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Modellflug-Zeitschrift Deutsche Luftwacht 1943 - Heft 8

Die Zeitschrift „Deutsche Luftwacht, Ausgabe Modellflug“ wurde im Zeitraum von 1943 bis 1944 vom Reichsluftsportführer des Nationalsozialistischen Fliegerkorps als Propaganda-Heft für Modellbau und Modellflug herausgegeben, um das Interesse der Jugend an der Luftfahrt und Luftwaffe zu fördern.

Das Heft 8/1943 behandelt u.a. folgende Themen
Der über- und unterkritische Strömungszustand am Tragflügel des Flugmodells; Strömungsbilder eines Tragflügelprofils; Betrachtungen zu Einzelheiten des Flugmodellentwurfs.


Modellflug-Zeitschrift Deutsche Luftwacht 1943 - Heft 8

Modellflug-Zeitschrift Deutsche Luftwacht 1943 - Heft 8

Modellflug-Zeitschrift Deutsche Luftwacht 1943 - Heft 8

Modellflug-Zeitschrift Deutsche Luftwacht 1943 - Heft 8

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Modellflug-Zeitschrift Deutsche Luftwacht 1943 - Heft 8

Modellflug-Zeitschrift Deutsche Luftwacht 1943 - Heft 8


Zeitschrift in Textform

Birauigegtbm unter Mit- DEUTSCHE LUFTWACHT Nachdruck nur mtl G«-

iwir&ung des Reichsluftfahrl- nehmigung gestattet,

ministeriums durch den JV T] Initi^T*! - un^erlangte iVieder-

Korptführer des National- I VI ■11 I Iii ICJ JuM echriften übernimmt die

Knialistischen Fliegerkorps VliliHMU Senn/tleilurur Leine Gemäht

SchriftMtung : NSFK-SturmJUhrer Hont WinkUr

MODELLFLOG BAND 8_N.8 S. 73-80_BERLIN. AUGUST 1943

Der über- und unterkritische Strömungszustand am Tragflügel des Flugmodells

Van NSFK-'Stnrmführer Horst WinkUr

int Verlag C. J. F. \ itti'krnunn i\achf., Ii, Wette, lierlin-Churlotietthurg 2, erscheint demnächst diu neubearbeitete Auf tage den Werltes ,,Handlmch des Flugmodellbaues" ccm Hurst Winkler, Mit Genehmigung des Verlugets werden nachstehend aus dem Kapitel „Gleitwinkel und Reynoldssche Kennzahl" die Abschnitte und bildlichen Darstellungen wiedergegeben, die den über- und unterkritischen Strömungszustand am Tragflügel des Flugmodells behandeln. — Zum Verständnis der hier gebrachten Ausführungen ist es notwendig, über die Bedeutung der Reynotdsschen Kennzahl unterrichtet zu sein. Hierüber berichtet das Märzheft 1943 des „Modeltflug" in swei umfangreichen Aufsätzen. — Wiederholend sei artgegeben, daß sich die. ReynoltUttche Kennzahl eines Flugmodelltragflügels ergibt, wenn man die Flügeltiefe (in min) mal Fluggeschwindigkeit (in mjs) rechnet und dieses Produkt mit 70 multipliziert. Fit sei ferner wiederholt: Je größer die Reynoldssche Kannzahl, desto flacher der Gleitwinket, d. h. desto günstiger die Gleitznhl. Das Flugmodell teird nie die günstige ReynoId3.tche Kennzahl des manntrageuden Flugzeuges erreichen. Die Schriftteitung.

Die Reynoldssche Kennzahl ioll uns weitergehend he-srhäftigen: Der eine oder andere -Modellflieger liat hei Flugversuchen mit gering belasteten Flugmodellen vielleicht uchon die Heobach 1 nng rituellen können, daß ein Flugmodell, dessen Glcitzahl 1 ;i soeben noch in keiner Weise den Erwartungen entsprach, plötzlich mit der viel günstigeren Gleitzahl 1:10 flog; die einzige Änderung, die am Flugmodell vorgenommen war, henilile in der Erhöhung des Flügge» 'ich t ei

#9

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Abb. 31 a. Drei Polaren des Tragflügel-Profils N 60 bei den Re-Zahlen 42000, M000 und 81 (100

letwa probeweise Belastung mit dem Cewicht des späteren Giimiuiinolursl. Eine geringe Verbesserung des Gleitwinkeln war auT Grund der höheren Kenn/ah) /n erwarten. Alier auch die sprnng hafte Verbesserung de? Gleitwinkeln ist dem Kennza klein flu Ii zuzuschreiben.

Die Veröffentlichungen des Ing. F. W. Schmitz1) haben den Modell 11 legem diese Erscheinung erstmalig endgültig geklärt. Jedes Tragflügelprofil hat eine kritische Re-Zahl, die in Jen Geschwindigkeitshcreich des Modellfluges fällt. Aus den Versuchen von Schmilz sollen nachfolgend die wichtigsten Ergebnisse zusammengestellt werden. Die Polar-diagram nie der Abb. 31 a und h und die zeichnerischen Darstellungen der nach folgen den Seilen dienen zur weiteren Erläuterung,

Die Model Itragfiü gel hei den Windkanalversuchen von Schmitz hatten bei rechteckigem Grundriß eine Spannweite von 450 mm und eine Tiefe von 90 mm. Die Festlegung der gemessenen Auftriebs- und Widcrstandswerle erfolgte für folgende Windgeschwindigkeiten, 3,33 m, 6,66 im, 10 m, 13,33 m. 16.66 m, 20 m, 23,33 m und 26,66 m/s-). EsergeJieu sieh daraus die Re-Zahlen: 21000, 42 000. 63 000, 84 000. 105 000, 126 000, 147 000, 168 000. Dieser Kennzahlbereich /wischen 21 000 und 168 000 ist für den sportlichen Modell-flng, dessen Geschwindigkeiten zwischen 1 und 10 m/s liegen, völlig ausreichend, wie durch Nachrechnen schnell festgestellt werden kann.

