Parasitärer Widerstand von Flaps - wo greift er an?

[Dierk]

Hallo,

 

Wenn ich mir überlege, dass beim vollen Ausfahren der Flaps ein Widerstand entsteht, welcher den Flieger auf einer schiefen Ebene ohne Geschwindigkeitszunahme in die Tiefe gleiten lässt, d.h. und ihn wie eine Art Funikulär an unsichtbaren Seilen vor der Schnellerwerden bewahrt und bremst - zumindest solange die schiefe Ebene nicht zu steil ist - dann frage ich mich, an welcher Struktur eigentlich diese Kraft am Flieger anpackt - an den Flaps selbst? Und wo da, vielleicht an der Hinterkante oder am ganzen Flap? Oder greift der Effekt auf den Flügel über?

 

Die Flaps werden ja jeweils nur von wenigen dünnen Bolzen im Scharniergelenk gehalten.

 

Angenommen, man würde mit 80 kts die schiefe Ebene hinabgleiten und dabei 1500 fuss/min Höhe verlieren, wie stark wäre dann der Neigungswinkel der schiefen Ebene und welche Kraft müsste jeweils ein Bolzen bei einem 700 kg schweren Flieger aushalten, wenn es zwei Flaps (eines rechts, eines links) gäbe und jedes mit 5 Bolzen am Flügel befestigt wäre (und der aerodynamische Widerstand ansonsten vernachlässigt würde)?

Bearbeitet 26. Juli 2017 von Dierk

[DaMane]

Hallo,

 

Wenn ich mir überlege, dass beim vollen Ausfahren der Flaps ein Widerstand entsteht, welcher den Flieger auf einer schiefen Ebene ohne Geschwindigkeitszunahme in die Tiefe gleiten lässt, d.h. und ihn wie eine Art Funikulär an unsichtbaren Seilen vor der Schnellerwerden bewahrt und bremst - zumindest solange die schiefe Ebene nicht zu steil ist - dann frage ich mich, an welcher Struktur eigentlich diese Kraft am Flieger anpackt - an den Flaps selbst? Und wo da, vielleicht an der Hinterkante oder am ganzen Flap? Oder greift der Effekt auf den Flügel über?

 

Die Flaps werden ja jeweils nur von wenigen dünnen Bolzen im Scharniergelenk gehalten.

................................

 

Hmmm, ich würde meinen, da hängt alles mit allem zusammen :)

 

Ich kann es dir leider nicht nach wissenschaftlichen Erkenntnissen der Physik und den Regeln der Flugmechanik erklären, wie das unser geschätzter Forenkollege Ralf aus dem Ärmel schütteln würde, sondern nur meine laienhafte Interpretation persönlicher Beobachtungen wiedergeben:

 

Die Luftströmung übt durch eine durch Umlenkung verursachte Druckänderung eine entsprechende Kraft auf die Klappenoberfläche aus, aber diese - die Klappeneinheit - wird durch eine ausreichend starke Befestigung am Flügel am wegfliegen gehindert. ;) Da die Klappen nicht wegfliegen können, drehen sie den Spieß um und zerren so mächtig an ihren Befestigungen am Flügel, daß diesem ein bischen die Luft ausgeht, und deshalb nur mehr weniger schnell fliegen kann.  :o  Und da der Rumpf vom Flügel getragen wird, bleibt ihm gar nichts anderes übrig, als sich ebenfalls nur mit der gebremsten Geschwindigkeit der Tragfläche vorwärts zu bewegen.  :unsure:

 

Soweit die kausalen Rückschlüsse eines dedizierten Feld-, Wald- und Wiesenhof-Physikus. :D

 

Aber jetzt Spaß beiseite B), und in vollem Ernst!:

Da treten tatsächlich sehr hohe Kräfte auf, was allein schon durch den großen Unterschied zwischen Vfe und Vne verdeutlicht wird.  Wenn man davon ausgeht, daß die Festigkeit der Tragfläche der limitierende Faktor ist und Vne sowie Vfe bestimmt, würde das darauf hindeuten, daß wenn die Vfe 50% der Vne beträgt der Gesamtwiderstand des Flügels bei ausgefahrenen Klappen 4 mal höher als bei 'clean' ist.

Die Klappenbefestigung am Flügel kann m.E. gar nicht anders als am Hauptholm verankert sein, um die Kräfte dorthin zu übertragen. Bin schon sehr gespannt, was uns Ralf dazu erklären wird..............

