Orni 2
Das Programm ermöglicht zumindest näherungsweise eine quantitative Beschreibung der Dynamik und Aerodynamik von profilierten Schlagflügeln. Vor allem der zahlenmäßige Vergleich bei Veränderungen diverser Schlagflügel-Einflussgrößen ist damit möglich.
Für die Berechnung werden profilierte Schlagflügel und quasistationäre Strömungsbedingungen vorausgesetzt. Die Berechnungen führen also nur beim schnellen Vorwärtsflug mit relativ kleinen Schlagfrequenzen zu brauchbaren Ergebnissen (große Vögel, Fliegen mit dem Auftrieb).
Zum zum besseren Verständnis der nachstehenden Ausführungen sollten die Webseite <http//:www.ornithopter.de> und der
"
Das Rechenverfahren konnte bisher bei der Anwendung im Modellbau nur per Augenschein, aber noch nicht durch Messungen bestätigt werden. Daher ist Vorsicht geboten. Der Autor übernimmte keinerlei Gewähr für die Richtigkeit und Vollständigkeit der Berechnung und der gemachten Angaben.
- Das Programm ist mit der Software "Mathcad 13" geschrieben.
- Der Schutz des Arbeitsblattes kann mit Mathcad nach dem Speichern im xmcd- Format
- Im Normalfall sind nur die nachfolgend gelb markierten Felder zur Eingabe erforderlich.
.
Inhalt
1. Paramter für das Rechenmodell ..................................
2. Gleitflug
2.1 Modellabmessungen
2.2 Gleitflug- Konstanten .......................................................
2.3 Flügelortdaten
2.3.1 Integrationsverfahren ..................................................
2.4 Flügekräfte
2.5 Örtliche Profilwerte
2.5.1 Drehmoment ................................................................
2.6 Gleitflug- Ergebnis
3. Kraftflug
3.1
3.1.1 Quasistationäre Strömungsbedingungen .....................
3.1.2 Rechenstützstellen ......................................................
3.1.3 Integrationsverfahren
3.1.4 Zirkulationsfaktor
3.2
3.3 Phasenwerte zum Betrachtungszeitpunkt
3.3.1 Zirkulationskennzahlen allgemein
3.3.2 Zirkulationskennzahl in Aufschlagmitte
3.3.3 Zirkulationskennzahl in Abschlagmitte
3.3.4 Zirkulationskennzahlen für den Horizontalflug ..............
3.3.5 Zirkulation im Phasenverlauf
3.3.6 Querkraftverteilung
3.3.7 Örtliche Profilwerte
3.3.8 Drehmoment
3.3.9 Kräfte am Schlagflügel
3.3.10 Schlagmomente .........................................................
3.3.11 Kurbelantrieb .............................................................
3.3.12 Schlagleistungen
3.4
3.5
3.5.1 Kräftegleichgewicht in z-Richtung ................................
3.5.2 Kräftegleichgewicht in x-Richtung ................................
3.5.3 Kraftflug-Gleichgewichtsuche
4. Gleitflugprogramm ........................................................
5. Fehlerbetrachtung ........................................................
Eingangsparamter für das Rechenmodell
Die Größe der Eingabewerte wird nicht kontrolliert. Sie stehen untereinander in Beziehung und sollten nach modellbautechnischen Gesetzmäßigkeiten plausibel sein. Bei nicht so gebräuchlichen Größen werden zur Information hinter den Wertzuweisungen Wertebereiche aufgeführt, die etwa einzuhalten sind.
Das Beispiel entspricht etwa den Werten eines
Modellmasse
Modellrestwiderstand
bezogen auf die
Flügelfläche
Spannweite
Streckung
relativer Abstand des Flügel-
umrissknicks von der Flügelwurzel,
bezogen auf die Halbspannweite
Werte 0 bis 1
relative Flügeltiefe an der
Flügelspitze, bezogen auf die Flügelwurzeltiefe
Werte 0 bis 1
Bei rechteckigem
Umriss (yk = 1)
ist ls wirkungslos
relative Flügelmasse
bezogen auf die Modellmasse
etwa 1/5 der
Modellmasse
relativer Flügelschwerpunkt-
abstand
bezogen auf die Halbspannweite
Abstand des Flügelholms vor
dem 1/4-Punkt des Flügelholms
mittlerer Auftriebsbeiwert
Zirkulationskennzahl
(
Werte
8 für elliptische Auftriebsverteilung
Fluggeschwindigkeitsfaktor *)
Kraftflug/Gleitflug
Werte
Modell-Steiggeschwindigkeit *)
Werte
*)
Die dabei ermittelten Werte sind dann im Bedarfsfalle hier einzusetzen.
minimal zulässige
Zirkulationskennzahl
beim Aufschlag
Werte 0 .. 5
-20 = ohne
Begrenzung
maximal zulässige
Zirkulationskennzahl
beim Abschlag
Werte
10 = ohne
Begrenzung
Vorschlag für die
Flügelschlagfrequenz
(wie bei einem Vogel
mit diesem Gewicht)
gewählte Flügelschlagfrequenz
(Sie wird insbesondere durch die
Flügelkonstruktion begrenzt.)
Werte 1 bis 4
Schlag-Endlagenwinkel,
gemessen von Schlagmitte
Werte
Wirkungsgrad des Antriebs
(Leistungsverluste von Motor,
Getriebe, Mechanik und
Flügelverwindung)
Akku-Energie
(Zellenzahl [8] x
Zellenspannung [1,0 V] x
Ladung [2Ah*3600 = 7200 As bzw. C])
Viskosität der Luft
Luftdichte
Fallbeschleunigung
Anzahl der Rechenstützpunkte längs der Halbspannweite
und während eines Taktes
Werte etwa
10 bis 40,
nur geradzahlige,
ganze Werte
Es werden die Profildaten vom CLARK-Y (11.7) verwendet. Sie sind in einem eigenen Arbeitsblatt enthalten (siehe folgender Verweis).
Der Nullauftriebswinkel und der Auftriebsgradient der Profildaten sind auf den Rezahlbereich der EV-Modelle abgestimmt. Auch die Grenzwerte des ca-Arbeitsbereiches folgen aus der Flügelbauweise dieser Modelle.
Bei hohen Genauigkeitsanforderungen ist ihre Festlegung an die gewählten Abmessungen anzupassen.
Orni 2 und die Profildatei sind im gleichen Verzeichnis zu speichern. Andernfalls ist der Verweis zur Profildatei anzupassen.
Das Rechenprogramm funktioniert nur mit korrektem Dateiverweis.
