New GlaStar / Stoddard-Hamilton GlaStar SH-1/GS-1 ... - Glastar.ch
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<strong>New</strong> <strong>GlaStar</strong> / <strong>Stoddard</strong>-<strong>Hamilton</strong><br />
<strong>GlaStar</strong> <strong>SH</strong>-1/<strong>GS</strong>-1<br />
Angaben : Helmut Anderegg<br />
HB – YBB<br />
Ausgestellt : 2.Dezember 1998, 21. September 2000<br />
Ergänzt : EAS / Werner S<strong>ch</strong>neider<br />
Datum : 5.Mai 2002<br />
Experimental Aviation of Switzerland<br />
Typendossier<br />
Beilagen : Engineering Report<br />
Stellungsnahme Flügelbelastung<br />
Index Advisory Publications<br />
Checkliste SB’s<br />
Service Bulletin<br />
ANOR’s<br />
Service Letters (airspeed limitations SL2/SL4)<br />
Engine Limitation (Lycoming/Continental)<br />
Flight Control Deflection<br />
Weight and Balance<br />
<strong>Glastar</strong> Typendossier /07.05.2002/V0.2 1 von 1 <strong>GS</strong>/EAS
GLASTAR ® ASSOCIATION SWITZERLAND (GAS) REPORT 1<br />
_____________________________________________________________________________________<br />
By Fabian Osterwalder November, 1999<br />
ENGINEERING STATUS REPORT GLASTAR ® - 02.12.1998<br />
Reussbühl, 02,12.1998<br />
Referenz: - AAD - GLASTAR <strong>SH</strong>-1- 1 -, Engineering Report SN#009,<br />
Dezember 29, 1995<br />
BB Besu<strong>ch</strong>srapport Nr. 090498A11, Besu<strong>ch</strong> bei R. Wälty (Kit No 5466)<br />
1.BEURTEILUNG BAUSATZ:<br />
Anlässli<strong>ch</strong> eines Besu<strong>ch</strong>es bei Rolf Wälty in S<strong>ch</strong>öfflisdorf habe i<strong>ch</strong> den Bausatz beurteilt.<br />
Der Bauzustand war soweit fortges<strong>ch</strong>ritten, dass man die wi<strong>ch</strong>tigen Komponenten<br />
beurteilen konnte:<br />
Rumpf Fa<strong>ch</strong>werk (vorderer Teil) wie angeliefert<br />
Rumpf-Hinterteil aus Glasfaser-Composites (Sandwi<strong>ch</strong>-S<strong>ch</strong>alen)<br />
Flügel und Höhenleitwerk in Metallbauweise (Rippen, Holme und Beplankungsble<strong>ch</strong>e)<br />
mit Rippengerüst bereit zum Beplanken.<br />
Die angelieferten Komponenten sind in einem qualitativ guten, sauber verarbeiteten<br />
Zustand. Ebenso ist die Bauausführung dur<strong>ch</strong> den Erbauer ausgezei<strong>ch</strong>net. Die<br />
Konstruktion der Zelle bezügli<strong>ch</strong> Strukturaufbau ist sehr zweckmässig, alle notwendigen<br />
Struktur- und Verbindungselemente sind vorhanden. Na<strong>ch</strong> dieser Beurteilung sind keine<br />
Bauänderungen zu fordern zur Si<strong>ch</strong>erstellung der Festigkeit.<br />
2.NACHWEISUNTERLAGEN<br />
Die Na<strong>ch</strong>weisunterlagen (siehe obige Referenz) habe i<strong>ch</strong> geprüft. Die zwei gemäss<br />
den Bere<strong>ch</strong>nungsunterlagen erforderli<strong>ch</strong>en Verstärkungen ( ‘ Aufdoppelung der<br />
Flügelbeplankung im Wurzelberei<strong>ch</strong> und"Formed Doubler" am "Rear Spar") sind ins<br />
