Flugmechanische Beiwerte des Tragfliigels 7.51 tlberblick

Nachdem in Кар. 7.1 bis 7.4 die Verfahren zur Berechnung der Luftkrafte an einem Tragfliigel eingehend erortert worden sind, soil in diesem Abschnitt gezeigt werden, wie man hiermit die flugmechani – schen Beiwerte eines Tragfliigels ermitteln kann. Eine Dbersicht iiber diese Beiwerte wurde bereits in Кар. 5.3 gegeben.

Die flugmechanischen Beiwerte werden bestimmt durch die Be- wegungsform des Tragfliigels zusammen mit der Fliigelgeometrie. Im folgenden sollen nur diejenigen Beiwerte betrachtet werden, die fiir die Stabilitdt des Flugzeuges von Bedeutung sind. Die Beiwerte, welche die Steuerbarkeit bestimmen, werden spater in Кар. XII behandelt.

AuBer dem Fliigel liefern die iibrigen Teile des Flugzeuges (Rumpf, Leitwerke) z. T. wesentliche Beitrage zu diesen flugmechanischen Bei – werten. Diese Anteile werden ebenfalls spater erortert werden. In dem vorhegenden Abschnitt soil nur der Beitrag des Tragfliigels an – gegeben werden.

Die flugmechanischen Beiwerte des Fliigels sind abhangig von zahl- reichen geometrischen Parametern des Fliigels, wie z. B. von der Fliigel- grundriBform (Seitenverhaltnis, Zuspitzung, Pfeilung), der Verwindung und der V-Stellung, vgl. Кар. 5.1. Die Abhangigkeit der flugmecha­nischen Beiwerte von der Fliigelgeometrie ist so vielgestaltig, daB wir darauf verzichten miissen, in der Beschreibung dieser Zusammenhange Vollstandigkeit anzustreben. In manchen Fallen ist der Anteil des Trag-

Abb. 7.59. Flugmechanische Achsensysteme. Flugzeugfestes System: Xf, yf, Zj experimentelles System: xe, ye, ze Anstellwinkel: «; Schiebewinkel: /5.

fliigels an den Stabilitatsbeiwerten des ganzen Flugzeuges gering. Wir wollen uns deshalb im folgenden auf solche Falle beschranken, in denen der Tragfliigel einen wesentlichen Beitrag liefert. Bei den folgenden Be- trachtungen stiitzen wir uns auf zusammenfassende Berichte von A. Betz [2], H. Schlichting [66] und H. Multhopp [57].

Im folgenden legen wir das experimentelle Achsensystem nach Abb.

A = cAFq,

W = cwFq, * Y = cYFq,

L = cLFsq, ‘ M = cMFl/iqi> N = cNFsq.

5.12 zugrunde. Das Achsensystem ist in Abb. 7.59 nochmals wieder – gegeben. Wir verzichten jedoch darauf, bei den Kraften und Momenten sowie deren Beiwerten den Index,,e“ anzugeben, der auf das verwendete Achsensystem hinweist. Fur die dimensionslosen Beiwerte gelten nach Gl. (5.34) die folgenden Definitionsgleichungen:

Die Formeln fur die Umrechnung der Krafte und Momente vom experi- mentellen auf das flugzeugfeste System sind in Gl. (5.32) angegeben worden.

Der allgemeine Bewegungszustand des Flugzeuges laBt sich, wie in Кар. 5.3 bereits ausgefuhrt, aufteilen in eine Langsbewegung und in eine Seitenbewegung. Bei der Langsbewegung andert sich die Lage der Flugzeugsymmetrieebene nicht. Diese Bewegung ist gekennzeichnet durch die drei Parameter Fluggeschwindigkeit V, Anstellwinkel oc und Nickwinkelgeschwindigkeit ajy, Abb. 5.19. Die Seitenbewegung wird bestimmt durch den Schiebewinkel f}9 die Rollwinkelgeschwindigkeit cox und die Gierwinkelgeschwindigkeit coz, Abb. 5.19. Unter den StabiUtats – beiwerten verstehen wir die Anderungen der Kraft – und Momenten – beiwerte mit den vorstehend angegebenen Bewegungsparametern.

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