KEAS - knots equivalent airspeed

Da ich im Moment ein Buch über die SR-71 lese und dort der Begriff KEAS recht häufig auftaucht, stellt sich für mich die Frage was ich mir darunter vorstellen muss. Die Erklärungen im Web und Formelsammlungen bei Wikipedia bringen mich nicht wirklich weiter.

Ich kann ja mal schreiben was ich vermute bzw. was ich mir zusammengereimt habe.
Im Buch ist zum Beispiel davon die Rede das die SR-71 beim Aufstieg / Beschleunigen bis Mach 2.6 mit einer Airspeed Hold Funktion des Autopilot geflogen ist. Dieser hielt eine KEAS von 450.
Bedeutet es, quasi übersetzt, das die SR-71 in diesem Fall immer eine Geschwindigkeit hält, die dem Luftwiederstand von 450 knoten am Boden entspricht?
Welche dann in Reiseflughöhe von FL700 einer Machzahl von über 2 entspricht...
Oder habe ich da jetzt einen kapitalen Denkfehler.
Wenn es verständlicher wird kann ich sonst auch noch mal den entsprechenden Abschnitt aus dem Buch hier einstellen.

Gruß
Eike

Ich kann dir das hier anbieten. Das ist aus meiner Flugzeugbauvorlesung. Ich hoffe du kannst alles lesen.

Irgendwo hab ich auch noch die PDF des SR71 FCOM's, das haben die ja vor ~10Jahren freigegeben. Schätzte das wird in etwa das sein, was mana uch so als Buchversion kaufen kann.

Bin da auch kein Profi und kann da auch nur Thesen aufstellen, aber mal von vorne (da ich auch nicht weiss, wo jeder nun steht):

KEAS ist gleich der EAS, also der Equivalent AirSpeed nur mit der Einheitenbeschreibung.

Die EAS ist für den normalen Flugbetrieb eigentlich eine Größe die weniger interessiert, deswegen gibt es in normalen Flugzeugen auch kein EAS-Meter sondern dient nur als Zwischengrösse zur Berechnung der True Airspeed.

normales Flugzeug:

Die IAS oder CAS ist für den Flugbetrieb der interessante Wert, da er auch die aerodynamischen gegebenheiten am Flugzeug wiederspiegelt, obwohl die IAS/CAS bei höheren Tempi stark von der wirklichen Geschwindigkeit abweicht.
Ab einer bestimmten Flughöhe und Geschwindigkeit trifften IAS/CAS und TAS recht weit auseinander, da hier dann eigentlcih die kritische Machnummer (die Geschwindigkeit, bei der an Flugzeug zum ersten Mal eine Überschallströmung auftritt) maßgeben wird, nimmt man diese als Anhaltspunkt.
Die Machnummer/Machzahl ist eine Funktion der örtlichen Schallgeschwindigkeit zur TAS.

Bedeutet es, quasi übersetzt, das die SR-71 in diesem Fall immer eine Geschwindigkeit hält, die dem Luftwiederstand von 450 knoten am Boden entspricht?

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Das könnte man so stehen lassen, der dynamsiche Druck bei EAS XXX bleibt demnach gleich, egal wo das Flugzeug fliegt und ist quasi ein Wert für die strukturelle Belastung eines Fluggeräts. Das verhält sich dann auch genauso wie von dir beschrieben, mit steigender Flughöhe trifften auch EAS und TAS auseinander (TAS steigt gegenüber EAS), sprich bei konstanter EAS fliegt die SR71 immer schneller.
Ich nehme an, dass die EAS-Limitierung hier auf die strukturelle Belastung abziehlt und diese im Steigflug limitiert werden sollte.

Höre ich aber zum ersten mal, das es so gemacht wird, wobei die SR71 ja einige "witzige" Features hat, ich persönlich finde ja das Triebwerk und dessen Regelkreise (Nachbrenner ist EGT gesteuert/limitiert) interessant und alles natürlich mit dem Hintergrund, dass die "Möhre" uralt ist.

Indicated Airspeed=IAS=Geschwindigkeit in Relation zur umgebenden Luftmasse.

