leicht eingeleitet werden können. Dies liegt an der hohen Wirksamkeit der Ruder und widersprichtBauvorschrift. Es wäre zu überlegen, die Tragflächen im äußeren Bereich mit einer heruntergezogenen Flügelnase (drooped leading edge) auszurüsten. hier die 40 % der äußeren Tragflügelhälften. Die effektive Möglichkeit, das Einleiten des Trudelns deutlich zu erschweren und hinauszuzögern, das Ausleiten wäre aufgrund demöglich.

Im Bezug auf das Trudeln darf beim Twibitz von sehr werden, womit im Hinblick hieraufguten und vor allem nach sicheren Flugeigenschaften erfüllt sind.

Es muss erwähnt werden, dass mit dieser Methode, also über die BTrägheitsmomente und der „Relativen Dichte“ das Trudelverhalten eindeutig und mit Sicherheit vorausberechnet werden kannbekannten Methoden auch!).wenig Aufwand das tendenzielle Verhalten beim Ausleiten von Trudeln abschätzen zu können.

TRUDELN

oberhalb dieser Linie, so ist von einem guten Ausleitverhalten beim Trudeln

Da die „Relative Dichte“ beim Twibitz etwa 4,5 beträgt, ist die nächste passende Linie die für der Punkt des Twibitz weit über dieser Linie liegt

Ausleitverhalten beim Trudeln auszugehen ist. Dies gilt auch für große liegt vor allem an der Position des Seitenleitwerkes, das ganz bewusst

deutlich vor dem Höhenleitwerk positioniert ist und eine AbschattungTrudelns daher minimiert wird.

Da beim Twibitz von einem sehr guten Ausleitverhalten auszugehen ist, wird vermutlich das Trudeln ebenfalls relativ leicht eingeleitet werden können. Dies liegt an der hohen Wirksamkeit der Ruder und widerspricht grundsätzlich nicht den Forderungen der

Es wäre zu überlegen, die Tragflächen im äußeren Bereich mit einer heruntergezogenen Flügelnase (drooped leading edge) auszurüsten. Bewährt haben sich

% der äußeren Tragflügelhälften. Die „drooped leading edge“effektive Möglichkeit, das Einleiten des Trudelns deutlich zu erschweren und hinauszuzögern, das Ausleiten wäre aufgrund deTwibs großen TDPF aber dennoch gut

Im Bezug auf das Trudeln darf beim Twibitz von sehr guten Eigenschaften ausgegangen hierauf die Forderungen der Wettbewerbsausschreibung nach

guten und vor allem nach sicheren Flugeigenschaften erfüllt sind.

erwähnt werden, dass mit dieser Methode, also über die Berechnung Trägheitsmomente und der „Relativen Dichte“ das Trudelverhalten eines Flugzeuges

mit Sicherheit vorausberechnet werden kann (so wie mit allen derzeit . Vielmehr liegt der Nutzen dieser Methode dari

wenig Aufwand das tendenzielle Verhalten beim Ausleiten von Trudeln abschätzen zu

Kapitel 8

- 7 -

oberhalb dieser Linie, so ist von einem guten Ausleitverhalten beim Trudeln

Da die „Relative Dichte“ beim Twibitz etwa 4,5 beträgt, ist die nächste passende Linie die für der Punkt des Twibitz weit über dieser Linie liegt und somit von

gilt auch für große Seitenleitwerkes, das ganz bewusst

deutlich vor dem Höhenleitwerk positioniert ist und eine Abschattung während des

Da beim Twibitz von einem sehr guten Ausleitverhalten auszugehen ist, wird vermutlich das Trudeln ebenfalls relativ leicht eingeleitet werden können. Dies liegt an der hohen

nicht den Forderungen der Es wäre zu überlegen, die Tragflächen im äußeren Bereich mit einer

Bewährt haben sich „drooped leading edge“ ist eine sehr

effektive Möglichkeit, das Einleiten des Trudelns deutlich zu erschweren und s großen TDPF aber dennoch gut

guten Eigenschaften ausgegangen die Forderungen der Wettbewerbsausschreibung nach

erechnung des TDPF, der eines Flugzeuges nicht

(so wie mit allen derzeit Vielmehr liegt der Nutzen dieser Methode darin, mit sehr

wenig Aufwand das tendenzielle Verhalten beim Ausleiten von Trudeln abschätzen zu

© Dominik Schmieg

Bauweise des Flugzeuges

Bei der Auswahl der Bauweise für den Twibitz stand für mich im Vordergrund, dass das

Flugzeug möglichst einfach, d.h. ohne Spezialwerkzeug von einem durchschnittlich begabten Eigenbauer hergestellt werden können muss. Diese Vorgabe gilt sowohl für Herstellung alle Einzelteile, als auch für das Zusammenfügen der Einzelteile oder von einzelnen BaugruppenGesamtstruktur des Flugzeuges. Diese Maßgabe muss selbstredend zu einem geringen Preis, bei einem geringen Gewicht und bei ausreichender Festigkeit erfüllt werden.

Ich habe mich daher beim Twibitz für die

nicht dem neuesten Stand der Technik entsprechen, mit ihr lassen sich jedoch in meinen Augen die sinnvollsten Kompromisse erzielen und die oben genannten Forderungen am besten erfüllen.

Als Vorbemerkung soll erwähnt werden, dass ich im RahmenLastannahmen oder Strukturberechnungen durchgeführt habe (so wie dies nach den Forderungen der Ausschreibung auch nicht notwendig war). Somit ist klar, dass die Eignung der Fügemethode für das Rohrgerüst, die Dimensionierung dersowie die Anzahl und Position der Rohre und Holme als reine Annahme beziehungsweise als Grundlage für detailliertere Untersuchungen dienen sollEntscheidung anzusehen ist. Selbiges gilt auch für die ARohre und Holme.

STRUKTUR

des Flugzeuges


Flugzeug möglichst einfach, d.h. ohne besondere Kenntnisse und mit möglichst wenig Spezialwerkzeug von einem durchschnittlich begabten Eigenbauer hergestellt werden können muss. Diese Vorgabe gilt sowohl für Herstellung alle Einzelteile, als auch für das Zusammenfügen der Einzelteile oder von einzelnen Baugruppen, und somit für die Gesamtstruktur des Flugzeuges. Diese Maßgabe muss selbstredend zu einem geringen Preis, bei einem geringen Gewicht und bei ausreichender Festigkeit erfüllt werden.

Ich habe mich daher beim Twibitz für die Gemischtbauweise entschieden. D

nicht dem neuesten Stand der Technik entsprechen, mit ihr lassen sich jedoch in meinen Augen die sinnvollsten Kompromisse erzielen und die oben genannten Forderungen am

Als Vorbemerkung soll erwähnt werden, dass ich im Rahmen dieses Beitrages keinerlei Lastannahmen oder Strukturberechnungen durchgeführt habe (so wie dies nach den Forderungen der Ausschreibung auch nicht notwendig war). Somit ist klar, dass die Eignung der Fügemethode für das Rohrgerüst, die Dimensionierung der einzelnen Rohre und Holme sowie die Anzahl und Position der Rohre und Holme als reine Annahme beziehungsweise als Grundlage für detailliertere Untersuchungen dienen soll, jedoch aber nicht als feste Entscheidung anzusehen ist. Selbiges gilt auch für die Auswahl der Aluminium

Kapitel 9

- 1 -


und mit möglichst wenig Spezialwerkzeug von einem durchschnittlich begabten Eigenbauer hergestellt werden können muss. Diese Vorgabe gilt sowohl für Herstellung alle Einzelteile, als auch für das

, und somit für die Gesamtstruktur des Flugzeuges. Diese Maßgabe muss selbstredend zu einem geringen Preis, bei einem geringen Gewicht und bei ausreichender Festigkeit erfüllt werden.

entschieden. Diese mag zwar

nicht dem neuesten Stand der Technik entsprechen, mit ihr lassen sich jedoch in meinen Augen die sinnvollsten Kompromisse erzielen und die oben genannten Forderungen am

dieses Beitrages keinerlei Lastannahmen oder Strukturberechnungen durchgeführt habe (so wie dies nach den Forderungen der Ausschreibung auch nicht notwendig war). Somit ist klar, dass die Eignung

einzelnen Rohre und Holme sowie die Anzahl und Position der Rohre und Holme als reine Annahme beziehungsweise als

, jedoch aber nicht als feste Aluminiumlegierung für

© Dominik Schmieg

Rumpf

Rohrgerüstbauweise

Der Rumpf soll in der Rohrgerüstbauweiseseinem Buch „Entwurf und Berechnung von Flugzeugen, Band 2, Rumpf“ von 1943:

» Von allen Ausführungsformen des Rumpfes hat diese Bauweise den Vorteil des denkbar

einfachsten Aufbaues. Wie der Name schon sagt, handelt es sich hier um eine Verbindung

von Rohren ohne irgendwelche Zwischenglieder, wie Niete, Schrauben, Knotenbleche usw.