Design eingeflossen. Der Na<strong>ch</strong>weis wurde dur<strong>ch</strong> Belastungstests an Komponenten bis<br />
Ultimate Load sowie Analysis für ausgewählte Details erbra<strong>ch</strong>t.<br />
Belastungstests:<br />
Flügel<br />
Querruder<br />
Landeklappen<br />
Höhenleitwerk<br />
Seitenleitwerk<br />
Rumpf(Biegung und Querkraft)<br />
Komponenten der Steuerung<br />
Höhenruderlast)
Zusätzli<strong>ch</strong> wurden die Ausglei<strong>ch</strong>sgewi<strong>ch</strong>te für Steuerflä<strong>ch</strong>en gemäss"Airtrame And<br />
Equipment Engineering Report 45" ermittelt.<br />
Zur Zeit fehlen no<strong>ch</strong> die bei <strong>Stoddard</strong> <strong>Hamilton</strong> angeforderten Na<strong>ch</strong>weise für:<br />
Fahrwerk<br />
Motorträger<br />
Querruder - Steuerung<br />
Glei<strong>ch</strong>zeitig habe i<strong>ch</strong> no<strong>ch</strong> na<strong>ch</strong> Fotos von den Belastungstests na<strong>ch</strong>gefragt.<br />
3. SCHLUSSFOLGERUNG:<br />
Der Bausatz wird in einem qualitativ guten Zustand angeliefert Das Design ist<br />
zweckmässig und erfordert gemäss jetzigen Kenntnissen keine Bauänderung zwecks<br />
Festigkeitsverbesserung Zum Na<strong>ch</strong>weis fehlen no<strong>ch</strong> Unterlagen bezügli<strong>ch</strong> Fahrwerk,<br />
Motorträger und Querrudersteuerung. Ein abs<strong>ch</strong>liessender Beri<strong>ch</strong>t wird na<strong>ch</strong> Erhalt und<br />
Prüfung der restli<strong>ch</strong>en Unterlagen erstellt.<br />
Für RSA - Engineering Helmut Anderegg<br />
FOR MORE INFORMATION CONTACT:<br />
<strong>GlaStar</strong> ® Association Switzerland (GAS)<br />
Fabian Osterwalder<br />
CH-6997 Suino / Switzerland<br />
skyfab@compuserve.com<br />
http://ourworld.compuserve.com/homepages/skyfab/<br />
Fabian Osterwalder 11/99
Operation limitation IO-240/O-320/O-360<br />
Alle Werte aus dem Lycoming Operator Manual 2 nd Edition Mar<strong>ch</strong> 1973, respektive<br />
Owners Manual Section 2 Limitation von <strong>Stoddard</strong> <strong>Hamilton</strong> 1998.<br />
Continental IO-240 rated 125HP<br />
Lycoming O-320-A, -E series rated 150HP.<br />
Lycoming O-320-B, -D series rated 160HP.<br />
Lycoming O-360 rated 180HP<br />
Drehzahl :<br />
Continental IO-240 :<br />
Leerlauf : 675 (±25) RPM<br />
Maximale Drehzahl : 2800 RPM<br />
Lycoming :<br />
Leerlauf : 600 RPM<br />
Maximale Drehzahl : 2700 RPM<br />
Öltemperatur :<br />
Experimental Aviation of Switzerland<br />
engine operation limitation<br />
Lycoming O-320 / O-360<br />
Continental IO-240<br />
Eins<strong>ch</strong>ränkungen : O-360-A1A kein Dauerbetrieb<br />
Im Berei<strong>ch</strong> 1900-2200 (±50) RPM<br />
Mit Hartzell CS Propeller.<br />
O-360-A1A/-A1F6 kein Dauerbetrieb<br />
Im Berei<strong>ch</strong> 2150 und 2350 RPM<br />
Mit Senseni<strong>ch</strong> Festpropeller.<br />
Continental IO-240 :<br />
Minimum für Takeoff : 75 o F (24 o C)<br />
