Zusammenfassung
Mit den Ausführungen des ersten Teiles kann die aerodynamische Seite der Theorie des Flugzeugs im wesentlichen als abgeschlossen gelten, und schon jetzt wird es möglich sein, ausgehend von ziemlich allgemeinen Voraussetzungen, brauchbare Tragflächen zu entwerfen sowie ihren Auftrieb und Widerstand zu berechnen. Für die Bedürfnisse der Praxis sind indessen solche Untersuchungen vielfach zu umständlich, sie lassen auch oft eine unmittelbare Abschätzung der einzuführenden Rechnungswerte und ihrer gegenseitigen Abhängigkeit nicht oder nur auf unübersichtlichem Wege zu.
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Referenzen
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Göthert, B.: Einfluß von Flächenbelastung und Seitenverhältnis. Forsch.-Berichte 640.
Bei größerem schädlichen Widerstand verschiebt sich der Anfangspunkt О des Polardiagramms nach O’; der kleinste Gleitwinkel ε0’ > ε 0 gehört dann zu einem höher gelegenen Punkt B’ der Polarkurve.
Der besseren Deutlichkeit halber wird sehr oft c w in größerem Maß-stab als c a aufgetragen. Dann kann man den Winkel ε nicht mehr unmittelbar dem Diagramm entnehmen und auch die Beziehung (34, 3) gilt erst nach Rückführung auf das richtige Maß Verhältnis.
Oder es soll bei gleichen Profilen, die etwa verschiedene „Anordnung“ (Seitenverhältnis, bei Doppeldeckern auch Lage und relative Größe der Flächen, Staffelung) verglichen werden.
Hierin ist zur Abkürzung mit M eine Maßstabskonstante für die Kurve bezeichnet worden.
Wegen des Exponenten „n“ vgl. Abschn. 44, d.
Wir bezeichnen mit L die Leistung in kgm pro Sekunde und mit N in PS, also L = 75 N; bei den theoretischen Rechnungen bevorzugen wir die erstere, bei den Zahlenbeispielen zumeist die letztere Bezeichnung.
Die Strahltheorie kann darum auch als ein wichtiges Beispiel für achsensymmetrische Strömung angesehen werden (Flügelzahl unendlich!).
Die Literatur zur Propellertheorie ist überaus reichhaltig. Deutsche Beiträge finden sich besonders in den „Jahrbüchern der Schiffbautechn. Gesellschaff’ (Jahrgänge 1908 bis 1924) mit Aufsätzen von G. Bauer, H. Föttinger, R. Grammel, L. Gümbel, H. Lorenz, A. Pröll, H. Reissner, H. Wagner und anderen. Ebenso bringt die Zeitschrift für Flugtechnik und Motor-Luftschiffahrt in ihren Jahrgängen 1913 bis 1932 reichliches Material zur Theorie der Luftschrauben. Unter den Autoren seien A. Betz, M. Schrenk und B. H. Helmhold besonders hervorgehoben.
Die Zuströmung ist hier durch den geschlossenen Kanal geglättet; dadurch wird z. B. bei v = о der Standschub größer als bei allseitigem Zustrom in unbegrenztem Luftraum.
Pröll, A.: Beiträge zur Theorie der Schiffsschraube. Jahrb. d. Schiffbau techn. Gesellschaft, Bd. 10, 1910.
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Vgl. auch Horst Müller: Artikel „Die Luftschraube“ im „Flugtechn. Handbuch“, Bd. III, S. 119 Leipzig: W. de Gruyter u. Co., 1936.
Reissner, H.: Z. F. M. 1910, 1911 und 1912. Beiträge zur Theorie der Luftschrauben.
