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Darmstadt D 30
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MaxLR
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Inscrit le: 01 Fév 2017
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Localisation: Bretagne / München

MessagePosté le: 07/11/2017 00:05    Sujet du message: Répondre en citant

Ouawww! Shocked Herzliche Glückwünsche für den ersten Flug!

Ich habe nur heute dieses Projekt gefunden und ich bin total von ihm faziniert. Das ist ein toller Modellbau.

Am Ende, wie war die Programierung für diesen Flug gemacht ? Für eine so komplizierte Programmierung kann ich OpenTx vorschlagen. Mit diesem System können Sie alles machen.

Noch ein mal Ouaw!

(Entschuldigung für mein Deutsch, ich lerne ...)



Kenavo !
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Mad Doc
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Inscrit le: 08 Juil 2014
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Localisation: Wuppertal, Deutschland
Âge: 43 Scorpion

MessagePosté le: 09/11/2017 09:13    Sujet du message: Répondre en citant

Danke, Das hat geholfen!
Grüße,
Christian
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ThomasF
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Inscrit le: 16 Jan 2010
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Âge: 61 Taureau

MessagePosté le: 12/11/2017 10:39    Sujet du message: Répondre en citant

Hallo Maxime,

Dein Deutsch ist sehr gut, mein Kompliment!

Für die Programmierung der Flächenbewegung habe von Graupner die Magic Box benutzt.
http://www.rclineforum.de/forum/board107-rcline-b%C3%B6rse/board108-ve.....pner-magic-box/

Dies wird nicht mehr hergestellt.

Als Ersatz habe ich zum Beispiel bei der EW 2 von SM-Modellbau das V-Kabel 2 benutzt.
( https://www.youtube.com/watch?v=yrfQLx7yl10 )

Ohne Probleme kann man mit einem Kanal bis zu 5 Servos ansteuern.

https://www.sm-modellbau.de/V-Kabel-2


Gruß
Thomas
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Uli
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Inscrit le: 12 Déc 2007
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Localisation: Frankfurt/Main
Âge: 76 Vierge

MessagePosté le: 12/11/2017 14:21    Sujet du message: Répondre en citant

Hallo Thomas,
natürlich erinnere ich mich gut an dein Modell an der Waku. Und an die Probleme, die es gemacht hat. Toll, dass du nicht locker gelassen hast (wie die erste Kontstuktion es leider tat) und die Sache noch einmal neu aufgebaut hast. Und dass es ein Erfolg geworden ist.
Glückwunsch!
Uli
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ThomasF
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Âge: 61 Taureau

MessagePosté le: 23/12/2018 08:38    Sujet du message: Répondre en citant

Beim suchen im Netz bin ich auf einen Artikel zur Darmstadt D 30 „Cirrus“ gestoßen.
Hier wird erklärt warum der verstellbare Flügel gebaut wurde. Es ging um die Erforschung des Einflusses auf die Geschwindigkeit beim Kreiswechsel. Also von 45° rechtsrum auf 45° linksrum.
Aber bitte selber lesen.

Artikel aus Deutsche Luftwacht Ausgabe Luftwissen Bd. 11 Nr. 8 Berlin August 1944 Seite 222 bis 226






Abb. 1. Segelflugzeug D 30 „Cirrus“ im Fluge mit V= —- 4,4°

Ergebnisse der Leistungsmessung und Flugeigenschaftsprüfung des Segelflugzeuges D 30 „Cirrus“

Von Dipl.-Ing. HANS ZACHER


Das Leistungsegelflugzeug D 30 „Cirrus“ (vgl. Luftwissen Ed. 6 [1939], S. 87) wurde von der Flugtechnischen Flachgruppe (Akaflieg) an der Technischen Hochschule Darmstadt im Jahre 1933 entworfen, daraufhin unter gleichzeitiger Durchführung vieler grundlegender Versuche hinsichtlich der für die Gruppe neue Metallbauweise konstruiert und in den Jahren 1936 bis 1938 in der FFG Werkstatt gebaut. Dan Ziel, Bestleistungen ohne Rücksicht auf Kosten und Arbeitsaufwand zu erreichen, war sehr weitgesteckt. Schon kurz nach der Fertigstellung des Flugzeugs, am 7. Juli 1938, konnte Bernhard Flinsch mit ihm einen Weltrekord aufstellen (Zielflug mit Rückkehr zum Start zwischen Bremen und Lübeck mit einer Flugstrecke von 305 km) und später im August 1939 in Wien die Studenten - Weltmeisterschaften im Segelfliegen erringen.
Im Folgenden soll der Aufbau der D 30 kurz beschrieben, ihre Dalen mitgeteilt und über einige wichtige Ergebnisse der Mess - und Prüfflüge berichtet werden.

