Teil 1
Part 1
Das Tandemflugzeug
The tandem winged aircraft
Die
80er Jahre waren, bezogen auf Flugzeuge, eine Zeit der neuen Ideen
und des Aufbruchs. Eine Übersicht aus 4.1987 (InterAVIA)
verdeutlicht das.
The 80ies showed many new ideas regarding aircrafts:
Burt
Rutan (a)
zeigte in den USA schnelle Motor-Entenflugzeuge für den Selbstbau.
Der Schweizer Hans Farner hoffte dagegen mit neuen, extrem leichten
Segel-Entenflugzeugen die Mikrothermik im Durchflug nutzen zu können. Hall
und Warren stellten in den USA rautenartig angeordnete Flügel
auf einer Ebene (c und e) vor. Wolkovitch demonstrierte,
dass man zwei
rautenförmig
verbundene Flügeln (i und h) auch vertikal gestaffelt zu dreidiminsionalen
Fügelsystemen verbinden kann, zu joined wings. Und schliesslich ging das
oft vorgeschlagene, aber nie verwirklichte Tandem mit zwei Flügeln eine
dreidimensionale Symbiose mit dem Ringwing ein und schon bald entstand die Vorstellung
eines negativ gestaffelten Tandem-Ringwings (d und g).
So
gesehen war der von mir 1984 beim Patenamt eingereichte
Antrag für ein Ultraleichtflugzeug, das als "Nurflügelellipsenringkonfiguration"
den induzierten Widerstand verringern und mit der negativ
Staffelung als kurzgekoppeltes
Tandem noch kompakter als ein Entenflugzeug sein sollte, nicht nur
rechts optimistisch, sondern auch ein typisches Kind seiner
Zeit. Unten eine Übersichtszeichnung von 1984.
Below my own idea from 1984 regarding a little powereded an unpowered
ultralight:
In einer Drei-Seiten-Ansicht des damaligen Antrags wird deutlicher, wie ich
diesen Flügel damals hergeleitet habe.
A 3-view:
Die Ansicht unten zeigt, wie ich mir die Auftriebsverteilung - gestrichelt -
vorstellte.
Guessed distribution of lift:
Heute lässt sich solch ein Flügel problemlos mit einer
Vortex-lattice-method-Software rechnen. Unten Auftriebs- und
Auftriebsbeiwerteverteilung für diesen 30 Jahre alten Ringflügel, der im
Rechenmodell einteilig - als ein durchgehender Umlaufflügel - modelliert
wurde.
Today, 30 years later, we have the possibility to
calculate lift, drag, their distribution and moments by a software using the
vortex-lattice-modell for the so called closed-wing:
Gelb
der abgewickelte Umlaufflügel, lila die Verteilung der
Auftriebsbeiwerte, türkis die Zirkulation (Auftriebsverteilung).
Der Pfeil oben rechts zeigt die Richtung des
Auftriebs an, da bei einem Umlaufflügel die Beiwerte der
hinteren Flügels "umgekehrt", negativ erscheinen. Das
Stabilitätsmass beträgt oben nur
10%. Bei einer dem entsprechenden Rücklage des
Schwerpunktes liefert der hintere
Flügelanteil nur noch rund 30% des Gesamtauftriebs. Würde man den
Schwerpunkt weiter zurücklegen, um der hinteren Fläche eine höhere Last
zuzuweisen, wäre des Flugzeug instabil in der Längsbewegung.
Das ist
ein intrinsischer, ein systembedingter Nachteil aller Tandemkonfigurationen
von gestern und heute!
Yellow the developed wing, pink distribution of
lift coefficients, blue-green the circulation (distribution of lift). The
wing produces positive lift also with the rear wing part, this shows the
arrow in the right upper corner of the drawing. But more than about 30%
cannot be expected, because to achieve more than those 30% the CG has to
have a position behind the neutral point, which gives instability. This is
an intrinsic drawback of all tandem configurations from yesterday till today
- often not seen.