Daher sind geschweißte Rohrgerüstrümpfe, soweit es sich um Ganzstahlbauweise handelt

(England), gewichtlich sehr leicht. …

… Ein unverkennbarer Nachteil aller Rohrgerüstrümpfe ist natürlich die Notwendigkeit der

Aufbringung eines Formgebungsgerüsts, um ein

Profilierung zu erzielen, die der Gitterrumpf mit rechteckigem Qu

hat. «

In dieser kurzen Ausführung werden bereits die beiden charakteristischen Hauptbestandteile dieser Bauweise genannt: das sehr einfach und mit sehr geringem Gewicht herstellbare Rohrgerüst sowie das daran angebrachte, nichtFormgebungsgerüst. Schreibt Gerhard Otto hFormgebungsgerüsts ein Nachteil sei, so sehe ich dies als einen großen Vorteil für den Flugzeugeigenbau an:

Tragende Funktion hat bei Twibitzstandardisiertes Gerüst, das von zugelassenen Pläne hergestellt werden musstragende Funktion. Es dient, wie sein Name sagt, lediglich der Formgebung.

STRUKTUR

Rohrgerüstbauweise

Rohrgerüstbauweise erstellt werden. Gerhard Otto schreibt dazu in

seinem Buch „Entwurf und Berechnung von Flugzeugen, Band 2, Rumpf“ von 1943:

Von allen Ausführungsformen des Rumpfes hat diese Bauweise den Vorteil des denkbar




(England), gewichtlich sehr leicht. …

Ein unverkennbarer Nachteil aller Rohrgerüstrümpfe ist natürlich die Notwendigkeit der

Aufbringung eines Formgebungsgerüsts, um eine einigermaßen aerodynamische

Profilierung zu erzielen, die der Gitterrumpf mit rechteckigem Querschnitt an sich ja nicht

(Bilder: Gerhard Otto, „Entwurf und Berechnung von Flugzeugen“, Band II „Rumpf“)

Ausführung werden bereits die beiden charakteristischen Hauptbestandteile dieser Bauweise genannt: das sehr einfach und mit sehr geringem Gewicht herstellbare Rohrgerüst sowie das daran angebrachte, nichtFormgebungsgerüst. Schreibt Gerhard Otto hier, dass die Notwendigkeit eines Formgebungsgerüsts ein Nachteil sei, so sehe ich dies als einen großen Vorteil für den

Tragende Funktion hat bei Twibitz-Rumpf allein das Rohrgerüst. Es ist daher ein standardisiertes Gerüst, das von jedem Eigenbauer anhand der gerechneten und zugelassenen Pläne hergestellt werden muss. Das Formgebungsgerüst hat dagegen keinerlei tragende Funktion. Es dient, wie sein Name sagt, lediglich der Formgebung.

Kapitel 9

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erstellt werden. Gerhard Otto schreibt dazu in

seinem Buch „Entwurf und Berechnung von Flugzeugen, Band 2, Rumpf“ von 1943:

Von allen Ausführungsformen des Rumpfes hat diese Bauweise den Vorteil des denkbar




Ein unverkennbarer Nachteil aller Rohrgerüstrümpfe ist natürlich die Notwendigkeit der

e einigermaßen aerodynamische

erschnitt an sich ja nicht

erechnung von Flugzeugen“, Band II „Rumpf“)

Ausführung werden bereits die beiden charakteristischen Hauptbestandteile dieser Bauweise genannt: das sehr einfach und mit sehr geringem Gewicht herstellbare Rohrgerüst sowie das daran angebrachte, nicht-tragende

ier, dass die Notwendigkeit eines Formgebungsgerüsts ein Nachteil sei, so sehe ich dies als einen großen Vorteil für den

Rumpf allein das Rohrgerüst. Es ist daher ein jedem Eigenbauer anhand der gerechneten und

. Das Formgebungsgerüst hat dagegen keinerlei tragende Funktion. Es dient, wie sein Name sagt, lediglich der Formgebung.

© Dominik Schmieg

Die Gesamtversion kann gerne beim Autor angefordert werden.

STRUKTUR

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Kapitel 9

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© Dominik Schmieg


STRUKTUR



Kapitel 9

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STRUKTUR



Kapitel 9

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© Dominik Schmieg

Rohrgerüst

Das Rohrgerüst besteht beim Twibitz aus folgendermaßen aus:

STRUKTUR

Das Rohrgerüst besteht beim Twibitz aus Aluminium-Rundrohren und sieht prinzipiell

Kapitel 9

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en und sieht prinzipiell

© Dominik Schmieg

STRUKTUR Kapitel 9

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© Dominik Schmieg

Generell könnten diese Aluminiumrohre auf unterschiedliche Weise zusammengefügt werden. Durch die Schrift „Flugzeugbau in Metall“ von H. Goldbrunner bin ich auf die Flugzeugbau sicherlich eher ungewöhnliche gestoßen und habe mich dafür entschieden, dieses Verfahren beim Twibitz anzuwenden.Informationen zum Weichlöten/“Gießlieren“, zur Verarbeitung und zu speziellen Eigenschaften sind im Anhang zu finden.

Weichlöten unterscheidet sich vom Hartlöten per Definition durch eine mArbeitstemperatur von 450 °. Dies hat im Vergleich zum Hartlöten oder gar zum Schweißen den großen Vorteil, dass sich das Bauteil beim Erwärmen nicht oder nur sehr gering verzieht oder schwindet.

Die Aluminiumrohre der Rumpfstruktur sollen aus der Legierung AlMgSi1 bestehen. Dies ist eine Legierung, die häufig auch im Fahrzeugbau Verwendung findet, allgemein gut zu bearbeiten ist, außerdem gut schweißbar und sehr korrosionsbeständig ist. Rundrohre problemlos in einer Vielzahl von Abmessungen zu

Die mechanischen Eigenschaften von AlMgSi1 sind in der folgenden zusammengefasst:

Zugfestigkeit Rm 275

Dehngrenze Rp0,2 240

Bruchdehnung A5/A50 -

Brinellhärte 84

Als Lot eignet sich das Lot AL75 verarbeiten und weist eine ZugFestigkeit als das Aluminium aufweist, sollten die Lötnähte möglichst dick aufgetragen werden. Die Festigkeit der Verbindung lässt sich so Erhöhen und der Lastfluss auf eine größere Fläche verteilen. Die folgenden Bilder zeigen hierfür verschied

Außerdem sollten an stark beanspruchten Knoten Laschen werden. Dies kann dadurch geschehen, dass die Lasche an ihren Rändern mit der Struktur verlötet wird, oder aber, dass die beiden Flächen einzeln mit Lot beaufschlagt und

STRUKTUR

en diese Aluminiumrohre auf unterschiedliche Weise zusammengefügt werden. Durch die Schrift „Flugzeugbau in Metall“ von H. Goldbrunner bin ich auf die Flugzeugbau sicherlich eher ungewöhnliche – Methode des Weichlötens

mich dafür entschieden, dieses Verfahren beim Twibitz anzuwenden.Informationen zum Weichlöten/“Gießlieren“, zur Verarbeitung und zu speziellen Eigenschaften sind im Anhang zu finden.

Weichlöten unterscheidet sich vom Hartlöten per Definition durch eine m°. Dies hat im Vergleich zum Hartlöten oder gar zum Schweißen

den großen Vorteil, dass sich das Bauteil beim Erwärmen nicht oder nur sehr gering

Die Aluminiumrohre der Rumpfstruktur sollen aus der Legierung AlMgSi1 bestehen. Dies ist eine Legierung, die häufig auch im Fahrzeugbau Verwendung findet, allgemein gut zu bearbeiten ist, außerdem gut schweißbar und sehr korrosionsbeständig ist. Rundrohre problemlos in einer Vielzahl von Abmessungen zu erhalten (siehe Anhang

Die mechanischen Eigenschaften von AlMgSi1 sind in der folgenden

275-300 N/mm2

240-255 N/mm2

-/6-9 %

84-91 HB

das Lot AL75 der Firma IPS (siehe Anhang). Dies ist einfach zu verarbeiten und weist eine Zugfestigkeit von 85 N/mm2 auf. Da das Lot eineFestigkeit als das Aluminium aufweist, sollten die Lötnähte möglichst dick aufgetragen werden. Die Festigkeit der Verbindung lässt sich so Erhöhen und der Lastfluss auf eine

Die folgenden Bilder zeigen hierfür verschiedene Beispiele.

(Bilder: H. Goldbrunner, „Flugzeugbau in Metall“, 2004)

an stark beanspruchten Knoten Laschen und Eckaussteifungen aufgelötet . Dies kann dadurch geschehen, dass die Lasche an ihren Rändern mit der Struktur

verlötet wird, oder aber, dass die beiden Flächen einzeln mit Lot beaufschlagt und

Kapitel 9

- 8 -

en diese Aluminiumrohre auf unterschiedliche Weise zusammengefügt werden. Durch die Schrift „Flugzeugbau in Metall“ von H. Goldbrunner bin ich auf die – im

Methode des Weichlötens („Gießlieren“) mich dafür entschieden, dieses Verfahren beim Twibitz anzuwenden.