Beschreibung der D 30

Das Tragwerk der D 30 besteht aus einem freitragenden, 20 m spannenden Trapezflügel von sehr hohem Seitenverhältnis, der in ein 10 m langes Mittelstück und je 5m lange, im Fluge V-förmig verstellbare Flügelspitzen unterteilt ist. An den dreistegigen Duralkastenholm, Iler Biegung und Drehung aufnimmt und dessen Curie ein Stick der Flügelhaut durstellen, sind vorn und hinten zur Vervollständigung des Profils Sperrholzkästen mit Formrippen angenietet; hinten schließen sich dann noch am Mittelstück die Wölbungsungsklappen, am Außenflügel die mit einstellbar Differentialsteuerung versehenen Querruder an. Die Querruder sind außerdem als Landehilfe gleichsinnig verstellbar. Bremsklappen befinden sich nur auf der Oberseile des Flügels. Der Antrieb der Querruder- und Landeklappen geschieht Stoßstangen und Zahntriebe, während die V-Verstellung der Außenflügel durch Seile, Spindeln und Führungsklötzchen und die Bremsklappenbetätigung durch Seile allein erfolgt.
Der Rumpf besteht aus einem Sperrholzboot mit sehr kleinem Querschnitt und einem Leitwerksträger, der als dünne, quer- und längsversteifte Elektronröhre ausgebildet ist. Das Boot besitzt einen abwerfbaren Führerraumdeckel mit Plexiglashaube und eine schmale gerade Kufe, an der zwei abwerfbaren Fahrwerke befestigt Warden können.
Das freitragende Leitwerk mit sperrholzbeplankten Flossen und stoffbespannten Rudern ist halbgedämpft ausgeführt (d. h. die Flossen schlagen mit den Rudern im gleichen Sinne, aber um einen kleineren Winkel ans). Der Antrieb erfolgt durch Seile. — Das nach den ersten Flügen vergrößerte Seitenruder in später während der Flugeigenschaftsprüfung wieder gegen das ursprüngliche ausgetauscht worden. Gleichzeitig wurde die Höhenflosse festgelegt.






Abb. 2. D 30, Cirrus“, Übersichtzeichnung

Daten
Gesamtabmessungen
Spannweite b - 20,10 m
Gesamtlänge l - 6,87 m
größte Höhe h - 1,75 m
Tragwerk
Fläche F - 12,00 m²
Streckung A - 33,6
Umriss - Trapez
V-Form - Außenflügel von +8,5° bis -4° im Flug verstellbar
Pfeilform - 0°
Innentiefe - 0,96 m
Außentiefe - 0,24 m
Zuspitzung - 4
Schränkung - dreieckig
Einstellwinkel - +2,5° (Wurzelprofil gegen Rumpfachse)
n x f im A-Fall - 8
Rumpf
Hauptspantfläche F-Ru - 0,36 m²
Rumpfbreite B - 0,57 m
Rumpfhöhe H - 0,7 m
Bespülte Oberfläche (Boot + Röhre) O-Ru - 6,00 m
profilierte Bootsseitenfläche F-Boot - 1,90 m²
Gewicht
Rüstgewicht G Ru - 203 kg
Entwurfsfluggewicht G F - 265 kg
wirkl. Fluggewicht G F - 288 kg
Vermessungsfluggewicht G F - 306 kg

Schwerpunktlage, TrägheitsradienSchwerpunktlage bei der Vermessung X s - 31,2% l B
Zulässiger Schwerpunktlagenbereich X s - 29,2 + 34,7% l B
Trägheitsradien (nach Rechnung) i x - 3,10 m
i y - 0,95 m
i z - 3,21 m
(nach Versuch) i z - 3,26 m