Aldi. 31 a zeigt drei Polaren des Tragflügelp renk N 60, und war hei den Ke-Zahlen: 42 000, 63 000 und 84 000. Die Polaren /.eigen an, ilali mit fallender Kennzahl eich auch die Gleitzahl verschlechtert: je kleiner die Re*Zakl, um so kleiner der Auftrieb und um so größer der Widerstand.

Schmitz hat nun festgestellt, daß hei jedem Tragflügelprofil die Erhöhung bzw. Verminderung einer jeweils ganz bestimmten Anblasgeschwimligkelt (alsoKennzahl) die Parole zu einem regelrechten Sprung nach links W.W. rechts und ein Stück aufwärts bzw. abwärts veranlaßt. Dieser Sprung äußert sieh sogar innerhalb des Polarenverlaufes. Betrachten wir z. H. die Palaren mit der Re-Zabl 63 000 in dem Diagramm des Profils N60! Zwischen 3° und 6° fällt der Auftrieb ein Stück zurück, und der Widerstand springt vor. Während sich die Gleitzahl zwischen 0° und 3° nur wenig verändert, ver*) „Aerodynamik des Flugmodells, Tragflügeimessuugen I", Verlag C. J. E. Volckmann Nachf., E. Wette, Berlin-Ctiar-lottenburg 2.

■'1 Die ungeraden Meterzahlen ergeben -ich daraus, daß Schmitz mit Keyuoldssrhen Zahlen gerechnet hat, die zwecks einfacher rechnerischer Anwendung durch 70 teilbar sind.

74

Modellflug

Bd. 8 (19.13), N. 8

Abb.31b. Beispiel einer Luftkraftmessung an einem Trogflügelmodell bei gleichbleibendem Anstellwinkel und zunehmender Reynoldsscher Zahl. Der Übergang vom unterkritischen (laminar abgerissenen) zum überkritischen (turbulent anliegenden) Strömungszustand der Saugseiten-Grenzschicht erfolgt bei der kritischen Reynoldsscken Zahl, hier bei Re~63 00Q. Die Auftriebszahl ca nimmt dabei sprunghaft zu, die Widerslandszahl c„, ab, das Gleitverholt-nis cafclr wird etwa 3mat günstiger (von 4 auf 12)

Aus „Aerodynamik des Flugmodells" von F. W. Schmitz. C }. E, Valcltmanu Nachf. E. Wette, Verlagsbuchhandlung. Berlin-Charlottetiburg 2

schlechter! sie sicli zwischen 3° und 6° sprungarüg von etwa 1 :7 Ulif 1 : 5. Der Polarenverlauf deutet darauf hin, daß zwischen den genannten Anstellwinkeln ein Teil der .Strömung auF der Profiloberseile abreißt, wie es bei höheren Keimzahlen nur bei wesentlich größeren Anstellwinkeln (z.B. 10,4Ü des gleichen Tragflügelprofils bei der Kennzahl 84 000) zn geschehen pflegt. Man nennt die Re-Zahl, deren Un t ersch r ei tun.g die beschriebene starke Gleit Verschlechterung herbeiführt, „kritische Kennzahl" llnd spricht beL Betrachtung der Umströmung des Tragflügelprofils von einer Strömung im unterkritischen und überkritischen Kennzahlbereich. "Wie äußern sich diese Bereiche im Ströinungs-bild des Profile?

Bevor wir diese Frage beantworten, müssen wir uns darüber unterrichten, welche Strömungszustände überhaupt entstehen können. Mau unterscheidet zwei StrÖmungszu-s tau de: die schlichte (laminare) und die wirbelige (turbulente) Strömung.

Professor Prandtl, Güttingen, hatte bereits 1914 gezeigt: daß die Luft durch ihre Zähigkeit atl der Oberfläche der umströmten Fläche haften bleibt und dadurch eine Oberflächenreibung erzeugt. Die wandnahe, dünne Reihun geschieht, innerhalb derer die Geschwindigkeit abgebremst ist, bezeichnete er als „Grenzschicht1*. Unter Grenzschicht versteht man also die Luftschicht, die unmittelbar die überströmte Fläche berührt. Die Luft hat durch ihre Zähigkeit ein gewisses Haftungsvermögen (ähnlich wie der aus dem Honigtopf gezogene Löffel, an dem der Honig haften bleibt). Es bildet sich an der umströmten Fläche eine Luflhaut, die nur in einer unendlich dünnen Schicht festklebt, während die dar-

über liegenden Schichten mit zunehmender Entfernung, auch mit zunehmender Geschwindigkeit fließen, um dort, wo die Geschwindigkeit der AuUeiislrÖmung erreicht ist, mit dem freien Hand der Grenzschicht abzuschließen.

Die GrcuzEcbicbl beißt laminar, wenn sie sieb als glatte Haut auf die überströmte Flache legt. Ihr Haftungsvermögen verursacht einen mit besonderen Meßvorricbtungeu feststellbaren geringen Ueibuiigswidcrsland. Die Grenzschicht kann zweitens wirbelig sein, indem in der Grenzschicht die Luft-leilchen in rollender Bewegung 6in.d, wodurch die Oberflächenreibung vergrößert wird. DerReihungswider-stand, den die turbulente (wirbelige) Grenzschicht an einer überströmten Fläche hervorruft, ist wesentlich größer alsderder I aminaren Grenzschicht. (Diese Reibung spielt aber am Flugmodell als Widerstand keine Rolle.)

