Ich brauche mal Hilfe - Instabiler Flug lt. Berechnung - Warum?

[Beetle]

Hallo Flugfreunde,
ich brauche mal Hilfe bitte. Wer kann mir sagen warum sich hier ein instabiler Flug laut Programmberechnung ergibt:

Anstellwinkel des Flugzeugs = 1,41654°
Schiebewinkel des Flugzeugs = 0,00000°
Gesamtmasse des Flugzeugs = 1,25000kg

Gesamt-Oberfläche (F_ges) des Flugzeugs = 0,48396m^2
Auftriebserzeugende Fläche (Fa) des Flugzeugs = 0,45004m^2
Seitenkraft erzeugende Fläche (FY) des Flugzeugs = 0,03392m^2
Momentenbezugslänge l_my, mittlere Bezugsflügeltiefe aller Tragflächen = 0,20249m

Flächenbelastung (Bezug Auftriebserzeugende Fläche Fa ) = 2,77752kg/m^2 = 27,77515g/dm^2

Auftriebsbeiwert (CA_ges) des Flugzeugs (Bezugsfläche ist Fa des Flugzeugs) = 0,31940
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) = 0,00330
Widerstand durch Profil-Reibung (CW_visc) (Bezugsfläche ist F_ges des Flugzeugs) = 0,01159
Interferenzwiderstand (Cw_int) (Bezugsfläche ist F_ges des Flugzeugs) = 0,00000
Rumpfwiderstand (Cw_rumpf) (Bezugsfläche ist die Rumpfquerschnittsfläche F_rumpf) = 0,00650
Gesamtwiderstand (CW_ges) = Cwi + Cw_visc + Cw_int + Cw_rumpf (Bezugsfläche ist F_ges des Flugzeugs) = 0,01502
Gleitzahl (E) des Flugzeugs = 19,76837
Steigzahl (epsilon) des Flugzeugs = 10,77363
Gleitwinkel des Flugzeugs = 2,8959 Grad
Sinkgeschwindigkeit (vs) des Flugzeugs = 0,59689 m/s
Fluggeschwindigkeit (v) des Flugzeugs = 11,79951m/s = 42,47823km/h

Momentbeiwerte um den Flugzeug-Nullpunkt (ZP), Bezugslänge ist l_my
Nickmomentbeiwert (CM_ZP) des Flugzeugs (Bezugsfläche ist Fa des Flugzeugs) = -0,17482
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) = 0,00044
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 = 4,75891
Druckpunktrücklage DPX ab dem Flugzeug-Nullpunkt in X-Richtung = 0,11111m
Druckpunkthochlage DPZ ab dem Flugzeug-Nullpunkt in Z-Richtung = 0,00583m
Schwerpunktlage (XS) ab dem Flugzeug-Nullpunkt in X-Richtung = 0,11111m
Neutralpunktlage (XN) ab dem Flugzeug-Nullpunkt in X-Richtung = 0,10979m
Stabilitätsmaß in % der Bezugsflügeltiefe l_my = -0,65197% = -0,00132m (Abstand XD -> XN) , negatives Vorzeichen bedeutet Instabilen Flug

Auftriebskraft (A) = 12,25813N
Widerstandskraft (W) = 0,62009N
Seitenkraft (Y) = 0,00000N

Nickmoment um den Flugzeug-Nullpunkt (M_ZP) = -1,35844Nm
Giermoment um den Flugzeug-Nullpunkt (N_ZP) = 0,00000Nm
Rollmoment um den Flugzeug-Nullpunkt (L_ZP) = 0,00000Nm

Nickmoment um den Schwerpunkt (M_XS) = 0,00311Nm
Giermoment um den Schwerpunkt (N_XS) = 0,00000Nm
Rollmoment um den Schwerpunkt (L_XS) = 0,00000Nm


Profil RG-15
Spannweite 2000mm
Wurzeltiefe: 240mm
Endrippe: 160mm

Wenn weitere Daten benötigt werden bitte melden!