Wird dieser IAS um den Installation oder Position Error korrigiert erhalten wir:

Calibrated Airspeed=CAS

Wird dieser dann um den Compression Error korrigiert erhalten wir:

Equivalent Airspeed=EAS

Diesen korrigieren wir um den Compression Error dann erhalten wir:

True Airspeed=TAS

Wenn wir dieses um Wind Speed und Vector korrigieren erhalten wir:

Ground Speed und Track (wenn wir auch noch das Heading des Luftfahrzeuges kennen).

Zum merken mit der ICE-T Rule...

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Kopiert aus einem Beitrag von mir vom 24.02.2011

Sorry, aber das beantwortet 1. nicht die Frage, 2. ist die Beschreibung nicht korrekt und 3. wurde das so schon ja 2 Post darüber festgehalten

flieger28 schrieb:

Da ich im Moment ein Buch über die SR-71 lese und dort der Begriff KEAS recht häufig auftaucht, stellt sich für mich die Frage was ich mir darunter vorstellen muss.

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cool schrieb:

Sorry, aber das beantwortet 1. nicht die Frage, 2. ist die Beschreibung nicht korrekt und 3. wurde das so schon ja 2 Post darüber festgehalten

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1. siehe oberes Zitat.

2. was ist nicht korrekt?

3. da hatte ich so nicht gesehen, denn sonst hätte ich nicht geantwortet.

1. dem Verlauf der weiteren Erklärung kann man durchaus entnehmen, dass der Ersteller wohl durchaus wusste was KEAS ausgeschrieben heist (Wiki wirft sowas ja aus, stand im Folgesatzt), sich aber in der Funktion und in Verbindung mit der SR71 nicht sicher war.

2.

Equivalent Airspeed=EAS
Diesen korrigieren wir um den Compression Error dann erhalten wir:
True Airspeed=TAS

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von CAS auf EAS kommt man, wenn man die Kompressibilität der Luft beachtet, soweit korrekt, von EAS auf TAS muss man die Dichte mit einbeziehen.
Ich nehme an, dass dir das durchaus bekannt ist und es sich lediglich um einen Formfehler handelt, ist mir aber dennoch irgendwie aufgefallen und ist ja auch nicht ganz unwichtig.

3. das ist doch genau das, was die Graphik von Taliesin abgebildet.

Für mich war eigentlich entscheidend ob meine Überlegung richtig war, ich die Zusammenhänge verstanden habe.

Bedeutet es, quasi übersetzt, das die SR-71 in diesem Fall immer eine Geschwindigkeit hält, die dem Luftwiederstand von 450 knoten am Boden entspricht?

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Das könnte man so stehen lassen, der dynamsiche Druck bei EAS XXX bleibt demnach gleich, egal wo das Flugzeug fliegt und ist quasi ein Wert für die strukturelle Belastung eines Fluggeräts.

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Eine Definition zu lesen, heißt ja nicht das man die Zusammenhänge auch verstanden hat. :red:

Knotenlehre

EAS ist ne blöde Sache.
Immerhin der einzige Wikipedia-Artikel, den ich jemals editiert habe:
http://en.wikipedia.org/wiki/Equivalent_airspeed

So viel von mir:
Die IAS ist ja hinlänglich bekannt. Wichtig, da sie den Staudruck (Rho/2*v^2) anzeigt.
Wenn die Machzah über .85 steigt, tut sie das nicht mehr so richtig gut, weil die Kompressibilität (also die Eigenschaft der Luft, bei hohen Machzahlen einfach zusammen rücken).
Die EAS ist daher eine sinnvolle Einheit, denn sie nimmt den Effekt der Kompressibilität heraus. Das ist nicht ganz einfach, man muss die Machzahl heran ziehen und darauf die IAS korrigieren. Die IAS ist höher als die EAS, man würde also bei Mach1+ eine größere "IAS" (= tatsächlicher Staudruck) ablesen als tatsächlich anliegt.

Würde man eine SR-71 bis hoch zum Dach nach IAS fliegen, hat man eventuell zu wenig Luft unter'm Flügel. Die SR-71 ist ne Diva: ziemlich schmaler Bereich wo die Kiste eigentlich fliegt.

Oder um es ganz platt auszudrücken: die Indicated Airspeed ist oberhalb von M.85 keine IAS mehr, sondern einfach nur Mist. Vielleicht können Berufspiloten aus dem M>1 Bereich sagen, wie das Problem in der Praxis gelöst wird.

