Entwicklungsarbeiten


Die Entwicklung des Landroval wurde in verschiedenen, fachbezogenen Teams durchgeführt. Die folgenden Darstellungen sollen einen kurzen Überblick über die getätigten Arbeiten und die für die Auslegung relevanten Erkenntnisse geben. Selbstverständlich kann an dieser Stelle nicht eine bis ins letzte Detail gehende Erläuterung der Vorgehensweisen realisiert werden, da dies den Rahmen einer Internet-Darstellung sprengen würde. Bei Fragen zum Projekt Landroval wenden Sie sich bitte an Thomas Kruse.


















Aerodynamische Auslegung


Zur Auslegung der Aerodynamik wurden die Auftriebsverteilung und die Gesamtpolare des Tragflügels sowie der Momentenhaushalt des Gesamtflugzeugs (und somit das Leitwerk) mit Hilfe eines selbst entwickelten Programms ermittelt.

Die folgenden Darstellungen zeigen die Auftreibverteilungen über einer Tragflügelhälfte bei verschiedenen Klappen- und Ruderstellungen.
Die Aerodnamik ist durch den maximalen Abfangfall von 5g dimensioniert. Randbedigungen sind ein möglichst widerstandsgünstiger Reiseflug.


Auftriebsverteilung ohne Klappen- und Querruderausschlag



Auftriebsverteilung mit Querruderausschlag


Auftriebsverteilung mit Klappen- und Querruderausschlag


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Konstruktion Tragflügel


Konstruktiv ist die Notwendigkeit gegeben den Tragflügel in zumindest zwei Teile aufzuteilen um das maximal zulässige Transportmaß von 2m nicht zu überschreiten. Eine Zweiteilung würde bedeuten, dass die Trennstelle in der Mitte des Tragflügels, also im Bereich der Flügelaufhängung und im Bereich der maximalen Belastung liegt. Somit ist eine Dreiteilung der Tragfläche die beste Lösung.

Die Position der Flügeltrennstelle, spannweitig betrachtet, richtet sich nach der Geometrieveränderung des Tragflügels aus der aerodynamischen Auslegung. Die trapezförmigen Außenflügel sind auch jeweils als ein Bauteil konstruiert.


Tragflügel Übersicht

Als Bauweise für den Tragflügel ist ein Styrofoam-Schaumken, welcher mit Faserverbundwerkstoff umlaminiert wird, als beste Lösung ausgewählt worden. Aufgrund von Strukturversuchen wurde im Mittelteil eine zusätzliche Holmstruktur eingebracht. Die unten stehende Darstellung zeigt den prinzipiellen Aufbau des Mittelflügels. Zur Anbindung an den Rumpf ist ein zusätzlicher Hinterholm vorgesehen. Die Schaumkerne sind in Fremdvergabe CNC geschnitten worden. In den Schaumkernen sind bereits Ausschnitte für die Holme, die Tragflügeltrennstellen, die Rumpfanbindung und die Servoschächte integriert.



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Statik Tragflügel


Aus den Daten der Aerodynamik wurden folgende Lastfälle zur Untersuchung geliefert:

Resultierend aus den statischen Berechnungen anhand dieser Daten und der Überprüfung der Ergebnisse mit Hilfe von Strukturversuchen ist die endgültige Konfiguration in Hinblick auf notwendige Holmstrukturen und Lagenbeschaffenheit der Außenhaut festgelegt worden. Zudem wurden alle Trennstellenelemente statisch dimensioniert und nachgewiesen.


Biegemomenten- und Querkraftverlauf



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Konstruktion Leitwerk


Prinzipell sind bei einer Konfiguration, wie sie beim Landroval ausgewählt worden ist, zwei grundsätzliche Leitwerksarten möglich. Zum Einen eine klassische Anordnung mit Höhen- und Seitenleitwerk, zum Anderen besteht auch die Möglichkeit ein invertiertes V-Leitwerk vorzusehen.
Die berechnete Leitwerksfläche ist erst mal unabhängig davon, welche Form das Leitwerk schließlich haben soll. Theoretisch betrachtet entspricht die vertikal projizierte V-Leitwerksfläche dem Seitenleitwerk und die horizontal projizierte V-Leitwerksfläche dem Höhenleitwerk.

