Auftriebsbeiwerte für B777 in Flugsimulatoren?

Diskutiere Auftriebsbeiwerte für B777 in Flugsimulatoren? im Verkehrsflugzeuge Forum im Bereich Luftfahrzeuge; @stefanpc81 Mach es Dir einfch: Das Zeitintervall ist dt (Schorsch schreibt ds), dann bist Du frei in der Entscheidung, kannst evtl. später...

Boogi

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@stefanpc81
Ich lege mich jetzt mal auf ein Intervall von 100 ms für die Kräfteberechnungen fest.
Mach es Dir einfch: Das Zeitintervall ist dt (Schorsch schreibt ds), dann bist Du frei in der Entscheidung, kannst evtl. später "Time Based Movement" für einen Echtzeitsimulator einbauen und alle Formeln stehen physikalisch richtig im Code.

Des Weiteren: SI-Einheiten in der Rechnung und Umrechnungen höchstens bei Ein- und Ausgabe.

Wenn ich das richtig verstanden habe, dann ist
x_flugzeug = x_pkt_pkt_flugzeug * ds^2 (ds = 0.1 beim Intervall von 100 ms)
x_flugzeug wäre also die Bewegung um x meter nach der Zeit ds in x-Richtung des Flugzeugs, also nach vorne.
x_neu = x_alt + v * dt + 0.5 * a * dt²
v_neu = v_alt + a * dt
Dabei gilt:
v = x_punkt
a = v_punkt = x_punkt_punkt
Nun zum Auftrieb:
z_pkt_flugzeug = x_pkt_flugzeug (= x_pkt_pkt_flugzeug * ds) * ds * sin(Gamma)
Das heißt, dass Dein Flugzeug nur durch die Bahnneigung (gamma) an Höhe gewinnt oder verliert. Während all der Maneuver ist der Auftrieb konstant. Das hast Du ja am Anfang angenommen. Einen Abfangbogen mit z.B. 9g kannst Du so nicht simulieren, aber ein bischen Steigflug oder Sinkflug, wo im Übergansbereich nur 1,1 oder eben 0,9g auftreten ist prima drin.
 
Schorsch

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Du kommst auf den richtigen Weg!

stephanpc81 schrieb:
Sorry für die Genauigkeit des Gewichts, aber ich gehe von exakt 650818 lbs aus.
Und sie ist trotzdem unnötig, denn ein Flugzeug kennt sein eigenes Startgewicht bestenfalls auf 100kg genau, meist eher 200-300kg. Bei einer B777 sehe ich eher 1000kg Spielraum. Schließlich wird nicht jede Nutzlast vorher gemessen. Selbst eine Wägung des kompletten Fliegers würde bei 0.01% Ungenauigkeit der Waage noch 65lbs ergeben. Somit ist jede Angabe jenseits 295.2t Schwachsinn. Keine "Ungenauigkeit", sondern tatsächlich Schwachsinn.

stephanpc81 schrieb:
Was ich jetzt noch nicht verstehe, wieso der Auftrieb durch den Flügel nicht mit einbezogen wird?! Eigentlich wäre doch (unter Einbeziehung eines (Gamma)-Winkels) die z-Flugzeug-Richtung bei einem Gleichgewicht so zu berechnen:
FA in N = FG in N * cos(Gamma)
Der Auftrieb wird einbezogen: er kompensiert das Gewicht und erzeugt dafür Widerstand. Beides abgebildet. Wenn wir geschickt die Kräftebilanz in Flugzeug-x-Richtung aufstellen, und dann erst ins erdfeste Koordinatensystem umrechnen, ersparen wir uns lästige Koppeltherme, die am Ende kaum was beitragen. Ein Flugzeug steigt nicht, weil der Auftrieb größer ist als sein Gewicht, sondern weil es "nach oben fliegt". Die notwendige Kraft kommt dabei rein aus dem Triebwerk.
 