Leistungsmessung

Das Flugzeug wurde in dem Zustand vermessen, in dem es sich meist nach einigen Wettbewerbstagen befindet. Es war weder hochglanzpoliert noch an Spanten und Übergängen verklebt oder verkittet. Nur die Einzelwiederstände des zusätzlich angebrachten Düsenmastes und der Schlauchleitungen wurden rechnerisch ermittelt und bei der Auswertung berücksichtigt. Ihr Interferenzwiderstand konnte jedoch nicht erfasst werden und blieb daher unberücksichtigt.
Außerdem wurden die mit dem Messfluggewicht von G = 306 kg gewonnenen Werte auf ein Wettbewerbsfluggewicht von G-=288 kg umgerechnet.
Bei einem Flugzeug mit einer Mindestfluggeschwindigkeit von nur rund 1/2 m/s, wie die sie D 30 aufweist, wirken sich die geringsten atmosphärischen Störungen im Ergebnis als verhältnismäßig starke Streuung aus. Es war daher notwendig nicht nur bei stabiler Luftschichtung und bei einer hohen geschlossenen Wolkendecke zu messen, sondern auch bei nur sehr schwachen Horizontalwinden, da schon Gebiete geringe und mittlerer Höhe, wie z. B. der Odenwald, bis
in die Messhöhe hinauf stören (so ergibt beispielsweise eine Stromlinienneigung nur 2° bei einer Windgeschwindigkeit von 3 m/s schon eine Vertikalgeschwindigkeitskomponente von 10 cm/s und damit im ungünstigsten Falle einen Fehler von 20%).





Abb. 3. Boot mit Übergang in Flügel





Abb. 4. Geschwindigkeitspolaren, bezogen auf G F= 288 kg (im Entwurf gerechnet und erflogen bei V=0° und nK= 0°)

Bei der Betrachtung der Geschwindigkeitspolaren (Abb. 4) kann eine recht gute Übereinstimmung zwischen Entwurf und Flugmessungen festgestellt werden. Im Bereich kleiner Geschwindigkeiten schneidet die Flugpolare etwas schlechter ab, da durch die Taumelbewegungen und die diese entgegenwirkenden Ruderausschläge einmal der widerstand vergrößert und zum anderen das saubere Erfliegen der Ca -Spitze nicht immer möglich ist.

Die wichtigsten Leitungsdaten in der Zahlentafel 1 zusammengefasst.






