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Diese Arbeit beschäftigt sich mit dem Problem, wie durch Zusatzügelchen, die am Außentank an den Tragächenspitzen eines Flugzeugs angebracht werden, der Nachlaufwirbel so beeinusst werden kann, dass sich ein positiver Eekt auf den Gesamtwiderstand ergibt. Dies soll anhand des konkreten Beispiels einer Piper Cheyenne mittels theoretischer Betrachtungen und insbesondere durch numerische Strömungssimulationen gezeigt werden. Um den Rechenaufwand bei den CFD-Simulationen in Grenzen zu halten, wird das Flugzeug vereinfacht als Nurügler modelliert. Da für das untersuchte Flugzeug keine CAD-Daten verfügbar waren, musste das Modell mithilfe von Zeichnungen und Messungen am realen Flugzeug konstruiert werden. Die Prole des Flügels und dessen Verwindung sind durch Angaben in der Literatur bekannt. Um jedoch das Prol des Außentanks bzw. den Übergang vom Tank auf den Tragügel so realistisch wie möglich abbilden zu können, wurde ein Prol-Laserscanner gebaut. Dieser ermöglicht es, eine Kontur durch eine Menge gemessener Punkte abzubilden, woraus im CAD-System das Objekt gut rekonstruiert werden kann. Zur Untersuchung werden die drei Flugsituationen Steigug, Reiseug und Landeanug gewählt. Diese Flugzustände unterscheiden sich sowohl in der Fluggeschwindigkeit als auch der Höhe, der Neigung der Flugbahn und der Motorleistung. Die Daten der unterschiedlichen Flugzustände dienen als Randbedingungen bzw. Parameter für die CFD-Berechnungen. Da sich dieses Flugzeug im Reiseug mit einer Machzahl von bis zu 0,4 bewegt, kann die Kompressibilität der Luft nicht mehr vernachlässigt werden. Es werden daher stationäre CFD-Simulationen, in welchen die Luft als ideales Gas modelliert wird, durchgeführt. Zur Berücksichtigung der Turbulenz wird ein RANS-Modell verwendet. Zusätzlich wird ein Transitionsmodell zur Berücksichtigung des laminar-turbulenten Übergangs der Grenzschicht genutzt. Für jeden der zu simulierenden Flugzustände muss der richtige Anstellwinkel gefunden werden, um den vorgegebenen Auftrieb zu erreichen. Da in den CFD-Simulationen aber nur der Anstellwinkel deniert werden kann, werden zunächst mehrere Rechnungen mit unterschiedlichen Anstellwinkeln durchgeführt, um aus den Ergebnissen mittels Interpolation jenen Winkel zu ermitteln, bei dem sich der vorgegebene Auftrieb ergibt. Für diesen Winkel wird eine abschließende Simulation durchgeführt. Aus den CFD-Simulationsdaten werden die Kräfte auf die einzelnen Komponenten des Flügels, die Auftriebs- und Widerstandsverteilung über der Spannweite, die Zirkulation hinter dem Flügel, der induzierte Widerstand, etc. ermittelt. Dazu werden z.B. Skripts für die Tretz-Ebenen-Analyse erstellt. Beim Vergleich der originalen Geometrie, bei welcher am Außentank kleine deltaförmige Flügelchen angebracht sind, mit jener ohne Flügelchen, zeigt sich, dass bereits diese Flügelchen zu einer Widerstandsreduktion führen. Dies wird vor allem dadurch erreicht, dass die bei den Flügelchen den Wirbel, der sich sonst um dem Außentank zusammenzieht, im Inneren in zwei kleinere Teile aufteilen, wodurch der eektive Wirbelkernradius vergrößert wird. Dadurch wird die Ausbildung einer ausgeprägten Saugspitze am Ende des Außentanks verhindert. Um optimale Flügelchen zu entwerfen, wird ein Verfahren, welches in der Dissertation „Über die optimale Gestaltung von widerstandmindernden Zusatzelementen eines Tragügels“ von Mehrle, A.H. (2006) beschrieben ist, verwendet. Dazu wird der Geschwindigkeitsverlauf des Wirbels im Fall ohne Flügelchen ermittelt und als Ausgangsbasis für die Berechnung der Kontur der neuen Flügelchen verwendet. Diese Flügelchen sollen den Wirbel nicht nur teilen, sondern die Zirkulation um den Außentank nutzen, um daraus Vortrieb zu generieren. Es stellt sich heraus, dass die in der Theorie vorausgesetzte Rotationssymmetrie im Geschwindigkeitsfeld am realen Modell nicht sehr gut gegeben ist. Dadurch beeinussen sowohl der Ort, an welchem die Geschwindigkeitsdaten ausgewertet werden, als auch die Positionen, an denen die Flügelchen montiert werden, die Wirksamkeit der Flügelchen. Es kann eine Version mit drei Flügelchen entworfen werden, welche nach Umrechnung der Ergebnisse auf das gesamte Flugzeug im Reiseug eine Widerstandsreduktion von 1.2% und im Steigug von 1.1% im Vergleich zur Variante ohne Flügelchen erreicht. Die originalen Flügelchen erzielen mit einer sehr einfachen Bauweise eine Widerstandsreduktion gegenüber der Variante ohne Flügelchen von 0.5% im Reiseug und von 0.4% im Steigug. Damit ergibt sich mit den neuen Flügelchen eine Widerstandsreduktion im Vergleich zur Originalgeometrie von 0.8% im Reiseug und von 0.7% im Steigug. eingereicht von Tobias Kronlachner Universität Linz, Masterarbeit, 2019 (VLID)4654492