Maximum : 240 o F (110 o C)<br />
Normal : 160 o F – 210 o F (71 o C – 99 o C)<br />
Lycoming :<br />
Maximum : 245 o F (118 o C)<br />
Normal : 140 o F – 220 o F (60 o C -104 o C)<br />
<strong>Glastar</strong> Typendossier, engine limit Lyc/05.05.2002/V0.1 1 von 2 <strong>GS</strong>/EAS
Öldruck :<br />
Continental IO-240 :<br />
Leerlauf : 10 psi<br />
Minimum : 30 psi<br />
Maximum : 60 psi<br />
Warmup max : 100 psi<br />
Lycoming :<br />
Leerlauf : 25 psi<br />
Minimum : 60 psi<br />
Maximum : 90 psi<br />
Treibstoffdruck :<br />
Continental IO-240 :<br />
Minimum (idle) : 5.5 - 7.5 psi<br />
Maximum : 27.5 - 30.5 psi<br />
Lycoming :<br />
Minimum : 0.5 psi<br />
Maximum : 8.0 psi<br />
Zylinderkopftemperatur (Bayonet):<br />
Continental IO-240 :<br />
Maximum : 460 o F (238 o C)<br />
Normal : 360 o F – 410 o F (182 o C – 210 o C)<br />
Lycoming :<br />
Maximum : 500 o F (260 o C)<br />
Normal O-320 : 150 o F - 435 o F (66 o C - 224 o C)<br />
Normal O-360: 150 o F – 400 o F (66 o C - 204 o C)<br />
<strong>Glastar</strong> Typendossier, engine limit Lyc/05.05.2002/V0.1 2 von 2 <strong>GS</strong>/EAS
Control system :<br />
Die folgenden Werte wurden aus dem Band 2 der Bauunterlagen Kapitel X « final<br />
assembly » Seite 365 extrahiert.<br />
Querruder: +22.5 o , -17.5 o (–1 o )<br />
Höhenruder: +23 o , -20 o (–1 o )<br />
Seitenruder: 25 o (–1 o )<br />
Landeklappen: vorgegeben dur<strong>ch</strong> werkseitig gelieferte Rasterplatte.<br />
Klappen müssen eingefahren im Ans<strong>ch</strong>lag sein.<br />
Glei<strong>ch</strong>e Winkel beim Ausfahren kontrollieren.<br />
Trimtab: siehe Empfehlung SB46<br />
Weight and Balance:<br />
Experimental Aviation of Switzerland<br />
control deflection<br />
weight and balance<br />
Folgende Werte wurden aus dem Band 2 der Bauunterlagen Kapitel X « final<br />
assembly » Seite 380ff extrahiert.<br />
Datum: 58“ (vom Cowling Flans<strong>ch</strong><br />
Absatz na<strong>ch</strong> vorne)<br />
Mittlere Profillänge (MAC) 44“<br />
Maximal zulässiges Abfluggewi<strong>ch</strong>t 1960 lbs (Floats 2100 lbs)<br />
Maximal zulässiges Gewi<strong>ch</strong>t Gepäckfa<strong>ch</strong> 250 lbs<br />
S<strong>ch</strong>werpunktlage:<br />
Maximal vordere 14% MAC (Station 95.6)<br />
Maximal hintere 32% MAC (Station 103.5)<br />
Hebelarm Momente:<br />
Datum: Station 0.0<br />
Motorhaubenabsatz: Station 58.0<br />
Brands<strong>ch</strong>ott: Station 60.5<br />
Flügelvorderkante: Station 89.4<br />
Pilot und Passagier: Station 101.0<br />
Treibstoff: Station 108.0<br />
Gepäckfa<strong>ch</strong> vorderer Teil: Station 136.0<br />
Gepäckfa<strong>ch</strong> hinterer Teil: Station 160.0<br />
<strong>Glastar</strong> Typendossier, deflection, W&B /05.05.2002/V0.1 1 von 4 <strong>GS</strong>/EAS
<strong>Glastar</strong> Typendossier, deflection, W&B /05.05.2002/V0.1 2 von 4 <strong>GS</strong>/EAS
S<strong>ch</strong>werpunkt Grenzwert Test:<br />