Informationen zum Weichlöten/“Gießlieren“, zur Verarbeitung und zu speziellen

Weichlöten unterscheidet sich vom Hartlöten per Definition durch eine maximale °. Dies hat im Vergleich zum Hartlöten oder gar zum Schweißen

den großen Vorteil, dass sich das Bauteil beim Erwärmen nicht oder nur sehr gering

Die Aluminiumrohre der Rumpfstruktur sollen aus der Legierung AlMgSi1 bestehen. Dies ist eine Legierung, die häufig auch im Fahrzeugbau Verwendung findet, allgemein gut zu bearbeiten ist, außerdem gut schweißbar und sehr korrosionsbeständig ist. Rundrohre sind

siehe Anhang).

Die mechanischen Eigenschaften von AlMgSi1 sind in der folgenden Übersicht

). Dies ist einfach zu auf. Da das Lot eine geringere

Festigkeit als das Aluminium aufweist, sollten die Lötnähte möglichst dick aufgetragen werden. Die Festigkeit der Verbindung lässt sich so Erhöhen und der Lastfluss auf eine

ene Beispiele.

H. Goldbrunner, „Flugzeugbau in Metall“, 2004)

und Eckaussteifungen aufgelötet . Dies kann dadurch geschehen, dass die Lasche an ihren Rändern mit der Struktur

verlötet wird, oder aber, dass die beiden Flächen einzeln mit Lot beaufschlagt und

© Dominik Schmieg

anschließend zusammengefügt werden.die folgenden Bilder.

Das Löten geschieht nun folgendermaßen (siehe Anhang):

1. Erstellen einer Helling2. Exaktes Zuschneiden der Aluminiumrohre3. Fixieren und Festklemmen der Aluminiumrohre auf4. Erwärmen der Lötstelle mit einem Lötb5. Aufbringen des Lotes, sobald die erforderliche Temperatur erreicht ist6. „Aufkratzen“ des geschmolzenen Lotes und der Aluminiumrohre an der Lötstelle,

während die Lötstelle weitdes Aluminiums zerstört. Das Lot unterwandert regelrecht die Oxydschicht und löst diese auf

7. Ggf. Wärme-Stop-Paste auftragen. Muss an sehr eng aneinander liegenden Stellen gelötet werden, so kann durcWärmefluss gestoppt und dadurch das erneute Schmelzen einer Lötstelle vermieden werden

Beschreibung einzelne

Ablängen der Rohre

Die einzelnen Aluminiumrohre müssen sehr genau zugeschnitten werdeFugen zwischen den Rohren die Gefahr besteht, dass das Lot dazwischen wegfließen könnte. Das Ablängen und winklige Zusägen der Rohre kann mittels einer Lochsäge und einer Ständerbohrmaschine gesche

STRUKTUR

anschließend zusammengefügt werden. Beispiele für Laschen und Eckaussteifungen zeigen

(Bilder: Krüger, Geschichte des Metall-Flugzeugbaus, DVS

folgendermaßen (siehe Anhang):

Erstellen einer Helling Exaktes Zuschneiden der Aluminiumrohre Fixieren und Festklemmen der Aluminiumrohre auf der Helling Erwärmen der Lötstelle mit einem Lötbrenner (z.B. aus dem Baumarkt)Aufbringen des Lotes, sobald die erforderliche Temperatur erreicht ist„Aufkratzen“ des geschmolzenen Lotes und der Aluminiumrohre an der Lötstelle, während die Lötstelle weiter erwärmt wird. Durch das Kratzen wird die Oxydschicht des Aluminiums zerstört. Das Lot unterwandert regelrecht die Oxydschicht und löst

Paste auftragen. Muss an sehr eng aneinander liegenden Stellen gelötet werden, so kann durch das Auftragen einer WärmeWärmefluss gestoppt und dadurch das erneute Schmelzen einer Lötstelle vermieden

Arbeitsschritte

Die einzelnen Aluminiumrohre müssen sehr genau zugeschnitten werden, da bei zu großen Fugen zwischen den Rohren die Gefahr besteht, dass das Lot dazwischen wegfließen könnte. Das Ablängen und winklige Zusägen der Rohre kann mittels einer Lochsäge und einer Ständerbohrmaschine geschehen. Die Ständerbohrmaschine muss entsprechend modifiziert

Kapitel 9

- 9 -

Beispiele für Laschen und Eckaussteifungen zeigen

Flugzeugbaus, DVS-Verlag 2008)

renner (z.B. aus dem Baumarkt) Aufbringen des Lotes, sobald die erforderliche Temperatur erreicht ist „Aufkratzen“ des geschmolzenen Lotes und der Aluminiumrohre an der Lötstelle,

er erwärmt wird. Durch das Kratzen wird die Oxydschicht des Aluminiums zerstört. Das Lot unterwandert regelrecht die Oxydschicht und löst

Paste auftragen. Muss an sehr eng aneinander liegenden Stellen h das Auftragen einer Wärme-Stop-Paste der

Wärmefluss gestoppt und dadurch das erneute Schmelzen einer Lötstelle vermieden

n, da bei zu großen Fugen zwischen den Rohren die Gefahr besteht, dass das Lot dazwischen wegfließen könnte. Das Ablängen und winklige Zusägen der Rohre kann mittels einer Lochsäge und einer

rechend modifiziert

© Dominik Schmieg

werden, damit die Rohre auch winklig abgelängt werden können. Noch besser wird das exakte Zuschneiden wohl mit Hilfe einer Drehbank gelingen.

Erstellen einer Helling und Verlöten der einzelnen Rohre

Die folgenden Bilder sollen das Beispiel für die Herstellung eines Rohrgerüsts.

Einfache Vorrichtung zum Verbinden von Rohren unter einem vorgegebenen Winkel

Ausrichten einer kleinen Baugruppe

STRUKTUR

werden, damit die Rohre auch winklig abgelängt werden können. Noch besser wird das exakte Zuschneiden wohl mit Hilfe einer Drehbank gelingen.

und Verlöten der einzelnen Rohre

Die folgenden Bilder sollen das grundsätzliche Vorgehen beschreiben und dienen als Beispiel für die Herstellung eines Rohrgerüsts.

Einfache Vorrichtung zum Verbinden von Rohren unter einem vorgegebenen Winkel(Bilder: Krüger, Geschichte des Metall-Flugzeugbaus, DVS

Ausrichten einer kleinen Baugruppe (Bilder: Krüger, Geschichte des Metall-Flugzeugbaus, DVS

Kapitel 9

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werden, damit die Rohre auch winklig abgelängt werden können. Noch besser wird das

grundsätzliche Vorgehen beschreiben und dienen als

Einfache Vorrichtung zum Verbinden von Rohren unter einem vorgegebenen Winkel Flugzeugbaus, DVS-Verlag 2008)

Flugzeugbaus, DVS-Verlag 2008)

© Dominik Schmieg

Beispiel einer Rumpfseitenwand in einer Schweißvorrichtung (Helling)

Zusammenfügen der Rumpfteile

Bei der Herstellung des Rohrgerüsts werden zunächst einzelne Baugruppen erstellt, die dann in einem weiteren Arbeitsgang zusammengefügt werden. Zunächst werden die beiden Seitenteile des vorderen Rumpfes (Kabine) und des hinteren Rumpfhergestellt. Diese beiden Seitenteile werden dann jeweils mit den BodenDeckenstreben zum Vorderrumpf und Hinterrumpf verlötet. Schließlich Vorderrumpf und der Hinterrumpf zusammengefügt und verlötet.

Beispiel für das Zusammenfügen großer Baugruppen (vorderer und hinterer Rumpf)

STRUKTUR

Beispiel einer Rumpfseitenwand in einer Schweißvorrichtung (Helling)(Bilder: Krüger, Geschichte des Metall-Flugzeugbaus, DVS

umpfteile

Bei der Herstellung des Rohrgerüsts werden zunächst einzelne Baugruppen erstellt, die dann in einem weiteren Arbeitsgang zusammengefügt werden. Zunächst werden die beiden Seitenteile des vorderen Rumpfes (Kabine) und des hinteren Rumpfes (Leitwerksträger) hergestellt. Diese beiden Seitenteile werden dann jeweils mit den BodenDeckenstreben zum Vorderrumpf und Hinterrumpf verlötet. Schließlich Vorderrumpf und der Hinterrumpf zusammengefügt und verlötet.

Beispiel für das Zusammenfügen großer Baugruppen (vorderer und hinterer Rumpf)(Bilder: Krüger, Geschichte des Metall-Flugzeugbaus, DVS

Kapitel 9

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Beispiel einer Rumpfseitenwand in einer Schweißvorrichtung (Helling) Flugzeugbaus, DVS-Verlag 2008)

Bei der Herstellung des Rohrgerüsts werden zunächst einzelne Baugruppen erstellt, die dann in einem weiteren Arbeitsgang zusammengefügt werden. Zunächst werden die beiden

es (Leitwerksträger) hergestellt. Diese beiden Seitenteile werden dann jeweils mit den Boden- und den Deckenstreben zum Vorderrumpf und Hinterrumpf verlötet. Schließlich werden dann der

Beispiel für das Zusammenfügen großer Baugruppen (vorderer und hinterer Rumpf) Flugzeugbaus, DVS-Verlag 2008)

© Dominik Schmieg

Am Rohrgerüst werden zudem alle notwendigen Haltewinkel und Laschen angelötet, um daran die

Spanten, Teile der Flugsteuerung sowie sonstige Bauteile anbringen zu können.

