A320 Frage !!

[Name2507]

Fw Wert bei A320 Start mit p=1,25 kg/m³
Kurz nach Start (Steigflug), weis irgendwer eine genaue Berechnung dazu?
Habe vorerst 43 Kn angenommen, erscheint mir doch etwas groß.

 

[mg218]

Hä ?

 

[Flying_Wings]

genau Berechnung
Fw = 1/2 * ρ * v^2 * A * C_w

 

[Schorsch]

Man merkt im Forum schon den Einzug der künstlichen Intelligenz, lass doch mal die Frage vernünftig formulieren und sie ChatGPT geben.

Ich:
Was ist der Luftwiderstand eines A320 auf Meereshöhe beim Start in Newton! Zeige mir bitte einen möglichen Rechenweg!

Der Luftwiderstand FDF_DFD eines Airbus A320 beim Start kann mit der Luftwiderstandsformel berechnet werden:
FD=12⋅ρ⋅v2⋅CW⋅AF_D = \frac{1}{2} \cdot \rho \cdot v^2 \cdot C_W \cdot AFD=21⋅ρ⋅v2⋅CW⋅A

Gegebene und angenommene Werte:

• Luftdichte auf Meereshöhe: ρ=1.225\rho = 1.225ρ=1.225 kg/m³
• Startgeschwindigkeit (vvv): Ein typischer Wert für die Rotation beträgt etwa 75 m/s (entspricht ca. 270 km/h)
• Widerstandsbeiwert (CWC_WCW): Ein typischer Wert für Verkehrsflugzeuge im Startlauf liegt bei etwa 0.03 - 0.05 (angenommen 0.04)
• Referenzfläche (AAA): Die Flügelfläche eines Airbus A320 beträgt etwa 122.6 m²

Berechnung:
FD=12⋅1.225⋅(75)2⋅0.04⋅122.6F_D = \frac{1}{2} \cdot 1.225 \cdot (75)^2 \cdot 0.04 \cdot 122.6FD=21⋅1.225⋅(75)2⋅0.04⋅122.6
Ich werde diese Berechnung nun ausführen.
Der Luftwiderstand eines Airbus A320 auf Meereshöhe beim Start beträgt etwa 16.896 kN (16.9 kN).

Das hat er fein gemacht, aber nicht richtig. Der Widerstandsbeiwert ist ziemlicher murks, das könnte man im Reiseflug erzielen.
Realistischer ist eine Gleitzahl von 10-14, ergo ein CW von grob 0.07 bis 0.1.

Witzigerweise kann er es besser, man muss besser fragen.

Ich: Show me the drag polar of a typical passenger jet in take-off configuration!
[Man beachte: ich spreche Englisch!]

The drag polar of a typical passenger jet in take-off configuration can be expressed as:
CD=CD0+kCL2C_D = C_{D0} + k C_L^2CD=CD0+kCL2
where:

• CDC_DCD is the drag coefficient,
• CD0C_{D0}CD0 is the zero-lift drag coefficient (parasite drag),
• CLC_LCL is the lift coefficient,
• kkk is the induced drag factor.

Typical Values for a Passenger Jet in Take-Off Configuration:

• CD0C_{D0}CD0 (zero-lift drag coefficient): 0.02 - 0.04 (considering extended flaps and slats)
• kkk (induced drag factor): 0.04 - 0.08
• CLC_LCL range during take-off: 0.5 - 2.0

Now, I will plot the drag polar curve for a typical take-off configuration.
Drag Polar of a Typical Passenger Jet in Take-Off Configuration

Here is the drag polar for a typical passenger jet in take-off configuration. It shows the relationship between the lift coefficient (CLC_LCL) and the drag coefficient (CDC_DCD), following the equation:
CD=CD0+kCL2C_D = C_{D0} + k C_L^2CD=CD0+kCL2
where:

• CD0C_{D0}CD0 = 0.03 (zero-lift drag coefficient),
• kkk = 0.06 (induced drag factor),
• CLC_LCL range = 0.5 to 2.0 (typical for take-off).

This curve illustrates how drag increases with lift, which is crucial for performance analysis during take-off and climb. Let me know if you need any modifications or further details!

Das ist deutlich näher dran.