Flugeigenschaftsprüfung

In der folgenden Darstellung sind neben den Ergebnissen, die der Verfasser bei der Durchführung der Flüge für das vollständige Programm erzielte, auch die Aussagen von weiteren 15 Flugzeugführern enthalten. So ergibt sich ein umfassendes, einigermaßen objektives Bild über die Eigenschaften. Das übereistimmende zusammengefasste Urteil aller Flugzeugführer lautet, dass das Flugzeug einfach und angenehm zu fliegen und sein Verhalten in allen Flugzuständen harmlos sei. Die Anführung dieser Bemerkung scheint deshalb wichtig, weil nach der Mitteilung der folgenden bewusst sehr scharfen Einzelbeurteilungen der Eindruck des Gegenteils entstehen könnte.
Im Schleppflug wird zunächst die große Biegeweichheit des Flügels fühlbar, auf die bei Besprechend der Schwingungserscheinungen noch zurückzukommen sein wird. Des Weiteren fällt eine gewisse Schiebefreudigkeit bei Luftunruhe auf. Sie erfordert eine ständige Betätigung des Seiten- und Querruders. Bei Normalstellung des Flügels und der Klappen reicht die Steuerwirkung gut aus; die Kräfte des Seitensteuers sind angemessen, die des Querruders etwas zu groß, die des Höhenruders zu gering. Sehr leicht und angenehm wird der Schlepp, wenn die Innenklappen mit nK =5-10° angestellt werden. Sie bewirkt neben einer weiteren Verbesserung der sehr gute Sicht auf das Seil und das Schleppflugzeug durch die Änderung der Flugzeuglängsneigung auch noch eine Verkleinerung der schädlicheren Querrudergiermomente, sowie eine geringer Anwachsen des Gesamtwiederstandes, der ein leichteren Straffhalten des Seiles ermöglicht. Mit positiven oder negativen V-Stellungen zu schleppen, erwies sich als nicht ratsam, da die Quersteuerung zum Ausgleich der dabei auftretenden Schiebrollmomente die Aufmerksamkeit zu sehr beansprucht.
Die Landung gestaltet sich trotz der geringen Bodenfreiheit der Flügelspitzenrecht einfach die Möglichkeit den Gleitwinkel in weiten Grenzen ohne Zuhilfenahme des manchmal gefährlichen Seitenruders (siehe unten) zu steuern, zumal auch der Langsamflug mit vollen Landehilfen die Wirksamkeit aller Ruder erhalten bleibt.
Das Überziehverhalten des Flugzeugs wird wesentlich bestimmt durch den Schränkungsverlauf des Flügels. Danach liegt der größte geometrische Anstellwinkel in der Mitte der Halbspannweite. Die Wahl einer derartigen dreieckigen E-ges – Verteilung entspricht der Forderung nach bester Leistung die Auftriebsverteilung des stark zugespitzten Trapezflügels (Li/La=4) wird dadurch elliptischen, die den geringsten induzierten Widerstand besitzt, stark angenähert. Nachteilig wirkt sich diese Schränkung auf das Überziehverhalten aus, denn der Abkippvorgang (wie das Abkippen überhaupt), hängt im hohen Maße davon ab, ob der „Abreißherd“ d. h. der Beginn des Abreißens, in der Nähe der Halbspannweite liegt. Das dürfte wegen frühzeitigen Erreichens des a-ca_max hier der Fall sein. Allerdings ist ein solcher Nachteil Leistungsflugzeugen, die von erfahrenen Piloten geflogen werden, nicht sehr schwerwiegend, zumal