Schränkung:

Da keine Daten über eine Schränkung der Cessna vorlagen und man auch keine Schränkung auf der 3 Seitenansicht erkennen kann, habe ich die Schränkung ε_t =0 gewählt.

4.6 V-Form:

Gleiches Problem wie bei Schränkung, deswegen auch keine V-Form gewählt.

4.7 Einstellwinkel:

Der Einstellwinkel soll so gewählt werden, dass die Kabine im Reiseflug waagerecht liegt.

Das gewählte NACA 65₁−212-Profil erreicht den benötigten Auftriebgradienten für den Geradeausflug nach folgender Formel:

2014

Den vorhanden Auftriebsgradienten wurde durch folgende Formel bestimmt.

5o

Wird nun der Flügel in diesem Winkel von -0.2014 zum Rumpf „voreingestellt“, befindet sich der Rumpf während des Reiseflugs in waagerechter Position.

4.8 Tankvolumen:

Nach Torenbeek kann mit den oben festgelegten Flügelparameter das Volumen der Tanks im Flügel abgeschätzt werden:

( )

^{2 3}

Nach Dimensionierung wir ein Tankvolumen vonV_Tank =6.33m³ benötigt, somit scheint der Flügel aus Tankkriteriumsansicht groß genug zu sein.

4.9 Hochauftriebssysteme:

Für die Hochauftriebssysteme muss folgendes Kriterium erfüllt werden:

clean

Flugzeugentwurf Flügelauslegung

hhoocchshscchuhulele ffüür raannggeewawannddttee wwiisssseensnscchhaaftftenen

F

FAACCHHBBEERREEIICCHH FFAAHHRRZZEEUUGGTTEECCHHNNIIKK UUNNDD FFLLUUGGZZEEUUGGBBAAUUhahammbbuurrg g uunniviveersrsiittyyoof f aapppplilieeddssccieiennccees s

Zuerst wird die Klappenart bestimmt, wobei ich mich für die Fowler-Klappe entschieden habe.

Folgende Parameter müssen dafür bestimmt werden:

Gegeben waren bisher:

m

c_mac =2.8771 tc =0.12 (aus Profil) è max camper at. 40% chord m

y_mac =3.657 ⁶

0

0 9 10

Re ⋅ ⋅ = ⋅

= µ

ρ Vapp cmac

Dickenrücklage: 20%

(

,max,

)

1 ,max 2 ,max 3 ,max max,

, clean L base L L L

L c c c c

c = +∆ +∆ +∆

max , 3cL

∆ = 0, weil Re =9⋅10⁶ aus Tabelle 8.1

(

^cL,max,base

)

^:

NACA 65 à ^19.3⋅

( )

^t_c ^=2.316=∆y

aus Bild 8.7

wird

(

c_L,max,_base

)

=^1.35bestimmt.

Zusätzlich braucht man noch ∆₁c_L,maxaus Bild 8.8c, wobei man camper 6% chord gewählt wurde.

Flugzeugentwurf Flügelauslegung

hhoocchshscchuhulele ffüür raannggeewawannddttee wwiisssseensnscchhaaftftenen

F

FAACCHHBBEERREEIICCHH FFAAHHRRZZEEUUGGTTEECCHHNNIIKK UUNNDD FFLLUUGGZZEEUUGGBBAAUUhahammbbuurrg g uunniviveersrsiittyyoof f aapppplilieeddssccieiennccees s

Daraus folgt ∆₁cL_,max =0.45

max , 2cL

∆ wir aus Bild 8.9 bestimmt.

Daraus folgt ∆₂c_L,max =0.13

Flugzeugentwurf Flügelauslegung

hhoocchshscchuhulele ffüür raannggeewawannddttee wwiisssseensnscchhaaftftenen

F

FAACCHHBBEERREEIICCHH FFAAHHRRZZEEUUGGTTEECCHHNNIIKK UUNNDD FFLLUUGGZZEEUUGGBBAAUUhahammbbuurrg g uunniviveersrsiittyyoof f aapppplilieeddssccieiennccees s

è cL_,max,clean =1.35+0.45+0.13=1.93 mit ∆C_L,max =−0.11 aus Bild 8.11 interpoliert Aus Bild 8.10 mit ∆y=2.316 und ϕ_LE =40^o

à 0.82

max ,

max

, =











L L

c

C

è ,max, ,max 1.47

max ,

max , max,

, ⋅ +∆ =







= L clean L

L L clean

L c C

c C C

Zunahme C_L durch Flaps (Hinterkante):

Flapangle = 40° (gewählt)

(

L

)

base f

L k k k c

c _,max, = ₁⋅ ₂⋅ ₃⋅ ∆ _,max

∆ mit

(

^∆cL^,max

)

base^=1.3 (aus Bild 8.12 {NAC A 2 Slot}) Bei den folgenden Beiwerten k wurden die Maximalwerte gewählt, weil sonst die Erfüllung des Entwurfkriteriums für die Hochauftriebshilfen nicht erreicht worden wären. Deswegen habe ich auch zu den folgenden k-Werten auch keine Bilder eingefügt. Normalerweise sollten diese Beiwerte nicht maximal gewählt werden, weil es meisten Nachfolgerversionen oder verlängerte Versionen geben wird, und somit müsste man eine kostspielige Neukonstruktion im Flügelbereich tätigen. Mit diesem Mängel soll aber unser Flugzeug auskommen müssen und deswegen wird es hier nicht berücksichtigt.