Strömt die Luft längs einer erhaben gewölbten Fläche, wie sie die Oberseite eines Flügels darstellt, dann werden wir am Anfang der Wölbung, bei der sich die Stromlinien iu-summendrängen, zunächst die schlichte Grenzschicht vorfinden. An der Stelle des gewölbten Flächenteils, an der die Stromlinien ihren Abstand wieder erweitern (hinler dem höchsten Punkt der Wölbung), hat die schlichte Grenz-schichtströiuung die Neigung, sich von der gekrümmten Fläche zu lösen, weil die Grenzschicht gegen einen Druckulistieg anströmen muß. (Dieser Druckanstieg kommt, wie wir bereits wissen, dadurch .zustande, daß über der Flügel-uase der größte Sog bzw. Unterdruck herrscht, der zur _'lügelhinlerkanle hin auf den atmosphärischen Druck sich ausgleicht.)

Die turbulente Grenzschicht hat nun die wunderbare Eigenschaft, vermöge ihrer Feinwirheligkcit, Wucht (Energie) der Außen Strömung au die wanduahe, durch Reibung ah-gebreimste Schicht zu transportieren, so daß sie den Druckanstieg weitergehend überwindet, indem der Ablösungspunkt um so weiter sich der Flügelhiuterkaule nähert, je größer die Wncht der Außenslrömung, d. h. je größer die Rey-noldssche Zahl ist. Da aber durch die Größenverhältnisse des Flugmodells die Reynohlssrhe Zahl klein ist, so können wir liier die Verschiebung des Ahlösungspuuktes dadurch erreichen, daß wir durch geeignete Protilauswabl oder durch Maßnahmen künstlicher Turbulenz für die Entstehung einer turbulenten Grenzschicht sorgen.

Bleibt die Grenzschicht laminar, so sprechen wir von einem unterkritischen Strömungshereieh oder Flugzusland (Abb, 31 Ii), bei dem infolge der frühen Ablösung nur eine sehr schlechte Gleitzahl erzielt wird, z. B. 1:4 an dem Profil N 60 bei n = 6°. An diesem Profil wird die Strömung bei der kritischen Rcynoldsscheu Zahl, die hier hei 63 000 liegt, turbulent. Die Strömung „legt sich atl", die Auftriebszahl wird fast doppelt so groß, der Widerstand kleiner null die aus beiden sieb ergehende Gleitzah) springl von 1 : 4 auf e-fwa 1 : 12: im Diagramm ist der Kehrwerl ifer Gleilzahl aufgetragen, der von 4 auf 10 bis 12 ansteigt.

Daraus ergibt sich die grundlegende Forderimg; Das Flugmodell erreicht in seiner Größenklasse nur eine gute Gleil-zahl und Fluglcislnng, wenn der Flugzusland überkritisch ist.

Auf den Darstellungen der nächsten Seiten ist versucht worden, die beschriebenen Slröimingszustände an Tragflügelprofilen verschiedener Dicke und Wölbung zeichnerisch darzustellen. Betrachten wir dort einmal die jeweilige Lage des Staupunktes, d.h. des Punktes, hei dem die Stromlinien sich teilen, um nach oben oder unten das Profil zu umrahmen. Wie ersichtlich, rutscht der Staupunkt, der hei den gebräuchlichen Anstellwinkeln etwa mit dem vordersten Punkt des Brohls zusammenfällt, hei vergrößertem Anstellwinkel eine Strecke unter die Profillinterseite (bei 90° Anstellwinkel würde er etwa m der Duterseitenmitte liegen). Diese Staupunktwumlerung hat zur Folge, daß die um die Oberseite laufenden Luftteilchen einen verstärkt größeren Weg zurückzulegen haben als die unters eiligen. Ihre Geschwindigkeit ist wesentlich vergrößert, woraus sieh das starke Anwachsen des Unterdruckes auf der Flügelobersette erklärt. Die Wanderung des Staupunktes ist aber auch die Erklärung dafür, daß bei der angestellten ebenen und auch bei der gewölbten Platte G 417 a die wirbelige Grenzschicht schon unmittelbar an der Vorderkante anläuft. Die Vorderkante selbst wird von der schlichten Grenzschicht umzogen, die an der Staupuuktlinie startet. Wegen der großen Geschwindigkeit, mit der sie die vordere Profilrundung umströmen muß, die einen sehr kleinen Rundungsradtus besitzt,

Strömungsbilder eines TragHngelsprofils

bei hoher, nicht Im Bereich des SlodcU (Inges He- bei einer KeynoldsschcnKennzahl an» dem Bereich gender Bcynoldsscher Kennzahl (x.B, 900O00) des Modellftmges («. B. 84000)

Güttingen 625 Göttin gen 625

Bild D. Der Strömungszustand ist ich an bei 0° Anstellwinkel Bild A. Nach laminarem Anlauf wird die Grenzschicht der unterkritisch (ungünstige Gleitzahl). Die Grenzschicht dar Flügeloberseite turbulent Profiloberseite bleibt laminar und löst sich hinter der

höchsten Profilerhebung. Das Profil ist ohne Turbulenzdraht

Bild B. Bei Vergrößerung des Anstellwinkels beginnt die-------—

turbulente Grenzschicht sich von der Flügeloberseite beim ~ —

Ablösungspunkt A P zu losen. Die Gleitzahl wird dadurch Bild E. Die laminare Grenzschicht löst sich noch jrüher

ungünstiger als bei Bild D

Bild C. Die Strömung der Flügeloberseite ist beinahe vollständig abgerissen. Der Ablösungspunkt würde sich bei noch größeren Anstellwinkeln weitergehend der Flügelnase nähern

entsteht dort eine derartig große Keibung mit den darüber-liegenden Luftschichten, daß die schlichte Grenzschicht schon hier in die wirbelige umspringt.