Föttinger, H.: Neue Grundlagen für die theoretische und experimentelle Behandlung des Propellerproblems. Jahrb. der Schiff bau techn.-Ges. 1918. Daß ein solcher Achsialwirbel vorhanden sein muß, geht schon daraus hervor, daß bei einer im Strahl gleichförmig verteilten Achsialgeschwindigkeit die Tangentialgesch windigkeiten und Verluste nach der Nabe zu enorm anwachsen würden. Die Verteilung dieser v und damit auch der Schubkräfte über das Schraubenblatt muß daher ungleichförmig werden, und es gibt unter Berücksichtigung dieser Verhältnisse eine günstigste Schubverteilung, welche eine entsprechende Formgebung des Flügels bestimmen läßt.
Diese Zusatzgeschwindigkeiten sind am Ort des Propellers genau halb so groß wie weit hinter demselben.
Ansätze der Gitterströmung sind von Grammel in seiner grundlegenden Studie („Ein Beitrag zur Theorie des Propellers“, Jahrb. d. Schiffbau -techn. Ges. 1916) erstmals auf das Propellerproblem angewendet worden.
Goldstein, S.: Proc. Roy. Soc. London (A) 123 (1929), vgl. auch Betz, A.: Schraubenpropeller mit geringstem Energieverlust, mit einem Zusatz von L. Prandtl, Gött. Nachrichten 1919.
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In dieser Hinsicht ist auch die Rückwirkung des Schraubenstrahles auf das Flugzeug sehr zu beachten, sie verringert den nach Gl. (37, 39) berechneten oder auch den etwa am Prüfstand gemessenen Standschub bis auf 80 von Hundert.
Kleinwächter, Т.: Vorlesungen über Flugzeugbau. Danzig 1942.
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Durand u. Lesley: Experimental Research on Aircraft Propellers. Vth. Report 141 NACA.
Es ist dies zweckmäßiger als die von Fuchs und Hopf besprochene, logarithmische Auftragung, weil für diese alle Schraubenkurven erst neu gezeichnet werden müßten. Die Kurven μ\λ und μ/λ2 lassen sich recht schnell und einfach auf Pauspapier einzeichnen, das man dann auf eine Normalkurvenschar eines Schmalblattpropellers legen kann. Vgl. auch Lippisch (Flugsport 1935).
Die Anderung Schraubenwirkungsgrades mit der Höhe kann somit nach Ziffer 4 jederzeit berechnet werden (so im Zahlenbeispiel Tafel 17a). Solange die Unterschiede nicht sehr bedeutend sind, kann man ohne Sorge die Überschlagsrechnungen S. 367 benutzen.
Prantftl, L.: Abriß der Strömungslehre. — Weinig, F.: Aerodynamik der Luftschraube. Berlin: Julius Springer, 1940. — v. Mises R • Fluglehre Berlin: Julius Springer, 1933.
Z. B. die in Amerika ausgeführten Serienuntersuchungen.
In Abb. 187 b (links!) sind die Abszissen k Ln (Leistungsdrehwerte) und nicht k L (Leistungsbeiwerte)!
Über den Exponenten in dieser Formel (1,4, bzw. 1,28 oder 1) s. Abschn. 44, Gl. (44, 2 bis 44, 4).
Dieses Polardiagramm des Flugzeugs gilt im Motorflug und ist von der „Gleitflugpolaren“ wohl zu unterscheiden (Einfluß des Schraubenstrahles etc., s. S. 337).
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Göthert: Einfluß von Flächenbelastung und Seitenverhältnis auf Höchstgeschwindigkeit und größte Steigfähigkeit von Flugzeugen. Forschungsberichte 640.
Göthert, B., а. а. О. S. 387.
(ε/η) kann auch als „effektiver“ Gleitwinkel des motorgetriebenen Flugzeugs betrachtet werden. Der Kehrwert (η/ε) ist von Ever ling als „Weit-flugzahl“ eingeführt worden!
In diesem Fall würde eine Leistung von 19 000 PS genügen!
Schrenk, M.: Zur Berechnung der Flugleistungen ohne Zuhilfenahme der Polaren. (Z.F.M. 18, Heft 7 und 17, 1927.)