 

Gruß

Manfred

Bearbeitet 27. Juli 2017 von DaMane

[MarkusP210]

 

 

Die Klappenbefestigung am Flügel kann m.E. gar nicht anders als am Hauptholm verankert sein, um die Kräfte dorthin zu übertragen

 

Da die Klappen bei der RV8 (und da weiss ich's weil ich's gebaut habe) am hinteren Hilfsholm an zwei Aufhängungspunkten mit zwei jeweils AN4-Bolzen befestigt ist also nein. Die Art und Stärke der Aufhängung wird demnach wohl auch hauptsächlich limitierender Faktor bei der Bestimmung der maximalen Geschwindigkeit mit ausgefahrenen Klappen sein.

 

Auch ich bin kein Physik-Genie kann mir aber vorstellen dass zur Bestimmung der Kraft die auf jeden Bolzen wirkt die Kraft des mit 80 kts strömenden Gases (in diesem Fall der umgebenden Luft) welche auf die schiefe Fläche der, aus dem Flügelschatten ragenden, Flaps wirkt durch die Anzahl der verbauten Bolzen dividiert werden muss. Dabei spielt die Neigung der schiefen Ebene auf der das Flugzeug hinunter gleitet wahrscheinlich weniger eine Rolle als der Winkel in dem die Gasteilchen auf den Flaps auftreffen (sprich der Anstellwinkel des Flügels resp. Flaps).

 

Markus

[DaMane]

Da die Klappen bei der RV8 (und da weiss ich's weil ich's gebaut habe) am hinteren Hilfsholm an zwei Aufhängungspunkten mit zwei jeweils AN4-Bolzen befestigt ist .....

Und wo hängt der hintere Hilfsholm dran?

 

 

Die Art und Stärke der Aufhängung wird demnach wohl auch hauptsächlich limitierender Faktor bei der Bestimmung der maximalen Geschwindigkeit mit ausgefahrenen Klappen sein.

Ja, natürlich bestimmt die schwächste Verbindung in der Kette die max. mögliche Belastung.

 

Gruß

Manfred

[Chipart]

Bevor wir hier wild philosophieren, lasst uns doch mal ausrechnen, worüber wir überhaupt sprechen!

 

Mit Dierks Annahmen 80 kts / 1500ft/m und allerdings einem 1t schweren Flieger (weil die Rechnung/Zahlen einfacher werden). Zudem gehen wir der Einfachheit halber davon aus, dass der Motor noch so stark läuft, dass er ohne die Klappen die Höhe halten würde, also die ganzen 1500ft/min von denb Klappen "vernichtet" werden (kein Eigensinken).

 

Erst mal ins SI-System, alle Zahlen grob gerundet:

1500 ft/m = 7,5 m/s.

80 kts = 40 m/s

 

Nach E=m*g*h (grob mit g=10.) gerechnet, ergibt sich pro Sekunde ein Energieverlust von

dE=1.000 kg*10 m/s^2 * 7,5 m = 75.000 J= 75kJ

 

Diese Energie muss nun durch die Bremsarbeit ausgeglichen werden, die sich nach W=F*s berechnet aus

F= W/s = 75kJ/40m = 2kN

 

Die Bremskraft der Klappen muss also 2kN betragen.

 

2kN entspricht der Gewichtskraft eines Körpers mit 200kg. Das ist also signifikant, aber nur 20% des Gewichts des Flugzeug. Im Beispiel mit insgesammt 10 Bolzen (5 Pro Flügel) wären das gerade mal "20 kg" pro Bolzen - also echt nicht viel.

 

Zum Vergleich mkal spasseshalber mit nur einem Bolzen gerechnet:

Als Scherfestigkeit eines Stahlbolzens wird typischerweise so um die 400N/mm^2 angenommen. Um 2kN also an einem Bolzen zu halten bräuchte man eine Querschnittsfläche dieses Bolzens von 5mm^2, also einen Bolzen mit gerade mal 2,5mm Durchmesser! Das reicht in der Praxis natürlich bei weitem nicht, weil durch dynamische Effekte die Spitzenlasten signifikant höher sein können, als die 2kN - aber man erkennt leicht, dass Bolzen und Tragwerk hier nicht der limitierende Faktor sind.