Bemerkung:

Im Rahmen dieses Wettbewerbbeitrages habe ich mich Fügeverfahren für das Aluminiumkeine Lastannahmen und auch keine Strukturberechnungen erstellt, was ja der Wettbewerbsausschreibung mit den Ergebnissen dieser Rechnungen eine aussagekräftige und definitive Entscheidung zum Herstellungsverfahren des Rohrgerüsts möglich, da mit dem ausgewählten Verfahren Knotenverbindungen möglich sein müssen, die im Minimum die notwendige Festigkeit, die die Saufweisen müssen. Hinzukommt, dass ich selbst bisher keine eigene Erfahrung im Löten von Aluminium vorweisen kann und ich daher dieses Verfahren bzw. die Eignung dieses Verfahrens nur indirekt beurteilen und bewerten kann. BeFortführung des Twibitzkleine Versuchsreihe starten „Geschäftsmodell“) und neben dem Weichlöten auch das Verkleben sowie das Vernieten mit Knotenblechen untershandwerklichen Anforderungen an den Selbstbauer sowie im Versuch die Festigkeit der Knotenverbindung zu untersuchen und zu bewerten.

Im Folgenden möchte ich daher in aller Kürze die Alternativverfahren „Kleben“

und „Nieten“ vorstellen.

Verklebtes Rohrgerüst:

Meines Wissens ist das Verkleben von tragenden Aluminiumstrukturen im Flugzeugbau bisher sehr unüblich. Das Verfahren hat jedoch folgende Vorteile:

Das Aluminium wird nicht oder nur wenig erhitzt. Dadurch behält das nicht nur seine ursprüngliche Festigkeit, sonstatt. Die Verarbeitung des Klebstoffes ist sehr einfach, da er nur auf die entsprechenden Stellen aufgetragen werden muss und dafür kein Spezialwerkzeug notwendig ist.Epoxidharzkleber, z.B. Uhu Plus Endfest 300 große Klebeflächen zu erzielen, müssten die Knoten mit exakt angepassten Verstärkungsblechen umgeben, verklebt und an den Rändern vernieDas Vernieten dieser Verstärkungsbleche ist wichtig, da eine Klebeverbindung zwar hohe Zugkräfte aufnehmen kann, jedoch sehr anfällig gegen Abschälen ist. Mit Nieten am Rand der Bleche kann dieses Abschälen verhindert werden.

STRUKTUR


der Flugsteuerung sowie sonstige Bauteile anbringen zu können.

Im Rahmen dieses Wettbewerbbeitrages habe ich mich für das Weichlöten als Fügeverfahren für das Aluminium-Rohrgerüsten entschieden. Allerdings habe ich keine Lastannahmen und auch keine Strukturberechnungen erstellt, was ja der Wettbewerbsausschreibung auch nicht gefordert war. Es wäre allerdings erst

Ergebnissen dieser Rechnungen eine aussagekräftige und definitive Entscheidung zum Herstellungsverfahren des Rohrgerüsts möglich, da mit dem ausgewählten Verfahren Knotenverbindungen möglich sein müssen, die im Minimum die notwendige Festigkeit, die die Strukturberechnung ergeben hat, aufweisen müssen. Hinzukommt, dass ich selbst bisher keine eigene Erfahrung im Löten von Aluminium vorweisen kann und ich daher dieses Verfahren bzw. die Eignung dieses Verfahrens nur indirekt beurteilen und bewerten kann. BeFortführung des Twibitz-Projektes würde ich aus diesem Grund zunächst eine kleine Versuchsreihe starten (oder Diplomarbeit vergeben, siehe Kapitel

und neben dem Weichlöten auch das Verkleben sowie das Vernieten mit Knotenblechen untersuchen. Dabei wären insbesondere die handwerklichen Anforderungen an den Selbstbauer sowie im Versuch die Festigkeit der Knotenverbindung zu untersuchen und zu bewerten.


Meines Wissens ist das Verkleben von tragenden Aluminiumstrukturen im sehr unüblich. Das Verfahren hat jedoch folgende Vorteile:

Das Aluminium wird nicht oder nur wenig erhitzt. Dadurch behält das nicht nur seine ursprüngliche Festigkeit, sondern Verzug findet ebenso

Die Verarbeitung des Klebstoffes ist sehr einfach, da er nur auf die entsprechenden Stellen aufgetragen werden muss und dafür kein Spezialwerkzeug notwendig ist. Als Klebstoff kann hier ZweikomponentenEpoxidharzkleber, z.B. Uhu Plus Endfest 300 dienen (siehe Anhang). Um möglichstgroße Klebeflächen zu erzielen, müssten die Knoten mit exakt angepassten Verstärkungsblechen umgeben, verklebt und an den Rändern vernieDas Vernieten dieser Verstärkungsbleche ist wichtig, da eine Klebeverbindung zwar hohe Zugkräfte aufnehmen kann, jedoch sehr anfällig gegen Abschälen ist. Mit Nieten am Rand der Bleche kann dieses Abschälen verhindert werden.

Kapitel 9

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Weichlöten als Rohrgerüsten entschieden. Allerdings habe ich

keine Lastannahmen und auch keine Strukturberechnungen erstellt, was ja nach . Es wäre allerdings erst

Ergebnissen dieser Rechnungen eine aussagekräftige und definitive Entscheidung zum Herstellungsverfahren des Rohrgerüsts möglich, da mit dem ausgewählten Verfahren Knotenverbindungen möglich sein müssen, die im

trukturberechnung ergeben hat, aufweisen müssen. Hinzukommt, dass ich selbst bisher keine eigene Erfahrung im Löten von Aluminium vorweisen kann und ich daher dieses Verfahren bzw. die Eignung dieses Verfahrens nur indirekt beurteilen und bewerten kann. Bei

Projektes würde ich aus diesem Grund zunächst eine (oder Diplomarbeit vergeben, siehe Kapitel

und neben dem Weichlöten auch das Verkleben sowie das uchen. Dabei wären insbesondere die

handwerklichen Anforderungen an den Selbstbauer sowie im Versuch die


Meines Wissens ist das Verkleben von tragenden Aluminiumstrukturen im sehr unüblich. Das Verfahren hat jedoch folgende Vorteile:

Das Aluminium wird nicht oder nur wenig erhitzt. Dadurch behält das Material dern Verzug findet ebenso wenig

Die Verarbeitung des Klebstoffes ist sehr einfach, da er nur auf die entsprechenden Stellen aufgetragen werden muss und dafür kein

Zweikomponenten (siehe Anhang). Um möglichst

große Klebeflächen zu erzielen, müssten die Knoten mit exakt angepassten Verstärkungsblechen umgeben, verklebt und an den Rändern vernietet werden. Das Vernieten dieser Verstärkungsbleche ist wichtig, da eine Klebeverbindung zwar hohe Zugkräfte aufnehmen kann, jedoch sehr anfällig gegen Abschälen ist. Mit Nieten am Rand der Bleche kann dieses Abschälen verhindert werden.

© Dominik Schmieg


STRUKTUR



Kapitel 9

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© Dominik Schmieg


STRUKTUR



Kapitel 9

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© Dominik Schmieg

Tragfläche

Aufbau

Der Kern der beiden Tragflügelhälften ist der aus

Dieser Hauptholm besteht aus einem OberAluminiumrohren bestehende Hauptholm sind die Flächen mit einem Vorderebenfalls aus Aluminiumrohren bestehen. Diese ihre notwendige Torsionssteifigkeit zu verleihen. Die Flügelrippen bestehen aus Flugzeugsperrholz und lassen sich daher sehr einfach herstellen. Verbundeund Holme mit L-förmigen Rundmuffen, die man aus einer Scheibe und einem kurzen Rohrstück zusammensetzt und verlötet. Mit Hilfe der Muffen lassen sich die Rippen auf den Holmen platzieren, wobei die Muffe dann einerseits mit der Rippe verklebt und mit dem Holm verlötet, oder alternativ ebenfalls verklebt wird.Hartschaumkern eingebracht. und außerdem die Torsionssteifigkeit der Tragfläche erhöhen. Der Randbogen besteht ebenfalls aus Hartschaum, oder alternativ aus Balsaholz. Die Tragfläche wird vollständig beplankt. Das Material der Beplankung ist teilweise Flugzeugsperrholz und teilweise Balsaholz. Balsaholz kann an den weniger beanspruchten Stellen sowie an der Flügelnase verwendet werden. Dort ist Balsaholz aufgrund des geringen Radius besonders gut als Material für die Beplankung geeignet, wobei der Hartschaumkern für die Druckfestigkeit sorgt. Außerdem wird die Tragfläche vollständig mit Glasfaser überzogen, woebenfalls die Druckfestigkeit steigt und die Oberfläche versiegelt wird.bestehen ebenfalls aus Aluminium. Sofern dafür nur Rundrohre und keine EllipsenTropfenförmigen Aluminiumprofile zur Verfügung stehen, müssen diese mittels Hartschaum aerodynamisch günstig verkleidet werden.

