EWD/Schwerpunkt
- Ersteller Knut
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TurboSchroegi
User
Hi Knut !
Nun ja, sag'ma mal so: Nur weil Du den Anstellwinkel des HLW veränderst verschiebt sich kein Schwerpunkt - das musst Du schon selbst machen
Aber sooo daneben liegst Du nicht.
Also: Wenn Du den Anstellwinkel des HLW vergrößerst, passiert was ? Genau, es erzeugt mehr Auftrieb. Ähnlich wenn du am Sender Tiefe drückst (beim gedämpten ist das quasi "Wölbungserhöhung"). Mehr Auftrieb hinten hat zur Folge, dass der Flieger schneller wird (eh klar beim Tiefe drücken
) Das ist so wie bei der Balkenwaage. Die kommt jetzt hinten hoch und vorne runter und dann geht beim Flieger die Post ab. Soweit so gut.
Jetzt kannst Du natürlich den Schwerpunkt (Drehpunkt der Balkenwaage) nach hinten verschieben. Dadurch wird der Hebel bis zum Schwerpunkt kürzer und die Kräfte (eigtl. Drehmomente) sind wieder ausgeglichen.
Durch das Zurücknehmen des Schwerpunkts bringst Du den mehr in Richtung des Flugzeugneutralpunkts (egal jetzt mal was das ist). Dadurch hast du das Stabilitätsmaß verkleinert. D.h. der Flieger hat jetzt kein so starkes Verlangen mehr wie vorher nach einer Störung (Thermik, Ruderausschlag etc.) wieder in die Normalfluglage zu gehen. Er hat jetzt ein anderes Flugverhalten. Du hast den Flieger flugmechanisch anders ausgelegt. Ob das natürlich zur aerodynamischen Auslegung passt ist wieder was anderes (will sagen: manche Flügel mögen es garnicht, wenn man zu langsam fliegt und kippen dann einfach weg - ätsch
).
Lies mal das hier oder das hier.
Grüße TurboSchroegi
Nun ja, sag'ma mal so: Nur weil Du den Anstellwinkel des HLW veränderst verschiebt sich kein Schwerpunkt - das musst Du schon selbst machen
Aber sooo daneben liegst Du nicht.Also: Wenn Du den Anstellwinkel des HLW vergrößerst, passiert was ? Genau, es erzeugt mehr Auftrieb. Ähnlich wenn du am Sender Tiefe drückst (beim gedämpten ist das quasi "Wölbungserhöhung"). Mehr Auftrieb hinten hat zur Folge, dass der Flieger schneller wird (eh klar beim Tiefe drücken
) Das ist so wie bei der Balkenwaage. Die kommt jetzt hinten hoch und vorne runter und dann geht beim Flieger die Post ab. Soweit so gut.Jetzt kannst Du natürlich den Schwerpunkt (Drehpunkt der Balkenwaage) nach hinten verschieben. Dadurch wird der Hebel bis zum Schwerpunkt kürzer und die Kräfte (eigtl. Drehmomente) sind wieder ausgeglichen.
Durch das Zurücknehmen des Schwerpunkts bringst Du den mehr in Richtung des Flugzeugneutralpunkts (egal jetzt mal was das ist). Dadurch hast du das Stabilitätsmaß verkleinert. D.h. der Flieger hat jetzt kein so starkes Verlangen mehr wie vorher nach einer Störung (Thermik, Ruderausschlag etc.) wieder in die Normalfluglage zu gehen. Er hat jetzt ein anderes Flugverhalten. Du hast den Flieger flugmechanisch anders ausgelegt. Ob das natürlich zur aerodynamischen Auslegung passt ist wieder was anderes (will sagen: manche Flügel mögen es garnicht, wenn man zu langsam fliegt und kippen dann einfach weg - ätsch
). Lies mal das hier oder das hier.
Grüße TurboSchroegi
Hallo TurboSchroegi,
ich glaube, Du meinst das Richtige, aber fuer mich ist es etwas verwirrend geschrieben, ich glaube, es ist einfacher, wenn man erst mal damit anfaengt, Tragflaeche und Leitwerk als ebene Platte (also ohne Nullauftriebswinkel und ohne angenommene Druckpunktwanderung) betrachtet. Dann brauchst Du naemlich fuer die Stabilitaetsbedingung Abtrieb am Hoehenleitwerk, keinen Auftrieb, wie Du sagst. Meine (hoffentlich) einfache und verstaendliche Erklaerung geht so:
Nasenleiste am Leitwerk nach oben -> weniger Abtrieb am HLW -> weniger aufrichtendes Moment -> aktueller Schwerpunkt zieht das Modell mit der Nase weiter nach unten -> Flugzeug wird schneller, bis der Gleichgewichtszustand wieder da ist -> Schwerpunkt nach hinten, sodass der Gleichgewichtszustand wieder bei langsamerer Fahrt da ist -> weniger Abtrieb am HLW als bei der vorherigen Einstellung -> weniger Energieverlust, hoehere Leistung -> weniger Energie 'uebrig' fuer Stabilitaet -> geringeres Stabilitaetsmass.
Wenn jetzt natuerlich noch Druckpunktwanderungen rein kommen, dann wird die Sache interessanter und komplizierter, denn dann koennen wir einen Flieger haben, der im Geradeausflug wunderbar geht, aber beim Anstechen anfaengt zu unterschneiden. Ich glaube nicht, dass das ohne Druckpunktwanderung erklaert werden kann. Das entsteht doch wohl nur dadurch, dass die Druckpunktwanderung an der Tragflaeche so stark ist, dass sie das immer staerker werdende aufrichtende Moment des HLW ueberkompensiert, oder bin ich da falsch?
