SIMCON Drake - Dokumentation - OUV

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)
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