SIMCON Drake - Dokumentation - OUV

SIMCON Drake
- Dokumentation -
Modul Flugzeugbau
Internationaler Studiengang Luftfahrtsystemtechnik und -management
15. ILST
Andreas Klein Benno Greiling David Frank
Falk Hirsch Johannes Crombag Jonas Herres
Moritz Kellermann Ole Wittenberg
Bremen, 26.01.2012
Institut für Aerospace-Technologie
Hochschule Bremen

SIMCON Drake Inhaltsverzeichnis
Inhaltsverzeichnis
I. Konzeptionsphase
manntragendes Selbstbauflugzeug 9
1. Anforderungen 11
1.1. Anforderungen des Design-Wettbewerbs der Oskar-Ursinus-Vereinigung . . 11
1.2. Marktanalyse . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12
1.3. Einsatzprofile . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18
1.4. Analyse der Zulassungskriterien . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19
1.4.1. Übersicht über die Zertifizierungsspezifikationen . . . . . . . . . . . 20
1.4.2. Fazit und Ausblick . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21
2. Flugzeuggeometrie 22
2.1. Massenabschätzung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23
2.1.1. Motorisierung aus Vergleichsflugzeugen . . . . . . . . . . . . . . . . 25
2.2. Bestimmung der Referenzfläche . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26
2.3. Untersuchung einer Canardkonfiguration . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28
2.3.1. Namensgebung und Flugzeuglogo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31
2.3.2. Abschätzung des Down- und Upwashes . . . . . . . . . . . . . . . . 32
2.4. Aerodynamische Auslegung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 34
2.4.1. Design-Punkt des Flugzeuges . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 35
2.4.2. Profilwahl . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 35
2.4.3. Vorgehensweise XFLR5 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37
2.4.4. Neutral- und Schwerpunktsberechnung . . . . . . . . . . . . . . . . . 39
2.4.5. Einstellwinkelberechnung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41
2.4.6. Berechnungsmethodik . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43
2.4.7. Genauere Massenabschätzung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 45
2.4.8. Aerodynamische Optimierung mit Hilfe von XFLR5 . . . . . . . . . 45
2.4.9. Stabilitätsanalyse mit XFLR5 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 49
2.4.9.1. Einführende Überlegungen und Vorgehensweise . . . . . . . 49
2.4.9.2. Längsstabilität . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 50
2.4.9.3. Weiterführende Analyse mit XFLR5 . . . . . . . . . . . . . 51
2.4.10. Berechnung der Querruderwirksamkeit . . . . . . . . . . . . . . . . . 58
II. Auslegungsphase manntragendes Selbstbauflugzeug 64
3. Flugleistungen und -eigenschaften 65
3.1. Betrachtung der Flugleistung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 65
3.1.1. Startrollstrecke . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 67
2

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3.1.2. Horizontalfluggeschwindigkeit bei maximaler Dauerleistung . . . . . 68
3.1.3. Geschwindigkeit des besten Steigens und maximale Steiggeschwindigkeit
. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 68
3.1.4. Geschwindigkeit des steilsten Steigens . . . . . . . . . . . . . . . . . 69
3.1.5. Range und Endurance . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 69
3.2. Stabilitätsanalyse . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 70
3.3. V-n-Diagramm für Manöver und Böen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 70
4. Bau- und Konstruktionskonzept 72
4.1. Baukonzept . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 72
4.2. Haupt-Struktur-Elemente . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 73
4.2.1. Flügel und Canard . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 73
4.2.2. Seitenleitwerk . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 74
4.2.3. Rumpf . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 74
4.2.4. Motorsektion mit Propeller . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 74
4.3. Propellerwahl . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 75
4.4. Motoreinbau . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 75
4.5. Cockpitgestaltung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 77
4.6. Übersicht über die Steuerung des Flugzeuges . . . . . . . . . . . . . . . . . 78
4.6.1. Konventionelle Ansteuerung der Ruder über Steuergestänge und -
seilzüge . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 78
4.6.2. Ansteuerung der Ruder über ein steer-by-wire System . . . . . . . . 78
4.7. Flugzeugsysteme . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 81
4.7.1. Kraftstoffsystem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 81
4.7.2. Übersicht über das Schmiersystem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 82
4.7.3. Übersicht über das Kühlsystem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 83
4.7.4. Übersicht über das elektrische System . . . . . . . . . . . . . . . . . 84
4.7.4.1. Schaltplan . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 85
4.7.4.2. Batterie . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 87
4.7.4.3. Weitere elektronische Komponenten . . . . . . . . . . . . . 87
5. Massenbetrachtung 88
5.1. Massen-Schwerpunkts-Diagramm . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 88
5.2. Abschätzung der Leermasse und des Leermassen-Schwerpunktes . . . . . . . 88
6. Marketingkonzept 90
6.1. Gesamtkostenabschätzung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 90
6.2. Finale Auslegung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 90
6.2.1. Mitglieder der OUV . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 92
6.2.2. Studienarbeiten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 92
6.2.3. Bezahlte Ingenieure . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 92
6.3. Finanzierungsmöglichkeiten des Prototyps . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 92
6.3.1. Werbemöglichkeit der Zulieferer . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93
6.3.2. Spenden . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93
6.3.3. Forschungsmittel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93
6.3.4. Verein Gründen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93
6.3.5. Privatpersonen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94
3

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6.4. Bauoptionen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94
6.4.1. Mitglieder der OUV . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94
6.4.2. Vergabe von Bachelorarbeiten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94
6.4.3. Serienfertigung des Drake . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94
6.5. Fazit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 95
7. Datenblatt und Dreiseitenansicht 96
III. Entwicklungsphase Modellflugzeug 98
8. Anforderungen an das Modell 100
9. Modell-Geometrie 102
9.1. Massenabschätzung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 102
9.2. Bestimmung der Referenzfläche . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 102
9.3. Aerodynamische Betrachtung des Modells . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 103
9.3.1. Neutral- und Schwerpunktsberechnung . . . . . . . . . . . . . . . . . 103
9.3.2. Einstellwinkelberechnung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104
9.3.3. Aerodynamische Optimierung mit XFLR5 . . . . . . . . . . . . . . . 105
9.4. Festigkeitsnachweis Holm . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109
9.5. Materialwahl . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 112
9.6. Detailkonstruktion . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 116
9.6.1. Konstruktion des Rumpfes . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 117
9.6.2. Positionierung des Hauptfahrwerks . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 117
9.6.3. Verbindung von Flügeln und Rumpf . . . . . . . . . . . . . . . . . . 119
9.6.4. Befestigung der Seitenleitwerke . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 120
9.6.5. Ansteuerung der Canardruderfläche . . . . . . . . . . . . . . . . . . 120
9.6.6. Ansteuerung der Quer- und Seitenruder . . . . . . . . . . . . . . . . 120
9.6.7. Elektrische Systeme . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 121
9.6.8. Weiterführende Überlegungen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 122
9.7. Präzise Massenabschätzung für das Modell . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 122
9.8. Datenblatt des Modells . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 124
10.Ausblick 126
4

SIMCON Drake Inhaltsverzeichnis
Abkürzungsverzeichnis
OUV Oskar-Ursinus-Vereinigung - Deutsche Gesellschaft zur Förderung des Selbstbaus
von Luftfahrtgerät e.V.
FLUB Abkürzung für das Modul Flugzeugbau an der Hochschule Bremen
ISA International Standard Atmosphere - Standardatmosphäre nach ICAO
LuftVO Luftverkehrs-Ordnung
MCP Maximum Continous Power - maximale Dauerleistung
MSL Mean Sea Level, Normal Null
NACA National Advisory Committee for Aeronautics
TBO time between overhaul
5

SIMCON Drake Inhaltsverzeichnis
Einleitung
Bei dem vorliegenden Schriftstück handelt es sich um die Dokumentation des Projekts
SIMCON, das im Rahmen des Moduls Flugzeugbau bei Herrn Prof. Dr.-Ing. Olaf Frommann
an der Hochschule Bremen im Wintersemester 2011/2012 durchgeführt wird. Ziel
des Projektes ist die Teilnahme an dem Flugzeug-Design-Wettbewerb der Oskar-Ursinus-
Vereinigung (im Folgenden OUV genannt), die den Eigenbau von Luftfahrtgeräten in
Deutschland fördert.
Es soll ein manntragendes, ein- oder zweisitziges Flugzeug für private Erbauer entworfen
werden. Besonderes Augenmerk wird hierbei auf die Einfachheit der Konstruktion
gelegt. 1 Um diesem Oberziel Nachdruck zu verleihen, wurde der Projektname SIMCON
als Akronym für simple construction gewählt. 2 Es wird darüber hinaus ein Modell des
manntragenden Flugzeugs berechnet und gebaut.
Diese Dokumentation ist analog zum tatsächlichen Ablauf des Projektes in drei Phasen
unterteilt:
1. In der Konzeptionsphase wird die Geometrie des manntragenden Flugzeugs ermittelt,
die die Anforderungen an selbiges bestmöglich erfüllt.
2. In der Auslegungsphase wird diese Geometrie mit Blick auf die von der OUV
geforderten Unterlagen untersucht und das Flugzeug ausgelegt.
3. In der Entwicklungsphase wird selbige schließlich auf die Größe eines Modellflugzeugs
’runterskaliert’. Im Detaildesign werden sämtliche Einzelteile und Flugzeugsysteme
des Modellflugzeugs konstruiert.
Abbildung 0.1.: Aufbau der Dokumentation
1 vgl. Quelle [OUV11]: Flugzeug-Design-Wettbewerb der OUV
2 Das Flugzeug haben wir auf den Namen Drake getauft. Für eine weitere Erklärung sei auf Abschnitt
2.3.1 verwiesen.
6

SIMCON Drake Inhaltsverzeichnis
Übersicht über die geforderten Unterlagen der OUV
Dieser Bericht dokumentiert das Projekt SIMCON in Gänze. Hierbei wird in Teil I der
Prozess vom Definieren der Anforderungen bis zur Gestaltung des manntragenden Flugzeuges
beschrieben. Der Bau eines Modellflugzeuges ist Teil des Selbstbaukonzeptes und
dient den Erbauern dazu, Erfahrungen im Umgang mit den Werkstoffen und der Bauweise
zu erhalten - wie Abschnitt 4.1 erläutert. Weiterhin ist der Bau für das Modul Flugzeugbau,
in dessen Rahmen das Projekt durchgeführt wird, notwendig. Teil III erläutert deshalb die
Detailentwicklung des Modellflugzeuges.
Die im Rahmen des Design-Wettbewerbs von der OUV geforderten Unterlagen sind
in Teil II in die vorliegende Dokumentation eingearbeitet. Tabelle 0.1 gibt eine Übersicht
über die entsprechenden Kapitel.
Unterlage Kapitel /
Abschnitt
Abschätzung der Leermasse und des
Leermassen-Schwerpunktes
Kapitel 5
Abschätzung der zu erwartenden Steigrate, der
Geschwindigkeit des besten Steigens und der
Horizontalfluggeschwindigkeit bei maximaler Dauerleistung
Kapitel 3
Abschätzung des Neutralpunktes bei festgehaltenem und
losgelassenem Höhenruder
Abschnitt 3.2
Beschreibung eines Fertigungskonzeptes Abschnitt 4.1
Beschreibung eines Geschäfts-Modells Kapitel 6
Massen-Schwerpunkts-Diagramm Abschnitt 5.1
Maßstäbliche Drei-Seiten-Ansicht und Datenblatt Kapitel 7
System-Schemata Abschnitt 4.7
Übersicht über den Cockpit-Bereich mit Sitzposition Abschnitt 4.5
Übersicht über die Haupt-Struktur-Elemente Abschnitt 4.2
Übersicht über die Steuerung Abschnitt 4.6
V-n-Diagramm für Manöver und Böen Abschnitt 3.3
Vorschlag für einen geeigneten Antrieb und Übersicht des
Triebwerks-Einbaues
Abschnitt 4.4
Tabelle 0.1.: Übersicht über einzureichende Unterlagen für den Design-Wettbewerb
7

SIMCON Drake Inhaltsverzeichnis
Abbildung 0.2.: SIMCON Drake
8

Teil I.
Konzeptionsphase
manntragendes Selbstbauflugzeug
9

SIMCON Drake Inhaltsverzeichnis
Der erste Teil dieser Dokumentation beschreibt die Konzeptionsphase, in der die Geometrie
des manntragenden Flugzeugs ermittelt und aerodynamisch optimiert wird. Zunächst
werden die Anforderungen an das Flugzeug bestimmt. Mit Hilfe der Daten von
Vergleichsflugzeugen und eigenen Forderungen können Masse, Referenzfläche und Motorisierung
überschlagsweise berechnet werden. Hiermit lässt sich eine erste Geometrie festlegen.
Im Zuge der aerodynamischen Untersuchung erhalten wir genauere Daten, die die
berechnete Masse und Referenzfläche präzisieren. Es ergibt sich ein iterativer Prozess, der
schlussendlich zu einer Flugzeuggeometrie führt, die die ermittelten Anforderungen bestmöglich
erfüllt. Mit diesen Informationen können Festlegungen zum Antrieb und zu den
wichtigsten Flugzeugsystemen (beispielsweise das Elektronik- oder das Kraftstoffsystem)
erstellt werden.
Abbildung 0.3.: Ablaufschema der Konzeptionsphase
10

SIMCON Drake KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN
1. Anforderungen
Zu Beginn des Entwicklungsprozesses muss zunächst einmal festgelegt werden, was das
Ergebnis desselben sein soll. Der erste Schritt ist also eine Situationsanalyse, die die Anforderungen
an das manntragende Flugzeug ermittelt.
In diesem Kapitel werden deshalb kurz die Anforderungen des Design-Wettbewerbs und der
Zulassungsrichtlinien zusammen gefasst. Weiterhin werden die Ergebnisse unsere Marktanalyse
vorgestellt, mit der wir die Wünsche und den Bedarf möglicher Kunden erfasst
haben. Ferner legen wir ein Einsatzprofil für das Flugzeug fest.
Die zusammengestellten Anforderungen ergeben das Pflichtenheft. Im Verlauf des Entwicklungsprozesses
müssen diese Pflichten immer wieder beachtet werden, damit das entwickelte
Flugzeug all diese Anforderungen erfüllt. Es bildet also die Grundlage für alle
folgenden Schritte (vgl. Abbildung 0.3).
1.1. Anforderungen des Design-Wettbewerbs der
Oskar-Ursinus-Vereinigung
Im Folgenden werden die Anforderungen an das zu entwerfende Flugzeug und die Rahmenbedingungen
des Projekts zusammengefasst, die sich aus der Ausschreibung des Flugzeug-
Design-Wettbewerbs 1 der OUV ergeben.
Der Wettbewerb hat die Förderung von Innovationen im Bereich des Flugzeugselbstbaus
zum Ziel. Es soll ein manntragendes, ein- oder zweisitziges Flugzeug für private Erbauer
entworfen werden. Da möglichst vielen Menschen mit durchschnittlichem handwerklichen
Geschick der Zugang zum Flugzeugselbstbau ermöglicht werden soll, steht das Konzept
eines möglichst einfach zu bauenden und kostengünstig zu fertigenden Flugzeuges stets
im Fokus. Hierbei können Kunden mit einer gut ausgestatteten Werkstatt angenommen
werden.
Das Flugzeug soll gutmütig zu fliegen sein und die Flugleistungen diesem Ziel im Zweifelsfall
untergeordnet werden. Darüber hinaus sollen für den Bau des Flugzeuges nur möglichst
wenige unterschiedliche Teile verwendet werden müssen. Der Entwurf soll die wichtigsten
Forderungen der Zertifizierungsklassen CS-/JAR-VLA, CS-LSA oder CS-/JAR-23 bzw.
LTF-UL erfüllen. Eine genaue Erläuterung hierzu erfolgt in Abschnitt 1.4.
Weiterhin soll im Rahmen des Design Wettbewerbs ein Marketing-Konzept erstellt werden,
mit dessen Hilfe das entworfene Flugzeug vollständig entwickelt, als Prototyp gebaut und
getestet werden kann. Das Konzept soll auch die Erstellung der Bauunterlagen für den
späteren Nachbau des Flugzeuges mit berücksichtigen. 2
1 Quelle [OUV11]: Flugzeug-Design-Wettbewerb der OUV
2 Das Marketingkonzept ist in Kapitel 6 beschrieben.
11

SIMCON Drake KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN
Bewertet wird die Eignung der Entwurfes für den Selbstbau und als Mittel der Förderung
desselben, die Qualität der technischen Unterlagen, das Fertigungskonzept sowie das
Geschäftsmodell.
1.2. Marktanalyse
Um einen Überblick über den Markt, den Bedarf und die Anforderungen an ein Selbstbauflugzeug
seitens der potentiellen Käufern zu bekommen, erstellten wir im Rahmen der
Konzeptionsphase eine Umfrage für Selbstbauer, Luftsportler und Privatpiloten.
Vor dem Hintergrund der zahlreich erhältlichen amerikanischen Selbstbausätze haben wir
es uns zum Ziel gesetzt, ein Selbstbauflugzeug für den Bedarf und die Wünsche des deutschen
Marktes zu entwickeln, das auch die hiesigen Zulassungskriterien von vorn herein
erfüllt.
Mit etwa 200 Teilnehmern lieferte die Umfrage ein repräsentatives Bild des Marktes, sodass
sie uns eine richtungsweisende Grundlage für die weitere Konzeptionierung und Entwicklung
des manntragenden Selbstbauflugzeugs sein konnte. 3 Die Umfrage besteht aus acht
Fragen und war zwischen dem 12.10.2011 und dem 19.11.2011 freigeschaltet. Die ersten
Fragen wurden von 201, die letzte Frage von 193 Teilnehmern beantwortet. 4 Hierbei konnte
jede IP-Adresse nur einmal teilnehmen, um eine Verfälschung der Ergebnisse zu vermeiden.
Insgesamt sind wir mit der Resonanz und der Qualität der Antworten sehr zufrieden. Die
Expertise der Teilnehmer hat sich auch in den hilfreichen Anmerkungen widergespiegelt,
die nach jeder Frage optional hinzugefügt werden konnten.
Folgende, ausgewählte Teilnehmergruppen wurden eingeladen an der Umfrage teilzunehmen:
� Deutscher Aero Club (DAEC); Deutscher Ultraleichtverband (DULV); Bundesverband
der Betriebe der allgemeinen Luftfahrt (BBAL);
� Luftsport Verbände der Länder: Bayern, Baden-Württemberg, Rheinland-Pfalz, Sachsen,
Niedersachsen, Bremen, Hamburg, Schleswig-Holstein;
� Fliegerschule Wasserkuppe; Flugschule Senne; Fränkische Fliegerschule Feuerstein;
� Alpenflugzentrum Unterwössen; Hanseatische Fliegerclubs Hamburg, Bremen, Frankfurt,
München, Düsseldorf, Berlin
3 Diese Aussage wird auch durch die Tatsache gestützt, dass sich die qualitativen Ergebnisse der Marktanalyse
in allen Fragen nach der Bearbeitung von 50 Teilnehmern nur unwesentlich von denen nach 200
Teilnehmern unterschieden hat.
4 Vier Prozent der Teilnehmer haben die Umfrage also vorzeitig beendet oder ihre Daten konnten auf
Grund von Verbindungsschwierigkeiten nicht korrekt übermittelt werden.
12

SIMCON Drake KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN
Auswertung der Umfrage:
1. Welche Flugzeuggeometrie würden Sie bevorzugen?
Abbildung 1.1.: Marktanalyse: Flugzeuggeometrie (201 Teilnehmer)
Diese Frage haben wir gestellt, um Aussagen über die gewünschte Flügelposition zu erhalten,
die auch Aussagekraft bezüglich des gewünschten Einsatzzweckes des Flugzeugs hat.
So ist die Bodensicht bei einem Hochdecker für Pilot und Insassen optimal, ein Tiefdecker
wird jedoch häufig als sportlicher empfunden.
Die meisten Teilnehmer bevorzugen einen Tiefdecker, der Hochdecker erhielt die wenigsten
Stimmen. Insgesamt ist die Verteilung der Stimmen jedoch recht ausgeglichen - keine
Auswahlmöglichkeit erzielte eine absolute Mehrheit. Eine klare Tendenz des Marktes ist
hier folglich nicht zu erkennen.
2. Wären Sie auch bereit, eine Canard-Konfiguration zu bauen und zu fliegen?
Abbildung 1.2.: Marktanalyse: Akzeptanz der Canard-Konfiguration (201 Teilnehmer)
13

SIMCON Drake KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN
Um darüber hinaus die Flugzeugkonfiguration näher zu untersuchen, haben wir nach der
Akzeptanz der Canard-Konfiguration gefragt. Bereits zu Beginn des Projektes gab es die
Überlegung, dass eine Canard-Konfiguration kompakter zu bauen sein kann, als eine herkömmliche.
Ein Umfrageteilnehmer hat in den Anmerkungen zu Frage 1 und 2 treffend zusammengefasst,
dass jede Konfiguration Nachteile hat: “Ein Hochdecker ist für die Navigation
(Bodenbeobachtung) sowie für Start und Landung geeigneter als ein Tief- oder Mitteldecker,
hat aber den Nachteil, dass bei Kurvenflügen die Luftraumbeobachtung behindert und
damit die Sicherheit stark eingeschränkt ist. Ein Canard hat die besseren Leistungen, ein
sehr gutes Flugverhalten und ist schnell, doch hat der Canard einen großen Nachteil bei
Start und Landungen, weil der Anstellwinkel im Langsamflug sehr groß ist und damit die
Sicht nach vorn in einer kritischen Phase des Fluges sehr stark eingeschränkt ist.” 5
Da knapp zwei Drittel der Teilnehmer bereit wären, eine Canard-Konfiguration selber zu
bauen und auch keine Vorbehalte gegenüber dem Fliegen derselben haben, verfolgten wir
diese Idee weiter.
3. Welches Material würden Sie bevorzugen?
Abbildung 1.3.: Marktanalyse: Material (198 Teilnehmer)
Von elementarer Bedeutung für die Entwicklung eines Selbstbauflugzeuges war für uns
die Frage, mit welchem Material Selbstbauer bevorzugt arbeiten würden. Sie bestimmte
die Art der Konstruktion, die wir vorsehen konnten. Interessant war hierbei besonders
die Einstellung zu glasfaserverstärktem Kunststoff (GFK), der komplexe Formen erlaubt,
eine aerodynamisch gute Oberfläche bietet und besonders ansprechend aussieht, dessen
Verarbeitung jedoch auch gewisse Anforderungen an den Erbauer stellt.
5 Unserer Meinung nach kann man nicht verallgemeinern, dass ein Flugzeug in Canardkonfiguration generell
höhere Anstellwinkel bei der Landung aufweist, als ein Flugzeug in konventioneller Konfiguration.
Je nach Bauart kann allerdings die Canard-Fläche im Sichtfeld des Piloten liegen. Die Sicht zur Seite
ist dafür im allgemeinen besser.
14

SIMCON Drake KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN
Insgesamt drei Viertel der Teilnehmer wünschen sich GFK als Material ihres Flugzeuges,
davon würden 80% dieses bevorzugt mit fertigen Schalen im Baukastenprinzip verbauen,
anstatt selber Teile zu laminieren. Dies trauen sich immerhin 15% der Umfrageteilnehmer
bereits jetzt zu.
Die anderen Baumaterialien haben wir auf Grund der Umfrageergebnisse bereits an dieser
Stelle verworfen. Ein Flugzeug aus einer bespannten Aluminiumkonstruktion wurde
von nur vier Prozent aller Teilnehmer präferiert. Die Aluminium-Komplettbauweise haben
wir darüber hinaus verworfen, da das präzise Biegen der Bleche und Stahlrohre aufwändig
ist und seitens der Erbauer hohes Geschick erfordert (um Knick- und Rissbildung
zu verhindern) und damit einem möglichst einfachen Selbstbaukonzept widerspricht. Die
Holzbauweise wäre in dieser Hinsicht zwar am geeignetsten, findet jedoch am Markt keine
Akzeptanz und ist auch aus unserer Sicht nicht mehr zeitgemäß.
Auch bei den Anmerkungen wurde die Präferenz für GFK als Werkstoff deutlich. Ein
Umfrageteilnehmer schrieb: “GFK ist ein moderner Baustoff, der besser zu handhaben ist
als Holz. Mit fertigen Schalen ist der Bau einfacher zu bewältigen.”. Ein anderer kann
sich sogar kohlenstofffaserverstärkte Kunststoffe als Baumaterial vorstellen: “Mit Hilfe
der fertigen Flügelschalen, die sogar partiell aus CFK wegen der Gewichtsminderung sein
könnten, ist zumindest das Flügelprofil und damit die Aerodynamik garantiert. Der Rumpf
sollte als GFK-Schale ebenfalls fertig bereitgestellt werden. Für den Zusammenbau sollten
gute Kenntnisse in der Verwendung von Harz und GFK/CFK-Materialien vorhanden sein.
Ein komplettes Alu-Flugzeug lässt sich leichter in Baugruppen unterteilen und kann in jeder
Garage zusammengebaut werden. Die Alu-Bauweise stellt nicht sehr große Anforderungen
an den Kit-Bauer, ist aber auch zeitraubend.”
4. Welche Flugzeugart würden Sie bevorzugen?
Abbildung 1.4.: Marktanalyse: Flugzeugart (196 Teilnehmer)
Bei dieser Frage haben wir versucht, den in der UL- oder E-Klasse oft vorherrschenden
Konflikt zwischen hoher Zuladung und guter Flugleistung abzubilden und auf die Passagierzahl
zu beziehen. Die Fragestellung erfolgte hierbei in dieser Form, um zu vermeiden,
dass sich der Beantwortende für die reizvolle Möglichkeit mit Fluglehrer, Partner oder
Freunden unterwegs zu sein entscheidet, ohne sich dieses möglichen Widerspruchs bewusst
15

SIMCON Drake KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN
zu sein. Über 60% der Umfrageteilnehmer möchten die Möglichkeit haben, zu zweit zu
fliegen.
5. Welche Zulassungsart würden Sie präferieren?
Abbildung 1.5.: Marktanalyse: Zulassungsart (195 Teilnehmer)
In der Frage nach der Zulassungsklasse wurde eine bewusste Abwägung der Teilnehmer
zwischen zwei Vorteilen herbeigeführt. So bietet ein E-Klasse-Flugzeug in der Regel eine
ausreichende Zuladung, ist aber gegenüber einem UL teurer in der Anschaffung. Auch der
Zulassungsprozess ist hier aufwändiger.
Diese Frage setzt der Konstruktion durch die mit den Zulassungskriterien verbundenen
Anforderungen starre Grenzen und war somit für den weiteren Prozess von entscheidender
Bedeutung. Eine genauere Beschreibung dieser Anforderungen liefert der Abschnitt 1.4.
Hierzu wählten wir das Instrument der Polaritätenfrage. Die Teilnehmer konnten eines
von fünf Feldern zwischen den beiden Polen UL- und E-Klasse anwählen und mit der
Nähe zum jeweiligen Pol die Stärke ihrer Präferenz ausdrücken. Feld 3 steht hierbei für
Gleichgültigkeit oder Unentschlossenheit. Abbildung 1.5 zeigt die absolute Anzahl jeder
Auswahl sowie den Mittelwert von 2,88. Es ergibt sich eine leichte Tendenz zur UL-Klasse,
insgesamt ist das Ergebnis jedoch ausgeglichen und es kann keine eindeutige Präferenz
abgeleitet werden.
16

SIMCON Drake KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN
6. Wie viel wären Sie bereit für einen Baukasten (Selbstbau mit Motor &
Instrumenten) zu bezahlen?
Abbildung 1.6.: Marktanalyse: Preisrahmen (195 Teilnehmer)
Die Auswertung dessen, was potentielle Käufer bereit sind für den Bausatz zu zahlen,
setzte wichtige Eckdaten in der Kostenstruktur des Projektes. Die Anzahl der auf eine
Preisspanne entfallenen Stimmen nimmt mit Zunahme des Preises ab. Die meisten Stimmen
entfielen auf einen Preis unter 45.000�, knapp ein Drittel der Teilnehmer wäre jedoch
auch bereit, 45.000�-55.000� zu bezahlen.
7. Welche Eigenschaft wäre Ihnen wichtiger?
Abbildung 1.7.: Marktanalyse: Flugeigenschaften (194 Teilnehmer)
Aus den Anforderungen des OUV-Flugzeugdesignwettbewerbs geht klar hervor, dass gute
Flugeigenschaften im Fokus des Konzeptes stehen sollen, wohingegen gute Flugleistungen
als Bonus betrachtet werden. Die Umfrage lieferte uns Aufschluss darüber, wie wichtig
dieser Bonus den potentiellen Käufern ist und war deshalb für uns ein Anhaltspunkt,
welchen Stellenwert die Flugleistungen in der Konzeptionierung haben sollten.
Der Aufbau der Polaritätenfrage gleicht dem der Frage 5, mit dem Unterschied, dass es
sechs Felder als Maß für die Präferenz gibt. Hier sollte es nicht die Möglichkeit geben,
einen neutralen Mittelwert anzuwählen, da wir für ein aussagekräftiges Ergebnis bewusst
von jedem Teilnehmer eine Abwägung zwischen den beiden Polen erhalten wollten. Nach
Auswertung aller Teilnehmer ergab sich jedoch ein Mittelwert von 3,28. Dieser liegt etwas
unter dem Mittelwert zwischen den beiden Polen (3,5) und zeigt damit eine minimale
Präferenz zu Gunsten der Flugleistungen an.
17

SIMCON Drake KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN
8. Welche der folgenden Eigenschaften ist Ihnen am wichtigsten?
Abbildung 1.8.: Marktanalyse: Weitere Flugzeugeigenschaften (193 Teilnehmer)
Um die präferierten Flugzeugeigenschaften genauer abzugrenzen, sollte noch die wichtigste
Eigenschaft aus Reichweite, Flugdauer (Endurance), Reisegeschwindigkeit und Betriebskosten
(Direct Operating Costs) von den Teilnehmern bestimmt werden. Mit deutlichen
60% waren die Betriebskosten für die Mehrzahl der Umfrageteilnehmer der wichtigste
Faktor. Während es bei dem Anschaffungspreis eines Selbstbauflugzeuges noch eine weitgehend
ausgeglichene Verteilung gab, wird hier deutlich, dass die laufenden Kosten beim
Betrieb des Flugzeugs der vorherrschenden Meinung nach so gering wie möglich gehalten
werden sollen. Hierzu zählen für uns neben den Treibstoffkosten und Gebühren auch die
Kosten für Wartung und Reparatur von Verschleißteilen.
Interessant ist ferner, dass die Reichweite des Flugzeuges der Reisegeschwindigkeit untergeordnet
sein sollte. Hieraus kann man ableiten, dass das Flugzeug nicht als Transportmittel,
sondern eher für das Fliegen als Selbstzweck oder für kleinere Ausflüge genutzt werden
soll. Betrachtet man dies zusammen mit der leichten Präferenz für die Flugleistungen
gegenüber der Gutmütigkeit des Flugzeuges 6 , so wird darüber hinaus deutlich, dass die
potentiellen Kunden Spaß am Fliegen auch bei einem Selbstbauflugzeug mit ansprechender
Leistung und Fluggeschwindigkeit verbinden. Unterstrichen wird diese Aussage durch
die Tatsache, dass die reine Flugdauer, also die Zeit des sich in der Luft Befindens, absolut
die wenigsten Stimmen erhielt und somit für die Kunden kein ausreichendes Kriterium für
die Anschaffung eines Flugzeuges ist.
1.3. Einsatzprofile
Mit Hilfe der Marktanalyse und allgemeiner Kenntnisse zur Sportfliegerei lässt sich nun ein
Einsatzprofil für das Flugzeugkonzept entwerfen. Bei der Zielgruppe für unser Flugzeug
handelt es sich um einen technisch interessierten Sportpiloten, der sein eigenes Sportflugzeug
möglichst einfach selbst bauen und natürlich auch fliegen möchte. Wie aus der
6 vgl. Frage 7
18

