Instabile Flugzeugauslegung, Militär, zivil auch?

[innwolf]

Hallo, aktuell ja ein Thema. man liest etliche moderne Kampfflugzeuge sind nur mit komplexen Regelsysteme fliegbar, bei deren Ausfall gilt Scheludersitz aktivieren, so weit klar.

Die Frage gibt es das auch mit langsameren Zeitkonstanten bei zivilen Passagierflugzeugen?

Bei den Mustern die ich fliege, Segelflugzeuge, Dimona, DA40 und Remorquer ist es so wenn ich den Steuerknüppel mit der Hand am Knie fixiere dann fliegt das Gerät mit leicht um wenige grad wecheselnd Anstellwinkel konstant weiter, giert evtl. langsam, mehr aber nicht. Der Autopilot der DA40 gleicht das dabei fast nicht sichtbar brav aus, ohne den flippt die Maschine aber nicht weg.
Und es gilt immer mehr Anstellwinkel durhc ziehen immer steigende Knüppelkraft beim Ziehen.

 

[mg218]

Soviel ich weiß, ist die instabile Auslegung der hohen Manövrierfähigkeit geschuldet.
Ein ziviles Flugzeug wie ein Airliner braucht keine enge Kurven fliegen können.
Es soll eher sogar von alleine wieder geradeaus fliegen nach einer Störung.

 

[Schorsch]

"Instabil" kann praktisch viel bedeuten. Bei einem Airliner im Reiseflug sind nicht alle Eigenbewegungen zwangsläufig stabil, aber die Zeiten bevor das Flugzeug dem Piloten außer Kontrolle entgleitet sind lang. Bei einem Kampfflugzeug ist das eben anders.
Wie im vorherigen Beitrag geschrieben, nutzt einem Unterschall-Flugzeug eine deutlich instabile Auslegung auch nichts. Das ist eine reine Sache der Überschall-Wendigkeit.

 

[Doppelnik]

Die Antwort kommt reichlich spät, aber instabil bedeutet i.d.R, dass der Massenschwerpunkt hinter dem aerodynamischen Schwerpunkt liegt, das erhöht die Effizienz (kein Abtrieb durchs Leitwerk nötig) und die Manövrierfähigkeit, allerdings will ein solches Flugzeug niemals gradeausfliegen und kann nur durch sehr schnelle Steuerungseingriffe dazu überredet werden.

Irgendwo hab ich mal gelesen, dass dies auch ein Thema in der Entwicklung von zivilen Flugzeugen war/ist, aber bisher hat sich keiner getraut so etwas umzusetzen. Mit Fly by wire ist die notwendige Technik heute ja eigentlich größtenteils schon vorhanden.

Man würde halt einiges an Kraftstoff sparen, wenn das Leitwerk beim Auftrieb mithelfen würde anstelle das Heck immer nach unten zu drücken...

 

[Schorsch]

Man würde halt einiges an Kraftstoff sparen, wenn das Leitwerk beim Auftrieb mithelfen würde anstelle das Heck immer nach unten zu drücken...

Ja, nein, eher nein.
Am effizientesten ist der nackte Flügel.
Packe ich einen Rumpf dazu, habe Triebwerke, brauche ich ein Leitwerk.
Am besten läuft es dann wenn das Leitwerk im Reiseflug gar nichts macht. Und so läuft es heute auch. Im Reiseflug ist das Leitwerk weitgehend arbeitslos. Muss man halt den Schwerpunkt gut meistern.
Eine wirkliche "Instabilität" brauche ich nur für Supersonic.

Irgendwo hab ich mal gelesen, dass dies auch ein Thema in der Entwicklung von zivilen Flugzeugen war/ist, aber bisher hat sich keiner getraut so etwas umzusetzen. Mit Fly by wire ist die notwendige Technik heute ja eigentlich größtenteils schon vorhanden.

Würde es was bringen, würde man es machen. Weiterhin braucht man nicht "Fly by Wire", sondern künstliche Stabilität. Das könnte theoretisch auch mit einem Aktuator an einem Drahtseil machen. Wenn ich es EF-mäßig mache (ein sehr "instabiles" Flugzeug), dann habe ich natürlich den Nachteil, dass unter gewissen Umständen der Flieger baden geht. Unwahrscheinlich, aber möglich.