Hinweis
Mathcad unterscheidet Namen nicht nur nach den verwendeten Zeichen, sondern auch nach der Schriftart. Die hier verwendete Schriftarten sind:
______________________________________________________________
Variable
Vektor
Zahlenfeld
Variable "s"
Eine Matrix ist ein rechteckiges Zahlenfeld.
Ein Vektor ist eine Matrix mit nur einer Spalte.
G
N
K
0
2
2.1
mittlere Flügeltiefe
Flügelfläche
spezifische Flächenbelastung
Modellgewichtskraft
Flügelgewichtskraft
Halbspannweite
Um Kollisionen mit der Einheit s = sec zu vermeiden wird beim Schreiben der Halbspannweite s die Formatvorlage "Benutzer 3" verwendet.
2.2 Gleitflug-Konstanten
Fluggeschwindigkeit im Gleitflug
Gesamtzirkulation im Gleitflug
Staudruck im Gleitflug
Restwiderstand des Modells
mittlere Rezahl im Gleitflug
Auf "s" bezogener,
relativer Druckpunktabstand
von der Flügelwurzel
Flügelwurzeltiefe
Um die bei den Flügel-Eingangsparametern y
2.3
Iterationswerte
Für die Zählung der Flügelorte längs der Halbspannweite wird die Variable "j" verwendet.
Alle mit diesem Index versehenen Werte sind Größen an einem Ort des Flügels längs der Halbspannweite.
Abstand von der Flügelwurzel
2.3.1
Zur Integration einer Größe längs des Flügels wird hier das numerische Rechenverfahren von Simpson angewendet. Die allgemeine Gleichung für die Integration, beispielsweise für eine Kraft an einer Flügelhälfte mit der Halbspannweite s, lautet dann
Bei diesem Rechenverfahren dürfen nur geradzahlige Werte von n zur Anwendung kommen.
Die einzelnen Funktionsgrößen f
Die ganzzahligen Faktoren, mit denen beim Verfahren von Simpson die Größen am jeweiligen Flügelort multipliziert werden, sollen hier zentral beschrieben werden. Sie sind dann bei allen Integrationsmaßnahmen nach folgendem Schema anzuwenden.
Bei Berechnungen längs der ganzen Spannweite ist anstelle der Halbspannweite s die Spannweite b einzusetzen.
Bei der Festlegung des Faktors c
Faktor für örtliche Integration
oder in Form einer Funktion geschrieben
deren Aufruf erfolgt mit
Flügeltiefe
Bei dem früher von mir beim
Abb. 2.3-1
Dagegen fehlen bei der Zirkulationsbeschreibung von R. T. Jones Angaben über die dazugehörige Flügeltiefenverteilung. Es wäre allerdings selbst bei vorhandenen Angaben schwierig (wie bei A. Betz), einen schlüssigen Kompromiss zwischen den unterschiedlichen theoretischen Flügeltiefenverteilungen vom Auf- und vom Abschlag zu finden. Beide Takte arbeiten ja mit unterschiedlichen Zirkulationsverteilungen und demzufolge mit entsprechend unterschiedlichen, theoretischen Flügeltiefenverteilungen.
Das Verfahren von A. Betz wurde früher insbesondere für manntragende Flugzeuge mit starren Tragflügeln verwendet. Die Fehlerabweichungen durch die dann aber praktisch angewendeten, eckigen Flügelumrisse hat man dabei inkauf genommen. Das soll hier auch für Flugmodelle und dem Verfahren von R. T. Jones so gehandhabt werden. Hier wird der eckige Flügelumriss sogar schon bei der theoretischen Berechnung eingesetzt.
In Funktionsschreibweise
Ihr Aufruf erfolgt mit
Trägheitsmoment des Schlagflügels
Das Trägheitsmoment des Schlagflügels wird an Hand des Flügelflächenmomentes ermittelt. Es wird also so getan, als ob das spezifische Gewicht pro Flächeneinheit in allen Flügelbereichen gleich groß ist.
In der Praxis wird man natürlich versuchen den Flügel an der Flügelspitze deutlich leichter zu machen als an der Flügelwurzel. Auf diese Weise wird das praktisch erzielte Trägheitsmoment kleiner sein als hier angegeben. Die hier gewählte Berechnungsmethode führt also nur zu einem ersten Näherungswert.
Mit Hilfe der Flügeltiefenverteilung kann man für das Trägheitsmoment J
Durch Integration über die Spannweite erhält man
Dieser Wert gilt für beide Flügelhälften zusammen.
2.4 Flügelkräfte
Zirkulationsverteilung
In der klassischen Tragflügeltheorie gibt es zwei Möglichkeiten sich der Aerodynamik eines Tragflügels zu nähern.
Allgemein üblich ist heute, die Auftriebsverteilung und den Widerstand bei gegebener Flügelform zu bestimmen, also aus Profildaten, Umriss und Flügelverwindung. Die andere Möglichkeit ist die Bestimmung der Flügelform bei gegebener Auftriebsverteilung. Letzteres Verfahren wird hier angewendet.
Die Beschreibung der Auftriebs- bzw Zirkulationsverteilung erfolgt nach einem Verfahren von R. T. Jones. Außerdem werden Profil und Flügelumriss vorgegeben. Damit lässt sich dann die dazu passende Flügelverwindung bestimmen.
Nach R. T. Jones gilt für die Beschreibung der Zirkulation längs der Halbspannweite
Für den Ausdruck in der eckigen Klammer ist zur leichteren Handhabung das Schreiben einer Funktion zweckmäßig. Um gleichzeitig eine Division durch Null zu vermeiden, wird an der Stelle j = 0 nur der relevante Teil der Gleichung verwendet.
Für den Zirkulationsverlauf längs der Halbspannweite gilt dann
Damit lassen sich nun alle anderen erforderlichen Größen am Schlagflügel berechnen.
Rezahl
Auftriebsbeiwert
Die Einhaltung der Grenzwerte des c
Der nicht ganz harmonisch aussehende Verlauf im Bereich der Flügelspitze ergibt sich infolge der Zuspitzung des Flügels bzw. dem eckigem Flügelumriss.
Auftriebskraft
Abwindverteilung
Abwindwinkel
induzierter Widerstand
Zur Kontrolle kann man beim Gleitflug, bei dem der induzierte Widerstand genau entgegen der Flugrichtung arbeitet, den gesamten induzierten Widerstand noch auf eine andere Weise berechnen.
nach R. T. Jones gilt
bzw. wenn die Auftriebsverteilung elliptisch geformt ist.