Das Flugzeug ist sonach das einzige Fortbewegungsmittel bei dem gewisse Mindestwerte von Widerstand und Leistung bei einer von о verschiedenen Geschwindigkeit auftreten!
Bei sehr kleinen Bahngeschwindigkeiten muß die dann verhältnismäßig große Abnahme des Wirkungsgrades η (mit v) auf jeden Fall berücksichtigt werden [vgl. Gl. 37, 28)].
Ein weiteres graphisches Verfahren (mit Schraubenzug und Widerstand) zeigt Abb. 210, S. 427.
In diesem Falle ist (aus. Gl. 43, 7) der induzierte Widerstand dreimal so groß wie der schädliche (Stirn-)Widerstand.
Schrenk, M.: Das Zusammenwirken von Flugwerk und Triebwerk. Jahrb. d. Luftfahrtforschung, S. 243, 1935.
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Everling, Handbuch der physikalischen und technischen Mechanik, Band VI, S. 663.
Man beachte den sehr großen Einfluß der Korrektur im Barogramm auf die Steigzeit. Während in, Abb. 204 nach dem Original „Höhenschrieb“ 6 km Höhe in 53 min erreicht zu sein scheinen, dauert es in Wirklichkeit 62 min.
Schreņk, M.: Über das Zusammenwirken von Flugwerk und Triebwerk. ZFM, 1931, S. 721.
Erläuterung dazu im genannten Aufsatz von Schrenk.
In diesem Schaubild 207 tritt die Luftdichte ϱ in den Koordinaten υ\υ ε und N/N s(ε) nicht auf. Es ist daher für jede Flughöhe brauchbar. Schrenk zeigt in dem erwähnten Aufsatz, wie dieses sehr allgemein verwendbare Schaubild durch einen von ϱ bestimmten Maßstab für jede beliebige Flughöhe transformiert werden kann.
Everling, E.: Im Handb. d. phys. u. techn. Mechanik, Bd. V, S. 674.
Prandtl hat gezeigt, daß die Änderung der Steiggeschwindigkeit genau so groß ist, wie wenn bei gleichbleibender Luftdichte das Fluggewicht entsprechend vergrößert würde. Durch diese Bemerkung ist es möglich, etwaige Mehrbelastungen eines Flugzeuges in ihrem Einfluß auf Steiggeschwindigkeit und Gipfelhöhe sofort zu beurteilen: Einer Überlast von 30% entspricht eine Steiggeschwindigkeit, wie sie etwa in 3 km Höhe bei dem ursprünglichen Gewicht sein würde. Auch die Gipfelhöhe muß um diesen Betrag vermindert erscheinen.
S. Everling, E., a, a, O. Handbuch Bd. V, S. 663.
1. bis 3. gilt für Horizontalflug!
Die S-Linie wird nach S’ um G0 sin.γ = 1,32 t parallel nach unten verschoben! Diese Betrachtung gilt auch für eine reduzierte Leistung.
Everling, E.: Im Handbuch der physikal. u. techn. Mechanik. B. V, S. 658.
Kurven und Zahlenangaben, die diese Verhältnisse erläutern, gibt Schrenk in der Diskussion zu einem Vortrag von W. Kamm Jahrb. DVL 1928.
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Das heißt durch den Fahrtwind beim Sturzflug. Bei Seeflugzeugen ist es das „Abwassern“ vom Wasserspiegel aus. Er-Schwerte Abflugbedingungen wegen Wellen, Seegang etc.!
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Vgl. dazu den sehr ausführlichen Bericht von Fuchs, R. und H. Blenk; Die Beanspruchung von Flugzeugen beim Abfangen. ZFM. 1925. S. 78.
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Diese hohen c a -Werte können durch Landehilfen erreicht werden.
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Vgl. Abb. 226, S. 462.
Vgl. dazu Abb. 64, S. 130.