 

Hinzu kommt natürlich, dass es stark vereinfacht ist, dass die gesamte Kraft von den Klappen aufgebracht werden muss, da sich durch das veränderte Profil die Luftströmung um die Tragfläche insgesammt ändert.

 

Florian

[Dierk]

Bevor wir hier wild philosophieren, lasst uns doch mal ausrechnen, worüber wir überhaupt sprechen!

 

Mit Dierks Annahmen 80 kts / 1500ft/m und allerdings einem 1t schweren Flieger (weil die Rechnung/Zahlen einfacher werden). Zudem gehen wir der Einfachheit halber davon aus, dass der Motor noch so stark läuft, dass er ohne die Klappen die Höhe halten würde, also die ganzen 1500ft/min von denb Klappen "vernichtet" werden (kein Eigensinken).

 

Erst mal ins SI-System, alle Zahlen grob gerundet:

1500 ft/m = 7,5 m/s.

80 kts = 40 m/s

 

Nach E=m*g*h (grob mit g=10.) gerechnet, ergibt sich pro Sekunde ein Energieverlust von

dE=1.000 kg*10 m/s^2 * 7,5 m = 75.000 J= 75kJ

 

Diese Energie muss nun durch die Bremsarbeit ausgeglichen werden, die sich nach W=F*s berechnet aus

F= W/s = 75kJ/40m = 2kN

 

Die Bremskraft der Klappen muss also 2kN betragen.

 

2kN entspricht der Gewichtskraft eines Körpers mit 200kg. Das ist also signifikant, aber nur 20% des Gewichts des Flugzeug. [....] man erkennt leicht, dass Bolzen und Tragwerk hier nicht der limitierende Faktor sind.

 

Hinzu kommt natürlich, dass es stark vereinfacht ist, dass die gesamte Kraft von den Klappen aufgebracht werden muss, da sich durch das veränderte Profil die Luftströmung um die Tragfläche insgesammt ändert.

 

Florian

Danke Florian.

 

Aber woher kommt dann die im Flughandbuch vorgeschriebene Grenze, die Flaps nur bis max 81 kts auszufahren. Warum nicht bei 120 kts... Natürlich würden sich die Kräfteverhältnisse ändern.

 

Mit genügend Klappenwiderstand bzw. Klappenfläche müsste man eigentlich einen Flieger konstruieren können, der mit ausgefahrenen Klappen senkrecht nach unten fliegen kann ohne dabei an Geschwindigkeit zuzunehmen... In dem Fall würden dann max. 500 kg an jedem Flap ziehen. Aber vielleicht schafft der Hauptholm diese Belastung nicht?

[Chipart]

Der Hauptholm schafft Mindestens 4g mal Flugzeuggewicht plus Sicherheitsmarge. Daran liegt es nicht.

 

Ein Teil hat sicher mit dem Bewegungsmechanismus zu tun: 200kg sind nicht viel für einen Stahlbolzen - für einen Elektromotor (oder dessen Getriebe) im Zweifelsfall aber schon. Je nachdem, welchen Teil der Kraft dieser beim Ein-/Ausfahren aufbringen muss, kann das schnell limitierend wirken. 

 

Flugzeuge mit so großen Klappen ("Sturzflugbremse" genannt) gibt es tatsächlich. Das bekannteste Muster davon ist sicher die Ju-87 "Stuka", die mit ausgefahrenen Sturzflugbremsen bei ca. 550km/h im vertikalen Sturzflug stabil war.

 

Um spitzfindig zu sein gilt das natürlich für jedes Flugzeug (oder allgemein jeden Körper): Bei einer bestimmten Geschwindigkeit fliegt er senkrecht nach unten, ohne weiter an Geschwindigkeit zuzunehmen. Ein Fallschirmspringer wird in Horizonttallage z.B. kaum schneller als 200km/h. Mit Kopf voraus können es bei ihm aber schon über 500km/h sein. 

Da ein Flugzeug noch aerodynamischer ist, wäre ohne Sturzflugklappen hier die Fallgeschwindigkeit sehr deutlich darüber und dadurch bei den meisten Mustern auch deutlich über Vne.

 

Florian

[DaMane]

......................

 

Ein Teil hat sicher mit dem Bewegungsmechanismus zu tun: 200kg sind nicht viel für einen Stahlbolzen - für einen Elektromotor (oder dessen Getriebe) im Zweifelsfall aber schon. Je nachdem, welchen Teil der Kraft dieser beim Ein-/Ausfahren aufbringen muss, kann das schnell limitierend wirken. 