Vielen Dank im Voraus für die Hilfe

Gruß
Beetle

 

[Naitsabes]

Schwerpunktlage (XS) ab dem Flugzeug-Nullpunkt in X-Richtung = 0,11111m
Neutralpunktlage (XN) ab dem Flugzeug-Nullpunkt in X-Richtung = 0,10979m

Schätze, es liegt daran. Der Schwerpunkt muss vor dem Neutralpunkt liegen, nicht umgekehrt.

Grüße
ANdi

 

[MarkusN]

Ausserdem ist das das Programm Nurflügel, nicht wahr?

Das kann bei einem instabilen Profil wie dem RG15 gar kein anderes Resultat liefern. Das Leitwerk wird ja nicht mit modelliert. Die Angaben zur Stabilität einfach ignorieren; das kann das Programm für den Fall Drachenflugzeug nicht leisten.

(Deswegen liegt der NP auch vor dem SP. Bei Berücksichtigung des Leitwerks käme der NP nach hinten.)

 

[Frank Ranis]

Hallo ,

@Markus
>>
Ausserdem ist das das Programm Nurflügel, nicht wahr?
<<

Ne , FLZ_Vortex.

@Beetle
>>
ich brauche mal Hilfe bitte. Wer kann mir sagen warum sich hier ein instabiler Flug laut Programmberechnung ergibt:
<<

Du hast hier nur die Ergebnisdaten abgelegt.
Damit kann man keine Ursachenforschung betreiben.
Bitte stell hier noch das FLZ-File deines Fliegers rein.

Da RC-Network den Dateianhang *.FLZ noch nicht mag machst Du hinten einfach noch ein .PDF drann.

Wenn einer der Moderatoren zuschaut, bitte schaltet *.FLZ noch für den Upload frei .

Gruß

Frank

 

[Beetle]

Das der NP vor dem SP liegt habe ich dann wohl übersehen. Es liegt offensichtlich daran das das HLW zu klein ausgelegt ist. Danke für die Hinweise.

Wie groß sollte der prozentuale Wert eigenlich sein zwischen NP und SP um einen stablien Flug zu gewährleitsten. Gibt es dafür irgendwelche Richtwerte?

Habe die datei angehängt. Wenn die Spannweite auf 2000 erweitert wird tritt die Instabilität ein.

Danke
Beetle

 

[Naitsabes]

Üblich sind Werte von 10 - 15% Stabilitätsmaß. Wird von Vortex komfortabler Weise ausgerechnet bzw. angezeigt.

Grüße
Andi

 

[Frank Ranis]

Hallo,

@Beetle
>>
Das der NP vor dem SP liegt habe ich dann wohl übersehen. Es liegt offensichtlich daran das das HLW zu klein ausgelegt ist. Danke für die Hinweise.
<<

Ja, wenn Du die Spannweite änderst , dann mußt Du auch das HLW anpassen.

von Naitsabes
>>
Üblich sind Werte von 10 - 15% Stabilitätsmaß. Wird von Vortex komfortabler Weise ausgerechnet bzw. angezeigt.
<<

Ich habe gestern noch ein wenig mit dem Orginalfile rumgespielt, so um die 12% wäre bei diesem Flieger ein guter Anfangswert.

Eine Sache ist mir bei dem Entwurf sofort aufgefallen.
Die Höhenruder und die Querruder haben die gleiche Klappengruppe.
Beetle, wenn Du dann dein Höhenruder bewegst , dann nimmst Du auch die Querruder mit, das würde ich ändern.

Bei den Auslegungsrechnungen würde ich nicht über den Anstellwinkel weiterrechnen, so wie Du das in deinem File getan hast.