 

[Doppelnik]

Das Leitwerkt macht aber nicht nichts, sondern es drückt die ganze Zeit das Heck nach unten. Ich weiß nicht, ob Du das Prinzip verstanden hast, der Masseschwerpunkt muss vor dem aerodynamsichen Schwerpunkt liegen, daher kann man dies bei konventionellen Flugzeugen nicht mit einer Schwerpuktsverschiebung "meistern". Genau das würde das Flugzeug ja instabil machen. Canardflugzeuge haben den Vorteil, dass der aerodynamsiche Schwerpunkt durch die große weit hinten angeordnete Fläche sehr weit hinten liegt und die Canards zusätzlichen Auftrieb erzeugen können im Gegensatz zu einem Leitwerk.

Natürlich würde es was bringen, gibt da auch Veröffentlichungen zu (irgendwo, keine Ahnung mehr wo) aber es ist halt ein Risiko das noch keiner eingehen wollte.

 

[Schorsch]

Das Leitwerkt macht aber nicht nichts, sondern es drückt die ganze Zeit das Heck nach unten. Ich weiß nicht, ob Du das Prinzip verstanden hast, der Masseschwerpunkt muss vor dem aerodynamsichen Schwerpunkt liegen, daher kann man dies bei konventionellen Flugzeugen nicht mit einer Schwerpuktsverschiebung "meistern". Genau das würde das Flugzeug ja instabil machen. Canardflugzeuge haben den Vorteil, dass der aerodynamsiche Schwerpunkt durch die große weit hinten angeordnete Fläche sehr weit hinten liegt und die Canards zusätzlichen Auftrieb erzeugen können im Gegensatz zu einem Leitwerk.

Natürlich würde es was bringen, gibt da auch Veröffentlichungen zu (irgendwo, keine Ahnung mehr wo) aber es ist halt ein Risiko das noch keiner eingehen wollte.

Ich hab das schon verstanden. Danke der Nachfrage.
Wenn man seinen Schwerpunkt nahe an den Druckpunkt der Flügel-Rumpf-Kombination setzt, wird die Abtriebskraft am Leitwerk nahe null. Auch ein konventionelles Flugzeug kann übrigens Auftrieb am Höhenleitwerk haben und trotzdem stabil sein.
Würde es was bringen: nein, da ein aktuelles Verkehrsflugzeug im Reiseflug in der Regel nahezu neutral stabil ist. Ich habe Grenzen wie genau ich den Schwerpunkt "regeln" kann. Weiterhin muss ich Notfallsituationen vorweg nehmen. Ein "instabiles" Flugzeug würde Teile des Auftriebs mit dem Höhenleitwerk erzeugen, welches allerdings im Downwash des Hauptflügels und weiterhin mit niedriger Streckung kein guter Flügel ist.

 

[Doppelnik]

Wenn man seinen Schwerpunkt nahe an den Druckpunkt der Flügel-Rumpf-Kombination setzt, wird die Abtriebskraft am Leitwerk nahe null. Auch ein konventionelles Flugzeug kann übrigens Auftrieb am Höhenleitwerk haben und trotzdem stabil sein.

Eben nicht, damit würde der aerodynamische Schwerpunkt und der Massenschwerpunkt zusamenfallen und das Flugzeug wäre nicht mehr stabil.

 

[arneh]

Eben nicht, damit würde der aerodynamische Schwerpunkt und der Massenschwerpunkt zusamenfallen und das Flugzeug wäre nicht mehr stabil.

Nein, für Stabilität reicht es, dass der Auftriebsbeiwert vorne größer ist als hinten (in dem z.B. der Einstellwinkel der vorderen Fläche größer ist als hinten. Dann führt eine Erhöhung der Geschwindigkeit zu einer stärkeren Auftriebszunahme am vorderen Flügel, was dann eben zu einem eigenständigen Abfangen führt, die sog. statische Längsstabilität. Die Frage ob das Heckleitwerk Auftrieb oder Abtrieb macht ist bei einem gegebenen Flugzeug u.a. eine Frage der Geschwindigkeit.
Nehmen wir ein normales Flugzeug. Eine übliche Differenz des Einstellwinkels der Haupttragfläche zum Heckleitwerk liegt in der Größenordnung 2°. Fliegt man jetzt so langsam, dass der Anstellwinkel (Ist Dir der Unterschied Anstellwinkel zu Einstellwinkel bekannt?) der Haupttragfläche auf 2,5° steigt, hat man am Höhenleitwerk dann auch einen Anstellwinkel von 0,5°. Klar setzt das eine gewisse Hecklastigkeit (also ein eher mäßiges Maß an Längsstabilität) voraus, ansonsten würde man ohne ziehen des Höhenruders (und damit einer effektiven Reduzierung des Einstellwinkels am Heck) gar nicht langsam genug werden, dass der Anstellwinkel hoch genug wird.