SIMCON Drake KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN
Umfrage hervorgeht, präferieren hier Freizeitpiloten deutlich die niedrigen Betriebskosten
und damit einen geringen Spritverbrauch. Eine hoher Geschwindigkeitsbereich und
eine hohe Reichweite ist daher eher von untergeordneter Bedeutung. Allgemein lässt sich
der Flug eines Sport- oder Hobbypiloten, wie Abbildung 1.9 zeigt, in folgende 4 Phasen
unterteilen:
1. Warm-Up mit Start
2. Steigflug
3. Ausdauerflug
4. Sinkflug mit Landung
Steigflug
Start
Ausdauerflug
Abbildung 1.9.: Einsatzprofil
Landung
Gestartet wird in der Regel auf kleineren Flugplätzen mit befestigter Piste oder Grasbahn
von durchschnittlich 800m Länge. Da davon ausgegangen werden muss, dass auch von
wesentlich kürzeren Pisten und vor allem auch von unbefestigten Graspisten mit erhöhtem
Rollwiderstand gestartet wird, rechnen wir mit einer erwünschten Startstrecke von
ca. 300m. Dabei nimmt der Start und das vorhergehende Warmlaufen des Motors etwa
zehn Minuten in Anspruch. Für den Steigflug nehmen wir mindestens eine Steigrate von
600 ft/min an 7 , damit ergibt sich bei einer Einsatzhöhe von 4500ft (etwa 1370m) eine durchschnittliche
Steigzeit von etwa siebeneinhalb Minuten. Der Steigflug geht dann in einen
Ausdauerflug über, da wie schon in 1.2 beschrieben, das Flugzeug nicht für große Reichweiten,
sondern nur für den Spaß am Fliegen ausgelegt werden soll. Für das Fliegen im
Flugplatzbereich oder über kurze Entfernungen ist also eher die zeitliche Ausdauer (Endurance)
von entscheidender Bedeutung. 8 Deshalb sprechen wir hier von einem Ausdauerund
nicht von einem Reiseflug, was in der Massenabschätzung in 2.1 von Bedeutung ist.
Für den Ausdauerflug empfinden wir einen Wert von vier Stunden als angenehm. Für die
letzte Flugphase, den Sinkflug mit anschließender Landung, kann man von einer zeitlichen
Dauer von etwa zehn Minuten einschließlich Rollen ausgehen.
Zusammenfassend kann man sagen, dass dieses Einsatzprofil dem durchschnittlichen Flug
eines Freizeitpiloten entspricht.
1.4. Analyse der Zulassungskriterien
Im Rahmen der Grobauslegung unseres Flugzeuges stellte sich bereits die Frage, nach welchen
Kriterien unser Flugzeug später einmal zertifizierbar sein sollte. Zwei der wichtigsten
7
Diese bestätigt sich auch aus der in der VLA geforderten Steigrate von 2m/s, die wir um den Faktor 1,5
übertreffen möchten. (vgl. 1.4)
8
Zunächst scheint dies ein Widerspruch zu dem in der Umfrage noch vor der Endurance genannten Kriterium
Range. Allerdings beinhaltet eine bestimmte Endurance bei einer gewissen Reisefluggeschwindigkeit
auch eine ausreichende Reichweite.
19

SIMCON Drake KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN
Kenngrößen sind hierbei die maximale Abflugmasse, sowie die Überziehgeschwindigkeit
in Landekonfiguration vs0 . Für die weitere Auslegung des Konzepts war es wichtig, uns
für eine der möglichen Zertifizierungsspezifikationen zu entscheiden. Zur Auswahl wurden
hierbei von der OUV die JAR-/CS-23 [Age03a], JAR-/CS-VLA [Age03b] und die LTF-UL
[LBA03] vorgeschlagen.
An dieser Stelle sei angemerkt, dass in der Wettbewerbsausschreibung der OUV auch
die Möglichkeit erwähnt ist, das Flugzeug nach CS-LSA [Age11] zertifizieren zu lassen.
Da sich aber die Anforderungen der CS-LSA nur geringfügig von den Zulassungsanfoderungen
nach CS-VLA unterscheiden und zudem die CS-LSA-Richtlinien erst im Juni
2011 in Kraft getreten sind und daher bisher noch wenige Erfahrungswerte betreffend der
Zulassungskomplexitäten existieren - was unserer Prämisse, ein einfach zu bauendes und
zuzulassendes Flugzeug zu entwerfen, unter Umständen entgegengesetzt hätte sein können
- haben wir uns dafür entschieden, die CS-LSA in der Analyse nicht mit zu berücksichtigen.
1.4.1. Übersicht über die Zertifizierungsspezifikationen
Die einzelnen Spezifikationen sollen hier kurz vorgestellt werden: Die JAR-23, seit der
Auflösung der Joint Aviation Authorities (JAA) im Juni 2009 von der EASA als CS-23
herausgegeben, dient der Zertifizierung von und enthält Bau- und Zulassungsrichtlinien für
leichte Motorflugzeuge bis zu einem MTOW von 5970kg. Die CS-23 unterscheidet dabei
zwischen vier verschiedenen Kategorien: der Normal-, Utility-, Aerobatic- und Commuter-
Category. Für unsere Auslegung war dabei nur die Normal-Category von Interesse. Die
JAR-/CS-VLA dient der Zertifizierung von Leichtflugzeugen bis zu einem MTOW von
750kg. Die Lufttüchtigkeitsforderungen für aerodynamisch gesteuerte Ultraleichtflugzeuge
(LTF-UL) schließlich dienen der Zertifizierung von Ultraleichtfliegern bis zu einem MTOW
von 300kg (einsitzig) bzw. 450kg (zweisitzig), jeweils zuzüglich eines für diese Klasse verpflichtend
einzubauenden Gesamtrettungssystems für das Flugzeug. Im Folgenden haben
wir die aus unserer Sicht wichtigsten Kriterien der einzelnen Zertifizierungsspezifikationen
dargestellt. Dabei zeigen sich durchaus markante Unterschiede.
Anforderungskriterium JAR-/CS-23 JAR-/CS-VLA LTF-UL
vs0
, stallspeed in landing config. 113 km/h 83 km/h 65 km/h
MTOM 5670 kg 750 kg 450 kg (zweisitzig)*
in D: Echo bis 2 t 300 kg (einsitzig)*
Takeoff-Run (15m Hindernis) - 500 m 300 m
Crew mass Normal: 77 kg 83 kg 70kg ≦ Crew ≦ 100kg
Utility: 86 kg Crew gesamt: max. 170 kg
Climb speed 1, 2 · vS1 ** 1, 3 · vS1 ** -
max. Load factor −1, 52 ≦ n ≦ 3, 8 −1, 5 ≦ n ≦ 3, 8 −2 ≦ n ≦ 4
Prop ground clearance 0,18 m 0,18 m 0,17 m
Steiggeschwindigkeit 8,3% gradient 2 m
s
Balked Landing 3,3% gradient 3,3% gradient -
1, 5 m
s
Tabelle 1.1.: Übersicht über die Zertifizierungsspezifikationen
20

SIMCON Drake KAPITEL 1. ANFORDERUNGEN
* jeweils zuzüglich 22,5 kg für das Gesamtrettungssystem, welche allerdings nicht mit zur
MTOM zählen.
** vS,1 ist die Stallspeed in “clean configuration”, das bedeutet mit eingefahrenen Klappen
sowie mit eingefahrenem Fahrwerk
1.4.2. Fazit und Ausblick
Nach Abwägung der Anforderungen und Einschätzung der Leistungen und Spezifikationen,
welche wir von unserem Flugzeug erwarteten, schien die CS-VLA die richtige Wahl
zu sein. Dabei war das Gewicht das ausschlaggebende Kriterium. Um das Flugzeug unterhalb
der 300kg-Grenze (Einsitzer), bzw. 450kg (Zweisitzer) zu halten, hätten wir um jedes
Gramm feilschen müssen und dabei auch eventuelle Abstriche in den Flugleistungen, vor
allem aber höhere Kosten und höchstwahrscheinlich einen höheren Bauaufwand in Kauf
nehmen müssen. Die CS-VLA bietet diesbezüglich Luft nach oben. Zwischen CS-VLA
und CS-23 bestand dann der einzig gravierende Unterschied in der Stallspeed. Hierbei
über die Grenze von vS,0 = 83km/h zu gehen schien uns jedoch unverhältnismäßig im
Hinblick auf die geforderten gutmütigen Flugeigenschaften des Flugzeugs. Zudem ist eine
Zertifizierung nach CS-23 gleichzusetzen mit einem wesentlich höheren Kostenaufwand
und einem aufwändigeren Zulassungsverfahren. Wie sich in der Marktanalyse unter Frage
5 (vgl. 1.2: “Welche Zulassungsart würden Sie präferieren?”) herausstellte, gab es keine
eindeutige Tendenz hin zur UL- bzw. zur E-Klasse. Daher konnten wir unsere Entscheidung
für die CS-VLA auf Basis der oben genannten objektiven Argumente fällen. Für die
weitere Auslegung des Flugzeuges bedeutete dies, dass wir sämtliche Leistungsdaten auch
im Hinblick auf die in der CS-VLA geforderten Werte auslegten. Das Flugzeug würde also
in der E-Klasse zugelassen werden.
21

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
2. Flugzeuggeometrie
Ausgehend von den vorherigen Erkenntnissen können wir uns nun dem Entwurf der Flugzeuggeometrie
widmen. Mit Hilfe der Ergebnisse der Marktanalyse, des Einsatzprofils und
den Zulassungskriterien, wird unser Flugzeug im Folgenden immer mehr seine endgültige
Form annehmen.
Anhand der ermittelten Anforderungen und der Betrachtung von Vergleichsflugzeugen der
allgemeinen Luftfahrt entstanden folgende, erste Grobentwürfe von möglichen Geometrien.
Sie stehen für eine Kategorie von Luftfahrzeugen, mit denen die spezifischen Anforderungen
erfüllt werden können. Auch liefern Sie, mit Hilfe von ähnlichen Vergleichsflugzeugen,
bereits eine Grundlage für die Abschätzung erster Flugzeugparameter (beispielsweise eine
Eingrenzung der Streckung).
Abbildung 2.1.: Erste Skizzen möglicher Flugzeuggeometrien
Entgegen dem Ergebnis aus Frage 5 der Marktanalyse (s. 1.2) entschlossen wir uns dazu,
das Flugzeug als Einsitzer auszulegen. Das sich durch zwei Personen erhöhende Gewicht
würde zu einer größeren, benötigten Flügelfläche zum Erzeugen des benötigten Auftriebs
führen sowie eine leistungsfähigere Motorisierung als bei nur einer Person voraussetzen.
Auch ist die Konstruktion einfacher, da z.B. nicht eine zusätzliche Ruderansteuerung und
ein zusätzliches Instrumentenbrett eingebaut werden müssen. Dies spiegelt sich weiterhin
natürlich auch in deutlich geringeren Anschaffungskosten wider.
Zum Finden der Flugzeuggeometrie führen wir in einem ersten Schritt nun eine Massenabschätzung
durch, nach der wir einen mit Anforderungen belegten Massenpunkt erhalten.
Für diesen ist es dann möglich, eine Motorisierung abzuschätzen. Im Anschluss bestim-
22

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
men wir für unseren Massenpunkt eine Referenzfläche, die erforderlich ist, um das Flugzeug
durch alle Flugphasen zu tragen. Nachdem diese ermittelt wurde, untersuchen wir
die Vor- und Nachteile der Canardkonfiguration, die schon in der Umfrage angesprochen
wurde, um uns auf eine Flugzeugkonfiguration festlegen zu können. Schließlich folgt die
aerodynamische Betrachtung des Flugzeuges, die uns in einem iterativen Prozess von der
ersten Grobkonstruktion bis hin zum fertigen Flugzeug führt. Für eine Bewertung der
Flugeigenschaften wird noch die Stabilität sowie, exemplarisch für die Steuerbarkeit, die
Rollrate des Flugzeugs analysiert. Zu guter Letzt werden Bauweise und Konstruktion des
Flugzeugs genauer beleuchtet.
2.1. Massenabschätzung
Von den Anforderungen zum Massenpunkt - die “weight fractions”- Methode
Eine erste Massenabschätzung nehmen wir mit Hilfe der “weight fractions”-Methode vor
([?] S.15-24). Bei dieser Berechnung, die wir mit Hilfe eines selbstgeschriebenen MATLAB
Algorithmus durchführen, handelt es sich um einen iterativen Prozess. Dabei werden bestimmte
gewünschte Parameter vorgegeben. Für unser Flugzeug wählen wir in Bezug auf
alle oben genannten Kriterien:
� Pilotenmasse (max. inklusive Fallschirm) : 110 kg
� Zuladung (Rucksack oder Ähnliches) : 10 kg
� Propellerspezifischer Treibstoffverbrauch bei höchster Dauerleistung (Rotax 912, [BP10a])
(berechnet mit fuelconsumption.m)
: 0.389 kg
kW h
� gewünschte Endurance (vgl. 1.3) : 4h
� geschätzte Gleitzahl : CL
CD
= 8
Die Abflugmasse W0, die Masse mit der das Flugzeug seinen Flug antritt (auch als Design
Weight bezeichnet), betrachtet man dabei als Summe der folgenden Teilmassen:
1. Crew
2. Zuladung bzw. Passagier
3. Treibstoff
4. Leergewicht
Zusammengefasst ergibt sich die Abflugmasse:
W0 = Wcrew + Wpayload + Wfuel + Wempty
(2.1)
Da Crew und Zuladung bekannt sind, müssen nun Leer- und Treibstoffmasse iterativ bestimmt
werden. Hierfür werden Leer- und Treibstoffmasse auf W0 bezogen und Gleichung
2.1 nach W0 aufgelöst.
W0 = Wcrew + Wpayload
1 − Wfuel
W0
− Wempty
W0
(2.2)
23

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
� Wempty
W0
� Wfuel
W0
: empty weight fraction
: fuel fraction
Die “empty weight fraction” lässt sich durch die Nutzung statistischer Daten abschätzen.
Wempty
W0
Nach ([?], Seite 18, Table 3.1) ergeben sich für uns:
� A = 1.15
� C = - 0.09
= A ∗ W C 0 ∗ Kcomposite (2.3)
� KComposite = 0.95 (Korrekturfaktor für die Verwendung moderner GFK-Bauweise)
Entsprechend unserem festgelegten Flight Mission Profile (vgl. Kapitel 1.3) legen wir das
Flugzeug auf eine gewünschte Endurance aus. Hierfür wird die Differentialgleichung 17.29
([?], Seite 538) integriert und nach der “mission segment weight fraction” Wi
Wi−1 aufgelöst:
Wi
Wi−1
= exp −tEnd ∗ Cfuel
CL
CD
� tEnd : gewünschte Ausdauerflugzeit (Endurance)
� Cfuel : propellerspezifischer Verbrauch
(2.4)
Außerdem ergeben sich die weiteren Massenverhältnisse aus dem Einsatzprofil und durch
folgende Überlegungen:
Die Masse des Flugzeugs ändert sich aufgrund des Treibstoffverbrauches während eines
jeden Flugsegmentes. Wir nehmen einen durchschnittlichen Treibstoffverbrauch in Abhängigkeit
der zum Segment passenden Motorleistung an. Für Warmlaufen und Start
nehmen wir dabei vereinfachend den selben Krafstoffverbrauch, wie für die Startleistung,
an (siehe[BP10a]). Für die Landephase (Platzrunde, etc.) legen wir sicherheitshalber einen
etwas zu hohen Verbrauch zu Grunde.
In der folgenden Tabelle sind die weiteren “mission segment weight fractions” angegeben
(Vgl. auch [?], Seite 22, Table 3.2), wobei eine Treibstoffdichte von ϱF = 0.72 kg
l und eine
erste Schätzung für die Abflugmasse W0 = 400kg angenommen werden.
mission segment Verbrauch
[ kg
h ]
Zeitdauer
[min,h]
Massenabnahme
[kg]
Wi
Wi−1
Warmlaufen und Start 17.28 10, 1
WStart 6 2.88 W0
=
Steigflugphase 16.27 7.5 2.03
0.9928
Landung 7.2 10,
WSteig =
WStart 0.9945
1
6 1.2 WLand =
WEnd Tabelle 2.1.: Weight fractions für die einzelnen Missionssegmente
0.998
24

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Formelzeichen Wert Quelle
W0 1000 lb geschätzt
Wpayload 22 lb gefordert
Wcrew 242 lb gefordert
A 1.15 Raymer
C -0.09 Raymer
WStart
W0
WSteig
WStart
WLand
WEnd
tEnd
0.9928
0.9945
0.998
4h
berechnet
berechnet
berechnet
gefordert
CL
CD
Cfuel
8
0.1908
geschätzt
berechnet
Tabelle 2.2.: eingesetzte Werte für die Abschätzung des Abfluggewichtes
Nun können wir die Restmasse nach einer beliebigen Anzahl an Flugmissionssegmenten
berechnen. Wir belassen es jedoch bei den zuvor festgelegten:
Wx
W0
= WStart
W0
∗ WSteig
∗
WStart
WEnd
∗
WSteig
WLand
WEnd
(2.5)
Damit erhalten wir schließlich auch die fuel fraction unter der Vorgabe, dass 6% Reserve
mitgenommen werden müssen:
Wfuel
W0
= (1 − Wx
) ∗ 1.06 (2.6)
W0
Tabelle 2.2 zeigt die endgültigen Ausgangsdaten für die Berechnung sowie die entsprechende
Quelle.
Zur Berechnung setzt man die Gleichungen 2.3 und 2.6 in 2.2 ein und nimmt eine Masse
für den Start der Iteration an (z.B. W0 = 1000lb ). Diese liefert schnell eine Angabe
des voraussichtlichen Leergewichtes und damit auch die Möglichkeit zur Berechnung des
notwendigen mitzunehmenden Treibstoffes. Es ergibt sich eine Abflugmasse von W0 =
915lb = 415, 4kg und eine mitzunehmende Treibstoffmenge von Vfuel = 70l.
2.1.1. Motorisierung aus Vergleichsflugzeugen
Für die Motorwahl haben wir zuerst bereits fliegende Flugzeuge der Allgemeinen Luftfahrt
ähnlichen Abfluggewichts betrachtet. Dadurch kristallisierte sich der bewährte ROTAX
912 4Takt-Motor (60kW), der mit guter Ökonomie und einer TBO 1 von 2000h überzeugt.
Im Folgenden rechnen wir mit diesem Motor weiter.
1 Time Between Overhaul
25

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
2.2. Bestimmung der Referenzfläche
Vom Massenpunkt zur Geometrie
Nun stellt sich die Frage, wie wir vom eben bestimmten Massenpunkt zu einem flugfähigen
Fluggerät kommen. Hierzu muss man sich klar machen, welche Faktoren diese “Flugfähigkeit”
bestimmen. Man erwartet vom Flugzeug immer eine bestimmte Flugleistung. Zum
Beispiel, dass der Start auf einer Startbahn bestimmter Länge möglich sein muss (Forderung
einer bestimmten Start und Landestrecke). Auch soll das Flugzeug erst bei einer
bestimmten Geschwindigkeit, seiner Stallspeed vs,0, einen Strömungsabriss an der Tragflä-
che aufweisen. Das führt uns zur Festlegung von verschiedenen Flächenbelastungen W
S für
unterschiedliche Flugphasen. Später können wir das Design Weight W0 durch die Flächenbelastung
teilen und erhalten die benötigte Referenzflügelfläche für unser Propellerflugzeug
(vgl. [Ray99, S. 87-111]).
Wir definieren:
1. Die Flächenbelastung für den Strömungsabriss
� �
W
=
S stall
�
2 ∗ v2 s,0 ∗ CL,max
2. Die Flächenbelastung für eine bestimmte Startstrecke
� �
W
= PT/O ∗ �� ∗ CL,T/O ∗
S T/O
T
W
3. Die Flächenbelastung für den Landeanflug
4. Die Flächenbelastung für den Reiseflug
� �
W
=
S land
Sl
∗ �� ∗ CL,max
(2.9)
80
� �
W
=
S cruise
�
2 ∗ v2 cruise ∗ � π ∗ AR ∗ e ∗ CD,0
5. Die Flächenbelastung für den Ausdauerflug
� �
W
=
S endurance
�
2 ∗ v2 cruise ∗ � 3 ∗ π ∗ AR ∗ e ∗ CD,0
(2.7)
(2.8)
(2.10)
(2.11)
26

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
6. Die Flächenbelastung für den Steigflug
� � �
T
W
W
=
S climb
− G� �
�
T ± W − G� 2 4∗CD,0
− π∗AR∗e
2
qclimb∗π∗AR∗e
� CL,max : für das Flugzeug maximal erreichbarer Auftriebsbeiwert
� P T/O : Take-off Parameter ([Ray99, S. 99, Fig. 5.4])
� σ : Dichteverhältnis: ρ
ρ0
� C L,T/O : bei 1.1 ∗ vs,0→C L,T/O = CL,max
1.1 2
� T
W
: Schub-Gewichtsverhältnis (hier für den Startfall)
� Sl : Landestrecke
� AR : Aspect Ratio, Streckung
� e : Oswaldfaktor
� CD,0 : Formwiderstandsbeiwert
� G : Steiggradient
(2.12)
� qclimb : Staudruck im Steigflug , bei Geschwindigkeit 1.3 ∗ vS,0 (vgl. 1.4), wegen
vS,0 = vS,1 da keine Landeklappen eingebaut sind und kein Einziehfahrwerk be-
trachtet werden soll
Tabelle 2.3 zeigt die endgültigen Ausgangsdaten für die Berechnung sowie die entsprechende
Quelle.
Wir wählen nach der Berechnung die kleinste benötigte Flächenbelastung, welche zur größten
benötigten Referenzflügelfläche führt. Diese soll zwischen den beiden, für den Steigflug
geforderten, Flächenbelastungen liegen. Wäre die Flächenbelastung höher als die maximale,
würde das eine höhere Masse des Flugzeugs und daher schlechtere Steigleistungen
bedeuten. Analog hierzu bedeutete eine niedrigere Flächenbelastung als die minimale eine
größere Tragflügelfläche (dadurch mehr Widerstand), was ebenfalls zu einer geringeren
Steigrate führen würde. Läge die gefundene minimale Flächenbelastung nicht zwischen diesen
beiden Grenzen, müssten andere Parameter für das Flugzeug gewählt und eine neue
Rechnung durchgeführt werden.
27

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Formelzeichen Wert Quelle
CL,max 1.3 XFLR5
vs,0 75.64 ft
s
175.52
gefordert
ft
gefordert, XFLR5
vcruise
Pto 100
s
[Ray99, S. 99, Fig. 5.4]
CD,0 0.0103 XFLR5 + Fahrwerk
T
W
Sl
0.47
1200 ft
berechnet (performance.m)
gefordert
AR 10 abgeschätzt aus Skizze (2.3)
e 0.35 XFLR5
G 0.101% gefordert von uns (vertical speed: 3m/s)
1.3 * vs,0 (CS-VLA)
vclimb
100 ft
s
Tabelle 2.3.: eingesetzte Werte für die Berechnung der Referenzflügelfläche
G
Gsoll
W/S climb,min
W/S climb,max
W/S
Abbildung 2.2.: Erreichbarer Steiggradient G in Abhängigkeit der Flächenbelastung W
S
Die sich ergebende Referenzfläche ist Sref = 103.39ft 2 = 9.61m 2 .
2.3. Untersuchung einer Canardkonfiguration
Bei der Auswahl der Geometrie bzw. der Konfiguration des Flugzeugs haben wir versucht,
die Zielsetzung - ein einfach zu bauendes, leicht zu fliegendes und kostengünstiges Luftfahrzeug
zu entwickeln - bestmöglich zu treffen. Zusätzlich zu der Frage, ob es sich um einen
Hoch- oder Tiefdecker handeln soll, haben wir die Akzeptanz gegenüber einer Canardkonfiguration
in unserer Umfrage ermittelt. Da die Akzeptanz durchaus festgestellt werden
konnte, haben wir dieses Konzept in unsere Überlegungen miteinbezogen und aufgrund
zahlreicher Vorteile letztendlich auch als geeignet befunden. In die elementare Entscheidung,
ob wir unser Flugzeug in einer Canard- oder einer konventionellen Konfiguration
28

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
bauen, haben wir uns bewusst viel Zeit genommen, um nicht von vorn herein mit einem
schlechten Konzept zu starten. An dieser Stelle möchten wir daher einen Einblick in unsere
Entscheidungskriterien geben.
1. Flugsicherheit: Dieser Punkt ist unserer Meinung nach einer der entscheidenden
Vorteile der Canardkonfiguration. Da ein solches Flugzeug so ausgelegt wird, dass
bei Verringerung der Fluggeschwindigkeit der Strömungsabriss zuerst am Canard,
also dem vorderen Flügel eintritt, ist ein Überziehen des Flugzeugs im Prinzip nicht
möglich. Da im gesamten Grenzbereich die Strömung an der Haupttragfläche noch
anliegt, gibt es keinen schlagartigen Auftriebsverlust oder gar ein Abkippen mit anschließendem
Trudeln. Wenn die Strömung am Canard abreißt, senkt das Flugzeug
die Nase und holt Fahrt auf, ohne dabei stark an Höhe zu verlieren. Diesem markanten
Vorteil stehen allerdings auch zwei, aus unserer Sicht jedoch weniger signifikante
Nachteile entgegen. Zum einen haben wir durch den vorderen Flügel gerade bei Start
und Landung ein etwas eingeschränktes Sichtfeld. Außerdem werden am Boden die
Seitenruder nicht durch den Luftstrahl des Propellers angeblasen, wodurch die Ruderwirkung
abgeschwächt ist.
2. Flugmechanische Abwägung: Bei allen Vorteilen der Canardkonfiguration gilt
es aus flugmechanischer Sicht, ein paar Probleme zu bewältigen. Bei der Auslegung
des Canards ist, wie es sich im Folgenden offenbaren wird, eines der Hauptprobleme,
dass der Hebelarm des Höhenruders (bedingt durch die bei Canardkonfigurationen
im Allgemeinen kurze Rumpflänge) sehr klein ist und dieses daher relativ groß gebaut
werden muss, um das durch die Tragflächen erzeugte abnickende Moment zu kompensieren.
Dieses Problem erschwert schon von vorneherein den Einsatz von Landeklappen
an der Haupttragfläche erheblich, da diese das Moment zusätzlich verstärken
würden. Aus diesem Grund bauen wir keine Landeklappen ein, was auch dem Ziel
einer einfachen Konstruktion gerecht wird. Dies bedeutet, dass unsere Flügelfläche
groß genug sein müsste, damit bei Start und vor allem bei der Landung entsprechend
unserer zu erreichenden Stallspeed eine kleine Fluggeschwindigkeit erreicht werden
kann. Ein weiterer Faktor, der die Landegeschwindigkeit jedoch erhöht, ist, dass die
empfohlene Landegeschwindigkeit der um einen gewissen Sicherheitsfaktor erhöhten
Stallgeschwindigkeit entspricht. Das bedeutet, dass man bei einem konventionellen
Flugzeug, wo die Strömung zunächst an der Haupttragfläche abreißt, die Auftriebseigenschaften
dieser Tragfläche gut ausnutzen kann, indem man nahe am maximalen
Auftriebsbeiwert fliegt. Bei einem Canardflugzeug muss jedoch eine Landegeschwindigkeit
gewählt werden, die der Stallgeschwindigkeit des Canard-Flügels zuzüglich
des Sicherheitsfaktors entspricht. Da der Canard-Flügel deutlich vor der Haupttragfläche
abreißen muss, hat diese bei der Landegeschwindigkeit einen deutlich geringeren
Auftriebsbeiwert als bei einem vergleichbaren konventionellen Flugzeug. Also
werden hier lediglich die Auftriebseigenschaften des Canard-Flügels gut ausgenutzt.
Daher braucht man bei einem Canardflugzeug eine größere Flügelfläche als bei einem
konventionellen Flugzeug, um eine bestimmte Landegeschwindigkeit zu erreichen.
3. Richtungs- und Querstabilität: Bedingt durch den bei Canardkonfigurationen
im Allgemeinen vergleichsweise kurzen Rumpf ist der Hebelarm der Seitenruder relativ
kurz. Daher müssen diese insgesamt größer gebaut werden, um die erforderliche
Richtungs- und Querstabilität zu erzeugen. Um die Seitenruder (am Trägflächenende)
weiter nach hinten zu versetzen, ist es nötig eine starke Flügelpfeilung einzuset-
29

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
zen. Diese wirkt sich außerdem positiv hinsichtlich der Richtungs- und Querstabilität
aus. Leider kostet diese Pfeilung aber auch Leistung und sie erhöht das Flugzeugleergewicht.
Die Tatsache, dass man die Seitenruder ans Trägflächenende setzten könnte,
wäre jedoch aus aerodynamischer Sicht ein Vorteil, da man diese somit gleichzeitig
als Winglets auslegen kann.
4. Flugleistung: Abgesehen von der erhöhten Landegeschwindigkeit erwarten wir hauptsächlich
Vorteile durch die Canardkonfiguration. Ein großer Faktor ist hierbei die
Tatsache, dass bei einem Canardflugzeug, anders als bei einem konventionellen Flugzeug,
Tragfläche und Höhenruder an der Auftriebserzeugung beteiligt sind. Bei einem
konventionellen Flugzeug erzeugt das Höhenruder Abtrieb, um das abnickende Moment
der Tragflächen zu kompensieren. Dem Abtrieb muss durch mehr Auftrieb an
den Tragflächen entgegengewirkt werden. Dieses ” Gegeneinanderarbeiten“ von Flügel
und Höhenruder erhöht den induzierten Luftwiderstand beträchtlich. Des Weiteren
kann man den Rumpf wesentlich kleiner bauen, da man kein langes Heck für Seitenund
Höhenruder mehr benötigt. Dies beherbergt zwei Vorteile. Erstens wird der
Rumpf dadurch leichter, zweitens weist der Rumpf weniger Oberfläche, also von der
Luft umspülte Fläche auf. Dies wirkt sich in einem geringeren Reibwiderstand aus.
5. Bau: Es gibt eine Reihe Problemstellungen, die es zu lösen gilt. Die gerade angesprochenen
Flügelpfeilung beispielsweise ist schwieriger zu bauen, da am Flächen-
Rumpfübergang nun nicht nur Biegekräfte übertragen werden müssen, sondern auch
vergleichsweise starke Torsionskräfte. Auch die Tragflächen im inneren Bereich müssen
starke Torsionskräfte aufnehmen. Die Position des Motors wirft ebenfalls Problemstellungen
auf. Für die Canardkonfiguration bietet sich ein Druckpropeller an.
Da der Motor nun auf der ” Ansaug-Seite“ des Propellers sitzt und ein Propeller ungerichtet
ansaugt, wird der Motor nun deutlich schwächer gekühlt. Besonders beim
Bodenbetrieb, wo kein Fahrtwind den Motor kühlen kann, stellt die Kühlung ein Problem
dar, dem man eventuell sogar mit einem zusätzlichen Gebläse für den Bodenbetrieb
entgegentreten muss. Bei der Auslegung des Fahrwerks muss darauf geachtet
werden, dass das landende Flugzeug nicht mit dem Propeller zuerst aufsetzt. Es muss
folglich möglich sein, mit einem Anstellwinkel größer als dem des Strömungsabrisses
aufzusetzen. Zu beachten ist auch, dass durch das Durchbiegen des Fahrwerks
aufgrund des Landestoßes zusätzlicher Freiraum für den Propeller benötigt wird.
6. Kosten: Hier erwarten wir durch die Canardkonfiguration ebenfalls Vorteile. Durch
den beschriebenen aerodynamischen Vorteil des Canards sowie durch den Gewichtsvorteil
glauben wir, dass die Betriebskosten geringer ausfallen. Der Spritverbrauch
dürfte bei gleicher Leistung merklich unter dem des konventionellen Flugzeugs liegen.
Bei den Baukosten erwarten wir, bedingt durch den kürzeren Rumpf, ebenfalls
geringfügig niedrigere Materialkosten.
Bezüglich der genauen Anordnung von Flügeln und Steuerflächen bei einem Canard entwickelten
wir drei mögliche Ausführungen, wie die nachfolgende Skizze zeigt.
30