Nimm die Funktion Stabilitätsmaß z.B. 12% und mach damit eine Rechnung.
Wenn die Rechnung durch ist , dann fixierst Du den Schwerpunkt, so wie es beim realen Flieger nachher auch ist.
Und dann kannst Du Untersuchungen mit den Klappen machen.

Gruß

Frank

 

[Beetle]

@Frank,
jooh das mit den Rudern habe ich auch dann gesehen Man kann ja nicht gleich an alles denken. Nachdem ich dann das Höhenruder stufenweise angepasst habe ist alles gut. Ich danke noch mal für die Hilfe. Ich finde das Programm aber auf jeden Fall hilfreich. Hat mir schon geholfen...

Gruss
Beetle

 

[Gast_1681]

Hi,

nach langem Hin- und Her habe ich mich nun auch in das Programm eingearbeitet.
Frank, ich hätte da gleich noch eine Frage: wie kann ich am Besten Rümpfe, Schwimmer etc. modellieren? Ich weiß, dafür ist Vortex eigentlich nicht ausgelegt, aber ich habe die Erfahrung gemacht dass gerade Schwimmer mitunter extrem die SP-Lage verändern können...

Gruß, und Danke,
Kuni

 

[Frank Ranis]

Hallo Kuni,

sorry, dass es so lange gedauert hat .

Ich habe mal einen Versuch gemacht.
Den Besenstiel aus den Beispielen.

Ohne Schwimmer.
Auftriebsbeiwert (CA_ges) des Flugzeugs (Bezugsfläche ist Fa des Flugzeugs) = 0,20000
Fluggeschwindigkeit (v) des Flugzeugs = 18,73822m/s = 67,45761km/h
Schwerpunktlage (XS) ab dem Flugzeug-Nullpunkt in X-Richtung = 0,09406m
Neutralpunktlage (XN) ab dem Flugzeug-Nullpunkt in X-Richtung = 0,14274m
Stabilitätsmaß in % der Bezugsflügeltiefe l_my = 16,31435% = 0,04868m (Abstand XD -> XN) , negatives Vorzeichen bedeutet Instabilen Flug

Mit Schwimmern
So aus dem Bauch heraus gezeichnet (weis nicht , ob die in Wirklichkeit funktonieren würden).
Die Schwimmer sind einfache Flügel , bei denen die Segmentbreiten klein und die Profiltiefen groß gewählt sind .
Die Grundriss-Form kann man dann mit Hilfe der Pfeilungswinkel zurechtschieben.

Auftriebsbeiwert (CA_ges) des Flugzeugs (Bezugsfläche ist Fa des Flugzeugs) = 0,20000
Fluggeschwindigkeit (v) des Flugzeugs = 16,87765m/s = 60,75954km/h
Schwerpunktlage (XS) ab dem Flugzeug-Nullpunkt in X-Richtung = 0,10574m
Neutralpunktlage (XN) ab dem Flugzeug-Nullpunkt in X-Richtung = 0,12841m
Stabilitätsmaß in % der Bezugsflügeltiefe l_my = 7,57983% = 0,02267m (Abstand XD -> XN) , negatives Vorzeichen bedeutet Instabilen Flug

Beide Flugzeuge wurden mit einem Auslegungs-CA von 0,2 gerechnet.

Was vor allem zu erkennen ist.
Der Neutralpunkt wandert mit Schwimmern weiter nach vorne.
Um nun das gleiche Stabimaß wie beim Flugzeug ohne Schwimmer hinzubekommen, muß also auch der Schwerpunkt weiter nach vorne gelegt werden.

Ich habe beide Files noch mal unten angehängt.
Die Anhänge PDF weglöschen , sonst funzen die Files nicht.

Gruß

Frank

 

[Gast_1681]

Hallo Frank,

toll dass Du geantwortet hast.
Genau das habe ich auch beobachtet: nimmt man nur die Flügel und Leitwerke, wird ein Schwimmermodell schwanzlastig.
Es gibt also erstmal "nur" den Umweg den Rumpf über Flügelprofile zu gestalten?

