Auftriebs- und Widerstandsbeiwerte

Diskutiere Auftriebs- und Widerstandsbeiwerte im Luftfahrtgrundlagen Forum im Bereich Grundlagen, Navigation u. Technik; Hallo an alle! Ich habe eine Frage: Gibt es irgendwo eine Tabelle, in der man die Auftriebs- und Widerstandsbeiwerte der Tragflächen der...

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  1. #1 Air Power, 03.07.2006
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    Hallo an alle!

    Ich habe eine Frage:
    Gibt es irgendwo eine Tabelle, in der man die Auftriebs- und Widerstandsbeiwerte der Tragflächen der modernen Airliner nachlesen kann?
    Wenn nicht, kann man ihn irgendwie berechnen?

    Grüsse
    Air Power :?!
     
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  3. #2 Schorsch, 03.07.2006
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    Auftriebsbeiwert = (Masse * g)/(Luftdichte * Geschwindigkeit² * Flügelfläche * 0.5)

    Beispiel 1: A380 Start
    v= 180kts = 93m/s
    Rho = 1.225 kg/m³
    Flügelfläche = 825m²
    Masse = 560.000kg
    g=10m/s²

    CA = ~1.3


    Beispiel 2: A380 Mitte Reiseflug FL350
    v= M0.85 = 0.85 * 305m/s =259m/s
    Rho = 0.4 kg/m³
    Flügelfläche = 825m²
    Masse = 500.000kg
    g=10m/s²

    CA = ~0.45

    Beispiel 3: A380 Landeanflug
    v= 150kts = 77m/s
    Rho = 1.225 kg/m³
    Flügelfläche = 825m²
    Masse = 420.000kg
    g=10m/s²

    CA = ~1.4

    Alle Werte sind in etwa typisch, das CA aus Beispiel 3 ist etwas niedrig. Werte bis 2.2 sind machbar. Also merken:
    CA Start: 1 bis 1.5
    CA Cruise: 0.3 bis 0.8
    CA Landung: 1.4 bis 2.2

    Und über den Widerstand, darüber reden wir ein anderes mal. Das ist nämlich weniger einfach.
     
  4. #3 Air Power, 03.07.2006
    Zuletzt bearbeitet: 03.07.2006
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    Vielen Dank Schorsch! :TOP:

    EDIT: Ich hab mir jetzt selbst mal die Boeing 737-800 als Beispiel genommen, stimmen die Rechnungen?

    Beispiel: Boeing 737-800 Start:
    v = 156,58 kts = 80,5m/s
    Rho = 1.225 kg/m³
    Flügelfläche = 125,5m²
    Masse = 77.000kg
    g =10m/s²

    CA = ~1.54

    Beispiel: Boeing 737-800 Cruise FL 350 (Flugzeit 1:10 h)
    v = 460,55 kts = 236,9312m/s
    Rho = 0.4 kg/m³
    Flügelfläche = 125,5m²
    Masse = 73.383,4kg
    g =10m/s²

    CA = ~0,52

    Beispiel: Boeing 737-800 Landung (Flugzeit 2:20 h)
    v = 156,58 kts = 72,2m/s
    Rho = 1.225 kg/m³
    Flügelfläche = 125,5m²
    Masse = 69.766,7 kg
    g =10m/s²

    CA = ~1.74

    Habe außerdem noch eine Frage:
    Du gehst in jeder Rechnung davon aus, dass g 10m/s² beträgt, aber mit zunehmender Höhe nitmm doch auch die Schwerkraft ab...sollte man einfach immer mit 10m/s² rechnen oder ist diese Veränderung sehr relevant?

    Grüsse
    Air Power :)
     
  5. VJ101

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    Schorsch geht da von einer Vereinfachung aus, die mehr oder weniger stark ins Gewicht fällt, je nach betrachteter Anwendung. Der internationale Einheitswert für g ist 9,81. Dieser variiert nicht nur in der Höhe sondern auch von Pol zu Äquator. Um das zu vereinheitlichen hat man sich auf den Mittelwert von 9,81 geeinigt. Auch die Änderung in der Höhe fällt für normale Betrachtungen nicht so sehr ins Gewicht.

    g=g0* ( R / r )²

    g0=9,81
    R= Erdradius=6.378.000m
    r= Erdradius+Flughöhe m

    bei 10000m ergibt sich g=9,7793m/s²
     
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  6. #5 Schorsch, 03.07.2006
    Zuletzt bearbeitet: 03.07.2006
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    Der von mir gemachte 2%ige Fehler bei g tut bei solch Rechnungen nicht viel zur Sache. Wenn man mal einige Zahlen abklopft, so stellt man fest, dass bestenfalls die erste Nachkommastelle stimmt und eine überexakte Angabe ist was für Erbsenzähler, wird einem vor einem qualifizierten Publikum jedoch durchfallen.