 

[Doppelnik]

Ich empfehle auszugsweise diese Arbeit zu lesen, auf der Basis kann man weiterdisskutieren (https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextBansaDipl.pdf)

Dort ließt man:

"Hier kann also direkt abgelesen werden, da ss der Schwerpunkt vor dem Neutralpunkt liegen
muss, um die Bedingung zu statischen Stabilität nach Gleichung 4.3 zu erfüllen. Der Abstand
der beiden Punkte ist ein direktes Maß für die statische Längsstabilität.
Nach Gleichung 4.7 ergibt sich für die Stabilitätsreserve (static margin)" (Seite 52)

"Es ergibt sich jedoch nun das Problem, dass alle Profile mit positiver Wölbung ein Nickmo-
ment 00 <Mc aufweisen. Diese Art von Profilen kommt nahezu bei allen Flugzeugen aus-
schließlich zum Einsatz. Bei konventionellen Flugzeugen wird das negative Nickmoment des
Flügels deshalb durch den Abtrieb des Höhenleitwerks ausgeglichen" (Seite 54)

 

[Schorsch]

Bitte, @arneh und ich müssen uns nicht erst ne 17 Jahre alte Arbeit von der HAW antun um das Thema Stabilität eines Mehrflächenflugzeugs halbwegs zu verstehen. Relevant ist was passiert, wenn es zu einer Störung kommt, ich habe das lange pauken dürfen. Und da ist es eben nicht zwangsläufig notwendig, dass das Höhenleitwerk megamäßig viel Abtrieb produziert. Die Frage ist am Ende die dynamische Stabilität, also welche Reaktion hat das Flugzeug auf eine Störung. Und da zeigt sich, wenn man nicht Eurofighter-mäßig in -25% MAC geht, dass man eine halbwegs beherrschbarere (stabile) Anstellwinkelschwingung hinbekommt, halt die Phiguide instabile ist (mit recht langer Verdopplungszeit).

 

[Doppelnik]

In 17 Jahren wird sich die Physik der Flugzeuge nicht grundlegend geändert haben. Die Arbeit erscheint mir sehr fundiert, wenn Du meinst, er liegt falsch, dann solltest Du dich dafür einsetzen, dass er seinen Doktor wieder verliert....

Bei einer instabilen Auslegung wirkt jede Auslenkung nach oben oder unten selbstverstärkend, das ist ohne blitzschnelle elektronische Regelung nicht beherschbar (manche sagen der Wright flyer wäre instabil gewesen, was mir unplausibel vorkommt, aber bei der Geschwindigkeit konnte man das Teil wohl auch so 30 m weit steuern). Da gibt es gar eine Phiguide (oder wie das Ding heißt...) mehr, sondern nur noch eine immer schnellere Drehung nach oben oder unten, bis das Flugzeug in seine Einzelteile zerfällt (siehe auch:Neutralpunkt/Schwerpunkt/Stabilitätsmaß - Ultraleichtfliegen Forum - ulForum.de)

"Sollte der SP auf dem NP liegen (Stabilitätsmaß Null), ist die Maschine nicht mehr steuerbar. Steuereingaben haben keine oder eine völlig undefinierte Wirkung auf die Nickbewegung. Und das erklärt auch, warum Schwerpunktlagen hinter dem zulässigen Bereich tödlich sein können."

Megamäßg viel Abtrieb soll das Leitwerk auch nicht produzieren, daher ist es möglichst weit hinten... Der Eurofighter wird eben elektronisch ausgeregelt, weil kein Pilot den sonst in der Luft halten könnte.

 

[arneh]

"Sollte der SP auf dem NP liegen (Stabilitätsmaß Null), ist die Maschine nicht mehr steuerbar. Steuereingaben haben keine oder eine völlig undefinierte Wirkung auf die Nickbewegung.

Der Neutralpunkt ist nicht der Auftriebsschwerpunkt des Profils. Eine Lage des Schwerpunktes vor dem Neutralpunkt heißt nicht zwangsläufig dass das Heck Abtrieb leisten muss.
Der Neutralpunkt ist der Punkt, bei dem eine Veränderung des Anstellwinkels keine Momentenänderung bewirkt, also weder ein zusätzliches Aufbäumen, noch eine sich dem Aufbäumen entgegensetzende Kraft auftritt. Die Frage, ob das Heck bei einem statisch stabil ausgelegten Flugzeug Auftrieb oder Abtrieb erzeugt, hängt vom Momentenbeiwert des Profils (stark gewölbte Profile haben i.d.R. hohe Momentenbeiwerte und benötigen tendenziell mehr Abtrieb auf dem Heck, vollsymmetrische Profile werden bei geringen Geschwindigkeiten meist zu einem tragenden Heck selbst bei gemäßigt längsstabiler Auslegung führen), dem Stabilitätsmaß und der Geschwindigkeit ab.