Gleichzeitig ist aber auch ersichtlich, daß die ebene Platte nur bis zu einem verhältnismäßig kleinen Höchst ans teilwinkel angestellt werden darf. Wird dieser überschritten, dann lost sieb an der Oberseite die wirbelige Grenzschicht, nicht etwa wie bei allen anderen Tragflügclprofilen von der Hinterkante ausgehend, sondern von der Vorderkante. Der dort entstehende Umschlagwirhel, der sonst das Entstehen der wirbeligen Grenzschiebt hei dem Umschlagpunkt einleitet, nimmt eine derartige Grolle an, daß er als Einrollwirbel :u einer Ablösung der t Grenzschicht führt.

Anders verhält es sich mit der gewölbten Platte G 417 a und überhaupt mit gewölbten dünnen Profilen (z.B. G 417 oder Vogelflügelprofilen). Wegen der Wölbung liegt der Anstellwinkel, hei dem die Gefahr der Ablösung der Grenzschicht durch EinroJIwirbel besteht, sehr hoch und fällt

Bild F. Der Turbulenzdraht TD macht die Grenzschicht der Profiloberseite turbulent. Mit Turbulenzdraht ist das Profil für Flugmodelle geeignet

Bild G. Der Turbulenzdraht TD sorgt dafür, daß der Ablösungspunkt der turbulenten Grenzschicht noch bei 7° Anstellwinkel nahe der Flügelhinterkante liegt

etwa mit dem Anstellwinkel zusammen, hei -dem wegen des zu starken Druckanstieg es ohnehin die Strömung nicht mehr anhaften kann.

7fr

Model] Bug

Bd. 8 (1943), N.8

SlrÖmmigsbilder zweier Tragftügelprofilc

bei einer Hejnoldsf rhen Kennzahl au« dem Bereich de» Madellflnijcs </.. II. 84 000)

IV 60 Ebene Platte

Bild H. Nach laminarem Anlauf fließt die Grenzschicht Bild L. Die Grenzschicht ist bei Cr Anstellwinkel auf

hinter dem Umschlagspunkt U P als turbulente weiter. Das Flügelober- und -Unterseite laminar

Entstehen der turbulenten Grenzschicht ist auf die geringere Wölbung der Profiloberseite (im Gegensatz zum Profil des Bildes D) zurückzuführen. Sollte kein Grenzschichtumschlag eintreten, ist die Re-Zahl zu erhöhen oder ein Turbulenzdraht zu benutzen (vgl. Bild F)

Bild 1. Der Vmschlagspunkt V P wandert mit zunehmendem Bild M. Infolge Wanderung des Staupunktes S P unter die

Anstellwinkel in Richtung der Flüqelvordcr kante, bewirkt Plattenvorderkatitc entsteht beim Umströmen derselben

durch die Wanderung des Staupunktes S P unter die Flügel- Nasenturbulenz schon bei kleinen Anstellwinkeln. Die Grenznase und die dadurch verursachte Beschleunigung der Schicht der Profiloberseite, fließt jetzt turbulent Umströmung derselben

Bild J. Die turbulente Grenzschicht vermag den Druckanstieg Bild N. Mit Vergrößerung des Anstellwinkels bildet sich der Saugseitenströmung nicht mehr zu überwinden und löst über der Plattenvorderkante ein längerer Umschlagwirbel sich beim Ablösungspunkt A P. Wäre die Oberseite weniger Ii W. An diesen schließt sich die turbulente Grenzschicht an stark gewölbt (vgl. Bild R), würde der Ablösungspunkt näher der Flügelhinterkante, liegen

Bild K. Bei 12° Anstellwinkel ist beinahe die ganze Ober- Bild O. Bei weiter vergrößertem Anstellwinkel entsteht aus Seitenströmung abgerissen. Vgl. im Gegensatz hierzu die dem Umschlagwirbel ein Einrollwirbel, der sich periodisch Strömungsbilder S und W weniger dicker Profile ablöst. Noch größere Anstellwinkel würden ein beständiges

, Abreißen der Strömung bewirken

Strömungsbilder zweier Tragflügel pro file

bei einer Keynoldaschen Kennzahl aus dem Bereich des ModeBflupeH (z. B. 84O00)

GewOlbtc Platte G 417 a

Hitd'P. Wegen Wölbung der Platte liegt der Staupunkt schon von —1° Anstellwinkel an (in Richtung der Plusanstellwinkel) unter der Platt envorderkante und bewirkt durch Nasenturbulenz das Entstehen der turbulenten Grenz-sehieht der Plattenoberseite hinter dem Umschlagpunkt U P

liild Q. Durch Nasenturbulenz turbulente Oberseitengrenzschicht

Güttingen 417

Bild T. Die Wölbung des dünnen Profils bewirkt, daß der Staupunkt schon bei 0° unter der Flügelnase liegt. Durch die Nasenuniströmung entsteht die turbulente Grenzschicht der Flügeloberseile beim Umschlagpunkt U P

Bild IS. Durch Nasenlurbulenz turbulente Oberseitengrenzschicht

Bild R. Die turbulente Grenzschicht löst steh beim Ablösungspunkt A P, der jedoch wegen der geringen OberseitenWölbung sehr nnhe der Flügelhinterkante liegt (vgl. als Gegensatz Bilder J und V)