Insofern glaube ich, dass fuer die Praxis die Erklaerung mit ebener Platte die ausreichend einfache ist.
ich glaube, Du meinst das Richtige, aber fuer mich ist es etwas verwirrend geschrieben, ich glaube, es ist einfacher, wenn man erst mal damit anfaengt, Tragflaeche und Leitwerk als ebene Platte (also ohne Nullauftriebswinkel und ohne angenommene Druckpunktwanderung) betrachtet. Dann brauchst Du naemlich fuer die Stabilitaetsbedingung Abtrieb am Hoehenleitwerk, keinen Auftrieb, wie Du sagst. Meine (hoffentlich) einfache und verstaendliche Erklaerung geht so:
Nasenleiste am Leitwerk nach oben -> weniger Abtrieb am HLW -> weniger aufrichtendes Moment -> aktueller Schwerpunkt zieht das Modell mit der Nase weiter nach unten -> Flugzeug wird schneller, bis der Gleichgewichtszustand wieder da ist -> Schwerpunkt nach hinten, sodass der Gleichgewichtszustand wieder bei langsamerer Fahrt da ist -> weniger Abtrieb am HLW als bei der vorherigen Einstellung -> weniger Energieverlust, hoehere Leistung -> weniger Energie 'uebrig' fuer Stabilitaet -> geringeres Stabilitaetsmass.
Wenn jetzt natuerlich noch Druckpunktwanderungen rein kommen, dann wird die Sache interessanter und komplizierter, denn dann koennen wir einen Flieger haben, der im Geradeausflug wunderbar geht, aber beim Anstechen anfaengt zu unterschneiden. Ich glaube nicht, dass das ohne Druckpunktwanderung erklaert werden kann. Das entsteht doch wohl nur dadurch, dass die Druckpunktwanderung an der Tragflaeche so stark ist, dass sie das immer staerker werdende aufrichtende Moment des HLW ueberkompensiert, oder bin ich da falsch?
Insofern glaube ich, dass fuer die Praxis die Erklaerung mit ebener Platte die ausreichend einfache ist.
TurboSchroegi
User
Hi Waliser !
<off topic>
Vergiss den Druckpunkt weil der ist recht unpraktisch wegen der Abhängigkeit zur Anstellwinkeländerung. Für praktische Arbeit gibt es den Neutralpunkt. Der macht mehr Spaß.
Ansonsten:
Grüße + schönes Wochenende
TurboSchroegi
Ich sagte: "Wenn Du den Anstellwinkel des HLW vergrößerst, dann erzeugt es mehr Auftrieb." Das denke ich ist ok so
<off topic>
Vergiss den Druckpunkt weil der ist recht unpraktisch wegen der Abhängigkeit zur Anstellwinkeländerung. Für praktische Arbeit gibt es den Neutralpunkt. Der macht mehr Spaß.
Ansonsten:
- es gibt viele Wege nach Rom
- weniger Abtrieb <=> mehr Auftrieb (oder weniger warm <=> mehr kalt )
- erklärbar durch die Stabilitätsbedingung (dCm/dCA < 0 und Cm0 > 0)
Grüße + schönes Wochenende
TurboSchroegi
Hallo TurboSchroegi,
das ist ja genau was ich sage, Du sagst das richtige, aber ich glaube, es ist etwas schwer zu verstehen. Wer solche Fragen stellt, fragt doch nach Grundwissen oder nicht? Das heisst aber, dass die Antwort einfach und mit so wenig Vorwissen wie moeglich verstaendlich sein soll. Das soll jetzt nicht die geringste Kritik am Fragesteller sein (es gibt keine dummen Fragen), nur eine Anregung, sich in die Gedankenwelt des Fragenden zu versetzen (oder dies zumindest zu versuchen) und dann die Erklaerung in der einfachst verstaendlichen und vor allem praktisch hilfreichen Form zu liefern.
Und jetzt eine dumme Frage von mir:
Was ist der Unterschied zwischen der Summe der Druckpunkte im Modell und dessen Neutralpunkt? Vektoriell gedacht natuerlich. Geht es darum, dass man beim Druckpunkt die Momente weglaesst?
das ist ja genau was ich sage, Du sagst das richtige, aber ich glaube, es ist etwas schwer zu verstehen. Wer solche Fragen stellt, fragt doch nach Grundwissen oder nicht? Das heisst aber, dass die Antwort einfach und mit so wenig Vorwissen wie moeglich verstaendlich sein soll. Das soll jetzt nicht die geringste Kritik am Fragesteller sein (es gibt keine dummen Fragen), nur eine Anregung, sich in die Gedankenwelt des Fragenden zu versetzen (oder dies zumindest zu versuchen) und dann die Erklaerung in der einfachst verstaendlichen und vor allem praktisch hilfreichen Form zu liefern.
Und jetzt eine dumme Frage von mir:
Was ist der Unterschied zwischen der Summe der Druckpunkte im Modell und dessen Neutralpunkt? Vektoriell gedacht natuerlich. Geht es darum, dass man beim Druckpunkt die Momente weglaesst?
Yeti
User
Druckpunkt = gedachter Angriffspunkt der resultierenden Luftkraft
Neutralpunkt = Punkt, um den das Moment unabhängig vom Anstellwinkel ist
Also nicht das selbe!
Gruß Yeti
P.S.: Klappe "Auf- oder Abtrieb am Höhenleitwerk" die 793. Ob am HLW Auftrieb oder Abtrieb erzeugt werden muss hat mit dem statischen Gleichgewicht zu tun (für "Theoretiker": Kräfte- und Momentengleichgewicht). Bei statischer Längsstabilität kommt es auf die Änderung der Momente um den Schwerpunkt an.