Mit den oben gezeigten "kleinen
Segelfugzeugrümpfen" würde das der
Ringflügel bei 6,3 m Spannweite und 10 qm Flügelfläche
bei einem MTOW
von 230 kg eine optimale Gleitzahl von knapp 14 bei 115 km/h
zeigen, wenn momentenarme Profile
wie etwa das Naca 23012 (s.u.) verwendet werden, das einen
maximalen Auftriebsbeiwerte von 1,7 und ein geringes kopflastiges cM0 von -0,01
mitbringt und deshalb prinzipiell für solche Flugzeuge gut geeignet ist.
Die Mindestgeschwindigkeit dieses Ringflügels aus
den frühen 80ern würde jedoch bei 80 km/h bei einem Gesamt-Ca von knapp 0,8
liegen, da die Auftriebsbeiwerte im Ringbereich sehr begrenzt sind. Der
Flügel stallt dort schon bei relativ kleinen Anstellwinkeln.
Using low-moment-high-lift-airfoils like the Naca 23012 (below) for this
wing with the shown fuselages above would give a ratio of lift to drag of
about 14 at a speed of 115 km/h, but the possible minimum speed would be
about 80 km/h with a max overall lift coefficient of 0,8 due to flow
separation in the ringpart of this wing. (Span 6,3 m,
wingarea 10 sqm, mass 230 kg)
Ermutigt durch die guten Gleitleistungen wurden danals weitere Modelle gebaut, die
insbesondere versuchten, das Enten-Konzept in den Ringflügel zu integrieren.
Man sieht den harten Sprung in der unteren Fläche.
Encouraged by the good gliding performance more
wingwings were built, most of them tried to combine the ringwing an the
canard-concept. One can see the hard junction in the swept back down wing.
Unten ein solches Modell mit integriertem Canard vor dem Erstflug, daneben eine 2,4 m Version am Hang.
Diese Modelle erzielten sehr gute
Gleitleistungen, nachdem ich gelernt hatte, dass der Schwerpunkt weiter vorne liegen musste als gedacht.
Unter den Photos eine Zeichnung, die zeigt, dass ein Canard-Ringwing
gegenüber einem Canard deutliche Vorteile in Abmessung und Kompaktheit
aufweist.
Below one of the canard-ringwing-models in my hand, which had spans from 1,2
to 2,8 m. The drawing below the photos show, that a canard-ringwing can
distribute the same wingarea but much more little dimensions.
Unten einer der vielen Versuche, die ich unternommen habe, um eine sinnvolle
Steuerung um die Roll- und Hochachse zu erreichen. Gezeigt sind hier
negativ aufklappende Splitflaps. Es funktionierte - ein bißchen.
Below: One of the many attempts that I
have made in order to achieve a reasonable control of the roll- and
yaw axes. Shown here are negative splitflaps, which produce negative
lift as well as drag. This worked - a bit.
Unten: Obwohl diese Ringflügel sehr kurz gestaffelt waren, zeigten alle
generell eine gute Stabilität um die Nickachse, aber auch ein damals noch
nicht erklärbares plötzliches Nicken um die Querachse trat gelegentlich auf.
Siehe zu diesen und anderen Problemen der Ringwings und einer möglichen heutigen
Lösung meine überarbeitete Seite (6.2016)
Ringwing-Ellipse.
Although those ringwings have been extremely short
coupled they showed
good longitudinal stability and somtimes a sudden short pitch down, which
seemed to be mysterious. This problem and others could find a solution with
the help of the nowadays software. See
6.2016)
Ringwing-Ellipse
Ein
frühes Video aus den 80ern, das die guten Gleiteigenschaften der Ringwings zeigte, wurde
mir leider auf einer Messe in Friedrichshafen Anfang der 90er gestohlen. Falls es
irgendwo auftaucht, bei
youtube z.B., bitte ich um eine Nachricht. Man erkennt das Video daran, dass ein
langer Flug des Ringflügels vom Hang gezeigt wird und wenn das Modell endlich auf einer Wiese landet,
fährt die Kamera den Zoom zurück und das Flugzeug ist praktisch nicht mehr
erkennbar, so weit ist es weg. Der
Mann an der Fernsteuerung hatte weit bessere Augen als ich.
schulz-hoos@online.de).
