Seminar zum „Fliegenden Hörsaal“ Steffen Gemsa, DLR Oberpfaffenhofen Seminar zum „Fliegenden Hörsaal“
Übersicht Fliegender Hörsaal Das Konzept Das Flugzeug Theorie Statische Stabilität Dynamische Stabilität Manöverstabilität Steigflug- / Gleitflugleistung Versuchsablauf Flugvorbereitung Flugdurchführung Auswertung
Fliegender Hörsaal Das Konzept „Erlebbares“ Flugpraktikum für möglichst viele Studenten 7 Bildschirmplätze im Flugzeug Datenerfassungs- und Aufzeichnungsanlage Luftdaten (+ met. Basisdaten, wenn erforderlich) Inertialdaten + GPS (Flugwegdaten) Höhenruderkraft und –ausschlag Qualität der Daten ist „flugversuchstauglich“….
Fliegender Hörsaal
Fliegender Hörsaal Das Flugzeug Cessna C208B Grand Caravan 3970kg MTOM VNE= 175KIAS Länge 12,67m Spannweite 15,57m Höhe 4,71m Flügelfläche 25,96m2 Maximales Lastvielfache Klappen 0° +3,8g bis -1,52g Maximales Lastvielfache Klappen 10,20,30° +2,4g bis 0g
Fliegender Hörsaal Das Flugzeug
Theorie Statische Stabilität Hier nur statische Längsstabilität
Statische Stabilität Definition: Wenn ein Fluggerät auf eine Störung eine Reaktion zeigt, die der Störung entgegen wirkt, ist es statisch stabil. ACHTUNG: Stabilität und Steuerbarkeit (Stability and Controllability) sind genau zu trennen und meistens gegenläufig! Steuerbarkeit: Wie leicht lässt sich ein Flugzeug in einen neuen Zustand überführen Stabilität: Wie resistent gegen Störungen ist dieser Zustand
Statische Stabilität Längsstabilität – Longitudinal Stability Statische Längsstabilität wirkt einer induzierten oder Störung von außen um die Querachse entgegen. Statische Längsstabilität zeigt sich: Zu jeder Geschwindigkeit gehört ein definierter Höhenruderausschlag Aus einem getrimmten Zustand erzeugt eine Fahrtänderung einen positiven Kraftgradienten (ACHTUNG: Scheinbare Stabilität), Bsp.: Erster Alleinflug. Stick free Aus einem getrimmten Zustand erzeugt eine Fahrtänderung einen positiven Rudergradienten Stick fixed (i.d.R. größer als stick-free) Statische Längsstabilität macht ein Flugzeug angenehm fliegbar und schützt vor Überlastung Statische Längsstabilität ist Voraussetzung für sicheres Fliegen und Zulassbarkeit! Warum ist positiver Kraftgradient so wichtig???????
Statische Stabilität Längsstabilität – Longitudinal Stability Für ein statisch stabiles Flugzeug ergeben sich zwei Forderungen: Das Flugzeug muss sich in einem ausgetrimmten Zustand um die Querachse befinden, also die Summe aller Kräfte und Momente muss Null sein. Das Flugzeug muss bei allen fliegbaren Auftriebsbeiwerten in einen ausgetrimmten Zustand gebracht werden können. muss negativ sein 1 2 3
Statische Stabilität Längsstabilität – Longitudinal Stability In obiger Abbildung zeigt Punkt 1 den ausgetrimmten Zustand. Die Summe der Momente um die Querachse (CM = 0) ist Null. Wird das Flugzeug nun durch eine nach oben gerichtete Böe aus seiner Ausgangslage ausgelenkt, so entsteht ein höherer Anstellwinkel und damit ein größerer Auftriebsbeiwert CL (Punkt 2), die neue Druckverteilung um das Flugzeug erzeugt nun, im stabilen Fall, einen nach unten gerichteten Momentenbeiwert um die Querachse (nose-down, abnickend). Das Flugzeug wird zurück in die Ausgangslage überführt. Statische Stabilität kann also als Änderung des Momentenbeiwertes über dem Anstellwinkel bzw. Auftriebsbeiwert angesehen werden. Anstellwinkel und Auftriebsbeiwert sind hier als gleichwertig anzusehen, da beide linear miteinander verbunden sind, wenn man vom Bereich unmittelbar in der Nähe des Strömungsabrisses absieht.
Statische Stabilität Längsstabilität – Longitudinal Stability Beitrag des Flügels zur Stabilität Da mit zunehmendem Anstellwinkel der Angriffspunkt der Luftkräfte am Flügel nach vorne wandert, also aufnickend wirkt, ist ein Tragflügel allein destabilisierend. Beitrag des Rumpfes zur Stabilität Ein gleichförmig gestalteter Flugzeugrumpf hat seinen Schwerpunkt etwas bei 50% der Rumpflänge, aber seinen Angriffspunkt der Luftkräfte eher bei 25% der Rumpflänge. Eine Anstellwinkeländerung würde also destabilisierend wirken. Beitrag des Leitwerkes zur Stabilität Das Leitwerk hat seinen Angriffspunkt der Luftkräfte weit hinter dem Schwerpunkt des Gesamtflugzeuges (großer Hebelarm!). Eine Anstellwinkelerhöhung durch eine Böe erzeugt nun ein großes abnickendes Moment. Das Leitwerk wirkt also stark stabilisierend auf das Gesamtflugzeug.