......................

Florian

Deshalb gibt es ja bei komplexeren Flugzeugen neben der Vfe noch eine max.-flap-operating-speed (analog zur max. gear-extended- od. gear-operating-speed).

 

Ich glaube schon, daß die Belastung der Baugruppe Flügel+Flaps bei Vfe in etwa der Vne (=clean) entspricht - es hätte zunindest eine gewisse schlüssige Logik, oder nicht? - und von daher Vfe von der Vne abzuleiten ist.

 

Manfred

[DaMane]

........................

 

Mit genügend Klappenwiderstand bzw. Klappenfläche müsste man eigentlich einen Flieger konstruieren können, der mit ausgefahrenen Klappen senkrecht nach unten fliegen kann ohne dabei an Geschwindigkeit zuzunehmen...

Wenn man es schaffen würde, einen Flieger bei Null Vorwärtsgeschwindigkeit in einer waagerechten Fluglage zu halten, befände man sich genau in einer solchen Situation. Dü bräuchtest riesige Klappen, so groß wie die Tragfläche. 

Ich verstehe allerdings den Gedanken hinter deiner Überlegung nicht. Normalerweise will niemand so schnell nach unten (außer der Flieger brennt, aber da gibt es dann andere Methoden!).

 

Piloten, bei denen der zügige Höhenabbau auf manchmal sehr engem Raum von Natur aus zum täglich Brot gehört (Segelflugzeug-Schlepp und Springer absetzen), benutzen eine Kombination aus großer Schräglage (=kleine vertikale Auftriebskomponente) nahe an Vne (=größter Frontflächen-Widerstand).

Die dabei erzielbaren Sinkraten sind zwar kleiner als der freie Fall, aber i.d. Regel ausreichend, um vor den abgesetzten Springern am Boden zu sein.

 

Gruß

Manfred

[Dierk]

Es gäbe schon Gründe, schnell bzw. steil nach unten zu wollen, um z.B. bei VFR on top durch das "Loch vom Dienst" abzusinken. Das kann dann etwas kleiner in Längsrichtung sein. Sonst muss die Steilspirale bemüht werden (und evtl. die Kotztüte für den Passagier). Wenn man dabei in Turbulenzen kommt ist eine gut kontrollierte Spirale aber schwierig.

 

Wenn bei versehentlichem Einflug in IMC das Setzen von Klappen die Geschwindigkeitzunahme in Richtung Vne wirksam verhindern könnte, gäbe es vielleicht auch weniger Luftzerleger und die Steuerung würde nicht unkontrollierbar hart, d.h. beim Absinken durch und (mit Glück) Erreichen von VMC könnte der Flieger noch abgefangen werden (wenn man schon so blöd war, in IMC einzufliegen und nicht gleich 180° zu wenden). Aber das ist natürlich theoretisch und sollte nie vorkommen.

[DaMane]

Es gäbe schon Gründe, schnell bzw. steil nach unten zu wollen, um z.B. bei VFR on top durch das "Loch vom Dienst" abzusinken. Das kann dann etwas kleiner in Längsrichtung sein. Sonst muss die Steilspirale bemüht werden (und evtl. die Kotztüte für den Passagier). Wenn man dabei in Turbulenzen kommt ist eine gut kontrollierte Spirale aber schwierig.

 

Wenn bei versehentlichem Einflug in IMC das Setzen von Klappen die Geschwindigkeitzunahme in Richtung Vne wirksam verhindern könnte, gäbe es vielleicht auch weniger Luftzerleger und die Steuerung würde nicht unkontrollierbar hart, d.h. beim Absinken durch und (mit Glück) Erreichen von VMC könnte der Flieger noch abgefangen werden (wenn man schon so blöd war, in IMC einzufliegen und nicht gleich 180° zu wenden). Aber das ist natürlich theoretisch und sollte nie vorkommen.

 

Wenn ich mich recht erinnere, gibt es für eine solche Situation sogar eine Empfehlung in den Cessna (SEP) Flughandbüchern. Die lautet in etwa so (auch theoretisch, und ohne gewähr!):

 

1. Speed auf 70 KIAS eintrimmen

2. Leistung für 500ft/min sinken setzen

3. Libelle/Wendezeiger mit dem Seitenruder gerade halten.

4. Querruder bzw. Yoke nicht anfassen

5. Sobald wieder in VMC - Leistung erhöhen, und Flug normal fortsetzen

 

Klingt relativ unspektakulär, sollte aber trotzdem funktionieren.