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Abbildung 2.3.: Skizze unterschiedlicher Canardkonfigurationen
Das Design der obersten Skizze erschien uns am stimmigsten - unter anderem, da wir die
Seitenruder so auch als Winglet nutzen können - und wurde somit zur Grundlage unserer
Flugzeuggeometrie und der weiteren Auslegung.
2.3.1. Namensgebung und Flugzeuglogo
Mit fortschreitender Entwicklung des Flugzeuges und zunehmender Realisierung des Projektes
wollten wir uns einen Namen für das Flugzeug überlegen, der mehr als nur eine
Nummer (beispielsweise SIMCON 01) ist und sich gut in der Branche einprägt. Gleichzeitig
sollte er den Wiedererkennungswert steigern und die persönliche Identifikation des
Besitzers mit dem Flugzeug fördern. Außerdem sollte es der Name dem Projekt SIMCON
eröffnen, bei möglichen Nachfolgern eine Flugzeugmodellfamilie zu gründen, in der verschiedene
Modelle auf Namen mit Gemeinsamkeiten (z.B. englischer Vogelname) getauft
werden.
Canard kommt aus dem Französischen und bedeutet der Enterich, der Erpel. Im Deutschen
wird diese Konfiguration als Entenflugzeug bezeichnet. Auf Grund der gewählten
Konfiguration des Flugzeuges und des geschwungenen Designs entschieden wir uns konsequenterweise
für den Namen “Drake” - aus dem Englischen; zu Deutsch Erpel.
Zur Förderung des Charakters des Flugzeuges und für das Marketingkonzept haben wir
31

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Abbildung 2.4.: SIMCON Drake Logo
ferner ein Flugzeuglogo entworfen, welches den Namen aufgreift und den Wiedererkennungswert
unterstützt.
2.3.2. Abschätzung des Down- und Upwashes
Im Vorfeld der aerodynamischen Auslegung analysierten wir die Auswirkungen des Canards
auf den Hauptflügel - und umgekehrt die des Flügels auf den Canard. Dabei stellt sich der
Downwash, bzw. der Upwash hinter und vor dem Canard und dem Hauptflügel wie folgt
dar:
Abbildung 2.5.: Up- und Downwash an Canard und Hauptflügel
Gegenüber einem konventionellen Flugzeug ist bei einem Canard der Downwash - Effekt
wesentlich stärker - und der bei dem Flugzeug zu erwartende Downwash sogar noch etwas
stärker, da der Abstand zwischen Canard und Hauptflügel bedingt durch durch unsere
Anforderungen besonders gering ausfällt.
Anhaltspunkte für die Abschätzung waren für uns [Ray99] und [Ros03], sowie die Veröffentlichung
” Prediction of Average Downwash Gradient for Canard Configurations“ von
David W. Levy von der University of Michigan [Lev92]. Nach der ersten Abschätzung des
Downwashs ergaben sich dabei im Laufe der weiteren aerodynamischen Verfeinerung des
Flugzeuges immer wieder neue Werte, da der Downwash von einer ganzen Reihe aerodynamischer
und geometrischer Paramerer abhängt. Auch sei an dieser Stelle erwähnt, dass wir
die Downwash - Betrachtung für unser manntragendes Flugzeug und das Modell getrennt
voneinander durchführen mussten, da sich - wenn auch die Geometrie des Modells der
32

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Geometrie des Originals in kleinerem Maßstab (weitgehend) entspricht - die aerodynamischen
Randbedingungen grundlegend unterscheiden. Damit erweiterte sich die Auslegung
des Flugzeuges um einen weiteren iterativen Prozess, den es zu lösen galt.
Der Downwash, bzw. Upwash ist im wesentlich von folgenden Faktoren abhängig:
� Dem horizontalen Abstand von Canard zu Flügel x
� Dem vertikalen Abstand von Canard zu Flügel z
� Der Streckung des Flügels AR
� Der Zuspitzung des Flügels λ
� Der Pfeilung des Flügels ϕ
� Dem Verhältnis von Flügelspannweite zu Canardspannweite bw
bc
Downwash des Canards
Der Downwashwinkel ε gibt an, um welchen Winkel sich der effektive Anstellwinkel αeff.
am Flügel durch die nach unten abgelenkte Luftströmung hinter dem Canard verändert.
Diese Veränderung bedeutet dabei effektiv eine Verringerung des Anstellwinkels am Flügel,
da der hinter dem Canard nach unten abgelenkte Luftstrom zu einer Anströmung am
Flügel von “weiter oben” führt. Für die Bestimmung unseres Neutral - und Schwerpunktes,
sowie zur Bestimmung der Einbauwinkel (vgl. 2.4.5) von Hauptflügel und Canard benötigen
wir den Wert dεw
dα , welcher die Veränderung des Downwashes in Abhängigkeit des
Anstellwinkels angibt.
Den Tabellen aus der ” Prediction of Average Downwash Gradient for Canard Configurati-
ons“ [Lev92] kann man , wenn x, z, AR, λ und ϕ bekannt sind, einen Wert für dεw
dα entnehmen.
Ebenso kann man aus einer weiteren entsprechenden Tabelle einen Korrekturwert kb
entnehmen, welcher von dem Verhältnis der Flügelspannweite zur Canardspannweite bw
bc
abhängig ist. Mit diesem Wert ergibt sich dann: dεw
dα = kb · dεw
dα . Über diesen Weg erhalten
= 0.4.
wir für unser manntragendes Flugzeug dεw
dα
Upwash des Hauptflügels
= 0.48 und für unser Modell dεw
dα
Weil durch die Umströmung auf Ober- und Unterseite des Hauptflügels auch vor dem Flügel
selbst eine Veränderung der Strömungsverhältnisse bewirkt wird, muss zusätzlich zu
dem Downwash-Effekt des Canards auch der Upwash des Hauptflügels berücksichtigt werden.
Die Anströmung des Hauptflügels stellt sich bei stationärer Strömung so ein, dass sie
schräg von unten auf den Flügel trifft, da sie so besser dem Profil folgen kann. Dadurch erhöht
sich folglich der effektive Anstellwinkel αeff. des Canards. Der Upwash des Flügels ist
von den gleichen Parametern abhängig wie der Downwash des Canards: eine Veränderung
des horizontalen oder vertikalen Abstandes von Flügel und Canard ändert den Upwash
genauso, wie jegliche Veränderung am Hauptflügel selber (also z.B. eine geänderte Aspect
Ratio, eine andere Taper Ratio λ oder Pfeilung ϕ). Einen Wert dε
dα , welcher die Veränderung
des Upwashes in Abhängigkeit des Anstellwinkels angibt, erhalten wir aus [Ros03],
Seite 54, Figure 2.15: Magnitude of � 1 − dε
�
dα on the Longitudinal Axis. Dieser Wert beträgt
für unser manntragendes Flugzeug dε
dε
dα = −0.15 und für unser Modell dα = −0.12. Hierbei
33

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
muss erwähnt werden, dass die dadurch erhaltenen Werte nur gültig sind für einen Flügel
mit elliptischer Auftriebsverteilung. Der Fehler, der an dieser Stelle dadurch entsteht,
dass das Flugzeug keine elliptische Auftriebsverteilung aufweist, muss mangels weiterer
Quellen für genauere Werte in Kauf genommen werden. Allerdings nehmen wir an, dass
dieser Fehler relativ gering ist, da die Auftriebsverteilung unseres Hauptflügels zumindest
in Cruising Configuration einer elliptischen Auftriebsverteilung recht nahe kommt.
2.4. Aerodynamische Auslegung
In den vorangegangenen Abschnitten des Kapitels 2 wurde ein grobes Konzept der Flugzeuggeometrie
gefunden. Diese muss nun aerodynamisch und flugmechanisch so ausgelegt werden,
dass die im Folgenden kurz zusammengefassten aerodynamischen Anforderungen erfüllt
werden.
� Es muss die Stallgeschwindigkeit vStall = 83km/h der Zulassungsrichtlinie CS-VLA,
wie in Kapitel 1.4 beschrieben, erreicht werden. Folglich muss der erreichte Auftriebsbeiwert
im stationären Stallfall dem benötigten bei gegebenen Gewicht und gegebener
Geschwindigkeit entsprechen. Mit einer Masse von m = 412 kg und einer Referenzflügelfläche
von Sref = 9.345 m 2 (Werte der Endkonfiguration, die sich im Laufe des
Iterationsprozesses herausbildeten) ergibt sich ein benötigter Auftriebsbeiwert von 2 :
W
cL,max,benötigt =
Sref ∗ ϱnull/2 ∗ v2 = 1.3284 (2.13)
stall
� Der Verlauf des Nickmomentenbeiwertes cm über α muss hierbei für den stationären
Stallfall bei voll gezogenem Höhenruder positiv sein (Aufnicken), sodass man damit
den Strömungsabriss erreichen kann. Hierbei wird der für einen Höhenverlust kritischste
Fall der Landung bei Stallspeed betrachtet.
� Im Cruise sollte der Verlauf des Nickmomentenbeiwertes bei αCruise = 0� seinen
Nulldurchgang haben, da dies der Trimmpunkt sein sollte.
� Um Längsstabilität zu gewährleisten, muss die Steigung in diesem Punkt ausreichend
negativ sein. Hierbei ist für Hobbypiloten ein Zielwert vom cmα = −0.54rad −1 =
−0.00942Grad −1 anzustreben. (vgl. [Ray99], S. 703)
� Die Geschwindigkeit muss so gewählt werden, dass im Cruise ein stationärer Horizontalflug
erreicht wird: cL,Cruise,benötigt = cL,Cruise,verfügbar. Analog zur obigen
Berechnung ergibt sich mit der Reisefluggeschwindigkeit und -höhe (s. 2.4.1):
cL,Cruise,benötigt = 0.2820 .
� Wir streben ein gutmütiges Flugverhalten an (es soll also keine abrupte Strömungsabrisscharakteristik
geben), wobei gleichzeitig die bestmögliche Effizienz und Gleitzahl
angestrebt wird.
� Im Fall des Strömungsabrisses soll dieser am Canard erfolgen. Das Flugzeug senkt
dann die Nase, bis die Strömung wieder anliegt. Hierbei wird der Höhenverlust minimiert,
da der Hauptflügel nicht abreißt und bei dieser Auslegung nicht abreißen
kann, was zum Ziel des gutmütigen Flugverhaltens beiträgt. (vgl. Abschnitt 2.3)
2 Für den Stallfall wurde zur Standardisierung die Dichte auf Meereshöhe angenommen.
34

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Zum Durchführen einer Strömungssimulation verwendeten wir das Programm XFLR5,
Version 6.05beta. Dabei sind wir wie folgt vorgegangen: Zunächst wurde in XFLR5 die erste
Skizze mit den bisher ermittelten Parametern (Flügelfläche, Gewicht, etc.) in einen dreidimensionalen
Körper transformiert. Die Ergebnisse der ersten Simulation dienten dann
als Eingangsparameter für die Berechnungen der Einstellwinkel sowie von Neutral- und
Schwerpunkt. Im Anschluss wurden die nun präzisierten Parameter im XFLR5-Modell
eingepflegt. Die Annäherung an die gesuchte Geometrie erfolgte durch Optimierung in
XFLR5 im Wechselspiel mit den oben genannten Berechnungen.
2.4.1. Design-Punkt des Flugzeuges
Für die aerodynamische Betrachtung muss zunächst der Designpunkt des Flugzeuges festgelegt
werden, also die Crusingspeed und die Cruising-Altitude, auf die das Flugzeug ausgelegt
wird. Unter Berücksichtigung der Ergebnisse der Marktanalyse (s. Abschnitt1.2)
sowie der Betrachtung von Vergleichsflugzeugen und der gewählten Motorisierung legten
wir folgende Werte fest:
� Für die Fluggeschwindigkeit wählten wir vcruise = 100kt, da diese Geschwindigkeit
zu dem ermittelten Einsatzprofil passt und noch eine ansprechende Reisegeschwindigkeit
darstellt.
� Die Cruising-Altitude ermittelten wir wie folgt: Wie bereits erwähnt, soll das Flugzeug
in Mitteleuropa unkompliziert zugelassen und betrieben werden können. Wir
orientierten uns dabei an der deutschen Luftraumstruktur. Nach der LuftVO §6,
Abs.3 Satz 1 beträgt die “Mindesthöhe bei Überlandflügen nach Sichtflugregeln”
2000 Fuß. Mit einer zusätzlichen Sicherheit von 1000 Fuß und einer angenommenen,
durchschnittlichen Höhe über MSL (Mean Sea Level) in Deutschland von 450m oder
knapp 1500ft ergibt sich Hcruise = 4500 ft.
Da der benötigte Auftriebsbeiwert von der Fluggeschwindigkeit abhängig ist, veränderte
sich mit den sich im Verlauf des Iterationsprozesses präzisierenden Werten für die Flugzeugmasse
und den Widerstandsbeiwert auch die Cruisingspeed noch leicht.
2.4.2. Profilwahl
Die nächste Entscheidung, die für die Simulation getroffen werden musste, war die Wahl
der Profile. Dabei war zu beachten, dass diese sowohl im Cruise als auch im Stall gute
Eigenschaften besitzen sollten. Zunächst haben wir verschiedene Profile untersucht und
eine Vorauswahl getroffen. Hierbei betrachteten wir die Profile bei der Design-Reynoldszahl
im Cruise sowie der Reynoldszahl im Stall. Die Reynoldszahl ist eine charakteristische
Größe für die Strömung. Abhängig von ihr werden in XFLR5 die verschiedenen Profil-
Polaren berechnet und dargestellt. Sie berechnet sich wie folgt:
Re =
v ∗ MAC
ν
(2.14)
35

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
v : Strömungsgeschwindigkeit
MAC : Mean Aerodynamik Chord, Bezugsflügeltiefe
ν : kinematische V iskosität der Luft in m 2 /s
Die Strömungsgeschwindigkeit entspricht der gewünschten Fluggeschwindigkeit.
Die MAC ist die Flügeltiefe eines Rechteckflügels mit der gleichen Fläche und den selben
aerodynamischen Eigenschaften des Originalflügels. Sie berechnet sich aus der Flügelzuspitzung
(Taper Ratio) und der Flügeltiefe an der Flügelwurzel 3 oder kann in XFLR5
direkt ausgegeben werden. Wir haben hierfür zunächst mit Hilfe der gegebenen, benötigten
Fläche und der Streckung von Vergleichsflugzeugen einen plausiblen Wert angenommen.
Auf Grund der Abhängigkeit von der MAC mussten wir die Untersuchungen für den
Canard und den Flügel getrennt durchführen.
Die kinematische Viskosität variiert mit der Höhe. Wir entnehmen sie der Tabelle aus
[Ray99] S. 787 für die ISA.
Es wurden folglich die Profile für den Canard und den Hauptflügel für die Reynoldszahl
im Designpunkt bei vcruise, νcruise und Hcruise sowie für die im Stall simuliert. Für den
Stallfall bei vstall, νstall und Hstall wurden zur Standardisierung die Dichte (und damit
Flughöhe und kinematische Viskosität) auf Meereshöhe angenommen.
Kriterien für die Profilauswahl waren das Abrissverhalten, der Widerstandsbeiwert, der
maximale Auftriebsbeiwert und die maximale Gleitzahl. Das Profil sollte so gewählt werden,
dass im Cruise mit vertretbarem Anstellwinkel nahe am Optimum des Profils geflogen
werden kann. Wir fanden heraus, dass relativ dicke Profile das gewünschte, gutmütige Abrissverhalten
zeigen und legten uns daher auf Profile mit einer maximalen Profildicke von
12% und 15% (bezogen auf die Länge der Profilsehne) fest.
Die Profile NACA 2412, 2415, 3412, 3415, . . . ., 7415 erschienen uns als geeignet. Die Bezeichnung
der NACA Profile setzt sich zusammen aus:
� 1.Ziffer: Maximale Wölbung des Profils in Prozent der Länge der Profilsehne
� 2.Ziffer: Ort der maximalen Wölbung auf der Profilsehne in Prozent der Profilsehne
geteilt durch zehn
� 3. & 4.Ziffer: Maximale Profildicke in Prozent der Länge der Profilsehne
Das Profil 2415 hat also eine maximale Wölbung von zwei Prozent, die bei vierzig Prozent
liegt. Seine maximale Dicke beträgt 15 Prozent (jeweils bezogen auf die Profilsehne
(Chord)).
Die Profile unterscheiden sich unwesentlich im Widerstandsbeiwert. Die Untersuchungen in
XFLR5 zeigten, dass Profile mit größerer Wölbung einen leicht erhöhten maximalen Auftriebsbeiwert
liefern und eine etwas bessere maximale Gleitzahl haben. Allerdings haben
sie auch einen höheren (negativen) Nickmomentenbeiwert und Nullauftriebsanstellwinkel.
Es war möglich, aus den Polaren dieser Profile Rückschlüsse auf das zu erwartende Cl zu
ziehen. Die genauen Eigenschaften der Profile in Abhängigkeit des Ortes (z.B. im Downwash
des Canards) und deren Auswirkungen wurden im Anschluss in den Simulationen
der dreidimensionalen Flügel des ganzen Flugzeuges genauer untersucht und ausgewertet.
3 nach [Ray99] S. 56
36

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Eine endgültige Festlegung auf die Profile für Canard und Flügel erfolgte erst relativ spät
im Iterationsprozess.
Wir überlegten auch, dass der Canard mit einem früher abreißendem Profil auszustatten
sei, fanden allerdings im weiteren Verlauf heraus, dass dies besser mit der Einstellwinkeldifferenz
eingestellt wird. (vgl. 2.4.8)
Zusätzlich haben wir jedes dieser Profile mit einer ausgeschlagenen Klappe ausgestattet
und simuliert, die den Ausschlag des Höhenruders am Canard darstellt. Hierfür wurde eine
Klappe mit 15 Grad Ausschlag und ein Drehpunkt bei 82% der Profillänge und bei 50%
der Profildicke gewählt.
2.4.3. Vorgehensweise XFLR5
Das Programm XFLR5 ist eine Freeware, die es ermöglicht die Strömung um Profile, Flügel
sowie komplette Flugzeuge zu simulieren. Das Programm ist auf die Simulation mit kleinen
Reynoldszahlen ausgelegt, da es hauptsächlich für das Design von Modellsegelflugzeugen
entwickelt wurde. Es ermöglicht daher eine genaue Betrachtung der aerodynamischen Eigenschaften
unseres Modellflugzeuges. Für unser großes Flugzeug müssen wir mit einer
größeren Fehlertoleranz rechnen. Zur Berechnung des Flügels wählen wir in XFLR5 die
3D-Panel Method und für das gesamte Flugzeug einen Mix aus 3D-Panels und Vortex
lattice Method. Dafür ist eine möglichst gute Verteilung dieser Panels, in denen jeweils
die Strömung berechnet wird, über den Flügel, das Canard und den Rumpf nötig, um die
Strömung möglichst fehlerfrei und optimal zu simulieren.
Nach der Profilwahl konnte man nun die Strömung um diese Profile simulieren. Dafür
musste nun noch eine Reynoldszahl bzw. in unserem Fall ein Reynoldszahlbereich gewählt
werden, der die Strömung definiert. Dies ist notwendig, da die 3-dimensionale Strömung
am Flugzeug und am Flügel nicht nur eine Reynoldszahl besitzt sondern je nach Geschwindigkeit
und Flughöhe in einem bestimmten Bereich liegt. Dies ist für unsere Betrachtung
wichtig, da wir für Cruise und Stall in unterschiedlichen Flughöhen simulieren. Es stellte
sich nun heraus, nachdem wir vorerst in einem sehr kleinen Bereich simuliert hatten,
dass wir diesen vergrößern mussten. Da wir die gleichen Profile auch für unser Modellflugzeug
benutzen, berechneten wir die Profile von einer Reynoldszahl von 5.000 bis hin
zu 6.000.000. Dies spiegelt mit einem gewissen Sicherheitsabstand den Bereich der Geschwindigkeit
unseres Modellflugzeugs bei Strömungsabriss bis hin zum Reiseflug unseres
großen Flugzeugs wieder. Die Schrittweite liegt dabei bei 20.000, um eine möglichst feine
Abstufung zu erhalten.
Der nächste Schritt lag darin den Flügel und den Canard nach den gegeben Randbedingungen
nachzubauen. Dabei wurde zunächst nur auf die vorgegebene grundlegende
Geometrie, wie Flügelfläche, Streckung, Pfeilung und Taper-Ratio geachtet. Es ergab sich
die erste Flügelfläche aus 2.2 zu 5.59m 2 . Die Streckung des Flügels sollte in einem Bereich
von AR = 8 − 12 liegen, um eine entsprechend hohe Effizienz und eine gute Gleitzahl zu
erreichen (siehe 2.4). Außerdem spielte hier noch die Betrachtung des Up- und Downwashes
eine Rolle (siehe 2.3.2). Als Ausgangswert für eine Streckung erhielten wir AR = 8.76.
Die Pfeilung beeinflusst hauptsächlich die Richtungsstabilität. Speziell bei einem Canard
ist diese sehr entscheidend, da man genügend Pfeilung benötigt um die Seitenruder, die in
unserem Fall an den Flügelspitzen befestigt sind, durch einen ausreichend langen Hebelarm
37

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
entsprechend wirksam zu machen. Außerdem fällt die Pfeilung mit in die Betrachtung des
Up-und Downwashes (siehe 2.3.2). Dies führte uns zu einem Bereich von ϕ = 15� − 24�,
in dem die Pfeilung liegen sollte. Als Ausgangswert entstand eine Pfeilung von ϕ = 19.9�.
Der letzte Parameter ist die Taper-Ratio, die einen Wert von ct/cr = 0.5 erhielt. Diese
gibt das Verhältnis von äußerer zur innerer Flügeltiefe an. Der Flügel muss am Rumpf eine
größere Flügeltiefe besitzen als außen, um eine elliptische Auftriebsverteilung zu erreichen
und den Downwasheffekt des Canards durch einen in diesem Bereich erhöhten Auftrieb
auszugleichen. Unter Berücksichtigung der oben genannten Parameter ergab sich eine Flügeltiefe
am Rumpf von 1.3m sowie an der Spitze von 0.6m bei einer Spannweite von 7m.
Die Flügeltiefe am Rumpf war darüber hinaus konstruktiv durch die Rumpf- und Haubenlänge
begrenzt, da der Flügel das Blickfeld des Piloten möglichst wenig einschränken
sollte.
Nun konnte man den Ausgangsflügel bei einer bestimmten Geschwindigkeit, Flughöhe
(definiert durch die Dichte) sowie Schwerpunktslage simulieren. In der Polare ist jetzt
deutlich der Einfluss der Streckung zu erkennen, da sich die Steigung der Kurve verringert.
Außerdem konnte man nun durch wiederholtes Simulieren die Lage des Neutralpunkts bzw.
des aerodynamischen Zentrums des Flügels bestimmen. Hierfür muss man lediglich die
Lage des Schwerpunktes so lange verändern, bis die Kurve im Cm über α-Diagramm eine
Parallele zur Abszisse ist. Dies bedeutet, dass sich das Moment des Flügels bei Änderung
des Anstellwinkels nicht verändert. Das Gleiche gilt auch für den Canard.
Als nächstes wurde der Rumpf des Flugzeuges gebaut. Als dieser fertig war konnte man
Rumpf, Flügel und Canard miteinander verbinden. Allerdings benötigt man hierfür noch
die Einbauwinkel von Canard und Flügel, die sich aus der Einstellwinkelberechnung (siehe
2.4.5) ergaben. Dabei ist noch zu beachten, dass der Übergang von Rumpf zu Flügel und
Canard keine ” schrägen“ bzw. nicht zu stark verzerrten Panels aufweist. Dies führt zu
Fehlern in der Berechnung und das Programm bricht vorzeitig ab, da es keine oder zu
hohe Auftriebsbeiwerte berechnet. Man kann dies verhindern, indem man die Zahl der
Panels oder ihre Verteilung verändert. Da dies nicht immer hilft, wurde teilweise für die
Simulation noch die Form des Rumpfes oder die Höhe des Befestigungspunktes des Flügels
verändert.
38

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
2.4.4. Neutral- und Schwerpunktsberechnung
Auftrieb des Cannards
zt
xacc
xc.g.
xacw
xp
Rumpfmoment um
den Schwerpunkt
Auftrieb des Hauptflügels
Freies Moment des Flügels
Abbildung 2.6.: Momentenbilanz am Canard
Schub
Luftumlenkkraft
Die Berechnung der nötigen Schwerpunktslage erfolgt über eine Momentenbilanz um den
zu findenden Schwerpunkt. Zur Abschätzung einiger Einflussfaktoren werden empirische
Untersuchungen (vgl. [Ray99, S. 484-502] ) bemüht.
Mc.g. = Lw · (xc.g. − xacw) + Mw + Mfus + Lc · (xc.g. − xacc) + T · zt + Fp · (xc.g. − xp) (2.15)
In dimensionsloser Beiwertschreibweise (Division durch den Staudruck q und die Referenzfläche
Sref sowie durch Bezugsflügeltiefe ¯c um die Abstandswerte dimensionslos zu
machen) und mit den Forderungen für neutrale Stabilität c c.g.
m
! = 0 sowie statischer Nickstabilität
∂Cc.g. !
M
∂α < 0 erhalten wir schließlich für den Neutralpunkt:
¯xnp =
∂αw
∂α
∂CLw · ∂α · ¯xacw − ∂CMfus
∂α + ηc · Sc
Sref
∂CLw
∂α + ηc · Sc
Sref
· ∂αc
∂α
· ∂αc
∂α
· ∂CLc
∂αc
· ∂CLc
∂αc
+ 1
q·Sref
· ¯xacc + 1
q·Sref
· ∂αp
∂α
· ∂Fp
∂αp
· ∂αp
∂α
∂Fp
· · ¯xp ∂αp
(2.16)
� Die Anstiege der Auftriebspolaren des Hauptflügels ∂CLw
∂α und des Canards ∂CLc
∂αc
werden mit Hilfe der Strömungssimulationssoftware XFLR5 ermittelt.
� ηc = qc
qw
beschreibt das Verhältnis der Staudrücke an Canard und Flügel und ist not-
wendig, da der Auftriebsbeiwert des Canards auf einen anderen Staudruck bezogen
ist als der des Flügels.
ist das Verhältnis von Canardfläche zu Referenzfläche und ist notwendig, da der
Auftriebsbeiwert des Canards auf die Canardfläche bezogen ist.
� Sc
Sref
� ∂αw
∂α
= 1 − ∂εw
∂α
beschreibt die Änderung des Anströmwinkels am Flügel durch den
39

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Downwash des Canards mit der Änderung des Anstellwinkels des Flugzeuges (vgl.
2.3.2).
∂εc
= 1− ∂α beschreibt analog die Änderung des Anströmwinkels am Canard durch
den Upwash des Hauptflügels mit der Änderung des Anstellwinkels des Flugzeuges
(vgl. 2.3.2).
� ∂αc
∂α
≈ Kf ·D2 fus ·Lfus
beschreibt die Änderung des Rumpfmomentes mit der Ände-
¯c·Sref
rung des Anstellwinkels des Flugzeuges. (vgl. [Ray99, S. 496] )
� ∂CMfus
∂α
� ∂Fp
∂α ≈ q · NB · Aprop · ∂cnBlade · f(t) (vgl. [Ray99, S. 500])
∂αp
Mit der Definition eines Sicherheitsmaßes
s = ¯xnp − ¯xc.g. ≈ 0, 05 bis 0, 1 (2.17)
ergibt sich der Bereich, in welchem sich der Schwerpunkt bewegen sollte. Die hintere Grenze
garantiert die Stabilität des Flugzeuges, während die vordere Grenze die Steuerbarkeit
gewährleisten soll.
Um geeignete aerodynamische Eigenschaften zu erhalten, untersuchten wir wie bereits in
2.3 mehrere unterschiedliche Konfigurationen unseres Grobentwurfes. Dabei variierten wir
Faktoren wie Profilform, Flügelform und Position der Flügel, um mit den gewonnenen
Daten schließlich eine Abschätzung der benötigten Schwerpunktslage durchzuführen.
Dieser Prozess wurde so lange wiederholt, bis eine vielversprechende Konfiguration für die
weitere Optimierung (siehe 2.4.8) gefunden worden war. Tabelle 2.4 zeigt die endgültigen
Ausgangsdaten für die Berechnung sowie die entsprechende Quelle. Tabelle 2.5 zeigt die
gewonnenen Ergebnisse.
40

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Formelzeichen Wert Quelle
∂CLw
∂αw
∂CLc
∂αc
∂εw
∂α
∂εc
∂α
ηc
0.085 /�
0.084 /�
0.048
−0.15
1
XFLR5
XFLR5
2.3.2
2.3.2
vereinfachende Annahme
Kf 0.04 [Ray99, S. 498, Fig 16.14]
Dfus 2.3 ft gefordert
Lfus 12.139 ft gefordert
∂αp
∂α 1 vereinfachende Annahme
NB 3 angenommene Propellerdaten
Aprop 21 ft 2 angenommene Propellerdaten
∂cnBlade
∂αp
0.00043633 /rad [Ray99, S. 499, Fig. 16.15]
f(t) 1 [Ray99, S. 500, Fig. 16.16]
Sref 103.39 ft 2 2.2
Sc
Sref
0.32119 XFLR5
¯xacw 10.006 ft XFLR5
¯xacc 0.735 ft XFLR5
¯xp 12.139 ft XFLR5
Tabelle 2.4.: Daten zur Berechnung der Schwerpunktslage
Formelzeichen Wert
xnp
xc.g.hinten
xc.g.vorne
7.215 ft
7.052 ft
6.888 ft
Tabelle 2.5.: Neutralpunkt und benötigte Schwerpunktslage
Mit den auf diese Weise gewonnen Daten kann nun die weitere Optimierung fortgeführt
werden.
2.4.5. Einstellwinkelberechnung
Um bei einem vorgegebenen Anstellwinkel stabil fliegen zu können, gilt es den Momentenhaushalt
für diesen Flugzustand durch Variation der Einbauwinkel von Canard ic und
Flügel iw auszugleichen.
Aus der Momentenbilanz in Gleichung 2.15 ergibt sich in Beiwertschreibweise
C c.g.
M = CLw · (¯xc.g. − ¯xacw) + CMw + CMc + CMfus + CLc · (¯xc.g. − ¯xacc)
� T = W0
C L
C D
+ T
q · Sref
· ¯zt + Fp
q · Sref
· (¯xc.g. − ¯xp) (2.18)
, für den horizontalen Geradeausflug benötigter Schub
41

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Zudem gelten für die Auftriebsbeiwerte von Flügel und Canard:
CLw = ∂clw
∂α · (α + iw − α0w − εw) (2.19)
CLc = ∂clc
∂α · (α + ic + −α0c − εc) (2.20)
Der Downwashwinkel εw sowie der Upwashwinkel εc ergeben sich zu
Daraus ergibt sich ein Gesamtauftriebsbeiwert CL zu
εw = ∂εw
∂α · (α + ic) (2.21)
εc = ∂εc
∂α · (α + iw) (2.22)
CL = clw + Sc
Sref
Aus der Auftriebsbedingung L = W 4 resultiert ein benötigtes CL,needed von
Das Gleichungssystem
· clc
CL,needed = W0
q · Sref
CL
C c.g.
M
!
= CL,needed
(2.23)
(2.24)
!
= 0 (2.25)
liefert schließlich die benötigten Einbauwinkel für Canard und Flügel.
Tabelle 2.6zeigt die benötigten Ausgangsdaten zur Berechnung der Einbauwinkel sowie die
entsprechende Quelle. Tabelle 2.7 zeigt die entsprechenden Ergebnisse.
Formelzeichen Wert Quelle
CMw 0.05 XFLR5
CMc −0.054 XFLR5
α 0� gefordert
α0w −5.6� XFLR5
α0c −4.13� XFLR5
W0 915.11 lb 2.1
¯xc.g. 6.97 ft Mittlerer Schwerpunkt nach Tabelle 2.5
Tabelle 2.6.: Daten zur Berechnung der Einbauwinkel
4 Da in angelsächsischen Einheiten (Dichte in slugs/ft 3 ) gerechnet wird, ist in Formel 2.24 die Masse in
lb Einzusetzen und nicht die Gewichtskraft.
42

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Formelzeichen Wert
iw
ic
−2.9�
−0.32�
Abbildung 2.7.: Benötigte Einbauwinkel
Mit den auf diese Weise gewonnen Daten kann nun die weitere Optimierung fortgeführt
werden.
2.4.6. Berechnungsmethodik
Wie oben bereits beschrieben waren zur Ermittlung einer vielversprechenden Konfiguration
viele Iterationsschritte notwendig. Um diese Iteration so komfortabel wie möglich zu
gestalten, haben wir zur Berechnung von Abflugmasse, benötigter Flügelfläche, benötigter
Schwerpunktslage sowie den benötigten Einbauwinkeln ein Tool mit Hilfe von MATLAB
programmiert. Dieses Tool greift auf die in den entsprechenden Kapiteln beschriebenen
Vorgehensweisen zurück. Bild 2.8 zeigt einen Screenshot des Berechnungstools mit den
letztendlich verwendeten Werten.
43