Neutralpunkt = Punkt, um den das Moment unabhängig vom Anstellwinkel ist
Also nicht das selbe!
Gruß Yeti
P.S.: Klappe "Auf- oder Abtrieb am Höhenleitwerk" die 793. Ob am HLW Auftrieb oder Abtrieb erzeugt werden muss hat mit dem statischen Gleichgewicht zu tun (für "Theoretiker": Kräfte- und Momentengleichgewicht). Bei statischer Längsstabilität kommt es auf die Änderung der Momente um den Schwerpunkt an.
TurboSchroegi
User
Hi !
Neutralpunkt eines Flugzeiges/Profils: Der Neutralpunkt ist der um den sich die Momente nicht mit dem Anstellwinkel ändern. Sind also eher zwei verschiedene Konzepte. Zu der flugmechanischen Erklärung von oben (statische Längsstab.) brauchst Du m.E. den Druckpunkt aber nicht. Deshalb schrieb ich: Las ihn weg. Der ist nicht praktisch.
Da ist das Modell der Balkenwaage viel praktischer. Es gibt einen Drehpunkt (Schwerpunkt) zwei Hebel (hinter dem Schwerpunkt; vor dem, Schwerpunkt) und Kräfte (vorne/Flügel und hinten/HLW) und durch F1*l1=F2*l2 wird die Waage draus. Ich habe den Eindruck Du machst Dir Probleme wo keine sind. Die Waage kapiert jeder und das mit dem Anstellwinkel auch der Auftrieb steigt (grundsätzlich) ist auch recht klar.
Grüße TurboSchroegi
Ich kennen den Druckpunkt als Ersatzkraft für alle Auftriebskräfte, die an einem Profil "rumziehen" - ändert sich unglücklicherweise mit dem Anstellwinkel - das ist blöd. Ok, so könnte man auch einen "Druckpunkt für's Modell" definieren. Macht das Sinn ? Anyway ....
Neutralpunkt eines Flugzeiges/Profils: Der Neutralpunkt ist der um den sich die Momente nicht mit dem Anstellwinkel ändern. Sind also eher zwei verschiedene Konzepte. Zu der flugmechanischen Erklärung von oben (statische Längsstab.) brauchst Du m.E. den Druckpunkt aber nicht. Deshalb schrieb ich: Las ihn weg. Der ist nicht praktisch.
Da ist das Modell der Balkenwaage viel praktischer. Es gibt einen Drehpunkt (Schwerpunkt) zwei Hebel (hinter dem Schwerpunkt; vor dem, Schwerpunkt) und Kräfte (vorne/Flügel und hinten/HLW) und durch F1*l1=F2*l2 wird die Waage draus. Ich habe den Eindruck Du machst Dir Probleme wo keine sind. Die Waage kapiert jeder und das mit dem Anstellwinkel auch der Auftrieb steigt (grundsätzlich) ist auch recht klar.
Grüße TurboSchroegi
Tach Yeti,
ich habe schon eine ganze Weile nix mehr gerechnet und meine Buecher liegen zu Hause, muss mal wieder reingucken. Trotzdem wage ich aus dem hohlen Bauch noch zurueckzufragen.
Wenn ein Modell im Geradeausflug stabil ist, aber beim Anstechen (also Anstellwinkelaenderung) anfaengt zu unterschneiden, so muss doch was an den Momenten anders geworden sein. Das heisst aber fuer mich, dass der Neutralpunkt je nach Flugzustand auch wandert (nehmen wir mal an, dass beim Unterschneiden waehrend des Anstechens der Ruderausschlag am HLW der gleiche ist wie waehrend des stabilen Geradeausflugs). Insofern ist es doch egal, ob ich von den Druckpunkten rede oder vom Neutralpunkt, wenn man alle Kraefte (und Momente) mit hineinnimmt, bleibt man doch immer auf der richtigen Seite. Und fuer die Praxis heisst das doch, dass mein Modell immer ein positives Gesamt-cm, haben muss, damit es stabil fliegt.
Wenn ein HLW Auftrieb liefert, dann liefert es bei mehr Geschwindigkeit mehr Auftrieb, wirkt also destabilisierend. Das kann nur dann ausgeglichen werden, wenn die Flaeche ein entsprechendes positives cm hat oder bin ich da voellig falsch.
Naja, bevor ich mich jetzt als aerodynamisch etwas unfit oute, sehe ich mal noch in meinen Buechern nach. Ich denke trotzdem, dass meine Erklaerung mit der ebenen Platte fuer die Praxis das einfachste ist und vor allem. Sie hift weiter.
ich habe schon eine ganze Weile nix mehr gerechnet und meine Buecher liegen zu Hause, muss mal wieder reingucken. Trotzdem wage ich aus dem hohlen Bauch noch zurueckzufragen.
Wenn ein Modell im Geradeausflug stabil ist, aber beim Anstechen (also Anstellwinkelaenderung) anfaengt zu unterschneiden, so muss doch was an den Momenten anders geworden sein. Das heisst aber fuer mich, dass der Neutralpunkt je nach Flugzustand auch wandert (nehmen wir mal an, dass beim Unterschneiden waehrend des Anstechens der Ruderausschlag am HLW der gleiche ist wie waehrend des stabilen Geradeausflugs). Insofern ist es doch egal, ob ich von den Druckpunkten rede oder vom Neutralpunkt, wenn man alle Kraefte (und Momente) mit hineinnimmt, bleibt man doch immer auf der richtigen Seite. Und fuer die Praxis heisst das doch, dass mein Modell immer ein positives Gesamt-cm, haben muss, damit es stabil fliegt.