An early video showing the extraordinary
gliding-performance of those wings was stolen on a fair in Germany in the
90ies. If it comes up in youtube or elsewhere - please give me a short note.)
Mit einem dieser gut fliegenden Modelle wurde ich damals auch bei der RWTH
Aachen vorstellig und erhielt von Dr. A. Nastase eine Stellungnahme, die mir
aber nur die sinnvolle mechanische Auslegung bescheinigen konnte, denn über
die Aerodynamik solcher Konfigurationen wollte die Professorin
verständlicherweise nicht spekulieren.
Insgesamt waren meine Versuche mit den Ringflügeln in den 80er
Jahren erfolgreich und lehrreich, aber sie waren viel zu früh, um einige
typische Probleme des Tandem als Ringwing oder als Boxwing erkennen und
sinnvoll beseitigen zu können. Aus diesem Grunde wurden auch manntragende
Tandemflugzeuge nie zur Reife entwickelt. Unten gehe ich auf einige dieser
Probleme näher ein.
My trials with the ringwings in the 80ies showed
some good results and I learned a lot, but without the nowadays software it
was not possible to avoid some typical tandem-problems. A typical problem is
shown below.
Systembedingte Probleme des
Tandemflugzeugs.
Intrinsic
problems of the tandem winged aircrafts and ringwings.
Als problematisch erwiesen sich in meinen Versuchen neben der
Steuerbarkeit der Ringwings, die außerordentlich problemtisch war, auch der
maximal erreichbare Auftriebsbeiwert.Warum der maximale Auftriebsbeiwert
des Tandems kaum über ein Ca von 0,95 zu bringen
ist, während eine Normalkonfiguration problemlos ein Gesamt-Ca von 1,3
erreicht, kann folgende Darstellung unten
zeigen.
Although gliding was well, achieveable minimum speed (coefficient of lift of
the craft) and roll-control showed
so many problems, that I never built a man-carrying craft. The problem with
minimum speed, which is typical for a tandemcraft, is dicussed now:
Unten ist ein einfaches Tandemsystem
mit gleichen Flächen (6,0 x 1,0 m) gezeigt.
(Translation below this part)
Hellgrün
eingezeichnet ist jenes Zentrum bei 25 % der
Flügeltiefen, an dem das jeweilige Moment des Flügels (es ist profilabhängig) bei
Veränderung des Anstellwinkels für mäßige Anstellwinkel als konstant angenommen werden kann - der Neutralpunkt der Flächen.
Rot
(XN) eingezeichnet ist der Neutralpunkt des Systems, an
dem bei einer kleinen Anstellwinkeländerung eine veränderte Auftriebskraft
auftritt, aber kein zusätzliches Moment am System entsteht.
Dunkelgrün
(XS)
ist der Schwerpunkt dieses Tandemsystems eingezeichnet. Fliegbar sind
bei Flugzeugen nur
Schwerpunkte, die vor dem Neutralpunkt des Systems liegen. Um
wieviel, das gibt die sogenannte Stabilitätsmarge an, die als
Distanz Schwerpunkt zu Neutralpunkt als Bruchteil der mittleren
aerodynamischen Flächentiefe beider Flügel angegeben wird. Im
Beispiel beträgt die Vorlage des Schwerpunkts 13 %.
Nur mit einer ausreichenden
Stabilitätsmarge (Position des Schwerpunkts vor dem Neutralpunkt) resultiert Längsstabilität, denn nur mit
einer ausreichenden
Stabilitätsmarge erhalten die im Neutralpunkt des Systems angreifende Kräfte
einen Hebelarm um den Schwerpunkt und es entstehen Momente (Kraft mal
Hebelarm), die das System bei Störungen sinnvoll in die Anströmung oder/und
in die Indifferenzlage und die dazugehörige Gleichgewichtsgeschwindigkeit
selbsttätig zurückführen.