Bild S. Der Ablösungspunkt der turbulenten Grenzschicht wandert mit vergrößertem Anstellwinkel in Richtung der Flügelvorderkante. Ein größerer Umschlag'wirbel, der bei der ebenen Platte (Bilder N. und 0) das, Entslehen von Einrollwirbeln bewirkt, ist wegen der Plauenwölbung erst bei Anstellwinkeln von über 20° zu erwarten

Bild V. Der Ablösungspunlil A P liegt wegen der größeren Profildicke bzw. der etwas stärkeren Krümmung der Flügel-nberseite weiter von der Flügelhinterkante entfernt als beim dünneren Profil G 417 a (vgl. Bild R)

Bild W. Der Ablösungspunkt A P ist mit vergrößertem Anstellwinkel in Richtung der Profilnase gewandert

78

Modellflug

IM. 8 (194$). N.8

Betrachten wir nach diesen Feststellungen einmal das dicke Profil G 625 im Kennzahlbereich des Modellfluges, so finden wir sofort die Erklärung dafür, warum dieses Profil für den Modellflug ungeeignet ist. Wcceti der dicken, gut gerundeten Profilnasc kann dort eine wirbelige Grenzschicht nicht entstehen. Die Grenzschicht Hießt also laminar und reißt schon ati der höchsten Erhebung der Profiloberseile wegen ihres schlechten Haftungsvermögeus ab. Dieser Zustand triff] für alle positiven Anstellwinkel zu.

Das Strömnngsbild auf der Unterseite aller Flugmodell-Tragflügelprofile steht im Zeichen der schlichten Grenzschicht. Nur bei stark negativen Anstellwinkeln, die aber für den Modellflieger praktisch uninteressant sind, springt die schlichte Grenzschicht in eine wirbelige um.

Die folgende Zusammenstellung gibt noch einmal einen Überblick über die vorstehend getroffenen Feststellungen:

Gegenü berstcllung der Eigenschaften dreier verschiedener Tragflügelprofile

Wie nun die Versuche von Schmitz ergeben haben, kann der Modell 11 ieger auch das dicke wie überhaupt jedes Trag-flügelprufil für sein Flugmodell benutzen, und zwar durch ciue einfache bauliche Maßnahme, die darin bestellt, daß in einem Abstand von etwa l/iti der Flügeltiefe ein dünüer Draht oder ein Bindfaden als Turbuleuzgeber vor die Pro Kinase in deren Richtung gespannt wird. Eine spitzere Profilnase wirkt ebenfalls als Turbuleuzerzeuger, aber nicht so gunstig. Diese Erzeuger der wirbeligen Grenzschicht können allerdings nirht vermeiden, daß bei sehr großer Profildicke oder sehr starker Wölbung die wirbelige Crenzschichl am Flugmodell früher abreißt als am großen Flugzeug. (Dagegen sind alle Maßnahmen künstlicher Turbulenz am großen Flugzeug schädlich, da hier der überkritische Zustand sowieso immer vorhanden ist und die künstliche Verdickung der turbulenten Grenzschicht die turbulente Wandreibung vergrößerl und dadurch sogar ein früheres Abreißen der Strömung herbeiführt,)

Für Flugmodelle (ohne Turbulenzdraht) sind nach Schmitz für die Profilauswahl etwa folgende Verhältnisse zu wählen:

Miltellinienwölbung f, größte Dicke d und Nasenradius r in Abhängigkeit von der ReynoldsschenZahl* ausgedrückt in % der Flügeltiefe:

Wir fassen zusammen: Es muß vermieden werden, daß der Fliigzusland am Flugmodcllfiügel ..unterkritisch" ist. Der überkritische Zustand wird durch folgende Maßnahmen erreicht:

1. Durch eine richtige, der Reynoldsschen Zahl angepaßten Profilaumiahl, die sich in den Grundsalz zusammenfassen läßt: je kleiner das Flugmodell bzw. seine Rcynoldssrhe Zahl, um so dünner muß das Flügelprolil und um so spitzer muß die Prokinase sein.

2. Der überkritische Flugzustand kann auch hei kleinen Revnoldssrhcn Zahlen auch am dicken Profil erzwungen »Verden durch Maßnahmen künstlicher Turbulenz.

Betrachtungen zu Einzelheiten des Flugmodellentwurfs

Von Soldat Richard Eppler, Schwab. Hall

Der Tragflügel

Der Tragflügel ist der wichtigste Teil des Flugmodells; denn er vermittelt diesem seine Flugfähigkeit. Leirler herrscht über seinen Entwurf, insbesondere hei dcii jungereu Modell fliege™, häutig wenig Klarheit. Man sieht immer wieder >ii'- Srchönsten Ova|rümpfeT an denen Tragflügel „kleben11, die jeder Beschreibung spotten*

Es erscheint deshalb notwendig, in dieser Zeitschrift einmal ^rundiiJLzlieh die Fragen zu behandeln, die heim Entwurf

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Abb. 1. Verschiedene Tragflügel]armen

a — tTinklpr"-t^nietc, h — Happeln V-Furnx, c — ritBif« l^-Formr \*i ■ einfache V-Fatm, s = Fafnlr-Knick, LcipiägeT £ tilg?]form

eines Tragflügels beachtet werden müssen. Jn dem nachstehenden Abschnitt sollen Erfahrungen zusammengefaßt werden, die nicht nur im paktisehen und theoretischen Modellflug, sondern auch in vielen Segelflugstunden gesammelt wurden.

