Aerodynamik

Die Anforderungen, die an ein Flugmodell für den statischen Segelflug zu stellen sind, zeigt Tabelle 5.1. Sie stellen qualitative Forderungen dar, wobei jene Anforderungen unberücksichtigt bleiben, die ein taktisches Fliegen in den verschieden Wettbewerbsklassen erfordern.

Flugleistung Anforderung	Flügelstreckung	Auftriebs-//Widerstands-beiwert	Gleitzahl	^Steigzahl	Flächen-belastung
Streckenflug	*mittel*	klein//sehr klein	maximal		hoch
Steigflug im Aufwind	mittel bis hoch	hoch//mittel		maximal	minimal
Kurvenradius	hoch	maximal//kein Einfluss			klein

Die Tabelle zeigt, dass die verschiedenen Flugleistungen z.T. gegensätzliche Anforderungen besitzen, womit deutlich wird, dass jeder Segler einen Kompromiss darstellt.

Im Entwurfsstadium eines Seglers ist es von Vorteil, wenn die zu erwartenden Flugleistungen bestimmt werden können. Neben den Erfahrungen mit vorhandenen Seglern und heutigen Berechnungsverfahren dürfte es möglich sein, zumindest eine Abschätzung der künftigen Flugleistungen zu erhalten, Kapitel 8. Dabei geht es bei den Berechnungen nicht darum, die exakten Flugleistungen des Seglers in der Praxis vorab zu ermitteln, sondern vielmehr mit Hilfe von Vergleichen Fehlentwicklungen auszuschließen.

Um quantitative Aussagen über die tatsächlichen Flugleistungen zu erhalten, bedarf es vieler Flugmessungen unter standardisierten Bedingungen. SCHMITZ /21/ hat erstmals hierzu ein Messverfahren vorgeschlagen und an einigen Modellen ausgeführt. Neuere Betrachtungen zum Thermikflug von Segelflugmodellen auf der Basis von Rechenprogrammen zeigen, dass eine Leistungsbeurteilung ausschließlich anhand einer Polaren nicht ausreichend ist, da die Aufwindstärken der Thermik einen erheblichen Einfluss auf die Flugleistungen besitzen können, LISKEN, GERBER /12/.

Grundlegende Aussagen und Gestaltungsmöglichkeiten finden sich zur Profilauswahl, Flügelgrundriss und Flügelverwindung u.a. in beadec1 und Nurflügler-Team.

Ablöseblasen an Tragflügeln haben einen wesentlichen Einfluss auf die Flugleistungen eines Flugmodells, da sie die Gleit- und Steigzahl erheblich verschlechtern können. Während Ablöseblasen im Schnellflug des Modells vorwiegend an der Flügelunterseite auftreten, ist beim Kreisen des Modells in enger Thermik die Strömung auf der Oberseite des Flügels besonders gefährdet.

Neben anderen Einflüssen ist die Bildung einer Ablöseblase besonders von der Re-Zahl abhängig. Betrachtet man den Verlauf der Luftströmung um ein Profil, so zeigt sich bei abnehmender Geschwindigkeit, dass die Strömung teilweise von der Profilkontur ablöst und sich nach einer bestimmten Laufstrecke wieder anlegt, Bild 5.1, 5.2. Dieses Verhalten der Strömung beginnt je nach Profil bei einer Re-Zahl von etwa 150.000 und wird mit Verringerung der Re-Zahl immer stärker.

Laminare Ablöseblase nennt man diese Blase deshalb, weil die Strömung bis zu ihrer Ablösung laminar ist und sich die Strömung nach der Blase wieder an die Profilkontur anlegt. Dieses erneute Anlegen ist möglich, weil im Bereich der Ablöseblase die Strömung in den turbulenten Zustand umschlägt. Den Molekülen der turbulenten Strömung ist es möglich, neue Energie aus der Umgebungsluft aufzunehmen, womit die Strömung weiteren Konturänderungen folgen kann, Bild 5.2.

Vereinfacht betrachtet ist der Energieverlust in der Grenzschicht der Grund für dieses Verhalten der Strömung beim Überstreichen der Profilkontur. Die Strömung ist nach einer gewissen Lauflänge nicht mehr in der Lage, der Profilkontur zu folgen, so dass sie die Kontur verlässt und von ihr ablöst. Derartige Ablösungen entstehen vorzugsweise an den Profilstellen, an denen die Kontur des Profils seine Richtung ändert. Dies betrifft sowohl die Oberseite als auch die Unterseite des Profils, so dass an beiden Seiten Ablöseblasen entstehen können.

Die Auswirkungen laminarer Ablöseblasen auf den Profilwiderstand zeigt Bild 5.3.

In einer Arbeit von HORSTMANN/QUAST /7/ und in beadec1 werden zur Vermeidung von Ablöseblasen Blasturbolatoren vorgeschlagen. Diese Blasturbolatoren führen der Strömung in der Ablöseblase neue Energie durch Ausblassen von Luft zu. Sie werden an den Stellen des Profils angebracht, an denen eine Ablöseblase erwartet wird. Der prinzipielle Aufbau ist in Bild 5.4 dargestellt.

