10. Stabilität und Steuerbarkeithakenesch.userweb.mwn.de/aerodynamik/K10_Folien.pdf · Aerodynamik Stabilität und Steuerbarkeit 2 _____ 10. Stabilität und Steuerbarkeit 10.1 Definition

Aerodynamik Stabilität und Steuerbarkeit 1___________________________________________________________________________________________________________________

1. Einleitung

2. Strömungssimulation in Windkanälen

3. Numerische Strömungssimulation

4. Potentialströmungen

5. Tragflügel unendlicher Streckung in inkompressibler Strömung

(Profiltheorie)

6. Tragflügel endlicher Streckung in inkompressibler Strömung

7. Aerodynamik der Klappen und Leitwerke

8. Kompressible Strömungsmechanik (Gasdynamik)

9. Hochgeschwindigkeits‐Aerodynamik

10. Stabilität und Steuerbarkeit


10. Stabilität und Steuerbarkeit

10.1 Definition der Längs‐ und Seitenbewegung

Bisher Betrachtung der Kräfte und Momente infolge der Umströmung eines

Flugkörpers (Aufrieb, Widerstand, Nickmoment, …) Keine Aussagen hinsichtlich des Flugverhaltens und Steuerbarkeit

Jetzt Analyse der erforderlichen Kräfte und Momente zum Ein‐ und Ausleiten

von Richtungsänderungen um die drei Hauptachsen Analyse der Ruderwirksamkeiten Analyse des statischen Stabilitätsverhaltens Analyse des und dynamischen Stabilitätsverhaltens



Statisches Stabilitätsverhalten Beschreibt ob ein System nach einer Störung wieder in seine Ausgangslage

zurückkehrt

Dynamisches Stabilitätsverhalten Berücksichtigt zusätzlich noch das Zeitverhalten des Systems Ist der Mensch als Regelgröße im System noch zulässig? Ist eine Rechner‐gestützte Stabilisierung erforderlich?



Aerodynamisches Modell Beschreibung des flugmechanischen Verhalten eines Flugkörpers

Unterscheidung zwischen Längsbewegung (Auftrieb, Widerstand und Nickmoment) Seitenbewegung (Seitenkraft, Giermoment und Rollmoment)



Längsbewegung Bewegung eines Flugzeugs im Reiseflug erfolgt im wesentlichen als

Längsbewegung Translatorische Bewegung in der x-z‐Ebene Rotatorische Bewegung um die Querachse (Nickbewegung) Entspricht einer Änderung des Anstellwinkels Flugzeug wird 'von vorne' angeströmt, also ohne Schiebewinkel



Definition der Längsbewegung, (Hünecke, 1998)



Seitenbewegung Seitenbewegung entspricht translatorischer Bewegung in y‐Richtung Rotation um die x‐ und z‐Achse Flugzeug wird 'von der Seite' angeströmt, also mit einem Schiebewinkel



Definition der Seitenbewegung, (Hünecke, 1998)

Aerodynamik Stabilität und Steuerbarkeit ‐ Längsbewegung 9___________________________________________________________________________________________________________________

10.2 Längsbewegung ‐ Statische Längsstabilität

Auswirkungen von Kräften und Momenten, die durch eine kleine Störung, hervorgerufen werden

Statisch stabil Flugzeug kehrt von alleine wieder in seine Ausgangslage zurück



Beschreibung der Bewegung eines Körpers im Raum durch sechs Freiheitsgrade

Gleichförmige, unbeschleunigte Bewegung erfordert, dass die Summe aller Kräfte und Momente Null ergibt

∑ 0 Kräfte in x‐Richtung (Schub, Widerstand)∑ 0 Kräfte in y‐Richtung (Seitenkräfte)∑ 0 Kräfte in z‐Richtung (Auftrieb, Gewicht)∑ 0 Momente um die x‐Achse (Rollmoment)∑ 0 Momente um die y‐Achse (Längs‐ bzw. Nickmoment)∑ 0 Momente um die z‐Achse (Giermoment)



Längsbewegung Kräftegleichgewicht in x‐ und z‐Richtung Momentengleichgewicht um die y‐Achse (Nickmoment)