Wenn ein HLW Auftrieb liefert, dann liefert es bei mehr Geschwindigkeit mehr Auftrieb, wirkt also destabilisierend. Das kann nur dann ausgeglichen werden, wenn die Flaeche ein entsprechendes positives cm hat oder bin ich da voellig falsch.
Naja, bevor ich mich jetzt als aerodynamisch etwas unfit oute, sehe ich mal noch in meinen Buechern nach. Ich denke trotzdem, dass meine Erklaerung mit der ebenen Platte fuer die Praxis das einfachste ist und vor allem. Sie hift weiter.
TurboSchroegi
User
Solche haben wir hier nicht
Grüße Helmut
Yeti
User
Moin nochmal.
Also zunächst muss man ja auch als "Theoretiker" eingestehen, dass das Profilmoment nicht konstant ist, das zeigt (fast) jede Profilpolare.
Ursachen hierfür können z.B. Ablösungen oder die Wanderung des Umschlagpunktes lminar <-> turbulent sein.
Hier könnte eine mögliche Erklärung dafür liegen, dass sich ein Flugzeug im Schnellflug in puncto Stabilität anders verhält als im Normalflug.
Zur Frage, ob die Definition eines "Gesamt-Druckpunktes" für das Flugzeug Sinn macht, gibt es eine triviale Antwort: Im stationären Flugzustand verläuft die Resultierende aller Luftkräfte durch den Schwerpunkt, also liegt der Gesamt-Druckpunkt genau über/unter/im Schwerpunkt. Nur so ist das Moment um den Schwerpunkt Null und das Flugzeug im Gleichgewicht. Damit hat man auch die Frage nach dem Auf- oder Abtrieb am HLW beantwortet. Liegt der Druckpunkt des Flügels vor dem Schwerpunkt, erzeugt der Flügel ein schwanzlastiges Moment um den Schwerpunkt. Demzufolge muss das HLW Auftrieb und damit ein genauso großes aber entgegengesetztes kopflastiges Moment erzeugen (sonst nix Gleichgewicht). Der Druckpunkt des Flügels wandert bei zunehmendem Anstellwinkel nach vorne, also brauchen wir im Langsamflug (großer Anstellwinkel) am Leitwerk Auftrieb. Im Schnellflug wandert der Druckpunkt des Flügels nach hinten. Sobald er hinter den Schwerpunkt wandert, brauchen wir Abtrieb am HLW (sonst nix Gleichgewicht).
Bei einem Flugzeug, bei dem das Leitwerk immer Abtrieb erzeugt, muss also der Schwerpunkt so weit vorne liegen, dass auch beim maximalen Anstellwinkel der Druckpunkt des Flügels niemals noch weiter vorne liegt (sonst bräuchte man ja wieder Auftrieb am HLW für's Gleichgewicht). Der vorderste Punkt, an dem der Druckpunkt liegen kann, ist der Neutralpunkt. Würde nämlich der Druckpunkt (des Flügels) vor den Neutralpunkt (des Flügels) wandern, würde das bedeuten, dass das Moment des Flügels seine Richtung ändert (und dann wäre der Neutralpunkt per Definition nicht mehr der Neutralpunkt). Also müsste der Schwerpunkt des Flugzeuges vor dem Neutralpunkt des Flügels liegen, damit das HLW immer Auftrieb liefert. Da der Gesamt-Neutralpunkt des Flugzeugs aber hinter dem Neutrapunkt des Flügels liegt (jedenfalls, wenn auch das Leitwerk hinter dem Flügel liegt), ist so ein Flugzeug immer mit einem großen Stabilitätsmaß unterwegs (Stabilitätsmaß = Abstand vom SP zum Gesamt-NP des Flugzeuges). Bei einem geringen Stabilitätsmaß wird also der Schwerpunkt dichter am Gesamt-Neutralpunkt und damit hinter dem Flügel-Neutralpunkt liegen. Somit muss das Leitwerk im Langsamflug Auftrieb und im Schnellflug Abtrieb liefern.
Jaja, ich weiß... Auf den ersten Blick sieht es anders aus, vor allem wegen der Ruderausschläge: Bei einem nach oben ausgeschlagenem Höhenruder denkt man natürlich erstmal an Abtrieb.
Gruß Yeti
Also zunächst muss man ja auch als "Theoretiker"
eingestehen, dass das Profilmoment nicht konstant ist, das zeigt (fast) jede Profilpolare. Ursachen hierfür können z.B. Ablösungen oder die Wanderung des Umschlagpunktes lminar <-> turbulent sein.
Hier könnte eine mögliche Erklärung dafür liegen, dass sich ein Flugzeug im Schnellflug in puncto Stabilität anders verhält als im Normalflug.
Zur Frage, ob die Definition eines "Gesamt-Druckpunktes" für das Flugzeug Sinn macht, gibt es eine triviale Antwort: Im stationären Flugzustand verläuft die Resultierende aller Luftkräfte durch den Schwerpunkt, also liegt der Gesamt-Druckpunkt genau über/unter/im Schwerpunkt. Nur so ist das Moment um den Schwerpunkt Null und das Flugzeug im Gleichgewicht. Damit hat man auch die Frage nach dem Auf- oder Abtrieb am HLW beantwortet. Liegt der Druckpunkt des Flügels vor dem Schwerpunkt, erzeugt der Flügel ein schwanzlastiges Moment um den Schwerpunkt. Demzufolge muss das HLW Auftrieb und damit ein genauso großes aber entgegengesetztes kopflastiges Moment erzeugen (sonst nix Gleichgewicht). Der Druckpunkt des Flügels wandert bei zunehmendem Anstellwinkel nach vorne, also brauchen wir im Langsamflug (großer Anstellwinkel) am Leitwerk Auftrieb. Im Schnellflug wandert der Druckpunkt des Flügels nach hinten. Sobald er hinter den Schwerpunkt wandert, brauchen wir Abtrieb am HLW (sonst nix Gleichgewicht).
