Maximale G-Belastungen

[Schorsch]

Prop-Jäger hätten vermutlich niemals 10g aufbauen können ohne einen finalen Strömungsabriss zu bekommen. Die notwendige Geschwindigkeit wäre oben kaum zu erreichen gewesen, und unten wäre fraglich gewesen, ob man die Ruderkräfte hätte aufbringen können.

Die F-4 hat - wie viele andere vergleichbare Flugzeuge - kein richtiges Limit für maximalen Auftrieb (irgendwann ist halt die Kontrolle futsch), aber mehr als 8-9g sind nur sehr schwer rauszukitzeln. Eine Art dies zu erreichen ist ein Maximum G Turn im Supersonic. Da ist die F-4 sowieso wegen Ruderauthorität bei 4g beschränkt. Nun geht die Geschwindigkeit recht schnell zurück, und die Supersonic begonnene Wende ist schnell Subsonic. Da hat man mit am Anschlag befindlichen Höhenleitwerk und dem Maximum an Airspeed/Mach auf einmal den 11g-Jackpot geknackt. Das alles geht relativ schnell. Ich habe mal jemanden kennen gelernt, der das geschafft hat. Allerdings war die Freude am Boden begrenzt.

 

[Ghostbear]

Eine F-16 geht in entsprechenden FLCS-Modus bis 9g. Der Sicherheitsfaktor liegt bei >1,5 - also wären es mindestens 13,5g.
Die tatsächliche Grenze dürfte eher höher liegen.

Interessant. Gibt es dazu ne Aussage von irgend nem ehemaligem Ingenieur?

Zumindest in der zivilen Luftfahrt ist der Sicherheitsfaktor 1.5 auf die Lasten beschränkt und nicht auf das Lastvielfache. Ein Airbus wird nicht 2.5g x1.5 gerechnet. Man rechnet die Lasten mit zum Beispiel -1g bis +2.5g im ganzen Geschwindigkeits- und Höhenbereich, clean und in allen Flap-Slat Konfiguration (in conf von 0g bis +2g). Die daraus entstandene Lasten-Envelope nennt man Limit Load Envelope. Das wird dann mit dem Sicherheitsfaktor von 1.5 multipliziert und ergibt die Ultimate Envelope. Man sieht also, dass kein direkter Rückschluss gezogen werden kann, ob ein Airbus 3.75g abkönnte (2.5g*1.5).

Diese Methodik ist übrigens auch auf den A400M angewendet worden. Nur dass beim A400M spezifikationsseitig ein höheres Lastvielfaches gefordert wurde, als bei den zivilen Airbussen.

Nachtrag: Gilt auch für den EF.

 

[Schorsch]

Man sieht also, dass kein direkter Rückschluss gezogen werden kann, ob ein Airbus 3.75g abkönnte (2.5g*1.5).

Nun, es kommt also ein wenig drauf an: höherer Lastfaktor heißt meist auch höherer Auftriebsbeiwert, und damit eine geänderte Auftriebsverteilung. Im Prinzip geht die Rechnung vor allem dann nicht auf, wenn durch die andere Auftriebsverteilung höhere Biegemomente auftreten. Ansonsten ist die Rechnung G-Max * 1.5 schon eine gute Hausnummer, speziell bei Flügeln mit niedriger Streckung. Aber eben nur eine Hausnummer, keine exakte Beziehung.

 

[Ghostbear]

Hausnummer vielleicht, aber die Methode Lastvielfaches*Sicherheitsfaktor=maximales Lastvielfaches ist definitiv falsch. Du hast mit Deiner Beobachtung bezüglich der Auftriebsverteilung recht.

 

[Cupra]

Wobei man dazu sagen muss dass die F-16 keine g-Begrenzung eigentlich kennt. Es is eher ne Limitierung des AoA, woraus sich indirekt ne g-Begrenzung ergibt.

