Manoevergeschw.: 194km/h

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Chris

Also...

Der volle Ruderausschlag bringt bei 313 Km/h satte -1755 Kg Abtrieb.

Der grüne Bereich endet bei 240Km/h, bzw. in einem Bericht steht das bis 184 Km/h der volle Ruderausschlag erlaubt ist.

Die Fragen sind retorisch,

Wie groß ist der Abtrieb bei den benannten Geschwindigkeiten? 

Ist dies innerhalb der zulässigen Belastung die in  der BFU ermittelt wurde? 

Ist an der Vne noch 1/3 Knüppelausschlag zulässig ? (Wie in einem Bericht angegeben)

Geht es hier wirklich nur um flutter ?

Werner1966 schrieb:
Wie groß ist der Abtrieb bei den benannten Geschwindigkeiten? 

Ausgehend von hob′s plausibler Abschätzung von 1775 kg bei 313 km/h wären das 1044 kg bei 240 km/h und 613 kg bei 184 km/h. Die Frage nach dem Flattern ist schwerer zu beantworten, weil alleine schon die unvollständige Verklebung des HR Auswirkungen auf die Flattereigenschaften haben könnte.

Laut BFU geht das Ding ab ca 400 kg in Stücke.

Normalerweise ist bei 1/3 Winkelausschlag der Auftrieb mehr als 1/3 des Maximums, also bei der Vne etwa um die 530 Kg oder sogar mehr.

Laut BFU geht das Ding ab ca 400 kg in Stücke.

Normalerweise ist bei 1/3 Winkelausschlag der Auftrieb mehr als 1/3 des Maximums, also bei der Vne etwa um die 530 Kg oder sogar mehr.

@ Chris

Danke für den kommentarlos hingeworfenen Knochen in Form von Manövergeschwindigkeit. Was das ist, hat m.W. niemand definiert, dürfte aber aus dem militärisch die Luftfahrt in D Prägenden stammen, indem das Flugzeug ja voll kampffähig sein mußte: Rüstzeug ist auch so′n alter Begriff (Bewaffnung, einschließlich Munition sowie angehängte Bombenlast. Damit mußten die Piloten zurechtkommen und ihren Gegner auch noch ausskurbeln können. "Immelmann" war z.B. so eine  Figur, die von Herrn Immelmann als erstem geflogen und insofern auch nach ihm benannt wurde, wie im Eiskunstlauf z.B. der Rittberger. Es kommt primär nicht darauf an, wie schwer ein UL ist, sondern auf den Anstellwinkel Alpha - der per dimensionslosem Auftriebsbeiwert (ca) eine rechnerische Überprüfunfg bzw. Abschätzung zuläßt, die unmittelbar mit der Geschwindigkeit zusammenhängt (v²) und der Luftdichte (mit 1/2 x Rho, also 1,225 kg/m³ in lt. ICAO MSL bei 1.013,25 hpa und 15°C Standard-Temperatur.

Die Höchstbelastung entssteht ja nicht beim engen Kurven mit extremer Schräglage, sondern beim Abfangen aus dem sogenannten Bahnneigungsflug mit hoher Geschwindigkeit, die bekanntlich über v² [m/s] als verschärfende physikalische Bedingung stattfindet. Dabei wird davon ausgegangen, daß die Flügelflächen sich ganz gut selbst tragen können. Also gehen sie als Gewicht nicht in die Festigkeitsrechnung ein, dienen aber als fast gewichtsneutrale Sprittanks.  Motor, Rumpf, dto. Rumpf-Tanks, Spritvolumen, Leitwerke, Insassen und Ausrüstung werden addiert und gehen per Rechnung - und mit der gesetzlich erlaubten bzw. geforderten g-Zahl beaufschlagt - in die Festigkeitsrechncung ein. Dazu sollte man den geometrischen Flügelschwerpnkt kennen und natürlich den ca-max des verwendeten Flügelprofils und seinen korrespondierenden Anstellwinkel, um die Holmbelastung rechnen zu können. Aus 472,5 kg mal 4 g werden also 1890 kg, die als Hebel  vom Flächenschwerpunkt aus Richtung Rumpfmitte wirken. Das müssen die Holme aushalten. Bei Böigkeit wird′s noch schärfer.

Ist die Wahl ein Holm mit Ober- und Untergurt - getrennt und gleichzeitig stabililisiert durch einen Holmsteg, ist der Obergurt mit Druck belastet und der Untergurt mit Zug. der fest mit den Gurten verleimte Steg ist also mit welchselnden Schubkräften belastet, die in senkrechter Richtung primär auch noch das Einknicken der Gurte verhindern sollten. Die sollen ja nicht knicken, sondern in ihrer Wirkrichtung Zug und Druck aushalten (können). Für diese Widerstände gibt es Formeln.  

PS: meine weiter oben präsentierte Recnung für das CT-HL ist fehlerhaft, sorry, vergaß die Luft, in der alles stattfindet; Das Ergbinis muß noch mit Rho/2 multipliziert werden, also (1,225/2). 1,225 kg ist das Gewicht der Luft pro m³ bei 15°C und 1013,25 hPa, der sogenannten ICAO-Normal-Atmosphäre. Ergebnis: 1.075,44 kg. Das ist natürlich immer noch ein Hammerwert für so ein kleines HL. Primär-Ursache: v². Hat natürlich niemand nachgerechnet, sonst wäre es ja aufgefallen. ~ 1 [t] am Schwanz des UL - UL steht bekanntlich für ultraleicht, rappelte die Windschutzscheibe aus dem Flugzeug raus.

Auftriebs- und Widerstandsformel - bei Widersstand ca durch cw ersetzen!

ca oder cw  x (0,5 x1,225 [kg]) x v² [m/s] x Flügel- oder Leitwerkfläche [m²] ergibt Newton - und die Division durch g mit 9,80665 kg.

hob

"Danke für den kommentarlos hingeworfenen Knochen in Form von Manövergeschwindigkeit. Was das ist, hat m.W. niemand definiert,"

Das war nur eine Richtigstellung.

Meines Wissens ist das die Geschw., bis zu der volle Ruderausschlaege erlaubt sind.

Chris

Ich bin erstaunt über die großen Unterschiede der va (Manöver-Geschwindigkeit) bei den verschiedenen Mustern. Bei meiner G3/600 liegt sie bei 135 km/h bei "Vollausschlag aller Ruder". Ist das HL der CT (va 195 km/h) soviel stabiler? 

Happy landings 

Conny

Die ganze Struktur scheint stabiler, siehe gruener Bereich bis 240.  Natuerlich nur, wenn korrekt gefertigt, logisch. 

Wobei die Hauptlast wohl ueber die Flaechen in die Struktur eingeleitet wird, denke ich...

Chris

Hallo,

>
> Va
>
> Was das ist, hat m.W. niemand definiert,
>

unterhalb der Va stallt der Fileger bei vollem "Ziehen",
ohne dabei die maximale g Last zu erreichen.

Fliege ich schneller als die Va, dann erreiche ich, wenn ich denn möchte,
mit einem hohen AoA die maximale g Last noch vor dem Strömungsabriss.

(Baue ich einen Flieger, der clean eine hohe Vs hat, dann kann ich damit
 im Grunde auch die Va erhöhen - zumindest was die g-Lasten auf die
 Stuktur betrifft ;)))


BlueSky9