Daraus folgt, dass das V-Leitwerk theoretisch eine kleinere Fläche benötigt, als ein Normalleitwerk. Jedoch hat die Praxis gezeigt, dass das V-Leitwerk zum Erreichen der gleichen Wirksamkeit größer ausgeführt werden muss, als es die Theorie erfordert. Damit ist der Vorteil einer kleineren Fläche hinfällig.

Und dennoch ist das Gewicht eines V-Leitwerks in diesem Fall kleiner, weil die anderen Lösungsvarianten mehr Servos zur Ansteuerung der Ruder brauchen. Mit einem Doppelseitenleitwerk auf Leitwerksträgern würde man 2 Servos für die Seitenleitwerke und wegen der Länge des Höhenleitwerks sogar auch 2 Servos dafür benötigen. Beim V-Leitwerk dagegen würden 2 Servos ausreichen.

Betrachtet man nun noch den Bauaufwand, so hat das V-Leitwerk den Vorteil, dass es nur drei Schnittstellen gibt, an denen Einzelteile miteinander verbunden wer-den müssen. So müssen die beiden Leitwerksteile miteinander verbunden werden und weiterhin müssen diese an die Leitwerksträger angeschlossen werden.

Bei den anderen Varianten sind es vier Schnittstellen; das wären die Verbindungen des Höhenleitwerks rechts und links an die Seitenleitwerke und die Verbindungen der Seitenleitwerke an die Leitwerksträger. Ferner brauchen beim V-Leitwerk nur zwei Ruder gebaut zu werden und nicht wie bei den anderen Varianten drei Ruder.

Ein weiterer Aspekt, der für ein V-Leitwerk spricht, ist, dass diese Variante die Belastungen bei der Landung am besten aufnehmen kann. Da die Landung auf dem Rumpf und nicht auf einem Fahrwerk erfolgt, muss also eine gewisse Belastbarkeit des Leitwerks gewährleistet sein.

Die Bauweise des Leitwerks ist analog der Bauweise des Tragflügels gewählt worden, um den Vorteil der Fertigung gleichartiger Bauteile nutzen zu können.

Fertig montiertes Leitwerk

Detailansicht Leitwerk

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Leitwerksanbindung

Das Leitwerk soll über zwei Holme an die Tragfläche angeschlossen werden. Die Holme bestehen aus handelsüblichem, unidirektionalem CFK Rohr. Befestigt wird das CFK Rohr am Tragflügel über eine integralgefräste Leitwerksanbindung aus Aluminium. Das Rohr wird auf diese Leitwerksanbindung aufgeschoben und festgeharzt. Am Tragflügel wird die Leitwerksanbindung bei der endgültigen Montage vor dem Flug an den Trennstellen aufgesetzt. Somit ist das Leitwerk am Flugzeug fest und positionstreu montiert. Die Leitwerksanbindung aus Aluminium besitzt die Kontur des Flügelprofils um die Anströmung im Flug weniger zu stören. Der Leitwerksträger dient ebenfalls als Kabelkanal für die Servos.

Leitwerksanbindung


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Konstruktion Rumpf

Der Rumpf wurde in seiner Außenform aus Gründen der Widerstandsminimierung so gestaltet, dass er von oben betrachtet die Form eines symmetrischen Profils besitzt. Um nun die Nutzlast im Rumpf unterbringen zu können, wurde der Rumpf um ein quaderförmiges Zwischenstück am größten Querschnitt der gewählten Profilkontur erweitert.

Durch einen Anstieg der Rumpfunterseite von maximal 7° wird erreicht, dass die Strömung dort weiterhin am Rumpf anliegt und nicht abreißt. Hierdurch wird au-ßerdem die Fläche der Rumpfrückseite, an welcher der Motor angeschlossen wird, minimiert, wodurch der Strömungswiderstand weiter reduziert werden kann.