∑ 0 Kräfte in x‐Richtung (Schub, Widerstand)∑ 0 Kräfte in z‐Richtung (Auftrieb, Gewicht)∑ 0 Momente um die y‐Achse (Längs‐ bzw. Nickmoment)

Einflussfaktoren Auftrieb von Flügel und Höhenleitwerk, Flugzeuggewicht, Schub Auftriebsabhängiges Flügelmoment ohne Leitwerk (xs-xN,F )AFR

Auftriebsunabhängiges Nullmoment M0

Auftriebsabhängiges Leitwerksmoment rHAH

Schubmoment zSS



Statisch stabil Störung bewirkt z.B. Erhöhung des Anstellwinkels Erhöhung des Auftriebs Fluggeschwindigkeit bleibt konstant Erzeugung eines abnickenden Moments Rückführung des Flugzeug in die Ausgangslage zurückführt

Statisch instabil Störung erzeugt Zusatzmoment mit gleicher Drehrichtung wie die Störung Flugzeug bäumt sich weiter auf Strömungsabriss Strukturelle Überlastung der Zelle


Steigung der Momentenkurve

Statisch stabil

dCm/dCA < 0

Statisch indifferent

dCm/dCA = 0

Statisch instabil

dCm/dCA > 0

Trimmwiderstand Widerstand infolge eines

Höhenruderausschlags oder eines Trimmruders

Auslegungsziel:Leicht stabiles bis fastindifferentes Verhalten

stabil

instabil

stabil


10.2 Längsbewegung ‐ Neutralpunkt

Im Neutralpunkt verschwinden alle auftriebsabhängigen Momente Längsmoment im Neutralpunkt ist anstellwinkelunabhängig Bestimmung des Neutralpunkts durch Anlegen einer Tangente an die

Momentenkurve CA = CA(Cm)

(Hünecke, 1998)


10.2 Längsbewegung ‐ Schwerpunktlage und Längsstabilität

Lage des Schwerpunktes relativ zum Neutralpunkt ist die wichtigste Einflussgröße für die statische als auch für die dynamische Längsstabilität

Dimensionsloser Abstand des Schwerpunkts zum Neutralpunkt wird als Stabilitätsmaß der Längsbewegung bezeichnet

0 ⇔

Vordere Schwerpunktlage = Schwerpunkt liegt vor Neutralpunkt Negatives Stabilitätsmaß = statisch stabil Maximale hintere Schwerpunktlage: 1 ‐ 5 %, d.h. dCm/dCA = ‐0,01 bis ‐0,05 Verringerung des Stabilitätsmaßes: Flugzeug reagiert immer empfindlicher

auf Steuereingaben Einsatz eines Flugreglers erforderlich


10.2 Längsbewegung ‐ Längssteuerbarkeit

Reiseflug Ausgetrimmtes Nickmoment (Cm = 0) Statisch stabil (dCm/dCA < 0)

Landeanflug Verringerung der Geschwindigkeit erfordert größeren Auftriebsbeiwert Kopflastiges Moment durch Landeklappen muss über Höhenleitwerk

ausgeglichen werden Höhenruderausschlag e bewirkt Parallelverschiebung der Momentenkurve Cm = 0 wird bei einem höheren Auftriebsbeiwert CA wieder hergestellt Ruderwinkel e als Funktion der Auftriebswerte liegen auf einer Geraden,

deren Steigung von der Schwerpunktlage abhängt Je weiter der Schwerpunkt nach hinten wandert, desto flacher die Kurve Kleine Ruderausschläge bewirken bei hinterer Schwerpunktlage große

Änderungen im Auftrieb


10.2 Längsbewegung ‐ Längssteuerbarkeit

(Hünecke, 1998)


10.2 Längsbewegung – Einfluss der Mach‐Zahl und der Pfeilung

Superkritischer Profile Auslegungsmachzahl liegt über der kritischen Machzahl Mkrit

Erhöhung der Machzahl über Mkrit vergrößert den Auftrieb Widerstandserhöhung durch Totaldruckverlust infolge von Verdichtungsstößen Abklingen der Auftriebskurve bei zunehmender Machzahl durch Überschall‐

gebiet auf der Profilunterseite einPfeilung Tragende Flügelbereiche verschieben sich nach hinten Neutralpunkt wandert nach hinten Flugzeug wird kopflastig und nimmt Fahrt auf Verringerung des Flügelauftriebs bewirkt Reduzierung des Abwindfelds am