Zunächst zur Pro Iii Bitswahl. Hierzu habe ich nach den Aufsätzen im Hefi 3/1943 dieser Zeilschrift nicht mehr viel KU sagen. Man wählt zur Erreichung eines guten Gleitwinkels bei allen Flugmodellen ein so dünnes Profil, wie es Festigkeit und Verzugsgcfahr des Tragflügels gerade erlauben. Geringere Fluggeschwindigkeit wird durch Wölbung des Profils und durch kleine Flächenbelastung erreicht. (Letztere ist mitbestimmend für das Schlankheitsverhältnis ries Tragflügelgrundrisses.)

Nun zur Ansicht des Tragflügels von vom. Das Ausmaß der V-Fortu richtet sich je nach dem Entwurf des Flugmodells. Es liegt etwa zwischen 8 bis 12 vH der Spannweite. In Abb. 1 sind die besten und zweckmäßigsten Trag-ftiigelformen aufgezeichnet.

Wie verhalten sich nun im Hinblick auf die Darstellungen der Abb. 1 die einzelnen Tragflügel bezüglich Gleitflugleistung und Flugeigenschaften?

Hinsichtlich der Glcitflugleistung wäre ein völlig waagerechter Tragflügel der heste. Beim V-förmigam Tragflügel nimmt die Gleitzahl im Verhältnis Spannweite : wahre Länge des Tragflügels ab. Im selben Maß nimmt die Sinkgeschwindigkeit zu. Außerdem tritt durch jeden Flügelknick noch eine Verschlechterung ein. Einfache und runde V-Form wären also am besten.

Abb. 2. Tragflügel guter Flug- und llorhsturteigenschiiftrn

Da nun aller auch die Querstabililät in hohem Muli, den Flligerfolg entscheidet, gilt es, den Tragflügel zu finden, der hei möglichst wenig Leistnngsvcrlust die beste Querstabi-liliit besitzt. Dies ist die Form, die ich in Abb. 1 als doppelte V-Form bezeichnet habe. Der Winkler-Knick ist meines Kraehtens nicht so gut, da er eine ziemlich tiefe Auftriebs-niittelpunktlage hat,

Zur Erreichung eines stabilen Kurvenfluges sollte der Fafuir-Knick bevorzugt werden, wie ihn z. B. das bekannte Segelflugzeug „Minimoa'* besitzt. Da» genannte Segelflugzeug liegt so stabil in der Kurve, daß man eine nicht geringe Kraft anwenden muß, um dieselbe zu beenden. Das mit dem Fafnir-Knick versebene Flugmodell neigt jedoch leicht zu Steilkteisen, die mehr nach Kuustflug als nach Segelflug aussehen. (Einwandfreie Thermikkreise erreicht man hei jeder Tragflügelform durch folgende Rudereinstellung:

Flügelemlen die Querstubilität beeinträchtigt wurde oder hei großer V-Forrn sieh die Gleit fluglcislnng verminderte. Bei Beeinträchtigung der Querstabiiiläl nimmt natürlich auch die Kursstahilität ah.

Einen goldenen Mittelweg stellt nach meinen Versuchen das in Abb. 3 gezeigte Nurflügel-Flugmoilell dar. Es ist um alle Achsen überraschend stabil. Wird es durch Boen aus der Querlage gebracht, so führt es, ohne seinen Kurs zu ändern, eine gedämpfte Pendelbewegung um die Längsachse aus. Es kann senkrecht auf die Flügelspitze gestellt werden, ohne seinen Kurs wesentlich zu verlassen. Diese Stabilität ist hei einem Normal flu gm od eil nicht erreichbar.

Das Normal- und das V-Leitwerk

Hinsichtlich des Leitwerkentwurfes soll hier über Erscheinungen gesprochen werden, die vielen Modelffliegeru noch unbekannt sind oder mindestens nicht folgerichtig beachtet und ausgenutzt werden. Für die folgenden Ausführungen wird vorausgesetzt, daß .die Wirkungen, die bei einem gewöhnlichen Flugmodell durch Quer-, Höhen- und Seilen-ruderausschläge hervorgerufen werden, bekannt sind.

Es gibt Falle, in denen nun nicht die erwartungsmäßige Buderwirkung auftritt. Verwinden wir z. B. das Höhenleitwerk, so fluden wir, daß unser Flugmodell entgegengesetzt der Verwendung kurvt. Hat also der linke Teil des Höhenleitwerkes mehr Anstellwiukel als der rechte, so kurvt das Flugmodell nicht nach rechts, sondern links. Erklären läßt sich diese Erscheinung damit, daß die weniger angestellte

Abb. 3. Nürflügel-Flug-madell mit guten Stabilitätseigenschuften und Flugleistungen

Seitenruder in der Kurvenricbtiiug und Querruder schwach dagegen. Diese Rudereinstellung ist auch beim Thcrinik-scgeln mit bemannten Flugzeugen vorteilhaft.)

In bezug auf die Vermeidung einer Üherquerstabilität (Pendeln des Flugmodells um die Längsachse) ist die Leipziger Flügelform die be*le, Sie Andel aber wegen der schon genannten Gefahr des Steilkreisens nur beim NurlKigel-Flugmoilell Anwendung, wo auch die Üherquerstabilität am leichtesten und häufigsten auftritt. Auf weitere besondere Verhältnisse beim Nurflügel wird weiter unten eingegangen.

Welche Tragflügel form wenden wir nun bei dem jeweiligen FlugmodcUentwurf am vorteilhaftesten an?

Beim Molorflugmodcll gilt es, bei guter Querstabililät beste GJeitflugleisluugcu zu erreichen. Dies führt zur doppelten V-Form. Dasselbe gilt für Hangsegelflngmodelle. Sind hier hei doppelter V-Fortn die Rumpfseilennachen gut verteilt, d. lt., ist beim seitlichen Ah rutschen das Drehmoment der hinter dein Schwerpunkt liegenden Rumpfseiten-flächeu nur wenig größer als das der davor Liegenden, dann ist auch die erforderliche Richtungsstabilität gewährleistet.