Einbautenpositionierung

Als Folge der aufgestellten Forderungen an den Rumpf können die Einbauten nicht beliebig platziert werden. Es müssen folgende Punkte berücksichtigt werden. Da der Tank sich im Verlauf des Fluges entleert, muss der Tank entweder genau im Schwerpunkt oder zumindest sehr dicht bei Selbigem sein. In diesem Fall befindet sich der Tank dicht am Motor. Das hat zusätzlich zur Nähe zum Schwerpunkt den Vorteil, dass die Kraftstoffleitungen vom Tank zum Motor nicht so lang sein müssen. Dadurch kann wiederum Gewicht gespart werden.

Die Nutzlast, die nur durch bestimmte Abmaße und eine Masse charakterisiert wurde, ist schließlich in der Mitte des Rumpfes platziert, weil an dieser Stelle der Rumpfquerschnitt am größten ist und damit der größtmögliche Platz vorhanden ist.

Im vordersten Teil des Rumpfes befinden sich die Fernsteuerungselemente. Das sind z.B. Batterien, Sender und Empfänger. Diese Elemente stellen neben der Nutzlast die einzige größere Masse vor dem Schwerpunkt dar. Daher ist die Positionierung im Vorderrumpf zur Schwerpunktseinstellung erforderlich.


Bauweise

Die Rumpfaußenhaut besteht aus Faserverbundwerkstoff und wird verstärkt durch Spante und Stringer. Jeder Spant wurde entsprechend der Kontur der Außenhaut in den Rumpf eingepasst. Die zwei hinteren Spante dienen der Flügelaufhängung, der Abschlussspant schließt den Rumpf und dient der Befestigung des Motors. Diese Spante bestehen aus Birken-Multiplex Holz, um die großen Lasten aus dem Tragflügel und Vibrationen aus dem Motor aufzunehmen. Die vorderen Spante werden zusätzlich zu ihrer versteifenden und formgebenden Funktion zur Befestigung der Einbauten benötigt. Sie bestehen aus einem Schaumstoffkern, welcher zur Erhöhung der Festigkeit überlaminiert wurde.

Die Stringer, ebenfalls aus Schaum gefertigt, dienen ausschließlich der Stabilisierung der Struktur. Jeweils 2 Stringer sind an der linken und der rechten Bordwand, sowie auf dem Boden vorgesehen. Die Stringer wurden bei der Fertigung der Rumpfschalen in die Außenhaut integriert und sind somit vom Faserverbundmaterial umschlossen.

Durch die großzügige Auslegung des Rumpfes war es möglich, das im Pflichtenheft geforderte Volumen für die Nutzlast, um das ca. 2,5-fache zu vergrößern.

Schematische Darstellung des Rumpfaufbaus



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FEM Rumpf


Zur Festigkeitsberechnung der Rumpfstruktur ist eine Finite-Element-Rechnung mit Hilfe von I-DEAS angefertigt worden. Diese Rechnung dient zur Übersicht der Belastungsituation am Rumpf bei Maximalbelastung im Abfangfall. Das Modell ist komplett mit zweidimensionalen Scheibenelementen erstellt worden.
Die Auswertung der Rechnung zeigt, daß der kritische Punkt im Bereich der Tragflügelaufhängung zu finden ist.

Geometrie des FEM Modells


Ergebnis-Plot der FEM-Kalkulation


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Auswahl des Motors


Der Antrieb gehört wie die Aerodynamik und Struktur zu den primären Baugruppen. Das Grundkonzept des Antriebs wird durch die Aufgabe bzw. den Vorgaben des Luftfahrzeugs, durch die Form des Rumpfes und durch die Anordnung des Motors bestimmt.


Relevante Forderungen für den Antrieb


Auswahl der Antriebsvariante

Die Auswahl der Antriebskomponenten beinhaltet die Überlegung der grundsätzlichen Antriebsart (Elektro- oder Verbrennungsmotor), sowie den Vergleich von verschiedenen Antriebskonzepten. Die Auswahl wird hinsichtlich der Leistung, dem Gewicht, Treibstoffverbrauch bzw. benötigte elektrische Energie und den dazugehören Antriebskomponenten getroffen.