 

Sollte ein dringender Abstieg durch eine Wolkendecke flugbetrieblich notwendig und unaufschiebbar sein, ohne daß man ATC Bescheid sagen kann, würde ich dazu noch Squawk 7700 rasten.

 

Gruß

Manfred

[Chipart]

Es gäbe schon Gründe, schnell bzw. steil nach unten zu wollen, um z.B. bei VFR on top durch das "Loch vom Dienst" abzusinken. Das kann dann etwas kleiner in Längsrichtung sein. Sonst muss die Steilspirale bemüht werden (und evtl. die Kotztüte für den Passagier). Wenn man dabei in Turbulenzen kommt ist eine gut kontrollierte Spirale aber schwierig.

 

Jetzt wird es schon etwas theoretisch, oder?

 

Ein Standard-Rate-Turn ist sicher keine Steilkurve und braucht 2 Minuten. Bei 80kt bewegt sich der Flieger in dieser Zeit 2,7NM vorwärts. Ein Kreis mit Umfang 2,7NM hat einen Durchmesser von 0,85NM, also etwa 1,5km.

 

Da das Cloudbreaking bei VFR on Top in unseren Breiten ohnehin fast immer im kontrollierten Luftraum stattfindet, muss das Loche vom Dienst selbst bei einem 90 Grad Sturzflug ja mindestens einen Radius von 3km haben. Bei einem Standard Rate Turn mit 80kt kommen da also noch mal 1,5 km drauf.

Es dürfte wenige Wetterlagen geben, in denen es 3km Löcher, aber keine 4,5km Löcher gibt...

 

Florian 

[DaMane]

Jetzt wird es schon etwas theoretisch, oder?

 

Ein Standard-Rate-Turn ist sicher keine Steilkurve und braucht 2 Minuten. Bei 80kt bewegt sich der Flieger in dieser Zeit 2,7NM vorwärts. Ein Kreis mit Umfang 2,7NM hat einen Durchmesser von 0,85NM, also etwa 1,5km.

 

Da das Cloudbreaking bei VFR on Top in unseren Breiten ohnehin fast immer im kontrollierten Luftraum stattfindet, muss das Loche vom Dienst selbst bei einem 90 Grad Sturzflug ja mindestens einen Radius von 3km haben. Bei einem Standard Rate Turn mit 80kt kommen da also noch mal 1,5 km drauf.

Es dürfte wenige Wetterlagen geben, in denen es 3km Löcher, aber keine 4,5km Löcher gibt...

 

Florian 

Hallo Florian,

 

ich weiß ja nicht, was Du beruflich machst - deine Meinungsäußerungen haben oft einen recht ausgeprägten juristischen "touch" - aber auf genaues Lesen und Verstehen müßtest Du eigentlich besten trainiert sein. Dierk hat sich ja nicht auf ein Szenario mit kilometerweiten Wolkenlöchern bezogen, sondern das Gegenteil, und sich deshalb Gedanken über einen risikofreien Steilabstieg gemacht.

 

Gruß

Manfred

[Dierk]

Ich habe mal auf Youtube geschaut:

 

 

 

und 

 

 

(Flaps ab 4:15)

 

Es entsteht wohl eine Hebelwirkung auf die Bolzen und die Schub/Zugstange, mit der die Flaps gesetzt werden. Wobei in manchen Mustern die Flaps auch manuell gesetzt werden, diese Kraft kann also nicht extrem hoch sein. 

 

Edit: witzig, was da für Turbulenzen entstehen:

 

 

Wenn man die Flaps statt um 15 Grad nach unten um 15 Grad nach oben ausklappen würde, dann hätte man ziemlichen Auftriebsverlust bei gleichzeitig erhöhtem Drag, weiterhin würde ein Nose-up Moment entstehen, so dass man mit dem Höhenruder gegensteuern müsste, was den Drag weiter erhöht. Damit müsste doch eigentlich ein Absinken in Horizontalfluglage ähnlich einem erzwungenen Sackflug möglich sein?

 

Oder man hat ein geteiltes Flapdesign, die Struktur ist in der Mitte geteilt und kann entweder gemeinsam nach unten, gemeinsam nach oben oder gespreizt werden, d.h. die eine Hälfte geht nach unten, die andere nach oben ... das wäre dann eine Art Luftbremse. 