Schlagmoment
Das Drehmoment des Flügels um seine Schlagachse wird hier generell als Schlagmoment M
Das Schlagmoment wird, wie im Kraftflug, für beide Flügelhälften zusammen angegeben. Es folgt aus dem Abstand des betrachteten Flügelortes y und der dort wirkenden Auftriebskraft F
über die Spannweite integriert ergibt das
Für den Gleitflug, bei dem die Auftriebskraft senkrecht zur Flugrichtung steht, kann man zur Kontrolle das Schlagmoment auch einfacher ermitteln. Es ist das Produkt aus der Auftriebskraft F
Mit steigender Anzahl der Betrachtungsorte "n" gleichen sich beide Werte einander an.
Biegemoment des Flügelholms
Das Biegemoment des Flügelholms M
2.5 Örtliche Profilwerte
Mit Hilfe von c
Anstellwinkel der Profilsehne
Profilwiderstandsbeiwert
Profilwiderstand
Momentenbeiwert
Einstellwinkel
Für den Bau des Schlagflügels ist es vorteilhaft, auch die Flügelverwindung des Gleitfluges zu kennen. Dazu wird die Differenz des Einstellwinkels längs der Spannweite
2.5.1
Das Drehmoment des Flügels wird aus der Normalkraft F
Abb. 2.5.1-1
Beiwert der Normalkraft
Normalkraft
Sie steht immer senkrecht zur Profilsehne
Druckpunktrücklage
Um eine Division durch Null zu vermeiden, schreibt man für den Druckpunktabstand e
Bei großen Anstellwinkeländerungen wächst die Druckpunktrücklage e ins Plus- oder Minus-Unendliche. Aus programmtechnischen Gründen wird sie hier auf 3/4 der Flügeltiefe begrenzt ( = Flügeltiefe hinter dem 1/4 -Punkt). Es kommen aber auch andere Werte von e
Druckpunktrücklage hinter dem Hauptholm
Drehmoment
Das Drehmoment MD des Schlagflügels um den Hauptholm ist insbesondere bei der konstruktiven Gestaltung der Flügelverwindung hilfreich. Da diese hier nicht festgelegt ist, werden die Auswirkungen des Drehmoments nicht weiter untersucht.
2.6 Gleitflug-Ergebnis
Folgende Werte wurden bisher ermittelt.
Auftrieb
induzierter Widerstand
Profilwiderstand
Restwiderstand
Gesamtwiderstand
mittlerer Auftriebsbeiwert
induzierter Widerstand
Profilwiderstand
Restwiderstand
Gesamtwiderstand
Fluggeschwindigkeit
Gleitzahl des Modells
oder
Mit steigender Anzahl der Betrachtungsorte "n" gleichen sich beide Werte von
Sinkgeschwindigkeit
Gleitwinkel
Schwebeverlustleistung
3. Kraftflug
3.1 Kraftflug allgemein
3.1.1 Quasistationäre Strömungsbedingungen
Bei dem hier angewandten Rechenverfahren werden am Schlagflügel quasistationäre Bedingungen vorausgesetzt. Dabei wird angenommen, dass sich die Strömung innerhalb eines Zeitschrittes (einer Phase) der Berechnung nicht ändert. Auch instationäres Strömungsverhalten bleibt unberücksichtigt.
In jeder Phase des Flügelschlags werden insbesondere die jeweilige Anströmung und die Zirkulationsverteilung längs der Spannweite vorgegeben und dann die Flügelwerte wie bei einem stationären Zustand (z. B. Gleitflug) berechnet.
Auf diese Weise - also durch Aneinanderreihung unterschiedlicher, stationärer Zustände - ergibt sich der zeitliche Kraftverlauf unter "quasistationären Bedingungen".
Am Ende werden die einzelnen Phasenwerte einer berechneten Größe zum Ergebnis der ganzen Schlagperiode zusammengefasst.
Dieses Verfahren führt aber nur beim schnellen Vorwärtsflug mit relativ kleinen Schlagfrequenzen zu brauchbaren Ergebnissen (große Vögel, Fliegen mit dem Auftrieb). Bei hoher Schlagfrequenz gelten andere aerodynamische Gesetze.
Nach Walter Birnbaum kann man noch wie unter stationären Bedingungen rechnen, wenn die Wellenlänge des Flügelschlages mehr als etwa 30 Flügeltiefen beträgt. Erich v. Holst sieht stationäre Bedingungen noch erfüllt, wenn das Ergebnis aus Halbspannweite x Schlagfrequenz / Fluggeschwindigkeit kleiner 0,1 bis 0,2 ist. Dieser Wert wird als "Reduzierte Frequenz" bezeichnet. Bei Überschreitung der Grenze kommt es insbesondere zu einer Phasenverschiebung zwischen
Die reduzierte Frequenz wird insbesondere im Fachgebiet der Aeroelastik bei der Betrachtung der Aerodynamik schwingender Bauteile angewendet. Sie gilt dort, wenn der Auftrieb in den Umkehrpunkten der Schwingung verschwindet und anschließend jeweils in entgegengesetzter Richtung mit gleicher Verteilungsform komplett neu aufgebaut wird. Wenn man in so einem Falle in einem Zeitpunkt der Schwingung die Luftkräfte so berechnen will wie unter stationären Bedingungen, so darf die reduzierte Frequenz nicht größer als 0,2 werden.
Bei einem Schlagflügel im Reiseflug wird der Auftrieb in den Umkehrpunkten aber nicht Null. Er wird
Die Veränderungen des Auftriebs sind am Schlagflügel insgesamt sicher kleiner als bei der Defenition der reduzierten Frequenz angegeben. Man darf daher den Geltungsbereich stationärer Bedingungen beim Schlagflug sicherlich etwas erweitern. Gesicherte Aussagen gibt es darüber aber nicht.
Zur Kontrolle der gewählten Eingangsparameter wird im späteren Rechnungsgang die "reduzierte Frequenz"
Reduzierte Frequenz
bzw. nach anderer Quelle
3.1.2 Rechenstützstellen
Die Anzahl der Rechenstützstellen während einer Schlagperiode sollte etwa zur gleichen Rechengenauigkeit führen, wie die Anzahl der Rechenstützstellen längs des Flügels. Das wird
Abb. 3.1.1.-1
Anzahl der Rechenstützstellen während einer Schlagperiode
Iterationswerte
Alle Größen mit dem Index "i" sind Momentan- bzw. Phasenwerte während einer Schlagperiode
3.1.3 Integrationsverfahren
Auch zur Integration der Kräfte während eines Zeitabschnitts wird das numerische Integrationsverfahren von Simpson angewendet. Die allgemeine Gleichung für den zeitlichen Verlauf eine Kraftfunktion während einer Schlagperiode lautet in diesem Falle.