LFeldTom

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Einen Abfangbogen mit z.B. 9g kannst Du so nicht simulieren, aber ein bischen Steigflug oder Sinkflug, wo im Übergansbereich nur 1,1 oder eben 0,9g auftreten ist prima drin.
In grober Näherung sollte das aber auch kein Hexenwerk sein, oder ? Die Kräftebilanz wie immer aufstellen. Der Teil senkrecht zur Flugbewegung (nicht zur Längsachse) bestimmt zusammen mit der Masse und der Geschwindigkeit den Kurvenradius. Der Teil entlang der Flugbewegung die Beschleunigung / Verzögerung (bei 9g sollte eine spürbare Verzögerung raus kommen. Durch die Beschleunigung / Verzögerung ändert sich die Geschwindigkeit und somit auch der Kurvenradius kontinuierlich.
Wenn man dann noch die numerische Integration nach Euler durch einen Runge Kutta ersetzt kommt vermutlich schon was Brauchbares dabei raus.

Oder liege ich da falsch ?
 

stefanpc81

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Danke!

Ein Flugzeug steigt nicht, weil der Auftrieb größer ist als sein Gewicht, sondern weil es "nach oben fliegt". Die notwendige Kraft kommt dabei rein aus dem Triebwerk.
Das wusste ich noch nicht. Mit meiner bisherigen Simulation habe ich fälschlicherweise immer aus FT - FW = m * a die Vorwärtsbewegung und mit FA - FG = m * a die Aufwärtsbewegung berechnet.

Weiter im Text:
Transformation von flugzeugfestem Koordinatensystem (darin berechne ich meine Kräfte) zu erdfesten (darin habe ich die Bewegung)
Habe ich vergessen zu schreiben:
x_pkt_erde = x_pkt_flugzeug / cos(Gamma)
Jetzt sollte man in der Simulation erkennen, dass bei Bahnwinkeländerung die Geschwindigkeit sinkt.
Das verstehe ich voll und ganz.
1.-4. habe ich jetzt (mit der Korrektur von Boogi - auch dafür danke!) wohl umgesetzt.

Bei 5.
einfache Steuer- bzw. Reglersysteme implementieren (Änderung von Gamma als Funktion der Zeit oder, fortgeschrittener, als Funktion der Geschwindigkeit)
bleibe ich allerdings hängen. Die "Steuer- bzw. Reglersysteme" wären ja Schubhebel und Steuerknüppel. Wie soll ich diese "Änderung von Gamma" als "Funktion der Geschwindigkeit" aufstellen? Meinst du damit die Bewegung der Schubhebel? Ich kenne ja leider dazu nicht die Faktoren die zur Berechnung meines weiteren Flugverlaufs führen, wenn ich, sagen wir den Schubhebel um 20% weiter nach vorne drücken würde.
 

Boogi

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@stefanpc81
In diesem einfachsten Modell wird der Flugbahnwinkel direkt vorgegeben. Man müsste es erweitern, um die Nickbewegung sauber abzubilden. Evtl. sollte schon eine einfache Funktion Nickbewegung = f(Stickeingabe, Staudruck, whatever) brauchbar sein.

@LFeldTom
Das müsste schon gehen: Man könnte sich ja eine Flugsteuerung vorstellen, die aus der Stickeingabe direkt das ca steuert. Daraus resutierten dann Widerstand, g's, Nickgeschwindigeit und Kurvenradius.
 
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bleibe ich allerdings hängen. Die "Steuer- bzw. Reglersysteme" wären ja Schubhebel und Steuerknüppel. Wie soll ich diese "Änderung von Gamma" als "Funktion der Geschwindigkeit" aufstellen? Meinst du damit die Bewegung der Schubhebel? Ich kenne ja leider dazu nicht die Faktoren die zur Berechnung meines weiteren Flugverlaufs führen, wenn ich, sagen wir den Schubhebel um 20% weiter nach vorne drücken würde.
Mach doch folgendes:
- Lass dein Programm für 60 Sekunden rennen
- Anfangswert: V = 160kts; Schub = voll: Gamma = 0; H = 1000m
- ab Sekunde 10: Gamma = 5° (vielleicht als schrittweise Zunahme mit 1°/sec)
Wie ist das Ergebnis?
Es sollte die Geschwindigkeit steigen, eine Höhenänderung ab t=10s eintreten, und ab t=10s sollte dann die Geschwindigkeit nur noch minimal steigen.
Wir wollen rauskriegen ob die Werte in etwa der physikalischen Realität entsprechen.