Statische Stabilität Längsstabilität – Longitudinal Stability Konventionelle Flugzeuge: Ohne statische Stabilität nicht fliegbar Kraftgradient kann beeinflusst werden (Apparent Stability): Bob Weights Ruderausgleich, Horn, Tabs, etc Federn Statisch stabile Fly-by-Wire Steuerung: i.d.R. neutralstabil mit automatischer Trimmung -> immer im „Trim“ Veränderung der Flugeigenschaften über den Flugbereich Statisch instabile Fly-by-Wire Steuerung: z.T. extreme Manövrierbarkeit Steuersäulen, die keinen Ausschlag zulassen, siehe F-16 Nicht vorhersehbare Ruderkombinationen
Statische Stabilität Längsstabilität – Longitudinal Stability
Statische Stabilität Längsstabilität – Longitudinal Stability
Statische Stabilität: Neutralpunkt Lw Lw Lt Lt a t Weight
Statische Stabilität: Neutralpunkt Lw Lw Lt t Weight
Statische Stabilität: Neutralpunkt Lw Lw Lt Lt a t Weight
Statische Stabilität Längsstabilität – Longitudinal Stability Mathematischer Zusammenhang Gleichung der statischen Stabilität für festes Ruder (stick-fixed) h ist die Lage des Schwerpunktes entlang der MAC h0 ist die Lage des Angriffspunktes der Luftkräfte der Flügel-Rumpf-Kombination
Statische Stabilität Längsstabilität – Longitudinal Stability Mathematischer Zusammenhang Neutralpunkt Bewegt man nun den Schwerpunkt in obiger Gleichung nach hinten, wird (h-h0) größer, als positiver Flügelbeitrag, und der negative Leitwerksbeitrag kleiner, das Flugzeug also immer weniger stabil. Die Schwerpunktslage für =0 wird Neutralpunkt genannt. Hier ist das Flugzeug „neutralstabil“. Es gilt also: damit wird: und somit: Damit ist die Stabilität mit festem Ruder nur eine Funktion des Abstandes von Schwerpunkt und Neutralpunkt. Beide Werte werden in % der Mittleren aerodynamischen Flügeltiefe angegeben (MAC).
Statische Stabilität Längsstabilität – Longitudinal Stability Stick-free
Statische Stabilität Längsstabilität – Longitudinal Stability
Statische Stabilität Längsstabilität – Longitudinal Stability
Statische Stabilität Längsstabilität – Longitudinal Stability Gesetzliche Vorschriften : CS 23.145 Longitudinal Control CS 23.173 Static Longitudinal Stability CS 23.175 Demonstration of static Longitudinal Stability CS 25.145 Longitudinal Control CS 25.173 Static Longitudinal Stability CS 25.175 Demonstration of static Longitudinal Stability
Theorie Dynamische Stabilität Hier nur Phygoide
Dynamische Stabilität Definition: Die aus der statischen Stabilität resultierende Reaktion erzeugt eine Schwingung. Ist diese konvergent, so liegt dynamische Stabilität vor, ist sie divergent, so liegt dynamische Instabilität vor. Ohne statische Stabilität kann es keine dynamische Stabilität geben. Es existieren die folgenden Eigenformen: Längsbewegung: Phygoide Alpha-Schwingung Seiten- und Querbewegung: Dutch-Roll (gekoppelt) Spiral Roll
Dynamische Stabilität Phygoide: Meist schwach gedämpft, aber leicht beherrschbar wegen niedriger Frequenz
Dynamische Stabilität Phygoide: Mathematische Abschätzung aus Differentialgleichung der Bewegung
Dynamische Stabilität Phygoide: Gesetzliche Vorschriften CS 23.181 (c) Darf nicht so instabil sein, dass sie die Arbeitsbelastung des Piloten erhöht oder das Flugzeug anderweitig gefährdet. ACHTUNG: Darf instabil sein! CS 25.181 (c)
Theorie Manöverstabilität
Manöver Stabilität Zum Verständnis Statische Längsstabilität beschäftigt sich mit einem Flugzeug im unbeschleunigten Horizontalflug. Nachdem aber Flugzeuge in der Lage sein müssen, zu manövrieren, müssen sie auch unter Lastvielfachen „stabil“ sein. Statische Längsstabilität wird betrachtet, indem man den Auftriebsbeiwert durch die Geschwindigkeit unter 1g-Bedingung ändert. Aber: Man könnte nun auf die Idee kommen den Auftriebsbeiwert über n zu ändern.