Ich hänge mal meinen Entwurf eines Flugbootes an. Würdest Du mal drüber schauen? Auslegung ist für recht langsames Fliegen... ich bin bei einem SP von 34,8 rausgekommen. Kannst Du das bestätigen? Sollte ich noch etwas ändern?

Gruß,
Kuni

 

[Frank Ranis]

Hallo Kuni,

habe mir deinen Entwurf angeschaut.
Merkwürdiges Flugzeug hast Du dir da ausgesucht, Doppeldecker mit kleiner Fläche oben, auf alle Fälle hat nicht jeder so einen Flieger.
Zunächst muß ich kurz auf die Verteilung der Panels eingehen.
Du hast einfach nur die Segmente angelegt, es ist aber auch wichtig diese Segmente in eine genügend große Anzahl von Panels zu unterteilen.
Schau dir dazu die 9.7 u. 9.8 sowie 8.4 u. 8.5 in der Anleitung an.
In Bild 1 ist dein Entwurf zu sehen.
In Bild 2 habe ich die Panelauflösung mal angepasst.

Dein Entwurf ist leider sehr schwer zu rechnen, weil die abgehenden Stromlinien den simulierten Rumpf durchdringen und es so zu Konvergenzproblemen kommt.
Um die Probleme mit der Konvergenz zu umschippern, habe ich die weiteren Rechnungen über die Anstellwinkelfunktion gemacht.

Anstellwinkel -2°
CA 0,18779
Stabi 18,98162%
Schwerpunkt 0,03754m = 37,54mm
Geschwindigkeit 15,89022m/s = 57,20480km/h

Würde man den Rumpf mit der Konstruktionslinie gleich setzten, dann würde die Nase des Rumpfes im Auslegungszustand um -2° nach hängen.

Anstellwinkel 0°
CA 0,29383
Stabi 8,39286%
Schwerpunkt 0,05184m = 51,84mm
Geschwindigkeit 12,70322m/s = 45,73159km/h

Diese Schwerpunktlage ist zwar in Punkto Geschwindigkeit besser, aber das Stabimaß ist ein wenig zu klein und daher wäre die Reaktion auf das Höhenruder warscheinlich recht heftig.

Um nun den Rumpf=Konstruktionslinie bei 0° zu halten und dennoch ein höheres CA , sprich eine kleinere Geschwindigkiet hinzubekommen müßen wird die EWD annpassen .

Deine ursprünglichen Einstellwinkel waren.
Oberflügel 2,5°
Unterflügel 3°
HLW 1,5°

Ich habe also das Höhenleitwerk mal auf 0° eingestellt.
Und dann wieder bei 0° Anstellwinkel gerechnet.

CA 0,28356
Stabi 19,93423%
Schwerpunkt 0,03019m = 30,02mm
Geschwindigkeit 12,93132m/s = 46,55274km/h

Nach dem ich mir nun mal die CA-Belastung der Tragflächen angeschaut habe , habe ich festgestellt, das die obere Fläche zu wenig zu tun hat.
Also habe ich hier den Einstellwinkel von 2,5° auf 3° erhöht.

Neue Rechnung 0° Gesamtanstellwinkel
CA 0,29042
Stabi 20,72116%
Schwerpunkt 0,02836m = 28,36mm
Geschwindigkeit 12,77752m/s = 45,99906km/h

Alle Flügelteile Flügel haben in Punkto Strömungsabriss noch genügend Luft nach oben und unten.
Im nächsten Schritt habe ich mir dann die Wirkung des Höhenruders angeschaut .

Habe also mal eine Gesamtpolarenrechnung bei verschiedenene Schwerpunktlagen mit Höhenruderklappe gemacht.
Die Einstellwinkel für die folgenden Rechnungen ist.
Oberflügel 3°
Unterflügel 3°
HLW 0°
Macht also für beide Flächen eine EWD von 3°
Höhenruder jeweils von 0 bis -5°.

