Aton Normalflug Vortex Simulation
Aton Normalflug Vortex Simulation
moin,
- zum thema vortex würde mich übrigens mal die situation im schnellflug interessieren. ich rechne meine flieger ja nicht, sondern probiere das am flugplatz aus. drei verschiedene profilierungen habe ich am aton geflogen und das verhalten in der luft studiert, bis die sache reif für den bauplan war. -
Hallo Jonas,
Anbei die Simulation mit Ruder neutral.
Mit dem Schwerpunkt 73mm ist mal wohl auf der sicheren Seite. mit 83mm ergibt sich immer noch ein ausreichendes Stabilitätsmaß von 17, aber 0,1 m/s geringeres Sinken. Die Werte für Thermikflug mit ziehen bleiben, man braucht aber jetzt nur max -6°.
Die spitzen Randbögen ergaben in der Simu Abrisse, deshalb eher etwas abgerundet, ist aber marginal und in der Simu aufwändig.
Aber grau ist alle Theorie.... Probieren und fliegen.
Name des Konstrukteurs = Aton
Bezeichnung (Name) des Flugzeugs = Jonas Kessler - FMT 05/2015
Anstellwinkel des Flugzeugs = -1,35215°
Schiebewinkel des Flugzeugs = 0,00000°
Gesamtmasse des Flugzeugs = 1,30000kg
Gesamt-Oberfläche (F_ges) des Flugzeugs = 0,63840m^2
Auftriebserzeugende Fläche (Fa) des Flugzeugs = 0,61459m^2
Seitenkraft erzeugende Fläche (FY) des Flugzeugs = 0,12134m^2
Momentenbezugslänge l_my, mittlere Bezugsflügeltiefe aller Tragflächen = 0,22373m
Flächenbelastung (Bezug Auftriebserzeugende Fläche Fa ) = 2,11522kg/m^2 = 21,15218g/dm^2
Luftdichte = 1,22500kg/m^3
Auftriebsbeiwert (CA_ges) des Flugzeugs (Bezugsfläche ist Fa des Flugzeugs) = 0,35952
Seitenkraftbeiwert (CY_ges) des Flugzeugs (Bezugsfläche ist FY des Flugzeugs) = -0,00000
Gesamter induzierter Widerstandsbeiwert (CWI_ges) des Flugzeugs (Bezugsfläche ist F_ges des Flugzeugs) = 0,00383
Widerstand durch Profil-Reibung (CW_visc) (Bezugsfläche ist F_ges des Flugzeugs) = 0,01806
Interferenzwiderstand (Cw_int) (Bezugsfläche ist F_ges des Flugzeugs) = 0,00000
Rumpfwiderstand (Cw_rumpf) (Bezugsfläche ist die Rumpfquerschnittsfläche F_rumpf) = 0,00000
Gesamtwiderstand (CW_ges) = Cwi + Cw_visc + Cw_int + Cw_rumpf (Bezugsfläche ist F_ges des Flugzeugs) = 0,02189
Gleitzahl (E) des Flugzeugs = 15,81211
Steigzahl (epsilon) des Flugzeugs = 9,30246
Gleitwinkel des Flugzeugs = 3,6187 Grad
Sinkgeschwindigkeit (vs) des Flugzeugs = 0,61381 m/s
Fluggeschwindigkeit (v) des Flugzeugs = 9,70558m/s = 34,94008km/h
Momentbeiwerte um den Flugzeug-Nullpunkt (ZP), Bezugslänge ist l_my
Nickmomentbeiwert (CM_ZP) des Flugzeugs (Bezugsfläche ist Fa des Flugzeugs) = -0,13048
Giermomentbeiwert (CN_ZP) des Flugzeugs (Bezugsfläche ist F_ges des Flugzeugs) = 0,00000
Rollmomentbeiwert (CL_ZP) des Flugzeugs (Bezugsfläche ist F_ges des Flugzeugs) = 0,00000
Momentbeiwerte um den Flugzeugschwerpunkt (XS) , Bezugslänge ist l_my
Nickmomentbeiwert (CM_XS) des Flugzeugs (Bezugsfläche ist Fa des Flugzeugs) = 0,00289
Giermomentbeiwert (CN_XS) des Flugzeugs (Bezugsfläche ist F_ges des Flugzeugs) = 0,00000
Rollmomentbeiwert (CL_XS) des Flugzeugs (Bezugsfläche ist F_ges des Flugzeugs) = 0,00000
Auftriebsanstieg im Bereich des Anstellwinkels = 4,95200
Druckpunktrücklage DPX ab dem Flugzeug-Nullpunkt in X-Richtung = 0,08300m
Druckpunkthochlage DPZ ab dem Flugzeug-Nullpunkt in Z-Richtung = 0,02831m
Schwerpunktlage (XS) ab dem Flugzeug-Nullpunkt in X-Richtung = 0,08300m
Neutralpunktlage (XN) ab dem Flugzeug-Nullpunkt in X-Richtung = 0,12301m
Stabilitätsmaß in % der Bezugsflügeltiefe l_my = 17,88461% = 0,04001m (Abstand XD -> XN) , negatives Vorzeichen bedeutet Instabilen Flug
Auftriebskraft (A) = 12,74845N
Widerstandskraft (W) = 0,80625N
Seitenkraft (Y) = -0,00000N
Nickmoment um den Flugzeug-Nullpunkt (M_ZP) = -1,03530Nm
Giermoment um den Flugzeug-Nullpunkt (N_ZP) = 0,00000Nm
Rollmoment um den Flugzeug-Nullpunkt (L_ZP) = 0,00000Nm
Nickmoment um den Schwerpunkt (M_XS) = 0,02301Nm
Giermoment um den Schwerpunkt (N_XS) = 0,00000Nm
Rollmoment um den Schwerpunkt (L_XS) = 0,00000Nm