Die folgenden Bilder verdeutlichen den Aufbau der Tragflächen.

STRUKTUR

agflügelhälften ist der aus Aluminiumrohren bestehende Hauptholm.

Dieser Hauptholm besteht aus einem Ober- und einem Unterholm, die durch Aluminiumrohren bestehende – Holmbrücken miteinander verbunden sind. Zusätzlich zum

m sind die Flächen mit einem Vorder- und einem Hinterholm ausgestattetebenfalls aus Aluminiumrohren bestehen. Diese haben die primäre Aufgabe, den Flügeln ihre notwendige Torsionssteifigkeit zu verleihen. Die Flügelrippen bestehen aus

lz und lassen sich daher sehr einfach herstellen. Verbundeförmigen Rundmuffen, die man aus einer Scheibe und einem kurzen

Rohrstück zusammensetzt und verlötet. Mit Hilfe der Muffen lassen sich die Rippen auf den ieren, wobei die Muffe dann einerseits mit der Rippe verklebt und mit dem

Holm verlötet, oder alternativ ebenfalls verklebt wird. In der Flügelnase ist ein Hartschaumkern eingebracht. Dieser soll primär die Druckfestigkeit der Flügelnase erhöhen

em die Torsionssteifigkeit der Tragfläche erhöhen. Der Randbogen besteht ebenfalls aus Hartschaum, oder alternativ aus Balsaholz. Die Tragfläche wird vollständig

. Das Material der Beplankung ist teilweise Flugzeugsperrholz und teilweise Balsaholz kann an den weniger beanspruchten Stellen sowie an der Flügelnase

verwendet werden. Dort ist Balsaholz aufgrund des geringen Radius besonders gut als Material für die Beplankung geeignet, wobei der Hartschaumkern für die Druckfestigkeit

ußerdem wird die Tragfläche vollständig mit Glasfaser überzogen, wodie Druckfestigkeit steigt und die Oberfläche versiegelt wird.

luminium. Sofern dafür nur Rundrohre und keine Ellipsennförmigen Aluminiumprofile zur Verfügung stehen, müssen diese mittels Hartschaum

aerodynamisch günstig verkleidet werden.

Die folgenden Bilder verdeutlichen den Aufbau der Tragflächen.

Kapitel 9

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Aluminiumrohren bestehende Hauptholm.

und einem Unterholm, die durch – ebenfalls aus Holmbrücken miteinander verbunden sind. Zusätzlich zum

und einem Hinterholm ausgestattet, die haben die primäre Aufgabe, den Flügeln

ihre notwendige Torsionssteifigkeit zu verleihen. Die Flügelrippen bestehen aus lz und lassen sich daher sehr einfach herstellen. Verbunden werden Rippen

förmigen Rundmuffen, die man aus einer Scheibe und einem kurzen Rohrstück zusammensetzt und verlötet. Mit Hilfe der Muffen lassen sich die Rippen auf den

ieren, wobei die Muffe dann einerseits mit der Rippe verklebt und mit dem In der Flügelnase ist ein

Dieser soll primär die Druckfestigkeit der Flügelnase erhöhen em die Torsionssteifigkeit der Tragfläche erhöhen. Der Randbogen besteht

ebenfalls aus Hartschaum, oder alternativ aus Balsaholz. Die Tragfläche wird vollständig . Das Material der Beplankung ist teilweise Flugzeugsperrholz und teilweise

Balsaholz kann an den weniger beanspruchten Stellen sowie an der Flügelnase verwendet werden. Dort ist Balsaholz aufgrund des geringen Radius besonders gut als Material für die Beplankung geeignet, wobei der Hartschaumkern für die Druckfestigkeit

ußerdem wird die Tragfläche vollständig mit Glasfaser überzogen, wodurch die Druckfestigkeit steigt und die Oberfläche versiegelt wird. Die Flügelstreben

luminium. Sofern dafür nur Rundrohre und keine Ellipsen- oder nförmigen Aluminiumprofile zur Verfügung stehen, müssen diese mittels Hartschaum

© Dominik Schmieg

Randbogen

Anschlüsse für Flügelstreben

A -

STRUKTUR

Querruder Landeklappe

Anschlüsse für Flügelstreben Hartschaum-Flügelnase

A B - B

Kapitel 9

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Flügelanschluss

Landeklappe

© Dominik Schmieg

Herstellung

Die Tragflächen sind auf einer ebenen Helling grundsätzlich sehr einfach herzustellen. Zunächst müssen die Rippen sauber ausgesägt werden. Dann müssen die Holme abgelängt und die Beschlagteile der Flügelbefestigung in die Holme eingeklebt und von außen herverschraubt werden (analog zum Gegenstück am Rumpf„Flügelverbindung“ auf der nächsten Seiteden Holmuffen zusammengesteckt und verklebt werden. Obermit den Holmgurten verlötet werden. Nun wird die Hartschaummittels heißem Draht oder Schleifgerät der Rippenkontur angepasst. Ebenso der Randbogen. Wenn Querruder und Landeklappen sowie deren Anlenkung eingebaut sind, können die Tragflächen wie oben beschrieben beplankt werden.

HartschaumA - A

Vorderholm

Torsionsanlenkung

B - B

STRUKTUR

Die Tragflächen sind auf einer ebenen Helling grundsätzlich sehr einfach herzustellen. Zunächst müssen die Rippen sauber ausgesägt werden. Dann müssen die Holme abgelängt und die Beschlagteile der Flügelbefestigung in die Holme eingeklebt und von außen herverschraubt werden (analog zum Gegenstück am Rumpf. Siehe hierzu auch Abschnitt „Flügelverbindung“ auf der nächsten Seite). Die Rippen können nun mit den Holmen und den Holmuffen zusammengesteckt und verklebt werden. Ober- und Unterholm müssen dann

n Holmgurten verlötet werden. Nun wird die Hartschaum-Flügelnase eingeklebt und mittels heißem Draht oder Schleifgerät der Rippenkontur angepasst. Ebenso der Randbogen. Wenn Querruder und Landeklappen sowie deren Anlenkung eingebaut sind,

ächen wie oben beschrieben beplankt werden.

Hartschaum-Nase FlügelrippeBeplankung

Hauptholm Hinterholm

Torsionsanlenkung Querruder

Torsionsanlenkung Landeklappe

Kapitel 9

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Die Tragflächen sind auf einer ebenen Helling grundsätzlich sehr einfach herzustellen. Zunächst müssen die Rippen sauber ausgesägt werden. Dann müssen die Holme abgelängt und die Beschlagteile der Flügelbefestigung in die Holme eingeklebt und von außen her

. Siehe hierzu auch Abschnitt ). Die Rippen können nun mit den Holmen und

und Unterholm müssen dann Flügelnase eingeklebt und

mittels heißem Draht oder Schleifgerät der Rippenkontur angepasst. Ebenso der Randbogen. Wenn Querruder und Landeklappen sowie deren Anlenkung eingebaut sind,

Flügelrippe

Hinterholm

© Dominik Schmieg

Flügel-Rumpf

Struktur

Die Struktur des Flügel-Rumpf

Grundsätzlich ist diese Baugruppe Teil des Rohrgerüsts und daher auch genauso aufgebaut. Vorder- und Hinterholm der Flügelstummel sowie der Oberholm sind durchgehend. Der untere Holm des Hauptholmes ist nicht oben zulaufend. Dies ist notwendig, um die Tanks integrieren zu können. Durchmesser der einzelnen Rohre ist ihren Belastungen angepasst. Der Hauptholm wird daher einen größeren Durchmesser aufweisen als diverse andere Rohre. der Struktur wird durch das nächste Bild deutlich.

Flügelverbindung

Im Bild unten ist ein Schemata des Hauptholms zu sehen.

Flügelverbindung integriert. Die beiden Bolzen, an deren Ende das Auge gebohrt ist, werden in den Holm eingeschoben und dort verklebt. Außerdem werden die beiden Holme in diesem Bereich von einer Hülse umgeben, um ein Ausknicken an den Holmenden zu vermeiBeschlag verbunden. Dieser verleiht dem Holmverbund einerseits die notwendige Steifigkeit und sichert andererseits die beiden in den Holmen verklebten Bolzen.

Das Gegenstück in der Tragflächedes Hauptholmes an Rumpf und Tragfläche exakte Rundlöcher aufweisen (dies ist beim Vorder- und Hinterholm nicht der Fall, siehe unten). Wenn die Tragflächen montiert

STRUKTUR

Rumpf-Verbindung

Rumpf-Übergang ist das Herzstück des gesamten Flugzeuges.

Grundsätzlich ist diese Baugruppe Teil des Rohrgerüsts und daher auch genauso aufgebaut. und Hinterholm der Flügelstummel sowie der Oberholm sind durchgehend. Der

Holm des Hauptholmes ist nicht durchgehend, sondern zur Rumpfmitte hin nach ben zulaufend. Dies ist notwendig, um die Tanks integrieren zu können.