Schwerpunkt 28mm:
[KLAPPENBERECHNUNG]
FLUGSZENE=Savoia Srev-2_modFR.flz
Schwerpunkt fixiert
BEMERKUNG=
GR.8 Höhenruder
GR.0
GR.0
GR.0
alpha[°] GR.8 GR.0 GR.0 GR.0 CA CW v[m/s] vs[m/s] E epsilon Gleitw[°] XS[m] Stabi[%] XN[m] W[N] Info
-0,04128 0,00000 0,00000 0,00000 0,00000 0,28825 0,02210 12,82561 1,05593 12,14623 6,29313 4,70655 0,02800 20,93274 0,06785 1,33216
1,09069 -1,00000 0,00000 0,00000 0,00000 0,34323 0,02724 11,75355 1,00178 11,73264 6,63331 4,87168 0,02800 20,49990 0,06703 1,37912
2,22069 -2,00000 0,00000 0,00000 0,00000 0,39767 0,03412 10,91947 1,00600 10,85434 6,60548 5,26375 0,02800 20,18532 0,06643 1,49072
3,33298 -3,00000 0,00000 0,00000 0,00000 0,45088 0,04508 10,25489 1,10105 9,31373 6,03526 6,12828 0,02800 19,96434 0,06601 1,73730
4,42144 -4,00000 0,00000 0,00000 0,00000 0,50272 0,07209 9,71179 1,49542 6,49437 4,44366 8,75362 0,02800 19,79337 0,06568 2,49150
5,49044 -5,00000 0,00000 0,00000 0,00000 0,55355 0,07345 9,25521 1,31873 7,01825 5,03902 8,10924 0,02800 19,61586 0,06535 2,30552
[POLAR ENDE]

Schwerpunkt 30mm:
[KLAPPENBERECHNUNG]
FLUGSZENE=Savoia Srev-2_modFR.flz
Schwerpunkt fixiert
BEMERKUNG=
GR.8 Höhenruder
GR.0
GR.0
GR.0
alpha[°] GR.8 GR.0 GR.0 GR.0 CA CW v[m/s] vs[m/s] E epsilon Gleitw[°] XS[m] Stabi[%] XN[m] W[N] Info
0,19555 0,00000 0,00000 0,00000 0,00000 0,30071 0,02311 12,55704 1,03644 12,11559 6,41151 4,71840 0,03000 19,76388 0,06763 1,33553
1,37415 -1,00000 0,00000 0,00000 0,00000 0,35803 0,02895 11,50815 0,99924 11,51693 6,65020 4,96247 0,03000 19,34223 0,06682 1,40495
2,54506 -2,00000 0,00000 0,00000 0,00000 0,41449 0,03676 10,69559 1,01861 10,50022 6,52374 5,44022 0,03000 19,04158 0,06625 1,54099
3,69299 -3,00000 0,00000 0,00000 0,00000 0,46949 0,05071 10,04962 1,16547 8,62277 5,70165 6,61515 0,03000 18,83033 0,06585 1,87651
4,81481 -4,00000 0,00000 0,00000 0,00000 0,52303 0,04775 9,52135 0,93341 10,20061 7,11920 5,59900 0,03000 18,65356 0,06551 1,58625
5,91864 -5,00000 0,00000 0,00000 0,00000 0,57569 0,05411 9,07547 0,91604 9,90731 7,25421 5,76366 0,03000 18,44892 0,06512 1,63321 Flügel 0 Ablösungen oben 2,5%,
[POLAR ENDE]