Kenntnisse über Parametereigenschaften und Charakteristiken von Flugzeugkomponenten sind eine wesentliche Grundlage für Methoden des Flugzeugentwurfs. Daher ist Ziel dieser Arbeit, statistische Merkmale und Kenngrößen einer für den Flugzeugbau und Entwurf relevanten Auswahl an Komponenten zu erschließen. Dabei wurden zunächst superkritische Tragflügelprofile hinsichtlich ihrer geometrischen Eigenschaften (relative Profildicke, Wölbung, Dickenrücklage, Wölbungsrücklage und der sogenannte "Leading Edge Sharpness Parameter") untersucht. Diese Eigenschaften wurden mit der Software XFLR5 aus einer Auswahl an superkritischen Profilgeometrien erhoben und mit grafischen und beschreibenden Statistikmethoden ausgewertet. Die Profile wiesen relative Wölbungen von 0 % bis 3,4 % auf, die Mehrzahl entfiel auf Wölbungen von 1 % bis 2 %. Die Wölbungsrücklagen zeigten die für superkritische Profile typische Lage im hinteren Profilbereich zwischen 70 % und 90 % der Profiltiefe. Die Dickenrücklagen verteilten sich um einen Mittelwert von 37 % der Profiltiefe. Eine Betrachtung von Flugzeugreifendimensionen sollte das Verhältnis von Reifenbreite zum Durchmesser w/d charakterisieren. Es wurde ein annähernd lineares Verhalten festgestellt. Die Werte des Parameters w/d umfassten einen Bereich von 0,3 bis 0,4. Durch Regressionsanalysen konnten auch die Abhängigkeiten des Parameters w/d von nur einer bekannten Reifendimension (Breite oder Durchmesser) aufgezeigt werden. Die im Rahmen dieser Arbeit dargestellten Erkenntnisse können als Grundlage weiterführender Untersuchungen genutzt werden.

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Enhanced methods for the determination of flightdynamic parameters are presented in this study. Because of their simple setup this study concentrates on two methods that have to be modified to study the unstable spaceplane configuration PHOENIX. In the wind tunnel method of free oscillation the wind tunnel model is equipped with electrically driven control surfaces and a feedback control system to operate the model in the test section. For the second method a radio controlled model of the spaceplane is dropped from another unmanned aerial vehicle to collect data during its flight. The application of feed forward- and feed back control systems enhances this method to make it applicable to unstable configurations with a high wing loading. In a first step an equation error method is used to identify the parameters of quasi-stationary aerodynamic models. It is shown, that the parameters of the equations for lift, pitch moment and rolling moment show a significant dependency on the frequency of motion. Therefore unsteady aerodynamic models are introduced that integrate these frequency effects with the help of transfer functions. The identified parameters of these unsteady models are shown to be independent from the frequency of motion. A comparison of wind tunnel data with data from the flight tests makes clear, that it is possible to identify precise parameters of quasi-stationary models with this kind of flight tests. The discrepancies between results from the two methods are in the same order than in much more ambitious flight test campaigns.

This thesis describes a method for a mission oriented multidisciplinary design for controlled Micro Air Vehicles (MAV). MAV’s are unmanned air vehicles with maximum dimensions smaller than 50 centimetres, whereby their dimensions are much smaller than the ones a unmanned air vehicles used up to now. Because of the manifold applications for Micro Air Vehicles the mission requirements differ very much. To tap the full potential of a MAV, it is necessary to adapt the Vehicle to the specific mission requirements. For this reason the presented method was developed offering the possibility to adapt the Micro Air Vehicle to user specified mission requirements. Therefore the method performs the aerodynamic design of the configuration, the choice of all necessary hardware components and the determination of the on-board flight controller, which is necessary to improve the flying qualities and to reduce the pilot’s work load. Using an integrated optimization algorithm, which estimates all subsystem similar and at the same time, the best compromise to fulfil the mission requirements is determined. Using several examples of use the function of the design method could be approved. For the final validation of the whole design procedure two Micro Air Vehicles were realized and flight tested. Based on the flight test data the predicted results of the design procedure could be confirmed.