Bei einem Flugzeug, bei dem das Leitwerk immer Abtrieb erzeugt, muss also der Schwerpunkt so weit vorne liegen, dass auch beim maximalen Anstellwinkel der Druckpunkt des Flügels niemals noch weiter vorne liegt (sonst bräuchte man ja wieder Auftrieb am HLW für's Gleichgewicht). Der vorderste Punkt, an dem der Druckpunkt liegen kann, ist der Neutralpunkt. Würde nämlich der Druckpunkt (des Flügels) vor den Neutralpunkt (des Flügels) wandern, würde das bedeuten, dass das Moment des Flügels seine Richtung ändert (und dann wäre der Neutralpunkt per Definition nicht mehr der Neutralpunkt). Also müsste der Schwerpunkt des Flugzeuges vor dem Neutralpunkt des Flügels liegen, damit das HLW immer Auftrieb liefert. Da der Gesamt-Neutralpunkt des Flugzeugs aber hinter dem Neutrapunkt des Flügels liegt (jedenfalls, wenn auch das Leitwerk hinter dem Flügel liegt), ist so ein Flugzeug immer mit einem großen Stabilitätsmaß unterwegs (Stabilitätsmaß = Abstand vom SP zum Gesamt-NP des Flugzeuges). Bei einem geringen Stabilitätsmaß wird also der Schwerpunkt dichter am Gesamt-Neutralpunkt und damit hinter dem Flügel-Neutralpunkt liegen. Somit muss das Leitwerk im Langsamflug Auftrieb und im Schnellflug Abtrieb liefern.
Jaja, ich weiß... Auf den ersten Blick sieht es anders aus, vor allem wegen der Ruderausschläge: Bei einem nach oben ausgeschlagenem Höhenruder denkt man natürlich erstmal an Abtrieb.
Gruß Yeti
Tach Yeti, tach TurboSchroegi,
die Erklaerungen sind alle wunderbar, da kann ich schon mit. Nur, wie baut man ein Hoehenleitwerk, das bei gleichem Anstellwinkel im Langsamflug Auftrieb und im Schnellflug Abtrieb macht? Den gleichen Anstellwinkel verlange ich deshalb, weil ich ja im stabilen Geradeausflug und beim Anstechen den gleichen, neutralen Ruderausschlag haben will und sowohl im stabilen Geradeausflug und im Anstechen mit geringem ca unterwegs bin, also praktisch dem gleichen Anstellwinkel der Flaeche.
Daher kommt mein Argument, dass sich der Momentenhaushalt an der Flaeche im Anstechen grundsaetzlich aendern muss.
Was mich jetzt wundert ist, dass TurboSchroegi sagt, ich soll den Druckpunkt vergessen, Yeti aber alles anhand der Druckpunktwanderung erklaert. Wer hat jetzt recht?
die Erklaerungen sind alle wunderbar, da kann ich schon mit. Nur, wie baut man ein Hoehenleitwerk, das bei gleichem Anstellwinkel im Langsamflug Auftrieb und im Schnellflug Abtrieb macht? Den gleichen Anstellwinkel verlange ich deshalb, weil ich ja im stabilen Geradeausflug und beim Anstechen den gleichen, neutralen Ruderausschlag haben will und sowohl im stabilen Geradeausflug und im Anstechen mit geringem ca unterwegs bin, also praktisch dem gleichen Anstellwinkel der Flaeche.
Daher kommt mein Argument, dass sich der Momentenhaushalt an der Flaeche im Anstechen grundsaetzlich aendern muss.
Was mich jetzt wundert ist, dass TurboSchroegi sagt, ich soll den Druckpunkt vergessen, Yeti aber alles anhand der Druckpunktwanderung erklaert. Wer hat jetzt recht?
Yeti
User
Hier liegt dein Denkfehler. Kleineres CA = kleinerer Anstellwinkel.
Das hat nix mit Recht haben oder nicht zu tun. Man kann das Ganze auch mit dem Neutralpunkt erklären. Nur muss man die ganzen Gleichgewichtsbedingungen dann mit den dimensionslosen Beiwerten aufstellen und hier bleibt recht schnell die Anschaulichkeit auf der Strecke. An der Sache ändert sich aber nichts.
Gruß Yeti
Tach Yeti,
hmmmmm, das mit dem ca geht mir noch nicht hinunter. Fliege ich stabil, sagen wir bei ca0.1, macht mein HLW Auftrieb, fliege ich angestochen, sagen wir ca0.02, macht mein HLW Abtrieb. Da muss ich sagen, die Aenderung des Anstellwinkels am HLW ist doch da sehr gering.Wenn ich einen Flieger so einstellen will, kann ich mir nicht vorstellen, dass der noch ein fliegbares Stabilitaetsmass hat.
hmmmmm, das mit dem ca geht mir noch nicht hinunter. Fliege ich stabil, sagen wir bei ca0.1, macht mein HLW Auftrieb, fliege ich angestochen, sagen wir ca0.02, macht mein HLW Abtrieb. Da muss ich sagen, die Aenderung des Anstellwinkels am HLW ist doch da sehr gering.Wenn ich einen Flieger so einstellen will, kann ich mir nicht vorstellen, dass der noch ein fliegbares Stabilitaetsmass hat.