Mit folgender Formel wird die prozentuale S<strong>ch</strong>werpunktslage erre<strong>ch</strong>net.<br />
CG %MAC = (erre<strong>ch</strong>neter CG (Station) – Station Flügelvorderkante) / Profillänge<br />
Gemäss FAR/JAR müssen folgende Regeln zur Ermittlung der Grenzwerte<br />
eingehalten werden:<br />
Vordere S<strong>ch</strong>werpunktlage:<br />
Der Test soll mit maximalem Gewi<strong>ch</strong>t vor dem S<strong>ch</strong>werpunkt und minimalem<br />
Gewi<strong>ch</strong>t hinter dem S<strong>ch</strong>werpunkt erfolgen. Alle variablen Gewi<strong>ch</strong>te sind beim<br />
<strong>Glastar</strong> hinter der vorderen zulässigen S<strong>ch</strong>werpunktlage.<br />
Für den <strong>Glastar</strong> gilt: Kein Passagier, minimaler Treibstoff, kein Gepäck!<br />
Gemäss FAR/JAR hat ein Standard Pilot 170 lbs. Für die Ermittlung der<br />
vorderen S<strong>ch</strong>werpunktlage darf dieses Gewi<strong>ch</strong>t ni<strong>ch</strong>t übers<strong>ch</strong>ritten werden!<br />
Sind sie lei<strong>ch</strong>ter, darf der Test mit weniger wie 170lbs erfolgen.<br />
Die Standardformel für minimale nutzbareTreibstoffmenge gilt:<br />
Leergewi<strong>ch</strong>t<br />
Minimale Menge (gal) = Motorstärke (PS) / 12<br />
IO-240 => 10.4 gal<br />
Thielert 125 => 11.3 gal<br />
O-320 (150PS) => 12.5 gal<br />
O-320 (160PS) => 13.3 gal<br />
O-360 (180PS) => 15.0 gal<br />
O-360 (200PS) => 16.7 gal<br />
1 gal => 6lbs<br />
Gewi<strong>ch</strong>t (lbs) Station (in) Moment (in.-lbs.<br />
Pilot 101.0<br />
Passagier 0.0 101.0 0.0<br />
Treibstoff ( gal) 108.0<br />
Vorderes Gepäck 0.0 136.0 0.0<br />
Hinteres Gepäck 0.0 160.0 0.0<br />
Total --<br />
<strong>Glastar</strong> Typendossier, deflection, W&B /05.05.2002/V0.1 3 von 4 <strong>GS</strong>/EAS
Bere<strong>ch</strong>nung:<br />
Hintere S<strong>ch</strong>werpunktlage:<br />
CG = Total Moment / Total Weight<br />
CG %MAC = (CG – 89.4) / 44.0 > 14 %<br />
Der Test soll mit minimalem Gewi<strong>ch</strong>t vor dem S<strong>ch</strong>werpunkt und maximalem<br />
Gewi<strong>ch</strong>t hinter dem S<strong>ch</strong>werpunkt erfolgen.<br />
Für den <strong>Glastar</strong> gilt: KeinPassagier, maximaler Treibstoff (bis zu MTOW),<br />
maximales Gepäck!<br />
Für das Pilotengewi<strong>ch</strong>t gilt dasselbe wie vorher gesagt (maximal 170 lbs)!<br />
Leergewi<strong>ch</strong>t<br />
Gewi<strong>ch</strong>t (lbs) Station (in) Moment (in.-lbs.<br />
Pilot 101.0<br />
Passagier 0.0 101.0 0.0<br />
Treibstoff (33/53gal)<br />
108.0<br />
gal)<br />
Vorderes Gepäck 0.0 136.0 0.0<br />
Hinteres Gepäck 250.0 160.0 40‘000.0<br />
Total --<br />
Bere<strong>ch</strong>nung:<br />
CG = Total Moment / Total Weight<br />
CG %MAC = (CG – 89.4) / 44.0 < 32 %<br />
<strong>Glastar</strong> Typendossier, deflection, W&B /05.05.2002/V0.1 4 von 4 <strong>GS</strong>/EAS
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