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Abbildung 2.8.: Screenshot des MATLAB Tools zur Berechnung von
Abflugmasse, Flügelfläche, Einbauwinkeln und Schwerpunktslage
44

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
2.4.7. Genauere Massenabschätzung
Um eine Abschätzung der Massen der einzelnen Elemente des Flugzeuges zu erhalten,
führen wir eine genauere Massenabschätzung mit Hilfe der von [Ray99, S. 476 - 479] beschriebenen
Formeln, die auf statistischen Werten basieren, durch. Auch hierfür haben wir
ein MATLAB-file (genauereweightberechnung.m) erstellt. Eine genauere Masse für Rumpf
und Flügel erhielten wir, indem die Baugruppen mit der Annahme einer im Flugzeugbau
üblichen Wandstärke von 3 mm in einem CAD Programm nachgebaut wurden. Zum Zeitpunkt
der Abgabe dieses Berichtes ist dies die für uns genauest mögliche Berechnung. Vor
dem Bau eines realen Flugzeuges würde diese allerdings erneut zu verifizieren sein. Nach
Eingabe der benötigten Größen ergibt sich eine Gesamtabflugmasse von W0 = 412 kg .
2.4.8. Aerodynamische Optimierung mit Hilfe von XFLR5
Als Ergebnis der oben genannten Berechnungen erhalten wir die Einbauwinkel des Flügels
und des Canard. Diese sollen nun sicherstellen, dass das Flugzeug bei dem vorher
definierten Anstellwinkel im Reiseflug kein resultierendes Moment erfährt und es somit
ausgetrimmt ist. Das finale Ausgangsflugzeug ergibt sich nun aus sämtlichen oben genannten
Überlegungen zu dem unten zu sehenden ersten Entwurf.
Abbildung 2.9.: Erster Entwurf des Drake
Ab hier begann die Annäherung an unsere Flugzeuggeometrie, da man mit dieser Ausgangseinstellung
nun das erste Mal das gesamte Flugzeug simulieren konnte. Parameter für
die Simulation sind Geschwindigkeit des Flugzeugs, Lage des Schwerpunkts (Berechnung
s. 2.4.4), Dichte, kinematische Viskosität und ein Anstellwinkelbereich, in dem simuliert
werden soll.
45

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Als Ergebnis liefert das Programm die für unsere Analyse wichtigen Daten für jeden simulierten
Anstellwinkel - wie Auftriebsbeiwert, Widerstandsbeiwert, Momentenbeiwert,
Gleitzahl und Oswaldfaktor. Außerdem wird eine Kurve für den Nickmomentenbeiwertverlauf,
eine aufgelöste Polare sowie eine Polare für CL erzeugt. Diese Ergebnisse verglichen
CD
wir mit den Anforderungen für unseren gewünschten Cruiseanstellwinkel. Die gleiche Simulation
wurde nun auch für die Stallkonfiguration, mit ausgeschlagenem Höhenruder,
durchgeführt. Daraus erhielt man dann bei maximalen Anstellwinkel den CLmax, sowie
die oben genannten Kurven.
Bei der ersten Simulation lagen die meisten Werte , z.B. CLmax, Oswaldfaktor, Momentenbeiwertverläufe
etc., noch nicht im gewünschten bzw. optimalen Bereich. Unter Einbeziehung
all dieser Parameter versuchte man nun, eine optimale Auslegung des Flugzeuges
zu erreichen. Dabei waren die Stellschrauben die Canardfläche, die Flügelfläche, die Verwindung
von Flügel und Canard, die Profile des Flügels und des Canards, die Streckung,
die Pfeilung, die Einbauwinkel, der Abstand zwischen Canard und Flügel und die Lage
des Schwerpunktes des Flugzeuges.
Die Hauptproblematik bestand darin, einen ausreichend hohen maximalen Auftriebsbeiwert
für die vorgegebene Stallgeschwindigkeit zu erreichen und diese mit einem Nickmomentenbeiwertverlauf
für den Reiseflug in Einklang zu bringen. Dieser Nickmomentenbeiwertverlauf
muss einen ausreichend negativen Anstieg liefern, um die gewünschte Stabilität
zu gewährleisten und soll außerdem durch den Ursprung laufen, da sich der Trimmpunkt
des Flugzeuges in eben diesem Nulldurchgang befindet. An diese Kriterien versuchten wir
uns mit oben genannten Stellschrauben von unserer Ausgangsgeometrie heranzutasten.
Die Simulation wurde dafür natürlich wie oben beschrieben mit anderen Eingangsparametern
wiederholt. Dabei war uns am Anfang nicht klar, dass die optimale Vorgehensweise
darin besteht, die Berechnungen aus MATLAB als Ausgangseinstellung zu nehmen und
sich davon ausgehend langsam mittels XFLR5 an die optimale Einstellung heranzutasten.
Wir gingen zuerst so vor, dass wir mit jeder Änderung in XFLR5 erst wieder neue
Einstellwinkel und einen neuen Schwerpunkt berechneten. Dies führte allerdings nie zur
optimalen Einstellung.
Danach nahmen wir nach einigen Iterationsversuchen die Berechnungen als Basis und bauten
darauf auf. Lediglich bei großen Änderungen von z.B. Flügelfläche, Profilen, Rumpflänge
etc. gingen wir erneut in MATLAB und ließen uns neue Ausgangswerte berechnen. Am
Anfang arbeiteten wir mit einer viel zu kleinen Flügelfläche, was dazu führte, dass wir nie
das benötigte CLmax erreichten. Nachdem diese vergrößert wurde, war die Canardfläche
zu klein um, durch ihr positives Moment, für einen entsprechenden Nickmomentenbeiwertverlauf
zu sorgen. Außerdem arbeiteten wir am Anfang mit viel zu stark gewölbten
Profilen und erhielten dadurch viel zu große Einbauwinkel. Es kam also öfter vor, dass
unser Flugzeug nach einigem “Rantasten” wieder komplett verworfen wurde und wir von
vorne anfingen. Nach langem Iterieren gelang es uns dann, eine geeignete Einstellung zu
finden.
Das so ermittelte Flugzeug besitzt nun eine, im Vergleich zum Ausgangsflugzeug, größere
Flügelfläche von 9.345m 2 . Damit zusammenhängend vergrößerte sich auch die Spannweite
auf 9.8m. Die Streckung erhöhte sich auf AR = 10.28, da sich die an der Wurzel konstruktiv
begrenzte Flügeltiefe nicht so stark veränderte. Die Pfeilung des Flügels wurde auf ϕ =
16.22� verringert. Die Taper-Ratio hielt ihren Wert ungefähr konstant und liegt nun bei
ct/cr = 0.46. Der Flügel hat einen Twist von insgesamt 11�, wobei in Rumpfnähe der
46

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Twist erst konstant positiv bei 8� liegt, mit abnehmendem Einfluss des Downwash des
Canards, dann jedoch auf −3� absinkt. Dies ist nötig um einerseits innen den Downwash des
Canards zu kompensieren. Andererseits darf außen nicht so viel Auftrieb erzeugt werden,
um eine elliptische Auftriebsverteilung zu erhalten und um den geforderten Verlauf des
Nickmomentenbeiwertes zu erreichen. Der Flügel erhielt letztendlich das Profil NACA
2415.
Der Canard besitzt eine Flügelfläche von 3m 2 , eine Spannweite von 2.5m , eine Streckung
von 8.33, eine Pfeilung von 1� und eine Taper-Ratio von 0.9. Damit ist auch er im Vergleich
zum ersten Entwurf deutlich gewachsen. Dies diente hauptsächlich dem Erreichen eines
günstigen Momentenbeiwertverlaufes. Er ist am Rumpf um 1.7� positiv und außen um
etwa 1� weniger, also um 0.8� verwunden. Das Profil für den Canard ist das NACA 3415.
Der Rumpf ist 3.7m lang um einen ausreichenden Hebel zwischen Canard und Schwerpunkt
zu gewährleisten. Zwischen Flügel und Canard besteht ein Abstand von 1.95m. Der
Einbauwinkel des Flügels liegt bei −1.6�, der des Canards bei 0�. Mit dieser Einstellung
erreichen wir die unter 2.4 festgelegten Bedingungen.
Im folgenden ist das Endergebnis unserer Iteration graphisch dargestellt. Dabei fokussieren
wir uns auf die erreichten Auftriebsbeiwerte im Cruise, Stall und im Best Glide. Die
Momentenbeiwertverläufe sind im nächsten Unterkapitel 2.4.9 näher erläutert und dargestellt.
Abbildung 2.10.: Einstellung des Flugzeuges im Cruise
Im Cruise ergibt sich der für den Reiseflug benötigte Auftriebsbeiwert bei der ermittelten
Masse von 412kg wie folgt:
W
CLcruise =
Sref ∗ ϱcruise/2 ∗ v2 = 0.282
cruise
Die voranstehende Grafik 2.10 verdeutlicht, dass dieser Wert erreicht wird. Man kann außerdem
erkennen, dass die Geschwindigkeit, die wir im Designpunkt (siehe 2.4.1) angepeilt
haben, fast eingehalten wird. Wir haben sie um 4 kt überschritten, da sonst das unten zu
sehende CL, dass sich aus der Iteration für die Cruisekonfiguration ergeben hat, für einen
stationären Horizontalflug nicht gereicht hätte.
47

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Abbildung 2.11.: CLmaxbei Stallgeschwindigkeit
Für den Stallfall ergibt sich der benötigte maximale Auftriebsbeiwert bei der selben Masse:
W
CLmax =
Sref ∗ ϱnull/2 ∗ v2 = 1.3284
stall
In der obigen Abbildung 2.11 ist ersichtlich, dass dieser Wert erreicht wird. Des Weiteren
lässt sich aus dem Logfile in XFLR5 entnehmen, dass im Stall zuerst der Canard einen
Strömungsabriss erleidet. Dies entspricht den Anforderungen an das Flugzeug (siehe 2.4).
In obiger Abbildung ist im Vergleich zur vorigen 2.10 zu erkennen, dass sich der Schwerpunkt
um 25mm nach vorne verschoben ist. Dies ist in Wirklichkeit nicht der Fall - in
den letzten Zügen der Iteration stießen wir auf das Problem, dass bei dem Flugzeug bei
der richtigen Schwerpunktslage (2175mm, wie sie in der Cruisekonfiguration zu sehen ist)
die Strömung am Canard 0.5� eher abriss. Dies macht aerodynamisch keinen Sinn, da der
Auftriebsbeiwert unabhängig von der Schwerpunktslage sein sollte. Deshalb haben wir als
Nachweis, dass wir das benötigte CLmax erreichen, den Schwerpunkt bei 2150mm - nur
für die Simulation - beibehalten. Das gleiche gilt für die Geschwindigkeit: Mit einer Geschwindigkeit
von 23.1m/s erreicht das CLmax man in der Simulation nicht, mit 23m/s
allerdings schon. Wir halten dies erneut für eine kleine Ungenauigkeit im Programm.
48

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Abbildung 2.12.: Drake im Best Glide
In dieser Grafik ist der Drake in Best-Glide Konfiguration zu sehen. Man kann deutlich
die annähernd elliptische Auftriebsverteilung erkennen. Dieser Punkt wird bei einem Anstellwinkel
von α = 1.5� erreicht. Dies ist positiv, da dieser Punkt nicht weit von unserem
Design-Punkt bei α = 0� entfernt liegt und wir somit im ausgetrimmten Zustand fast in
dem effizienten Best-Glide-Punkt fliegen. Wir erhalten in dieser Konfiguration eine Gleitzahl
von CL = 20.55. Dieser verhältnismäßig hohe und gute Wert spiegelt unter anderem
CD
eine hohe Effizienz des Drake und ein verhältnismäßig großes Maß an Sicherheit im Falle
eines Engine-Failure wider.
2.4.9. Stabilitätsanalyse mit XFLR5
Die bis zu dieser Stelle errechneten Werte für den Neutral- und Schwerpunkt, sowie für
die Einstellwinkel für den Hauptflügel und den Canard, sind auf einen ausgeglichenen
Momentenhaushalt des Flugzeuges ausgelegt. Das Ziel all dieser Berechnungen war es,
ein Flugzeug zu erhalten, welches in seinem Flugverhalten um alle Achsen stabil ist. Dieses
Ziel zu verifizieren und gegebenenfalls die Werte zu optimieren war die Aufgabe der
Stabilitätsanalyse, welche im Folgenden beschrieben werden soll.
2.4.9.1. Einführende Überlegungen und Vorgehensweise
Die ausschlaggebende Größe zur Untersuchung der Stabilität ist dabei zu Anfang der Nickmomentenbeiwert
CM des Flugzeugs. Dies ist durch die enge Verknüpfung von Abrissverhalten,
benötigtem CLmax und Nickmoment bedingt, auf welche hier kurz eingegangen
werden soll.
Eine wesentliche Schwierigkeit in der Vorgehensweise bestand dabei darin, dass die über
MATLAB berechneten, oben erwähnten Werte auf die Reisefluggeschwindigkeit vcruise ausgelegt
waren. Bei Übernahme dieser Ergebnisse in XFLR5 ergab sich folglich für den Reiseflug
die gewünschte Stabilität. Sobald man dann allerdings das Verhalten des Flugzeuges
für die von uns anvisierte Abrissgeschwindigkeit vstall = 23.055 m
s
untersuchte, reichte das
erhaltene Nickmoment nicht aus, um einen Anstellwinkel zu erreichen, bei welchem das benötigte
CLmax.erreicht wurde. Manchmal reichte das Nickmoment aber die Strömung riss
49

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
vorher ab. Von diesem Punkt an erfolgte die weitere Optimierung dann in XFLR5 (siehe
2.4.8). Auch die ermittelte Schwerpunktslage wurde im Laufe der Optimierung variiert, da
die dadurch erreichte Änderung der Steigung des Nickmomentenverlaufes einen Einfluss
auf die Nulldurchgänge der Kurve hatte. Weitere Größen, welche auf die Stabilität einen
Einfluss hatten und welche folglich während der Optimierung variiert wurden, waren:
� die Pfeilung ϕ des Flügels (stärkere Pfeilung führt zu einem stärkeren abnickendem
Moment)
� die Größe und Pfeilung des Canards (größerer Canard führt zu einem stärkeren
aufnickendem Moment)
(über den Downwash und die
sich dadurch ändernde resultierende Auftriebskraft des Flügels)
� das Verhältnis von Flügel- zu Canardspannweite bw
bc
� die geometrische Verwindung des Flügels (ein an den äußeren Spitzen stark nach
unten verwundener Flügel etwa führt zu einem geringeren abnickendem Moment)
Ein weiterer wichtiger Parameter, welchen wir nach den ersten erfolglosen Optimierungsdurchgängen
ebenfalls variierten, war die Rumpflänge des Drake. Mit einer anfangs angepeilten
Länge von 3m war ein ausgeglichener Momentenverlauf ohne einen übermäßig
großen Canard nicht möglich, da die Hebelarme von Flügel und Canard zu kurz waren.
Daher entschieden wir uns letztendlich für einen längeren Rumpf. Dieser beeinflusste
in der Folge durch die geänderten Abstände von Flügel und Canard auch den wirkenden
Down- bzw. Upwash auf Flügel und Canard und darüber auch das Gesamtmoment.
Festgelegte Größen, die den Optimierungsprozess einschränkten, waren etwa die für eine
ausreichende Richtungsstabilität notwenige Pfeilung (um für die Seitenleitwerke einen
ausreichenden Hebelarm zum Schwerpunkt zu gewährleisten), sowie die beschränkte root
chord des Hauptflügels (die Kabinenhaube beschränkte hier den Platz nach vorne hin) und
die sich durch den Propellerdurchmesser ergebende notwendige Limitierung der Pfeilung
des Hauptflügels. Diese Größen betrachteten wir teilweise erst, nachdem wir eine vielversprechende
Konfiguration in Hinblick auf die benötigten Auftriebs- und Momentenbeiwerte
gefunden hatten.
2.4.9.2. Längsstabilität
Am Ende des oben beschriebenen Prozesses stand eine Konfiguration mit ausgeglichenem
Momentenhaushalt. Das unten gezeigte Diagramm zeigt die Momentenbeiwertverläufe für
die Reisegeschwindigkeit und die Stall Konfiguration (mit gezogenem Höhenruder und
vstall auf MSL).
50

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Figure 2.13.: Momentenverläufe
Der Verlauf der Kurve für den Reiseflug zeigt dabei einen ausgeglichenen Momentenhaushalt
bei α = 0�. Dieser Anstellwinkel ist damit der im Reiseflug zu wählende Anstellwinkel,
damit das Flugzeug ohne weitere notwendige Trimmung längsstabil fliegt. Da
bei der zu Anfang von uns gewählten Reisegeschwindigkeit von vcruise = 51 m
s bei diesem
Anstellwinkel ein zu geringer Auftriebsbeiwert CL,cruise erreicht wurde, erhöhten wir die
Reisegeschwindigkeit auf vcruise = 53.5 m
s
- dies war ohne weitere Schwierigkeiten möglich,
da die Fluggeschwindigkeit auf den Momentenverlauf keinen Einfluss hat. Der Kurve
für die Konfiguration “SIMCON Drake Stall” ist zu entnehmen, dass das Flugzeug bei
Stallgeschwindigkeit und in Stall Configuration (also bei gezogenem Höhenruder) ohne
Probleme αstall = 10.5� erreicht. Beide Kurven sind zueinander parallel, da die Steigung
lediglich von der gewählten Lage des Schwerpunktes abhängt. Die Steigung ergibt sich
schließlich zu dCm −0.11 −0.011 0.6303
dα = 10� = 1� → rad und weist damit eine hinreichende Stabilität
auf (vgl. Einleitung zu 2.4).
2.4.9.3. Weiterführende Analyse mit XFLR5
Mit Hilfe von XFLR5 können weiterhin die folgenden Stabilitätskriterien untersucht werden:
� Anstellwinkelschwingung bei Fremdanregung (z.B. durch eine Böe)
� Phygoidenschwingung 5 bei Fremdanregung
� Dämpfung
� und Eigenfrequenz des Systems
XFLR5 erstellt Diagramme, aus denen diese Werte entnommen werden können. Dafür
benötigt es als Eingangsgrößen die Massenträgheitsmomente des Flugzeugs (die nach
Eingabe von repräsentativen Teilmassen sowie ihrer Lage von XFLR5 bestimmt werden)
und die Stärke der Böe bei einer gegebenen Fluggeschwindigkeit.
5 Eine Phygoide ist eine Energieschwingung des Flugzeuges mit einer langen Periodendauer - in einer
Größenordnung von etwa 100s.
51

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Längsstabilität Untersucht wurden im Folgenden der Einfluss einer plötzlich auftretenden,
aber im Anschluss stationären, vertikalen, bzw. lateralen Strömungskomponente.
Zunächst soll hier die Anstellwinkelschwingung betrachtet werden. Bei einer Fluggeschwindigkeit
von vcruise = 53.5 m
s und einer Geschwindigkeit für die vertikale“Böe”von vgust = ±15.24 m
s
(aus[Age03b]) ergeben sich dabei folgende Diagramme:
� Für die Nickgeschwindigkeit q :
Figure 2.14.: Nickgeschwindigkeit bei Anstellwinkelschwingung
� Für die vertikale Geschwindigkeit w:
Figure 2.15.: Vertikalgeschwindigkeit bei Anstellwinkelschwingung
� Für den Nickwinkel θ:
52

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Figure 2.16.: Nickwinkel bei Anstellwinkelschwingung
Es zeigt sich, das die Anstellwinkelschwingung für diesen spezifischen Fall etwa 0.6s
dauert, ehe sich das System eingeschwungen hat. Nach Ablauf dieser Zeit stellt sich
eine Schwingung längerer Periode und geringerer Amplitude ein, welche überer mehrere
Minuten hinweg anhält, sofern keine Steuerkorrekturen durch den Piloten erfolgen. Diese
sog. Phygoide ist in den folgenden Diagrammen dargestellt:
� Für die Nickgeschwindigkeit q:
Figure 2.17.: Nickgeschwindigkeit bei Phygoidenschwingung
� Für die vertikale Geschwindigkeit w:
53

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Figure 2.18.: Vertikalgeschwindigkeit bei Phygoidenschwingung
� Für den Nickwinkel θ:
Figure 2.19.: Nickwinkel bei Phygoidenschwingung
Außer dem kurz- und langfristigen Schwingungsverhalten können wir mit XFLR5 zudem
die Eigenfrequenz und die Dämpfung unseres Flugzeuges bei fremderregter Schwingung
bestimmen. Dafür schauen wir uns die Polverteilung bei einer longitudinalen Schwingung
an:
54

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Figure 2.20.: Polverteilung der Längsstabilität
Hier lässt sich erkennen, dass es sich um ein Poolpaar mit Real- und Imaginärteil in der
linken Halbebene handelt, was einem stabilen System mit einer Dämpfung 1 > D >
0 gleichkommt ([Buc11]). Zudem lässt sich (mit den genauen Werten aus XFLR5) die
Dämpfung und die Eigenfrequenz über die folgenden Formeln bestimmen. Hierbei ist σ
der Realteil und jωder Imaginärteil:
� Die Eigenfrequenz über 6
� Mit den genauen Werten aus XFLR5 folgt:
bzw.
� Die Dämpfung über
Mit den genauen Werten folgt:
ω0 = � | σ | 2 +ω 2 (2.26)
ω0 = � | −5.214 | 2 +4.634 2 = 6.976 1
s
f = ω0/2π = 1.11 1
s
| σ |
D = = | −5.214 |
| σ |
D = sinε =
ω0
ω0
6.976
(2.27)
(2.28)
(2.29)
= 0.747 (2.30)
Quer- und Richtungsstabilität Ergänzend zu den oben angestellten Betrachtungen zur
Längsstabilität können wir mit Hilfe von XFLR5 auch die laterale Stabilität analysieren.
6 aus [Buc11]
55

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Dabei ergeben sich bei Wahl der gleichen, zusätzlichen Anströmkomponenente, dieses Mal
), folgende Diagramme:
allerdings von der Seite kommend (v = 15.24 m
s
� Für die Rollgeschwindigkeit p:
Figure 2.21.: Rollgeschwindigkeit bei zusätzlicher, lateraler Strömungskomponente
� Für die Giergeschwindigkeit r:
Figure 2.22.: Giergeschwidigkeit bei zusätzlicher, lateraler Strömungskomponente
� Für die Seitwärtsgeschwindigkeit v:
56

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Figure 2.23.: Laterale Geschwindigkeit bei zusätzlicher, lateraler Strömungskomponente
� Für den Rollwinkel φ:
Figure 2.24.: Rollwinkel bei zusätzlicher, lateraler Strömungskomponente
Außerdem ergibt sich, analog zum Vorgehen bei der Längsstabilität, eine Polverteilung,
aus der die Dämpfung und die Eigenfrequenz entommen werden können:
57

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Figure 2.25.: Polverteilung der lateralen Stabilität
Daraus ergeben sich mit den oben genannten Formeln
bzw.
und
ω0 = � | −0.5171 | 2 +3.7431 2 = 3.778 1
s
f = ω0/2π = 0.601 1
s
| σ |
D = = | −0.5171 |
ω0
3.778
(2.31)
(2.32)
= 0.137 (2.33)
Dämpfung und Eigenfrequenz sind also für die laterale kleiner als für die longitudinale
Bewegung. Dies kommt uns entgegen - die geringe laterale Dämpfung in der Vorgabe, eine
bestimmte Rollrate zu erreichen, und die starke longitudinale Dämpfung in dem Ziel, ein
sich gutmütig steuen zu lassendes Flugzeug zu konstruieren.
Wir halten eine Eigenfrequenz bei longitudinaler Schwingung von 1.11 1
s für durchaus
kontrollierbar durch den Piloten. Auch die Eigenfrequenz bei lateraler Schwingung von
0.601 1
s halten wir diesbezüglich noch für vertretbar. Die Analyse hat gezeigt, dass sich das
Flugzeug im Fluge stabil verhalten wird und alle unsere Anforderungen in Hinblick auf
Momentenverläufe, Cruise- und Stallverhalten sowie Reaktionen auf laterale und vertikale
Strömungskomponenten erfüllen wird.
2.4.10. Berechnung der Querruderwirksamkeit
Bei der Berechnung der Querruderwirkung sind wir in zwei Schritten vorgegangen. Im
Schritt 1 (Ruderwirkung schritt1.m) haben wir die Größe und Position der Querruder mit
einer Überschlagsrechnung bestimmt (vgl. [Ray99, S. 126 - 129]). Anschließend, im Schritt
58

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
2 (Ruderwirkung schritt2.m) haben wir das nun entworfene Querruder in XFLR5 nachgebaut.
Den durch die Simulation in XFLR5 bekannten Rollmomentenbeiwert konnten wir
dazu benutzen, unsere Ergebnisse zu verifizieren.
Schritt 1: Beschreibung der Überschlagsrechnung:
Grundsätzlich müssen wir zur Bestimmung der maximalen Rollrate sowie der Rollbeschleunigung
zwei Größen beschreiben.
1. Dämpfungsmoment Mdaem
2. Durch die Querruder erzeugtes Moment Mδ
Dämpfungsmoment:
Zur Ermittlung des Dämpfungsmoments haben wir zunächst das Profil in einem infinitesimal
kleinen Spannweitenbereich, also sozusagen zweidimensional, betrachtet. Zur Beschreibung
des Auftriebs an dieser Stelle kann man die folgende Gleichung verwenden:
mit:
�
∂Ldaem = q · cL0 + ∂cL
∂α · αeff
�
(y, p,v) · c(y) · ∂y (2.34)
� αeff (y, p,v): effektiver Anstellwinkel an der Stelle y in Abhängigkeit von der Rollgeschwindigkeit
p und der Geschwindigkeit v
� c(y): Profiltiefe an der Stelle y
� q: dynamischer Druck
� ∂cL
∂α : Auftriebsanstieg des Flugzeugs (in XFLR 5 ermittelt)
Der effektive Anstellwinkel lässt sich folgendermaßen berechnen:
αeff (y, p,v) = α − p · y
v
Anmerkung: Der Anstellwinkel wird hierbei im Bogenmaß angegeben.
(2.35)
Wenn wir nun die Formel für ∂Ldaem mit dem Hebelarm y von der Rumpfmitte (Schwerpunkt
liegt in der Symmetrieebene) multiplizieren, ergibt sich das Dämpfungsmoment der
infinitesimal kleinen Stelle ∂y: ∂Mdeam = ∂Ldaem · y. Dies können wir nun über die
Spannweite integrieren, um das Dämpfungsmoment der gesamten Tragfläche zu erhalten.
Querrudermoment:
Mdaem =
ˆ
∂Mdaem
(2.36)
Beim Querrudermoment sind wir im Prinzip ähnlich vorgegangen. Zunächst haben wir wieder
das Profil in einem infinitesimal kleinen Spannweitenbereich betrachtet, an dem das
Querruder sitzt. Wir haben mit XFLR 5 das Profil mit ausgeschlagenem Querruder simuliert
und dabei den Auftriebsanstieg des Profils in Abhängigkeit vom Querruderausschlag
∂cL
∂δ 2d
, ermittelt.
59

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Der Auftriebsanstieg bezieht sich allerdings nur auf ein zweidimensionales Profil und ist
deshalb zu groß. Um diesem Fehler Rechnung zu tragen, haben wir einen Korrekturfaktor
f3d eingeführt. Um zu diesem Korrekturfaktor zu gelangen, haben wir die Werte für den
Auftriebsanstieg ∂cL
∂α des Flugzeugs (also dreidimensional) und die für das Profil (zweidimensional)
verglichen. Beide sind uns aus XFLR 5 bekannt.
f3d =
∂cL
∂α (3d)
∂cL
∂α (2d)
(2.37)
Diesen Korrekturfaktor haben wir anschließend mit dem Auftriebsanstieg bei Querruderausschlag
∂cL
∂δ (des Profils) multipliziert und somit erhalten wir den gesuchten Auf-
2d
triebsanstieg für die dreidimensionale Tragfläche.
Gleichung 2.38 beschreibt den zusätzlichen, durch das Querruder produzierten, Auftrieb:
∂Lδ = q · ∂cL
δ · c(y) · ∂y (2.38)
∂δ
Daraus resultiert mit ∂Mδ = ∂Lδ · y die Momentengleichung
Mδ =
ˆ
∂Mδ
(2.39)
Wir integrieren nun nicht über die gesamte Spannweite hinweg, sondern von Querruderanfang
bis Querruderende (in y-Richtung).
Die maximale Rollrate ist dann erreicht, wenn Querrudermoment und Dämpfungsmoment
entgegengesetzt gleich groß sind. Daher kann man nun die beiden Momente gleichsetzen
und nach der Rollgeschwindigkeit p auflösen.
Zur Ermittlung der Rollbeschleunigung muss man die gesamte Differentialgleichung aufstellen:
� M = Ixx · ∂p
(∂t) 2 = Mδ + Mdaem (2.40)
Diese Differentialgleichung muss nun nach p(t) auflöst werden und man erhält dadurch die
gewünschte Funktion für die Rollgeschwindigkeit in Abhängigkeit von der Zeit.
Zunächst haben wir es uns zum Ziel gesetzt, eine Rollrate von 60 Grad pro Sekunde
bei Stallspeed zu erreichen. Hierfür haben wir ein Querruder gewählt, welches 25% der
Flügeltiefe einnimmt. Die Profile haben wir dann in XFLR 5 simuliert, um die für die
Berechnung notwendigen Parameter zu erhalten:
� ∂cL
∂α (2d) = 6.4744/rad
� ∂cL
∂α (3d) = 5.1967/rad
� f3d = 0.8027
� ∂cL
∂δ (2d) = 0.0452/Grad
� ∂cL
∂cL
∂δ (3d) = ∂δ (2d) · f3d = 0.0363/Grad
60

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Da wir unsere Berechnungen mit MATLAB durchgeführt haben, konnten wir die Abmaße
der Querruder innerhalb dieser ersten Überschlagsrechnung solange verändern, bis wir die
gewünschte Rollrate erreicht hatten.
Die Abmessungen der Querruder sehen nun wie folgt aus (in y-Richtung)
� yqinnen
� yqaußen
= 2, 5m
= 4, 8m
Den Ruderausschlag haben wir, durch Vergleich mit bestehenden Flugzeugen dieser Klasse,
folgendermaßen festgelegt.
� δoben = 37�
� δunten = −25�
Der obere Ausschlag ist hierbei größer, um das negative Wendemoment abzuschwächen.
Schritt 2 Nun geht es darum, die im Schritt 1 berechnete Vordimensionierung zu verfeinern
und zu bestätigen. Hierzu haben wir dem Flugzeug in XFLR 5 die Querruder
“angebaut” und dieses dann dreidimensional simuliert.
Der weitere Vorgang entspricht dem des Schritt 1. Für das Dämpfungsmoment gilt weiterhin
der oben beschriebene Zusammenhang. Allerdings haben wir, da unser Canard schon
eine beträchtliche Spannweite besitzt, dessen Einfluss in die Berechnung des Dämpfungsmomentes
einfließen lassen. Da die nun berechnete Rollrate trotz Einbezug des Canards
deutlich größer ausfiel als die der Vorauslegung, haben wir in einem Iterationsschritt nun
die Tiefe der Querruder in XFLR 5 auf 17% reduziert und den Ruderausschlag auf +30�
und −20� herabgesetzt.
Wir erhalten dann einen Rollmomentenbeiwert:
� cl,roll = 0.173
Dieser wurde bei einem Querruderausschlag von δoben = 30� und δunten = −20� erreicht.
Es ergibt sich also ein Gesamtausschlag von 50�. Der Momentenanstieg über dem
Querruderausschlag lautet also:
� ∂cl,roll
∂δges
= 0.173/50 = 0.0035/Grad
� Mδ = q · ∂cl,roll
∂δges
· (δrechts − δlinks) · b · Sref
Mit den Berechnungen des Schritt 2 erreichen wir nun folgende Rollraten:
� im Reiseflug : 132�/sek
� beim Stall: 57�/sek
� bei Landegeschwindindigkeit: 75�/sek
� bei Abhebegeschwindigkeit:68�/sek
Zum Schluss gilt es, darzulegen, dass die gesetzlichen Anforderungen (vgl. [Age03b, S. 14,
CS-VLA157]) eingehalten werden. Diese lauten wie folgt:
Das Flugzeug muss aus einer Schräglage von 30� in einer bestimmten Zeit in die entgegengesetzte
Position, also 60� in die entgegengesetzte Richtung rollen. Die maximale Rolldauer
beträgt:
61