Yeti
User
Hallöchen schon wieder!
Also einen Flieger, bei dem bei CA = 0,1 noch Auftrieb am Leitwerk erzeugt wird, kann ich mir auch nicht vorstellen
Das heißt doch: Einer mit einem symmetrischen Profil (Profilmoment = Null, oder anders ausgedrückt: "druckpunktfest") und einem Schwerpunkt hinter dem Flügel-Neutralpunkt. Allerdings erzeugt dann das HLW immer Auftrieb, auch bei CA = 0,02.Kannst du dir denn einen Flieger vorstellen, der oberhalb von CA = 0,6 am Leitwerk Auftrieb braucht und unterhalb CA = 0,6 Abtrieb am Leitwerk? Kleiner Tipp: Stell' dir einen Flieger vor, bei dem bei CA = 0,6 am Leitwerk gar keine Kraft erzeugt wird (außer Widerstand). Bedingung dafür ist, dass bei diesem Flugzustand das Profilmoment (negativ = kopflastig) genauso groß ist wie das Produkt aus Auftrieb und Abstand Flügel-Neutralpunkt zum Schwerpunkt (wenn der SP hinter dem Flügel-NP liegt ergibt dieser Anteil also ein schwanzlastiges Moment um den SP). Oder wieder anders ausgedrückt: Ein Flugzeug, bei dem der Druckpunkt des Flügels bei CA = 0,6 im Schwerpunkt liegt (Rumpfeinfluss unberücksichtigt).
Gruß Yeti
Tach zusammen, ich bin ja erst nexte woche wech
Nur kurz, ich habs grad aber auch nur "ueberflogen"
- Der Druckpunkt entspricht dem Schwerpunkt bei der Gravitation. Pech beim Fluegel ist, dass die Position des Druckpunktes bei unsymmetrischen Profilen nicht konstant ist.
- Unsymmetrisch profilierte Fluegel haben im Rahmen der linearen Rechnerei einen "Neutralpunkt", um den sich das Drehmoment um die Querachse des Fluegels bei Variation des Anstellwikels nicht aendert wohl aber bei Variation der Fluggeschwindigkeit. Auf meiner NP Seite http://www-imk.fzk.de/asf/kasima/aktuelles/modellbau/flugphysik/neutral.html
habbich das gezeigt fuer 2 symmetrisch profilierte Flügel. Nach dem allgemeinen Superpositionsprinzip linearer(!) Physik gilt das dann fuer einen Fluegel zusammengesetzt aus beliebig vielen "Brettern" Aber mind. Turbo will sich ja noch aeussern.
- Auf der "darueberliegenden" Seite "Fluchphysik" ist das in Abschnitt "Neutralpunkt skizziert und es wird offensichtlich, dass ein Flieger mit endlicher EWD sich "von selbst" aufrichtet, wenn man Tempo macht und nicht staendig nachdrueckt. Deshalb haben Kunstflugzeuge symmetrische Profile und EWD=0.
- Weiterhin steh ich zu "meiner" Druckpunktstory, sie ist mit den Annahmen nicht falsch aber nicht so praezise. Dafuer ist das Konzept Neutralpunkt nicht unmittelbar einsichtig aber nach Reindenken richtiger
Und die lineare Fluchphysik ist im richtigen Flugzeugbau sowieso falsch. Die nutzen sicherlich komplexe numerische Modelle einer evtl sogar kompressiblen Luft, bei denen zB auch der Einfluss des Downwash des Tragfluegels auf den Anstellwinkel des HLW beruecksichtigt wird. Vorher wird kein Airbus/Boeing wie bei uns "mal eben" zusammengebastelt und ausprobiert.
Viele Gruesse, Wolfgang
Nur kurz, ich habs grad aber auch nur "ueberflogen"
- Der Druckpunkt entspricht dem Schwerpunkt bei der Gravitation. Pech beim Fluegel ist, dass die Position des Druckpunktes bei unsymmetrischen Profilen nicht konstant ist.
- Unsymmetrisch profilierte Fluegel haben im Rahmen der linearen Rechnerei einen "Neutralpunkt", um den sich das Drehmoment um die Querachse des Fluegels bei Variation des Anstellwikels nicht aendert wohl aber bei Variation der Fluggeschwindigkeit. Auf meiner NP Seite http://www-imk.fzk.de/asf/kasima/aktuelles/modellbau/flugphysik/neutral.html
habbich das gezeigt fuer 2 symmetrisch profilierte Flügel. Nach dem allgemeinen Superpositionsprinzip linearer(!) Physik gilt das dann fuer einen Fluegel zusammengesetzt aus beliebig vielen "Brettern" Aber mind. Turbo will sich ja noch aeussern.
- Auf der "darueberliegenden" Seite "Fluchphysik" ist das in Abschnitt "Neutralpunkt skizziert und es wird offensichtlich, dass ein Flieger mit endlicher EWD sich "von selbst" aufrichtet, wenn man Tempo macht und nicht staendig nachdrueckt. Deshalb haben Kunstflugzeuge symmetrische Profile und EWD=0.
- Weiterhin steh ich zu "meiner" Druckpunktstory, sie ist mit den Annahmen nicht falsch aber nicht so praezise. Dafuer ist das Konzept Neutralpunkt nicht unmittelbar einsichtig aber nach Reindenken richtiger
Und die lineare Fluchphysik ist im richtigen Flugzeugbau sowieso falsch. Die nutzen sicherlich komplexe numerische Modelle einer evtl sogar kompressiblen Luft, bei denen zB auch der Einfluss des Downwash des Tragfluegels auf den Anstellwinkel des HLW beruecksichtigt wird. Vorher wird kein Airbus/Boeing wie bei uns "mal eben" zusammengebastelt und ausprobiert.