Höhenleitwerk Verringerung der Höhenruderwirksamkeit Flugzeug neigt zu Bahnneigungsflug und zur Fahrtaufnahme Gefahr, dass 'buffet'‐Grenze erreicht wird


10.2 Längsbewegung – Einfluss der Mach‐Zahl

Kompressibilitätseinfluss auf die statische Längsstabilität (Hünecke, 1998)


10.2 Längsbewegung – Einfluss der Pfeilung

(Hünecke, 1998)


10.2 Längsbewegung – Kriterien zur Höhenleitwerksauslegung

Abdeckung folgender Fälle Stabilisierung im Reiseflug bei hinterer Schwerpunktlage Austrimmen im Langsamflug (Landeanflug) bei vorderer Schwerpunktlage Rotation des Flugzeugs beim Startlauf

Hintere Schwerpunktlage Geringer Anstand des Schwerpunkts zum Neutralpunkt: Auftriebsabhängiges

Moment der Flügel‐Rumpfkombination (schwanzlastig) wird fast durch auftriebsunabhängiges Nullmoment (kopflastig) ausgeglichen

Trimmzustand: Höhenleitwerk muss nur einen geringen Abtrieb erzeugen Je weiter der Schwerpunkt nach hinten wandert, desto geringer ist der

erforderliche Abtrieb durch das Höhenleitwerk Minimierung des Trimmwiderstands


10.2 Längsbewegung – Kriterien zur Höhenleitwerksauslegung

Hintere Schwerpunktlage ‐ Problem

Abnehmendes Stabilitätsmaß bedeutet flacheren Verlauf der Momentkurve Kleine Ruderausschläge bewirken große Änderungen des Anstellwinkels Leitwerksgröße ist ein Kompromiss zwischen Widerstandsminimierung und

zulässigem Stabilitätsmaß (Regler)

Vordere Schwerpunktlage

Je weiter Schwerpunkt nach vorne wandert, desto größer die Längsstabilität Verschiebung des Schwerpunkts nach vorne erfordert größere

Ruderausschläge zur Kompensation als bei hinterer Schwerpunktlage

Kriterien

Maximal möglicher Ausschlagwinkel der Höhenleitwerksflosse bei der Landung Maximal erforderliche Handkraft beim Abfangmanöver aus dem getrimmten

Zustand Steigung des Handkraftgradienten im getrimmten Zustand


10.2.2 Dynamische Längsbewegung

Dynamisches Stabilitätsverhalten

Aussage hinsichtlich des Zeitverhalten des Systems Gedämpftes Schwingungsverhalten oder wachsende Amplitude Geschwindigkeit, Höhe und Anstellwinkel sind miteinander gekoppelt

Anstellwinkelschwingung Variation des Anstellwinkels bei konstanter Höhe, klingt in der Regel sehr

schnell ab (1 ‐ 5 s)

Bahnschwingung (Phygoide) Variation von Höhe und Geschwindigkeit bei konstantem Anstellwinkel

und konstanter Energie Permanenter Austausch von potentieller und kinetischer Energie Schwingung ist in der Regel schwach gedämpft


10.2.2 Dynamische Längsbewegung

Anstellwinkel‐ und Bahnschwingung (Hünecke, 1998)

Aerodynamik Stabilität und Steuerbarkeit – Instabile Auslegung 25___________________________________________________________________________________________________________________

10.3 Instabile Auslegung von Flugzeugen

Instabile Auslegung von Flugzeugen erst mit der Verfügbarkeit von elektronischen Flugreglern möglich

Mensch verfügt auf Dauer nicht über die erforderlichen Reaktionszeiten

stabile Auslegung: xNP < xSP instabile Auslegung: xNP > xSP

(Cucinelli, 1997)



Vorteile instabiler Auslegung Reduzierter Trimmwiderstand aufgrund günstigerer Trimmklappenstellung Vergrößerung des erreichbaren Maximalauftriebs, da mehr Flächen zum