    Rho = 1.225 kg/m³: Stimmt für ISA-Atmosphäre 15°C. Sonst nicht! Daher ist 1.2 oder 1.23 kg/m³ ehrlicher.
    v = 460,55kts = 236,9312 m/s :mad:
    (=850km/h / 1.852 km/nm) (etwa so ermittelt?)

    Abgesehen davon, dass man die Geschwindigkeit mit Bordmitteln kaum so genau ermitteln kann, muss man hier auch "Ei und Henne" kennen. Das Flugzeug fliegt im Zweifelsfalle eine konstante Machzahl, welche widerum einen Temperatureinfluß hat. Aus 460,55kts werden 100m drüber schon 461kts. Wie hoch ist die Temperatur am Boden? Weißt Du es so genau, dass Du so viel Präzision angeben kannst?
    Daher tue Dir ein Gefallen: streiche bei Zahlen mit mehr als 2 aussagekräftigen Ziffern alle Nachkommastellen weg. Gleiches gilt für das Gewicht, welches Du bestenfalls so genau bestimmen kannst, wenn Du Flugzeug und alle Passagiere vorher auf eine Waage stellst. Sonst immer +/- 500kg (auch Dein Fuel Flow, welchen Du anscheinend konstant mit 3100kg/h angenommen hast, ist nicht so genau, hmm, in diesem Falle sogar noch falsch, müssen wir später drauf eingehen, gehört zum Thema Widerstand).

    Aber ansonsten alles richtisch! Respekt. Sehe nur zu, dass die Genauigkeit des Ergebnisses zur Genauigkeit der Eingabe passt, auch wenn der Taschenrechner gerne 8 Nachkommastellen gibt!

    Hier noch was zum Lesen, eventuell klärt sich manches. Die Bestimmung der Gleitzahl muss teilweise angezweifelt werden. Auch ich werde mit jedem Post schlauer.
    http://www.flugzeugforum.de/forum/showthread.php?t=28561
     
  7. #6 Air Power, 03.07.2006
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    Zusammengefasst:

    - Die Kommazahlen bei der Geschwindigkeit weglassen, bringen nur unnötig Konfusion rein.
    - Gleiches gilt für die Masse, runden (+/- 500 kg Rundungsbereich?)
    - Beim Cruise Speed die von diversen Informationsquellen angegebene Machzahl verwenden.

    Hoffe mal das war alles.

    Nocheinmal Danke Schorsch für deine Hilfe! :)
     
  8. #7 Schorsch, 03.07.2006
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    Na, da kommt sicher noch mehr. Das mit den Kommastellen bitte nicht als Vorwurf werten, nur ein Tipp. Als "Maturant" (hieß bei uns anders) war ich da auch immer noch sehr genau. Viele Nachkommastellen werden Deinen Physiklehrer eventuell beeindrucken, in der realen Welt wird jeder Experte aber darüber lachen.

    Wenn Du nochmal genau schreibst, was Du rausfinden möchtest, dann können wir nochmal schauen, wieviel Detail Du brauchst. Um den Fuel Flow einigermaßen klopfsicher zu ermitteln, bedarf es eventuell etwas mehr Kniff. Sollte alles möglich sein (hab glaub ich irgendwo noch ein komplettes Flight Manual der B737 hier liegen).

    Zieldatum eher nächste Woche. Jetzt ist erstmal WM (Signatur beachten :TD: ).
     
  9. #8 Air Power, 03.07.2006
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    Nachdem ich die Abitur schon überstanden habe, will ich meinen Lehrer nicht beeindrucken.
    Um es genau zu formulieren:
    Ich suche (sofern möglich) eine allgemein anwendbare Methode zur Berechnung des Auftriebs- bzw. Widerstandsbeiwerts; je genauer, desto besser, auch wenns kompliziert wird (allerdings keine Kommastellen mehr :TD: ). Außerdem wäre eine Erklärung zum Fuel-Flow auch nicht schlecht, wäre nett, wenn du mir das erklären könntest!