Viele Gruesse, Wolfgang
Halloechen schon wieder,
bei ca 0,6 kann ich das schon, aber ca0,6 ist bei mir eher beim Kreisen in der Thermik. Wir sind doch davon ausgegangen, dass wir einen stabilen Geradeausflug haben, also geringes ca und dann ploetzlich ein Unterschneiden feststellen, wenn wir anstechen, also noch geringeres ca.
unsere Flaechen sind doch normalerweise nicht druckpunktfest. also wandert der Druckpunkt beim Anstechen nach hinten. So weit so gut. Das heisst aber direkt, dass wir ein groesseres Nickmoment nach vorne bekommen. Soweit auch so gut. Dann aber brauche ich zum Ausgleich hinten weniger Auftrieb, wenn wir ein tragendes HLW haben. Soweit auch noch so gut. Ich kann mir aber nicht vorstellen, wie ich das bauen soll (wie gesagt, gleiche EWD in beiden Zustaenden) und da es da um Ausgleichbewegungen geht sind das nur wenige 10-tel Grad. Oder soll das heissen, wir diskutieren hier um Kaiser's Bart und brauchen fuer stabilen Flug einfach nur eine negative EWD (also TF mehr Anstellwinkel als HLW), egal ob tragendes HLW oder nicht? Da koennte ich mit. Das wuerde nur bedeuten, dass man bei einem tragenden HLW den Beitrag des HLW als zusaetliches cm betrachten muesste. Das ist dann wie eine Integrationskonstante.
Ist es das, was Du mir dauernd versuchst klar zu machen?
bei ca 0,6 kann ich das schon, aber ca0,6 ist bei mir eher beim Kreisen in der Thermik. Wir sind doch davon ausgegangen, dass wir einen stabilen Geradeausflug haben, also geringes ca und dann ploetzlich ein Unterschneiden feststellen, wenn wir anstechen, also noch geringeres ca.
unsere Flaechen sind doch normalerweise nicht druckpunktfest. also wandert der Druckpunkt beim Anstechen nach hinten. So weit so gut. Das heisst aber direkt, dass wir ein groesseres Nickmoment nach vorne bekommen. Soweit auch so gut. Dann aber brauche ich zum Ausgleich hinten weniger Auftrieb, wenn wir ein tragendes HLW haben. Soweit auch noch so gut. Ich kann mir aber nicht vorstellen, wie ich das bauen soll (wie gesagt, gleiche EWD in beiden Zustaenden) und da es da um Ausgleichbewegungen geht sind das nur wenige 10-tel Grad. Oder soll das heissen, wir diskutieren hier um Kaiser's Bart und brauchen fuer stabilen Flug einfach nur eine negative EWD (also TF mehr Anstellwinkel als HLW), egal ob tragendes HLW oder nicht? Da koennte ich mit. Das wuerde nur bedeuten, dass man bei einem tragenden HLW den Beitrag des HLW als zusaetliches cm betrachten muesste. Das ist dann wie eine Integrationskonstante.
Ist es das, was Du mir dauernd versuchst klar zu machen?
Knut
User
Hallo,
vielen Dank für die erschöpfenden Antworten.
Die EWD an meinem Flieger muss ich von derzeit 3,6 ° auf jeden Fall veringern. An der Nasenleiste des HLW geht das bei mir am besten.
Mir ging es eigendlich nur darum, sicher zu sein, den Akku in die richtige Richtung zu verschieben, und da hat mir "TurboSchroegi" eigendlich am besten geholfen.
Sonst, einmal falsch probiert und es gibt kein zweites Mal ohne Bauerei.
Noch mal Danke
Tschüß Knut
vielen Dank für die erschöpfenden Antworten.
Die EWD an meinem Flieger muss ich von derzeit 3,6 ° auf jeden Fall veringern. An der Nasenleiste des HLW geht das bei mir am besten.
Mir ging es eigendlich nur darum, sicher zu sein, den Akku in die richtige Richtung zu verschieben, und da hat mir "TurboSchroegi" eigendlich am besten geholfen.
Sonst, einmal falsch probiert und es gibt kein zweites Mal ohne Bauerei.
Noch mal Danke
Tschüß Knut
Yeti
User
Tach, nochmal!
So in etwa, allerdings nicht nur beim "tragenden" HLW (was auch immer du damit meinst). Wenn dir die ganz theoretische Erklärung hilft, sollst du sie bekommen.
Das Gesamt-Nullmoment des Flugzeuges muss positiv sein. Der Momentenbeiwert vom Flügel ist negativ (gewölbtes Profil) oder Null (symmetrisches Profil), also ist das HLW dafür zuständig, ein positives Gesamt-Nullmoment zu erzeugen. Dafür hat es eine Fläche, die Auf- oder Abtrieb erzeugen kann und einen Hebelarm.
Die Steigung des Momentenverlaufs über den Anstellwinkel muss negativ sein (dcm/dalpha < 0), das ist mathematisch ausgedrückt die Bedingung für statische Stabilität: größerer Anstellwinkel => kopflastigeres (abnehmendes) Moment, kleinerer Anstellwinkel => schwanzlastigeres (zunehmendes) Moment. Es muss also bei Abweichungen aus dem Gleichgewichtszustand immer ein Moment entstehen, dass der Änderung des Anstellwinkels entgegen wirkt.