 

[Doppelnik]

Der Neutralpunkt ist das was ich zuvor als Aerodynamischer Schwerpunkt bezeichnet habe. Anschaulich erklärt, würde ich ein zweidimensionales, masseloses Flugzeug aus einem dünnen Brett bohren, dann könnte man es an dem Neutralpunkt durch die Luft drücken, ohne dass Momente um den Neutralpunkt entstehen würden. Bei realen dreidimensionalen Flugzeugen kommt (u.A.) noch die Verschiebung des Druckpunkts hinzu, wofür mit konventionellen Profilen noch zusätzliche Sicherheiten (sprich, Schwerpunkt noch weiter vorne und mehr Abtrieb am Heck) notwendig sind.

Ich rede hier immer von konventionellen Flugzeugen, so wie auch in meiner Quelle, nicht von Nurflügelflugzeugen mit S-Schlag und nicht von Canard Flugzeugen (außer um zu zeigen, dass es dort auch anders geht). Vollsymmetrische Profile sind Druckpunktstabil (schon besser) aber ebenfalls nicht fliegbar mit einem Schwerpunkt hinter dem Neutralpunkt (wie ein rückwärts fliegender Dartpfeil).

 

[Ghostbear]

In 17 Jahren wird sich die Physik der Flugzeuge nicht grundlegend geändert haben. Die Arbeit erscheint mir sehr fundiert, wenn Du meinst, er liegt falsch, dann solltest Du dich dafür einsetzen, dass er seinen Doktor wieder verliert....

Die Physik verändert sich auch nicht. Bansas Arbeit ist aber nur eine Diplomarbeit. Der Dr.-Ing. der Luft- und Raumfahrttechnik (Schorsch) und arneh haben trotzdem recht. Ich gehe bei den Erklärungen mit.

 

[Doppelnik]

@Ghostbear: OK, nur eine Diplomarbeit, aber die Theoriehat er sicher von woanders übernommen und er deckt sich mit dem was ich über meinen Luftraumfahrenden Kollegen gelernt habe.

Du machst es Dir ziemlich einfach, im letzten Posting widerspricht Arneg mir ja gar nicht mehr sondern konzentriert sich auf Sonderfälle bei denen das Heck keinen Abtrieb produzieren muss (wo bei ich da nicht überall mitgehe). Es läßt sich nicht wegdisskutieren, bei allen "normalen" FLugzeugen erzeugt das Heck im "normalen Reiseflug" Abtrieb.

 

[arneh]

Der Neutralpunkt ist das was ich zuvor als Aerodynamischer Schwerpunkt bezeichnet habe. Anschaulich erklärt, würde ich ein zweidimensionales, masseloses Flugzeug aus einem dünnen Brett bohren, dann könnte man es an dem Neutralpunkt durch die Luft drücken, ohne dass Momente um den Neutralpunkt entstehen würden.

Hmmm, das ist aber nicht die 'offizielle' Definition des Neutralpunktes. Und genau daher kommt unsere unterschiedliche Schlussfolgerung.
Der Neutralpunkt ist der Punkt, wo eine Änderung des Anstellwinkels keine Änderung des Momentes bewirkt. Heißt aber nicht, dass das Moment = Null ist, sondern nur konstant in Bezug auf Alpha also dcm/dAlpha = 0.

 

[Doppelnik]

Ja, da hast Du recht, der Neutralpunkt ist auf den Flügel bezogen, ich meiner den aerodynamsichen Schwerpunkt (da gibt es sicher auch andere Bezeichnungen für) . Man könnte bei einem normalen Flugzeug auch eine Stabilität herstellen, wenn ich "seltsame" Profile verwende (solche von einem Nurflügelflugzeug), aber aus gute Grund verwendet man möglichst effiziente Profile bei denen man aus stabilitätsgründen Abtrieb am Heck benötigt, anders bekommt man den Masseschwerpunkt nicht vor dem aerodynamsichen Schwerpunkt gerückt. Wenn der Masseschwerpunkt dahinter liegt, dann bekomme ich gar keine "Pinguine" mehr, sondern das Flugzeug verhält sich wie ein Dartpfeil im Rückwärtsflug....