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Die oft erwünschten druckpunktfesten Profile kann man sich aus dem Zusammenwirken eines „normalen“ Profils mit einem negativ eingestellten Höhenleitwerk entstanden denken. Es resultiert ein Profil mit „S“-Schlag (Abb. 234) das allerdings (als Nachteil) geringere Auftriebswirkung zeigt.
Eine solche automatische statische Stabilität ist an sich nicht unbedingt erforderlich; wenn nicht zu große Instabilität besteht, so kann durch bewußte (bzw. durch Schulung erreichbare, auch bei stärkeren Eingriffen) reflektorische Tätigkeit des Fliegers ein ausgeglichener Flug erhalten bleiben. Solche an sich nicht automatisch stabile Maschinen haben sogar ihre besonderen Vorteile, nämlich vor allem den der größeren Wendigkeit (schnellere Reaktion auf Steuerbetätigung), was besonders im Kunstflug, aber auch für rasche Kriegsflugzeuge (Jäger etc.) wünschenswert ist.
S beträgt im Fluge bestenfalls etwa L/3 und geht meistens sehr nahe am Schwerpunkt vorbei (p ist positiv, wenn die Schraubenachse über dem Schwerpunkt liegt!). — Bei Seeflugzeugen wird zur Vermeidung der eventuellen Berührung mit den Wellen p allerdings recht groß gehalten, bei manchen Landflugzeugen bevorzugt man dagegen ein negatives p, um aus dem Gleitflug durch „Gasgeben“ allein ein kräftiges „Aufrichten“ des Flugzeugs zu ermöglichen.
Es kommt hier wesentlich die Normalkrattkomponente c nH für das Höhenleitwerk in Betracht!
Einfluß von Ruderausschlag oder von Schwerpunktslagenänderung. Wird die Maschine durch Ruderausschlag „gezogen“, so verschiebt sich die Leitwerksgerade parallel nach rechts, beim „Drücken“ nach links (Abb. 241). Dagegen wirken Schwerpunktsverschiebungen unmittelbar zunächst auf die Flügel-momentenkurve ein ,und zwar bewirkt die Verschiebung des Schwerpunktes nach vorne: eine flachere, nach hinten eine steilere Anstellung der Flügel-momentenkurve. Durch Kombination beider Maßnahmen lassen sich Stabilitätsfehler in sehr vielen Fällen ausgleichen (statt Ruderausschlag entsprechende Einstellung der festen Flosse!).
Vgl. Hoff, W.: Vorlesungen zur Flugtechnik (unveröffentlichtes Manuskript).
Der geometrische Anstellwinkel des Höhenleitwerks α н unterscheidet sich von a (Tragfläche) um den Schränkungswinkel δ (vgl. S. 494).
Als arithmetischer Mittelwert.
Vgl. (53, 27. 28).
Strichpunktierte Gerade!
Das Seitenruder allein ohne jede Kielfläche und ohne Schräglage (Abb.249c) läßt keinen geordneten Kurvenflug zustande kommen, da nur eine Drehung des Flugzeugs (Abb. 249 b) erfolgt, bis das Seitenruder wieder zur Kursrichtung parallel wird. Dann hört jede weitere Wirkung auf, der Flug bleibt geradlinig. Erst durch das Hinzutreten einer vertikalen Kielflosse hinter oder vor dem Schwerpunkt, wird das Drehmoment (Abb. 249 a) in der Stellung r aufgehoben und eine konstante Zentripetalkraft geweckt. An Stelle der Kielflosse kann Schräglage (Querlagensteuerung) treten. (Unterschied zwischen den Kielflossen vor oder hinter dem Schwerpunkt: Erstere geben stärkere Wirkung!) Zur Verminderung der Abtrift findet man bei älteren Flugzeugen vertikale Flossen zwischen den Tragflächen (Seitenwände) oder auch Kombinationen von Kopf- und Schwanzflossen.
Bei größeren Schräglagen ist nämlich die Auftriebsverminderung infolge der Schräglage der Luftreaktion zu berücksichtigen.