Grau
eingezeichnet ist noch der Flächenmassenschwerpunkt, also der
Punkt, an dem man sich die Massen der
Tandemflächen in einem Punkt vereinigt denken kann. Dieser
Flügelmassenschwerpunkt (grau) liegt bei langgekoppelten Tandems
(horizontaler Abstand der Flächen zueinander grösser als die
mittlere Flächentiefe) immer sehr deutlich *hinter* dem
Neutralpunkt (rot). Mit Antrieb,
Rumpf und Besatzung muss der Schwerpunkt aller Massen aber *vor* dem
Neutralpunkt liegen. Dies zu erreichen, ist bei einem Tandem weit
schwieriger als bei einer klassischen Auslegung!
"Translation"
Shown below is the top view of a simple tandem system
with equal wings (6,0 x 1,0 m)
Light green
is marked
the neutral point of the wing
at
usual 25% of
the
wing depth, at wich the moment of the wing (tilting it up or down - this
is depending on the used aifoil) can be assumed to be constant when changing the angle of attack
is restricted to small angles of attack.
Red (XN) is
marked
the neutral
point of the system, at which
positive (or negative) lift occurs without changing the
moment of the system, if the small (!) angle of attack is changed.
Dark green
(XS) the
wished Center of Gravity (CG)
of this tandem system.
Only CGs which
lie forward of the neutral point of the system are
flyable. The distance between NeutralPoint and CG is expressed by a
so-called stability margin, usual measured as a
fraction of the medium depth of both wings. In the example
a stabilitymargin of 13%
is shown.
Only with a sufficient stability
margin a sufficient longitudinal
stability is possible. The craft turns back to safe angles and speeds in
changing conditions by itself.
Grey
is marked a point where
one would find the center of the masses of two uniform wings. This point
usually is well behind the neutral point of a tandem-configuration. And it
is a challenge to get the center of gravity of the whole tandem forward the
neutral point without using additional masses.
(translation of the
next picture below)
Unten: Die Skizze
zeigt für das Beispiel-Tandemflugzeug mit
momentenarmen NACA 23012 Profilen eine Schwerpunktlage, bei der beide
Flächen einen maximalen Auftrieb liefern. Anhand der eingezeichneten
Hebelarme erkennt man, dass die vordere Fläche 68% des Gesamtauftriebs und die
hintere 32% des Gesamtauftriebs liefert. Ein Verhältnis von 50 : 50 ist aus Prinzip nicht erreichbar,
weil dann der Schwerpunkt hinter dem Neutralpunkt des Systems liegen würde =
Instabilität! Das
nur mit Mühe und geringer Stabilität erreichbare Optimum (schwer fliegbar) liegt bei einem Verhältnis von 60 : 40.
Tatsächlich lässt sich zeigen, dass Tandemflugzeuge ihre beste Leistung
dann erbringen, wenn die hintere Fläche nur bei Start und Landung voll tragend
wird und für den Reiseflug schwach tragend ausgelegt wird.
Man kann diese Verhältnisse für Tandems mit tragender hinterer Fläche, die sich in der Regel bei 70 : 30
(oft auch nur 80 : 20) für ein stabil fliegendes Tandem einstellen, auch nicht durch unterschiedliche
Flächengrössen vermeiden, denn es ist nicht etwa der absolute Auftrieb, der für die vordere Fläche höher ausfallen
muss, sondern es ist der spezifische Auftrieb - der Auftrieb pro
Flächeneinheit.
Das unten mit Hebelarmen (grau) gezeigte Beispiel ist
daher bereits ein Optimum in Sachen Auftriebsverteilung
bei einem Tandem, das im Reiseflug mit beiden Flächen Auftrieb erzeugen
soll.