Durchmesser der einzelnen Rohre ist ihren Belastungen angepasst. Der Hauptholm wird daher einen größeren Durchmesser aufweisen als diverse andere Rohre.

Struktur wird durch das nächste Bild deutlich.

Im Bild unten ist ein Schemata des Hauptholms zu sehen. Am Ende des Holmes ist die

Die beiden Bolzen, an deren Ende das Auge gebohrt ist, werden in den Holm eingeschoben und dort verklebt. Außerdem werden die beiden Holme in diesem Bereich von einer Hülse umgeben, um ein Ausknicken im Bereich der Lasteinleitung an den Holmenden zu vermeiden. Ober- und Unterholm sind durch einen verschraubten Beschlag verbunden. Dieser verleiht dem Holmverbund einerseits die notwendige Steifigkeit und sichert andererseits die beiden in den Holmen verklebten Bolzen.

Das Gegenstück in der Tragfläche ist exakt identisch aufgebaut. Wichtig ist, dass die Augen an Rumpf und Tragfläche exakte Rundlöcher aufweisen (dies ist beim

und Hinterholm nicht der Fall, siehe unten). Wenn die Tragflächen montiert

Kapitel 9

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Übergang ist das Herzstück des gesamten Flugzeuges.

Grundsätzlich ist diese Baugruppe Teil des Rohrgerüsts und daher auch genauso aufgebaut. und Hinterholm der Flügelstummel sowie der Oberholm sind durchgehend. Der

durchgehend, sondern zur Rumpfmitte hin nach ben zulaufend. Dies ist notwendig, um die Tanks integrieren zu können. Der exakte

Durchmesser der einzelnen Rohre ist ihren Belastungen angepasst. Der Hauptholm wird daher einen größeren Durchmesser aufweisen als diverse andere Rohre. Der grobe Aufbau

Am Ende des Holmes ist die

Die beiden Bolzen, an deren Ende das Auge gebohrt ist, werden in den Holm eingeschoben und dort verklebt. Außerdem werden die beiden Holme in

ereich der Lasteinleitung und Unterholm sind durch einen verschraubten

Beschlag verbunden. Dieser verleiht dem Holmverbund einerseits die notwendige Form und Steifigkeit und sichert andererseits die beiden in den Holmen verklebten Bolzen.

Wichtig ist, dass die Augen an Rumpf und Tragfläche exakte Rundlöcher aufweisen (dies ist beim

und Hinterholm nicht der Fall, siehe unten). Wenn die Tragflächen montiert

© Dominik Schmieg

werden, müssen die Augen genaudurch die Augen geschoben und beispielsweise durch eine Fokkernadel gesichert.

Die Flüge-Rumpf-Verbindungen am Vorder

Hauptholmes aufgebaut. Einziger, aber wichtiger Unterschied ist die Tatsache, dass nur die Augen am Rumpf Rundlöcher sind. Die Augen an den Tragflächen sind Langlöcher, einmal in horizontaler und einmal in vertikalerDraufsicht ein gewisses Spiel zwischen dem Rumpfnotwendig, um die Tragflächen möglichst spannungsfrei montieren zu können, da insbesondere auch durch die Flügelstrebenstatisch überbestimmt ist. Die Flügelstreben werden spielfrei an den Tragflächen und der Rumpfunterkante montiert.

Details der Flügel-Rumpf-Verbindung im Bereich des Vorder

durch die folgenden Skizzen d

Beschlag

Flügel

STRUKTUR

werden, müssen die Augen genau ineinander geschoben werden. Dann wird ein Bolzen durch die Augen geschoben und beispielsweise durch eine Fokkernadel gesichert.

Verbindungen am Vorder- und Hinterholm sind grundsätzlich wie die des

Hauptholmes aufgebaut. Einziger, aber wichtiger Unterschied ist die Tatsache, dass nur die Augen am Rumpf Rundlöcher sind. Die Augen an den Tragflächen sind Langlöcher, einmal in horizontaler und einmal in vertikaler Ausrichtung. Außerdem besteht in der Draufsicht ein gewisses Spiel zwischen dem Rumpf- und dem Tragflächenelement.notwendig, um die Tragflächen möglichst spannungsfrei montieren zu können, da

ch die Flügelstreben die Verbindung von Tragflächen und Rumpf Die Flügelstreben werden spielfrei an den Tragflächen und der

Verbindung im Bereich des Vorder- und Hinterholm

durch die folgenden Skizzen deutlich.

Tank

OberholmUnterholm

Rumpf

Draufsicht

Kapitel 9

- 19 -

ineinander geschoben werden. Dann wird ein Bolzen durch die Augen geschoben und beispielsweise durch eine Fokkernadel gesichert.

sind grundsätzlich wie die des

Hauptholmes aufgebaut. Einziger, aber wichtiger Unterschied ist die Tatsache, dass nur die Augen am Rumpf Rundlöcher sind. Die Augen an den Tragflächen sind Langlöcher, jeweils

Ausrichtung. Außerdem besteht in der und dem Tragflächenelement. Dies ist

notwendig, um die Tragflächen möglichst spannungsfrei montieren zu können, da ung von Tragflächen und Rumpf

Die Flügelstreben werden spielfrei an den Tragflächen und der

und Hinterholms werden

Rumpf

© Dominik Schmieg

Da die Bolzen mit Augen von der Tragfläche und dem Rumpf hervorstehen, entsteht zwischen Rumpf und Tragflächen im montierten Zustand ein etwa 5diesen Spalt wird von vorne eine GFKmuss diese Abdeckung am Rand mit einer Dichtlippe und/oder mit Klebeband abgeklebt werden, damit auf keinen Fall ein Druckausgleich zwischen OberTragflächen entstehen kann.

Hülse

Bohrungen für Sicherungsstifte

STRUKTUR

Da die Bolzen mit Augen von der Tragfläche und dem Rumpf hervorstehen, entsteht zwischen Rumpf und Tragflächen im montierten Zustand ein etwa 5 cm großer Spalt.diesen Spalt wird von vorne eine GFK-Abdeckung gezogen und verschrmuss diese Abdeckung am Rand mit einer Dichtlippe und/oder mit Klebeband abgeklebt werden, damit auf keinen Fall ein Druckausgleich zwischen Ober- und Unterseite der

Seitenansicht

Kern

Bohrungen für Sicherungsstifte

Kapitel 9

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Da die Bolzen mit Augen von der Tragfläche und dem Rumpf hervorstehen, entsteht cm großer Spalt. Über

Abdeckung gezogen und verschraubt. Außerdem muss diese Abdeckung am Rand mit einer Dichtlippe und/oder mit Klebeband abgeklebt

und Unterseite der

Holm

© Dominik Schmieg

Leitwerk

Das Höhen- und Seitenleitwerk ist

Der Holm des Seitenleitwerks ist fest mit der Rumpfstruktur verbunden, weshalb das

Seitenleitwerk auch nicht abnehmbar ist. Das Höhenleitwerk ist abnehmbar und muss bei der Montage mit dem Rumpf verschraub werden.

STRUKTUR

und Seitenleitwerk ist prinzipiell wie die Tragfläche aufgebaut.


Seitenleitwerk auch nicht abnehmbar ist. Das Höhenleitwerk ist abnehmbar und muss bei der Montage mit dem Rumpf verschraub werden.

Kapitel 9

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prinzipiell wie die Tragfläche aufgebaut.


Seitenleitwerk auch nicht abnehmbar ist. Das Höhenleitwerk ist abnehmbar und muss bei

SYSTEME UND KABINE

© Dominik Schmieg

Kraftstoffsystem

Tanks Der Twibitz ist mit zwei Tanks in den Flügelstummeln ausgerüstet. Diese beiden Tanks

haben ein Fassungsvermögen von jeweils 50

Hälften. Die beiden Hälften sind notwendig, da der Flügelholm durch den Tank geführt

werden muss. Verbunden sind die beiden Hälften an der inneren Seite, also zur Rumpfseite

hin. Die Form der Tanks wird durch die nächsten Bilder deutlich, wobei hier Ablauf,

Entlüften, Drainage sowie Einfüllstutzen nicht eingezeichnet sind.

SYSTEME UND KABINE

Kraftstoffsystem

ist mit zwei Tanks in den Flügelstummeln ausgerüstet. Diese beiden Tanks

haben ein Fassungsvermögen von jeweils 50 Litern. Ein einzelner Tank besteht aus zwei


. Verbunden sind die beiden Hälften an der inneren Seite, also zur Rumpfseite


Entlüften, Drainage sowie Einfüllstutzen nicht eingezeichnet sind.