Bei einer richtigen Wendung sollte dann also die Schwerkraftskomponente in der Schräglage die Zentrifugalkraft gerade aufheben. Querneigimgsmesser, wie solche als einfache, mit gefärbter Flüssigkeit gefüllte U-Rohre verwendet werden, zeigen dann keinen Ausschlag.
Da wir von diesem Abschnitt an räumliche Flugzeugbewegungen betrachten, benützen wir jetzt auch die allgemeinen Bezeichnungen L, M, N für die drei Momente um flugzeugfeste Achsen [vgl. Abschn, 56, Gl. (56, 6)].
In diesem Abschnitt 55 bedeutet q — ϱ/2 v 2 noch immer den Staudruck, weil hier eine Verwechslung mit der Winkelgeschwindigkeit q (nach Abschn. 56) nicht zu befürchten ist.
Jacobs, W.: Berechnung des Schiebe-Rollmomentes für Flügel-Rumpfanordnungen. (Jahrbuch 1941 der deutschen Luftfahrtforschung, I. S. 105.)
Dieser Ausdruck (der von c a unabhängig ist) ergibt sich aus einer Auftriebsverteilungsrechnung, die zuerst von Multhopp angegeben wurde.
Vgl. dazu Braun-Scharn: Der Einfluß des Rumpfes auf das Schieberollmoment. Jahrbuch der Luftfahrtforschung 1942.
Schlichting-Ulrich: Seitenstabilität bei losgelassenem Seitenruder Jahrb. Luftfahrtforschung 1941.
Diese (dynamischen) Bezeichnungen, die sich besonders in der englischen. Literatur eingebürgert haben, dürfen natürlich nicht mit den aerodynamischen Größen p (Druck) und q Staudruck verwechselt werden! Ähnliches gilt für die Momentenbeziehung L, M, N.
S. Fußnoten, S. 521.
Der kürzeren Ausdrucksweise wegen wollen wir weiterhin die linke Seite der Gleichungen als die „dynamische Seite“, die rechte dagegen als die aerodynamische ansprechen. In der Abb. 254 ist im Einklang mit unserer Definition das Rollmoment IL um die flugzeugfeste x-Achse genommen worden (vgl. dazu Schlichting-Ulrich а. а. О.). Man findet aber auch die andere Auffassung, daß das Rollmoment um die ξ e -Achse des experimentellen Systems angesetzt wird. Mit unserer Auffassung hängt es zusammen, daß in diesem Buche der Rollwinkel ϕ bei der Behandlung der Rollstabilität eingeführt wurde (an Stelle des Hängewinkels μ in anderen Veröffentlichungen). Der Unterschied zwischen diesen Winkeln ist fast in allen Fällen sehr gering.
Melvill, Jones B.: Dynamics of the Airplane. Bd. V in Aerodynamic Theory (Durand).
Tiefe „t“ um Verwechslung mit der Zeit „t“ und Beiwert „l“ um Verwechslung mit der Länge l zu vermeiden! Die Fluggeschwindigkeit ist hier mit w bezeichnet.
Die genannten Momente sind „Kopplungs-Momente“ und sind dem V-Winkel v direkt proportional. Sie verschwinden daher mit v — o.
Eingehende Durchführung bei Fuchs — Hopf. Aerodynamic.
Solf, K.: Zur Berechnung der symmetr. Längsbewegung eines Flugzeugs (Lufo., Bd. 16, 1941).
Prö11, A.: Flugtechnik, München: 1919.
Mettler, E.: Längsbewegung und Steuerbarkeit, Lufo. 1940.
Solf, K.: а. а. О. (Fußnote S. 529.)
Pröll, A.: Flugtechnik, S. 222. München: 1919.
Bezeichnungen s. S. 543.
Vgl. Abb. 230 S. 477.
Solf, К., а. а. О.
Bairstow, L.: Applied Aerodynamics, 2. Aufl. London, 1939. Methodisch wertvoll: Theorie unterstützt durch konsequente Fortführung von Zahlenbeispielen und einprägsamen Kurventafeln. Sehr eingehende Darstellung der Theorie, dazu reichliche Versuchsergebnisse.