    Habe kein Problem mit Zieldatum nächster Woche; muss erst am 28.8. zum Bundesheer einrücken ;)

    Grüsse
    Air Power :)
     
  10. #9 Acanthurus, 04.07.2006
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    Hallo und guten Morgen.

    Von welchen Ausgangsdaten willst du denn die Beiwerte berechnen?
    Wie das mit vorgegebener Fahrt, Flügelfläche etc. gemacht wird wurde hier ja schon vorgeführt. Aber angenommen du willst aus der GEOMETRIE und den ANSTRÖMVERHÄLTNISSEN einen Auftriebsbeiwert bestimmen, dann wird es merklich komplizierter.

    Zunächst sollte man da mal differenzieren:

    Den Auftriebsbeiwert und den Widerstandsbeiwert gibt es streng genommen so nicht. Man verwendet die hier schon vorgerechneten Werte global angewand auf den ganzen Flügel, um einen dimensionslosen Vergleichsparameter zu haben, mit dem man grob arbeiten kann.

    Die Begriffe stammen eigentlich aus der Profiltheorie und sind zur Beschreibung für den (zweidimensionalen) Profilschnitt gut geeignet und lassen sich für diesen (mit relativ aufwendigen Verfahren) auch recht genau berechnen. Dazu werden die exakte Profilkontur und die Anströmverhältnisse benötigt. Für inkompressible Strömung ist da im "Amateurbereich" der Xfoil-Code von Drela sehr beliebt; der enthält als Nachrechenverfahren ein Panelverfahren mit Grenzschichtrechnung. Airliner rühren ja nun im Reiseflug bekanntlich stark in der Transsonik rum. Zwar gibt es für Panel-Verfahren die Möglichkeit einer sog. Prandtl-Glauert-Korrektur zur Berücksichtigung der kompressiblen Effekte, aber die ist bei Mach 0.8 schon extremst ungenau, weshalb man entweder FullPotential/Feldpanelverfahren benötigt oder gleich "richtige" Simulationswerkzeuge wie Euler- und Navier-Stokes-Verfahren.

    Für den DREIDIMENSIONALEN realen Flügel eines Airliners wird die Sache sehr viel komplizierter. Zwar kann man zunächst den Flügel in zweidimensionale Schnitte zerlegen und mit einem Profilansatz arbeiten, jedoch geht dabei der (entscheidende) induzierte Widerstand und der induzierte Anstellwinkel nicht mit ein.. man muss also das Rechenverfahren ergänzen, im einfachsten Fall mit einem Traglinienverfahren. Der Nurflügelcode von Frank Ranis wäre eine Freeware, die das (im inkompressiblen Fall) ganz ordentlich macht.

    Eine vollständige Berechnung dreidimensionaler Flügel mit Navier-Stokes-Verfahren ist heute der Stand der Technik. Da es aber zu viele "Fummelparameter" bez. Turbulenzmodellierung, Gittergenerierung usw. gibt ist das eher ausserhalb der Machbarkeit eines Amateurs.


    gruß

    a.p.
     
  11. #10 schrammi, 04.07.2006
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    Mir ist aufgefallen, dass ihr bei den Berechnungen die Flügelfläche immer gleic h groß ansetzt. Ich dachte, gerade beim Landeanflug, dass da die Flügelfläche durch Klappen und Spoiler vergrößert wird. Liege ich da falsch?
     
  12. #11 Acanthurus, 04.07.2006
    Zuletzt bearbeitet: 04.07.2006
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    Hi..

    beim Einsatz entsprechender Klappen (Fowler etc..) nimmt die projizierte Flügelfläche zu. Dennoch ist es "üblich", den Flächeninhalt des "clean" Flügels als Bezugsfläche weiterzuverwenden. Das ist auch der Grund, warum in der Hochauftriebskonfiguration oftmals so immens große Beiwerte angegeben werden... sie beziehen sich auf einen KLEINEREN Flügel.
    Daran denken: die Beiwerte sind nur in Zusammenhang mit der Fläche überhaupt sinnvoll zu verstehen, sie sind nur eine Definition, eine Benennung, wie man den Auftrieb in dimensionsloser Form schreiben kann. Das ist keine Physik, nur Nomenklatur.
    Beim Hubschrauber ist es je nach Anwendung üblich, die Rotorkreisfläche oder nur die RotorBLATTfläche als Bezug zu nehmen... dieser klitzekleine Unterschied macht in den Beiwerten einen Faktor 10 bis 20 aus...