 

[Schorsch]

Du machst es Dir ziemlich einfach, im letzten Posting widerspricht Arneg mir ja gar nicht mehr sondern konzentriert sich auf Sonderfälle bei denen das Heck keinen Abtrieb produzieren muss (wo bei ich da nicht überall mitgehe). Es läßt sich nicht wegdisskutieren, bei allen "normalen" FLugzeugen erzeugt das Heck im "normalen Reiseflug" Abtrieb.

Bitte hier niemanden was unterstellen. Wir wollen ja von der gegenseitigen Kenntnis profitieren, und nicht uns gegenseitig Kenntnisdefizite vorhalten!

Heutige (Verkehrs-)Flugzeuge sind so ausgelegt, dass ich eben im Reiseflug eine optimale Schwerpunktlage habe. Daher wird der Schwerpunkt durch Umpumpen von Treibstoff im Reiseflug angepasst. Für Start- und Landung brauche ich eine klar stabile Auslegung. Hier habe ich tatsächlich eine Abtriebskraft am Höhenleitwerk (HLW) (auch weil die Hochauftriebshilfen sehr starke Drehmomente erzeugen). Mit steigender Machzahl ändert sich manches, weiterhin habe ich niedrige Anstellwinkel. Durch entsprechende Auslegung kann ich dann die Stabilität soweit reduzieren, dass kein nennenswerter Abtrieb mehr am HLW produziert wird, mitunter sogar etwas Auftrieb. Die vereinfachten Darstellungen sind da teilweise nicht mehr hilfreich, da etwas die der Neutralpunkt auch irgendwo eine Hilfskonstruktion zum Verständnis ist. Am Ende sind es alles Funktionen von Mach und Anstellwinkel, sowie im geringeren Maße von anderen Parametern.

Bei einer instabilen Auslegung wirkt jede Auslenkung nach oben oder unten selbstverstärkend, das ist ohne blitzschnelle elektronische Regelung nicht beherschbar (manche sagen der Wright flyer wäre instabil gewesen, was mir unplausibel vorkommt, aber bei der Geschwindigkeit konnte man das Teil wohl auch so 30 m weit steuern). Da gibt es gar eine Phiguide (oder wie das Ding heißt...) mehr, sondern nur noch eine immer schnellere Drehung nach oben oder unten, bis das Flugzeug in seine Einzelteile zerfällt (siehe auch:Neutralpunkt/Schwerpunkt/Stabilitätsmaß - Ultraleichtfliegen Forum - ulForum.de)

Ja, bei Ultraleicht ist die Sache etwas leichter. Übrigens: eine marginal stabile Auslegung ist durchaus durch einen Piloten beherrschbar. Es kommt auf das Maß an Instabilität an. Davon hängen Werte wie Verdopplungszeit und Dämpfung ab. Ein Eurofighter etwa hat da Werte (in subsonic), die eine Pilotenreaktion unzureichend machen.

Eine Option etwa ist, dass ich am HLW ein anderes Profil verwende, welches bei einer Steigerung des Anstellwinkels (was eine vertikale Böe im Endeffekt ja ist) einen deutlich stärkeres Moment produziert (also Kraft x Hebelarm) als der Flügel zusätzliches Nickmoment.

 

[Doppelnik]

Auch ein Flugzeug dessen Pinguine sich aufschaukeln hat den Massenschwerpunkt immer noch vor dem aerodynamischen Schwerpunkt. Die notwendige Bedingung für so eine Schwingung ist, dass überhaubt Rückstellkräfte vorhanden sind, die bei einer Auslenkung um die Querachse den Rumpf wieder zurück drücken wollen. Wenn der Massenschwerpunkt dahinter liegt, gibt es kein Aufschaukeln, da die aerodynamischen Kräfte vor dem Schwerpunkt angreifen. Man kann dies mit einem Taildregger (wie heißt das auf Deutsch?) vergleichen, wenn man dort auf die Bremse drückt neigt das Heck zum überholen, während bei einem Tricycle Gear die Masse beim bremsen "zieht" und das Flugzeug stabil bleibt.

Die Wirkung von Trimtanks sind mir bekannt, man verlagert den Schwerpunkt so weit nach hinten wie es zulässig ist, ganz sicher aber nicht hinter dem aerodynamischen Schwerpunkt. Erst dann würde das Heck Auftrieb produzieren, womit das Flugzeug aber unkontrolierbar wäre.

Setze nicht Aufschaukeln der Pinguine mit Masseschwerpunkt hinter dem aerodynamischen Schwerpunk gleich. Das eine wirkt eine instabile Regelung bei der die Regelung immer noch gegen die Auslenkung arbeitet und das andere wie eine Verstärkung der Auslenkung.