Above: The sketch shows a center of gravity and its levers in the system. One recognizes that the front
wing delivers 68% of the whole lift and the rear one 32%. A ratio of 50: 50 is not accessible in
principle, because the CG would be positioned behind the neutralpoint of the
system = instability! The optimum for a tandem with 2 full lifting wings is given (hardly flyable) with a relation of 60: 40. Most often the ratio will be 70 : 30 or even 80 : 20 for a stable
flying tandem. One cannot avoid these ratios by altering the wing sizes,
because it is not the lift which is expressed by those ratios, but the
specific lift - means the lift per area of wing. The front wing is higher
loaded. The shown example for a tandem with wings of nearly the same size is already an optimum of wing
loading for a tandem winged craft.
Unten: Um das Gesagte an einem bekannten Beispiel zu
zeigen, hier eine Drei-Seiten-Ansicht der Quickie - ein kleines,
negativ gestaffeltes Tandem von Burt Rutan für den Selbstbau. Unter der
Drei-Seiten-Ansicht die Flügel der Quickie im Vortex-Programm von Frank
Ranis (Vortex-Lattice-Methode).
Below: As an example the Quickie of Burt
Rutan in a 3-view-graphic and her wings in the Vortex-software of Frank-Ranis (Vortex-Lattice-Methode)
Laut
konservativer Vortex-software,
die den Methoden der 80er Jahre weit
überlegen ist, ist der oben in der Drei-Seiten-Ansicht
eingezeichnete Schwerpunkt bereits der Neutralpunkt, keine Stabilitätsmarge, während der
von Vortex ermittelte fliegbare und hier gezeigte Schwerpunkt 13 %
Stabilitätsmarge zeigt und dann zu einer maximalen spezifischen Auftriebsverteilung von 62 zu 38 % führt.
Benutzte Profile: vorne NLF0115, hinten NACA 23012.
According to Vortex
Lattice method, which is much more precise than methods of the 80s, the CG shown in the three-view
is already the neutral point. Means: no
stability margin, but flyable. While a flyable CG with 13 % stability margin would result
in the shown CG and give a load distribution of 62 to 38 . Used
airfoils: in front NLF0115, laminar profile with
low moment; behind Naca 23012, standard profile with low moment.
Angesicht dieser Verhältnisse in der spezifischen
Auftriebsverteilung, die mit einem maximal erreichbaren
Gesamt-Auftriebsbeiwert von unter 1,0 leider recht hohe Mindest- und
Landegeschwindigkeiten mit sich bringt, könnte die Frage aufkommen, ob nicht
die Verwendung spezieller Hochauftriebsprofile oder auch von Klappensystemen
diese Situation verbessern könnte. Ein gefährlicher Irrtum. Siehe dazu das
Beispiel unten:
Regarding the rather fast
minimum- and landings speeds of a tandem configuration due to the relatively
low maximum lift coefficient < Ca = 1,0 one could decide to use high lift
airfoils or flaps to reduce landing speeds. This might be a fatal error. See
the next graphics:
Oben: Im Beispiel erhielt der vordere Flügel ein
klassisches Hochauftriebsprofil ClarkY und der hintere Flügel behielt ein
NACA 0012 Profil. Da das Clarky Profil ein kopflastiges Moment mit sich
bringt und ein Tandem kein Höhenleitwerk aufweist, das dieses Moment mit
Abtrieb kompensieren kann, muss der Schwerpunkt so weit nach vorne gelegt
werden, dass ein Verhältnis von 85 : 15 für den spezifischen Auftrieb der
Flügel resultiert. Damit geht der Vorteil des Hochausftriebsprofils aber
auch der Vorteil von Klappenfunktionen verloren. Würde man auch für den
hinteren Flügel ein Hochauftriebsprofil vorsehen (oder eine
Klappenfunktion), würden sich die Verhältnisse noch schlechter darstellen
und das Programm könnte keinen sicheren Schwerpunkt im System ermitteln.
In the example above the front wing got a Clark-Y airfoil, which has a moderate
momentcoefficient of -0,08 but shows good high-lift qualities by a medium
drag. The rear wing was equipped with the airfoil
Naca 0012 which has zero momentcoefficient. In this case the
distance between neutralpoint of the system and CG increases to 74% of the
mean aerodynamic chord to ensure good longitudinal stability. The ratio of
lift front-/rearwing then comes out at about 85 : 15. Other positions of the
CG give no stable longitudinal ballance! This would be worsened if a similar
highlift-airfoil or flapfunction would be used in the rearwing too. The
software then is not able to show a safe center of gravity in the system!
