Tragflügelprofil für die Cirrus SR20 - IAG
Tragflügelprofil für die Cirrus SR20 - IAG
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Profilentwurfsseminar Sommersemester 2008<br />
Stefan Baßmann<br />
21.07.2008<br />
Tragflügelprofil für <strong>die</strong> <strong>Cirrus</strong> <strong>SR20</strong><br />
Daten der <strong>Cirrus</strong> <strong>SR20</strong><br />
V NE : 370,4km/h<br />
V Stall (ohne Klappenausschlag): 120,38km/h<br />
V Stall (mit Klappenausschlag): 103,712km/h<br />
V Reise (73% Leistung): 285,208km/h<br />
V Reise (53% Leistung): 242,612km/h<br />
MTOW: 1361kg<br />
Profiltiefe(Wurzel): 1,455m<br />
Profiltiefe(Tip): 0,865m<br />
Klappenlänge: 0,3*Profiltiefe<br />
Reiseflughöhe: 1230m<br />
Flügelfläche: 12,56m<br />
Spannweite: 10,82m<br />
Leistung: 147,2 kW<br />
Eckdaten für den Entwurf<br />
Geschwindigkeit<br />
[m/s]<br />
Flughöhe [m]<br />
Reynoldszahl an<br />
der<br />
Flügelwurzel<br />
Reynoldszahl an<br />
der Flügelspitze<br />
370,400 0 11320000 6730000 0,155<br />
120,380 0 3679000 2187000 1,550<br />
103,712 0 3170000 1884000 1,980<br />
285,208 1230 6933000 4121000 0,330<br />
242,612 1230 5897000 3506000 0,455<br />
C a<br />
1
Entwurfsziele<br />
1. Minimierung des Widerstands im Bereich des Reiseflugs und damit Einsparung von<br />
Leistung<br />
2. Profil sollte den breiten Ca-Bereich von 0,155 – 1,550 abdecken<br />
SB 13<br />
Eingabefile<br />
REMO1<br />
REMO1 *P@1P@2rofil @1S@2TEFAN @1B@2ASSMANN 2007/2008<br />
TRA1 13 13.5 3 15.5 4.1 17.5 4.3 19.5 4.4 21.5 4.6 23.5 5.3<br />
TRA1 13 25.5 6.6 27.5 8 29.5 9.5 0 11.1<br />
TRA1 13 32.5 -6 34.5 -3 36.5 -1.5 38.5 -0.5 40.5 0.3 42.5 1 60 4<br />
RAMP 1 1 2 2<br />
TRA28 13 2.5 9 2 0.3 0.8 2.5 13 2 0.4 0.75 2 0.5 0 2 *8SB<br />
ALFA 22 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21<br />
RE 3 11320 3 2187 3 3506 3 6933 0 0 0 0 0 0<br />
CDCL<br />
ALFA 1 1 3 5 7 9 11 13 15<br />
D<strong>IAG</strong><br />
ALFA 22 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21<br />
FLZW 3 108.3 103 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0<br />
PLW 111 3 0.139 1361 0 0.235 1.305 5.41 1.01 5.41 0 0 0 0 0 0<br />
FLAP 30 1 3 7<br />
ALFA 16 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20 22 24 26 28 30<br />
RE 3 1884<br />
CDCL<br />
ALFA 1 1 3 5 7 9 11 13 15<br />
D<strong>IAG</strong><br />
ENDE<br />
2
Polare und Geschwindigkeitsverteilung<br />
Es ist in obigem Diagramm keine Ausgeprägte Laminardelle zu erkennen. Allerdings liegen<br />
<strong>die</strong> niedrigen C w -Werte im Ca-Bereich des Reiseflugs. Zusätzlich wird mit <strong>die</strong>sem Profil das<br />
geforderte C a,max erreicht.<br />
3
Leistungspolare<br />
Trotz der fehlenden Laminardelle kann eine leichte Verringerung der Leistung bei gleicher<br />
Reisegeschwindigkeit erzielt werden.<br />
Profilpolare und Geschwindigkeitsverteilung bei einem Klappenausschlag von 7°<br />
5
Vergleichsprofil<br />
Da leider kein bekanntes Profil vorhanden war, wurde das Profil NACA 642415 ausgewählt.<br />
Eingabefile<br />
REMO1<br />
REMO1 *P@1V@2ergleichsprofil @1NACA 642415<br />
FXPR 2<br />
NACA 642415<br />
100000 00000<br />
95032 00976<br />
90066 01982<br />
6
85092 03020<br />
80109 04062<br />
75115 05084<br />
70111 06055<br />
65096 06954<br />
60087 07762<br />
55040 08456<br />
50000 09016<br />
44954 09414<br />
39904 09614<br />
34853 09541<br />
29803 09260<br />
24756 08771<br />
19714 08066<br />
14681 07122<br />
09662 05864<br />
07162 05075<br />
04673 04121<br />
02207 02883<br />
00996 02038<br />
00526 01579<br />
00299 01291<br />
00000 00000<br />
00701 -01091<br />
00974 -01299<br />
01504 -01610<br />
02793 -02139<br />
05327 -02857<br />
07838 -03379<br />
10338 -03796<br />
15319 -04430<br />
20286 -04882<br />
25244 -05191<br />
30197 -05372<br />
35147 -05421<br />
40096 -05330<br />
45046 -05034<br />
50000 -04604<br />
54960 -04076<br />
59928 -03478<br />
64904 -02834<br />
69889 -02167<br />
74885 -01504<br />
79897 -00878<br />
84908 -00328<br />
89934 00086<br />
94968 00288<br />
100000 00000<br />
ALFA 22 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20 22 24 26 28 30 32 34 36 38 40 42<br />
RE 3 11320 3 2187 3 3506 3 6933 0 0 0 0 0 0<br />
CDCL<br />
7
ALFA 1 1 3 5 7 9 11 13 15<br />
D<strong>IAG</strong><br />
ALFA 22 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20 22 24 26 28 30 32 34 36 38 40 42<br />
FLZW 3 108.3 103 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0<br />
PLW 111 3 0.15 1361 0 0.235 1.305 5.41 1.01 5.41 0 0 0 0 0 0<br />
FLAP 30 1 3 10<br />
ALFA 16 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20 22 24 26 28 30<br />
RE 3 2187<br />
CDCL<br />
ALFA 1 1 3 5 7 9 11 13 15<br />
D<strong>IAG</strong><br />
ENDE<br />
Polare und Geschwindigkeitsverteilung<br />
Man sieht im obigen Diagramm, dass der C a -Bereich des Reiseflugs sehr schön in der<br />
vorhandenen Laminardelle des Profils liegt. Allerdings kann das unter obigen Bedingungen<br />
geforderte C a,max von 1,55 nicht erreicht werden.<br />
8
Leistungspolare<br />
Die Schädliche Widerstandsfläche im Eingabefile wurde solange angeglichen, bis <strong>die</strong><br />
Leistungspolare durch den bekannten Punkt bei einer Geschwindigkeit von 285km/h und<br />
107,5kW verlief. Diese schädliche Widerstandsfläche wurde im eigenen Entwurf dann weiter<br />
verwendet.<br />
Profilpolare und Geschwindigkeitsverteilung bei einem Klappenausschlag von 10°<br />
10
Mit einem Klappenausschlag von 10° erreicht auch das NACA Profil C a,max = 1,55<br />
11
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