    Welche Bezugsfläche verwendet wird ist EIGENTLICH egal.. sie muss nur bekannt sein.

    Ne Anekdote dazu:
    Eine Firma, die mit ihrem Strömungs-Simulationsverfahren normalerweise im KFZ-Bereich arbeitete nahm an einer Vergleichsberechnung für den Widerstandsbeiwert einer Hubschrauberzelle teil. Die Repräsentanten der Firma waren über ihre sehr falschen Ergebnisse entsetzt... bis jemand gemerkt hat dass sie die projizierte Rumpffläche als Bezugsfläche verwendet haben anstatt, wie alle anderen Teilnehmer, die ROTORKREISFLÄCHE des Hubschraubers. Nach der entsprechenden Korrektur hatten sie dann ein recht gutes Ergebnis.


    gruß

    A.P.
     
  13. #12 intelion, 04.07.2006
    Zuletzt bearbeitet: 04.07.2006
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    Da fehlt doch was ... Wo ist die Fehlerrechnung ? :FFTeufel:
     
  14. #13 Kaktus1984, 05.07.2006
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    Was genau gibt der auftriebswert an? Villeicht ne dumme Frage, aber wie wid das definiert? CA ~ XYZ. hat das was mit dem gewicht zu tun was zum fliegen bringt oder wie? Was ist besser, jöhere zahln oder niedrigere?

    Wie gesagt, dumme frage. villeicht aber auch interessant für andere laien :red:
     
  15. #14 Air Power, 05.07.2006
    Zuletzt bearbeitet: 05.07.2006
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    Der Auftriebsbeiwert CA ist eine Art Maß für die Güte einer Tragfläche. Er hängt - außer von denen im Beispiel von Schorsch angegebenen Faktoren - auch von der Profilform, und dem Anstellwinkel ab. Zu Letzterem ist der Auftriebsbeiwert direkt proportional. Stark gewölbte Profile erzeugen einen höheren Auftriebsbeiwert als schwach gewölbte.

    Der Auftriebsbeiwert ist wichtig für die Größe des Auftriebs; dessen Größe berechnet sich nämlich folgendermaßen:

    A = CA * ½ ρ * v² * S

    dabei ist:

    A = Auftrieb
    CA = Auftriebsbeiwert
    ρ = Luftdichte
    v = Geschwindigkeit
    S = Tragflügelfläche

    Ergo: Eine höhere Zahl beim Auftriebsbeiwert ist besser, wenn man fliegen will.

    Hoffe mal, das stimmt so einigermaßen (bin auf diesem Gebiet ja selbst noch eher Laie wie du siehst Kaktus 1984 :red: )

    Grüsse
    Air Power
     
  16. #15 Schorsch, 05.07.2006
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    Ich kann sagen: Mein Auftrieb ist proportional zu
    - dem Quadrat der Geschwindigkeit (=v²)
    - der Flügelfläche (A)
    - der Luftdichte (=Höhe, Temperatur, Medium)
    - des durch komische undurchsichtige Vorgänge produzierten Auftriebs (CA)

    Mit CA frühstücke ich alles ab, was ich sonst schwer beschreiben kann. Im Spezialfalle steigt CA linear mit dem Anstellwinkel, ich könnte also eine direkte Funktion Auftrieb = K*f(Anstellwinkel, Geschw., Dichte, Fläche).

    Der Auftriebsbeiwert ist wichtig, um dn Widerstand abzuschätzen, welcher als Funktion des Auftriebsbeiwertes dargestellt werden kann. (Dazu später mehr)

    Ein gerader Cessna-like Flügel der Fläche A hat bei gegebener Geschwindigkeit, Höhe und Gewicht exakt den gleichen Auftriebsbeiwert wie ein extrem gefeilter Concorde-Flügel. Der Unterschied ist, dass der eine irgendwo in der Mitte seines Bereiches liegt, der andere am Ende seines CA-Bereiches. Denn wenn CA zu hoch wird (also Geschwindigkeit, Flügelfläche oder Dichte klein werden), dann CA größer als mein maximal (Flügelabhängiges) CA und es geht abwärts. CA ist daher eine Größe, welche ich oftmals sehr gut zur Beurteilung einer Flugsituation nutzen kann.