ja auch das Kippen bei der D 30 sehr weich und meist über den voreilenden Flügel vor sich geht. Hier sei gleich erwähnt, dass nach Ansicht des Verfassers das Kippen über den voreilenden Flügel harmloser ist als dasjenige über den nacheilenden, da das Flugzeug nach dem sofortigen Mitgehen mit allen Steuern schnell wieder beherrschbar und der Höhenverlust gering ist. Nicht ganz so harmlos, aber immerhin noch ungefährlich ist diese Kippneigung in der Steilen Kurve, wie unten gezeigt wird.
Beim langsamen Ziehen des Knüppels, entsprechend etwa der Schaltgeschwindigkeit bei einer Landung, zeigt sich im ungeschobenen Geradeausflug meist das folgende Verhalten (Einzelheiten gehen aus der Zahlentafel 2 hervor), kurz vor Erreichen der Mindestgeschwindigkeit beginnt, besonders bei ausgefahrenen Landeklappen, das Rumpfende schüttelt, das Seitenleitwerk bekommt um die Nulllage aerodynamischen „Totgang“, sodann nimmt die Wirkung des Querruders ab („Weichwerden“), wobei gleichzeitig seine schädlichen Giermomente größer werden. Die Folge davon ist das zusätzlich langsam einsetzende Taumeln, das durch eine in geeigneter Weise phasenverschobene Quer- und Seitensteuererbetätigung (schädliche Giermomente!) grade noch unterdrückt werden kann. Durch weiteres Ziehen erreicht man bald ein weiches, aber durch volle Ruderausschläge nur in wenigen Fällen aufhaltbares Abkippen vorzugsweise über den linken Flügel (Bauasymmetrie?) oder auch gelegentlich nach vorn. Jenes kann durch Nachgehen mit allen Rudern rasch beendet werden, dieses hat, wenn man die Knüppelstellung weiterhin beibehält, eine zunächst angefachte, aber bald indifferente Längsschwingung zur Folge, die sofort mit dem Nachlassen des Knüppels verschwindet. Bei einer größeren Höhensteuerschaltgeschwindigkeit geht die D 30 ganz selten sofort über den Flügel, meist geht sie zunächst entweder auf den Kopf oder in den Sackflug, um dann anschließend über den Flügel zu kippen.
Auf die Frage nach der Änderung der Querruderwirksamkeit mit der V-Stellung können die D 30-Ergebnisse eine Teilantwort geben. Es sei vorweg bemerkt, dass man vielfach durch die beim Schieben -- besonders im Schlepp- und Thermikkurvenflug und Seitenrutschen – auftretenden größeren Schieberollmomente, die zum Ausgleich natürlich auch größere Querruderausschläge verlangen, verleitet wird, von einer Verringerung der Querruderwirksamkeit mit der V-Stellung zu sprechen. Das gilt in gleiche Weise für die zu weit getriebene positive als auch negative V-Stellung, die daher bei längeren Flügen wegen der notwendigen Querruderarbeit den Piloten ermüden. Tatsächlich ist die reine Querruderwirksamkeit unabhängig von der V-Form, stationärer Gradeausflug (Beta=0) als Anfangszustand vorausgesetzt. Hierfür gibt die Zahlentafel 2 Zahlen als Beleg. Wenn jedoch die schädlichen Giermomente so groß sind, dass sie zu nicht mehr vernachlässigbarem Schieben führen, dann wird der gesamte Bewegungsverlauf durch die nicht mehr leicht erfassbaren Nebenmomente gestört.