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
� 5 Sekunden bei Startgeschwindigkeit: VLOF = Vstall · 1.2 = 99.6 km/h
� 4 Sekunden bei Landegeschwindigkeit: VLand = Vstall · 1.3 = 107.9 km/h
Durch Auflösen der Integralgleichung ∂p (Mδ+Mdaem)
∂t = Jxx nach p erhielten wir die Funktion
der Rollrate in Abhängigkeit von der Zeit. Diese haben wir anschließend mit der
Anfangsbedingung Φ(t = 0) = −30� (nach CS-VLA 157) zur Funktion für die Schräglage
integriert.
Das Massenträgheitsmoment Jxx haben wir geschätzt, da wir in Autodesk Inventor lediglich
das Modellflugzeug komplett fertig gebaut haben. Um das Massenträgheitsmoment der
Strukturbauteile zu schätzen, haben wir vorausgesetzt, dass die Massenverteilung der Modellstrukturbauteile
(diese können wir in Inventor ablesen) ähnlich der des großen Modells
ist. Mit dieser Annahme kann man den Trägheitsradius um die x-Achse (geht näherungs-
weise durch den Schwerpunkt) berechnen und diesen mithilfe des Maßstabs auf das große
Flugzeug hochskalieren. ixxModell =
� J xx+r 2 ·m
m und ixxmanntragend
= ixxModell · Maßstab
Das Quadrat dieses Trägheitsradius haben wir dann für alle anderen Bauteile mit deren
Gewicht (beim manntragenden Flugzeug) multipliziert und man erhält eine recht gute
Näherung für das Massenträgheitsmoment der Strukturelemente. Bei den anderen Teilen,
die nicht vom Modell abzuleiten sind, haben wir das Massenträgheitradius auf klassische
Art bestimmt.
1. Abschätzen des Flächenträgheitsmoments um den Bauteilschwerpunkt: Ixx = b·h3
12
(Vereinfachte Annahmen: homogene Massenverteilung und rechteckige Grundfläche)
2. Unter Berücksichtigung des Satzes von Steiner (Verschiebung) haben wir den Flä-
chenträgteitsradius des Bauteils um die x-Achse bestimmt: ixx =
� Ixx+r 2 ·A
A
3. Berechnen des Massenträgheitsmoments um die x- Achse: Jxx = m · i 2 xx
Durch Addieren der Massenträgheitsmomente kamen wir zu einem gesamten Trägheitsmoment
von Jxx = 650 kg · m 2 . Vereinfachend haben wir angenommen, dass der Gesamtschwerpunkt
durch die x-Achse verläuft. Mit dieser Annahme schaffen wir uns eine
zusätzliche Sicherheit, da das Massenträgheitsmoment um den Gesamtschwerpunkt minimal
wird. Wir rechnen also mit einem etwas zu hohem Massenträgheitsmoment. Die
Ergebnisse dieser Überschlagsrechnung zeigen, dass wir die Mindestanforderungen ohne
Probleme erreichen.
Eine weitere Möglichkeit die Roll-Anforderungen zu überprüfen, liefert das NACA mit
dem Bericht 715 (vgl. [Ray99, S. 521]). Die Flugtests hatten sich mit der subjektiven
Wahrnehmung der Piloten bzgl. der vom Flugzeug erreichten Rollrate beschäftigt. Das
Erreichen der Rollanforderung wurde dabei an den “wing helix angle” Ω gekoppelt (wenn
dieser mindestens Ω = 0.07rad beträgt, dann hat das Flugzeug einer der Studien zu Folge
eine ausreichende Rollrate):
p ∗ b
Ω =
2 ∗ V
Für unser Flugzeug ergibt sich der “wing helix angle” zu:
Ω =
p ∗ b
2 ∗ V
= 0.21rad
(2.41)
62

SIMCON Drake KAPITEL 2. FLUGZEUGGEOMETRIE
Ω übertrifft die, vom NACA-Bericht geforderten Mindestwerte deutlich, so zeigt sich auch
hier, dass die Anforderungen an die Rollrate des Drake erreicht werden.
Schräglage in °
50
40
30
20
10
0
−10
−20
−30
Reaktion der Schräglage auf ausgeschlagenes Ruder
Startgeschwindigkeit
Landegeschwindigkeit
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1
t in sek
Abbildung 2.26.: Reaktion auf ausgeschlagenes Querruder (Schräglage)
Rollrate in °/sek
90
80
70
60
50
40
30
20
10
Reaktion der Rollrate auf ausgeschlagenes Ruder
Startgeschwindigkeit
Landegeschwindigkeit
0
0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5
t in sek
0.6 0.7 0.8 0.9 1
Abbildung 2.27.: Reaktion auf ausgeschlagenes Querruder (Rollrate)
Rollrate in °/sek
160
140
120
100
80
60
40
20
Rollrate mit Momentenbeiwert aus XFLR5 (Schritt 2)
0
60 80 100 120 140 160 180 200 220
Fluggeschwindigkeit in km/h
Abbildung 2.28.: Maximale Rollrate in Abhängikeit der Geschwindigkeit
63

Teil II.
Auslegungsphase manntragendes
Selbstbauflugzeug
64

SIMCON Drake KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN
3. Flugleistungen und -eigenschaften
Der zweite Teil dieser Dokumentation betrachtet das manntragende Flugzeug mit Fokus
auf die von der OUV geforderten Unterlagen, Berechnungen und Diagramme. Wurde ein
solcher Nachweis schon in Teil 1 der Dokumentation erbracht, so wird in dem nun folgenden
Teil nochmals dorthin verwiesen.
Das folgende Kapitel untersucht die Flugleistung des Flugzeuges mit Fokus auf die Steiggeschwindigkeiten
bei verschiedenen Manövern. Es liefert darüber hinaus einen Verweis
auf die Stabilitätsanalyse und ein V-n-Böen- Diagramm.
3.1. Betrachtung der Flugleistung
Aus XFLR5 haben wir die entsprechenden CL/CD-Werte extrahiert und nach [Ray99,
S. 347-349 und 695] einen Widerstandsbeiwert für das Fahrwerk hinzugegeben. Daraus
erhält man einen Wert für den Gesamtwiderstand und damit einen Verlauf der benötigten
Leistung (P ower Required − Pr) für den horizontalen Geradeausflug in Abhängigkeit
der Fluggeschwindigkeit. Der Gesamtwiderstand des Flugzeuges (total Drag − Dtotal) entspricht
dem benötigten Schub (T hrust Required − Tr), der zur Überwindung des ersteren
nötig ist. Nach Multiplikation mit der Fluggeschwindigkeit (TAS) erhält man die benötigte
Leistung. Die benötigte Leistung Pr ist ab der Stallspeed von 83km/h = 44, 8 kt dagestellt.
Pr = Tr ∗ T AS = Dtotal ∗ T AS (3.1)
Mit Hilfe von [RL97, S. 304-307], dem [BP10a] und der hierin gegeben Höhenabhängigkeit
der Motorleistung, den angenommenen Propellerdaten und Berechnungsgrundlagen zum
Verstellpropeller des Herstellers mt-Propeller (vgl. Abschnitt 4.3) lässt sich ebenfalls ein
Verlauf für den verfügbaren Schub (Thrust Available - Ta) und daraus nach Multiplikation
mit der T AS die verfügbare Leistung (P ower Available − Pa) in Abhängigkeit der
Geschwindigkeit erstellen.
65

SIMCON Drake KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN
Thrust [N]
1500
1000
500
MSL − MCP
Thrust Diagram: T a (blue) over T r (red)
0
0 20 40 60 80 100 120 140 160
TAS [kts]
Abbildung 3.1.: Schubdiagramm für Maximum Continous Power (MCP), ALT: 0 MSL
Power [kW]
60
50
40
30
20
10
MSL − MCP
Power Diagram: P a (blue) over P r (red)
0
0 20 40 60 80 100 120 140 160
TAS [kts]
Abbildung 3.2.: Leistungsdiagramm für Maximum Continous Power (MCP), ALT: 0 MSL
66

SIMCON Drake KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN
Thrust [N]
1500
1000
500
ALT 4500 − MCP
Thrustdiagram: T a (blue) over T r (red)
0
0 20 40 60 80 100 120 140 160
TAS [kts]
Abbildung 3.3.: Schubdiagramm für Maximum Continous Power (MCP), ALT: 4500 MSL
Power [kW]
60
50
40
30
20
10
ALT 4500 − MCP
Power Diagram: P a (blue) over P r (red)
0
0 20 40 60 80 100 120 140 160
TAS [kts]
Abbildung 3.4.: Leistungsdiagramm für Maximum Continous Power (MCP), Cruising
ALT: 4500 MSL
3.1.1. Startrollstrecke
Für den Drake ergibt sich mit Hilfe der von mt-Propeller zur Verfügung gestellten Daten
ein Standschub von T ≈ 1400N. Dieser liefert ein S/G-Verhältnis für den Startfall von
T
W = 0.34. Wir haben folgendes Startstreckendiagramm errechnet, das die Zuladung sowie
die vorherrschende Windkomponente mit berücksichtigt.
67

SIMCON Drake KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN
Startstrecke in m
220
200
180
160
140
120
100
80
0 50 100 150
Zuladung (Pilot + Gepäck + Treibstoff) in kg
Abbildung 3.5.: Startrollstrecke in Abhängigkeit von Zuladung und Wind (vgl. Startstrecke.m)
3.1.2. Horizontalfluggeschwindigkeit bei maximaler Dauerleistung
Mit dem Power-Setting für maximale Dauerleistung (Maximum Continous P ower−MCP )
ergibt sich nach Abbildung 3.2 und 3.4 die leistungsbegrenzte Maximalfluggeschwindigkeit
VH des Drake in der jeweiligen Flughöhe als Schnittpunkt der benötigten und der verfügbaren
Leistung:
� vH,MSL = 145 kt = 269 km/h
� vH,cruising ALT = 147 kt = 272 km/h
3.1.3. Geschwindigkeit des besten Steigens und maximale
Steiggeschwindigkeit
Die Geschwindigkeit des besten (oder schnellsten) Steigens (best rate of climb speed − vy)
mit der höchsten Vertikalgeschwindigkeit erhält man bei maximalem Leistungsüberschuss:
sin γ = ROC
T AS
γ : Bahnneigungswinkel
T : Schub/T hrust
D : W iderstand/Drag
T − D
=
W = Ta − Tr
W
W : F lugzeuggewicht/W eight
→ ROC = Ta − Tr
W
ROCmax = (Pa − Pr)max
W
T AS : F luggeschwindigkeit/T rue Airspeed
∗ T AS = Pa − Pr
W
TWC=9.3 kt
TWC=7.4 kt
TWC=5.6 kt
TWC=3.7 kt
TWC=1.9 kt
WC=0
HWC=1.9 kt
HWC=3.7 kt
HWC=5.6 kt
HWC=7.4 kt
HWC=9.3 kt
(3.2)
(3.3)
68

SIMCON Drake KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN
ROC : V ertikalgeschwindigkeit/Rate of climb
Aus der Abbildung 3.2 kann man auf Meereshöhe den maximalen Leistungsüberschuss bei
etwa 80 kt ablesen. Es ergeben sich also:
� vy,MSL = 80 kt = 148 km/h
� ROCmax =
44,1 kW −12,4 kW
412 kg∗9,81 m
s�
= 7, 84 m/s = 1544 ft/min
Im Cruise (Abbildung 3.4) liegt dieser bei ebenfalls bei etwa 82 kt, woraus folgt:
� vy,cruising ALT = 82 kt = 152 km/h
� ROCmax =
41,1 kW −11,1 kW
412 kg∗9,81 m
s�
= 7, 42 m/s = 1461 ft/min
3.1.4. Geschwindigkeit des steilsten Steigens
Die Geschwindigkeit des steilsten Steigens (best angle of climb speed − vx) bei maximalem
Bahnwinkel γ ergibt sich, wie Gleichung 3.2zeigt, aus dem maximalen Schubüberschuss.
Dieser liegt auf Meereshöhe wie auch auf der Cruising-Altitude bei etwa 51 kt.
� vx = 51 kt = 95 km/h
3.1.5. Range und Endurance
Da der Kraftstoffverbrauch (F uel F low −F F ) im Allgemeinen etwa proportional zur Wellenleistung
(Break Horse P ower − BHP ) ist und bei einem Verstellpropeller der Propellerwirkungsgrad
über einen weiten Geschwindigkeitsbereich konstant ist, kann man von
der Kurve der benötigten Wellenleistung Pr auf den Fuel Flow schließen. Die maximale
Endurance (maximale Flugdauer) ergibt sich bei dem minimalen Kraftstoffverbrauch
pro Zeit, also beim Minimum der Pr-Kurve. Aus den Diagrammen 3.2 und 3.4 kann man
ablesen:
� vmax Endurance,MSL = 50 kt = 93 km/h
� vmax Endurance,MSL,cruising ALT = 53 kt = 97 km/h
� unter der Annahme eines Fuel Flow von F F = 6 l
h und eines ausfliegbaren Tankvolumens
von 67l ergibt sich eine maximale Endurance (4500ft MSL) von Endmax =
11 : 10h (vgl. performance.m)
Die maximale Reichweite erhält man im Punkt des minimalen Widerstandes, also im
Minimum der Tr-Kurve. Durch die Multiplikation mit der Fluggeschwindigkeit T AS liegt
dieser Punkt am Schnittpunkt einer Ursprungstangent mit der Pr-Kurve. Man erhält:
� vmax Range,MSL = 65 kt = 121 km/h
� vmax Range,cruising ALT = 70 kt = 130 km/h
� unter der Annahme eines Fuel Flow von F F = 6 l
h und eines ausfliegbaren Tankvolumens
von 67l ergibt sich eine maximale Range (4500ft MSL) von 1440km oder
780NM (vgl. performance.m)
69

SIMCON Drake KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN
Unter der Annahme eines Fuel Flow von F F = 9 l
h und eines ausfliegbaren Tankvolumens
von 67l ergibt sich für den von uns definierten Reiseflug in 4500ft MSL bei vcruise = 103kt
eine Range von ungefähr 1415km oder 765NM sowie eine Endurance von ca. 7:20h (vgl.
performance.m).
3.2. Stabilitätsanalyse
In Kapitel 2.4.9 wird die Stabilitätsanalyse mit Hilfe der Strömungssimulationssoftware
XFLR5 beschrieben. Diese Betrachtungen der Stick Fixed Stability zeigen, dass das Design
des Flugzeuges durchweg gute Stabilitätseigenschaften besitzt. Da diese Ergebnisse sehr
vielversprechend sind, verzichten wir im jetzigen Stadium des Projektes auf eine weiterführende
Stick Free Stability Analyse, da diese weitere Veränderungen der Flugzeuggeometrie
mit sich bringen würde (Ruderflächen, Ruderposition, etc.). In der finalen Konstruktion
müsste dann auf Basis des vorhandenen Designs eine genauere Stabilitätsanalyse bezogen
auf den Stick Free Fall erfolgen.
3.3. V-n-Diagramm für Manöver und Böen
Das V-n Diagramm wurde von uns gemäß den Vorgaben der “CS-VLA 341” erstellt. Die
aerodynamischen Größen, die dieser Berechnung zugrunde liegen haben, wir der Software
XFLR 5 entnommen. Die zulässigen Lastvielfache mussten wir relativ hoch ansetzen,
um unsere Forderungen bezüglich Reisefluggeschwindigkeit und Maximalgeschwindigkeit
zu erreichen. Aufgrund der, im Vergleich zu anderen Flugzeugen gleicher Klasse, großen
Flügelfläche erzeugen Böen relativ hohe Lastvielfache. Wir haben daher Folgende Größen
festgelegt.
� nzpos =5.6 g
� nzpos =4.5 g bei vd = 184kt = 340km/h
� nzneg =-3.6 g
� nzneg =- 2.5 g bei vd = 184kt = 340km/h
70

SIMCON Drake KAPITEL 3. FLUGLEISTUNGEN UND -EIGENSCHAFTEN
n z [g]
6
5
4
3
2
1
0
−1
−2
−3
−4
V n − Diagramm
0 10 20 30 40 50
v [m/s]
60 70 80 90 100
Abbildung 3.6.: V-n- Diagramm maximale Abflugmasse
Für geringere Abflugmassen verändert sich das V-n-Diagramm entsprechend. Für die geringste
Flugmasse ergibt sich daher folgendes Diagramm:
n z [g]
6
5
4
3
2
1
0
−1
−2
−3
−4
V n − Diagramm
0 10 20 30 40 50
v [m/s]
60 70 80 90 100
Abbildung 3.7.: V-n-Diagramm Mindestgewicht
Hieraus ergibt sich als sinnvolle Höchstgeschwindigkeit v d(Mindestgewicht)· 0, 9 = vNE =
143kts = 264 km/h
71

SIMCON Drake KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT
4. Bau- und Konstruktionskonzept
Kapitel 4 beschreibt, wie der Bau des Drake konzeptionell bewerkstelligt werden soll. Im
Weiteren wird dann auch auf die Hauptstrukturelemente des Drake eingegangen und deren
Spezifika werden beschrieben. Darüber hinaus werden Motoreinbau, die Cockpitgestaltung,
die Steuerung und die Flugzeugsysteme näher beleuchtet.
4.1. Baukonzept
Wie in der Marktanalyse unter Frage 3 (s. 1.2) beschrieben, wird von der Mehrheit der
potentiellen Flugzeugeigenbauer eine moderne und zukunftsweisende GFK-Konstruktion
bevorzugt. Auch wir favourisieren diese Bauweise, da sie uns den größt möglichen Freiraum
bezüglich der Formgebung des Flugzeuges gewährt. Auf diese Weise lässt sich eine
aerodynamisch optimierte Geometrie, die beispielsweise eine hohe Verwindung des Flügels
erfordert (wie unter 2.4.8 beschrieben), leichter umsetzen. Zudem ermöglicht die GFK-
Bauweise die Verwendung von nur wenigen großen Teilen für Rumpf, Flügel und Leitwerke,
was den Anforderungen der Ausschreibungen der OUV (vgl. [OUV11]) gerecht wird.
Die Ausführung der Konstruktion in GFK bringt für den Eigenbauer zwei Herausforderungen
mit sich. Zum einen ist für die Verarbeitung von GFK ein gewisses Maß an Know-How
und Erfahrung notwendig. Zum anderen werden für das Anfertigen von GFK-Werkstücken
Formen benötigt. Dabei können sowohl Negativ- als auch Positivformen verwendet werden.
Um den Bau des SIMCON Drake reproduzierbar zu gestalten ist es kritisch, dass diese Formen
wiederverwendbar sind und dem jeweiligen Eigenbauer zur Verfügung gestellt werden
oder ebenfalls mit geringem Aufwand exakt reproduziert werden können.
Für beide Herausforderung haben wir eine effiziente und innovative Lösung gefunden. Um
den Umgang mit dem Werkstoff GFK zu erlernen, werden dem geneigten Flugzeugbauer
Pläne zur Verfügung gestellt, nach welchen er ein (nahezu) orginalgetreues und voll flugfähiges,
fernsteuerbares Modell des SIMCON Drake anfertigen kann. Die Fertigung von
Flügel und Leitwerken entspricht dabei in den Fertigungsschritten der des eigentlichen
Flugzeuges.
Es ist zudem denkbar den Bau dieses Modells im Rahmen eines Vorbereitungsseminars
für den eigentlichen Eigenbau unter professioneller Anleitung durchzuführen. So kann der
potentielle Eigenbauer den SIMCON Drake näher kennenlernen und wertvolle Erfahrungen
mit der allgemeinen Arbeitsweise und dem Werkstoff sammeln.
Für den Bau unseres Modelles haben wir uns entschieden die Flügel mit Positivformen,
den Rumpf jedoch mit einer Negativform zu fertigen um mit beiden Methoden Erfahrung
zu sammeln. Die Positivformen verbleiben dabei im Flügel um zusätzliche Stabilität zu
gewährleisten. Im Nachhinein haben wir allerdings beim Bau des Modells gelernt, dass die
Bauweise mit Negativformen, wie wir sie beim Rumpf praktiziert haben, sehr viel Aufwand
72

SIMCON Drake KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT
bei geringem bis keinem Mehrwert hinsichtlich Oberflächenglätte der fertigen Teile erfordert.
Daher haben wir uns dazu entschieden, für den Bau des Drakes die Konstruktion des
Rumpfes analog zu jener der Flügel in Positivformbauweise ohne massiven Styroporkern,
sondern vielmehr mit Styroporhalbschalen als Positivform zu vorzusehen (siehe 4.2.3).
In der Ausschreibung des Wettbewerbs der OUV (vgl. [OUV11]) wird darauf hingewiesen,
dass einige Teile für den Selbstbau des manntragenden Flugzeuges durch den Konstrukteur
oder die OUV zur Verfügung gestellt werden können. Um die Bereitstellung der Formen
möglichst simpel zu gestalten, favorisieren wir die Verwendung von aus Halbschalen bestehenden
Positivformen aus Styropor. Diese können an zentraler Stelle kostengünstig gefertigt
und an den Eigenbauer geliefert werden. So können mehrere Projeke zur gleichen Zeit
laufen ohne aufwändig herzustellende und teure negativformen für die Faserverbundteile
anfertigen zu müssen. Im Vergleich zu vollen Positivformen wird dabei außerdem Gewicht
gespart, da die Bauteile so nur mit Halbschalen aus Styropor enhalten. Als weitere Vereinfachung
für den Bau des Flugzeuges werden Passungen für die Innenausbauten des
Rumpfes und der Flügel in den Halbschalen von dem Styroporhersteller vorgefertigt sein.
Bei der Verwendung von Positivformen werden die Formen im ersten Arbeitsschritt mit
Einbauten versehen. Danach werden die Teile an den schon vorgeferitgten Verbindungsstellen
zusammgesetzt und geklebt. Im Folgenden wird die Oberfläche des Werkstückes
nachbearbeitet. Anschließend werden die Bauteile dann einlaminiert, um die gewünschte
Festigkeit zu erreichen und schließlich lackiert.
Abschnitt 4.2 erläutert die Spezifika des Baus noch detaillierter.
4.2. Haupt-Struktur-Elemente
Nun wollen wir uns genauer anschauen, wie wir die wichtigsten Strukturelemente des
Flugzeuges, also jene Elemente, welche die größten Kräfte aufnehmen müssen, auslegen.
Dabei sind in erster Linie die Tragflächen und der Canard, die Seitenleitwerke, der Rumpf
und die Aufhängung des Motors zu betrachten.
4.2.1. Flügel und Canard
Der Flügel und der Canard sollen in der selben Bauweise gefertigt werden. Als Basiswerkstoff
soll Styropor verwendet werden. Das Konzept sieht vor, dass die Flügel nicht
komplett mit Styropor ausgefüllt sind. Es sollen jeweils Halbschalen vorgeformt geliefert
werden, wobei die Wandstärke dick genug sein muss um als unterstützende Struktur zu
wirken (im äußeren Teil des Flügels, wo dieser dünner wird, könnte es sein, dass ein massiver
Styroporkern verwendet werden muss). Des Weiteren sollen in diese Halbschalen
die jeweiligen Führungen für den Holm und die Steuerseile eingeformt sein. Diese stehen
dann als durchgehende Blöcke im Flügel und tragen somit auch noch zur Festigkeit des
Flugzeuges bei. Dadurch erreicht man einerseits ein leichteres Gewicht, indem man den
Styroporkern im Flügel spart. Andererseits kann man so sehr einfach exakt passende Führungen
und Passungen für die zusätzlichen Bauteile schaffen. Die Halbschalen werden dann
zusammengeklebt und die so entstandenen Flügelsegmente mit den anderen auch per Kleber
verbunden. Hierbei kann man für die vorgefertigten Halbschalen Verbindungselemente
vorsehen, die dann den Bau erleichtern. Den fertigen Styroporflügel überzieht man danach
73

SIMCON Drake KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT
mit mehreren GFK-Schichten (6 Lagen; Gewebetyp 92110), um dann die zusätzlich nötige
Festigkeit zu garantieren. Zusätzlich ist darauf zu achten, dass Höhen- und Querruder
seperat gefertigt werden. Diese werden dann als fertige Positivformen, die komplett aus
Styropor bestehen, geliefert und danach lediglich einlaminiert.
4.2.2. Seitenleitwerk
Das Seitenleitwerk wird, wie die Höhen- und Querruder aus massiven Styropor gefertigt
und mit GFK anschließend einlaminiert. Dabei werden jedoch Aussparungen für die jeweiligen
Steuereinrichtungen und Steuerseile gelassen. Diese Bauweise ist nötig, da das
Seitenruder eine relativ geringe Dicke besitzt und im Verhältnis dazu hohe Kräfte aufnehmen
muss. An dieser Styroporform können dann Verbindungsstücke vorhanden sein, die
eine einfache Verbindung mit dem Flügel ermöglichen.
4.2.3. Rumpf
Der Rumpf wird in der selben Bauweise gebaut wie der Flügel und der Canard. Dabei ist
hier hervorzuheben, dass man sich dadurch später im Vergleich zu Positivformen das Aushöhlen
spart. Außerdem ist es möglich, die Rumpfschalen so vorfertigen zu lassen, dass für
sämtliche Innenausbauteile schon vorgefertigte Passungen vorliegen. Dies hat zur Folge,
dass für diese Bauteile ein fester Sitz garantiert ist. Bauteile wie der Treibstofftank, die
Motorhalterung, die Sitzschale, etc. können so sehr einfach in die Styroporform eingepasst
werden. Außerdem lassen sich so Kanäle für z.B. Treibstoffleitungen, Kabel, etc.. vorfertigen.
Man erhält so einen Bausatz, der sehr einfach zusammenzufügen ist und auch für
unerfahrene Selbstbauer geeignet ist. Weiterhin garantiert diese Bauweise ein hohes Maß
an Präzision.
4.2.4. Motorsektion mit Propeller
Die wesentlichen Strukturelemente mit direkter Verbindung zum Motor sind der Motorträger,
die Cowling und das Feuerschott. Als Motor sehen wir den ROTAX 912 vor (siehe
2.1.1). An dieser Stelle können wir spezifizieren, dass wir den ROTAX 912 A (Version
3) 4Takt-Motor (60kW) verwenden würden, da dieser für den Einsatz eines Verstellpropellers
samt Governor vorgesehen ist. Der Motorträger (Teilenummer 886561) wird von
BRP-POWERTRAIN für diesen Motor angeboten (siehe 4.4). Diesen Träger zu verwenden
erscheint uns als die einfachste Möglichkeit des Einbaus hinsichtlich Kosten, Aufwand und
Zulassung. Der genaue Einbau ist unter 4.4 beschrieben. Die Cowling des Motors ist Teil
der Styroporrumpfschale und wird vom Selbstbauer nach Einfügen von Scharnieren, um
später einen einfachen Zugang zum Motor zu gewährleisten, mit GFK laminiert. Auf diese
Weise erhält man zwei Klappen, über die man den Motor erreichen kann. In die Cowling
eingearbeitet sind bereits in der Styroporform die Luftauslässe rechts und links des Propellerflansch
(siehe 4.4). Für die Aufnahme des Feuerschottes und des Motorträgers ist direkt
hinter dem Holmkasten im Rumpf ein Spant eingelassen, der in Sandwich-Bauweise aus einer
Holzplatte mit GFK-Laminat ausgelegt ist und die Kräfte des Motorträgers aufnimmt.
Die Firewall ist direkt an diesem Spant angebracht und besteht aus dünnem Metall. Der
74

SIMCON Drake KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT
Motorträger ist an dem Spant über Gummielemente, welche Vibrationen und Schallentwicklung
des Motors vom Rumpf entkoppeln, befestigt. Die genaue Vorgehensweise beim
Motoreinbau ist unter 4.4 beschrieben.
4.3. Propellerwahl
Nach Rücksprache mit Herrn Albrecht von mt-Propeller haben wir entschieden, dass für
den Antrieb ein Verstellpropeller gewählt werden sollte. Herr Albrecht berichtete uns von
Versuchen bei der Entwicklung eines Propellers für vergleichbare Canards. Dabei wurde
festgestellt, dass die erreichbare Performance mit einem Constant-Speed-Propeller, vor allem
was das schnelle Erreichen der Steuerbarkeit während der Startphase angeht, deutlich
besser ist. Ein Fixed-Pitch-Propeller, auch wenn dieser deutlich günstiger wäre, sei keinesfalls
zu empfehlen. Aus unserer Sicht spricht dies auch nicht gegen unser ursprüngliches
Konzept, da im Vordergrund ja vor allem ein sicher steuerbares Flugzeug mit guten Flugleistungen
steht. Hier müssen die Kosten ganz klar im Verhältnis zum Nutzen gesehen
werden. Hinzu kommt, dass mit diesem Propeller auch ein sparsamerer Reiseflug ermöglicht
wird. Unsere Wahl fällt auf den MTV-6-A/LD165-112 Propeller. Sehr freundlich hat
uns Herr Albrecht auch die Daten zum Wirkungsgrad des Propellers zur Verfügung gestellt,
womit es uns möglich war, die oben gezeigten Flugleistungsdiagramme (s. Abschnitt
3.1) zu erstellen. Wie auch aus den errechneten Leistungsdaten und der Startstrekckenberechnung
(vgl. 3.1) hervorgeht, werden wir in der Wahl des Propellers bestätigt.
4.4. Motoreinbau
Für den Motor unseres Flugzeuges haben wir den ROTAX 912 A (Version 3) 4Takt-Motor
(60kW) gewählt, wie schon in 4.2.4 genannt. Dieser luftfahrtbewährte Motor bietet neben
den von uns geforderten Leistungen noch weitere Vorteile. Aufgrund seiner dominierenden
Marktposition im Bereich der Ultraleichtflugzeuge und Motorsegeler wird es noch auf
lange Zeit betrachtet Ersatzteile geben. Zudem hat sich der Motor über die Jahre als äußerst
zuverlässig und sicher erwiesen. Darüber hinaus ist der Motor luftfahrtzertifiziert,
womit die Zulassung keine Probleme mit sich bringt. Auch baulich bringt er Vorteile: So
gibt es einen speziell für diesen Motor vom Hersteller BRP-POWERTRAIN vorgefertigten
Motorträger, doch hierzu später mehr. Da es sich bei unserem Antriebssystem um einen sogenannten
Pusher handelt, wird der ROTAX-Motor mit dem Propellerflansch nach hinten
ausgerichtet eingebaut.
Der von BRP-POWERTRAIN vorgefertigte Motorträger (Teilenummer 886561) ermöglicht
es uns, den horizontal liegenden Motor an dem vertikalen Feuerschott zu montieren,
das den Motor vom restlichen Rumpf feuerfest abtrennt. Diese feuerfeste Wand befindet
sich im Rumpf direkt hinter dem Holmkasten, der die beiden Flügelholme aufnimmt, und
ist direkt mit dem Holmkasten verbunden. Dies hat vor allem statische und gewichtsspezifische
Vorteile, da dieser Bereich des Rumpfes schon aufgrund der Verbindung zu den
Flügeln sehr verstärkt ist. Es muss also nicht, wie bei konventionellen Flugzeugen, zusätzlich
die Flugzeugnase zum Bereich der Flügel-Rumpf-Verbindung hin verstärkt werden
um das Gewicht des Motors zu halten und die Vortrieb erzeugenden Kräfte aufzunehmen.
75

