100% verstehen tue ich das leider nicht.
Bei kleinen Streckungen (<4) ist es sehr ungenau, den Flügel als Anreihung quasi-zweidimensionaler Profilsegmente zu interpretieren/berechnen, da die Sekundäreffekte (Querströmung, Randeffekte, Mitteneffekte bei gepfeilten Flügeln) eine recht großen Anteil haben. Sobald der Flügel aber etwas schlanker wird kann man recht gut eine Separation in Streckung und AuftriebsverteilungsFORM vornehmen. Dies zeigt sich in der gängigen Formel für den induzierten Widerstand:
cd_i=k*cl^2/(pi*Lambda).
Das Lambda ist die Streckung, das k der Formfaktor, stets >=1, für elliptische Auftriebsverteilung also 1. Manchmal wird statt k auch e=1/k, der sog. Osswaldfaktor, verwendet. Den könnte man dann wie eine Art "Wirkungsgrad der Auftriebsverteilung" verstehen. Je größer die Streckung wird, desto kleiner wird der Einfluss von Lambda auf k. k hängt dann nur noch von der spannweitigen Profiltiefenverteilung NORMIERT AUF DIE SPANNWEITE ab, diese ist infolge der Normierung unabhängig von der Streckung und Flügelfläche. Man kann also den Flügel in guter Näherung allein durch Fläche, Streckung und Formfaktor beschreiben. Ein Rechteck-Flügel hat dann einen festen Formfaktor, ein 0.5-zugespitzer Trapezflügel wieder einen anderen.
Wenn man mit der einfachen Traglinientheorie arbeitet so ergibt sich das ganz automatisch (fälschlicherweise auch schon bei kleinen Streckungen)
Aber mal eine Frage: Theoretisch kann ich ja mit einem über die Spannweite die Auftriebsverteilung nach innen verschieben. Ähnliches passiert ja, wenn während eines Manövers die Querruder am Außenflügel Abtrieb produzieren, um das maximale Biedemoment zu reduzieren. Meine Überlegung dabei: könnte man nicht theoretisch eine Art "virtuelle" Streckung erzeugen, indem weniger elliptisch denn eher wie eine Normalverteilung den Auftrieb über dem Flügel verteilt? Allerdings bin ich mir nicht ganz sicher, ob dies in der Gesamtbilanz irgendwas bringt. Man hat ja für die Wirbenschleppenforschung bereits in den 70ern viele Konfigurationen ausprobiert und stellte fest, dass es eigentlich relativ Banana ist.
An sich richtig, du gewinnst Streckung, aber zu ungunsten des o.g. Formfaktors. Der induzierte Widerstand sinkt deshalb nicht. Dennoch sieht man bei Airlinern oft eine sehr große FLügeltiefe in der Mitte und dadurch auch eine "weiter innen" liegende Auftriebsverteilung. Das hat aber andere Gründe (Tanks, Fahrwerksintegration, Interferenzwiderstand, rumpfnahe Hochauftriebshilfen etc.)
Bleibt die Frage, welches Optimierungsziel man überhaupt verfolgt. Zur Senkung des induzierten Widerstandes NICHT geeignet, verbesserung des Überziehverhaltens ?fraglich, je nach Verwindung und Profilstrak?, zur besseren Dissipation der Wirbelschleppen ?vielleicht?,
Wenn man sich die Traglinientheorie anschaut und die Wirbelaufrollung als verlustfrei ansetzt, dann hängt die Stärke der Wirbelschleppe (im Hufeisenwirbel) weit hinter dem Flieger nicht mehr vom Formfaktor ab, sondern nur vom Gesamtauftrieb, Spannweite, Streckung. Aber die Traglinientheorie ist eben nur ein einfaches Modell viel komplexerer Strömungsmechanik.
2: Sehe nur beding als Vorteil, da das Verhältnis Anstellwinkel zu Auftrieb für den Piloten eventuell schwerer zu kontrollieren ist. Hier ist aber wahrscheinlich die Streckung eher ne Nebensache, wir unterhalten uns dann eher über das Für und Wider eines stark gepfeilten Deltas.
Richtig. Bei dem nichtlinearen Auftriebsanteil geht es vor Allem um den Landefall sowie um Manöver mit hohem Auftriebsbeiwert, denn der nichtlineare Anteil setzt erst bei größeren Anstellwinkeln ein. Ohne diesen Anteil wäre eine Concorde nur schwer landbar gewesen. Die hohe Pfeilung impliziert fast automatisch auch eine geringe Streckung.
3: Tatsächlich? Ist dafür nicht ausschließlich die Bezugsflügeltiefe ausschlaggebend? Je geringer die Streckung, desto größer ist diese relativ. Wäre jetzt interessant zu wissen, wie sich Trimmwiderstand im Überschall eines F-104G zu einer Mirage III verhält.
Schwierig, da man dann einen Flieger mit Überschall-VK (Apfel) mit einem mit Unterschall-VK (Birne) vergleichen würde ;) Die Crux ist, dass die Druckpunktwanderung beim gepfeilten Flügel eben erst bei höheren Machzahlen einsetzt. Insofern gebe ich dir recht, man sollte man das vielleicht nicht der Streckung sondern der Pfeilung zusprechen (was ja oft Hand in Hand geht, s.o.)
Ich denke für Militärflugzeuge sind strukturelle Erwägungen ausschlaggebend. Ich erinnere mich an ein schönes Video der F-18, an der man deutlich die Durchbiegung der Flügel bei subsonischen hoch-g (4 bis 7) sehen konnte. Die frühen Kampfflugzeuge mit gepfeilten Flügeln hoher Streckung (F-86) litten ja zum Teil erheblich darunter.
Auch da spielt die Pfeilung wenigstens genauso stark rein wie die Streckung. Die Biege-Torsions-Kopplung war zu Anfang ein echtes Problem, sie ist maximal bei möglichst schlanken Flügeln mit viel Pfeilung.