Die ganzzahligen Faktoren, mit denen die Größen f
In diesem Produkt aus Kraft mal Zeit
Kraftimpulswerte mit ihrer Einheit [mkg/s] sind aber wenig anschaulich. Da die übrigen Randbedingungen relativ übersichtlich sind, wird hier daher auf die Impulsbildung einfach verzichtet und statt dessen nur mit Kräften bzw. Kraftgleichgewichten gerechnet. Es gilt also
Bei der Festlegung des Faktors c
Faktor für zeitliche Integration
oder in Form einer Funktion
Der Aufruf der Funktion erfolgt mit
3.1.4 Zirkulationsfaktor
Der Zirkulationsfaktor k
Die Ableitung des Zirkulationsfaktors ist im Handbuch, Anhang D beschrieben. Hier wird zu seiner Beschreibung folgende Funktion verwendet.
3.2 Kraftflug-Konstanten
Dauer einer Schlagperiode
Modellfluggeschwindigkeit
Staudruck
Restwiderstand
3.3 Phasenwerte zum Betrachtungszeitpunkt
(Das sind Daten, welche die zeitlichen Veränderungen am Schlagflügel beschreiben, aber in dem betrachteten Zeitabschnitt der jeweiligen Phase konstant gehalten werden.)
Für Schlagflügelmodelle wird häufig ein Kurbelantrieb verwendet. Die zeitlich sinusförmige, schwingende Bewegung eines Kurbelzapfens wird hier der Schlagbewegung des Flügels zu Grunde gelegt. Sie lässt sich wie folgt beschreiben.
Zeitlicher Verlauf
Phasenwinkel
Die Untersuchung der Schlagflügelbewegung startet hier in der unteren Flügelendlage mit Beginn des Aufschlags. Damit ist die Aufschlagbewegung um 90 Grad bzw.
Anstelle der allgemeinen Gleichung für den Phasenwinkel einer Sinusschwingung
gilt hier
Schlagwinkel
An einem Schlagflügel kann man mehrere Drehbewegungen feststellen
Zur leichteren und eindeutigen Unterscheidung wird hier die erstgenannte Drehbewegung als "Schlagbewegung" bezeichnet.
In gleicher Weise werden auch andere Größen dieser Bewegungsrichtung umbenannt (z. B. in Schlagwinkel, Schlaggeschwindigkeit, Schlagmoment, Schlagleistung usw.).
Winkelgeschwindigkeit
Die Winkelgeschwindigkeit eines rotierenden Teiles mit umlaufender Bewegung ist allgemein
wobei n die Drehzahl pro Zeiteinheit ist
Für die mittlere Winkelgeschwindigkeit des Schlagflügels, mit seiner begrenzten Winkelbewegung während einer ganzen Schlagperiode, gilt entsprechend
der Drehwinkel
Hat der Schlagflügel einen zeitlich sinusförmigen Bewegungsablauf, so lässt sich analog zur allgemeinen Sinushalbwelle der Mittelwert der Winkelgeschwindigkeit auch aus ihrem Scheitelwert berechnen.
mit dem Scheitel
Daraus ergibt sich der Scheitelwert der Winkelgeschwindigkeit zu
und daraus wiederum der zeitliche Verlauf der Winkelgeschwindigkeit
Umfangsgeschwindigkeit eines Flügelortes
Dies ist die Geschwindigkeit eines Flügelpunktes auf seiner Bahn um die Schlagachse.
effektive Anströmgeschwindigkeit
Steht die Schlagebene senkrecht zur x-Achse des Modells bzw. zur Flugrichtung, so kann man dafür schreiben (siehe Abb. 3.3.9 -1 im Abschnitt "Kräfte am Schlagflügel")
Staudruck
Rezahl
Neigung der Bahnlinie eines Flügelortes
Definiert man den Neigungswinkel der Bahnlinie beim Aufschlag als negativ und beim Abschlag als positiv, so gilt
3.3.1 Zirkulationskennzahlen allgemein
Der Schub des Schlagflügels wird um so größer, je größer der Unterschied zwischen den Zirkulationsverteilungen von Auf- und Abschlag ist. Da mit profilierten Flügeln beim Fliegen mit dem Auftrieb generell nur wenig Schub erzeugt werden kann, wird hier bei nachstehender, automatischer Zirkulationskennzahlbestimmung versucht, diesen Unterschied immer so groß wie irgend möglich zu machen.
Begrenzt wird diese Zielsetzung insbesondere durch die Grenzwerte des Profilauftriebsbeiwertes c
Will man dagegen im Horizontalflug fliegen, ist kein so großer Schub erforderlich. Die Unterschiede der Zirkulationsverteilungen von Auf- und Abschlag können dann kleiner sein. Die Zirkulationsverteilungen werden also gegenüber dem Steigflug näher an die des Gleitfluges heran gerückt. Der Auftrieb wird dadurch gleichmäßiger und der induzierte Widerstand beim Abschlag kleiner. Um das im Rechengang zu erreichen, wird hier die Möglichkeit eingeführt, die Zirkultaionskennzahl durch Eingangsparamter (c
Die für einen Horizontalflug optimalen Zirkulationskennzahlen können hier nicht automatisch bestimmt werden. Sie sind manuell zu ermitteln. Die vorher berechneten Zirkulationskennzahlen des Steigfluges dienen dabei als Orientierungshilfe und als Grenzwerte.
3.3.2 Zirkulationskennzahl in Aufschlagmitte
Nachstehendes Verfahren zur Bestimmung der Zirkulationskennzahl beim Aufschlag basiert auf der Nullstellensuche der von Mathcad bereit gestellten Wurzelfunktion. Dabei wird zunächst eine mittlere Zirkulationskennzahl c
Um bei diesem Verfahren die Variation der Kraftfluggeschwindigkeit v
Bei der Nullstellensuche wird hier der Start- bzw. Anfangswert der Aufschlag-Zirkulationskennzahl mit Null vorgegeben.
Im Gleitflug beträgt der Druckpunktabstand von der Flügelwurzel etwa 0.42 x Halbspannweite. Beim Aufschlag wird dieser Druckpunktabstand kleiner. Bei einer Zirkulationskennzahl von c
Wandert der Druckpunktabstand über die Flügelwurzel hinaus auf die andere Seite des Schlaglagers (ins Negative), so wechselt das Schlagmoment des Flügels die Richtung. Der Flügel wird dann nicht mehr vom Flügelauftrieb bewegt, sondern vom Antrieb. Dieser Last- bzw. Vorzeichenwechsel des Schlagmoments findet während der Aufschlagbewegung statt und soll hier erst einmal vermieden werden. Außerdem führt eine kleiner werdende Zirkulationskennzahl zu immer weniger Auftrieb. Diesen Schwund auszugleichen wird immer schwieriger.