Flugzeugentwurf Flügelauslegung

hhoocchshscchuhulele ffüür raannggeewawannddttee wwiisssseensnscchhaaftftenen

F

FAACCHHBBEERREEIICCHH FFAAHHRRZZEEUUGGTTEECCHHNNIIKK UUNNDD FFLLUUGGZZEEUUGGBBAAUUhahammbbuurrg g uunniviveersrsiittyyoof f aapppplilieeddssccieiennccees s

aus Bild 8.13

1 =1

k , weil Flap-chord 25%

aus Bild 8.14

2 =1

k à Fowler-Klappe mit Flapangle 40°

aus Bild 8.15 mit

( )

( )

^{40 1}

Flapangle Reference

40 Flapangle Actual

o =

o

3 =1 k

è ∆c_L,max,f=1.3

Doch der Auftriebsgradient C_L kann auch durch Slats (Vorderkante) erhöht werden. Dadurch kann man kleinere Flügel bauen und trotzdem noch den erforderlichen Auftrieb zum Starten und Landen erreichen. Hier gilt wiederum, dass man eigentlich nicht viel zu den Werten sagen kann, weil man sie nur aus den Diagrammen entnehmen muss.

c c c

c_{L S L f} '

max max , , max,

, = ⋅ ⋅ ⋅ ⋅

∆ _δ η η_δ δ mit '=0.075(gewählt) c

c

aus Bild 8.16

3 .

max 1

,

,_δ =

cL

Flugzeugentwurf Flügelauslegung

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F

FAACCHHBBEERREEIICCHH FFAAHHRRZZEEUUGGTTEECCHHNNIIKK UUNNDD FFLLUUGGZZEEUUGGBBAAUUhahammbbuurrg g uunniviveersrsiittyyoof f aapppplilieeddssccieiennccees s

aus Bild 8.17 mit LER =0.1

tc (gewählt)

(Slot)

7 .

max =1 η

aus Bild 8.18 mit δ_f =25^o(gewählt) 75

.

=0 ηδ

è ∆cL_,max,S =0.054

Auftriebsbeiwert eines Flügels mit Hochauftriebshilfen:

⋅ Λ

⋅

∆

=

∆ k

S c S

C

w f w f L f L

, max, , max,

, mit k_Λ =0.80 aus Bild 8.20 (gerechnet: 0.8017) aus Janes Bild:

(gewählt) 85

.

, =0

w f w

S S

Flugzeugentwurf Flügelauslegung

hhoocchshscchuhulele ffüür raannggeewawannddttee wwiisssseensnscchhaaftftenen

F

FAACCHHBBEERREEIICCHH FFAAHHRRZZEEUUGGTTEECCHHNNIIKK UUNNDD FFLLUUGGZZEEUUGGBBAAUUhahammbbuurrg g uunniviveersrsiittyyoof f aapppplilieeddssccieiennccees s

è ∆C_L,max,f =0.68

( )

^{mit 40.5o}

cos _{. .}

, max, , max,

, =∆ ⋅ ⋅ =

∆ _{HL HL}

w S w S L S

L S

c S

C ϕ ϕ

aus Janes Bild:

(gewählt) 95

.

, =0

w S w

S S

è∆C_L,max,S =0.039

èCL_,max =CL_,max,clean+∆CL_,max,f +∆CL_,max,S =2.13

Entwurf von Hochauftriebssystemen:

( ) ( )

_2.53

2

56 . 2 048 . 2 1 . 1 2

1 .

1 _{,max, ,max}

max

, ⋅ + = ⋅ + =

= ^{L TO L L}

L

c c c

clean L L

s L f

L c c c

c _{,max, ,max, ,max max,} 95

.

0 ⋅∆ +∆ ≥ −

è 0.95⋅1.3+0.039=1.27≥1.06

Somit wurde das Entwurfkriterium erfüllt und die gewählten Klappen mit dessen vorgegeben Ausschlägen sind auch für dieses Flugzeug zulässig. Doch wie schon gesagt, ist diese

Auslegung nicht für Nachfolgerversionen oder verlängerte Versionen geeignet, weil sich eben die Werte am Maximum befinden und somit keinen Spielraum mehr haben.