Beim Tbermiksegelflugmodell ist eine gute Hochstartlage von großer Wichtigkeit. Sie wird seltsamerweise durch tiefe Lage des Auflriehsmittelpunktes erreicht. Der Winkler-Knick bewährt sieh also am besten. Ja sogar das Extrem dieser Flügelform, das in Abb. 2 dargestellt ist, bewährt sich sehr gut. Die Querstabilität ist bei diesem Flugmodel] durch den großen Hebelarm der „Ohren" überraschend gut.

Nun zum Nurflügel: Hier benötigt man bei Verwendung einfacher V-Form, des Wiukler-Knicks oder gar doppelter V-Form große Rumpfseitenflächen oder sonstige über der Längsachse liegende Seitenflächen zur Behebung der Über-querstabiJität. Dadurch geht sehr viel Flugleistung verloren. Außerdem wird die Ricblungsstahililät des Flugmodells stark beeinträchtigt. Aus diesen Überlegungen entstand die Leipziger Flügelform. Sie hatte jedoch bei manchen Flugmodellentwürfen den Nachteil, daß durch die abwärts gerichteten

SchnittA-B Schnitt C-D

Seite des Höhenleitwerkes als Höhenruder wirkt und damit rliese Seile des Flugmodells gehoben wird,

übertragen wir nun diese Tatsache auf das V-Höhenleit-vterk, so stellen wir fest, daß das V-Leitwerk die Querstahi-litat nicht erhöht, sondern vermindert. Das heißt: wird ein Flugmodell mit V-Leitwerk durch eine Bö schiefgelegt, so liefert auf der bangenden Seite des Flugmodells das

Abb. 4. Vorderansicht und Draufsicht eines besonders rielttungsilabilen Hangsegelflugmodells

Höhenleilw erk mehr 9oftrieh, was auf dieser Seile Tiefenruder darstellt. Es entsteht also ein dem aufrichtenden Moment des V-förmigen Tragflügels entgegenwirkendes. Wir erreichen also mit dem \ -Leitwerk genau das Gegenteil von dem, was wir vielleicht wollten. Dies gilt vor allein für das trag null, <1. h. uuflriebliefemd gestaltete V-Leilwerk.

Doch nun eine brauchbare Eigenschaft des tragenden V-Lcitwerkes: Haben wir nämlich gemäß Abb. 4 einen pfeil-lürmigen Tragflügel und tragendes V-Leilwerk, so bewirkt diese Anordnung, daß unser Flugmodell im Hangsegelflug eine größere I.icbtuugsstahilität besitzt als ein gewöhnliche«, |>ies klingt zwar etwas seltsam, kann jedoch durch Verbuche leicht bewiesen werden. Hierzu ein Beispiel:

Kektiiuillieli nimmt am Hang die Geschwindigkeit des Windes mit der Höhe zu. Will also ein Flugmodell am Hang nach rechts uns dem Wind drehen, so kommt der linke Flügel

in stärkeren Wind, bekommt also einen größeren Anstellwinkel. Heim gewöhnlichen Flugmodell entsieht durch den größeren Anstellwinkel ein weiterdrehendes Moment, durch den erhallten Widerstand ein rüekdrehendes. Sind beule Momente gleich stark, so erfährt das weitere „Aus-dem-Wind-drehen" weder eine Beschleunigung noch eine Verzögerung, Bei dem Flugmodell mit pfeif förmigem Tragflügel und tragendem V-Leitwerk entstehen zwei rürkdreheude Momente, wie durch folgerichtiges Überlegen nach dem obigen Beispiel leicht festgestellt werden kann. Das Flugmodell kehrt also in die Flugrich lutig genau gegen den Hangwind zurück. Ja, man kann das Flugmodell sogar auf leichten Kurveiiflug einstellen, ohne daß es an den Hang, zurückfliegt. Erst wenn es den Auf vvindhereich des Hanges verlassen bat. beginnt es zu kurven und ist damit befähigt, thermisch zu segeln.

Nachrichten des Korpsführers des NS-Fliegerkorps

Deutsche Modellllug-Höchstleistungen nach dem Stand vom 1.7.43

( Die seit der letzten Veröffentlichung iieuauerkannttm Modellflttg-HÖchsthistttngen sind durch Fettdruck hervargekaben.)

1. 1 iii In Ii 11 ii mit-ih

/. Segelflugmodelle Klasse: ßumpfsegeliliigmodellc

Ilandstarl-Slrecke: W. Saerbeck, Eorgborsl 13 000 in

Iluiidslarl-Dauer: //. Schubert. Melz-Monte-

uich..................., , , 40 min 08 s

Hochstart-Strecke: G. Studier, Nürnberg . . 19050Iii

Hoehslart-Dnuer: K. Schumacher, Karlsruhe 1 b 3.i min 07 i

Niirfliigcl-Segelflugmodclle

A. Herrutann, Nord^

Klus st

El and start-Strecke:

bansen...................

Hauilstarl-Daue.; K. Schmidtberg, Frank

fürt a. M................. .

II ochst art-Strecke: lt. Kolenda, Essen . . Hochstart-Dauer: 'noch offen........