Schwerpunkt 35mm , das würde in etwa deiner Schwerpunktlage von 34,8 entsprechnen
[KLAPPENBERECHNUNG]
FLUGSZENE=Savoia Srev-2_modFR.flz
Schwerpunkt fixiert
BEMERKUNG=
GR.8 Höhenruder
GR.0
GR.0
GR.0
alpha[°] GR.8 GR.0 GR.0 GR.0 CA CW v[m/s] vs[m/s] E epsilon Gleitw[°] XS[m] Stabi[%] XN[m] W[N] Info
0,89069 0,00000 0,00000 0,00000 0,00000 0,33717 0,02615 11,85877 0,98752 12,00862 6,72909 4,76024 0,03500 16,83040 0,06704 1,34743
2,19828 -1,00000 0,00000 0,00000 0,00000 0,40090 0,03415 10,87542 0,99466 10,93382 6,68081 5,22570 0,03500 16,44181 0,06630 1,47988
3,47836 -2,00000 0,00000 0,00000 0,00000 0,46279 0,04730 10,12210 1,11091 9,11156 5,98171 6,26318 0,03500 16,17920 0,06580 1,77585
4,72239 -3,00000 0,00000 0,00000 0,00000 0,52266 0,04739 9,52479 0,92744 10,26998 7,16502 5,56142 0,03500 15,97395 0,06541 1,57554
5,94136 -4,00000 0,00000 0,00000 0,00000 0,58126 0,05568 9,03186 0,92895 9,72261 7,15334 5,87240 0,03500 15,74116 0,06497 1,66424 Flügel 0 Ablösungen oben 2,5%,
7,16210 -5,00000 0,00000 0,00000 0,00000 0,64020 0,06931 8,60611 1,00048 8,60194 6,64191 6,63103 0,03500 15,39468 0,06431 1,88106 Flügel 0 Ablösungen oben 2,5%,
[POLAR ENDE]

Diese Schwerpunktlage (35mm) scheint mir aber das hinterste der Gefühle zu sein, nimm für den Ersten Versuch lieber 30mm.

Ab einem Anstellwinkel von etwa 5° ergeben sich an den Flügelspitzen leichte Ablösewarnungen .
Für den Randbogen (Profil an der Flügelspitze) sollte man dann am besten kein Clarky mehr nehmen , sondern auf eine ebene_platte wechseln.
Die Ebene_Platte hat dann den Vorteil, das hier die Strömung ab der Nase turbulent ist, so dass eine Laminarblase von Anfang an vermieden wird.

Die Minimalgeschwindigkeit wird bei einem Gesamt-CA von 0,72 erreicht, das entspricht dann einer Geschwindigkeit von 8,11071m/s = 29,19857km/h.
Der Anstellwinkel beträgt dann etwa 8,8°.

Bin gespannt, ob diese Vorhersagen auch nacher beim Praxistest eintreffen.
Halte uns alle auf dem laufenden.
Kannst mir ja auch mal eine Mail schicken.

Gruß

Frank

 

[Gast_1681]

Hallo Frank,

wow, danke für die Analyse.
Ist mein erster Entwurf in Deinem Programm, deshalb sieh es mir bitte nach, wenn nicht gleich alles geklappt hat.
Hm, 3° EWD... Du meinst wie ich sicher die Skelletliniedes Clark-Y und nicht die Unterseite? Baubar ist es ohne Probleme, da das HLW in der Seitenflosse eingebaut wird und damit variabel ist.
Bei der oberen Fläche hatte ich etwas Bammel sie würde zuerst abreissen (geringere Profiltiefe); das würde den Flieger tödlich in den Stall werfen, so hoch wie die liegt!
Der Randbogen ist ja quasi nur die um die Kante gezogene Nasenleiste, also sowieso eine ebene Platte. Ich wusste nur nicht wie ich das im Programm definieren sollte. Stimmt: ist eine in der Profildatenbank.

Die Geschwindigkeitsprognose ist jedenfalls schonmal sehr schick; wenn das hinhaut wird der Vogel Spaß machen! Ich halt euch auf dem Laufenden, vielleicht in einem anderen Thread, da der hier ja eher der Theorie Deines Programms gilt.

Gruß, und Danke,
Kuni