Die Aufschlag-Zirkulationskennzahl c
Dies ist nun die minimal zulässige Zirkulationskennzahl in Aufschlagmitte.
3.3.3 Zirkulationskennzahl in Abschlagmitte
Im Prinzip erfolgt diese Berechnung nach der gleichen Methode wie beim Aufschlag. Lediglich die Differenzbildung ändert sich. Außerdem gibt es zunächst keine Begrenzung von c
Der Start- bzw. Anfangswert der Abschlag-Zirkulationskennzahl wird hier mit 9 vorgegeben.
Dies ist nun die maximal zulässige Zirkulationskennzahl in Abschlagmitte, wenn Strömungsabriss vermieden werden soll.
Um aber nicht immer mit der maximalen Zirkulationskennzahl arbeiten zu müssen (z. B. beim Horizontalflug), wird wie beim Aufschlag ein Eingangsparameter
3.3.4 Zirkulationskennzahlen für den Horizontalflug
Folgende Zirkulationskennzahlen wurden zuletzt für den Kraftflug ermittelt.
Aufschlag
Abschlag
Für den Horizontalflug werden die Zirkulationsverteilungen des Kraftfluges an die des Gleitfluges angenähert. Man kann dies hier einfach erreichen, indem man die Eingangsparameter der Zirkulationskennzahlbegrenzung beispielsweise wie folgt abändert.
Aufschlag
Abschlag
3.3.5 Zirkulation im Phasenverlauf
Von der Zirkulation ist zu erwarten, dass sie sich zusammen mit dem Phasenwinkel
Bei der Beschreibung der Zirkulation nach R. T. Jones werden Änderungen der Zirkulation durch die Zirkulationskennzahl beschrieben. Für die soll also hier gelten.
Für den zeitlichen Verlauf des relativen Druckpunktabstandes y
Zirkulationsfaktor
Die Zirkulationsverteilungen längs der Spannweite und in Schlagmitte sehen dann wie folgt aus.
Die Größe der Gesamtzirkulation zum Betrachtungszeitpunkt wird einfach mittels dem betreffenden Zirkulationsfaktor beschrieben.
Die Zirkulation zum Betrachtungszeitpunkt i kann man auch mit Hilfe der Zirkulationsbeschreibung des Kraftfluges ermitteln. Da sie auf der Gesamtzirkulation des Gleitfluges längs der ganzen Spannweite basiert, entfällt in diesem Falle bei der Summierung der Faktor b der Spannweite.
Wegen dem etwas groben Integrationsverfahren erhält man jedoch geringfügig kleinere Werte. Die Unterschiede verlieren sich aber bei hoher Anzahl der Rechenstützpunkte n.
3.3.6
Die Querkraft liegt quer zur auftriebsfreien Anströmrichtung und wird sonst üblicherweise als "Auftrieb" bezeichnet. Beim Schlagflug wird aber der Auftrieb erst aus der Querkraft berechnet. Um Verwechslungen zu vermeiden wurde in Anlehnung an entsprechende Literatur für diese Luftkraft die Bezeichnung "Querkraft" gewählt.
Auftriebsbeiwert
Querkraft
Abwind
Abwindwinkel
3.3.7 Örtliche Profilwerte
Mit Hilfe von c
Auftriebsbeiwert
Anstellwinkel
Profilwiderstandsbeiwert
Momentenbeiwert
Einstellwinkel
Verwindungskennwert
Je größer die theoretische Flügelverwindung ist muss, um so größer sind die Schwierigkeiten bei der Konstruktion des Schlagflügels. Die erforderliche Verwindung ist daher ein wichtiges Kriterium bei Beurteilung des Rechenergebnisses.
Um die Flügelverwindung leicht abschätzen zu können, wurde der sogenannte Verwindungskennwert kreiert. Dazu wird zunächst zum Zeitpunkt der maximalen Verwindung, in Schlagmitte der Anstellwinkel von Auf- und Abschlag in Halbspannweitenmitte ermittelt. Dann bildet man die Differenz gegenüber dem Gleitfluganstellwinkel an dieser Stelle. Die Angabe erfolgt in Grad pro Meter.
Der Kennwert entspricht etwa der Flügelverwindung im Armflügelbereich. Er dient aber nur als Anhaltspunkt. Der Verwindungsverlauf ist ja längs der Spannweite nicht konstant. Im Bereich der Flügelspitze ist die Verwindung [Grad/m] etwa doppelt so groß.
für den Aufschlag
für den Abschlag
für den Kraftflug insgesamt gilt dann als Richtwert
3.3.8
Das Drehmoment des Flügels um seine Längsachse wird aus der Normalkraft F
Beiwert der Normalkraft
Normalkraft
Druckpunktrücklage vom 1/4-Punkt des Profils
Um eine Division durch Null zu vermeiden, schreibt man dafür
Bei großen Anstellwinkeländerungen wächst die Druckpunktrücklage e ins Plus- oder Minus- Unendliche. Aus programmtechnischen Gründen wird sie hier auf 3/4 der Flügeltiefe begrenzt
( = Flügeltiefe hinter dem 1/4 -Punkt). Es kommen aber auch andere Werte von e
Druckpunktrücklage gegenüber dem Hauptholm
Drehmoment um den Hauptholm
Drehmoment des ganzen Flügels um den Hauptholm im jeweiligen Betrachtungszeitpunkt
Die Kenntnis des Drehmoments M
3.3.9 Kräfte am Schlagflügel
Die prinzipielle Anordnung der verschiedenen Schlagflügelkräfte kann man dem folgenden Bild entnehmen.
Abb. 3.3.9-1
Induzierter Widerstand
Da Querkraft und induzierter Anstellwinkel längs der Spannweite stellenweise unterschiedliche Vorzeichen haben, treten im Vorzeichen-Wechselbereich in einigen Phasen auch negative induzierte Widerstände auf.
Profilwiderstand
Abb. 3.3.9-2
Flügelwiderstand in z-Richtung
Die Flügelwiderstände wirken beim Schlagflug nicht nur entgegen der Flugrichtung sondern auch entgegen der Schlagrichtung.