Zur Prüfung der Querruderwirkung wurde im Gradeausflug bei festgehaltenem Seitensteuer das Quersteuer mit einer Schaltzeit von etwa 0,25 Sekunden voll ausgeschlagen und in dieser Stellung gehalten. Dabei wurde die Rollzeit t bis zum Erreichen des Hängewinkels φ= 30° als Maß für das Rollmoment (Hauptmoment, reine Querruderwirksamkeit) und gleichzeitig das Wegdrehen vom Kurs (dψ°) als Maß für das schädliche Giermoment (Nebenmoment) ermittelt. Auf Zahlentafel 2 sind nun die gewonnenen Ergebnisse zusammengestellt, sie zeigen keinen Einfluss der V-Stellung auf die Rollzeit und nur einen sehr geringen auf die Kursabweichung, durch Landeklappenausschlag ηk werden beide Daten verbessert und durch verschiedene Ausgangsgeschwindigkeiten Va im erwarteten Sinn geändert.
Darüber hinaus wurde noch die Zeit des Kurvenwechsels zwischen φ =+45° und -45° mit geringer Betätigung aller Ruder bestimmt, sie hängt außer von den Seitenruderwende- und Querruderrollmomenten auch von den schädlichen Querrudergier- und Schieberollmomenten ab. Diese Kurvenwechselzeit kann als Maß für die Steuerbarkeit das Segelflugzeuges schlecht hin betrachtet werden. Es erhebt sich nun die Frage, ob es für zweckmäßig erachtet wird, den Kurvenwechsel möglichst:
Schnell - d.h. in kürzester Zeit,
eng - d.h. mit kleinstem Kurvenradius oder
einwandfrei - d.h. mit geringstem Höhenverlust
zu vollziehen. Aus Gründen der Vergleichsmöglichkeit verschiedener Muster scheint es angebracht, die Zeit des einwandfrei geflogenen Kurvenwechsel als Bezugsmaß festzulegen, obwohl bei vielen Segelflugzeugen dann zur Vermeidung des Schiebens entweder das Seiten- oder das Querruder nicht voll ausgeschlagen ̴werden darf, Die Kurvenwechselzeit wird dadurch größer als bei engen oder schnellen Wechseln, die unter sich nahezu gleich seihen dürften, wenn sie gleicher mittlerer Geschwindigkeit durchgeführt werden.
Zur Einleitung des schnellen Kurvenwechsels werden bei der D 30 das Seiten- und das Querruder dem Kurvensinn entgegen voll ausgeschlagen und das Höhensteuer zeitweise gedrückt. Vom Augenblick der Ruderlegung an „zieht das Flugzeug nach“, d.h. es dreht noch weiter φ =10° +15° im Kurvensinne um die erdfeste Lotachse, wendet und erreicht bei φ =0° seine neue Fluglage mit φ =45°.Wärend dieses etwa 5 Sekunden dauernden Vorgang befindet sich die Wendezeigerkugel gelegentlich außerhalb der Mitte. Als Folge dieser geringen Asymmetrie erkennt man eine nach „Linkefreudigkeit“, die den Kurvenwechsel von recht nach links leichter und kürzer als umgekehrt macht. Die Querruderkräfte sind dabei etwas zu groß, die des Seitenruders, insbesondere mit dem kleineren Ruder, angenehm klein. Eine Änderung der Wechselzeit bei Verwendung des kleinen Seitenruders war kaum wahrnehmbar. Das kann damit erklärt werden, dass das Wendemoment bei vollem Ruderausschlag in beiden Fällen gleichbleibt (die Verbesserung des Seiteverhältnisses vergrößert d cas /d β derart, dass dadurch nicht nur verkleinerte Leitwerksfläche, sondern auch die Verkleinerung von d β/ d ξ als Folge des Rudertiefenverhältnis wieder aufgewogen wird²)
Das heißt also: d cas /d β x d β/ d ξ x Fs ~ Konst.
Zudem wird wegen der geringeren Seildehnung ein größerer Ruderausschlag erzielt.
Über einen Versuch, die Kurvenwechselzeit herabzudrücken, soll hier noch berichtet werden: Durch Ausfahren der Bremsklappen nur am linken Flügel wurden ein Roll- und ein Wendemomenterzeugt, die durch einen Quersteuerausschlag von etwa 5% Seitensteuerausschlag von etwa 30% ausgeglichen werden konnte. Danach wäre eine Verringerung der Kurvenwechselzeit von rechts nach links zu erwarten gewesen, sie war jedoch bei der praktischen Durchführung nicht feststellbar, weil der Vorgang offenbar wesentlich durch Roll- und nicht durch Giermomente bestimmt wird.
Im der nun folgenden Zahlentafel 3 sind die Daten zusammengestellt, die sich als Mittelwert aus mehreren Untersuchungen des normalen Kurvenwechsel ergaben.
Auch bezüglich des normalen stationären Kurvenfluges muss man sich zwei Fragen vorlegen, ob man stielrein, d.h. mit Wendezeigerkugel in der Mitte, oder „wirtschaftlich“, d.h. mit der Kugel innen, Rumpf angestellt, fliegen will. Grundsätzlich soll stilechter Kurvenflug möglich und nicht verbunden mit ungewöhnlichen Steuerstellungen möglich sein. In der stielechten 45°-Kurve ist das Höhensteuer leicht gezogen, das Seitensteuer fast ohne Ausschlag und das Quersteuer etwa ein Viertel des Weges gegen den Kurvensinn ausgeschlagen. Da die Schiebeseitenkraft des Rumpfes nur gering ist und ihr Anstieg mit b sehr flach zu sein scheint (bedingt durch frühzeitiges Abreißen der Strömung in der Nähe der Bootsschneide was auch durch Wollfädenbeobachtungen im Fluge festgestellt werden konnte), liegt die wirtschaftliche Kurve sehr nahe bei der stielreinen.