SIMCON Drake KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT
Folglich lässt sich zusätzliches Gewicht sparen, da es bei unserer Entenflüglerkonfiguration
möglich ist, die stärksten Kräfte von den Tragflächen zum Rumpf und vom Motor
zum Rumpf, auf einen Punkt zu konzentrieren und diesen Teil des Rumpfes optimal zu
verstärken.
Abbildung 4.1.: Befestigung des Rotax 912 am Motorträger laut Einbauhandbuch [BP10b]
Die Kühlung des ROTAX 912 unterteilt sich in zwei Methoden. Die Zylinderköpfe sind
flüssigkeitsgekühlt und über einen geschlossenen Kühlkreislauf mit einem Radiator verbunden.
Die Zylinder selbst werden stauluftgekühlt. Normalerweise erfolgt die Kühlung
mittels des Propellerluftstroms, der direkt den kühlenden Radiator und zwei Lufteinlässe
für die Stauluftkühlung der Zylinder anbläst. Bei der Pusherkonfiguration kann dies so
nicht erfolgen. Deshalb ist geplant eine Lufthutze unter dem Rumpf anzubringen um Stauluft
zur Kühlung aufzunehmen. Der Stauluftstrom soll dann getrennt werden in einen Teil,
der dank Ablenkwänden die Zylinder umströmt und somit kühlt, sowie in einen weiteren,
der benutzt wird um den Radiator zu kühlen. Außerdem in einen dritten, der, wie wir
später sehen, den Motor mit Frischluft zur Verbrennung versorgt. Der Radiator kann, wie
üblich, schräg unterhalb des Motors am Rumpf angebracht sein, sodass die warme Abluft
direkt hinter dem Radiator nach außen strömt. Der andere Kühlluftstrom soll über zwei
Luftauslässe auf Höhe des Propellerflansches rechts und links nach außen geleitet werden.
Die Ansaugluft für den Motor wird direkt dem Kaltluftstrom der Lufthutze unterhalb
76

SIMCON Drake KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT
des Rumpfes entnommen, gefiltert und über einen Schlauch mit dem Ansaugluftverteiler
verbunden. Somit ist gewährleistet, dass dem Motor immer kühle Luft zugeführt wird und
der Motor somit sein volles Potenzial ausschöpfen kann.
Zu guter Letzt muss noch geklärt werden wie die Auspuffanlage eingebaut werden soll.
Auch hier bietet es sich an, den Auspuff wie üblich unterhalb des Motors einzubauen.
Die Auspuffanlage sollte jedoch hinter dem Radiator liegen, damit der Kühler nicht mit
warmer Luft beströmt wird.
Man sieht, dass sich der Motor, obwohl er als Pusher und nicht wie meist üblich als
Tractor verbaut wird, nahezu normal einbauen lässt. Lediglich die Ansaugluft und der
Kühlluftstrom muss über eine Hutze dem Motor zugeführt werden.
4.5. Cockpitgestaltung
Für die Anordnung der Instrumente, Hebel und Schalter im Cockpit haben wir uns an der
gängigen Anordnung orientiert. Hierbei wird die T-Anordnung von Fahrtmesser, Höhenmesser,
Variometer, und Kompass in der Mitte des Instrumentenbrettes verwirklicht. Die
Motorüberwachungsinstrumene und Bedienhebel werden auf der rechten Seite angeordnet.
Somit ist eine gute Erreichbarkeit der Hebel mit der rechten Hand gewährleistet, während
die Fluglagesteuerung mit der linken Hand möglich ist. In der Mitte angeordnet befinden
sich unter Funkgerät (COM) und Transponder (XPDR), die Zündung, die Sicherungsautomaten
sowie die elektrischen Schalter (Hauptschalter, Generator, ACL, Zusatzpumpe,
Fahrwerk). Der linke Freiraum, kann gut für eine Checkliste und eine Powersetting-Tabelle
genutzt werden. Im Folgenden die Ansicht uneres Invetor-Modells, in die wir maßstabsgetreu
die Instrumente und Bedienelemente eingefügt haben. Abschnitt 6.1 gibt einen
Überblick über die genauere Auswahl und Preise.
77

SIMCON Drake KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT
Abbildung 4.2.: Cockpitansicht: Instrumentierung, Schalter und Hebel
4.6. Übersicht über die Steuerung des Flugzeuges
Im Folgenden möchten wir uns einige Gedanken zur Steuerung unseres Flugzeuges machen
und dabei zwei verschiedene Möglichkeiten der Ausführung aufzeigen.
4.6.1. Konventionelle Ansteuerung der Ruder über Steuergestänge und
-seilzüge
Die Ansteuerung über Gestänge und Seilzüge ist erprobt, bewährt und bietet eine fehlerunanfällige,
relativ kostengünstige Möglichkeit der Umsetzung. Jedoch ist die Komplexität
der genauen Steuermimik, gerade im Hinblick auf die an den Selbstbauer gestellten hohen
Anforderungen bezüglich Genauigkeit, nicht zu unterschätzen.
Konkret würden wir zur Ansteuerung des Höhenruders im Canard eine Gestänge vom
Steuerknüppel bis zu einem an der Ruderachse befestigten Hebel nutzen. Quer- und Seitenruder
würden wir mit Hilfe von Seilzügen anlenken, deren Installation bereits in der
Styroporpositivform in Form von Kanälen vorbereitet werden könnte. Zusätzlich würden
Umlenkrollen im Rumpf und am Holm des Flügels genutzt werden, um die Kräfte vom
Steuerknüppel an die Ruder zu übertragen. Aussparungen und Verstärkungen für diese
Umlenkrollen wären ebenfalls bereits in den Styroporformen vorzusehen.
4.6.2. Ansteuerung der Ruder über ein steer-by-wire System
Als Alternative zu der konventionellen Ansteuerung mittels Seilzügen und Stangen ziehen
wir ein steer-by-wire System in Erwägung. Dabei würden die Steuerbewegungen von Po-
78

SIMCON Drake KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT
tentiometern am Steuerknüppel abgenommen und über Kabel an die in den Tragflächen
angebrachten Aktuatoren “weitergeleitet”. Dieses System bietet eine Reihe von Vorteilen
gegenüber oben beschriebener Ansteuerungsmethode:
� Gewichtseinsparungen durch Kabel- statt Seil-, bzw. Stangenverbindungen
� einfacherere Installation, da die Aktuatoren direkt am Ruder angebracht werden würden
und die Verlegung der Kabel keine besonderen Anforderungen an Genauigkeit
o.ä. stellt
� weitestgehende Wartungsfreiheit des Systems
� Optional könnte der interessierte Selbstbauer einen einfachen Autopiloten installieren
Allerdings sind folgende Aspekte nicht zu vernachlässigen:
� Zunächst müsste die Umsetzbarkeit und mögliche Zulassung mit den Behörden geklärt
werden, sodass der Aufwand der Entwicklung eines solchen Systems erfolgversprechend
ist
� Das System müsste auch im Falle eines Motorausfalles weiterarbeiten können und
dabei redundant abgesichert sein, d.h. es wäre eine Batterie mit größerer Kapazität
und eventuell eine zweite Batterie als Sicherheit notwendig
� Ein “Feedback” an den Piloten über die Ruderkräfte wäre wünschenswert
� Die Steuerung müsste genauso direkt wie die mit Gestängen und Seilzügen ohne
Totzeiten funktionieren
� Die Kosten sind schwer abzuschätzen da ein solches System noch nicht existent ist
Ein solches steer-by-wire System würde sich in das insgesamt unkonventionelle und innovative
Konzept des Drake optimal einfügen und den Fokus bei diesem Flugzeug auf
einfache Konstruktion und möglichst wartungsfreien und damit kostengünstigen Betrieb
legen. Für die Entwicklung dieses Systems bedarf es allerdings einiger Forschungsarbeit,
die, so finden wir, z.B. im Rahmen von Bachelor- oder Masterarbeiten geleistet werden
könnte.
79

SIMCON Drake KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT
Abbildung 4.3.: Steuerungsskizze Seitenansicht
Abbildung 4.4.: Steuerungsskizze Draufsicht
80

SIMCON Drake KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT
4.7. Flugzeugsysteme
Abbildung 4.5.: Steuerungsskizze ISO Ansicht
Dieser Abschnitt erläutert das Kraftstoff-, Schmier-, Kühl- und Elektriksystem des Drake
sowie deren Hauptkomponenten.
4.7.1. Kraftstoffsystem
In der folgenden Grafik wird ein Überblick über das Kraftstoffsystem gegeben. Im Falle
des Drake ist zu beachten, dass die Benzinleitung eigentlich direkt vom Tank, der hinter
dem Pilotensitz eingebaut ist, zum Vergaser gehen könnte. Jedoch muss die Benzinleitung
noch nach vorne ins Cockpit geleitet werden, wo dann ein Brandhahn angebracht wird.
So hat der Pilot die Möglichkeit den Benzinfluss im Notfall abzustellen. Ein Drainventil
wird auf der Rumpfunterseite mittig angebracht. Den Tankstutzen wird man oberhalb der
Tragfläche hinter der Kabinenhaube anbringen - dieser wird mit der Entlüftung kombiniert.
81

SIMCON Drake KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT
Abbildung 4.6.: Schema des Kraftstoffsystems nach ROTAX Einbauhandbuch ([BP10b])
4.7.2. Übersicht über das Schmiersystem
Auch das Schmiersystem haben wir dem ROTAX Handbuch entnommen. Unterhalb des
Rumpfes wird wie in Abschnitt 4.4 beschrieben, der Platz für den Radiator geschaffen. In
der abnehmbaren Cowling wird ein Klappe vorgesehen, mit der im Rahmen der Vorflugkontrolle
auch der Ölstand überprüft werden kann.
82

SIMCON Drake KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT
Abbildung 4.7.: Schema des Schmiersystems nach ROTAX Einbauhandbuch
4.7.3. Übersicht über das Kühlsystem
Für das Kühlsystem ist es wichtig, dass der Radiator an der selben Stelle wie der Ölkühler
angebracht wird, da hier ein guter Kühlluftstromfluss gewährleistet werden kann.
83

SIMCON Drake KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT
Abbildung 4.8.: Schema des Kühlsystems nach ROTAX Einbauhandbuch
4.7.4. Übersicht über das elektrische System
Im Folgenden soll der Aufbau des elektrischen Netzes des Drake dargestellt werden, welches
den Generator, die Batterie und die Verbraucher (Instrumente, Kraftstoffpumpe, etc.)
miteinander verbindet.
84

SIMCON Drake KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT
4.7.4.1. Schaltplan
Bei dem Entwurf des elektrischen Systems orientierten wir uns an dem im Einbauhandbuch
des ROTAX 912 angegebenen Schaltplan (Quelle: [BP10b]):
Abbildung 4.9.: Schaltplan des elektrischen Systems nach ROTAX Einbauhandbuch
85

SIMCON Drake KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT
Legende:
1 2 Elektronikmodule (A und B)
2-3 Steckanschlüsse für Abstellschalter
4 interner Generator
5-6 externer Gleichrichter mit Steckanschlüssen
7 Elektrostarter
8-9 Starterrelais mit Steckanschluss
Komponenten 1-9 sind im Lieferumfang des ROTAX-Motors enthalten.
13 elektrischer Dehzahlmesser (als Zubehör lieferbar)
14 Kondensator (als Zubehör lieferbar)
15 2 Kurzschlussschalter
16 Hauptschalter (Master-Switch)
17 Starter-Schalter
18 Kontrolllampe
19 Batterierelais
20 Batterie (siehe4.7.4.2)
21 Bus Bar
22 Kondensator
Komponenten 13-22 werden unter 4.7.4.3 näher erläutert.
23 Steckanschluss für Drehzahlgeber
24 Drehzahlgeber
Komponenten 23 und 24 sind ebenfalls im Lieferumfang des Motors enthalten.
25 Kraftstoffpumpe (siehe 4.7.1)
26 Starteinrichtung am Elektronikmodul (siehe 4.7.4.3)
Bei den Komponenten 10, 11, 12, 14.1 und 18.1, sowie bei den oberhalb von 16 gelegenen
Fuses handelt es sich um Komponenten des externen Generators, welche wir allesamt nicht
verwenden werden, da wir lediglich den im Lieferumfang enthaltenen internen Generator
benötigen. Sie sind somit nicht weiter relevant. Die Verbraucher, welche durch den Bus
Bar gespeist werden, sind teilweise in Abschnitt 4.5 näher beschrieben.
86

SIMCON Drake KAPITEL 4. BAU- UND KONSTRUKTIONSKONZEPT
4.7.4.2. Batterie
Als Batterie wählen wir eine Gill G-25S. Diese weist bei einer Nennspannung von 12V und
einem Gewicht von 12,202kg eine Kapazität von 18Ah und einen für den Elektrostarter
des ROTAX notwendigen maximalen Startstrom von 300A auf.
4.7.4.3. Weitere elektronische Komponenten
Für die außerdem notwendigen Komponenten des elektrischen Systems wählen wir folgende
Modelle:
� Elektrischer Dehzahlmesser: ROTAX Part No. 966403
� Je ein Kondensator mit 22000µF /25V für die elektrische Kraftstoffpumpe und den
Reglergleichrichter: 2 × ROTAX Part No. 966590
� Master Switch: Cessna Split Master Switch
� Starter-Schalter, die Starteinrichtung am Elektronikmodul und der Kurzschlussschalter
(Magnetschalter) werden im Ignition Switch kombiniert: ACS A-510-2
� Batterierelais: Magnecraft Contact Relay (KO) 99DBX3
� Fuses: 25A: AGC-25 ; 2A: AGC-2; dazu jeweils einen Fuse Holder: AGC Fuse Holder
HKP-R
� Circuit Breaker: Klixon 7277 (1,2,3,4,10 oder 15A)
� Kontrolllampe: GE B6 34265 – 1317
� Bus Bar: MS25226-10-16
� Kabel: MIL Wire Unshielded 12GA
� Zur Überbrückung der Firewall: S/S Firewall Pen Seal Kit 1/2” oder eine günstigere
Eigenkostruktion
87

SIMCON Drake KAPITEL 5. MASSENBETRACHTUNG
5. Massenbetrachtung
Im Folgenden werden die massenbezogenen Kenngrößen unseres Flugzeuges untersucht.
Konkret soll eine Übersicht über die voraussichtliche Leermasse und den Leermassen-
Schwerpunkt unseres Flugzeuges gegeben und das Massen-Schwerpunkts-Diagramm aufgeführt
werden.
5.1. Massen-Schwerpunkts-Diagramm
Die Berechnung der Schwerpunktslage erfolgt über cg = (Leermoment + P ilotenmasse ∗
1, 87m + T reibstoffmasse ∗ 2, 32m)/Gesamtabflugsmasse. Das Leermoment beträgt dabei
Leermoment = 649, 4kg∗m. Damit kann vor dem Flug die Schwerpunktslage berechnet
und ermittelt werden, ob sich der Drake bei Abflug innerhalb des unten dargestellten Bereichs
befindet. Die obere Grenze ergibt sich dabei aus der maximalen Abflugmasse, die
Grenze der Schwerpunktslage nach hinten (xc.g. ≥ 2225mm) ergibt sich aus der Stability
Margin, nach der der Schwerpunkt nicht näher als 5% MAC vor dem Neutralpunkt liegen
darf.
Figure 5.1.: Massen-Schwerpunkts-Diagramm
5.2. Abschätzung der Leermasse und des
Leermassen-Schwerpunktes
Die exakte Leermassenabschätzung haben wir bereits in 2.4.7 vorgenommen. Eine noch
genauere (bzw. mit den uns zur Verfügung stehenden Berechnungsmöglichkeiten genaues-
88

SIMCON Drake KAPITEL 5. MASSENBETRACHTUNG
Abbildung 5.2.: Einzelmassen und Schwerpunkt
te) Abschätzung, sowie die genaue Aufstellung aller Einzelmassen und deren Abstand von
der Flugzeugnase, mit deren Hilfe wir den Leermassen-Schwerpunkt bestimmen könne, ist
in folgender Tabelle zu sehen:
Damit erhalten wir eine voraussichtliche Leermasse von w0 = 295kg. Der Leermassen-
Schwerpunkt liegt damit bei xc.g.leer = 2551mm. Hieraus ist auch ersichtlich, dass wir
voraussichtlich eine etwas höhere MTOM und folglich einen gegenüber dem ursprünglich
abgeschätzen Schwerpunkt geänderterten erreichen werden. Diese Änderungen müssten
im Laufe der weiteren Auslegung des Flugzeuges und des Baus noch verifiziert und in der
aerodynamischen Berechnung entsprechend berücksichtigt werden.
89

SIMCON Drake KAPITEL 6. MARKETINGKONZEPT
6. Marketingkonzept
In diesem Kapitel wird darauf eingegangen, wie es ermöglicht werden soll, aus diesem
Konzept einen Prototypen des SIMCON Drake fertig zu stellen. Dabei wird als erstes
auf die Möglichkeiten eingegangen, wie die endgültige Konfiguration inklusive sämtlicher
Baupläne erstellt werden kann. Des Weiteren werden unterschiedliche Finanzierungsmöglichkeiten
dargelegt. Außerdem werden verschiedene Möglichkeiten der Realisierung des
Prototypenbaus diskutiert. Als letztes soll ein Ausblick auf die Serienreife des Flugzeuges
gegeben werden und darauf, wie der Drake von Selbstbauern in größeren Mengen möglichst
preiswert gefertigt werden kann.
6.1. Gesamtkostenabschätzung
In der Gesamtkostenabschätzung werden die einzelnen Bereiche der Komponenten des
Flugzeuges aufgelistet. In der unten stehenden Tabelle ist ein Überblick über die einzelnen
Bereiche und die entsprechenden Komponenten dargestellt. Die Kosten sind durch Händleranfragen
und Recherche entstanden und basieren auf aktuellen Preisen. Das ausgewählte
Equipment erfüllt die Zulassungsanforderungen der CS-VLA und ist darüber hinaus noch
um einige Teile ergänzt, die unserer Ansicht nach zusätzlich verwendet werden sollten. Die
Gesamtkostenabschätzung bezieht sich auf den Einkaufspreis des Bausatzes inklusive aller
Teile. Nicht mit einbezogen sind Arbeitskosten und die Kosten für die Zulassung.
Folgende Annahmen wurde bei Erstellung der Tabelle gemacht:
� Bei dem GFK Material wurde mit einem Verschnittfaktor von 1,3 gerechnet.
� Kosten für das Styropor und die Formherstellung sind Schätzwerte und müssten im
Fall einer Verwirklichung mit einem entsprechenden Hersteller ausgehandelt werden.
� Abhängig davon, ob ein neuer oder ein grundüberholter Motor verwendet wird, können
die, für die Motorsektion veranschlagten Kosten, variieren. Dies gilt weiterhin
für die entsprechenden Anbauteile, wie z.B. Auspuff, Kühler, Motorhalterungen oder
Sensoren.
Diese Kosten liegen in dem Bereich um 50.000�, den nach der Marktanalyse, Frage 6 (vgl.
1.2) über 62% der Befragten bereit wären, zu bezahlen. Die Kosten liegen somit absolut
in dem von uns anvisierten Rahmen.
6.2. Finale Auslegung
Das Flugzeug wurde von uns soweit entworfen, dass nun nur noch die abschließende Planung
der Konstruktion vorgenommen werden muss. Es müssen Detaillösungen gefunden
90

SIMCON Drake KAPITEL 6. MARKETINGKONZEPT
Equipment (nach CS-VLA) Kosten
Flug- & NAV-Instrumente 1.920 �
- Airspeed indicator 375 �
- Altimeter 797 �
- Variometer 500 �
- Compass 248 �
Motorinstrumente 322 �
- Fuel Quantity Indicator 58 �
- Oil Pressure Indicator 63 �
- Oil Temperature Indicator 26 �
- Tachometer 140 �
- CHT indicator 26 �
- Low Fuel Press. Warning Light 9 �
Elektrische Komponenten 1.114 �
- Ampmeter 47 �
- Master Switch 25 �
- Ignition Switch 137 �
- Generator Warning Lamp 6 �
- 3 CBs 100 �
- AUX Pumpswitch 18 �
- AUX Pump 441 �
- Anti Collision Light 139 �
- Anti Collision Light Switch 18 �
- Electric Starter 183 �
COM 3.998 �
- Funk & XPDR: BECKER AR 6201 / BXP6401-2-(01) 3.998 �
Anrieb 28.172 �
- Motor: Rotax 912A 19.062 �
- Prop: MTV-6-A/LD165-112 6.600 �
- Composite Spinner 950 �
- Governor P850-X 1.560 �
Material 6965 �
- GFK für Rumpfschale: 1.713 �
22kg Epoxydharz L385 & Härter 386
25kg Fasern vom Typ 92140 in 9 Lagen
- GFK für Tragflächen: 4.252 �
Canard & Wingtips - 47kg Epoxydharz L385 & Härter 386
46kg Fasern vom Typ 92110 in 6 Lagen
- Styropor, 17 kg/mˆ3, Insgesamt: 2,5 mˆ3 ca. 1000 �
inkl. Herstellung in entsprechender Form für Auftragen von GFK
Kabinenhaube (geschätzt) ca. 2500 �
Fahrwerk komplett, Bugrad einziehbar (geschätzt) ca. 3000�
Steuerelemente (geschätzt) ca. 1000 �
- Seilzüge, Schubstangen, Umlenkrollen, Stick, Pedale
Gesamt 48.991 �
Tabelle 6.1.: Gesamtkostenübersicht
91

SIMCON Drake KAPITEL 6. MARKETINGKONZEPT
werden und mittels dieser Konstruktionszeichnungen entworfen werden. Dabei ist darauf
zu achten, dass die Festigkeitskriterien, die von der CLS-VLA vorgegeben werden, eingehalten
werden. Dafür muss die Analyse der verwendeten Materialien und die daraus
gefolgerten Rückschlüsse auf die benötigte Holmstärke, sowie der Stärken anderer tragender
Elemente verfeinert werden. Des Weiteren soll, wenn möglich, die aerodynamische
Auslegung des Flugzeuges mit professionellen Strömungssimulationsprogrammen verifiziert
werden. Dies ist eine Arbeit, die viel technisches Verständnis erfordert und deshalb
nicht von Jedermann durchgeführt werden kann. Im Folgenden werden die verschiedenen
plausiblen Möglichkeiten dargestellt:
6.2.1. Mitglieder der OUV
Die erste Möglichkeit besteht darin, eine Ausschreibung unter den Mitgliedern der OUV
zu vergeben. Diese sollten natürlich konstruktionstechnische Erfahrung mitbringen. Dabei
ist das Flugzeug in unterschiedliche Bausegmente zu unterteilen. Die Mitglieder sollen
dann jeweils aus diesen Segmenten wählen können. Zusammenhängende Elemente müssen
dann unter Absprache konstruiert werden. Die Aerodynamik wäre eine Aufgabe für sich.
Motivation für die Mitglieder, sich an der Konstruktion des Flugzeuges zu beteiligen wäre
eine kostenfreie Nutzung der Baupläne sowie der zur Verfügung stehenden Schalen. Dabei
ist darauf zu achten, dass die Konstruktion mit den selben Konstruktionsprogrammen
durchgeführt wird.
6.2.2. Studienarbeiten
Im Rahmen einer oder mehrerer Studienarbeiten wäre es möglich, die oben genannte Aufgabe
zu übernehmen. Da dies eine Arbeit ist, die sowohl konstruktionstechnisches Können
als auch Wissen aus der Fliegerei und der Aerodynamik voraussetzt wäre dies eine optimale
Abschlussarbeit für Studenten, die luftfahrtbezogene Fächer studieren. Dabei ist
es natürlich auch möglich, diese Arbeiten als Partnerprojekt mit Studenten verschiedener
Hochschulen durchzuführen.
6.2.3. Bezahlte Ingenieure
Dies wäre die letzte und auch teuerste Möglichkeit, das Flugzeug endgültig auszulegen.
Allerdings ist hier zu erwarten, dass das professionellste Ergebnis, aufgrund großer Erfahrung
in diesem Bereich, entsteht. Die Wahrscheinlichkeit von Koordinationsproblemen hält
sich so gering und die einzelnen Komponenten des Flugzeuges werden eher aufeinander
abgestimmt sein.
6.3. Finanzierungsmöglichkeiten des Prototyps
In diesem Abschnitt sollen unterschiedliche Möglichkeiten dargestellt werden, wie der Prototyp
unseres Drakes finanziert werden kann. Dabei werden sich die Gesamtkosten auf ca.
50.000� belaufen. Dies schließt in diesem Fall nur die Materialkosten ein, keine eventuell
anfallenden Entwicklungskosten.
92

SIMCON Drake KAPITEL 6. MARKETINGKONZEPT
6.3.1. Werbemöglichkeit der Zulieferer
Das erste Finanzierungskonzept zielt auf die einzelnen Zulieferer der Bauteile für den Drake
ab. Diese sollen die Möglichkeit bekommen, den Prototypen als Werbeträger zu nutzen
und im Gegenzug die einzelnen Bauteile für das Flugzeug (teilweise) zu finanzieren oder
das Projekt finanziell zu unterstützen. Hierfür muss dann auch die Presse hinzugezogen
werden, um das Projekt publik zu machen. Des Weiteren sollten diese im Falle einer
Serienfertigung als Standardzulieferer festgelegt werden.
Für diese Finanzierungsmöglichkeit ist es erforderlich, das Projekt in der Öffentlichkeit,
dem Fliegermilieu sowie bei den zuliefernden Firmen bekannt zu machen. Hier sehen wir
die Möglichkeit, dass das SIMCON Team eine Infobroschüre entwirft, die als Präsentationsmittel
Sponsoren, Zulieferern sowie anderen Interessenten zur Verfügung steht. Wir
würden dann die potentiellen Zulieferfirmen anschreiben und anbieten, das Projekt bei
ihnen vorzustellen.
6.3.2. Spenden
Eine weitere Geldquelle könnten Spenden aus OUV-Kreisen sein. Gerade die Mitglieder,
die Interesse daran zeigen diesen Flieger zu bauen, sind wahrscheinlich gewillt, für dieses
Projekt zu spenden. Weiterhin könnte man natürlich auf Spenden von externen Luftfahrtbegeisterten
und/oder potentiellen Selbstbauern hoffen.
6.3.3. Forschungsmittel
In Verbindung mit der Möglichkeit, das Projekt als Studienarbeit fertig zu stellen, besteht
dadurch auch die Möglichkeit, Forschungsgelder über die einzelnen Hochschulen und Universitäten
zu beziehen. Dies wäre dann eine ideale Verbindung zwischen einer kostenfreien
Konstruktion und der Beschaffung finanzieller Unterstützung.
Die unterstützenden Forschungsmittel lassen sich beispielsweise in Zusammenarbeit mit
unserer Hochschule sowie den Verbindungen zu anderen Hochschulen und Universitäten
organisieren. Gerade auch durch nationale sowie internationale Studentenvereinigungen
wie die “EUROAVIA e.V.” können wir problemlos Kontakt zu anderen Hochschulen und
Universitäten im In- und Ausland herstellen und motivierte Studenten werben, die an dem
Projekt mitarbeiten und gegebenenfalls Gelder aus ihrer Hochschule mitbringen.
6.3.4. Verein Gründen
Zusätzlich besteht die Möglichkeit, für das Flugzeug einen Verein zu Gründen. Das Konzept
sieht vor, dass die OUV den Prototyp mit vorfinanziert. Für jedes zusätzlich gebaute
Flugzeug müsste der jeweilige Selbstbauer dann dem Verein beitreten. Durch die
dadurch erhobenen Beitritts- und Jahresgebühren würde der Prototyp rückfinanziert. Die
oben genannte Broschüre kann dann auch OUV-intern genutzt werden, um möglichst viele
Selbstbauer für dieses Projekt zu begeistern.
93

SIMCON Drake KAPITEL 6. MARKETINGKONZEPT
6.3.5. Privatpersonen
Die letzte und einfachste Möglichkeit, den Prototypen zu finanzieren besteht darin, dass
man eine oder mehrere Privatpersonen von diesem Projekt so überzeugen kann, dass sie
den Prototypen komplett finanzieren. In diesem Fall muss dann natürlich auch dieser
Person oder der Haltegemeinschaft das fertiggestellte Flugzeug überschrieben werden. So
könnten sich Teile des Teams Simcon durchaus auch eine Beteiligung vorstellen.
6.4. Bauoptionen
Nun beschäftigen wir uns mit den verschiedenen Möglichkeiten, den Prototypen des Drake
zu bauen.
6.4.1. Mitglieder der OUV
In Anlehnung an die oben erwähnte Möglichkeit, die finale Auslegung vorzunehmen (siehe
Punkt 6.2.1), könnten diejenigen Mitglieder der OUV, die schon an der Entwicklung der
Baupläne beteiligt waren, nun auch in der Konstruktion tätig werden. Hierbei liegt nahe,
dass diese jeweils das Bauteil konstruieren, für das sie auch die Baupläne entworfen haben.
Es ist natürlich auch möglich, dass sich die Mitglieder zu Gruppen zusammenschließen, um
die Bauteile fertigzustellen. Ein Anreiz hierfür könnte sein, dass man diesen Mitgliedern
nach Vollendung des Prototyps, sowie dessen Vorstellungsphase, das Flugzeug überschreibt
und es für sie in einer Haltergemeinschaft zugänglich macht. Dabei sollte darauf geachtet
werden, dass in diesem Konstruktionsteam schon erfahrene Selbstbauer tätig sind, da
gerade der Bau eines Prototypen sicherlich mehr und kompliziertere Probleme mit sich
bringt, als der Bau eines “serienreifen” Flugzeuges.
6.4.2. Vergabe von Bachelorarbeiten
Es besteht die Möglichkeit, dieses Projekt in Form von Bachelorarbeiten fortzuführen. Dies
könnte man wiederum in Kombination mit dem bereits oben genannten Punkt (siehe 6.2.2)
verbinden. Als erstes würde der Student das Bauteil des Flugzeuges auslegen. Danach
würde er einen Bauplan entwerfen und zum Schluss das Bauteil bauen. Hier muss, wie
auch schon oben erwähnt, die Verbindung zu anderen Bauteilen beachtet werden. Deshalb
sollten diese Projekte in engem Zusammenspiel mit den anderen Arbeiten entworfen und
fertiggestellt werden. Wir als SIMCON-Team könnten uns alle sehr gut vorstellen, eine
solche Bachelorarbeit zu schreiben und danach das Flugzeug zu bauen.
6.4.3. Serienfertigung des Drake
Ist der Prototyp gebaut, wäre es ein Leichtes, dieses Flugzeug zur “Serienreife” für den
Selbstbau zu bringen. Da nun alle Baupläne vorhanden wären, könnten diese an die Selbstbauer
ausgegeben werden. Des Weiteren wäre jetzt ein Kontakt zu den Zulieferfirmen
hergestellt. Es wäre dann einfach, mit selbigen zu kooperieren und die richtigen Materialien
bzw. vorgefertigten Bauteile (wie z.B. die aus Styropor bestehenden Positivformen
94

SIMCON Drake KAPITEL 6. MARKETINGKONZEPT
für Rumpf und Flügel) zu bestellen. Die Daten der Bestellungen, die beim Bau des Prototyps
vorgenommen wurden, sollten dafür hinterlegt worden sein. Für Selbstbauer, die
noch wenig Erfahrung mit den verwendeten Materialien besitzen, bestünde gleichzeitog
die Möglichkeit ein Modell des Drake zu bauen, um sich mit dem Umgang mit den entsprechenden
Materialien vertraut zu machen. Für dieses sind bereits Baupläne vorhanden,
die dann zur Verfügung gestellt werden würden.
6.5. Fazit
Abschließend kann man sagen, dass dem Drake nichts mehr im Wege steht, um seine
Schwingen auszubreiten und sich in die Lüfte zu erheben. Es werden sich genügend motivierte
Menschen finden, die dieses Projekt mit ihrem Wissen und ihrem handwerklichen
Geschick unterstützen. Außerdem werden wir genügend Geldgeber finden, die den Sinn in
diesem Projekt erkennen oder dieses zu ihrem Vorteil nutzen, um dann einen günstigen
Prototypen bauen zu können.
95

SIMCON Drake KAPITEL 7. DATENBLATT UND DREISEITENANSICHT
7. Datenblatt und Dreiseitenansicht
SIMCON Drake (80PS), manntragend
Spannweite Flügel 9.8m
Flügelfläche 9.345m2 Spannweite Canard 5m
Länge 3.7m
vs,0
83km/h
vx
95 km/h
vy,MSL
148 km/h
vcruise
193km/h
vNE
264 km/h
MTOM 412kg
Flächenbelastung 44.08kg/m2 Motorisierung Rotax 912A, 60kW
Tankvolumen (long range) 70l
Endurance bei vcruise
7 : 20h
Range bei vcruise
1415km
Tabelle 7.1.: Datenblatt SIMCON Drake
96