 

Wie Google weiss, gibt's das schon längst:

 

 

 

"When fully extended, the split flaps allowed a pilot to dive the SBD at an angle of up to 80° with a terminal velocity (the point where aerodynamic resistance balances engine power and gravity) of around 250 knots." Quelle http://warfarehistorynetwork.com/daily/wwii/the-douglas-sbd-dauntless-dive-bomber/

 

Theorie zu den Flaps bzw. Luftbremsen / Störklappen habe ich auch noch gefunden:

 

A Resume of Aerodynamic Data on Air Brakes 

http://citeseerx.ist.psu.edu/viewdoc/download?doi=10.1.1.227.1653&rep=rep1&type=pdf

 

Liest sich ganz interessant. Und es gibt terminal velocity Graphen...

Bearbeitet 30. Juli 2017 von Dierk

[DaMane]

....................

 

 Wobei in manchen Mustern die Flaps auch manuell gesetzt werden, diese Kraft kann also nicht extrem hoch sein. 

......................

Das hängt natürlich direkt mit der Kinematik der Klappenbetätigung, der Klappenfläche, Auslenkungsgrad und Geschwindigkeit zusammen. Bei den "Krückstock"-Mooneys (M20- etc.) erinnere ich mich, daß vor allem das Einfahren recht mühsam werden konnte, wenn man sie nach dem Start oder bei einem GA  zu lange draussen ließ, und im flachen Steigflug ruck-zuck mehr als 100 KIAS auf der Uhr hatte.

Die PZL-Wilga-35 hat beispielsweise extrem großflächige Klappen mit großer Auslenkung, und der manuelle Betätigungshebel (oder besser gesagt -knüppel) läßt erahnen, für welche Betätigungskräfte er ausgelegt wurde.*). Die Wilga ist auch eines von 2 Flugzeugmustern, die ich nie mit ihrer max. Klappenstellung von deutlich über 40° gelandet habe, weil auch keiner der einweisenden Fluglehrer bereit war,  mir das zu demonstrieren bzw. zu trainieren.²) Das andere Muster war die Do28-G92 . Mit der Wilga waren aber schon mit der 2. Klappenstufe (=ca. 25°) relativ steile Anflüge möglich, die trotz des hohen Sinkwinkels und nur 120 km/h approach-speed meist noch Schleppgas erforderlich machten.

 

*) die Wilga hat überhaupt sehr hohe Betätigungskräfte am Knüppel und den Pedalen, ähnlich einem alten Traktor ohne Servounterstützung (wer kennt noch einen Lanz-Bulldog?) B) , und 2 bis 3 Wochen Wilga-Fliegen im Urlaub, mit Dutzenden Starts und Landungen hat bei mir immer zu einem merklichen Muskelaufbau an Bizeps und Oberschenkeln geführt. :o

 

²) mein Fluglehrer auf der Wilga hatte bei einer einzigen Landung einmal 44° Klappen gesetzt, weil wir auf einem ungenutzen, von Hindernissen umstandenen Fußballfeld gelandet sind. Das war dann allerdings weniger eine Landung, sondern eine - eher unsanfte(!) -  Ankunft  ;)

 

Gruß

Manfred

Bearbeitet 31. Juli 2017 von DaMane

[Volume]

lasst uns doch mal ausrechnen, worüber wir überhaupt sprechen!

Und das kann man noch viel einfacher ausrechnen.

Im 45° Sturzflug (und das sieht für die meisten nicht-Kunstflugpiloten bereits fast wie senkrechter Sturzflug aus...) sind Auftrieb = Widerstand = 0.707 * Gewicht. Völlig unabhängig von der Geschwindigkeit. Beim 700 kg Flieger und 4 Klappenbolzen also gerade mal 1.2 kN pro Bolzen. Das ist sehr wenig, für einen AN4 Bolzen. Bei vernünftigem Design ist der Bolzen zweischnittig belastet, und dann kann ein AN4 19.6 kN ultimate, bereits mit der geforderten 50% Sicherheit.

 

Diese Überlegung passt zu deiner Aussage

auf einer schiefen Ebene ohne Geschwindigkeitszunahme in die Tiefe gleiten

Also zu einem Gleichgewichtszustand.