Flugzeugentwurf Leitwerksauslegung I

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F

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5 Leitwerkauslegung I

Die Auslegung erfolgt wegen der beabsichtigten Anbringung der Triebwerke am Rumpfheck als T-Leitwerk.

5.1 Höhenleitwerk (HLW):

Das HLW wird mit einer trimmbaren Höhenflosse (trimmable horizontal stabilizer , THS) Ausgestattet, u.a. um einen weiteren Schwerpunksbereich zuzulassen.

• Streckung

Die Streckung soll etwa bei der Hälfte der des Flügels liegen.

Gängige Werte liegen zwischen 3.2 und 6.3 Hier wird folgender Wert gewählt:

71 . 5

2 =

= S A_H b

• Zuspitzung

Die Zuspitzung wird im Vergleich mit den üblichen Werten anderer strahlgetriebener Verkehrsflugzeuge auf 0.4 festgelegt.

o o

o bis 9 ,gewählt : 0

4 + Γ =

−

=

Γ_{h h}

• Pfeilung

Die Werte können folgendermaßen sein.

o

o 35

25=0 −

ϕ

Die Pfeilung der HLW-Vorderkante soll etwa 5° über der des Flügel liegen, da durch die dann höhere kritische Machzahl das HLW bei hohen Geschwindigkeiten

(Verdichtungsstöße treten später auf als am Flügel) und Anstellwinkeln (Überziehen am HLW später) wirksam bleibt.

o

o 42

25 5

25 =ϕ _F + =

ϕ

• relative Dicke

Die relative Dicke des HLW sollte ca. 10% unter der des Außenflügels liegen. Damit wird eine höhere kritische Machzahl erreicht, was einen Verlust der Wirksamkeit durch Verdichtungsstöße verhindert.

( ) ( )

^t_{c H} ^{≈ t}_{c Wingtip}^{⋅0.9=11.59%⋅0.9=10.43%}

Flugzeugentwurf Leitwerksauslegung I

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F

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• Einstellwinkel und V-Form

V-Form und Einstellwinkel können beide auf 0° gesetzt werden. Ein V-Winkel sollte das HLW aus dem Triebwerksstrahl heraushalten; dieser Fall ist bei einem T-Leitwerk und Hecktriebwerken unkritisch. Ein (fester) Einstellwinkel ist nicht notwendig, da das HLW als THS ausgeführt wird, d.h. der Einstellwinkel ist – je nach

Schwerpunktslage – variabel.

• Fläche

Die benötigte HLW-Fläche wird mittels des sog. Leitwerksvolumenbeiwerts abgeschätzt:

mac w

H H

H S c

l C S

⋅

= ⋅ mit l_H und l_v 45%-50%der Rumpflänge (17.8m)

gewählt: l_H =l_v =8.455m m 8771 . 2 c mit 778 .

0 _mac =

⋅ =

= ⋅

mac w

H H

H S c

l C S

Man erhält dadurch die Flügelfläche von m2

15 .

=11

SH . 5.2 Seitenleitwerk (SLW):

• Streckung

Die Streckung des SLW bei T-Anordnung liegt üblicherweise unter der bei konventioneller Anordnung. Sie bewegt sich im Bereich zwischen 0.7 …. 1.2 (Raymer).

Gewählt wurde folgender Wert, weil ich nahe am Original bleiben wollte.

(

¹

)

^0.832

2 =

+

⋅

= ⋅

λ

r

v c

A b

• Zuspitzung

Ein SLW bei T-Anordnung ist im Gegensatz zur konventionellen Ausführung wenig bis gar nicht zugespitzt, da die Seitenflosse das Gewicht des HLW zu tragen hat.

Bild) Janes (aus 85 . 2 c und 0 . 4 c mit 713 .

0 _r = _t =

=

=

r t

V c

λ c

Flugzeugentwurf Leitwerksauslegung I

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F

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• Pfeilung

Die Pfeilung des SLW liegt für Fluggeschwindigkeiten bei denen

Kompressibilitätseffekte auftreten zwischen 35° und 55°. Die Machzahl des Widerstandsanstieges soll beim SLW um ca. 0.05 über der des Flügels liegen. Bei einer Pfeilung von ϕ_25°=47° wäre das dann

760 . 0

,_eff = _DD⋅ cosϕ_25° =

DD M

M

• Fläche

Die benötigte SLW-Fläche wird wiederum mittels des sog. Leitwerksvolumenbeiwerts abgeschätzt:

nnweite) (Flügelspa

m 38 . 19 mit 107 .

0 =

⋅ =

= ⋅ b

b S

l C S

w v V V

Man erhält dadurch die Flügelfläche von m2

31 .

=10

SV .

Flugzeugentwurf Masse und Schwerpunkt

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F

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Im Dokument Flugzeugentwurf Am Beispiel einer Cessna Citation X (Seite 25-35)