Eindeutig: Es ist nicht möglich, das höhere kopflastige Moment eines
Hochauftriebprofils im vorderen Flügel durch eine Rücklage des Schwerpunkts
zu kompensieren, da dann die Stabilitätsmarge viel zu klein wird. Sie liegt
bei annähernd Flächengleichen Tandems immer über 10%, besser bei 20 %. Legt man den
Schwerpunkt dennoch zurück, lässt sich das Flugzeug zwar von einem
geschickten Piloten noch fliegen, es wird aber bei Unaufmerksamkeit eine
stabile Rückenfluglage einnehmen und danach gerne auf dem Rücken flach trudeln -
kein Recovern möglich.
To say it clear: It ist not
possible to compensate the nose down moment of a highlift airfoil in a
tandem configuration with a
position of the CG more backwards because the stability margin becomes to
little, which should be for a tandem of equal wings not under 10 %, better
20 % (classic
config. min. 5 %). If the CG is located to the rear - to compensate the moments of the
used highlift airfoils or flaps - the craft will be unstable but can still be flown by hand, but
the craft will
look for a stable flight on its back and perhaps begin to spin on its back - no
recover possible!
Dem
Ligetti-Stratos
(unten), einem sehr frühen Tandem-UL mit Hochleistungsprofilen und
Klappenfunktionen in beiden Flügeln, das nie zugelassen wurde,
sagen Fachleute, die
das Flugzeug
kannten, nach, dass es keinerlei Längsstabilität besessen
habe, sondern nur von dem Piloten am Knüppel aktiv in der Luft gehalten wurde. The
Ligetti-Prototype whith its highlift-airfoils and flaps might have shown
such a critical CG.
Vor diesem Hintergrund scheint es verständlich, warum sich bis
heute kein annähernd flächengleiches Tandemflugzeug, und schon
gar kein langgekoppeltes, am Markt
durchsetzen konnte bzw. fertig entwickelt wurde. Eine Ausnahme stellt
der
Boxwing-Sunny
dar, bei dem ein flexibler Flügelverbund wichtige Probleme der Steuerbarkeit
löste - unten abgebildet.
Against this background it seems
understandable why tandem winged aircraft are exceptions or were never
fully developed. Additionally there are some unsolved problems in the roll
control. See now the
Tandem-Boxwing-Sunny,
which solved some important problems of control. Needless to say that I had
fortune with this developement.
Hinweis des Autors /
Authors note:
Für Tandem-Flugzeugen
gilt die allgemeine Regel, dass für Längsstabilität zwischen vor- und
nacheilender Fläche eine positive Einstellwinkeldifferenz vorliegen muss -
bezogen auf die effektiven Winkel. Eine deutliche Schränkung der vorderen
Fläche oder ein Querruderausschlag an dieser Fläche können diese Regel
ebenso verletzen wie positive Ausschläge eines Höhenruders an der hinteren,
stabilisierenden Fläche. Tandem-Flugzeuge in Originalgrösse reagieren auf
eine Verletzung dieser Regel unerwartet mit einem drastischen Abknicken der
Flugbahn in den Sturzflug oder mit einer Drehung um die Längsachse, obwohl
Modelle dieses Verhalten nicht zeigten. Zum Unterschied zwischen Modell und
Original siehe den Hinweis
hier.
There is a well known rule of thumb that there
must be a positive longitudinal dihedral (effective angles) between wing and
stabilizer to achieve longitudianl stability. This rule applies to tandem
aircrafts as well. Strong washout of the front wing or a negative aileron
deflection at this wing can violate this rule as well as the positive
deflection of an elevator at the rear (stabilizing) wing.
Models might show no problem, but tandem winged
aircrafts in the original size might show a drastic bend of the flightpath -
dive, turning on the back - if this rule is violated. About the difference
between models and originals see the note
here.