 

Bei VFE hingegen geht es in der Regel um das Gegenteil, um ein Manöver. Du hast eben keinen Gleichgewichtszustand, sondern relativ starke Beschleunigungen (bzw. Verzögerungen) wenn du die Klappen fährst. Es gibt durchaus Flugzeuge, bei denen du bei vollen Klappen niemals auf VFE beschleunigen kannst, nicht mal im senkrechten Sturzflug, eventuell noch mit Schub, aber wer würde das je tun. Bei der oben gezeigten Corsair könnte das zum Beispiel der Fall sein.

Bei allen Segelflugzeugen der 50er und frühen 60er waren die Störklappen noch so ausgelegt, dass selbst im senkrechten Sturzflug die VNE nicht überschritten werden kann.

Fährst du bei VFE die Klappen, kann die dabei entstehende Kraft auf die Klappen durchaus ein Vielfaches deines Gewichts sein, im Gleichgewichtszustand hingegen kann sie selbst im senkrechten Sturzflug nie über das Gewicht hinausgehen.

 

 

an welcher Struktur eigentlich diese Kraft am Flieger anpackt

Bevor wir über die "Struktur" und Klappenlasten sprechen, guck dir erstmal an, wo der Druckpunkt, also der Kraftangriffspunkt aller Luftkräfte, bei einem Profil liegen kann:

Bei moderat gewölbten Profilen liegt er bereits ab etwa Ca = 0.15 hinter dem Flügel, d.h. die Kraft greift gar nicht mehr am Flügel an, sondern irgendwo dahinter. Klingt verrückt, ist aber so.

Damit will ich sagen, die Frage an sich ist bereits falsch gestellt. "Die Kraft" besteht nämlich aus der Summe ganz verschiedener Kräfte, die an ganz verschiedener Struktur angreift. Es kann daher durchaus sein, dass die Flügelnase eines Flügels der 700 kg trägt, durchaus mit deutlich mehr als 7kN belastet ist, denn ihr stehen andere Kräfte in entgegengesetzter Richtung an anderen Bauteilen entgegen. Selbiges an der Klappe, deren Nase kann durchaus mit reichlich Kraft nach vorne oben gesaugt werden, während der hintere Teil der Klappe nach hinten oben gedrückt wird. Sollte die Stömung auf der Klappenoberseite abgelöst sein (je nach Gestaltung der Klappennase und dem Klappenspalt wohl spätestens bei 45°), so gibt es dort zwar starke hochfrequente Kräfte, im Mittel werden die sich aber ziemlich zu Null ausgleichen, an der Klappenunterseite hingegen staut sich die Luft, hier greifen große Druckkräfte an, wenn du einen Klappenspalt hast, wird es an der Klappennase gewaltigen Unterdruck geben.

 

Dazu gehört zu jeder Kraft auf eine bewegliche Fläche auch immer noch ein Moment, um es in seiner Position zu halten. Es kann daher gut sein, dass eine Klappe die 2kN trägt mit einem 500Nm Moment gestützt werden muss. Hat deine Anlenkung nun einen 100mm Hebelarm um die Drehachse, so kommt zu den 2kN Luftkraft noch 5kN Anlenkkraft dazu, deine Klappenlager tragen damit nur 50% Luftkräfte, und 50% Steuerkräfte. Es ist durchaus üblich, dass allein die Reaktionskraft der Ansteuerung das Ruderlager an der Anlenkung bereits deutlich höher belastet, als die anderen Ruderlager durch den Auftrieb und Widerstand belastet werden.

 

Guckst du mal bei NACA. Seite 10 zeigt die 60° Klappenstellung, an der Klappennase saugt es gewaltig (glatt 4 x so stark wie der Staudruck), auf der Klappenoberseite saugt es auf den abgelösten 80% Tiefe mit ungefähr halbem Staudruck, auf der Unterseite drückt es an der Klappennase noch etwa mit Staudruck, zur Endleiste hin fällt es auf null ab (die Strömung liegt also auf der Profilunterseite vor der Klappe schon nicht mehr an). Mindestens 30% der Kraft auf die Klappe greift an den 10% Klappennase an.

Auf Seite 21 gibt es das selbe nochmal ohne Spalt (reine Wölbklappe), schon liegt auf der gesamten Klappenoberseite nur ein konstanter moderater Unterdruck an, die Kraft auf die Klappe wird zum Großteil auf der Unterseite produziert. Die Last auf die Klappe ist deutlich geringer, das Moment um den Drehpunkt und damit die Ansteuerkraft aber ist größer.