SIMCON Drake KAPITEL 7. DATENBLATT UND DREISEITENANSICHT
1
2
PRODUCED BY AN AUTODESK EDUCATIONAL PRODUCT
4
3
5
6
1200,00
D D
2218,00
5000,00
9800,00
PRODUCED BY AN AUTODESK EDUCATIONAL PRODUCT
PRODUCED BY AN AUTODESK EDUCATIONAL PRODUCT
C C
3700,00
B B
Maßstab 1:50
Date Name
26.01.2012 SIMCON
A Checked
A
3-Seiten-Ansicht
Drawn
Standard
1
A3
Ansicht-1
1
2
State Changes Date Name
4
3
PRODUCED BY AN AUTODESK EDUCATIONAL PRODUCT
5
6
Abbildung 7.1.: Dreiseitenansicht SIMCON Drake
97

Teil III.
Entwicklungsphase Modellflugzeug
98

SIMCON Drake KAPITEL 7. DATENBLATT UND DREISEITENANSICHT
In der Entwicklungsphase wird die für das manntragende Flugzeug ermittelte Geometrie
auf die Größe eines Modellflugzeugs ’runterskaliert’. Das Modell wird erneut aerodynamisch
optimiert, sodass es die spezifischen Anforderungen erfüllt. Im Detaildesign
werden sämtliche Einzelteile und Flugzeugsysteme des Modellflugzeugs konstruiert sowie
die passenden Materialien und der Antrieb ausgewählt. Im Anschluss kann selbiges dann
gebaut werden.
Abbildung 7.2.: Ablaufschema der Entwicklungsphase des Modellflugzeuges
Anmerkung: Die Abkürzung FLUB steht hierbei für das Modul Flugzeugbau, in dessen
Rahmen das Projekt durchgeführt wurde und aus dem Anforderungen an das Modell resultierten.
99

SIMCON Drake KAPITEL 8. ANFORDERUNGEN AN DAS MODELL
8. Anforderungen an das Modell
Die Anforderungen, die wir an das Modell gestellt haben, setzen sich zusammen aus denen,
die durch das Modul Flugzeugbau gestellt werden und Zielen, die wir uns als Gruppe
zusätzlich gesetzt haben.
Für die Bewertung des Projektes im Rahmen des Moduls Flugzeugbau sind der Belastungsfaktor,
das Gewicht sowie die Güte des Baus maßgeblich. Sie sind die Hauptanforderungen
für die Entwicklung des Modells.
� Als Belastungsfaktor ist ein Wert von n = 3 zu erreichen.
� Eine weitere Anforderung, besonders an die Genauigkeit unserer Berechnung, war
die Bewertung der Differenz zwischen dem berechneten und dem tatsächlichen Gewicht
des Modellflugzeuges. Die Bewertung führt zu einem Punktabzug, sobald die
Abweichung mehr als 10% des Gewichts beträgt.
� Das Modell soll sauber und präzise gebaut sein. Dazu müssen die Materialien ordentlich
verarbeitet aber auch die Gesamtheit des Modells gut gefertigt sein, beispielsweise
auch die Übergänge zwischen einzelnen Baugruppen.
Weiterhin wurden in Flugzeugbau einige Zielvorgaben formuliert.
� Die Spannweite wurde am Anfang des Semesters mit maximal einem Meter festgelegt.
Als sich nach ersten Berechnungen jedoch zeigte, dass mit dieser Spannweite
eine zum Erzeugen des nötigen Auftriebs genügend große Fläche ohne übermäßige
Proportionsveränderungen nicht konstruiert werden kann und dass weiterhin einige
Bauteile sehr klein und dünn sein müssten, wurde die Mindestspannweite zunächst
auf 1, 2m und später auf 1, 4m erweitert.
� Da Modellflugzeuge für das Modul Flugzeugbau in der Regel beim Start aus der
Hand geworfen werden, war zunächst eine Stallgeschwindigkeit von vs,0 = 20km/h
gefordert. Um das Modell dem manntragenden Drake so getreu wie möglich nachzuempfinden,
entschieden wir uns auch hier, vom Boden aus zu starten. Dadurch
konnte die geforderte Stallspeed auf vs,0 = 40km/h angehoben werden. Bei einem
Bodenstart besteht darüber hinaus nicht die Gefahr, dass der Propeller beim Werfen
des Modells beim Start durch die Hand des Werfenden fährt.
� Eine durchschnittliche Mindestflugzeit von 10 Minuten muss garantiert sein.
� Ein Budget von 200 � war gegeben.
� Bei der Wahl der Motoren- und Elektronikkonfiguration war es eine grobe Zielvorgabe,
dass das Schub-Gewichts-Verhältnis möglichst zwischen 0.8 und 1 liegen sollte.
� Angedacht für das Modell war eine Holm/Rippen und Gurt/Spanten Konstruktion
aus Balsaholz. Auf Grund der Umfrage 1.2 und gewünschten Nähe zum Vorbild
werden wir das Modell des Drake aus glasfaserverstärktem Kunststoff (GKF) bauen.
100

SIMCON Drake KAPITEL 8. ANFORDERUNGEN AN DAS MODELL
Die wichtigste, selbst gestellte Anforderung war, dass der Bau des Modells zukünftigen
Selbstbauern dazu dienen soll, ein Übungsobjekt des Drake bauen zu können. Im Zuge
dessen können sie sich mit der Canardkonstruktion und insbesondere mit der GFK
Verarbeitung in der Positiv- als auch in der Negativformbauweise vertraut machen. Auf
Grund dieses Konzeptes, das wir auch bereits unter 4.1 beschrieben haben, wollen wir ein
möglichst maßstabsgetreues Modell des Drake entwerfen und bauen.
101

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
9. Modell-Geometrie
Mit diesen für das Modell spezifischen Anforderungen konnten wir uns nun der genauen
geometrischen Gestaltung des Drake-Modells zuwenden. Wie in 7.2 zu erkennen, erlangten
wir dabei vorerst durch Skalieren des manntragenden Flugzeuges eine vorläufige
Geometrie, mit welcher wir in die aerodynamische Auslegung gehen konnten. Neutralund
Schwerpunktslage wurden dabei analog zu dem in Teil I beschriebenen Vorgehen
bestimmt. Danach wurde mit Hilfe von XFLR5 die Aerodynamik des Modells optimiert.
Zeitgleich zu diesem Prozess machten wir uns auch Gedanken über die detaillierte Konstruktionsweise
einiger Verbindungen und Ruderansteuerungen, wählten passende Materialien
und legten den Holm auf die benötigte Festigkeit aus. Am Ende dieses Vorgehens
stand eine exakte Geometrie, die es uns ermöglichte, die Masse unseres Modells so exakt
wie möglich zu bestimmten. Im Folgenden werden die einzelnen Schritte dieses Prozesses
erläutert.
9.1. Massenabschätzung
Eine grobe Massenabschätzung erhalten wir nach dem Runterskalieren des Flugzeuges
unter Berücksichtigung einer bestimmten Wandstärke des GFK in Inventor sowie durch
Hinzuzählen der Massen der elektrischen Bauteile (wie vom Händler angegeben).
9.2. Bestimmung der Referenzfläche
Um eine erste, benötigte Referenzfläche zu bestimmen, haben wir, die durch das Runterskalieren
erhaltene Fläche, für die erste Untersuchung des Modells in XFLR5 verwendet (siehe:
9.3.3). Es stellte sich heraus, dass wir aufgrund anderer Strömungsverhältnisse und der
vorgegebenen Anforderungen (siehe Kapitel 8) eine etwas größere Referenzfläche benötigen.
Die Fläche ergibt sich aus der Auftriebsgleichung nach dem Einsetzen des geschätzten
maximal erreichbaren Auftriebsbeiwertes bei Stallspeed und abgeschätzer Masse:
m ∗ g
Sref,geschätzt,Modell = =
q ∗ CL,max
1.225
2
1.3kg ∗ 9.81 m
kg
m 3 ∗ (5.55 m
s 2
s )2 ∗ 1.0
= 0.676m2
(9.1)
Diese Referenzflügelfläche wäre verhältnismäßig groß gewesen. Wie in Kapitel 8 beschrie-
angehoben werden. Da diese quadratisch im
ben konnte die Stallspeed auf vS,0 = 11.11 m
s
Nenner in die Berechnung eingeht, ergab sich eine wesentlich kleinere benötigte Fläche von
Sref,geschätzt,Modell = 0.169m2 .
102

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
Massen [g]
GFK 250
Flügelaufnahmen 150
Regler 40
Servos 45
Fahrwerk hinten 50
Propeller 60
Akku 290
Motor 130
Reifen 40
Fahrwerk vorne 90
Kabel 20
Empfänger 35
Sicherheit 100
Gesamt: 1300
Tabelle 9.1.: Massenabschätzung für das Modell
9.3. Aerodynamische Betrachtung des Modells
Die für das manntragende Flugzeug in Abschnitt 2.4 formulierten Anforderungen und
Annahmen der aerodynamischen Auslegung gelten sinngemäß auch für das Modellflugzeug.
Mit einer Masse von m = 1.3 kg und einer Referenzflügelfläche von Sref = 0.1996 m 2
(Werte der Endkonfiguration, die sich im Laufe des Iterationsprozesses heraus bildeten)
ergibt sich ein benötigter Auftriebsbeiwert für den Stallfall von cL,max,benötigt = 1.034
sowie cL,Cruise,benötigt = 0.2909.
9.3.1. Neutral- und Schwerpunktsberechnung
Die Vorgehensweise zur Ermittlung des Neutralpunktes und der Schwerpunktslage entspricht
der unter 2.4.4 beschriebenen.
Tabelle 9.2 zeigt die für die Berechnung notwendigen Ausgangsdaten sowie die Quelle.
Tabelle 9.3 die entsprechenden Ergebnisse.
103

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
Formelzeichen Wert Quelle
0.085 /�
XFLR5
∂CLw
∂αw
∂CLc
∂αc
∂εw
∂α
∂εc
∂α
ηc
0.084 /�
0
0
1
XFLR5
vereinfachende Annahme
vereinfachende Annahme
vereinfachende Annahme
Kf 0.04 [Ray99, S. 498, Fig 16.14]
Dfus 0.2806 ft durch Runterskalieren
Lfus 1.4807 ft durch Runterskalieren
∂αp
∂α
NB
1
3
vereinfachende Annahme
Propellerdaten
Aprop 0.694 ft2 Propellerdaten
∂cnBlade
∂αp
0.00043633 /rad [Ray99, S. 499, Fig. 16.15]
f(t) 1 [Ray99, S. 500, Fig. 16.16]
Sref 1.5 ft 2 9.2
Sc
Sref
0.32119 aus XFLR5 durch Versuche
¯xacw 1.2178 ft XFLR5
¯xacc 0.0853 ft XFLR5
¯xp 1.4807 ft durch Runterskalieren
Tabelle 9.2.: Daten zur Berechnung der Schwerpunktslage
Formelzeichen Wert
xnp
xc.g.hinten
xc.g.vorne
0.9205 ft = 280mm
0.9 ft = 274mm
0.88 ft = 268mm
Tabelle 9.3.: Neutralpunkt und benötigte Schwerpunktslage
Der berechnete Schwerpunkt stellt eine Grundlage für die Einstellwinkelberechnung sowie
eine erste Schwerpunktseingabe in XFLR5 dar.
9.3.2. Einstellwinkelberechnung
Die Einstellwinkelberechnung ergibt sich analog zu dem unter 2.4.5 beschriebenen Verfahren.
Die erste Tabelle zeigt die notwendigen Ausgangsdaten für die Berechnung (siehe 9.4).
Die zweite Tabelle stellt danach die aus den oben genannten Berechnungen folgenden
Ergebnisse dar.
Die berechneten Winkel sind eine erste Richtgröße für die Eingabe in XFLR5 und dienen
als Ausgangspunkt für die weitere Optimierung des Modells.
104

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
Formelzeichen Wert Quelle
CMw 0.047 XFLR5
CMc −0.08 XFLR5
α 0� geforderter
α0w −5.6� XFLR5
α0c −4.13� XFLR5
W0 2.866 lb Schätzung aufgrund der Materialmenge und der Einbauten
¯xc.g. 0.89 ft Mittlerer Schwerpunkt nach Tabelle 9.3
Tabelle 9.4.: Daten zur Berechnung der Einbauwinkel
Formelzeichen Wert
iw
ic
−1.0�
1.15�
Abbildung 9.1.: Benötigte Einbauwinkel
9.3.3. Aerodynamische Optimierung mit XFLR5
Nachdem nun die Geometrie des großen Flugzeuges feststand, widmeten wir uns der Runterskalierung
auf die Modellgeometrie. Unsere feststehende Randbedingung war dabei die
Spannweite des Modells von 1.2m. Dies ergab einen Skalierungsfaktor von 0.122 bei einer
Spannweite des großen Flugzeugs von 9.8m. Mit diesem skalierten wir die einzelnen
Teile des Modells Flügel, Canard, Seitenruder und Rumpf auf unsere neuen Maße mittels
XFLR5 runter. Danach mussten lediglich noch die Einbaustellen der einzelnen Teile mithilfe
dieses Faktors berechnet werden. Als nächstes simulierten wir das Modell (analog zu
2.4.3).
Hierbei fiel auf, dass der Momentenbeiwertsverlauf sich stark verändert und ins Negative
absackt. Außerdem war das CLmax für 20km/h praktisch nicht zu erreichen - nur
mit absolut nicht fliegbaren Momentenverläufen. Daraus resultierte die nun bei 40km/h
liegende Stallspeed. Die Veränderung des Nickmomentenbeiwertverlaufs liegt an anderen
Strömungseffekten durch die wesentlich kleineren Flächen. Außerdem enthält die Strömung
wesentlich weniger Energie, was sich in kleineren Reynoldszahlen niederschlägt.
Um dies aufzufangen, versuchten wir die Einbauwinkel, die Verwindung der Flügel sowie
die des Canards und die Schwerpunktslage anzupassen. Die Problematik bestand (wie
schon in 2.4.9) darin, dass wir für einen entsprechenden Verlauf des Nickmomentenbeiwerts
den Canard mit einem entsprechend größeren Einstellwinkel versehen mussten oder
alternativ die Flügel mit einem kleineren. Dadurch erreichte man jedoch bei Stallgeschwindigkeit
nicht mehr den nötigen Anstellwinkel, da die Strömung am Canard vorzeitig abriss
oder der Flügel nicht mehr genügend Auftrieb generierte. Nun kann man iterativ ein Optimum
erreichen, indem man versucht einen möglichst hohen Anstellwinkel im Stall zu
erreichen, da dies den größten Einfluss auf ein erreichbares CLmax hat. Hier ergeben sich
dann meistens größere CLmax Werte als nötig und man kann so den Einstellwinkel des
Flügels verringern oder die Verwindung anpassen um somit den Verlauf der CM über α
Kurve zu verbessern. Es ergab sich jedoch, dass wir entweder den gewünschten Nickmomentenbeiwertverlauf
oder das CLmax erreichten. Hieraus resultierte, dass wir den Flügel,
105

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
den Canard oder den Hebel der Kraft durch Verlängerung des Rumpfes und Verlegung des
Schwerpunktes soweit vergrößerten, bis die oben beschriebene Iteration funktionierte und
wir das gewünschte CLmax sowie den Nickmomentenbeiwertverlauf erreichten.
Nach dem letzten Iterationsschritt gab es zwei unterschiedliche Ergebnisse. Ein Modell
mit einem größeren Canard sowie ein zweites mit einem größeren und anders verwundenen
Flügel und einer geringeren Pfeilung. Das SIMCON-Team einigte sich auf das Modell mit
der größeren Flügelfläche.
Als Resultat kann die gewünschte Maßstabstreue nicht mehr in Gänze eingehalten werden.
Insgesamt vergrößerte sich die Flügelfläche im Verhältnis zum maßstabsgetreuen Flugzeug
um 17.2%, die Canardfläche hingegen verkleinerte sich um 22.3%, die Pfeilung veränderte
sich von 16.2� auf 11.2�, der Rumpf wurde um 5.8% verlängert und der Schwerpunkt
um 4% nach hinten verschoben. Die Anbaupunkte des Flügels sowie des Canards wurden
leicht nach oben versetzt und der Abstand zwischen ihnen wurde leicht erhöht. Außerdem
wurde die Verwindung über den gesamten Flügel von 11� auf 9.8� geändert. Des weiteren
wurden die Profile verändert ,sodass wir nun für den Canard das NACA 4412 verwenden.
Für den Flügel bleibt das Profil NACA 2415 bestehen. In den folgenden Grafiken ist
die endgültige Konfiguration des Modells zu erkennen. Die genauen Abmaße sind den
beiliegenden technischen Zeichnungen zu entnehmen.
Abbildung 9.2.: Cruise Einstellung des Models
In der obigen Abbildung ist zu sehen, dass wir ein cL,Cruise,benötigt = 0.2909 erreichen. Mit
diesem CLcruiseergibt sich eine Cruisegeschwindigkeit von 21 m/s oder 75.6 km/h.
106

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
Abbildung 9.3.: Cm über αim Cruise
Mit den so erhaltenen Nickmomentenbeiwertverläufen gehen wir davon aus, dass das Flugzeug
stabil genug mit einem Momentenbeiwertanstieg von dCm
dα
fliegt.
−0.1 = 10�
−0.01 = 1�
0.573 → rad
Abbildung 9.4.: Clmax bei Stallgeschwindigkeit
Diese Abbildung stellt die Stallkonfiguration dar. Es ist zu sehen, dass das benötigte
cL,max,benötigt = 1.034 erreicht wird.
107

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
Abbildung 9.5.: Cm über α im Stall
Der Nickmomentenbeiwertverlauf liegt durchgehend im positiven Bereich. Dies ist eine
Vorraussetzung um den Strömungsabriss zu erreichen (siehe 2.4).
Mit den sich ergebenden Werten bauten wir zur Überprüfung der Berechnungen ein einfaches
Balsaholzmodell, was erfreulicherweise sehr gut flog und vor allem auch gute Richtungsund
Querstabilitätseigenschaften zeigte.
108

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
9.4. Festigkeitsnachweis Holm
Abbildung 9.6.: Balsaholzmodell des Drake
Damit unser Modellflugzeug auch in der Praxis besteht und nicht im Flug auseinanderbricht
muss nachgewiesen werden, dass die Tragflächen ein Vielfaches des Eigengewichtes
tragen können. Die tragende Funktion übernehmen dabei zum einen ein zweiteiliger Holm
und zum anderen der Verbund aus EPS-Schaum und GFK. Zum vereinfachten Nachweis
wird nur der Holm betrachtet und dieser so ausgelegt, dass er allein ausreicht um das
Flugzeug bei dem geforderten Lastvielfachen n = 3 immer noch zu tragen. Betrachtet
man einen der beiden Flügelholme mechanisch, handelt es sich hierbei um einen einseitig
eingespannten Balken, der aufgrund der am Flügel wirkenden Auftriebskraft mit einer
Biegelast beaufschlagt wird.
Holm
Abbildung 9.7.: Holm vereinfacht mechanisch betrachtet
Die Auftriebskraft muss ausreichen, um das Flugzeuggewicht zu tragen. Auf einen Flügel
übertragen bedeutet das, dass die Auftriebskraft die auf einen Flügel wirkt, der Hälfte
F
109

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
H
B
z s
z max
Abbildung 9.8.: Holmquerschnitte
des n-fachen der Gewichtskraft entspricht. In Wirklichkeit besteht diese Auftriebskraft
aus einer Auftriebsverteilung über der gesamten Spannweite, da jedoch der reale Festigkeitsnachweis
mit zusätzlichen Gewichten auf dem Rumpf durchgeführt wird, wobei das
Flugzeug mit seinen Tragflächen auf zwei Böcken steht, die bei 2
3 der Flügellänge untergestellt
sind, entspricht diese vereinfachte punktförmige Last eher der realen Festigkeitsprobe
vor dem Erstflug. Eine solche punktförmige Kraft bewirkt auch ein größeres Biegemoment
an der Flügelwurzel als eine über die Fläche integrierte Kraftverteilung.
Aufgrund der Biegelast entsteht im Holm, wie schon erwähnt, eine Biegespannung, die
kleiner als die maximal mögliche Biegespannung σmax des Materials für den Holm bleiben
muss.
σmax ≧ M
∗ zmax
Ixx
(9.2)
Anders betrachtet können wir also bei gegebener maximaler Biegespannung σmax über das
Flächenträgheitsmoment die Abmaße unseres Holmquerschnitts berechnen. Dieser besteht
aus zwei Kiefernholzlatten mit rechteckigen Querschnitt, von denen einer an der Flügeloberseite
und der andere an der Flügelunterseite bei etwa einem Viertel der Profiltiefe
liegt.
Damit ergibt sich das gesamte Flächenträgheitsmoment Ixx,ges aus der Summe der einzelnen
Flächenträgheitsmomente für die Holmquerschnitte Ixx und der Verschiebung nach
dem Satz von Steiner Ixx,s. Das Flächenträgheitsmoment eines rechteckigen Holmquerschnitts:
Ixx =
b ∗ h3
12
(9.3)
Die Verschiebung des Querschnitts von der neutralen Faser zur Ober-/Unterseite der Tragfläche:
Ixx,s = z 2 s ∗ A = z 2 s ∗ b ∗ h (9.4)
Da die Holmquerschnitte symmetrisch zur neutralen Faser sind, ergibt sich das gesamte
110

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
Flächenträgsheitsmoment wie folgt:
�
b ∗ h3 Ixx,ges = 2 ∗
12 + z2 �
s ∗ b ∗ h
Nun fehlen aus Formel 9.2 noch das Biegemoment M.
(9.5)
Das maximale Biegemoment entsteht an der Flügelwurzel, also mit größtmöglichen Abstand
zur Auftriebskraft:
M = 2
∗ l ∗ F (9.6)
3
Wobei die Auftriebskraft F der Hälfte des n-fachen der Gewichtskraft entspricht: F =
∗ n ∗ m ∗ g
1
2
Zuletzt muss nur noch alles in Formel 9.2 eingesetzt und nach h aufgelöst werden. Folgende
Werte wurden hierzu verwendet:
� g = 9, 81 N
kg
� m = 1, 3kg
� n = 3
� l = 0, 670m
�
2
� zmax 3 ∗ l� = 0, 0148m
� b = 2 ∗ h (Um einen doppelt so breiten, wie hohen Holmquerschnitt zu bekommen)
� σmax = σKiefer = 80 N
mm 2
Die Berechnung mit MATLAB führt zu folgenden Ergebnis:
h = 1, 4098mm
b = 2, 8196mm
Diese ungeraden Maße sind natürlich so nicht im Handel zu bekommen. Weiterhin ist
noch keine weiteren Sicherheiten mit in die Berechnung mit eingeflossen. Deswegen haben
wir uns für einen 2x5mm 2 Holmquerschnitt entschieden, da man einen solchen Holm im
Modellfachhandel erwerben kann. Dank der größeren Abmaße erlangen wir damit auch
noch eine zusätzliche Sicherheit von 2,4.
Die Festigkeit muss nun allerdings auch noch für unsere Flügelverbindung nachgewiesen
werden. Als Verbindungsstück haben wir uns für einen Kohlestab entschieden, da dieser
ein hohe Festigkeit bei geringem Gewicht verspricht. Die Berechnung des nötigen Durchmessers
erfolgt analog zur Berechnung des Holmes. Nun haben es wir allerdings mit einem
runden Querschnitt zu tun der genau auf der neutralen Faser liegt, wodurch das Steiner’sche
Moment wegfällt.
Ixx = π
∗ r4
4
(9.7)
111

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
Auch die Kraft wirkt nun an anderer Stelle und zwar am Ende des Kohlestabes, wodurch
sich auch das Biegemoment ändert.
M = 1
∗ n ∗ m ∗ g ∗ l (9.8)
2
Hieraus ergeben sich neue Werte zur Berechnung nach Formel 9.2. Diese sind:
� zmax = r
� l = 0, 1625m
� σmax = σCF K = 600 N
mm 2
Formel 9.2 aufgelöst nach dem Radius r ergibt nun:
r = 1, 8755mm
Auch in diesem Fall haben wir uns für einen größeren Querschnitt mit aufgerundeten Maß
entschieden: d = 5mm. Damit erreichen wir ein zusätzliche Sicherheit von über 2,3. Zudem
verwenden wir zwei solcher Kohlestabverbindungen mit gewissen Abstand zueinander um
ein Verdrehen der Tragfläche zu verhindern.
9.5. Materialwahl
Anhand der Marktanalyse 1.2 war schnell klar, dass glasfaserverstärkter Kunststoff das
gefragteste Material für den manntragenden Drake wäre. Um das Modell auch im Material
so weit es geht an das manntragende Flugzeug anzupassen, entschieden wir uns, möglichst
viel mit GFK und Styropor zu bauen. Im Rumpf wollen wir noch etwas Balsaholz (evtl.
durch GFK verstärkt) als Spanten verwenden. Aus Gewichtsgründen versuchen wir jedoch,
den Anteil so gering wie möglich zu halten.
Da wir die Flügel und den Canard mit einer Positivform bauen wollen, werden wir sie
mit Hilfe einer computergestützten Styroporschneidemaschine aus Styropor vorfertigen
und anschließend mit Glasfilamentgewebe (25 g/m 2 ) laminieren. Der Styroporkern soll
in Flügel und Canard enthalten bleiben, um die Stabilität zu erhöhen, den Bowdenzug
zur Ansteuerung der Seitenruder in den Leitwerken zu führen sowie die Querruderservos,
Holme und Messingrohre (siehe 9.6.3) für die Verbindung zum Rumpf aufzunehmen.
Da wir die beiden GFK-Bauweisen verwenden und kennen lernen wollten sowie aufgrund
der komplexen Form des Rumpfes, entschieden wir uns diesen aus einer Negativform mittels
Schalenbauweise aus zwei Hälften zu fertigen. Hierfür werden wir erst jeweils eine Schale
mittels CAD und Styroporschneidemaschine aus Styrodur fertigen. Gegenüber Styropor
ist Styrodur fester und lässt sich so präziser schneiden. Dadurch werden die Konstruktionsabweichungen
minimiert, welche besonders bei einem Bau mit einer Negativform auftreten
können. Anschließend werden die beiden Styrodurhälften mit C-Glasfaservlies (30 g/m 2 )
laminiert, um daraus die Negativformen zu erhalten. Diese werden mit einem Grundierwachs
bedeckt, um die Formen später voneinander trennen zu können und anschließend
mit Glasfilamentgewebe (85 g/m 2 ) ausgelegt und laminiert. Nach dem Herauslösen der
Schalen werden die Grundplatte und einige Spanten eingebaut sowie die Hälften mit dem
112

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
gleichen Gewebe zum fertigen Rumpf zusammengefügt. Anschließend wird der Rumpf noch
durch einige weitere Spanten verstärkt und es werden die Aufnahmen für Akku, Regler,
Empfänger und Motor eingebaut. Zum Schluss werden Holme und Kohlestäbe montiert,
um die Flügel und den Canard aufzunehmen.
Aufgrund des Festigkeitsnachweises in 9.4 haben wir uns dazu entschieden, Kiefernstäbe
als Flügelholme zu verwenden. Im Hauptflügel wird jeweils ein Holm fest mit der Oberund
Unterseite der Flügelstruktur verbunden, um die Stabilität innerhalb des Flügels zu
gewährleisten und entstehende Kräfte und Momente aufzunehmen.
Als Verbindung zum Rumpf verwenden wir Kohlestäbe, auf die die Messingrohre im Flügel
geschoben werden, um das Biegemoment am Flügel-Rumpf-Übergang aufzunehmen. Der
Werkstoff Kohlefaser im Allgemeinen zeichnet sich durch eine hohe Festigkeit bei geringem
Gewicht aus. Wir verbauen am Hauptflügel zwei Kohlestäbe, einen bei 25% und einen bei
75% Flügeltiefe, wobei beide auf der Profilsehne angeordnet sind. Im Canard wird nur
ein Kohlestab verbaut sein, der gleichzeitig als Verbindung und Holm dient. Um eine
Verdrehung des Canards auf dem Kohlestab zu verhindern, verbauen wir zwischen Rumpf
und Canard auf jeder Seite jeweils einen kurzen Stahlstift bei ca. 75% Profiltiefe.
Beim Bugfahrwerk haben wir uns dazu entschieden, möglich realitätsnah zu konstruieren
und auch den Luftwiderstand des Modells weitestgehend zu verringern, indem wir ein Einziehfahrwerk
einbauen. Für das Hauptfahrwerk haben wir uns dazu entschlossen es selbst
zu konstruieren, da wir kein geeignetes Fahrwerk fanden, das unseren Design-, Massenund
Festigkeitsvorstellungen entsprach. Daher werden wir ein leichtes, stabiles und realitätsnahes
Hauptfahrwerk aus GFK konstruieren und bauen, um ein sicheres Starten und
Landen bei möglichst geringer Masse und geringem aerodynamischen Widerstand zu gewährleisten.
Nach verschiedenen Überlegungen und Konfigurationsberechnungen haben wir uns für
einen 10x5 Propeller entschieden, der zwar im Verhältnis etwas größer als der Originale ist,
jedoch aufgrund seiner geringen Steigung einen sicheren Schub bei langsamen Geschwindigkeiten,
insbesondere bei Start und Landung liefert. Des Weiteren spricht der bessere
Wirkungsgrad, bedingt durch den geringeren Schlupf, für einen Propeller mit kleiner Steigung.
Zwar reduziert die geringe Steigung die maximale Fluggeschwindigkeit, jedoch ist
diese bei diesem Erstflug nur von sekundärer Bedeutung und es ist möglich, später den
Propeller, eventuell sogar zusammen mit dem Motor, zu tauschen und andere Konfigurationen
am Modell zu erproben.
Die in Abbildung 9.9 aufgeführten Artikel bestellten wir in China. Darüber hinaus kauften
wir folgendes, noch fehlendes Material im Modellfachhandel und sowie im Baumarkt:
Harz und Glasfasermatten, Bowdenzüge, Servokabel, Kohlestäbe, Messinghülsen, Styropor,
Balsaholz und einige weitere Kleinteile.
113

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
Abbildung 9.9.: Bestellliste Elektronik Modell
Für die Festlegung des Antriebes und der elektronischen Bauteile haben wir das Programm
propCalc verwendet, welches uns, ausgehend von unserem angenommenen Gewicht, eine
bis auf ca. 10% genaue Leistungsabschätzung berechnet hat.
Da wir zu Beginn von einer Masse von m = 1300g ausgegangen sind, haben wir den
Antrieb für ein entsprechendes Schub-Gewichts-Verhältnis von circa 1 ausgelegt. Somit
hätte man stets einen Schubüberschuss garantiert, um einen möglichst sicheren Erstflug
des Modells zu erreichen.
Da zusätzlich 10 Minuten Mindestflugzeit gefordert waren, musste auch ein entsprechender
Akku gefunden werden, der nicht zu schwer ist, jedoch auch zu den Leistungsanforderungen
der elektronischen Bauteile, wie Motor, Regler, Servos und Empfänger, passt.
Auf den folgenden zwei Bildern sind die Leistungsdaten des Modells berechnet, die bis auf
den Akku, der 3000mAh statt 3300mAh liefern wird, im Modell Verwendung finden.
Abbildung 9.10.: Berechnungsgrundlagen des Modells mit propCalc
114

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
Abbildung 9.11.: Grafik der Motorcharakteristik des Modells (aus propCalc)
Kurz vor Fertigstellung dieses Konstruktionsberichtes führten wir auf einem Prüfstand
einen Testlauf zur Messung der tatsächlichen Leistung der Motorkonfiguration durch. Die
Ergebnisse zeigten, dass die Abweichung mancher Leistungsdaten des Programmes größer
waren als erwartet.
Die Messungen und Berechnungen beruhen auf folgender Antriebskonfiguration:
� Motor: Turnigy 2836-1000
� Propeller: Master Airscrew 3-Blatt 10x5 Pusher
� Regler: Turnigy Sentry 40A
� Akku: Turnigy 3000mAh 35C/45C 3S
Folgende Werte wurden beim Testlauf auf dem Prüfstand gemessen:
� Drehzahl: n = 9650 U
min
� Schub: T = 24 N →≈ 2450g
� Drehmoment: M = 200 Nmm
� Spannung: U = 11 V
� Strom: I = 28 A
Mit folgenden Berechnungen wurden die Leistungen, der Wirkungsgrad und die neuen
Flugzeiten bei Vollgas und im Durchschnitt bestimmt:
Pmechanisch,gemessen = M ∗
Pelektrisch,gemessen = U ∗ I = 11 V ∗ 28 A = 308 W (9.9)
2 ∗ π ∗ n
60
= 0, 2 Nm ∗
2 ∗ π ∗ 9650 U
min
60
= 202 W (9.10)
115