Die nachstehenden Rechnungen folgen in der Hauptsache den Untersuchungen von W. Müller. Berechnung der Bahnkurven bei der Längsbewegung von Flugzeugen Ing.-Archiv 1938.
Mettler, E.: Über den gesteuerten waagerechten Kurvenflug eines Flugzeugs. Ing.-Archiv 1938, H. 5.
Lanchester, F. W.: Aerodynamics.
Pröll, A.: Zur Mechanik der Längsbewegung von Flugzeugen. ZAMM, B. 15. S. 233.
Mettler, E.: Lufo., B. 15.
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Melvill Jones in Durands „Aerodynamic Theory“. Bd. V.
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Melvill Jones in Durands „Aerodynamic Theory“. Bd. V.
Mettler, E.: Über die Steuerbarkeit der Längsbewegung der Flugzeuge. (Habilitationsschrift.) Hannover: 1938.
Solange man im linearen Bereich von c a bleibt, das heißt ziemlich weit unterhalb c amax
s. S. 544.
Also für zwei Varianten, die sich durch kleine Trägheit, große Dämpfung sowie große Trägheit mit kleiner Dämpfung auszeichnen.
Fuchs-Hopf: Aerodynamik.
In dieser, einem Vorlesungsmanuskript von W. Hoff entnommenen Abb. 263 ist abweichend von unserer Festsetzung der Bahnneigungswinkel mit ϕ und der Fluglagenwinkel mit ϑ bezeichnet.
Dagegen ist eine große Wirkung (besonders auch vom Schraubenstrahl herrührend) auf die Auftriebsverteilung bei schwanzlosen Flugzeugen zu bemerken. (Lippisch.)
Daher in Gl. (55, 12) und (55, 13) ohne das zweite Glied in der Klammert
Um Verwechslungen zu vermeiden ist der Staudruck ϱ/2 υ 2 hier und weiterhin mit „q“ bezeichnet worden.
Schlichting-Ulrich: Die Seitenstabilität eines Flugzeugs mit losgelassenem Seitenruder. Jahrb. d. deutschen Luftfahrtforschung 1941, I. S. 171.
Hierin ist Nr das Rudermoment der Luftkraft um die Ruderachse, Z statisches Moment des Ruders, bezogen auf die Ruderachse, ß r der Ruderausschlagwinkel.
Dieses Verhältnis B soll möglichst klein sein; es ist ein wertvolles Kriterium für die Güte der dynamischen Richtungsstabilität des Flugzeugs.
Jacobs, W.: Berechnung des Schiebe-Rollmomentes für Flügel-Rumpfanordnungen (Jahrbuch 1941 der Deutschen Luftfahrtforschung).
Nach Ausführungen von Melvill Jones in Durands „Aerodynamic Theory“. Bd. V, S. 112.
Wenn dabei S*/G vernachlässigt werden kann.
Grammel, R.: Der Kreisel, Braunschweig, Vieweg 1920.
i μ bedeutet in diesen Formeln den imaginären Anteil der Wurzeln von Gl. (62, 20).
Die dem Aufsatz von Melvill Jones (Durand, Aerodynamic Theory, V) entnommenen Kurven (Abb. 268 a und b) beziehen sich auf die Drehung um die Trudelachse bei einem trudelnden Flugzeug; der Kurvenverlauf der Rollmomente bei Autorotation ist aber ähnlich.
Dazu finden wir aber, daß die X- und Y-Achse um einen konstanten Winkel ß gegen die vertikale Ebene durch die Trudelachse und Z-Achse verdreht erscheint. Dieser Umstand bedingt ein seitliches Schieben (seitliches Anblasen) (Abb. 270) während der Drehung; der Winkel ß kann demnach mit dem Schiebewinkel т identifiziert werden. Der aus α und ß zusammengesetzte Winkel der Z- und Trudelachse weicht meist nur wenig von dem großen Winkel a ab.