Die Luftversorgung durch die Zuführungskanäle erfolgte bei HORSTMANN/QUAST zentral über einen externen Vorratsbehälter. Die Autoren weisen daraufhin, dass die Versorgung der Luftkanäle auch mit Staudruck möglich sein soll, der an einer geeigneten Stelle am Profil, bzw. Flügel, mit einem Pitot-Rohr erzeugt werden kann. Die Wirksamkeit des Pitot-Rohr-Verfahrens an einem Modellflügel bei kleinen Re-Zahlen ist bisher nicht belegt. Denkbar ist auch die zentrale Luftversorgung mit Hilfe eines Druckbehälters im Rumpf, ähnlich der Luftversorgung der pneumatischen Einziehfahrwerke.

Den Einfluss der Blasturbolatoren auf den Profilwiderstand zeigt Bild 5.6. Auffällig ist, dass die Widerstandsverminderung mit abnehmender Re-Zahl stark zunimmt. Setzt man die Praxistauglichkeit und die Wirksamkeit bei kleinen Re-Zahlen um 100.000 voraus, könnte die Verwendung von Blasturbolatoren eine Steigerung der Kreisflugleistungen bewirken.

Nach HUMMEL /6/ besitzt der induzierte Widerstand beim Kreisen in der Thermik den größten Anteil am Gesamtwiderstand. Deshalb ist dem induzierten Widerstand besondere Beachtung zu schenken, da er einen erheblichen Einfluss auf die Flugleistungen besitzt. Welchen Einfluss und welche Größenordnung der induzierte Widerstand im Vergleich zu den anderen Teilwiderständen aufweisen kann, zeigen die Bilder 5.7 und 5.8.

Gängige Praxis ist es heute, den induzierten Widerstand durch eine Erhöhung der Flügelstreckung und eine besondere Gestaltung des Randbogens zu minimieren. Betrachtet man die heutigen Hochleistungsmodelle, so weisen diese eine Flügelstreckung von etwa 18 auf. Diese hohen Flügelstreckungen erfordern insbesondere aufgrund der geringen Flügeldicken von etwa 9 % besondere strukturelle Maßnahmen, um die Festigkeit, Steifigkeit und Flatterfestigkeit der Flügel zu gewährleisten. Daneben kommen häufig Transport- und damit Trennprobleme des Flügels hinzu.

Ein anderer Ansatz den induzierten Widerstand des Randbogens zu vermindern wurde erstmals 1976/77 vom Amerikaner WHITCOMB vorgeschlagen, der mit Hilfe kleiner Zusatzflügel am Flügelende , den Winglets, eine Verminderung des Randwirbels erzielte, Bild 5.9 und Bild 5.10.

KÜPPERS /12/, entwickelte diesen Vorschlag weiter und untersuchte mit seiner Arbeit die Einflüsse von aufgefächerten Flügelenden, die nach dem Vorbild der natürlichen Segler gestaltet waren. Seine Zielsetzung war es, mit einer Auffächerung der Flügelenden die dort entstehenden Randwirbel in ihrer Intensität zu beeinflussen, Bild 5.11, um damit den induzierten Widerstand zu senken. Anhand eines Rechenmodells zeigte er, welche theoretische Verminderung des Randwiderstands aufgrund der Auffächerung möglich ist, Bild 5.12.

Als Resultat vieler strömungsmechanischer Versuche zeigte sich, dass der kompakte Randwirbel in mehrere kleine Wirbelfäden aufzuspalten ist und damit die aerodynamische Qualität des Randbogens erheblich verbessert wird, Bild 5.13. In Bild 5.14 sind die Auswirkungen auf die Polare ersichtlich.

Diese Ergebnisse von KÜPPERS waren Grundlage für weitere Entwicklungen in der Schweiz. Nach dem erste Versuche mit Flugmodellen erfolgreich waren, wurden 1998 ein strahlgetriebener Segler und ein Motorflugzeug mit aufgefächerten Flügelenden gebaut, den so genannten Winggrids, www.rhone.ch/winggrid , Bild 5.15. Diese Winggrids sind technisch gesehen Mehrdecker, bei denen die gegenseitige Beeinflussung der einzelnen Flügel die aerodynamische Qualität der Flügelenden steigert.

Beachtet man die Vorgaben zur Auslegung eines Flügels mit Winggrid, die von der Firma L. ROCHE in der Schweiz ermittelt worden sind, lassen sich folgende Leistungsänderungen erwarten /4/:

-	Reduzierung der Spannweite eines Flügels um c.a. 50 % bei gleichen Flugleistungen und Flugeigenschaften,
-	signifikante Reduzierung des induzierten Widerstands um c.a. 50 %,
-	gutartiger Strömungsabriss bei max. Auftriebsbeiwert,
-	Verminderung, bzw. Wegfall der Querruder - Seitenruderkoordination aufgrund der Steigerung des Roll-/Schiebemomentes,
-	geringerer Bauaufwand aufgrund des rechteckigen Flügelgrundrisses,
-	geringere Strukturgewichte.

Für den Bau eines Winggrid-Flügels sollten folgende Vorgaben beachtet werden /4/:

-	Des Größe des Winggrids darf nicht mehr als 50 % der gesamten Spannweite betragen,
-	das Winggrid sollte je nach Flügeltiefe vier oder fünf Einzelflügel haben, die einen Mindestabstand aufweisen müssen,
-	die Montageebene der Winggrid-Flügel muss eine Anstellung gegenüber dem Basisflügel besitzen,
-	die Einzelflügel müssen parallel zueinander montiert sein,
-	das Winggrid muss pro Zentimeter Spannweite den gleichen Auftrieb aufweisen wie der Basisflügel.