Performance-Analyse

Performance-Analyse

In der Performance-Analyse (Typ 2 -Analyse) werden folgende Betrachtungen durchgeführt:

1. Die Sinkgeschwindigkeit vz in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit vx

2. Das Moment cm in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit vx

3. Das Verhältnis von Auftrieb zu Widerstand Cl/Cd in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit vx

4. Der Anstellwinkel α in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit vx

Nun erfolgt die Performance-Analyse bei fixiertem Auftrieb A

Performance-Beurteilung bei fixiertem Auftrieb

Abbildung 58 Performance-Beurteilung bei fixiertem Auftrieb A

Folgende Aussagen lassen sich aus der Analyse ableiten unter der Annahme das der Schwerpunkt xs = 82 mm ist und die Masse des Flugzeuges m = 1'350 g ist:

1. Das Modell ist ausbalanciert für eine Fluggeschwindigkeit vx = 25.6 m/s. Hierbei ist das Moment cm = 0 Nm. Diese Geschwindigkeit nennt man auch Trimm-Geschwindigkeit vTrimm. Hierbei beträgt die Sinkgeschwindigkeit vz = 3.1 m/s. Entsprechend ist Hang- oder thermischer Aufwind von 3.1 m/s erforderlich, damit das Modell fliegen kann. Das Modell fliegt in diesem Betriebspunkt mit einem Anstellwinkel α = -1.7°.

Trimm-Geschwindigkeit vTrimm = 25.6 m/s

2. Die minimal dargestellte minimale Fluggeschwindigkeit vx beträgt 8.4 m/s, darunter ist kein definierter Flugzustand gegeben bzw. es wird gefährlich. Diese Geschwindigkeit wird auch als Abrissgeschwindigkeit bezeichnet.

Abrissgeschwindigkeit vAbriss = 8.4 m/s

3. Die minimale Sinkgeschwindigkeit vz = 0.34 m/s bei einer Fluggeschwindigkeit vx = 8.4 m/s. Entsprechend ist diese Fluggeschwindigkeit vx zu wählen für minimales Sinken. Da "kein definiertes Minimum" für die Sinkgeschwindigkeit existiert fallen die Fluggeschwindigkeit vx für minimales Sinken und die Abrissgeschwindigkeit zusammen. Das Modell fliegt in diesem Betriebspunkt mit einem Anstellwinkel α = 5°.

Minimale Sinkgeschwindigkeit vMinSink = 8.4 m/s

4. Das maximale Verhältnis von Auftrieb zu Widerstand Cl/Cd = 25.6 wird bei einer Fluggeschwindigkeit vx = 9.4 m/s erreicht. Entsprechend ist diese Fluggeschwindigkeit vx zu wählen zur Erreichung einer maximalen Distanz. Das Modell fliegt in diesem Betriebspunkt mit einem Anstellwinkel α = 3.5°.

Maximale Distanzgeschwindigkeit vMaxDist = 9.4 m/s

5. Der Anströmwinkel α = 0 bei einer Fluggeschwindigkeit von 10.6 m/s. Wird der Anstellwinkel um 2° erhöht, so muss eine Reduzierung der Fluggeschwindigkeit vx = 14.4 m/s erfolgen, bzw. bei einer Verringerung des Anstellwinkels um 2° erhöht sich die Fluggeschwindigkeit vx = 29.9 m/s, damit die Flugstabilität gewährleistet ist. Dies ist eine sehr sensible Einstellung, welche permanente Korrektur verlangt.

Horizontal-Fluggeschwindigkeit vHoriz = 14.4 m/s

Einfluss der Schwerpunktverschiebung

Da der Schwerpunkt xs = 82 mm in Abhängigkeit der Längsstabilität s ermittelt wurde, wird nun der Einfluss einer Schwerpunktverschiebung Δxs untersucht.

Performancebeurteilung bei unterschiedlichen Schwerpunkten xCG

Abbildung 83: Performance-Beurteilung bei unterschiedlichen Schwerpunkten xs

Deutlich zeigt sich, dass die eine Verschiebung des Schwerpunktes xs keinen Einfluss auf die Sinkgeschwindigkeit vz, das Verhältnis von Auftrieb zu Widerstand Cl/Cd oder auf den Anstellwinkel α hat. Es beeinflusst einzig das Moment cm in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit vx. Damit ist auch die Trimmgeschwindigkeit vTrimm beeinflusst.

Zur Untersuchung kamen nun Positionen mit einem Stabilitätsmass s = 0 .. 16 % bzw. xs = 68 .. 96 mm. Damit wird der Bereich ausgehend vom unstabilen zulässigen Bereich xNP = xs bis zu einem für DS üblichen Stabilitätswert beurteilt.

Je näher der Schwerpunkt xs zum Neutralpunkt xNP = 96 mm bewegt wird, desto besser wird die Gleitleistung, dafür ist die Fluggeschwindigkeit vx(Cm0) in der ein stabiler Flug gewährt wird, annähernd so klein wie die Abrissgeschwindig-keit vAbriss = 8.4 m/s.

In der Regel wird nun der Schwerpunkt so getrimmt, dass er zwischen optimalem Gleiten und zwischen dem geringsten Sinken liegt.

Erste Schlussfolgerungen

1. Der Neutralpunkt ist abhängig von der Flugzeuggeometrie

2. Der Anstellwinkel α = -1.57° bringt zu wenig Auftrieb. Die Anstellwinkel α = 3.5° für den Distanzflug und das minimale Sinken α = 3.5° sind sehr gross

3. Der verwendete Anstellwinkelbereich wurde mit 5° zu klein gewählt --> 7° für neue Berechnung.

Durch iteratives Verbessern werden verschiedene Parameter angepasst und die Analysen wiederholt.