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
ηgemessen = Pmech,gemessen
Pelek,gemessen
= 202 W
308 W
= 0, 656 ⇒ 65.6% (9.11)
Mit der Annahme, dass ein LiPo-Akku, um eine hohe Lebensdauer zu erzielen, nur bis zu
80% leer geflogen wird, ergeben sich folgende Rechnungen zur Bestimmung der Flugzeiten
aus den gemessenen Werten:
tvollgas =
0.8 ∗ 3 Ah ∗ 60 min
h
28 A
= 5.14 min (9.12)
Unter Annahme einer durchschnittlichen Stromaufnahme von 50% der Stromaufnahme bei
Vollgas, da ein signifikanter Leistungsüberschuss vorhanden und kein Kunstflug geplant
ist, so ergibt sich folgende durchschnittliche Flugzeit:
tdurchschnitt =
0.8 ∗ 3 Ah ∗ 60 min
h
0.5 ∗ 28 A
Kennwert berechnet (mit propCalc) erreicht
T 1471g 2450g
Pel 295W 308W
Pmech 228W 202W
η 77.4% 65.5%
tvollgas 7.47min 5.14min
tdurchschnitt 12.69min 10.29min
= 10.29 min (9.13)
Tabelle 9.5.: Gegenüberstellung von berechneten und erreichten Motorkennwerten
Die etwas geringeren Flugzeiten entstehen dadurch, dass man in dem Motorenkonfigurationsprogramm
propCalc nur mit einem Akku mit einer Kapazität von 3,3Ah rechnen
konnte und nicht mit dem bei der Messung verwendeten 3Ah Akku. Da die gemessene
Stromaufnahme von der berechneten Stromaufnahme nur um 6% abweicht, entsprechen
die Werte in etwa den erwarteten Flugzeiten und erfüllen so die Anforderungen. Vorausgesetzt,
das Modell erreicht die angestrebte Masse von maximal m = 1300g, ergibt sich
ein Schub-Gewichts-Verhältnis von circa 1,88.
Zusammenfassend lässt sich sagen, dass eine Motorkonfiguration möglich gewesen wäre,
die weniger Schub liefert und somit eine geringere Masse und kleinere Abmaße gehabt
hätte, wenn das Motorenberechnungsprogramm genauer gewesen wäre oder man einen
Prüfstandslauf wesentlich früher durchgeführt hätte. So hätten wir die Ergebnisse noch in
die Entwicklung des Flugzeugdesigns einfließen lassen können.
9.6. Detailkonstruktion
Nachdem wir die Aerodynamik unseres Modells analysiert und optimiert hatten, uns auf
Materialien festgelegt und den Holm berechnet sowie die Masse des fertigen Modells abge-
116

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
schätzt haben war es nun an der Zeit, sich Gedanken zu machen über die genaue Konstruktion
einiger Verbindungen und die Ansteuerung der Steuerflächen. Dabei ging es spätestens
ab diesem Schritt natürlich nicht mehr darum, den Original-Drake möglichst genau nachzubauen,
sondern vielmehr darum, für alle Details eine möglichst effektive, simple und
sichere Lösung zu finden, welche mit den uns zu Verfügung stehenden Mitteln (im Hinblick
auf Werkzeuge und Materialien, aber auch auf finanzielle Aspekte) realisiert werden
konnte.
9.6.1. Konstruktion des Rumpfes
Da wir den Rumpf in Schalenbauweise mit zwei miteinander zu verklebenden Schalen in
Negativbauweise bauen wollen, bedarf dieser einigem Mehraufwand. Den Rumpf in einer
Bauskizze darzustellen und dann per Hand aus Styropor auszuschneiden ist nicht praktikabel.
Wir entschieden uns daher dazu, in Inventor in der entsprechenden Datei für den
Rumpf aus diesem einzelne Rippen in geringem Abstand zueinander herauszuschneiden.
Diese werden wir (als .dfx-Datei) mit Hilfe der Styroporschneidemaschine aus Styrodur
ausschneiden und dann aus diesen einzelnen, geschliffenen und verspachtelten (um eine
glatte Oberfläche zu erreichen) Styrodurrippen eine Positivform zusammenfügen. Diese
Positivform wird mit GFK abgeformt, laminiert und wiederum geschliffen und verspachtelt,
sodass wir eine in zwei Hälften geteilte Negativform erhalten und mit dieser schließlich
den Rumpf in GFK-Bauweise bauen können.
9.6.2. Positionierung des Hauptfahrwerks
Die Positionierung des Hauptfahrwerks ist ein entscheidender Faktor dafür, dass das Modell
beim Startvorgang vom Boden abheben kann. Ist das Hauptfahrwerk zu weit hinten
angeordnet, dann bleibt selbst bei voll gezogenen Höhenruder die Nase am Boden. Ist das
Hauptfahrwerk zu weit vorne, dann ist die Last auf dem Bugfahrwerk zu gering und das
Modell kann leicht nach hinten kippen. Daher hielten wir es für sinnvoll diese Positionierung
mit einer Überschlagsrechnung zu untermauern. Hierfür sind folgende Kräfte und
Momente entscheidend.
117

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
M =q⋅c m⋅S ref⋅MAC
F μ=μ⋅( F g−L)
F g=m⋅g− L
Abbildung 9.12.: Momentenhaushalt Rollen
Wir haben daher die Momentengleichung aufgestellt:
0 = M + Fschub · zMotor − Fµ · zF ahrwerk + Fg · (xSchwerpunkt − xF ahrwerk) (9.14)
Durch Auflösen dieser Gleichgewichtsbedingung nach xF ahrwerk ermitteln wir die Fahrwerksposition,
bei der man die Flugzeugnase bei gegebenen Bedingungen gerade noch
anheben kann. Hierfür haben wir folgende Annahmen getroffen:
� Rollreibungskoeffizient 1 µ = 0, 1
� Startschub des Motors FSchub = 22 N 2
� Momentenbeiwert cM = 0, 25 (Der Momentenbeiwert stammt aus der Simulation
von XFLR5 mit voll gezogenen Höhenruder)
� Abhebegeschwindigkeit vstall = 40 km/h
Für die Abhebegeschwindigkeit haben wir die Stallspeed gewählt, trotzdem die Geschwindigkeit
des sicheren Steigens mindestens VStall · 1, 2 beträgt, da das Flugzeug während des
Rotationsvorgangs noch weiter beschleunigt. Des Weiteren ist ein Sicherheitspuffer wünschenswert,
falls man von einer rauen Oberfläche startet, deren Rollreibkoeffizient größer
ist als der von uns angenommene. Das Ergebnis unserer Rechnung ist (xSchwerpunkt −
xF ahrwerk) = 13mm. Für den Startschub haben wir deutlich mehr als den ursprünglich
berechneten Startschub angenommen, da wir zwischenzeitlich unseren Motor, zusammen
mit dem Propeller auf dem Schubmessstand hatten und dieser gezeigt hat, dass der Startschub
deutlich höher ist, als gedacht.
1 geschätzt für Rasen
2 gemessener maximaler Standschub unter Berücksichtigung der Tatsache, dass man nicht bei vollem Schub
startet
F schub
118

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
9.6.3. Verbindung von Flügeln und Rumpf
Parallel dazu machten wir uns Gedanken über die Befestigung der Flügel am Rumpf, da
diese Verbindung das Herzstück des Fliegers darstellt. Hier werden später sämtliche aerodynamischen
Kräfte der Flügel an den Rest des Fliegers übertragen, sodass die Verbindung
eine hohe Stabilität aufweisen muss. Wir verglichen die im Modellbau gebräuchlichsten
Verbindungsarten und machten uns Gedanken über zahlreiche Verfahren. Die Entscheidung
fiel auf eine Befestigung mit Hilfe von zwei Steckverbindung pro Flügel, welche wie
folgt gestaltet werden soll: In den massiven Styroporkern der Flügel werden jeweils zwei
Messinghülsen eingelassen, so dass diese fest im Styroporkern verankert sind. Im Rumpf
werden dann quer zur Längsachse des Flugzeuges in ausreichendem Abstand zueinander
zwei Kohlefaserstäbe befestigt. Die Anbringung der Flügel erfolgt dann, indem die Kohlestäbe
in die Messinghülsen eingeführt und die Flügel zusätzlich an den in die Rumpfschale
integrierten Flügelansätzen durch Klebeband fixiert werden. Die Biege- und Drehmomente
werden durch die Rohr-Stabverbindungen aufgenommen und eine Verwindung der Flügel
gegenüber des Rumpfes ist durch die Verwendung zweier Verbindungen ausgeschlossen.
Für die Verbindung wählten wir Kohlefaserstäbe mit 5 mm Dicke und Messinghülsen mit
einem Durchmesser von 6 mm. Im Gegensatz dazu entschieden wir uns bei der Verbindung
von Canard und Rumpf dafür, den Kohlefaserstab ohne Messinghülse im Styroporkern des
Canards festzukleben. Beim Canard wird allerdings eine Stab-Verbindung ausreichen, die
Aufnahme der verdrehenden Momente wird daher ein zusätzlicher dünner Bolzen in einigem
Abstand zum Kohlestab leisten.
Abbildung 9.13.: Flügel-Rumpf-Verbindung
119

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
9.6.4. Befestigung der Seitenleitwerke
Für die Befestigung der Seitenleitwerke an den Enden der beiden Flächen gab es zunächst
verschiedene Ideen. Eine Steckverbindung, wie die oben unter 9.6.3 erwähnte, wurde ebenso
in Erwägung gezogen wie ein Ankleben des fertigen Seitenleitwerks an die fertige Fläche
oder die Fertigung eines durchgehenden Styroporblockes für Flügel und Seitenleitwerk
sowie die anschließende Laminierung des gesamten Stückes. Wir entschieden uns schließlich
für eine Kombination der beiden letzteren Varianten. Da es uns am einfachsten schien,
den Flügel als Ganzes aus einem Block Styropor zu schneiden und das Seitenleitwerk
separat, werden diese beiden Komponenten erst nach dem Ausschneiden verklebt und
dann als ein Gesamtstück mit einer GFK-Haut laminiert. Diese Verbindungsart hat den
Vorteil zusätzliches Gewicht zu sparen, welches bei Verwendung einer Steckverbindung
hätte berücksichtigt werden müssen. Außerdem wird es uns so möglich sein, die Verbindung
von Flügelaußenkante zum Seitenleitwerk beim Laminieren durch die Verwendung von
etwas mehr Harz und entsprechendem Füllmaterial (Microballoons 3 ) “smooth”, also als
fließende, glatte Verbindung ohne Ecken oder Kanten zu gestalten.
9.6.5. Ansteuerung der Canardruderfläche
Für die Ansteuerung der Canardruderfläche gab es ebenfalls viele verschiedene Ideen. Die
im Modellbau klassischerweise verwendete Verbindung mittels Servo in der Fläche (in
diesem Fall also im Canard) und einem Hebelarmausleger zum Ruder hin erschien uns aus
zwei Gründen nicht praktikabel: Erstens wollten wir, wenn möglich, mit nur einem Servo
auskommen und diesen in den Rumpf statt in die Fläche legen, da zweitens durch das flache
Profil des Canards der vorhandene Platz in diesem für einen Servo äußerst knapp bemessen
gewesen wäre. Daher entschieden wir uns dafür, durch einen Servo im Rumpfvorderteil
eine quer zum Rumpf liegende und in der Rumpfhülle in zwei Punkten gelagerte Stange
anzusteuern, welche dann nach außen durch den Canard läuft und schließlich mit dem
Ruder auf dessen gesamter Breite verbunden ist.
Dabei muss an dieser Stelle angemerkt werden, dass dieser Ansteuerungsmethode die geometrische
Verwindung des Canards im Wege stand. Durch die Verwindung hätte die durchgehende
Stange gebogen sein müssen und eine lineare Ansteuerung wäre nicht mehr möglich
gewesen. Daher entschieden wir uns dazu, die Verwindung des Canards, welche ohnehin
nur 0.9� beträgt, zu vernachlässigen - in XFLR5 gelang es uns durch diese Verwindung
die geforderten Werte zu erreichen, aber wir gingen an dieser Stelle davon aus, dass in der
Realität erstens die Aerodynamik nicht exakt jener in XFLR5 entspricht und zweitens die
Veränderungen im aerodynamischen Verhalten durch Vernachlässigung der Verwindung
marginal sein würden. Durch diese Vereinfachung konnten wir mit einer Umsetzung der
Ruderansteuerung wie oben beschrieben ausgehen.
9.6.6. Ansteuerung der Quer- und Seitenruder
Bei der Ansteuerung der Querruder entschieden wir uns für die konventionelle Methode,
bei der zwei Servos im Flügel jeweils direkt vor dem Ruder sitzen und dieses über einen
kurzen Hebel ansteuern. Weil die Querruder am äußeren Flügelende positioniert werden
3 sehr kleine und leichte Glashohlkugeln
120

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
Figure 9.14.: Canardruderfläche mit durchgehender Stange zum Ansteuern
sollten und das Profil an dieser Stelle nur ein geringe Dicke aufweist, wählten wir besonders
schmale Servos. Eine Herausforderung war es, die konstruktive Gestaltung des
Servoeinbaus zu entwerfen, da es natürlich nicht möglich war, diesen in eine Aussparung
im Styropor einzulassen und dann ohne zusätzliche Abdeckung “überzulaminieren”. Zur
Lösung des Problems sahen wie vor, an der entsprechenden Stelle ein Stück des Flügels
mit den Abmaßen des Servos aus dem Styropor herauszuschneiden (bzw. quasi “herauszustanzen”).
In diese Aussparung kann dann der Servo eingesetzt und oben und unten mit
einer Scheibe Styropor als “Deckel” versehen werden. Dadurch erhalten wir erneut eine die
ursprüngliche Flügeloberfläche. Diese kann im Anschluss komplett überlaminiert werden.
Die Ansteuerung der Seitenruder wiederum wollen wir mit nur einem Servo realisieren.
Dies spart zusätzliches Gewicht. Zudem wäre es äußerst schwierig geworden, in den dünnen
Flügelspitzen oder dem nicht dickeren Seitenleitwerksprofil einen Servo zu platzieren. Der
Servo wird über zwei Hebel mit je einem Bowdenzug, welcher in den Flügeln vom Rumpf bis
zu den Leitwerken verlaufen soll, die Ruder jeweils in die gleiche Richtung ausschlagen. Das
äußere Ende des Bowdenzuges wird dabei in einer Kurve mit möglichst großem Radius von
der Flügelvorderkante bis zum hinteren Ende des jeweiligen äußeren Flügelendes geführt
werden und tritt dort dann aus dem Flügel aus. Die verbleibende Strecke zum Hebel des
Ruders ist dann besonders kurz, um ein Abknicken des Steuergestänges zu vermeiden.
9.6.7. Elektrische Systeme
Auch über die Lage der elektronischen Komponenten im Flugzeug machten wir uns einige
grundlegende Gedanken. So sahen wir z.B. für die Aufnahme des Akkus im Rumpf eine
Halterung aus glasfaserverstärktem Balsaholz vor, ebenso für die beiden Servos, welche
für die Ansteuerung der Seitenruder und der Höhenruder zuständig sind. Den Regler platzieren
wir so dicht wie möglich am Motor um starke Wechselströme zwischen Regler und
Motor und damit eine Quelle für Störungen des Empfängers zu vermeiden. Für das Antennenkabel
schließlich sehen wir eine Anbringung außen am Rumpf vor, um eine möglichst
hohe Empfangsqualität zu gewährleisten.
121

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
9.6.8. Weiterführende Überlegungen
Wie bereits in 2.3 erwähnt, gibt es bei der Auslegung eines Flugzeuges in Canardkonfigurationen
einige konfigurationsspezifische Besonderheiten und Probleme, die es konstruktionstechnisch
zu lösen galt. Durch die nötige Pfeilung des Flügels - um eine genügende
Richtungs- und Querstabilität zu erreichen - müssen an der Verbindung zwischen Flügel
und Rumpf starke Torsionsmomente aufgenommen werden. Durch die oben erwähnte Verbindungskonstruktion,
bestehend aus zwei Messinghülsen und zwei in diese eingreifenden
Kohlefaserstäbe, können diese Momente ohne Probleme aufgenommen werden.
Eine weitere Herausforderung stellt zudem die Motorlüftung dar. Folglich sahen wir Aussparungen
am hinteren Rumpfende für Lüftungseinlässe auch bei der Modellkonstruktion
vor, die weiterhin das Modell an das manntragende Flugzeug (geometrisch und designtechnisch)
anpassen.
Der Notwendigkeit einer ausreichenden Bodenfreiheit des Propellers begegneten wie durch
eine entsprechende Positionierung und Dimensionierung des Hauptfahrwerkes. Dabei ist
bei dem Modell eine im Verhältnis sehr viel größere Bodenfreiheit (und folglich ein größeres
Fahrwerk) nötig, da der Propeller im Verhältnis zu jenem des manntragenden Flugzeuges
einen sehr viel größeren Durchmesser aufweist.
9.7. Präzise Massenabschätzung für das Modell
Für eine genauere Massenabschätzung für das Modellflugzeug haben wir die Massen der
von uns eingebauten Teile durch Wiegen genau bestimmt und auf das Gramm nach oben
gerundet. Die Massen von Flugzeugzelle und Hauptfahrwerk erhalten wir aus dem Inventor
CAD-Modell. Da wir alle mit der Bauweise noch keine Erfahrung gemacht haben, geben
wir noch eine Sicherheit dazu.
122

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
Teil Masse [g]
Flugzeugzelle und Fahrwerk
Rumpf inkl. Spanten und Innenausbau 130
Tragflächen 2 ∗ 65
Canard 2 ∗ 8
einziehbares Bugfahrwerk 55
Hauptfahrwerk 35
Räder 3 ∗ 8
Elektronik
Motor 93.2
3-Blatt-Propeller 27.5
Regler 50.7
Akku 277.5
Servos SR, HR* 2 ∗ 16
Servos QR 2 ∗ 12.5
Empfänger 8.8
2 m Servokabel 26
Ruderanlenkung und Tragflächenanbindung
Bowdenzüge 2 ∗ 14
Steuerstangen QR 2 ∗ 2.5
Gewindehülsen und Gabelköpfe 3 ∗ 1.8
Kohlestäbe für Haupttragfläche 2 ∗ 14.5
Kohlestab für Canard 15
Sicherheitszugaben
Ungenauer Bau 30
Verklebungen 50
Spachtelmasse 100
Gesamtmasse 1193
Tabelle 9.6.: Genaue Masse des Modellflugzeuges
*SR: Seitenruder, QR: Querruder, HR: Höhenruder bzw. Ruder des Canard
Zum Vergleich haben wir das Modell in Inventor inkl. aller Einbauten zusammengesetzt,
die Masse aus dem Programm abgelesen, die selbe Sicherheit hinzugezählt und schließlich
eine Gesamtmasse von 995g + 180g = 1175g erhalten. Der Wert ist etwa 1.5% kleiner
als der aus Tabelle 9.6, wobei diese geringe Abweichung nochmals unsere Berechnung
bestätigt.
Vorausgesetzt, wir erreichen beim Bau exakt diese etwa 100g geringere Abflugmasse, ergibt
sich:
� ein neues Schub-Gewichtsverhältnis: T
W
� eine neue Stallspeed: vstall = 37.8 km
h
= 2450g
1193g
= 2.05
123

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
9.8. Datenblatt des Modells
PRODUCED BY AN AUTODESK EDUCATIONAL PRODUCT
SIMCON Drake, Modell
Spannweite Flügel 1.34m
Flügelfläche 0.1631m2 Spannweite Canard 0.5m
Länge 0.477m
vs,0
40km/h
vcruise
75.6km/h
MTOM 1.3kg
Flächenbelastung 7.97kg/m2 Motorisierung Turnigy 2836-1000 (0.3kW )
Akku 3000mAh LiPo
Endurance 10min (vgl:9.13)
Tabelle 9.7.: Datenblatt SIMCON Drake, Modell
PRODUCED BY AN AUTODESK EDUCATIONAL PRODUCT
SIMCON - Drake
PRODUCED BY AN AUTODESK EDUCATIONAL PRODUCT
Abbildung 9.15.: Drei-Seiten-Ansicht, Modell
124
PRODUCED BY AN AUTODESK EDUCATIONAL PRODUCT

SIMCON Drake KAPITEL 9. MODELL-GEOMETRIE
Zusammenfassend lässt sich sagen, dass wir die in Kapitel 8 gennanten Anforderungen
einhalten:
� Das Modellflugzeug wird weitgehend maßstabsgetreu gebaut und ist somit besonders
gut für die Vorbereitung zum Bau des manntragenden Drake geeignet. Die ähnliche
Bauweise, die eine Einarbeitung in die Verwendung von GFK als Werkstoff für das
manntragende Flugzeug ermöglicht, ist gegeben.
� Das geforderte Lastvielfache von n = 3 wurde (rechnerisch) mit einer deutlichen
Sicherheit von 2.4 erreicht (siehe 9.4).
� Der geforderte Wert für das Schub-Gewichts-Verhältnis wurde mit einem Wert von
2.05 (mit der präzisen Massenabschätzung) ebenfalls rechnerisch erreicht. Außerdem
wurde auch die geforderte Endurance erfüllt (siehe 9.5).
� Das Budget von 200� wurde vollkommen ausgeschöpft.
125

SIMCON Drake KAPITEL 10. AUSBLICK
10. Ausblick
Zusammenfassend lässt sich sagen, dass wir durch dieses Projekt bereits zum jetzigen
Zeitpunkt viel über den Flugzeugbau sowie die damit zusammenhängenden Probleme und
Herausforderungen gelernt haben. Dabei hat uns in Teilen die Komplexität des Zusammenspiels
der verschiedenen Teilbereiche bei einem solchen Vorhaben überrascht. Es wurde
deutlich, wie viel Arbeit schon in den Entwurf eines solchen, vergleichsweise kleinen Flugzeugs
gesteckt werden muss. Nun können wir erahnen, wie hoch komplex die Planung und
Konstruktion eines Verkehrsflugzeuges ist und wie viel Erfahrung in dieser Art von Flugzeugen
steckt. Wir konnten während des Entwicklungsprozesses des Flugzeugs sehr schön
sehen, wie es immer mehr Form annahm und wie wir uns immer mehr der endgültigen
Form näherten, die alle Vorgaben erfüllt. Natürlich war dies auch mit Phasen verbunden,
in denen wir das Gefühl hatten, auf der Stelle zu treten. Im Laufe des Prozesses wurde
uns allerdings klar, dass auch dies ein Teil der Iteration ist. In der Folge waren dann die
Fortschritte und daraus resultierenden Ergebnisse jeweils umso schöner.
Derzeit ist der Bau des Modells in Fertigstellung. Im Zuge des Baus haben wir uns mit
den Werkstoffen und deren Verarbeitung vertraut gemacht. Wir konnten für einige der
auftretenden Herausforderungen innovative Lösungen finden. Am 09. Februar 2012 werden
wir mit dem Modell die Flugerprobung starten. Falls dies gewünscht ist, können wir dem
Entscheidungsgremium oder der Wintertagung der OUV das Modell präsentieren.
Wir freuen uns schon sehr darauf, zu sehen, wie der Drake seine Schwingen ausbreitet und
sich in den Himmel erhebt!
Abbildung 10.1.: Der SIMCON Drake (Modell) erhebt sich in den Himmel
126

SIMCON Drake Literaturverzeichnis
Literaturverzeichnis
[Age03a] Agency, European Aviation S.: Certification Specifications for Normal, Utility,
Aerobatic, and Commuter Category Aeroplanes CS 23. 11 2003
[Age03b] Agency, European Aviation S.: Certification Specifications for Very Light Aeroplanes.
11 2003
[Age11] Agency, European Aviation S.: Certification Specifications for Light Sport Aeroplanes
CS-LSA. 06 2011
[BP10a] BRP-Powertrain: Betriebshandbuch fuer Rotax Motor Type 912 SERIE. 2,
April 2010
[BP10b] BRP-Powertrain: Einbauhandbuch fuer Rotax Type 912 SERIE, 2010
[Buc11] Buchholz, Prof. Dr.-Ing. J. J.: Vorlesungsmanuskript Regelungstechnik und
Flugregler. 03 2011
[LBA03] LBA, Luftfahrt B.: Lufttuechtigkeitsforderungen fuer aerodynamisch gesteuerte
Ultraleichtflugzeuge. 01 2003. – veroeffentlicht in den NfL II 17/03
[Lev92] Levy, David W.: AIAA 92-0284 Prediction of Average Downwash Gradient
for Canard Configurations / University of Michigan, Department of Aerospace
Engineering. 1992. – Forschungsbericht
[OUV11] OUV, Oskar Ursinus V.: Flugzeug-Design-Wettbewerb 2011
http://www.ouv.de/ouv/wp-content/themes/awake/styles/ouv/pdf/ designwettbewerb2011.pdf
(16.10.2011, 18:47 MEZ), 2011
[Ray99] Raymer, Daniel P. ; Przemieniecki, John S. (Hrsg.): Aircraft Design: A Conceptual
Approach (Third Edition). American Institute of Aeronautics and Astronautics
(AIAA) - Education Series, 1999 (ISBN: 1-56347-281-0)
[RL97] Roskam, Dr. J. ; Lan, Dr. Chuan-Tau E.: Airplane Aerodynamics and Performance.
DARcorporation, 1997
[Ros03] Roskam, Jan: Airplane flight dynamics and automatic flight controls. DARcorporation,
2003
127

SIMCON Drake Abbildungsverzeichnis
Abbildungsverzeichnis
0.1. Aufbau der Dokumentation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6
0.2. SIMCON Drake . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8
0.3. Ablaufschema der Konzeptionsphase . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10
1.1. Marktanalyse: Flugzeuggeometrie (201 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . . . . 13
1.2. Marktanalyse: Akzeptanz der Canard-Konfiguration (201 Teilnehmer) . . . 13
1.3. Marktanalyse: Material (198 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14
1.4. Marktanalyse: Flugzeugart (196 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . . . . . . . 15
1.5. Marktanalyse: Zulassungsart (195 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . . . . . . 16
1.6. Marktanalyse: Preisrahmen (195 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . . . . . . . 17
1.7. Marktanalyse: Flugeigenschaften (194 Teilnehmer) . . . . . . . . . . . . . . 17
1.8. Marktanalyse: Weitere Flugzeugeigenschaften (193 Teilnehmer) . . . . . . . 18
1.9. Einsatzprofil . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19
2.1. Erste Skizzen möglicher Flugzeuggeometrien . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22
2.2. Erreichbarer Steiggradient G in Abhängigkeit der Flächenbelastung W
S . . .
2.3. Skizze unterschiedlicher Canardkonfigurationen . . . . . . . . . . . . . . . .
28
31
2.4. SIMCON Drake Logo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 32
2.5. Up- und Downwash an Canard und Hauptflügel . . . . . . . . . . . . . . . 32
2.6. Momentenbilanz am Canard . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39
2.7. Benötigte Einbauwinkel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43
2.8. Screenshot des MATLAB Tools zur Berechnung von
Abflugmasse, Flügelfläche, Einbauwinkeln und Schwerpunktslage . . . . . . 44
2.9. Erster Entwurf des Drake . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 45
2.10. Einstellung des Flugzeuges im Cruise . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 47
2.11. CLmaxbei Stallgeschwindigkeit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 48
2.12. Drake im Best Glide . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 49
2.13. Momentenverläufe . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51
2.14. Nickgeschwindigkeit bei Anstellwinkelschwingung . . . . . . . . . . . . . . . 52
2.15. Vertikalgeschwindigkeit bei Anstellwinkelschwingung . . . . . . . . . . . . . 52
2.16. Nickwinkel bei Anstellwinkelschwingung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 53
2.17. Nickgeschwindigkeit bei Phygoidenschwingung . . . . . . . . . . . . . . . . 53
2.18. Vertikalgeschwindigkeit bei Phygoidenschwingung . . . . . . . . . . . . . . . 54
2.19. Nickwinkel bei Phygoidenschwingung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 54
2.20. Polverteilung der Längsstabilität . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55
2.21. Rollgeschwindigkeit bei zusätzlicher, lateraler Strömungskomponente . . . . 56
2.22. Giergeschwidigkeit bei zusätzlicher, lateraler Strömungskomponente . . . . 56
2.23. Laterale Geschwindigkeit bei zusätzlicher, lateraler Strömungskomponente . 57
2.24. Rollwinkel bei zusätzlicher, lateraler Strömungskomponente . . . . . . . . . 57
2.25. Polverteilung der lateralen Stabilität . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 58
2.26. Reaktion auf ausgeschlagenes Querruder (Schräglage) . . . . . . . . . . . . 63
128

SIMCON Drake Abbildungsverzeichnis
2.27. Reaktion auf ausgeschlagenes Querruder (Rollrate) . . . . . . . . . . . . . . 63
2.28. Maximale Rollrate in Abhängikeit der Geschwindigkeit . . . . . . . . . . . . 63
3.1. Schubdiagramm für Maximum Continous Power (MCP), ALT: 0 MSL . . . 66
3.2. Leistungsdiagramm für Maximum Continous Power (MCP), ALT: 0 MSL . 66
3.3. Schubdiagramm für Maximum Continous Power (MCP), ALT: 4500 MSL . 67
3.4. Leistungsdiagramm für Maximum Continous Power (MCP), Cruising ALT:
4500 MSL . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 67
3.5. Startrollstrecke in Abhängigkeit von Zuladung und Wind (vgl. Startstrecke.m) 68
3.6. V-n- Diagramm maximale Abflugmasse . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 71
3.7. V-n-Diagramm Mindestgewicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 71
4.1. Befestigung des Rotax 912 am Motorträger laut Einbauhandbuch [BP10b] . 76
4.2. Cockpitansicht: Instrumentierung, Schalter und Hebel . . . . . . . . . . . . 78
4.3. Steuerungsskizze Seitenansicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 80
4.4. Steuerungsskizze Draufsicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 80
4.5. Steuerungsskizze ISO Ansicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 81
4.6. Schema des Kraftstoffsystems nach ROTAX Einbauhandbuch ([BP10b]) . . 82
4.7. Schema des Schmiersystems nach ROTAX Einbauhandbuch . . . . . . . . . 83
4.8. Schema des Kühlsystems nach ROTAX Einbauhandbuch . . . . . . . . . . . 84
4.9. Schaltplan des elektrischen Systems nach ROTAX Einbauhandbuch . . . . 85
5.1. Massen-Schwerpunkts-Diagramm . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 88
5.2. Einzelmassen und Schwerpunkt . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 89
7.1. Dreiseitenansicht SIMCON Drake . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 97
7.2. Ablaufschema der Entwicklungsphase des Modellflugzeuges . . . . . . . . . 99
9.1. Benötigte Einbauwinkel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 105
9.2. Cruise Einstellung des Models . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 106
9.3. Cm über αim Cruise . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 107
9.4. Clmax bei Stallgeschwindigkeit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 107
9.5. Cm über α im Stall . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 108
9.6. Balsaholzmodell des Drake . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109
9.7. Holm vereinfacht mechanisch betrachtet . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109
9.8. Holmquerschnitte . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 110
9.9. Bestellliste Elektronik Modell . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 114
9.10. Berechnungsgrundlagen des Modells mit propCalc . . . . . . . . . . . . . . . 114
9.11. Grafik der Motorcharakteristik des Modells (aus propCalc) . . . . . . . . . . 115
9.12. Momentenhaushalt Rollen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 118
9.13. Flügel-Rumpf-Verbindung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 119
9.14. Canardruderfläche mit durchgehender Stange zum Ansteuern . . . . . . . . 121
9.15. Drei-Seiten-Ansicht, Modell . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 124
10.1. Der SIMCON Drake (Modell) erhebt sich in den Himmel . . . . . . . . . . . 126
129