Gesamtauftrieb beitragen Erhöhung der stationären und instationären Wenderate

(Cucinelli, 1997)



Identische Konfiguration ist bei gleicher Masse und Triebwerksleistung ‐ agiler (höhere Wenderate)‐ leistungsfähiger (höherer Maximalauftrieb

Bei vorgegebener Missionsleistung kann die instabile Konfiguration kleiner und leichter ausgeführt werden als bei stabiler Auslegung

(Cucinelli, 1997)


10.3 Instabile Auslegung von Flugzeugen ‐ Grenzen der Instabilität

Mit zunehmender Instabilität steigt das erforderliche Steuerpotential = Verstellmöglichkeit der Kontrollflächen zur Nicksteuerung

Es verbleibt nur noch wenig Potential für die zusätzliche Nickbeschleunigung zur Ausführung eines Manövers

Aufwand für den Flugregler und die Anforderungen an das Luftdatensystem steigt überproportional an



Einfluss der Stabilität auf Agilität und Steuerpotential, (Cucinelli, 1997)



Doppelwertzeit T2

Zeit, in der ein ungeregeltes, instabiles Flugzeug eine Anstellwinkelstörung verdoppelt

Grenze der maximalen Instabilität Heutige Flugregler bewältigen ein T2 von ca. 250 ms Doppelwertzeit nimmt mit zunehmender Fluggeschwindigkeit ab Kritische Bereiche sind die Kombination von hoher Instabilität und hohem

Staudruck = Flug mit hoher Unterschallmachzahl in Bodennähe

(Cucinelli, 1997)



Beschränkung für instabile Systeme durch staudruckabhängige Ruderwirksamkeit

Begrenztes Steuerpotential bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten

Maximaler Ausschlag einer Steuerfläche als Funktion der Mach‐Zahl (Cucinelli, 1997)

Aerodynamik Stabilität und Steuerbarkeit – Seitenbewegung 32___________________________________________________________________________________________________________________

10.4 Seitenbewegung – Kräfte und Momente

Längsbewegung

Bewegung eines Flugzeugs in der Symmetrieebene (x-z‐Ebene) Flugzeug erfährt eine symmetrische Umströmung

Seitenbewegung

Überlagerung von drei Bewegungen Translationsbewegung entlang der y‐Achse, Rotationsbewegung um die Hochachse (z‐Achse) Rotationsbewegung um die Längsachse (x‐Achse) Unsymmetrische Anströmung erzeugt eine Kraft und zwei Momente

‐ Seitenkraft ∙

‐ Rollmoment∙ ∙

‐ Giermoment∙ ∙


10.4 Seitenbewegung – Kräfte und Momente

Giermomentenbeiwert Cn ‐ Bezugslänge LN9300: Halbspannweite s = b/2 US‐amerikanische Literatur: Spannweite b Airbus Industries: Flügelbezugstiefe l


10.4.2 Seitenbewegung

Richtungsstabilität (directional stability = weathercock stability)

Beschreibt die Fähigkeit des Flugzeugs nach einer Störung durch eine seitliche Böe (in der x-y‐Ebene) oder eines Seitenruderausschlags wieder selbständig in seine Ausgangslage zurückzukehren

Analog zur Längsstabilität müssen rückstellende Kräfte und Momente erzeugt werden

Rückstellendes Giermoment wird maßgeblich durch die am Seitenleitwerk angreifenden Kräfte erzeugt

Maß für die Richtungsstabilität ist die Veränderung des Giermoments Cn mit dem Schiebewinkel , dem Schiebegierbeiwert

Stabil: 0 Positiver Schiebewinkel ( > 0) erzeugt rechtsdrehendes Giermoment 0Instabil : 0 Positiver Schiebewinkel ( > 0) erzeugt linksdrehendes Giermoment 0


10.4.2 Seitenbewegung ‐ Richtungsstabilität

Richtungsstabilität infolge einer lateralen Störung (Hünecke, 1998)


10.4.2 Seitenbewegung ‐ Richtungsstabilität

Verlauf des Schiebegierbeiwerts (Hünecke, 1998)


10.4.2 Richtungsstabilität ‐ Einfluss des Seitenleitwerks

Seitenleitwerk liefert größten Beitrag zur Richtungsstabilität Analog zum Auftrieb kann auch die Seitenkraft auf den Neutralpunkt der