Im Gleichgewichtszustand ist das Gesamtmoment = Null (alle wirkenden Momente heben sich gegenseitig auf). Wenn man den Momentenverlauf über den Anstellwinkel in ein Diagramm einträgt, erhält man theoretisch eine Gerade, die die y-Achse bei dem Anstellwinkel schneidet, bei dem der Flügel keinen Auftrieb erzeugt (Nullauftriebswinkel). Deshalb heißt es "Nullmoment", weil es das Moment ist, das bei einem CA = 0 wirkt). Wegen der negativen Steigung der Geraden schneidet sie irgendwann die x-Achse. Hier ist das Moment also Null, es herrscht der Gleichgewichtszustand.
Über den Höhenruderausschlag kann man jetzt die Gerade parallel nach oben oder unten verschieben, so dass auch der Schnittpunkt mit der x-Achse wandert -> Zu jedem Anstellwinkel (und damit zu jedem Auftriebsbeiwert / zu jeder Kombination aus Fluggeschwindigkeit und Lastvielfachem) gehört ein bestimmter Höhenruderausschlag, bei dem das Gleichgewicht erreicht wird.
Hier nochmal solch ein Diagramm:
Eingezeichnet sind zwei Geraden. Wenn das Flugzeug auf der Geraden 1 im Gleichgewicht ist, gehört dazu der Anstellwinkel, bei dem die Gerade die x-Achse schneidet. Will man einen Gleichgewichtszustand auf der Geraden 2 erreichen, also bei einem höheren Anstellwinkel fliegen (langsamer), braucht man ein größeres Gesamt-Nullmoment -> Höhenruderausschlag nach oben oder EWD verändern. Das ist im Flug bei den meisten Flugzeugen schwierig, es sei denn, man hat ein Pendelleitwerk (woran man übrigens auch sieht, dass ein Ruderausschlag und eine Veränderung der EWD das selbe bewirken
).Gruß Yeti
(armer Knut!)
Hi,
ich habe auch mal Statik und Dynamik gehoert, (ewig her, leider nie mehr gebraucht), da kann ich gut mit . Im Endeffekt laeuft das aber darauf hinaus, dass der der Anstellwinkel der TF minus dem Nullauftriebswinkel groesser sein muss als der Anstellwinkel des HLW minus dessen Nullauftriebswinkel, sonst bekommen wir keinen Regelkreis. Und da kommen wir dem Teufel auf die Spur. Um die EWD korrekt zu bekommen, muessen wir mit den Nullauftriebswinkelnder TF und des HLW kompensieren. Dann koennen wir naemlich absolut vergessen, ob wir ein gewoelbtes (tragendes), symmetrisches oer was auch immer fuer ein HLW haben, das Ergebnis ist das gleiche, wegen des 'konstanten' ca-Anstiegs bei 'konstantem' Alpha-Anstieg. Ist das OK?
ich habe auch mal Statik und Dynamik gehoert, (ewig her, leider nie mehr gebraucht), da kann ich gut mit . Im Endeffekt laeuft das aber darauf hinaus, dass der der Anstellwinkel der TF minus dem Nullauftriebswinkel groesser sein muss als der Anstellwinkel des HLW minus dessen Nullauftriebswinkel, sonst bekommen wir keinen Regelkreis. Und da kommen wir dem Teufel auf die Spur. Um die EWD korrekt zu bekommen, muessen wir mit den Nullauftriebswinkelnder TF und des HLW kompensieren. Dann koennen wir naemlich absolut vergessen, ob wir ein gewoelbtes (tragendes), symmetrisches oer was auch immer fuer ein HLW haben, das Ergebnis ist das gleiche, wegen des 'konstanten' ca-Anstiegs bei 'konstantem' Alpha-Anstieg. Ist das OK?
TurboSchroegi
User
Hi Folks !
@Knut: Danke! Das geht runter wie Öl
Ansonsten: Ich habe jetzt mal meine beiden Bücher zum Thema (den Quabeck und den Thomas) durchgestöbert. Zusätzlich auch die Skripten die ich mir vom Internet (Flugmechanikvorlesungen etc.) geladen habe.
Argumentationen bzgl der stat. Stabilität über den Druckpunkt kann ich da drin nirgends finden. Es ist immer nur die Argumentation in Form der aerodynamischen, dimensionslosen Beiwerte dargestellt (habe ich oben in der Liste eh schon mal geschrieben). Eine (logische) Zusatzbedingung habe ich noch vergessen: Cm0 > 0. Aber that's it. Also mir als Modellflieger langt das.
Grüße TurboSchroegi
P.S. Quabeck Seite 103 und Seite 104, Thomas 53, und die Bilderdoppelseite 54/55 (in der englishen Ausgabe).
@Knut: Danke! Das geht runter wie Öl
Ansonsten: Ich habe jetzt mal meine beiden Bücher zum Thema (den Quabeck und den Thomas) durchgestöbert. Zusätzlich auch die Skripten die ich mir vom Internet (Flugmechanikvorlesungen etc.) geladen habe.
Argumentationen bzgl der stat. Stabilität über den Druckpunkt kann ich da drin nirgends finden. Es ist immer nur die Argumentation in Form der aerodynamischen, dimensionslosen Beiwerte dargestellt (habe ich oben in der Liste eh schon mal geschrieben). Eine (logische) Zusatzbedingung habe ich noch vergessen: Cm0 > 0. Aber that's it. Also mir als Modellflieger langt das.
Grüße TurboSchroegi
P.S. Quabeck Seite 103 und Seite 104, Thomas 53, und die Bilderdoppelseite 54/55 (in der englishen Ausgabe).