    Hallo schrammi,
    ja das ist richtig. Aber durch den Bezug auf eine Flügelfläche kann man besser vergleichen. Daher ergeben sich die genannten Bereiche für CA von ... bis ... . Als Hausaufgabe für Interessierte: Googeln nach Approach speed von DC-9 und C-5, ebenfalls nach deren Flügelfläche und typischen Landegewicht (bei letzter kann ich alle benötigten Auskünfte geben) und einmal das CA berechnen. Man sieht die höhere Güte der Galaxy-Tragfläche (jedenfalls aerodynamisch), bei einer C-17 fällt der Vergleich krasser aus.
     
  17. #16 Acanthurus, 06.07.2006
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    Hallo und guten Abend.

    nochmal ein paar Anmerkungen zum Auftriebsbeiwert.

    Der Auftriebsbeiwert ist definiert als Auftriebskraft (das ist die Kraft senkrecht zur Anströmrichtung) dividiert durch den dynamischen Druck (rho/2 v^2) und die Bezugsflügelfläche.

    Das bedeutet aber nicht umgekehrt, dass der Auftrieb (bei festgeleget Profil, Anstellwinkel, Flügelform) proportional zu Flügelfläche, Dichte und Geschwindigkeitsquadrat ist, denn der Auftriebsbeiwert selbst hängt von weiteren Parametern ab, z.B. der Machzahl (d.h. der unterscheidung, wie kompressibel die Strömung ist), der Reynoldszahl (ein Mass für die absolute "Größe" einer Strömung, genaugenommen dem Verhältnis von Trägheitskräften zu Reibungskräften auf ein fiktives Volumenelement in der Strömung) und im Extremfall (hyperschallflug, Wiedereintritt etc.) noch von der Gas-Chemie ab.
    Im reinen Unterschallflug kann man aber, wenn man keine supergenauen Ergebnisse haben will, diese Einflüsse vernachlässigen. Dann ist die Verwendung der Auftriebsbeiwerte eine einfache Möglichkeit, vom Verhalten des Flügels in einer bekannten Situation auf eine unbekannte Situation zu schließen. Hinzu kommen der bereits erwähnte vereinfachte Ansatz des konstanten Auftriebsgradienten (d.h. Auftriebsbeiwert ist proportional zum Anstellwinkel).
    Auf diese Weise erhält man eine Möglichkeit, mit einfachen Hausnummern Abschätzungen machen zu können.

    Der Hauptgrund der Verwendung von Auftriebsbeiwerten anstatt von dimensionsbehafteten Größen wie der Auftriebskraft (z.B. in N) ist dieser:
    Man möchte einen Paramter ohne Einheiten haben, der auf den ersten Blick schnell zu interpretieren ist.
    Ein Beispiel dazu:
    Kaum ein Luftfahrtingeneur wird dir "blind" sagen können ob ein FLügel, der bei 100m/s und 30 m^2 Flügelfläche in 10km Höhe (wegen Luftdichte) eine Auftriebkraft von 5 Tonnen erzeugt hoch belastet ist oder nicht... aber wenn er z.B. einen AuftriebsBEIWERT von 1.7 sieht weiss er sowas sofort. Es erleichtert einfach den Umgang mit Ergebnissen. Dimensionslos ist zudem länderübergreifend, da bei korrekter Handhabung der Auftriebsbeiwert denselben Zahlenwert hat, egal ob er aus metrischen oder imperial-abstrusen EInheiten abgeleitet wurde. Der Beiwert ist also keine schöne Konstante, aber eine leichter zu interpretierende Zahl.

    gruß

    a.p.
     
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  18. #17 Schorsch, 07.07.2006
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    Widerstand I

    Mein 3000. Beitrag. Schreiben wir was brauchbares.

    Der Widerstandskoeffizient definiert sich analog zum Auftriebskoeffizienten:

    CW = W / (Rho * v² * A)

    Der Quotient CA/CW wird im Volksmund auch Gleitzahl genannt.

    Nun, wie kommt man nun darauf?
    Grundsätzlich kann man drei verschiedene Widerstandsarten nennen, die für ein Unterschallflugzug von Belang sind:
    - Druckwiderstand, welcher einfach durch die Verdrängung der Luft entsteht, somit vor allem von der Frontfläche des Flugzeuges abhängt
    - auftriebsabhängiger Widerstand, welcher durch die Umlenkung der Luft zwecks Auftriebsgewinnung entsteht
    - transonischer Widerstand, welcher durch das entstehen lokaler Überschallzonen am Flugzeug entsteht (ab M~0.7 aufwärts)
    (Interferenz-, Reibungs- und sonstige Widerstände sollen uns mal nicht interessieren).