Flosse bezogen werden und erzeugt das Giermoment Cn um den Gesamtschwerpunkt des Flugzeugs

Im linearen Bereich (= kleine Schiebewinkel ) und am Seitenleitwerk bei anliegender Strömung gilt

dd ∙ ∙

Dimensionsloses Seitenleitwerksvolumen∙∙

Beiwert des Giermoments Cn als Funktion des Seitenleitwerkvolumens

∙ ∙∙∙ ∙ ∙


10.4.2 Richtungsstabilität ‐ Einfluss des Rumpfes

Resultierende Seitenkraft bei einem Schiebewinkel greift bei ca. 25% der Rumpflänge an

In der Regel weit vor dem Schwerpunkt Destabilisierendes Giermoment


10.4.2 Richtungsstabilität ‐ Einfluss der Pfeilung

Maßgebend für die Strömungsverhältnisse am Flügel ist die Strömungs‐geschwindigkeit senkrecht zur Flügelvorderkante

Vorauseilender Flügel

Erhöhte Anströmgeschwindigkeit Erhöhung von Auftrieb und Widerstand

Zurückbleibender Flügel

Verringerte Anströmgeschwindigkeit Verringerung von Auftrieb und Widerstand

Asymmetrische Auftriebs‐ und Widerstandsverteilung

Stabilisierendes, rückdrehendes Giermoment (Richtungsstabilität) Destabilisierendes, anfachendes Rollmoment (Rollstabilität)


10.4.2 Richtungsstabilität ‐ Einfluss von SLW, Rumpf und Pfeilung

Einfluss Seitenleitwerk Einfluss Rumpf Einfluss Pfeilung (Hünecke, 1998)


10.4.3 Rollstabilität (lateral stability)

Beschreibt das Verhalten des Flugzeugs infolge einer Störung um die Längsachse (x‐Achse).

Abwärts drehender Flügel Erhöhung der Anströmgeschwindigkeit Erhöhung von Auftrieb und Widerstand

Aufwärts drehender Flügel Verringerung der Anströmgeschwindigkeit Verringerung von Auftrieb und Widerstand

Asymmetrische Auftriebs‐ und Widerstandsverteilung erzeugt Moment um die Längsachse

Wirkt im linearen Anstellwinkelbereich zurückdrehend, also dämpfend


10.4.3 Rollstabilität

Schieberollbeiwert Cl

Beschreibt die Änderung des Rollmoments Cl mit dem Schiebewinkel Maß für die Stärke der Rollstabilität

dd

Rollstabiles Verhalten Positiver Schiebewinkel (Wind von rechts) erzeugt negatives

(linksdrehendes) Rollmoment, d.h. 0


10.4.3 Rolldämpfung

Beschreibt die Änderung des Rollmoments in Abhängigkeit von der Drehrate um die Flugzeuglängsachse (x‐Achse)

Drehrate p ist dimensionsbehaftet Verwendung der dimensionslosen Drehrate p* zur Berechnung der

Rolldämpfung Clp

∗ ∙

2 ∙dd ∗

Stabil gedämpftes Verhalten0


10.4.3 Rolldämpfung

(Hünecke, 1998)


10.4.3 Rollstabilität (dihedral effect) ‐ Einfluss der V‐Stellung

Rollverhalten kann auch über die V‐Stellung der Flügel beeinflusst werden

Positive V‐StellungVorauseilender Flügel, Normalkomponente des Seitenwinds Anstellwinkelvergrößerung Erhöhung von Auftrieb und Widerstand

Zurückbleibender Flügel , , Normalkomponente des Seitenwinds Anstellwinkelverringerung Verringerung von Auftrieb und Widerstand

Asymmetrische Auftriebsverteilung Rollmoment (= Schiebe‐Rollmoment)


10.4.3 Rollstabilität (dihedral effect) ‐ Einfluss der V‐Stellung

Tiefdecker mit positiver V‐Stellung Positivem Schiebewinkel erzeugt linksdrehendes (= stabilisierendes)

Rollmoment

Entstehung des Schiebe‐Rollmoments, (Hünecke, 1998)