Um eine Entscheidung zu treffen, welches Antriebskonzept in Frage kommt, wurden zunächst die Vor- und Nachteile von drei möglichen An-triebsvarianten zusammengestellt.



Elektromotor
Vorteile
Nachteile
  • geräuscharm
  • keine Verbrennungsrückstände
  • zuverlässiger Motorlauf
  • leistungsschwächer als vergleichbare gleich große und gleich schwere Verbrennungsmotoren
  • Akkus sind relativ schwer
2-Takt Verbrennungsmotor
Vorteile
Nachteile
  • leichte Bauweise
  • gutes Verhältnis von Leistung zu Gewicht
  • hoher Schallpegel
  • hoher Verbrauch
4-Takt Verbrennungsmotor
Vorteile
Nachteile
  • zuverlässiger Motorlauf
  • lange Lebensdauer
  • niedriger Schallpegel
  • weniger Verbrauch
  • hohes Gewicht
  • größere Baumaße

Die Auswertung der Vor- und Nachteile lässt einen 4-Takt Verbrennungsmotor als die optimale Lösung für die Konfiguration an Leistungsanforderungen des Landroval erscheinen.

Nach Berechung der benötigten Motorleistung ist durch ein intensives Auswahlverfahren die Entscheidung für den Boxermotor SC 160 FT gefallen, welcher vor allem durch seinen geringen Verbrauch, ruhigen Motorlauf und gute Leitung bei kleinen Motordrehzahlen punkten kann.
Durch den ruhigen und vibrationsarmen Lauf des Motors kann im Gegensatz zu den Einzylindern auf einen Zukauf von Schalldämpfer und vibrationsgedämpftem Motorträger verzichtet werden. Diese Vorteile und der geringe Treibstoffverbrauch, sowie die daraus resultierende, geringere mitzuführende Treibstoffmasse rechtfertigen den im Vergleich zum Einzylindermotor höheren Preis und das höhere Motorgewicht.




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Startvorrichtung


Um eine möglichst lange Flugzeit zu gewährleisten und den Motor nicht nach der Startanforderung dimensionieren zu müssen, wurde auf ein Fahrwerk verzichtet.

Von der Handhabung her ist der Start mit einem pneumatischen Katapult als eine gute Möglichkeit anzusehen. Vor allem da solch ein Gerät zur Verfügung steht. Nachteilig ist hierbei nur die große Belastung aufgrund der Startbeschleunigung.

Als Alternative wird parallel die Möglichkeit eines Autostarts weiter betrachtet.


Katapultstart


Für den Katapultstart ist neben der Auslegung der Struktur auf die bei dieser Startart auftretenden Belastungen auch eine feste Anbindung am Fluggerät zu konzipieren. Diese Anbindung muss beim Startvorgang in der Beschleunigungsphase einen sicheren Halt für das Fluggerät bieten, darf jedoch auf keinen Fall eine wesentliche Beeinflussung bei der Trennung von Lanze und Fluggerät. Dieses Verhalten ist mit intensiven Startversuchen mit Hilfe eines Dummys gestestet und optimiert worden.


Katapultschwert im aufgerüsteten Zustand



Katapult mit startfertigem Fluggerät




Autostart


Zur Reduzierung des Risikos bei den ersten Startversuchen ist die Möglichkeit eines Autostarts untersucht und erprobt worden. Diese Startart bietet neben der Reduzierung der Belastung auf die Struktur einen kontrollierteren Übergang von der Beschleunigungs- zur Freiflugphase. Auch kann ein Ausfall z.B. des Motors oder unerwartetes Flugverhalten besser kompensiert werden.
Diese Startart ist nur für den Erstflug angewendet worden. Alle weiteren Starts sind als Katapultstarts durchgeführt worden.




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Stand: Montag, 9. Dezember 2002