Wenn das klappt mal rumspielen: Gamma als Sinusfunktion der Zeit.

Anschließend kann man überlegen wie man Widerstand und Schub besser modelliert. Das sind die derzeit größten offenen Flanken im Modell, welche sich für Widerstand schnell schließen lassen. Man sollte aber erst mal sicherstellen, dass man eine Testumgebung für jede Modellverfeinerung hat.

Boogi schrieb:
In diesem einfachsten Modell wird der Flugbahnwinkel direkt vorgegeben. Man müsste es erweitern, um die Nickbewegung sauber abzubilden. Evtl. sollte schon eine einfache Funktion Nickbewegung = f(Stickeingabe, Staudruck, whatever) brauchbar sein.
Gamma ist die zweite Integration der tatsächlichen Stickbewegung:
Stick zurück > Höhenruder schlägt aus > Nickbeschleunigung (dies ist direkt)
Nickbeschleunigung integriert ergibt Nickrate
Nickrate integriert ergibt Nickwinkel (proportional zu Flugbahnwinkel)
Das dämpfende Element ist das Rollträgheitsmoment. Ich denke Stephan das Rollträgheitsmoment zu erklären schießt etwas über das Ziel hinaus.

Wenn ich Gamma direkt ansteuern kann ohne irgendwas dazwischen, komme ich zu unrealistischen Eingaben (jedenfalls wenn ich Vollausschlag als maximales Gamma interpretiere). Ich müsste als den einfach oder doppelt integrierten Ausschlag nehmen. Wer sich mal mit Regelsystemen beschäftigt hat, der weiß, dass eine Eingabe mit Feedback über (1/s)^2 schrecklich instabil ist.

Einfache Funktion wäre:
Gamma(i) = Gamma((i-1) + Faktor * Steuereingabe * delta_t.
Wenn ich postuliere, dass nach 5 Sekunden "full backstick" ein Flugbahnwinkel von 10° erreicht ist, dann wird Faktor zu:
10°/(5sec / delta_t).
Faktor = 0.2°/sec (für delta_t = 0.1s und Steuereingabe zwischen -1...1)
 
Zuletzt bearbeitet:

stefanpc81

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So, die Simulation lief jetzt wie von Schorsch vorgeschlagen.
Irgendwas stimmt mit der Höhenänderung nicht, sie ist viel zu gering. Ich bräuchte noch bitte die korrekte Gleichung für die Höhenänderung.
Schorsch schrieb:
z_pkt = x_pkt * sin(Gamma)
Ich schrieb zuletzt umgesetzt:
Nun zum Auftrieb:
z_pkt_flugzeug = x_pkt_flugzeug (= x_pkt_pkt_flugzeug * ds) * ds * sin(Gamma)
Irgendwie muss das ja aus dem Schema
x_neu = x_alt + v * dt + 0.5 * a * dt²
v_neu = v_alt + a * dt
umgeschrieben werden...:headscratch:
 
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Es ist sogar noch besser, wenn man als Eingabewert das Lastvielfache nimmt.

Dann gilt:

Gamma_pkt = (n - cos(Gamma)) * g/V

n: Lastvielfache (das wäre 1 im normalen Horizontalflug)
g: Erdbeschleinigung
V: Geschwindigkeit True Airspeed (in unserem Falle x_pkt)

Das schöne: man kann Gamma als Zustandsvariable führen. Als weitere Zustandsvariable brauche ich dann eigentlich nur noch x_pkt, x und z. Weiterhin kann man mit n auch einen Kurvenflug gut simulieren und entsprechende Zunahme des Widerstands berücksichtigen.

stephanpc81 schrieb:
Das wusste ich noch nicht. Mit meiner bisherigen Simulation habe ich fälschlicherweise immer aus FT - FW = m * a die Vorwärtsbewegung und mit FA - FG = m * a die Aufwärtsbewegung berechnet.
Wenn man einen kleinen Ausflug in die Flugmechanik macht, dann sieht man, dass es für konventionelle Flugzeuge gar nicht anders geht als wie von mir beschrieben. Das ist also kein Fehler, nicht mal eine Vereinfachung. Es gibt Flugzeuge welche so eine Art Direct Lift Control nutzen oder in Teilen ihres Flugbereichs horizontal abheben. Ein Biespiel wäre die B-52, der geneigte YouTube-affine Leser kann sich ja gerne mal einen B-52 Start anschauen und mal genau darauf achten, wohin die Nase in den Sekunden des Abhebens zeigt. Das Vergleichen mit einem herkömmlichen Flugzeug.
 