Besonderen Wert muss auf die saubere Zusammenarbeit zwischen Seiten- und Querruder gelegt werden, denn bei dem geringe Schiebeseitenkraftanstieg wirkt sich ein kleiner Fehler in der Schräglage oder ein plötzliche Seitenruderausschlag (infolge der Seitenruderquerkraft) sofort als Schiebewinkelvergrößerung aus.
Zur Kennzeichnung der Größe des Kurvenhalbmesserseien hier noch folgende Daten angegeben: Bei v= 95km/h mit ηK ~ 8° und φ~ 45° wird R = 48m.
Der Seitenrutsch ist trotz der erreichten verhältnismäßig kleinen Hängewinkel recht wirksam, weil bei geringen Schieben an der hinteren Bootsschneide und an der Kufe Ablösungen der Strömung erfolgen, die zu ausnutzbaren, aber zunächst nicht erwarteten Sinkgeschwindigkeitsvergrößerungen führen. Ohne Klappen ergibt sich beispielsweise mit φ~ 10° und β~20°, die durch voll ausgeschlagenes Seitenruder erreicht werden, ein Zuwachs ΔWs ~ 1,0m/s .Auf die Vermeidung des langsamen Seitenrutsches mit hochgestellten Flügelenden in Bodennähe soll hier wegen der (weiter oben geschildert) Kippgefahr hingewiesen werden.
Die statische Längsstabilität dM/da kann im Fluge nicht unmittelbar gemessen werden. Sie wird daher Eigenschaftsprüfungen meist ersetzt durch Ermittlung der in der Praxis wissenswerteren Handkraft- und Handwegänderung mit der Geschwindigkeit, also dP/dv und ds/dv , (Man nannte diese Werte früher ,,Stabilität der Steuerkraft bzw. dem Steuerwege nach“ und glaubte, in ihnen einmal für die „reine Stabilität“ des Flugzeuges vor sich zu haben. In Wirklichkeit haben wir es hier nicht mit dieser, sondern u. a. mit den Eigenschaften des Leitwerks -— infolge Schränkung, Rudertiefenverhältnis, aerodynamischen und Gewichtsausgleichs und dergleichen ——, der Steuerungkinematik und mit der Reihung zu tun.) —— Der Handkraftverlauf über der Geschwindigkeit ließ sich wegen der Steuerreibung und der sehr kleinen Luftkräfte nur bei dem Leitwerk mit fester Flosse ermitteln: er steigt im richtigen Sinne schwach an; der Handweg steigt in gleicher Weise 1nit der Geschwindigkeit, wobei zu bemerken ist, dass er durch Festlegen der Flosse gerade die richtige Größe bekommen hat.
Die dynamische Längsstabilität — und zwar, wegen der Reibung, diejenige mit festem gleich losem Ruder— ist im Bereich von V=70 + 120 km/h schwach vorhanden, d. h. Längsschwingungen klingen nur sehr langsam ab. Die mit der Verbesserung der aerodynamischen Formgebung abnehmende Di-impfung tritt auch hier in Erscheinung; sie kann durch Ausfahren der Lande- und Bremsklappen, die einen Widerstandszuwachs und damit eine Verschlechterung der aerodynamischen Güte (s. Abb. 5) mit sich bringen, beträchtlich vergrößert werden. Die Tafel 4 zeigt die Einflüsse der Klappenausschläge auf die Schwingungsdauer Ts und die Halbwertzeit tH 3); außerdem sind die zu-
gehörigen cw-Werte aufgeführt.