Und ja, Deine These ist meines Wissens korrekt. Wobei der Widerstand eben keine Funktion des Staudrucks ist ... speziell jenseits von M~.85 (jedenfalls bei der SR71, bei einem Airliner (ex A380) geht es früher los).

Talon4Henk schrieb:

Kopiert aus einem Beitrag von mir vom 24.02.2011

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Geschrieben an meinem Geburtstag!
Aber ich glaub die Definitionen sind nicht vollständig wasserdicht.
TAS ist die Geschwindigkeit gegenüber der Luft.
So oder so.
Aber man kann das Drecksding nicht mit Bordsensoren (außer GPS & IRS) nicht messen. Jedenfalls nicht jenseits von M~.7

Hab da noch eine zweite Frage, die indirekt auch damit zusammen hängt.
Wenn die 450 knoten am Boden MAch 2.xx in großer Höhe entsprechen, warum hat man dann bei der SR 71 diese große Hitzeentwicklung im Flug. Die Kanzel soll selbst nach der Landung noch um die 300 Grad gehabt haben.
Denn in der großen Höhe ist ja auch eine geringere Dichte - weniger Reibung.
Anders gefragt müsste die Hitzeentwicklung bei 450 knoten am Boden nicht die gleiche sein? Denn dort ist die Dichte ja der Luft und dadurch die Reibung größer - bzw entspricht Mach 2.xx

Irgendwas werde ich wohl übersehen haben, oder?

Die Hitze im Überschallflug entsteht nicht (primär), wie man oft liest, durch die "enorme Reibung" sondern schlichtweg durch die Kompression, die Verdichtung der Luft. Die Staupunkttemperatur (also die idealisierte Maximaltemperaatur an der Nasenspitze) berechnet sich zu T_0=T*(1+ M^2 * (k-1)/2).
T: außentemperatur in K
M: Flugmachzahl
k: Adiabatenexponent (1,4 für Luft)
T_0: Staupunkttemperatur
Um das in Worte zu fassen: Die Temperatur hängt NUR von der Umgebungstemperatur und der Machzahl ab, nicht von der Dichte oder dem Druck.

Die Temperatur ist dabei natürlich nur eine Sache, die andere ist der Wärmestrom (in W/m^2), die Wärmemenge, welche in das Flugzeug geleitet wird. Diese hängt von der Dichte ab, denn die theoretische Staupunkttemperatur aus o.g. Formel ist nicht die temperatur, die am Flieger wirklich anliegt.

Die an der Flugzeugaußenhaut in der Grenzschicht auftretende Temperatur berechnet sich geringfügig anders, nämlich T_G=T*(1+ R*M^2 * (k-1)/2).
R ist der sog. "Recovery-factor". Dieser hängt von der Dichte (wegen der dichteabhängigen Wärmeleitung in der Grenzschicht) ab... aber nicht so stark wie man meinen würde.

Das Argument "bei hoher Geschwindigkeit entsteht mehr Reibung, also auch mehr Wärme" könnte man beispielsweise durch folgenden Gedankengang ein wenig entkräften: Es entsteht zwar eine größere Wärmemenge, aber diese wird auf eine größere Menge vorbeistreichende Luft verteilt und führt deshalb NICHT zu wesentlich anderen Temperaturen.

Für die Temperatur infolge der Kompression gilt dies NICHT, aus folgender Argumentationskette: Man bewege sich mit dem Flugzeug mit. Dann kommt ein Luftpaket mit Mach 2 angesaust und wird (relativ zum Flugzeug) auf Geschwindigkeit Null abgebremst (durch das Druckfeld um den FLieger herum). Die kinetische Energie des Luftpakets wird in Wärme umgesetzt. Dieses Umsetzen kann auch allein durch die Kompression (in einer fiktiv reibungsfreien Strömung) erfolgen. Die kinetische Energie des Pakets ist proportional zur Masse des Pakets. Die (absolute, nicht die spezifische) Wärmekapazität des Luftpakets ist aber AUCH proportional zu dessen Masse. Aus diesem Grund erreichen diese Luftpakete unabhängig von ihrer Dichte dieselbe Staupunkttemperatur. Eben jene, die der Umsetzung der kinetischen Energie entspricht. Deshalb wird auch die gleiche Staupunkttemperatur erreicht, egal wie dünn die Luft ist.