Manöver Stabilität Zum Verständnis Fighter im Kurvenflug : z.B. 20lbs/g, bei 9g ergeben das 180lbs… zu hoch Airliner im Kurvenflug : z.B. 3lbs/g, bei 1,5g ergeben das 4,5lbs…Gefahr der Überlast
Dieser zusätzliche Anstellwinkel bestimmt sich zu: Manöver Stabilität Zum Verständnis Im Unterschied zum „stationären“ Fall der statischen Längsstabilität bewegt sich nun das Höhenruder durch die Luft und verursacht dabei eine zusätzliche Anstellwinkelerhöhung am Höhenruder. Diese „aerodynamische Nickdämpfung“ verursacht einen Unterschied des Stabilitätsmaßes zwischen Manöverstabilität und statischer Stabilität. Dieser zusätzliche Anstellwinkel bestimmt sich zu: Daraus folgt die gesamte Anstellwinkelerhöhung:
Manöver Stabilität Pull TEU Im Manöver Im Manöver Statisch e Fe Vergleich zu statischer Längsstabilität TEU CL e Im Manöver Statisch Pull Im Manöver Fe Statisch CL
Manöver Stabilität Pull TEU Fwd CG Fwd CG Aft CG e Fe Aft CG n n Einfluss der Schwerpunktslage TEU n e Fwd CG Aft CG Pull Fwd CG Fe Aft CG n
Manöver Stabilität CG de/dn Fwd CG Aft CG CG dFe/dn Fwd CG Aft CG Bestimmung der Manöverpunkte CG de/dn Fwd CG Aft CG CG dFe/dn Fwd CG Aft CG Stick-fixed Maneuver Point Stick-free Maneuver Point
Manöver Stabilität Unterschied zwischen Abfangbogen und Kurvenflug Aus der Mechanik folgt für die Nickrate Kurvenflug Aus der Mechanik des Kurvenfluges folgt Nickrate ist damit
Manöver Stabilität q Turns Pull-ups n Unterschied zwischen Abfangbogen und Kurvenflug q Turns Pull-ups n Nachdem die Nickrate in Kurven höher ist als in Abfangbögen, ist die zusätzliche Dämpfung durch das Höhenleitwerk größer und das Flugzeug ist im Kurvenflug Stabiler! Im Kurvenflug benötigt man also größere Kräfte und Ausschläge für ein gleich großes Lastvielfaches.
Manöver Stabilität Effekt von Bob-Weights und Federn Weder Bob-Weight noch eine Feder hatten Einfluss auf die stick-fixed static stability, das gilt auch für die stick-fixed maneuver stability. Aber auf die stick-free static stability haben beide sehr wohl einen Einfluss. Im Manöver erzeugt die Feder keine Extrakraft, jedoch das Bob-Weight. Es gilt der folgende Zusammenhang:
Manöver Stabilität Gesetzliche Vorschriften CS 23.155: Steuerhorn: Mind. 89N aber muss nicht mehr als 222N bei max. Lastvielfachem sein Steuerknüppel: Mind. 66,8N aber muss nicht mehr als 156N bei max. Lastvielfachem sein Kein starker Rückgang des Kraft/n-Gradienten (!!!!) FAR 25.---: Macht keine Aussage mehr Warum? Eventuell wegen Fly-by-Wire
Theorie Steigflug- / Gleitflugleistung Excess Power
Steigflug- / Gleitflugleistung Power Power available jet Power available Prop Best Rate of Climb Jet Best Rate of Climb Prop Power required Velocity
Steigflug- / Gleitflugleistung Excess Power ist Potentielle Energie + Kinetische Energie Messbar entweder durch Beschleunigung (Level Acceleration, High Performance) Steigleistung (Saw Tooth Climb)
Steigflug- / Gleitflugleistung Airspeed Constant Pressure Altitude Slope = dH/dT Test Altitude Time
Steigflug- / Gleitflugleistung Altitude Constant Rate of Climb Velocity
Steigflug- / Gleitflugleistung Rate of Climb Best Rate of Climb Vy Altitude Increase Best Angle of Climb Vx Velocity
Steigflug- / Gleitflugleistung Aircraft Ceiling Vx = Vy Altitude Vx Vy Velocity
Versuchsablauf Flugvorbereitung Wetter (Pilot) Beladeplan (Studenten?) Flugleistungen (Pilot) Kraftstoff (Pilot) Briefing (Luftraum, Fluganmeldung, Flugprogramm,….) ….
Versuchsablauf Flugvorbereitung Beladeplan
Versuchsablauf Flugdurchführung Sicherheit geht vor! Zügiges Arbeiten Arbeitsteilung Eindeutige Kommunikation Abbruchkriterien (Übelkeit, Verkehr, Wetter, Datenerfassung, Flugzeug,….)
Versuchsablauf Flugdurchführung
VIEL SPASS!!!