    Man kann theoretisch diese Widerstände berechnen. Die Methoden dafür sind jedoch vergleichsweise kompliziert und erfordern sehr detaillierte Kenntnisse des Flugzeuges. Darüber hinaus unterliegen diese Methoden einem weiterhin sehr üppigen Fehler.

    Viel besser ist es daher, man nimmt vorhandene Daten. Zum Beispiel so etwas:

    Anhänge:



    Auf dem Bild zu sehen ist das Verhältnis von Auftrieb (CA) zu Widerstand (CW) einer B727. Was man sehen kann:
    - es gibt verschiedene Kurven für Machzahlen von M0.7 bis M0.88; dadurch ist der transonische Widerstand berücksichtigt. Unter M0.7 ist das Verhältnis CW zu CA Machzahlunabhängig
    - keine Kurve beginnt bei CW=0; dies ist der sog. Nullwiderstand, welcher vor allem durch Druckwiderstand entsteht
    - CW steigt quadratisch mit CA

    Aus so einem Graphen kann man nun den stets aktuellen Widerstandskoeffizienten bestimmen.
     
  19. #18 Schorsch, 07.07.2006
    Schorsch

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    Widerstand II

    3001. Jetzt kann ich wieder Gülle schreiben. :FFTeufel:

    Das Ablesen des Graphen ist ne lästige Sache. Daher kann man sich helfen. Da es sich grundsätzlich um quadratische Kurven handelt, kann man die Geraden approximieren durch:

    CW = f(CA) = a2* CA² + a1 * CA + a0

    a0 ist dabei der Nullwiderstand. So eine Gleichung findet man am besten durch die Excel Trendlinie oder irgendein anderes brauchbares Programm. Im folgenden Bild sieht man das mal als Beispiel:

    Anhänge:



    Hier sind die Achsen von CA und CW vertauscht (sonst ist Excel überfordert :rolleyes: ). Wie man sehen kann habe ich für eine Kurve sogar ein Polynom dritten Grades genommen, da es besser passte. Die durchgezogenen Kurven stellen dabei die originalen Daten aus einem Diagramm wie im vorigen Post da.
     
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    Hallo

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  21. #19 happy-landings, 16.08.2009
    Zuletzt bearbeitet: 16.08.2009
    happy-landings

    happy-landings Flieger-Ass

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    So, ich belebe hier mal einen älteren Fred. Die Jungs von Piano behaupten, dass sie aus der Geometrie eines Flugzeuges den Widerstand berechnen können, und das auch noch so genau dass die ICAO das Programm für Emissionsstudien einsetzt. Wie machen die das?

    Im Flugzeugentwurf haben wir den Nullwiderstand unter Einsatz der Stirnfläche der einzelnen Baugruppen und über Regressionskurven aus vorhandenen Daten der Flugzeuge berechnet, die Herr Torenbeek in seinen Büchern veröffentlicht hat, und dann haben wir den Gesamtwiderstand unter Ansatz einer quadratischen Polaren aus

    cW = cW0 + k*cA^2

    berechnet, wobei der in das k eingehende Oswald-Faktor (zur Erinnerung: k=1/(Pi * Lambda * e, Lambda = Streckung, e = Oswald-Faktor) geschätzt wurde. Das mit der quadratischen Polare stimmt ja ohnehin nicht immer, wie Schorsch oben gezeigt hat...

    Also ... gibt es verhältnismäßig durchführbare Methoden zur genaueren Widerstandsbestimmung?
     
  22. #20 Schorsch, 16.08.2009
    Schorsch

    Schorsch Alien

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    Der Oswald-Faktor ist im Prinzip nichts anderes als ein Ausdrück für die Güte der Tragfläche, nämlich wie viel Widerstand fällig wird. Bei genauerer Betrachtung ist k Funktion von Mach und CA. Schön, schon wieder so eine Drecksgleichung:
    CW = CW0(Mach) + k(Mach,CA) * CA²

    Für'n Airliner latte, aber nehmt mal die Formel für eine F-16, die eine 7g Kurve von Mach=1.3 nach Mach=0.7 zieht.

    k ~= 0.08..0.1 für herkömmliche Flugzeuge, ~0.2-0.5 für Überschall-Delta. Hab noch irgendwo die vom Starfighter.
    Mehr Daten auf Anfrage, hab inzwischen ein gutes Portfolio zusammen (von F-106 bis MiG-29).

    Inzwischen hab ich sogar ein Diplom.
     
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