Widerstand in z-Richtung im Betrachtungszeitpunkt
Widerstand in z-Richtung einer ganzen Schlagperiode
Dieser
x-Anteil des induzierten Widerstandes
induzierter Widerstand im jeweiligen Betrachtungszeitpunkt
Induzierter Widerstand einer ganzen Schlagperiode
x-Anteil des Profilwiderstandes
Profilwiderstand im jeweiligen Betrachtungszeitpunkt
Profilwiderstand einer ganzen Schlagperiode
Flügelauftrieb
Der auf den Flügel bezogene Auftrieb F
Flügelauftrieb im jeweiligen Betrachtungszeitpunkt
Modellauftrieb
Um den auf das Modell bezogenen Auftrieb F
Abb. 3.3.9-3
Die in Bezug auf die Modell-Symetrieebene nach innen und außen gerichteten Kraftanteile FAy heben sich gegenseitig auf. Da sie aber erst einmal erzeugt werden müssen und zum induziertem Widerstand beitragen, ist dies ein Nachteil großer Schlagwinkel, zumindest unter quasistationären Bedingungen.
Durch die relativ längere Verweildauer des Schlagflügels im Bereich der Endlagen wird zusammen mit einem steigendem Schlagendlagenwinkel der Modellauftriebsimpuls sogar überproportional kleiner.
Modellauftrieb einer ganzen Schlagperiode
Schub
Ausgangspunkt für der Schubberechnung ist der Vortrieb F
Vortrieb im jeweiligen Betrachtungszeitpunkt
Vortrieb einer ganzen Schlagperiode
Der Schub des Schlagflügels ist die Differenz aus der Vortriebskraft und den x-Anteilen der Flügelwiderstände.
Bei der Modell-Gesamtbetrachtung wird nachfolgend auch noch der Rest- bzw. der schädliche Widerstand F
3.3.10
Die Momente der Schlagbewegung M
Schlagmoment aerodynamischer Kräfte
Von besonderem Interesse ist das Schlagmoment aerodynamischer Kräfte M
Das Schlagmoment aerodynamischer Kräfte während einer Schlagperiode beschreibt man mit
Flügelbeschleunigungsmoment
Ein ähnlich großes Schlagmoment wie das der aerodynamischen Kräfte ist beim Beispiel der
Winkelbeschleunigung
Beschleunigungsmoment
Das Beschleunigungmoment des Flügels kann auch von Endlagenfedern aufgebracht werden (siehe unten). Es belastet dann den Antrieb nicht weiter. Der Flügelholm muss dieses Moment aber immer aufnehmen.
Moment zum Heben des Flügelgewichts
Das erforderliche Schlagmoment zur Hebung des Flügelmasse ist dagegen relativ klein und bei mittleren Schlagwinkeln fast konstant.
Gesamtes Schlagmoment
(nach oben gerichtete Flügelkräfte positiv)
Scheitelschlagmoment
Dies ist das größte, aber nur kurzzeitig auftretende Schlagmoment während einer Schlagperiode.
Biegemoment des Flügelholms
Das maximale Biegemoment des Flügelholms im Kraftflug M
Das maximale Biegemoment des Holmes ist in diesem Beispiel im Kraftflug etwa doppelt so groß wie im Gleitflug.
3.3.10 Kurbelantrieb
Die Berechnungen der Kurbelantriebsdaten sind in einem eigenen Arbeitsblatt enthalten (siehe k_antrieb.xmcd).
Die dort aufgeführten Berechnungen ermöglichen die Beschreibung der Antriebskräfte eines Ornithopters mit einem bestimmten Kurbelantrieb. Ziel ist es dabei, den Verlauf des Kurbeldrehmoments zu beschreiben, das zur Überwindung des Flügelschlagmomentes erforderlich ist. Außerdem wird versucht, die Antriebsbelastung durch den Einbau von Federn zu vergleichmäßigen.
3.3.12
Es werden hier die verschiedenartigen Leistungen am Schlagflügel untersucht (ohne Anwendung von Federn). Die Vorzeichen werden aus der Sicht der vom Antrieb aufzubringenden Leistung gesetzt.
Leistung für aerodynamische Kräfte
aerodynamische Leistung im Betrachtungszeitpunkt
Leistung einer ganzen Schlagperiode
Leisung für die Flügelbeschleunigung
Beschleunigungsleistung im Betrachtungszeitpunkt
Leistung einer ganzen Schlagperiode
Die Leistung zur Beschleunigung der Flügelmasse gleicht sich über eine ganze Schlagperiode gesehen im Mittel aus. Sie beeinflußt jedoch den Verlauf der Gesamtleistung.
Leistung zum Heben der Flügelmasse
Leistung im Betrachtungszeitpunkt
Leistung einer ganzen Schlagperiode
Auch die Leistung zum Heben der Flügelmasse gleicht sich - über eine ganze Schlagperiode gesehen - im zeitlichen Mittel aus. Sie ist aber sowieso generell relativ klein.
Gesamtleistung im Kraftflug
Leistung im Betrachtungszeitpunkt
oder auch
mittlere Kraftflugleistung einer ganzen Schlagperiode ist dann
Dies ist die mittlere Antriebsleistung zur Bewegung des Schlagflügels.
Wie nachfolgende Abbildung zeigt, unterliegt die Gesamtleistung P
Antriebsmotor-Eingangsleistung
Auf dem Weg der Energie vom Akku zur Flügelbewegung summieren sich die Verluste von Akku, Kabel, Motorsteller, Motor, Getriebe, Mechanik und Flügelverwindung und bestimmen den Wirkungsgrad
Mittlere Antriebsmotor-Eingangsleistung
Aus obigem Diagramm lässt sich schon der ungefähre Verlauf der Motorbelastung ablesen. Für den genauen zeitlichen Verlauf ist aber noch die verwendete Schlagflügelmechanik zu berücksichtigen.
Für die Anwendung einer einfachen Kurbel mit Kreuzschleife wird die Motorbelastung in einem separaten Datenblatt berechnet (siehe k_antrieb.xmcd).
3.4 Flugdaten
Energie ist ein anderes Wort für "Arbeitsvermögen". Der Akku enthält also Energie, mit der man
Arbeitsvermögen der Akkuenergie
(Umwandlung in Kraft x Weg)
Diese Umwandlung der Einheiten gegenüber dem Eingangsparameter dient aber nur zur Klarstellung. Mit dem gegebenen Arbeitsvermögen des Akkus kann man direkt die Flugdauer und die Flugstrecke berechnen.
Die vom Akku gelieferte Energie wird während der Betriebsdauer des Motors in die Schlagbewegung der Flügel umgewandelt. Die Betriebsdauer entspricht der Kraftflugzeit t
Kraftflugdauer
Das Modell fliegt während dieser Zeit mit der Kraftfluggeschwindigkeit v
Flugstrecke in x-Richtung
Fliegt das Modell im flachen Steigflug, so fliegt es sinngemäß einen Hang hinauf und muss dabei den sogenannten Hangabtrieb überwinden.