Kapitel 10

- 1 -

ist mit zwei Tanks in den Flügelstummeln ausgerüstet. Diese beiden Tanks

Litern. Ein einzelner Tank besteht aus zwei


. Verbunden sind die beiden Hälften an der inneren Seite, also zur Rumpfseite


SYSTEME UND KABINE

© Dominik Schmieg

System

Durch die Auslegung als Hochdecker ist es grundsätzlich möglich, das Kraftstoffsystem des

Twibitz als „Gravity-System“ auszuführen. Dies bedeutet, dass die Versorgung des Motors

mit Kraftstoff allein durch die Schwerkraft geschieht und zusätzliche Pumpen n

notwendig sind. Die beiden Tankhälften müssen mit mindestens jeweils zwei, besser mit

drei Abläufen versehen werden. Diese Abläufe werden mit Siebe bedeckt

u.a. an den tiefsten Stellen des Tanks

verstopften Sieb oder einem nicht mit Kraftstoff bedeckten Ablauf mit Treibstoff versorgt

werden kann. Beide Tanks werden mit Schläuchen verbunden und können mit einem

Tankwahlschalter angewählt werden. Vor dem Motor muss ein weiterer Fil

werden.

Die Tanks müssen außerdem mit jeweils einer Entlüftung und einem Drainageventil

ausgerüstet werden. Die Entlüftung muss dabei so gewählt werden, da

Verschmutzung, beispielsweise durch Insekten oder durch Vereisung, sehr

unwahrscheinlich ist.

SYSTEME UND KABINE


System“ auszuführen. Dies bedeutet, dass die Versorgung des Motors

mit Kraftstoff allein durch die Schwerkraft geschieht und zusätzliche Pumpen n


drei Abläufen versehen werden. Diese Abläufe werden mit Siebe bedeckt

u.a. an den tiefsten Stellen des Tanks. Es ist so gewährleistet, dass der Mot



Tankwahlschalter angewählt werden. Vor dem Motor muss ein weiterer Fil


ausgerüstet werden. Die Entlüftung muss dabei so gewählt werden, da


Kapitel 10

- 2 -


System“ auszuführen. Dies bedeutet, dass die Versorgung des Motors

mit Kraftstoff allein durch die Schwerkraft geschieht und zusätzliche Pumpen nicht


drei Abläufen versehen werden. Diese Abläufe werden mit Siebe bedeckt und befinden sich

. Es ist so gewährleistet, dass der Motor auch bei einem



Tankwahlschalter angewählt werden. Vor dem Motor muss ein weiterer Filter montiert


ausgerüstet werden. Die Entlüftung muss dabei so gewählt werden, dass eine


SYSTEME UND KABINE

© Dominik Schmieg

Flugsteuerung

Allgemeines

Die Flugsteuerung ist beim Twibitz herkömmlich, das heißt vollmechanisch mit

Schubstangen und Seilzügen, ausgelegt.

der Kabine problemlos im Boden oder an den Seitenwänden entlang verlegt werden.

Plätze sollen vollständig, also mit Bedienelementen für Höhen

sowie für die Landeklappen ausger

„Stick“ bedient werden.

Die folgenden Skizzen zeigen die einzelnen Steuerungen

jeweiligen Anlenkung.

Höhensteuerung

Das Höhenleitwerk besteht aus Flosse und Ruder und ist nicht als Pendelleitwerk ausgelegt.

Das Höhenruder soll mit einer steifen Schubstange angesteuert werden.

SYSTEME UND KABINE

Flugsteuerung


Schubstangen und Seilzügen, ausgelegt. Diese Schubstangen und Seilzüge können im Bereich

der Kabine problemlos im Boden oder an den Seitenwänden entlang verlegt werden.

Plätze sollen vollständig, also mit Bedienelementen für Höhen-, Seiten

sowie für die Landeklappen ausgerüstet werden. Höhen- und Querruder sollen mittels

Die folgenden Skizzen zeigen die einzelnen Steuerungen und teilweise auch Details der


Das Höhenruder soll mit einer steifen Schubstange angesteuert werden.

Kapitel 10

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Diese Schubstangen und Seilzüge können im Bereich

der Kabine problemlos im Boden oder an den Seitenwänden entlang verlegt werden. Beide

, Seiten- und Querruder

und Querruder sollen mittels

und teilweise auch Details der


SYSTEME UND KABINE

© Dominik Schmieg

Seitensteuerung

Das Seitenruder soll von den Fußpedalen her mittels

Quersteuerung Die Bewegung des Sticks zur Ansteuerung der Querruder

Schubstangenmechanik entlang des Kabinenbodens und der Kabinenrückwand nach oben

zur Tragfläche übertragen. Dort wird diese translatorische

übertragen und somit in eine rotatorische Bewegung umgewandelt. Dieses runde

Torsionsrohr verläuft durch die Tragflächen bis zu den Querrudern, wo die Anlenkung

in der unteren Skizze dargestellt

SYSTEME UND KABINE

Das Seitenruder soll von den Fußpedalen her mittels zweier Seilzügen ange

Die Bewegung des Sticks zur Ansteuerung der Querruder wird


Dort wird diese translatorische Bewegung auf ein Torsionsrohr

in eine rotatorische Bewegung umgewandelt. Dieses runde

Torsionsrohr verläuft durch die Tragflächen bis zu den Querrudern, wo die Anlenkung

in der unteren Skizze dargestellt – direkt erfolgen kann.

Kapitel 10

- 4 -

Seilzügen angesteuert werden.

wird mittels einer


Bewegung auf ein Torsionsrohr

in eine rotatorische Bewegung umgewandelt. Dieses runde

Torsionsrohr verläuft durch die Tragflächen bis zu den Querrudern, wo die Anlenkung – wie

SYSTEME UND KABINE

© Dominik Schmieg

Am Flügel-Rumpfübergang ist das runde Torsionsrohr unterbrochen und an den beiden

Enden durch ein Vierkantrohr ersetzt. Werden die Flügel montiert, müssen nur beide

Vierkantrohre ineinander geschoben werden. Das Torsionsmoment wird an dieser Stelle

also rein durch Formschluss übertragen. Die beiden Vierkantrohre müssen lediglich durch

einen kleinen Bolzen, welcher durch die beiden Rohre gesteckt und mit einer Fokkernadel

versehen ist, gesichert werden. Die Ansteuerung der Querruder ist somit auf eine sehr

simple Art und Weise gelöst. Außerdem wird

Tragflächen gewährleistet.

Landeklappen

Die Landeklappen werden ebenfalls mechanisch angelenkt und durch einen

montierten Hebel, wie er beispielsweise in vers

bedient. Dieser Hebel kann in unterschiedlichen Stellungen eingerastet werden, wodurch

verschiedene, definierte Landeklappenstellungen ermöglicht werden. Die weitere

Anlenkung aus

dem Rumpf

Loch für Sicherungsbolzen

SYSTEME UND KABINE

Rumpfübergang ist das runde Torsionsrohr unterbrochen und an den beiden



in durch Formschluss übertragen. Die beiden Vierkantrohre müssen lediglich durch



imple Art und Weise gelöst. Außerdem wird dadurch eine sehr einfache Montage der

Die Landeklappen werden ebenfalls mechanisch angelenkt und durch einen

Hebel, wie er beispielsweise in verschiedenen Piper-Modellen verwendet wird,

ebel kann in unterschiedlichen Stellungen eingerastet werden, wodurch


Torsionsrohr aus Tragfläche

Kapitel 10

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Rumpfübergang ist das runde Torsionsrohr unterbrochen und an den beiden



in durch Formschluss übertragen. Die beiden Vierkantrohre müssen lediglich durch



eine sehr einfache Montage der

Die Landeklappen werden ebenfalls mechanisch angelenkt und durch einen am Boden

Modellen verwendet wird,

ebel kann in unterschiedlichen Stellungen eingerastet werden, wodurch


Einschubstelle für

orsionsrohr aus Tragfläche

SYSTEME UND KABINE

© Dominik Schmieg

Ansteuerung der Landeklappen erfolgt grundsätzlic

im Flügel die Bewegung mittel Torsionsrohr übertragen.

Die Spreizklappe selbst ist durch ein Scharnier mit dem Flügel verbunden. Am Torsionsrohr

ist ein Hebel montiert, welcher in einer Schiene auf der Rückseite

wird. Gegebenenfalls muss die Spreizklappe zusätzlich durch eine Zugfeder mit dem Flügel

verbunden werden, um das Einfahren der Klappe zu erleichtern.

Wie in der Skizze in Kapitel 9

an der Tragfläche montiert. Sind die Flügel also nicht am Rumpf montiert, so stehen die

Spreizklappen an der Flügelwurzel

montierten Zustand im Profil der Flügelstummel verschwind

SYSTEME UND KABINE

Ansteuerung der Landeklappen erfolgt grundsätzlich wie die der Querruder. Auch hier wird

im Flügel die Bewegung mittel Torsionsrohr übertragen.


ist ein Hebel montiert, welcher in einer Schiene auf der Rückseite der Spreizklappe geführt


verbunden werden, um das Einfahren der Klappe zu erleichtern.

Skizze in Kapitel 9 Abschnitt „Tragflügel“ deutlich wird, ist die Spreizklappe nur


Spreizklappen an der Flügelwurzel einige Zentimeter über. Dies ist der Teil, der im

montierten Zustand im Profil der Flügelstummel verschwindet.