 

Guckst du mal auf Seite 6 die 20° Klappen -4° Anstellwinkel Druckverteilung an, das entspricht etwa einem Ca des Flügels von 0.6, und dann nochmal die für 12° Anstellwinkel, das entspricht etwa einem Ca des Flügels von 2.2 und damit etwa Camax. Die Druckverteilung auf der Klappe ist unter Freunden etwa die selbe, im Geradeausflug aber wäre der Staudruck bei -4° Anstellwinkel 3.6 mal so hoch, wie bei 12°, die Geschwindigkeit also 1.9 mal so hoch. Wenn wir also mal von um die 60kt Stallspeed ausgehen, wären -4° Anstellwinkel etwa 114 kt, sowas wäre eine "typische" VFE. Du erkennst, dass die Lasten auf die Klappe bei VFE also so um die 3.5 mal höher wären als bei Vs, während die Lasten auf den Flügel in beiden Fällen gleich wären (wir haben ja den Ca-Unterschied voll durch Geschwindigkeit ausgeglichen, der Flügel trägt nach wie vor das Gewicht des Flugzeugs).

Es gilt nämlich der Faustgrundsatz: bei Anstellwinkeländerung ändert sich vor allem vorne am Profil was, nicht hinten. Die Klappe sieht bei konstanter Geschwindigkeit kaum was vom Anstellwinkel. Umgekehrt gilt bei Fahrtänderung im Geradeausflug, es ändern sich vor allem hinten am Profil die Lasten, die Klappe sieht sehr viel Laständerung bei Fahrtänderung, vorne kompensieren sich Staudruck- und Anstellwinkeleffekte weitestgehend.

 

Wie vielleicht auffällt, in diesem Bericht wird der Widerstand gar nicht erwähnt. Der ist nämlich im Windkanal ziemlich schwierig zu bestimmen, sobald die Strömung abgelöst ist, wie bei größeren Klappenausschlägen. Genauso schwierig ist es zu sagen, wo er denn nun exakt angreift, irgendwie greift er nämlich überall am Profil verteilt mehr oder weniger an.

Guckst du zum Vergleich mal das selbe Profil mit Fowlerklappe an, dann siehst du auf Seite 16 (Figure 5) die Cw über Ca Kurven. Für (volle) 50° Klappen enden die Kurven unten (Schnellflug) bei Ca ungefähr 1 und Cw ungefähr 0.1. das entspräche gerade mal einem Gleitwinkel von ungefähr 6°, weit, weit weg von den hier geschilderten steilen Anflügen mit der Wilga. Daran erkennt man, dass der Gesamtwiderstand sich aus ziemlich vielen weiteren Komponenten zusammensetzen muss. Dazu gehört auch, dass bei 50° Fowler und den bei Ca = 1 nötigen -13° Anstellwinkel (ja, die kommen zu den 6° Gleitwinkel noch dazu, schon sieht es sehr viel steiler aus, als es wirklich ist) die Aussenflügel bereits negativ überzogen sind, also im wesentlichen Widerstand aber auch etwas Abtrieb machen, das Flugzeug hängt dann nur noch am Innenflügel, was widerum die effektive Streckung sehr klein, und den induzierten Widerstand sehr groß macht.

Man versteht, warum bei etwas "glitschigeren" Flugzeugen wie den High Performance Moneys oder Lanceairs zusätzliche Speedbrakes keine schlechte Investition sind. So heftig bremsen die Klappen allein nämlich doch nicht.

 

Gruß

Ralf

[DaMane]

Es gibt durchaus Flugzeuge, bei denen du bei vollen Klappen niemals auf VFE beschleunigen kannst, nicht mal im senkrechten Sturzflug, eventuell noch mit Schub, aber wer würde das je tun.

...........................

Bei der oben gezeigten Corsair könnte das zum Beispiel der Fall sein.

Das paßt zu den von mir geschilderten Erfahrungen mit der Wilga-35

..............

 

Entschuldige bitte eine kleine Richtigstellung: es handelt sich bei dem Flieger nicht um eine Corsair, sondern um eine SBD (was nicht ganz das Gleiche ist :unsure:) . Die SBDs waren m.W.  im WWII die Stuka's der Seestreitkräfte .

 

Gruß

Manfred