Abb. 3.4-1
Bildet man die Differenz aus dem Schub des Schlagflügels F
Hangabtrieb
Flugbahn-Steigungswinkel
oder auch
Die damit erzielbare Steighöhe ergibt sich damit aus der zurück gelegten Flugstrecke s
Steighöhe
Steiggeschwindigkeit
Spezifische Transportlenergie
Die spezifische Transportenergie CT beschreibt die aufgewendete Energie pro Kilogramm Fluggerätemasse und pro Kilometer Flugstrecke. Sie ist ein guter Maßstab für die Leistungsfähigkeit eines Schlagflügelgerätes. Um die verschiedenen Fluggeräte miteinander vergleichen zu können, ist als Datenbasis der unbeschleunigte Horizontalflug zu wählen (hier nicht der Fall).
Spezifische Transportleisung
Anschaulicher ist vielleicht die spezifische Leistung.
3.5 Kräftegleichgewicht
Da die Randbedingungen relativ leicht überschaubar sind, wird hier anstelle der Kraftimpulsgleichgewichte mit Kräftegleichgewichten gearbeitet.
3.5.1 Kraftgleichgewicht in z-Richtung
Dieses Gleichgewicht liegt vor, wenn alle Kräfte parallel zur z-Achse des Modells, über eine ganze Schlagperiode gesehen, sich im Gleichgewicht befinden. Die Summe aller Kräfte bzw. die folgende Kraft Fz muss also gleich Null sein.
Als Variable für die Veränderung des Auftriebs kommen insbesondere folgende Größen in Betracht.
k
k
Die Zirkulationen von Auf- und Abschlag werden hier im Interesse der Schuberzeugung bereits anderweitig festgelegt und kommt daher als Variable für die Auftriebserzeugung nicht mehr in Frage.
Das Schlagzeitverhältnis k
Bleibt als einzige Möglichkeit zur Auftriebsvariation die Fluggeschwindigkeit in Form des Fluggeschwindigkeitsfaktors k
3.5.2 Kraftgleichgewicht in x-Richtung
Dieses Gleichgewicht liegt vor, wenn alle Kräfte parallel zur x-Achse des Modells über eine ganze Schlagperiode gesehen, sich im Gleichgewicht befinden. Die Summe aller Kräfte bzw. die Kraft F
Als Variable zu Beeinflussung des Kräftegleichgewichts in x-Richtung kommen insbesondere folgende Größen in Betracht.
Um den Schub zu vergrößern, ist der Unterschied zwischen Auf- und Abschlagzirkulation möglichst groß zu machen. Die Zirkulationskennzahlen beider Takte sollen sich also möglichst stark unterscheiden. Dies wird vorstehend bei der Festlegung der Zirkulationskennzahlen bis an die Grenze der c
Die Flügelschlagfrequenz f und der Flugbahn-Steigungswinkel
Bei einer Erhöhung der Schlagfrequenz steigt das Flügelbeschleunigungsmoment im Bereich der Flügelschlagendlagen deutlich an. Dies führt bei hohen Schlagfrequenzen zu Verformungen des Flügels oder sogar zum Bruch. Auch der Antrieb muss in die Lage sein, die großen Beschleunigungskräfte aufzubringen. Schon alleine durch diese Zusammenhänge sind einer Steigerung der Schlagfrequenz enge Grenzen gesetzt.
Außerdem darf bei hoher Schlagfrequenz die Luftströmung am Flügel nicht abreißen. Die Verwindung des Flügels muß sich also an die hohe Schlagfreqeunz anpassen können. Man wird daher schon bei der Antriebs- und der Schlagflügelkonstruktion eine Grenze der maximal zulässigen Schlagfrequenz festlegen müssen. Sie wird in der Praxis, wegen der generell kleinen Steigleistung profilierter Schlagflügel, meist voll auschöpft und lässt sich dann nur nach unten variieren.
Eine weitere Hürde für die Steigerung der Schlagfrequenz ist die Einhaltung quasistationärer Bedingungen. Relativ schnell erreicht man den Grenzwert der reduzierten Frequenz. Als variable Größe zur Erlangung eines Kräftegleichgewichtes ist die Schlagfrequenz also relativ ungeeignet..
Als Variable für das Kräftegleichgewicht in x-Richtung bleibt also beim hier interessierenden Steigflug nur noch der Flugbahnsteigungswinkel
Wäre hier bei diesem Rechenverfahren auch das Taktzeitverhältnis von Auf- und Abschlag veränderbar, so wäre es aus folgendem Grunde dennoch für die Schubvariation ungeeignet.
Man kann beispielsweise bei konstanter Schlagfrequenz den Abschlag schneller ausführen als den Aufschlag. Dadurch erhöht sich zwar die maximale Schubkraft des Abschlags, verkürzt aber dessen Wirkungsdauer. Auf diese Weise bleibt - bei sonst gleichbleibenden Schlagflügelparametern - der Schubimpuls einer Schlagperiode konstant. Veränderungen des Taktzeitverhältnisses können folglich nur bei der Variation des Auftriebs hilfreich sein. (Wegen veränderten Anströmgeschwindigkeiten ändern sich im Rechenmodell mit der Schlaggeschwindigkeit allerdings auch die Zirkulationskennzahlen von Auf- und Abschlag geringfügig. Und in der Praxis ändern sich zusätzlich auch noch andere Parameter, z. B. die Beschleunigungskräfte der Flügel- und Modellmassen.)
Bei Erhöhung der Schlagfrequenz und konstantem Taktzeitverhältnis ändert sich zwar der Schubimpuls einer Schlagperiode praktisch auch nicht. Pro Zeiteinheit (beispielsweise 1 Minute) werden aber mehr Schlagperioden ausgeführt. Insgesamt wird auf diese Weise der Schubimpuls pro Zeiteinheit in diesem Falls dann doch größer.
3.5.3 Kraftflug-Gleichgewichtssuche
Für einen stationären Flug muss das Kräftegleichgewicht in z- und x-Richtung gleichzeitig vorhanden sein. Die Variablen für Auftrieb und Schub beeinflussen aber auch das jeweils andere Kräftegleichgewicht ein wenig. Ändert man beispielsweise die Schubvariable, so ändert sich auch der Auftrieb und umgekehrt. Die manuelle Gleichgewichtssuche ist also etwas langwierig.