 

[Toryu]

Die G-Messer haben/hatten eine Peak-Nadel.. diese Zeigte den Maximal-wert an der gezogen wurde.

Theoretisch. Ist die Piste ein bisschen holprig und es gibt einen ordentlichen Ruck (da/dt), dann ist die Nadel gerne mal am Anschlag.
Habe ich selber schon zig mal gehabt.

Interessant. Gibt es dazu ne Aussage von irgend nem ehemaligem Ingenieur?
...

Nö, aber ich gehe mangels anderslautender Quellen einfach mal davon aus.

Ich denke für einen Laien ist diese Pi*Daumen Methode aussagekräftiger als eine seitenlange Darstellung der einzelnen Lasten mit FEM-Analyse. Entscheidend ist dann nur noch, welchen Grenzwert ich mir damit erschätzt habe.

Eine konkrete und spezifische Aussage lässt sich doch im Einzelnen sowieso nicht pauschal treffen, da für den konkreten Fall zu viele spezielle Annahmen/ Daten hinterlegt werden müssen. Grossweight, Fatigue-History, Konfiguration usw. spielen eine nicht zu unterschätzende Rolle.

 

[Ghostbear]

Nö, aber ich gehe mangels anderslautender Quellen einfach mal davon aus.

Ist falsch. Hab inzwischen auch bei nem EF Kollegen gefragt wie es dort aussieht (tatsächlich war ich mir bei Kampfflugzeugen auch nicht sofort sicher, es läuft aber im Prinzip so wie bei zivilen Flugzeugen). Zugegebenermaßen aber ein schwieriges Thema, da Lasten auch nur sehr selten an der Uni gelehrt werden.

Deine Boundary Conditions sind in der Tat wichtig für de einzelnen Lastfall, werden im Design aber als Gesamt-Envelope angenommen. Fatigue ist dabei allerdings unwichtig, da Fatigue Lastfälle immer geringer sind (über den Daumen 40-60% Limit Load). Fatigue History ist nur dann wichtig, wenn ein Flugzeug ein Event hatte und man entscheiden muss, ob es ne Inspektion gibt oder nicht. Dann wird der einzelne Flight Point (mit entsprechendem Gewicht, CG, Speed, Altitude) auch nachsimuliert.

Um nochmal die NZ 2.5g * SF 1.5 = NZ 3.75g für einen "Airliner" anzunehmen…. bei einem schwanzlastigen Flugzeug (CG 42% MAC) könnte es gut gehen, bei einem kopflastigen Flugzeug (CG 20% MAC) reißt hinten am Höhenleitwerk wahrscheinlich was ab.

 

[Toryu]

Der Eurofighter ist als Kind der 80er ziemlich modern und daher vermutlich strukturell und im Hinblick auf Leichtbauprinzipien sehr "sound".
Weißt du, wie man das in den 50ern gemacht hat? Die F-4 (wie die meisten interessanten Flugzeuge) wurde ja damals noch zu Fuß gerechnet, als eine Stunde am Mainframe noch das Ingnieurs-Jahresgehalt kostete...

 

[Ghostbear]

Der Eurofighter ist als Kind der 80er ziemlich modern und daher vermutlich strukturell und im Hinblick auf Leichtbauprinzipien sehr "sound".
Weißt du, wie man das in den 50ern gemacht hat? Die F-4 (wie die meisten interessanten Flugzeuge) wurde ja damals noch zu Fuß gerechnet, als eine Stunde am Mainframe noch das Ingnieurs-Jahresgehalt kostete...

Wenn Du das Buch Aircraft Structures von Peery kennst

http://www.amazon.com/Aircraft-Structures-Dover-Aeronautical-Engineering/dp/0486485803

Chapter 9: Spanwise Air-Load Distribution
Chapter 10: External Loads on the Airplane
Das Buch ist von 1950 und eigentlich ne ganz gute Referenz, wenn man mal was "zu Fuß" ausrechnen möchte. Ich bin mir sicher, dass es zur Zeit des Designs der Phantom bei etlichen Ingenieuren auf dem Schreibtisch lag.

