Neutralpunkt

aerodynamischer Fokus

1913 von Tschaplygin entdeckter theoretischer Punkt eines Profiles, um den das Moment der Luftkraftresultierenden bei konstanter Geschwindigkeit und Änderung des Anstellwinkels (im unterkritischen Anstellwinkelbereich) konstant bleibt. Er wird auch vereinfacht definiert als Angriffspunkt des Auftriebskraftzuwachses bei Änderung des Anstellwinkels und konstanter Geschwindigkeit, weil das Moment um den Neutralpunkt nur konstant bleiben kann, wenn das Produkt aus Kraft und Hebelarm gleichbleibt, was bei konstantem Hebelarm bedeutet, daß eine zusätzlich entstehende positive oder negative Kraftkomponente im Drehpunkt angreifen muß, um kein zusätzliches Moment zu bilden.

Neutralpunkt (N) und Druckpunkt (D), x_N ≈ t/4 und Δx_D = C_m·t / C_a

Im gesamten Unterschallbereich ist dies ein im Koordinatensystem des Flugzeuges fester Punkt. Es ist der Festpunkt mit konstantem Drehmoment im Bereich mäßiger Anstellwinkel. Er liegt ungefähr auf der Profilsehne in 25 % der Profiltiefe.

Im transsonischen Bereich (0,8 - 1,2 Mach) verlagert sich der Neutralpunkt stark nach hinten und verändert sich dann kaum noch.
Duch diese Verlagerung kommt es einer Veränderung der Steuerung um die Längsachse. Diese nimmt stark ab. Aus diesem Grund werden bei Überschallflugzeugen die Höhenleitwerk als Flossenruder ausgelegt. Um auf diese Tatsache zu reagieren verfügen Schwenkflügelflugzeuge über starren Flügelmittelstück und weit nach vorn gezugene obere Panele der Luftansaugschächte.

Definition

${\partial c_m\over \partial c_a}=0$

c_a ist der Auftriebsbeiwert und c_m ist der Momentbeiwert

Momentbeiwert

Manchmal wird der Momentbeiwert C_m25 eines Profils in einem Diagramm als „Kurve“ über dem Anstellwinkel oder über dem Auftriebsbeiwert gezeigt. Da jedoch die Änderung dieser Kurve im normalen Anstellwinkelbereich gering ist, wird bei Profilbeschreibungen oft nur der Mittelwert des Drehmomentes am Neutralpunkt C_m verwendet.

$c_m = \frac {\Delta x_D}{t} \cdot c_a = \text{konstant}$

$\Delta x_D = x_D - x_N$ Der Abstand DP – NP steht in relativem Verhältnis zur Profiltiefe (t=1). Der Momentbeiwert hat oft ein Vorzeichen. Minus bedeutet, dass die Profilnase nach unten gedrückt wird.

Der Abstand $x_{D}$ des Druckpunkts vom Neutralpunkt in Abhängigkeit vom Anstellwinkel $\alpha$ ist ungefähr:

$\Delta x_{D}(\alpha )\,=\,t{\frac {c_{m}}{c_{a}(\alpha )}}$

Für gewölbte Profile ohne S-Schlag ist der Momentbeiwert negativ. Damit liegt der Neutralpunkt bei diesen Profilen immer vor dem Druckpunkt. Das hat Auswirkungen auf die Nick-Stabilität: Im dynamischen Gleichgewicht fällt der Schwerpunkt eines Flugzeugs mit dem Druckpunkt zusammen. Wenn nun durch eine kleine Störung in der anströmenden Luft der Anstellwinkel ein wenig zunimmt, dann nimmt der Auftriebsbeiwert $C_{a}$ des Tragflügels ebenfalls zu. Da diese Größe im Nenner des Bruchs steht, vermindert sich der Abstand des Druckpunktes zum Neutralpunkt. Der Druckpunkt wandert nach vorne. Da die Lage des Schwerpunkts sich nicht ändert, greift nun die Schwerkraft nicht mehr am Druckpunkt, sondern ein Stück hinter dem Druckpunkt an. Dies bewirkt ein aufrichtendes Drehmoment, dass den Anstellwinkel weiter erhöht. Der weiter erhöhte Anstellwinkel führt zu einer entsprechend stärkeren Wanderung des Druckpunkts.

Durch diese positive Rückkopplung erreicht das Flugzeug schnell einen so hohen Anstellwinkel, dass die Strömung abreißt. Ein leicht gegenüber dem Gleichgewicht verminderter Anstellwinkel führt in ähnlicher Weise zu einer sich beschleunigt ins negative ziehenden Anstellwinkel. Dieses Verhalten lässt sich zusammenfassen in die Aussage, dass ein gewölbtes Profil für sich alleinstehend instabil in Bezug auf den Anstellwinkel ist.

Lage des Neutralpunktes

Für ein Profil bei inkompressibler, reibungsfreier Strömung ergibt sich aus der Skeletttheorie ein konstanter Neutralpunkt bei 25 % der Profiltiefe (t/4), welcher unabhängig von der Profilform und -wölbung ist. Bei der Umströmung realer Profile verschiebt sich dieser nur geringfügig durch Einflüsse von Reynolds-Zahl und Mach-Zahl. Sie bleibt bei verändertem Anstellwinkel $\alpha$ fast konstant. Bei den von R. Eppler generierten Laminarprofilen liegt er bei ca. 26 %, bei Profilen für langsame Flugzeuge etwas weiter vorn (ca. 24 %). Im Überschallbereich liegt er für die ebene Platte bei 50 % Profiltiefe.

Neben dem Neutralpunkt von Profilen wird unterschieden:

Der Neutralpunkt der Tragfläche (mean aerodynamic center, MAC).
Der Neutralpunkt des gesamten Flugzeugs (Flügel, Rumpf, Leitwerk). Er kann grob aus den Neutralpunkten der einzelnen Bauteile und deren geometrischen Lage berechnet werden.

Der Neutralpunkt des Flugzeugs liegt bei konventionellen Konfigurationen hinter dem Neutralpunkt der Tragfläche.

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Datum der letzten Änderung : Jena, den: 10.08. 2021