10.4.3 Rollstabilität (dihedral effect) ‐ Einfluss der Flügelhochlage

Beim Schiebeflug wirkt sich insbesondere die Interferenz zwischen Flügel‐und Rumpfumströmung auf das Rollverhalten aus

Tiefdeckerkonfiguration ‐ seitliche Anströmung (von rechts) Verkleinerung des Anstellwinkels auf der Luvseite Vergrößerung des Anstellwinkels auf der Leeseite Erzeugung eines rechtsdrehendes (= destabilisierendes) Schiebe‐

rollmoment Flugzeug rollt in Luvrichtung Destabilisierende Rollmoment kann durch positive V‐Stellung kompensiert

werden



Einfluss der Flügelhochlage auf die Rollstabilität (Hünecke, 1998)



Hochdeckerkonfiguration ‐ seitliche Anströmung Umkehrung der Verhältnisse gegenüber Tiefdeckeranordnung Flügelhochlage erzeugt beim Schiebeflug stabilisierendes Schiebe‐

Rollmoment Kompensation bei zu großer Rollstabilität durch negative V‐Stellung



Lockheed Galaxy C5 (©Stefan Lindauer)


10.4.3 Rollstabilität (dihedral effect) ‐ Einfluss des Seitenleitwerks

Erzeugung einer Seitenkraft am Seitenleitwerk bei seitlicher Anströmung Abstand des Seitenleitwerk‐Neutralpunktes zur Rollachse bewirkt bei

positivem Schiebewinkel ein linksdrehendes (= stabilisierendes) Rollmoment

Einfluss des Seitenleitwerks auf die Rollstabilität, (Hünecke, 1998)


10.4.3 Rollstabilität (dihedral effect) ‐ Einfluss des Höhenleitwerks

Ähnliche Verhältnisse wie bei der Umströmung eines Flügels Ähnliche konfigurative Möglichkeiten zur Beeinflussung der Rollstabilität

Pfeilung V‐Stellung Hochlage


10.4.3 Richtungsstabilität im hohen Anstellwinkelbereich

Kampfflugzeuge mit hoher Rollagilität = geringe Trägheit um die Längsachse

Beschreibung der Schiebegierstabilität durch die dynamische Seitenstabilität Cndyn

Dynamische Seitenstabilität setzt sich zusammen aus der Schiebegierstabilität Cn und der Schieberollstabilität Cl

∙ ∙ ∙

Mit zunehmendem Anstellwinkel wird die Seitenstabilität von der Schieberollstabilität Cl bestimmt und die Schiebegierstabilität Cn verliert mit cos an Bedeutung


10.4.3 Richtungsstabilität im hohen Anstellwinkelbereich

Konfiguration Ix [kg/m²] Iz [kg/m²] Iz/Ix

Lockheed T33 32260 59369 1,84Dornier Do328 103000 240000 2,33Boeing 707 5030000 12260000 2,44AirbusA300 6011000 15730000 2,61McDonnelDouglas F‐4C 32081 181255 5,65Concorde 2166000 19840000 9,16Dasa‐Rockwell X31 4465 49050 10,99Lockheed F104G 4900 80400 16,40

Trägheitsmomente ausgeführter Konfigurationen


10.4.3 Rolldämpfung von Deltaflügeln

Einbruch der Rolldämpfung Clp im Bereich von Ca,max

Asymmetrisches Aufplatzen der Wirbel auf der Flügeloberseite Umkehrung des Stabilitätsverhalten von dämpfend (Clp < 0) in anfachend

(Clp > 0)

X‐31: Rolldämpfung bei unterschiedlichen Drehraten


10.4.4 Steuerbarkeit der Seitenbewegung

Bei der Seitenbewegung werden durch die Einleitung einer Drehung um eine Achse, z.B. Längsachse, immer Koppelmomente um eine weitere Achse (Hochachse) induziert

Dimensionierender Fehlerfall zur Auslegung des Seitenleitwerks und der Querruder ist der asymmetrische Triebwerksausfall

Asymmetrische Verteilung von Kräften und Momenten infolge von asymmetrischer Schub‐ und Widerstandsverteilung (Triebwerke) sowie die Widerstandserhöhung infolge des Schiebeflugs muss durch entsprechende Ruderausschläge ausgeglichen werden