Um diese Aufgabe zu erleichtern, wurde zunächst mal die Funktion f
Das Ergebnis dieser Funktion sind die resultierenden Kräfte in z- und x-Richtung und die reduzierte Frequenz (gerundet auf die eingestellte Nullschwelle, hier 10
Die eigentliche Gleichgewichtssuche in beiden Kraftrichtungen ist nun relativ einfach. Es werden so lange abwechselnd die beiden Kraft-Nullstellen in x- und z-Richtung gesucht, bis gleichzeitig ein Kräftegleichgewicht in beiden Richtungen besteht. Das Fluggerät befindet sich dann in einem stationären Flugzustand.
Achtung !
Die Berechnung des Kräftegleichgewichts kann einige Minuten dauern. Um unbeabsichtigte Rechnungsgänge zu vermeiden sollte man die automatische Berechnung dieses Arbeitsblattes abschalten.
Als Ergebnis erhält man die Werte der beiden Variablen, die zum gleichzeitigem Kräftegleichgewicht in x- und z-Richtung führen.
Bei ungeeigneter Modellkonfiguration ist ein Kräftegleichgewicht nicht möglich. In diesem Fall entfällt die Ergebnisanzeige und Mathcad meldet einen Fehler. Ein oder mehrere relevante Eingangsparamter sind dann zu ändern.
Das Fenster geeigneter Modellkonfigurationen ist relativ klein.
Bei erfolgreicher Gleichgewichtsuche werden die Variablenwerte zunächst der Kraftflugfunktion
Nur wenn die Kräfte F
Sind die Werte von k
4.
Für die Untersuchung der Gleitflugeigenschaften des gerechneten Modells mit Bereichsvariablen, wurde folgendes Gleitflugprogramm geschrieben.
Um einen anderen Ausgabeparameter als
(hier Gleitzahl
Fügt man vorstehende Kraftflug- und Gleitflugfunktion zusammen und übergibt an die gemeinsame Funktion gleichzeitig die zu variierenden Eingangsparamter, so gelangt man vielleicht etwas schneller zu einem optimierten Schlagflügel. Das ist im Rechenprogramm Orni 3 ausgeführt (siehe orni3.xmcdz).
5.
Nur Fehler die bekannt sind, können vermieden werden!
Die zu erwartende Fehlerabweichung dieses Rechenverfahrens soll im Gesamtzusammenhang,
also auch zusammen mit seiner praktischen Anwendung betrachtet werden.
Folgende Fehlerquellen sind nach den Erfahrungen bei den
Fehler durch Idealisierung der physikalischen Zusammenhänge
Rumpfpendelbewegung
Die senkrechte Rumpfpendelbewegung des Ornithoptermodells wird vernachlässigt. Es wird im Rechenprogramm so getan, als ob der Rumpf auf einer geraden Bahn dahinfliegt. Die bei einer Pendelbewegung auftretenden Anstellwinkelschwankungen bleiben also unberücksichtigt.
Annahme quasistationärer Bedingungen
Die Zulässigkeit dieser Annahme ist bei Einhaltung des Grenzwertes der reduzierten Frequenz allgemein anerkannt. Erst bei Überschreitung des Grenzwertes wirkt sich instationäres Strömungsverhalten immer stärker aus. Es kommt dabei insbesondere zu einer kleinen Phasenverschiebung zwischen Schlagbewegung und Kraftentfaltung.
Die Fluggeschwindigkeit während des Kraftfluges wird im Rechenmodell als konstant angenommen. Die Schubkräfte des Schlagflügels sind aber bei Auf- und Abschlag recht unterschiedlich. Demzufolge ist auch die Fluggeschwindigkeit veränderlich (siehe Video vom
Fehler durch Unzulänglichkeiten der Berechnungsmethode
Fehler durch Anwendung beliebiger Flügelumrisse
Ähnlich wie beim Gleichungssystem von A. Betz zur Beschreibung der Zirkulation, sollte vermutlich auch bei dem Gleichungssystem von R. T. Jones der Flügelumriss auf die jeweilige Zirkulationsverteilung abgestimmt sein. Dies ist hier aber mangels solcher Angaben nicht der Fall. Es wird daher, entsprechend der praktischen Anwendung, mit eckigen Flügelumrissen gerechnet.
Im Bedarfsfalle könnte man die mit einem bestimmten Flügelumriss verbundene Fehlerabweichung wahrscheinlich quantifizieren. Man muss "nur" aus der hier ermittelten Flügelform die daraus resultierende Zirkulationsverteilung berechnen - z. B. nach dem Traglinienverfahren von Multhopp - und sie dann mit der von R. T. Jones vergleichen.
Fehler durch Konstrunktions- und Herstellungsmängel
Zumindest im Prüfstand zeigten Messungen an einer
Der konstruierte Verlauf der Flügelverwindung längs der Halbspannweite entsprach beim
Zeitlicher Verlauf der Flügelverwindung
Infolge der Flügelmassenträgheit weicht der praktisch erzielte, zeitliche Verlauf der Flügelverwindung deutlich vom theoretisch geforderten ab (siehe Bilder und Videos in <http://www.ornithopter.de>).
Hauptsächlich im Bereich der oberen Schlagendlage kommt es zu einem Überschwingen des Anstellwinkels. Statt einer dem Gleitflug entsprechenden Flügelverwindung zeigen die Bilder vom Flug eines Ornithoptermodells in der oberen Flügelendlage und im Bereich der Flügelspitze stark negative Anstellwinkel.
Profilform
Durch Einfallen der Bespannung zwischen den Flügelrippen weicht die Profilform eines Folie-bespannten Schlagflügels deutlich von der theoretischen Profilform ab. Auch die aerodynamische Güte der Flügelhinterkante lässt zu wünschen übrig.
Die im Rechenmodell angewandte Methode zur Berücksichtigung der Profilformabweichung (ca-Begrenzung), ist nur ein sehr grobes, theoretisches Näherungsverfahren.
Fehlerbewertung
Erst ab dem Ornithoptermodell
Die Rechenergebnisse erscheinen plausibel. An der Antriebsmechanik, der Schlagflügelform und im Flugbild der EV-Schlagflügelmodelle sieht man aber deutlich Abweichungen von den theoretischen Vorgaben. Dabei handelt es sich offensichtlich um Mängel der Konstruktion und der Herstellung. Die Auswirkungen dieser technischen Mängel werden wesentlich größer eingeschätzt, als die Fehlerabweichungen infolge der bekannten Mängel des angewandten Rechenverfahrens.
Nach Abwägung dieser Zusammenhänge kann man sagen, dass das hier beschriebene Rechnungsverfahren ein brauchbares Hilfsmittel bei der Entwicklung großer Ornithoptermodelle mit