2373 in

37 min 41

10 400 in —■ min — s

2. Motrirfl ttgmodelle Klasse: Rumpftlugiundelle mit Gummimotor Itodcnslart-Slrecke: ff. Wenzel. Hannover . 11 12.ri in

Itodcnstart-Dauer: A. Militky. Gajilunz a, i\. 20 tritt) 35 s

Geschwindigkeit t noch offen........ — km/h

Klaffe: Nuriliigcl-Flugmodelle mit Ciiimnimiilur

Itodenslarl-Slrecke: noch offen ........ —m

Hndcuslarl-Daiier: G. Salt, Königsberg/Pr.'. 4 min 16 s

Klasse: Rumpf flu gm od eile mit Verbretiuiiiigsninl.tr Hodenstart-Strecke: G. Eipinski. Hannover 33 900 m

Rodenslart-Dauer: }. Schmidt, Allenstein , 1 Ii 15 min 33 s Geschwindigkeit: noch offen......... — km/h

Klasse: Nurlliigcl-Flugmodellc mit VerbreniiimgRiiiolor Hodenstart-Strecke: K. Damienfeld, Uelzen 5500 in

l.odcnslarl-Hauer: K. JJanneufcId. Uelzen . 22 min —- s

Klastc:* W usserflugmodcllc mit Guminimolor

Wasscrsiarl-Strecke: E. Richter, Wiesbaden 2650 m

Wasserstart-Daiier; IL Hebel, Hannover . . 15 min 42 s

Klasse: Wasserflugmodelle mit Verbrcn.....igsmntor

Wrasserstart-Strecke: G. J.ipinskL Hannover 25 150 m

Wasserstart-Dauer K. Ilereudt, Kothen . . 41 min — s

Klasse: Schwingenllugmodclle mit Gummi motu r

Handslarl-Dauer: noch offen........ —min —s

Uodeustart-Dauer: -I. Militky, Gahlonz Ii. IN. —min 50 s

Klasse: SrbwingciiHngtnodelle mit Verbrennungsmotor Handalart-Slrceke: noch offen ........ —m

Handslart-Dauer: ■(. Lippisch, Augsburg , . 1 fi min 08 s

Bodenstart-Slreeke: noch offen....... —in

Hodenstarl-Dauer: .4. Lippisch, Augsburg . . 4 min 15 s

Klasse: Dreblliigel-Flugmodelle mit Gummimotor

Handslart-Dauer: noch offen......... —min —s

Hodenslart-Hauer: noch offen........ —min — a

Klasse; Drchflügel-Flugmoilelle mit \ erhreiiiinngsmulor

Handstart-Dauer: noeh offen......... —-min —a

Bodenstarl-Daue.r: noch offen ........ —min —a

IL Holl eil flu gm od eile

Klasse: Filmhespaiintc Hullen flugmodcllr

1 laudstarl-Daucr: IL Kermrß, München-Pasing ..................... 13 min

Klasse: Papier bespannte Halle nflugmodelle

Handslart-Dauer: ff. K er meß, München-Pasing..................... 9 min

Klasse: Filmbespannte rsiurfliigel-HullenHugiiiodellc Haiidstarl-Daiicr: Ii. Eppler, Scbwäbiscb-Hall 13 min

Ktasse: Pupierhespanute NurflÜgei-Halleiillugmodelle

Handstart-Dauer: M. Budnawski, Königs-

berg/Pr..................... 7 in in

Klasse: Schwill gen-Ha Heuling modelte Haiidstarl-Daucr: A. Kugler. Augsburg . . 5miu

Klasse: Ilrelifliigel-Hulleiiflugmodellc

Handslart-Dauer: 4. Mitilkv. Gablonz a.N. ] min

37»

28 s 33 ■

12 s 47 s 31 s

Inhalt des Schriftteils

Seite

Seit

Her über- und iin lerkritische Strönningszusland am Tragflügel des Flugmodells. Von MSFK-Sturtnführcr Horst Wiukler.....', . . "......73

lictrachtuugeti zu Einzelheiten rles Flugmodellentwurfs. Von Soldat Richard Eppler..........78

Deutsche Modellflug-Hörhstleistungeu nach dem Stand vom 1.7,43...........'. , , . »0

Hanplaii: Verbreiinutigsinolor-Flitgmodell ,.KS 22" Unteroffizier lt. Keruieü.

Von

Htrauagtber: Der Korpsfiihrvr des NativnatsQxiatisiiKhtn FliigtrkQrpB* Berlin WIS. Haaptscktiftltittr; Hont Winkltr. LtjhnitxjNordbahn, Schillvratr. 1.

Ftmiprechtr: Oranienburg 2297. VeranttbOTllith fär dit technischen Zeichnungen: SehrifileituT Paul Armety Zeuthen L. Berlin, Donauatr, 8. Vtrlag von I?. S. Ittittter £ Sohn, Itsrlin SW 68. Dr\ick: Ernst Siegfried Mittltr und Sohn, Burtidrurfterei, Sertin. -4 nzeigenleiier und i't snlu'srl (ich für den Inhalt dir Ameigen: P. Fallunhtrg, Berlin W W. Zur Zill gilt Aneeigen-Preiililte Nr. 2. Eineeihtfl Hit 0,6Q. Beiugtprtii vierteiftMich RM I,S0,


Hinweis zum Urheberrecht
Erlaubnis zur Retro-Digitalisierung und Veröffentlichung auf der Digitalen Luftfahrt Bibliothek am 2. Mai 2022 erteilt durch die Maximilian Verlag GmbH & Co. KG. Die Zeitschrift „Deutsche Luftwacht - Ausgabe Modellflug“ wurde von 1943 bis 1944 über den Verlag E. S. Mittler & Sohn, Berlin, vertrieben. Rechtsnachfolger ist die Koehler-Mittler-Verlagsgruppe, heute ein Unternehmen der Tamm Media, Hamburg.


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