Kompensationsmaßnahmen‐ Schiebeflug ohne Hängewinkel‐ Schiebeflug mit Hängewinkel in Richtung des funktionsfähigen Triebwerks

Hängewinkel erzeugt seitliche Komponente des Flugzeuggewichts Seitenruder arbeitet nicht gegen die Seitenflosse wie beim Schiebeflug ohne

Hängewinkel Manöver kann geringerer Geschwindigkeit geflogen werden



Schiebeflug ohne Hängewinkel (Hünecke, 1998)



Schiebeflug mit Hängewinkel (Hünecke, 1998)


10.4.5 Dynamische Seitenbewegung

Antwort auf eine Störung der Seitenbewegung (seitliche Böe, Ruderausschlag)Drei Schwingungsformen möglich Rollbewegung Spiralbewegung Taumelschwingung

Rollbewegung Unproblematisch bei Flugzeugen mit großer Streckung Ausgeprägte Rolldämpfung infolge der großen Streckung Rollbewegung klingt schnell abklingt, Flugzeug kehrt nicht wieder in

Ausgangslage zurück Hängewinkel muss korrigiert werden muss


10.4.5 Dynamische Seitenbewegung ‐ Spiralbewegung

Spiralbewegung Flugzeug nimmt Hänge‐ und Gierwinkel ein Stabile Spirale: Kurvenradius bleibt gleich oder nimmt zu Instabile Spirale (= Spiralsturz): Kurvenradius verkleinert sich

Stabile Spirale kann von einer Roll‐Gierschwingung (dutch roll) überlagert werden

Kombination von Rollen, Schieben und Gieren


10.4.5 Dynamische Seitenbewegung ‐ Spiralbewegung

Stabile, neutrale und instabile Spirale (Hünecke, 1998)


Roll‐Gierschwingung dutch roll(Hünecke, 1998)


10.4.5 Dynamische Seitenbewegung ‐ Trudeleigenschaften

Aufgrund der geringeren Trägheitsmomente um die Hoch‐ und die Längsachse zur Erzielung höherer Agilität, weisen Kampfflugzeuge in der Regel ungünstigere Trudeleigenschaften auf als Verkehrsflugzeuge

Im hohen Anstellwinkelbereich können große Schiebewinkel und hohe Drehbeschleunigungen um alle drei flugzeugfesten Achsen auftreten

Einflussfaktoren sind hauptsächlich eine schlechte Gierdämpfung infolge der Abschattung des Seitenleitwerks

Verbesserung ist beispielsweise durch Leitbleche an der Rumpfunterseite (ventral fins) möglich

Insbesondere bei sehr langen schlanken Rumpfnasen (F5, F22) kann die Rumpfnase bei einer Rotation um die Hochachse ein anfachendes Giermoment erzeugen


10.4.5 Dynamische Seitenbewegung ‐ Trudeleigenschaften

Weissmann‐Kriterium und LCDP‐Parameter, (Wedekind, 2001)


10.5 Steuerbarkeit bei hohen Anstellwinkeln ‐ Schubvektorsteuerung

F‐18 HARV, X‐31, F‐16 MATV MBB – Rockwell X‐31Dryden Flight Research Center EC94‐42513‐3 (1994)


10.5 Steuerbarkeit bei hohen Anstellwinkeln ‐Wirbelstrukturen

Wirbelstrukturen, Normal‐ und Seitenkraft im hohen Anstellwinkelbereich (Hakenesch, 1999)


10.5 Steuerbarkeit bei hohen Anstellwinkeln ‐Wirbelstabilisierung


10.5 Steuerbarkeit bei hohen Anstellwinkeln ‐Wirbelstabilisierung

X31‐VECTOR, Deutsches Museum, Oberschleißheim


10.5 Steuerbarkeit bei hohen Anstellwinkeln ‐Wirbelsteuerung

Wirbelsteuerung mittels rotatorisch verstellbarem Nasen‐strake


10.5 Steuerbarkeit bei hohen Anstellwinkeln ‐Wirbelsteuerung

Giermoment vs. Drehwinkel Giermoment vs. Anstellwinkel(Hakenesch, 1999)

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