Die Richtungsstabilität wurde auf folgende Weise geprüft: Der Geradeausflug wurde durch einen ½ s dauernden vollen Seitenruderausschlag gestützt. Darauf folgte — bei festem Knüppel und losgelassenem Seitensteuer — immer eine stark gedämpfte Gierschwingung von TS ~ 5s und tH ~ 2s. Nach deren Abklingen blieb ein zwar geringes, aber am offenen Kabinenfenster doch deutlich wahrnehmbares Schieben bestehen, das nach einiger Zeit in einen Kurvenflug oder in den Spiralsturz überleitete. Das deutet auf gute statische und dynamische Richtungsstabilität bei großer und statischer Indifferenz bei kleinen Schiebewinkeln hin. Im Hinblick auf den merklichen Sinkgeschwindigkeitszuwachs infolge bereits geringen Schiebens ist daher eine ständig ausgleichende, feinfühlige Seitenruderbetätigung erforderlich. — Das kleinere Seitenruder brachte keine feststellbare Änderung der Richtungsstabilität (siehe das oben
über d cas/ dβ Gesagte!).
3) Zeit bis zum Abklingen der Schwingung auf die halbe Ausgangsamplitude.





Abb. 5. Gleitzahl als Funktion der Horizontalgeschwindigkeit




Wenn man, wie es neueren Prüfvorschriften entspricht, im geraden Schiebeflug das Seitensteuer freigibt und die Geschwindigkeit konstant zu halten versucht, dann dreht die D 30 zunächst etwa 15° um die Hochachse, rollt ziemlich schnell und geht anschließend auf den Kopf. Die geringe Zahl der dieserart durchgeführten Prüfungen ergab zu wenig Werte, so dass sie hier unerörtert bleiben sollen.
Über die Wirksamkeit der Lande- und Bremsklappen sollen noch einige Einzelheiten nachgetragen werden. Bei Betätigung der Landeklappen mit festgehaltenem Knüppel ändert sich die Lastigkeit: die Längsneigung des Flugzeuges wird zwar vergrößert, doch wird die Geschwindigkeit verringern. Beim Ausfahren der Bremsklappen setzt ihre Wirkung sehr weich ein, die Längsneigung bleibt erhalten, während die Geschwindigkeit sinkt.
Schließlich sollen noch einige Beobachtungen zu den Schwingungserscheinungen angeführt werden. Die Biegeweichheit des Flügels in Tangential- und Normalebene mit den dazugehörigen niedrigen Schwingungszahlen sowie die ähnlichen Eigenschaften des Leitwerksträgers führten schon vor den ersten Flügen zu der Vermutung, dass im Bereich normaler Fluggeschwindigkeiten gefährliche oder zum mindesten unangenehme Schwingungen mit größer Amplitude auftreten könnten. Während vieler Wettbewerbe und Überlandflüge sowie bei einigen Wolkenflügen war nie ein gefährliches Aufschaukeln wahrzunehmen, vielmehr konnte die Biegeweichheit, mit der der Flügel ,.Böen nimmt“, nahezu als angenehm empfunden werden. wenn man sich dessen bewusst wurde, dass die große Drehsteifigkeit die Möglichkeit der aerodynamischen Anfachung ausschaltete. Hingegen lassen sich Tangentialschwingungen willkürlich durch periodisches Bewegen des Höhensteuers mit etwa 3Hz erregen, außerdem können kurze Seilstöße, der Luftschraubenstrahl und gelegentlich auch Böen die— allerdings schnell abklingende — Schwingung vorübergehend hervorrufen. Da dem ersten Fall kaum praktische Bedeutung beigemessen werden dürfte und den anderen Fall nur zu geringen Beanspruchungen führen, so wird man die Erscheinung nicht als Fehler buchen. — Unangenehmer und schwerer zu beurteilen sind jedoch die Schwingungen des Leitwerksträgers, die in einer nicht genau angegebenen
Ebene auftreten, aber in der Steuerung nicht fühlbar werden. Während des Starts, beim Schlepp im Nachlauf des Schleppflugzeuges und in der Böigkeit ferner im freien Flug bei v>15O km/h waren solche Schwingungen bemerkbar. Auch im Langsamflug mit ausgefahrenen Landeklappen traten sie schwach auf, bei betätigten Bremsklappen blieb jedoch alles ruhig. Durch periodisches Bewegen des Seitensteuers mit einer Frequenz von 4-5 Hz ließen sich besonders heftige Schwingungen in der waagerechten Ebene erzeugen. — In diesem Zusammenhang sind einige Zahlen von Interesse, die durch Bruchversuch eines Holmstückes bzw. durch Schwingungsmessung im Stand ermittelt wurden:
Flügel:
Bruchdurchbiegung an der Flügelspitze

(n x j =acht) f = 3 ,00m
Normalbiegeschwingung n1 = 88/min
1. Oberschwingung n2 = 194/min
2. Oberschwingung n3 = 280/min
Tangentialbiegeschwingung n =163/min
Röhre:
Schwingung in waagerechter Ebene n = 260/min

Wenn man berücksichtigt, dass die Flugeigenschaften bei Erstaufführungen meist nicht ganz befriedigen, so kann man feststellen, dass sie bei der D 30 ,,Cirrus“ im Ganzen gesehen doch überraschend gut sind und die Handhabung des leitungsmäßig sehr hoch gezüchteten Flugzeuges recht leicht machen. Die vielen kleinen Verbesserungen, insbesondere auch diejenigen hinsichtlich Transportier- und Rüstbarkeit, die es erst dann zu einem vollwertigen Wettbewerbsgerät machen würden, müssen leider vorerst zurückgestellt werden, da selbstverständlich im Augenblick dringendere Aufgaben vorliegen.

Zusammenfassung

Das Segelflugzeug D30 ,,Cirrus“ wurde beschrieben; eine Zusammenstellung seiner wichtigsten Daten angeführt. Die Leistungsmessung ergab bessere als die im Entwurf gerechneten Werte: mit einer Gleitzahl von ε = 1 : 37,6 und besten Sinkgeschwindigkeit von Ws =0,55 m/s dürfte die D 30,,Cirrus“ auch heute noch an der Spitze der Leistungsegelflugzeuge stehen. Der Auszug aus den Prüfergebnissen der Flugeigenschaften zeigte, dass das Flugzeug harmlos ist und von jedem geübten Flugzeugführer leicht geflogen werden kann. Auch Kunstflug ist in gewissen Grenzen durchzuführen.
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VincentB
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MessagePosté le: 02/01/2019 19:45    Sujet du message: Répondre en citant

Thomas m'a fait parvenir ce document "Die deutschen Leistungssegelflugzeuge" pour le mettre à disposition du forum, vous pouvez le télécharger ci-dessous


Die_deutschen_Leistungssegelflugzeuge_1939.pdf
 Description:
Die deutschen Leistungssegelflugzeuge

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 Nom du fichier:  Die_deutschen_Leistungssegelflugzeuge_1939.pdf
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