Bezogen auf die Sinkgeschwindigkeit w s .
μ hat hier eine andere Bedeutung als in den Gl. (62, 24) bis (62, 26); es soll auch nicht mit dem Hängewinkel μ verwechselt werden, der in den folgenden Betrachtungen nicht in Erscheinung tritt. (Beim Trudeln mit den sehr großen Anstellwinkeln ist allerdings der Unterschied von ϕ und μ groß, im Gegensatz zu der Bemerkung auf S. 524 Fußnote.)
In den Abb. 272 und 273 ist m an Stelle von l zu setzen!
Aus Abb. 268 Ъ entnommen.
Wegen cos ß werden die dynamischen Kurven der Abb. 273 (verhältnismäßig wenig) herabgedrückt, die aerodynamischen sind kaum geändert. Infolgedessen sinken die „stabilen“ Schnittpunkte (rechts) etwas herab. Dies-hat eine geringe Vergrößerung von a, wie auch von ω zur Folge.
In Durand, Aerodynamic Theory, Bd. V, S. 216.
Große Massen im Rumpf (Motor bei Einschraubenmaschinen, Leitwerk) vergrößern den Schiebewinkel ß. Bei mehrmotorigen Flugzeugen, bei denen die schwersten Massen im Flügel sitzen, verkleinert die Fliehkraft den Schiebewinkel. Es kommt dann aber noch darauf an, ob das Flugzeug nach außen oder nach innen schiebt! (Krüger: Ringbuch der Luftfahrt, I, B. 12, ZWB 1937.) In Deutschland und Österreich ist der Flugzeugbau zur Zeit (1947) verboten. Aber die hier mitgeteilten, auf den letzten deutschen Vorschriften beruhenden Ausführungen sind grundlegend und typisch. Sie genügen wohl auch heute noch für einen Einblick in dieses auch in der Literatur sehr weit ausgearbeitete Gebiet.
Typisierung in Deutschland und Italien am weitesten differenziert, in England ging man gelegentlich auch von anderen Gesichtspunkten aus, und es finden sich auch in Einzelheiten große Abweichungen in den Vorschriften. In Deutschland galten seinerzeit die Bauvorschriften für Flugzeuge (B. V. F.).
Häufig ist die Querruderbetätigung Ursache besonderer Beanspruchungen bei der dann entstehenden Rollbewegung. Zur festigkeitstechnischen Beurteilung dienen dann die von den B. V. F. vorgesehenen „Fälle“ 135 bis 146, bei denen gleichförmige oder beschleunigte Drehung infolge Ruderausschlages entsteht. Hier ist besonders auf die Änderung der Auftriebs Verteilung (unsymmetrisch) infolge der Roll Winkelgeschwindigkeit zu achten!
Rumpfaufbau aus einem geschweißten Fachwerkgerüst aus Rohren bestehend.
Die Rechnung ist für die vorderste und hinterste Schwerpunktlage nachzuweisen. Vgl. S. 489 (Abb. 238) und Abb. 278 (P H = H).
(J x und J z sind die Massenträgheitsmomente bezüglich der Rumpfund Hochachse.) Alle diese Kräfte werden nach den drei Richtungen zusammengestellt und zur zusätzlichen Beanspruchungsrechnung der einzelnen Flugzeugteile verwendet.
Müller-Breslau, H. : Statik der Baukonstruktionen.
Blenk, H. und F. Liebers: Gekoppelte Torsions- und Biegungsschwingungen von Tragflügeln. Z. f. M. 1925. — Drescher, H.: Eine experimentelle Bestimmung der aerodynamischen Reaktionen auf einen Flügel mit schwingendem Ruder. Österr. Ing.-Archiv 1950. —Kaufmann, W.: Über die Ähnlichkeitsbedingungen für Flatterschwingungen von Tragflügeln. Luftfahrtforschung, Bd. 18.
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