Kapitel 10

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h wie die der Querruder. Auch hier wird


der Spreizklappe geführt


, ist die Spreizklappe nur


über. Dies ist der Teil, der im

40 °

SYSTEME UND KABINE

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Kabine

Die Kabine des Twibitz ist sehr großzügig dimensioniert. In der folgenden Skizze wird

deutlich, dass sowohl klein- als auch großgewachsene Menschen in einer aufrecht sitzenden

Position bequem Platz finden können.

Instrumentenpanel eher tief positioniert, so dass der Blick über die Motorhaube gut sein

dürfte.

Die nächste Skizze verdeutlicht die Größe der Kabine bei verschiedenen eingezeichneten

Strukturelementen. Die Rückwand der Kabine

montiert werden.

SYSTEME UND KABINE


als auch großgewachsene Menschen in einer aufrecht sitzenden

Position bequem Platz finden können. Die Cockpitscheibe vorne ist sehr groß und das



Strukturelementen. Die Rückwand der Kabine könnte bei Bedarf durchaus weiter hinten

Kapitel 10

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als auch großgewachsene Menschen in einer aufrecht sitzenden

e ist sehr groß und das



könnte bei Bedarf durchaus weiter hinten

SYSTEME UND KABINE

© Dominik Schmieg


SYSTEME UND KABINE



Kapitel 10

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GESCHÄFTSMODELL

© Dominik Schmieg

Allgemein

Beim Thema „Geschäftsmodell“ sind zwei Fälle zu unterscheiden:

1. Finanzierung, Entwicklung, Bau, Erprobung und Zulassung eines Prototypen

2. Bau und Zulassung des eigenen Flugzeuges

1. Prototyp

Ich schlage vor, zur weiteren Entwicklung, dem Bau, der Erprobung und

Twibitz innerhalb der OUV eine Projektgruppe zu gründen, der sich interessierte Mitglieder

freiwillig anschließen können. Diese Projektgr

werden, die die Aufgabe haben, die verschiedenen Teilgebiete der Flugzeugentwicklung zu

bearbeiten. Diese Teilgebiete können u.a. Lastannahmen, Strukturberechnung,

(z.B. Löten/Gießlieren, Kleben)

Flugeigenschaften), Masse und Schwerpunkt

Flugsteuerung, Fahrwerk) sein. Koordinieren lassen sich diese Teams sehr gut über d

Internet, beispielsweise über

Es sollten in regelmäßigen Abständen

stattfinden. Dazu, und ebenso als Termin für den „Kick Off“, würden sich die OUV

und Wintertreffen eignen.

Die Projektgruppe, und gegebenenfalls auch einzelne Teams, sollten durch einen erfahrenen

OUV-Gutachter geleitet werden. Die Teilnahme an einem Team soll

OUV-Mitglied offen stehen. Es könnte außerdem angedacht werden

Diplomarbeiten an Universitäten und Fachhochschulen auszuschreiben. Dies könnte für

Studenten hochinteressant sein und hätte zudem den Vorteil, dass so auf

Spezialeinrichtungen (z.B. Windkanäle und Prüfstände) und Spezialsoftware (z.B.

FEM) zugegriffen werden könnte.

Fügeverbindung für das Rohrgerüst (Weichlöten, Kleben, Nieten) für ein ideales Thema für

eine Diplomarbeit. Dieses Thema könnte dank der guten Ausrüstungen der Hochschulen

(Werkstoffprüflabore etc.) sehr professionell untersucht werden.

Um die Kosten niedrig zu halten, sollte die Mitarbeit generell unentgeltlich oder nur mit

einer geringen Entlohnung erfolgen.

Die Finanzierung der Entwicklung und des Baus bis zur Inbetriebnahme des

könnte durch die OUV (Mitgliedsbeiträge, Spenden, Tombola o.ä. beispielsweise auf dem

OUV-Sommertreffen) und durch Sponsoren erfolgen. Für Sponso

für sehr interessant, insbesondere wenn der Prototyp mit deren Logos un

beklebt und die Teilnahme an Luftfahrtveranstaltungen (z.B. Aero, ILA, diverse Flugtage)

GESCHÄFTSMODELL

Beim Thema „Geschäftsmodell“ sind zwei Fälle zu unterscheiden:

Finanzierung, Entwicklung, Bau, Erprobung und Zulassung eines Prototypen

des eigenen Flugzeuges durch den Eigenbauer

Ich schlage vor, zur weiteren Entwicklung, dem Bau, der Erprobung und


freiwillig anschließen können. Diese Projektgruppe muss in verschiedene Teams unterteilt


bearbeiten. Diese Teilgebiete können u.a. Lastannahmen, Strukturberechnung,

(z.B. Löten/Gießlieren, Kleben) Flugmechanik & Aerodynamik (Flugleistungen und

Flugeigenschaften), Masse und Schwerpunkt sowie Systeme (z.B. Antrieb,

Flugsteuerung, Fahrwerk) sein. Koordinieren lassen sich diese Teams sehr gut über d

r einen Passwortgeschützten Bereich auf der OUV

Es sollten in regelmäßigen Abständen Treffen der Teams und der gesamten Projektgruppe

stattfinden. Dazu, und ebenso als Termin für den „Kick Off“, würden sich die OUV

tgruppe, und gegebenenfalls auch einzelne Teams, sollten durch einen erfahrenen

Gutachter geleitet werden. Die Teilnahme an einem Team sollte grundsätzlich jedem

Mitglied offen stehen. Es könnte außerdem angedacht werden, einzelne

arbeiten an Universitäten und Fachhochschulen auszuschreiben. Dies könnte für


Spezialeinrichtungen (z.B. Windkanäle und Prüfstände) und Spezialsoftware (z.B.

werden könnte. Beispielsweise halte ich die Untersuchung der idealen



labore etc.) sehr professionell untersucht werden.


einer geringen Entlohnung erfolgen.

Die Finanzierung der Entwicklung und des Baus bis zur Inbetriebnahme des


Sommertreffen) und durch Sponsoren erfolgen. Für Sponsoren halte ich dieses Projekt

sehr interessant, insbesondere wenn der Prototyp mit deren Logos un


Kapitel 11

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Finanzierung, Entwicklung, Bau, Erprobung und Zulassung eines Prototypen

Ich schlage vor, zur weiteren Entwicklung, dem Bau, der Erprobung und der Zulassung des


uppe muss in verschiedene Teams unterteilt


bearbeiten. Diese Teilgebiete können u.a. Lastannahmen, Strukturberechnung, Bauweise

anik & Aerodynamik (Flugleistungen und

Systeme (z.B. Antrieb, Kraftstoffsystem,

Flugsteuerung, Fahrwerk) sein. Koordinieren lassen sich diese Teams sehr gut über das

rtgeschützten Bereich auf der OUV-Homepage.

reffen der Teams und der gesamten Projektgruppe

stattfinden. Dazu, und ebenso als Termin für den „Kick Off“, würden sich die OUV-Sommer-

tgruppe, und gegebenenfalls auch einzelne Teams, sollten durch einen erfahrenen

grundsätzlich jedem

, einzelne Themen als

arbeiten an Universitäten und Fachhochschulen auszuschreiben. Dies könnte für


Spezialeinrichtungen (z.B. Windkanäle und Prüfstände) und Spezialsoftware (z.B. CAD, CFD,

Beispielsweise halte ich die Untersuchung der idealen




Die Finanzierung der Entwicklung und des Baus bis zur Inbetriebnahme des Flugzeuges


ren halte ich dieses Projekt

sehr interessant, insbesondere wenn der Prototyp mit deren Logos und Schriftzügen


GESCHÄFTSMODELL

© Dominik Schmieg

zugesichert werden würde. Sollte der Prototyp nicht im Besitz der OUV sondern im Besitz

einer Einzelperson/Halterschaft sein, so würden diese sich selbs

Teilen an der Finanzierung beteiligen.

2. Eigenes Flugzeug

Beim Bau des Twibitz sind kaum Spezialwerkzeuge oder Spezialausrüstungen notwendig. Es

müssen somit auch keine teuren Formen oder dergleichen hergestellt und finanziert

werden. Die Hellinge für Rumpf und Tragflächen können problemlos von jedem Eigenbauer

individuell hergestellt werden. Es könnt

Helling für den Rumpf herzustellen, der von den Eigenbauern angemietet werden kann.

Hierzu würde sich auch der Helling vom Bau des Prototyps eignen.

GESCHÄFTSMODELL

Sollte der Prototyp nicht im Besitz der OUV sondern im Besitz

einer Einzelperson/Halterschaft sein, so würden diese sich selbstverständlich in großen

Teilen an der Finanzierung beteiligen.

Eigenes Flugzeug



für Rumpf und Tragflächen können problemlos von jedem Eigenbauer

individuell hergestellt werden. Es könnte jedoch angedacht werden, eine professionelle


u würde sich auch der Helling vom Bau des Prototyps eignen.

Kapitel 11

- 2 -

Sollte der Prototyp nicht im Besitz der OUV sondern im Besitz

tverständlich in großen



für Rumpf und Tragflächen können problemlos von jedem Eigenbauer

e jedoch angedacht werden, eine professionelle


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OUV Flugzeugentwurf Twibitz by Dominik Schmieg