 

[arneh]

Man sieht also, dass kein direkter Rückschluss gezogen werden kann, ob ein Airbus 3.75g abkönnte (2.5g*1.5).

Wobei, solange sich an der Auftriebsverteilung (und damit der Lastenverteilung sowie der daraus resultierenden Änderung der Biegemomente) als Funktion der g- Vielfachen nichts ändert die Näherung trotzdem passen würde.
Das Problem ist, dass genau das aber in der Praxis natürlich kaum realistisch ist.
Je nach Flügelgeometrie (Streckung, Pfeilung, Profilierung/Wölbung, Profildicke über die Spannweite) Konfiguration (Slats/Flaps) und ggf. Verformung/Torsion trifft dies aber mal mehr, mal weniger zu.
Bei hoch gestreckten und gepfeilten Tragflächen wie bei Airlinern werden sich insbesondere mechanische Effekte bemerkbar machen und zu einer Abweichung von der einfachen Rechnung führen, wohingegen bei stark gepfeilten Kampfflugzeugen mit niedriger Streckung die aerodynamischen Effekte überwiegen dürften, aber auch zu signifikanten Abweichungen von der einfachen g x1,5 Rechnung führen dürften. Bei einer Cessna 172 sollte es dagegen ziemlich gut hinkommen.

Spannend wäre, wie stark die Abweichung der Ultimate Load z.B. bei einem A330 von der simplen g Rechnung tatsächlich ist. Also bei wieviel g bei MTOW clean die Ultimate Load erreicht wird.

 

[Schorsch]

Spannend wäre, wie stark die Abweichung der Ultimate Load z.B. bei einem A330 von der simplen g Rechnung tatsächlich ist. Also bei wieviel g bei MTOW clean die Ultimate Load erreicht wird.

Die Flügel eines A330 sind ja vergleichsweise "weich".
Hier etwas zu erahnen:
https://www.youtube.com/watch?v=OBqHOKCLw0Y

Zu der Durchbiegung kommt ja noch eine Torsion des Flügelkastens, welche zu einer Änderung des lokalen Anstellwinkels (im Unterschied zum globalen des Flügels) führt. Je nach Auslegung (strukturelle Achse, Auftriebsangriffspunkt) kann dies entlastend oder belastend wirken. Daher könnte es sogar zu einer Entlastung des Außenflügels kommen.

Mal als Überschlagsrechnung:
Ein modernes Verkehrsflugzeug hat bei M0.8 etwa einen maximales CL von 0.8. Das steigt auf etwa 1.3 für geringe Geschwindigkeiten.
Die maximale Airspeed eines A330 liegt 330* KIAS (bei FL290 und M0.8 liegen 311 KIAS an, folglich muss man gar nicht so niedrig fliegen).
Mit einem angenommenen Gross Weight von 140t (OEW ~=125t, etwas Sprit), kommen wir auf:
G = (CL * Rho/2*S*v²)/GW * 1/g= (0.8*1.225/2*(330*1.852/3.6)^2*365)/140000 * 1/9.81 = 3.75

Theoretisch könnte man es also schaffen. Praktisch ist zu fragen, ob die Autorität des Höhenleitwerks ausreichend ist.




*[wir können als mit 330kts TAS auf Meereshöhe rechnen]

 

[Ghostbear]

Theoretisch könnte man es also schaffen. Praktisch ist zu fragen, ob die Autorität des Höhenleitwerks ausreichend ist.

Kommt auf den CG zum Zeitpunkt des Manövers an und den Trimmzustand des THS, aber eher nicht (Ausschlagswinkel und Aktuatorkraft vs Staudruck).

 

[Toryu]

Das Gesichtsbuch ist doch manchmal eine tolle Fundgrube für Kurioses:
http://www.plus7minus5.co.uk/FlickedBizJet/FlickedBizJet.htm