So, etwas weit ausgeholt mal wieder...

Danke für die Ausführliche Erklärung. Denke ich habe es Grundsätzlich verstanden...
Mal wieder erstaunlich das man etwas dauernd ließt "...durch die Reibung mit der Luft", es sich aber bei genauer Betrachtung als falsch herausstellt.

SR 71 - KEAS

flieger28 schrieb:

Hab da noch eine zweite Frage, die indirekt auch damit zusammen hängt.
Wenn die 450 knoten am Boden MAch 2.xx in großer Höhe entsprechen, warum hat man dann bei der SR 71 diese große Hitzeentwicklung im Flug. Die Kanzel soll selbst nach der Landung noch um die 300 Grad gehabt haben.

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Also, die 300 Grad ( Celsius oder Fahrenheit ??) nach der Landung möchte ich stark bezweifeln !

Gruß Klaus

phantomas2f4 schrieb:

Also, die 300 Grad ( Celsius oder Fahrenheit ??) nach der Landung möchte ich stark bezweifeln !

Gruß Klaus

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Die Concorde wurde etwa 120°C warm bei Mach 2. 300°C nach der Landung von einem Flug mit Mach 3,5 scheint mir nicht sehr abwegig.

phantomas2f4 schrieb:

Also, die 300 Grad ( Celsius oder Fahrenheit ??) nach der Landung möchte ich stark bezweifeln !

Gruß Klaus

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Klaus,
"der Amerikaner" neigt zu Übertreibungen, direkt lügen tut er eigentlich selten.
Wahrscheinlich war mal ein Teil eines Flugzeugs nach einem Flug 300° (vermutlich Fahrenheit) warm (und wenn es die Spitze des Pitot-Rohrs war). Dieser Flug war aber nicht typisch, und entsprach keinem normalen Einsatzprofil.
So entstand wahrscheinlich dieser Mythos, der dann bereitwillig von 100 Autoren abgeschrieben wurde, die wenig hilfreiche Bücher über die Amsel geschrieben haben.

Die Concorde wurde etwa 120°C warm bei Mach 2. 300°C nach der Landung von einem Flug mit Mach 3,5 scheint mir nicht sehr abwegig.

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Die 127°C lagen aber nur während des Fluges mit M2 (aufgrund des Verdichtungsstoßes) an.
Während des Abstiegs, bzw. spätestens nach Unterschreiten von M1 und dem Wegfallen des mit abnehmender Machzahl eh schwächer werdenden VS, hat man diese Wärme dann nicht mehr.
Von "nach der Landung" ganz zu schweigen.

Schorsch schrieb:

Klaus,
"der Amerikaner" neigt zu Übertreibungen, direkt lügen tut er eigentlich selten.
Wahrscheinlich war mal ein Teil eines Flugzeugs nach einem Flug 300° (vermutlich Fahrenheit) warm (und wenn es die Spitze des Pitot-Rohrs war). Dieser Flug war aber nicht typisch, und entsprach keinem normalen Einsatzprofil.
So entstand wahrscheinlich dieser Mythos, der dann bereitwillig von 100 Autoren abgeschrieben wurde, die wenig hilfreiche Bücher über die Amsel geschrieben haben.

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Haha weise Worte, das kann ich nach 7 Jahren USA bestaetigen, genauso wird es gewesen sein :-)

pok schrieb:

Haha weise Worte, das kann ich nach 7 Jahren USA bestaetigen, genauso wird es gewesen sein :-)

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Räum mal Dein Postfach auf, man kann Dir keine Nachrichten mehr schicken!

Im zweiten Buch das ich gerade über die SR71 lese steht auch etwas über die Temperaturen

Many people believe the skin was so hot on landing (because of the searing Mach 3 temperatures) that you couldn't touch it. In reality, the plane cooles off quickly during decent and arrivel. About the only place you might still find heat after landing was the main gear assembly, and that depended on how far out you lowered the gear.

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Das Flugzeug war nach der Landung nicht so heiß das man die Oberfläche nicht anfassen konnte. Tatsächlich war der einzige Bereich der vielleicht etwas heißer war die Hauptfahrwerkseinheit. Und das hing davon ab wie früh oder spät das Fahrwerk ausgefahren wurde.

Ist aus
SR-71 Blackbird
Stories, Tales and Legends von Richard H. Graham