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Besser wäre es (ich korrigiere mich da), folgende Beziehungen zu nehmen:

x_pkt(i) = x_pkt(i-1) + x_pkt_pkt(i) * dt;
z_erde(i) = z_erde(i-1) + x_pkt * sin(Gamma(i)) * dt;
x_erde(i) = x_erde(i-1) + x_pkt * cos(Gamma(i)) * dt;

Bitte auf die Einheit des Winkels achten.
x_pkt ist nebenbei die True Airspeed.
 

arneh

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Ein Flugzeug steigt nicht, weil der Auftrieb größer ist als sein Gewicht, sondern weil es "nach oben fliegt". Die notwendige Kraft kommt dabei rein aus dem Triebwerk.
:TD: You made my day!
Den muss ich mir merken! Aber es bringt es auf den Punkt.
 

stefanpc81

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x_pkt(i) = x_pkt(i-1) + x_pkt_pkt(i) * dt;
z_erde(i) = z_erde(i-1) + x_pkt * sin(Gamma(i)) * dt;
x_erde(i) = x_erde(i-1) + x_pkt * cos(Gamma(i)) * dt;
So habe ich das (in der Programmierung geht das wieder ein bisschen anders) übersetzt:
z_erde_neu = z_erde_alt + v_neu * sinus(gamma) * dt
x_erde_neu = x_erde_alt + x_pkt * cosinus(gamma) * dt
Ich hoffe, dass stimmt bei z_erde mit v_neu und bei x_erde mit x_pkt, anders kommen aber offensichtlich falsche Werte beim Simulieren raus.

Das Ergebnis beim Simulieren mikt o.g. Gleichungen:
Geschwindigkeit (auf der Erde) steigt, allerdings kaum merklich weniger mit (gamma)=5°.
Nach 60 s kommt das Programm auf v = 91 m/s und Höhenunterschied z = (+) 570 m. Letzteres kommt mir ein wenig viel vor.

Startwerte:
v = 83.34 m/s^2
Schub FT = 772000 N
Widerstand FW = 295000 kg * 9.81 m/s^2 * 1/18
 
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Das Ergebnis beim Simulieren mikt o.g. Gleichungen:
Geschwindigkeit (auf der Erde) steigt, allerdings kaum merklich weniger mit (gamma)=5°.
Nach 60 s kommt das Programm auf v = 91 m/s und Höhenunterschied z = (+) 570 m. Letzteres kommt mir ein wenig viel vor.

Startwerte:
v = 83.34 m/s^2
Schub FT = 772000 N
Widerstand FW = 295000 kg * 9.81 m/s^2 * 1/18
Das erscheint bei den Startwerten halbwegs sinnvoll. Das hätte man sich soweit auch noch per Excel ausrechnen können mag mancher denken, aber es geht darum einen Testfall zu haben wenn wir das Modell in seiner Komplexität aufbohren.

Nächster Punkt: wie sieht es mit Deinem Atmosphärenmodell aus?
https://de.wikipedia.org/wiki/Normatmosphäre
Diese benötigen wir für weitere Schritte, in erster Linie die Luftdichte (rho) und die lokale Machzahl.

Als nächster Punkt kommt die Errechnung des Luftwiderstands als Funktion des Auftriebs.
CL = Gewicht/(rho/2 * v^2 * S_ref)
S_ref ist dabei immer die Flügelfläche des normalen, "sauberen" Flügels. Immer!
CL sollte zwischen ~0.2 und 0.8 sein.
Mit
CD = CD0 + k*(CL-CL0)^2
und den Werten aus:
https://en.wikipedia.org/wiki/Drag_Polar
ergibt ein brauchbares CD für den normalen Flug.
Dies dann mit
Widerstand = CD * rho/2 v^2 * S_ref
v ist dabei gleich x_pkt, der wahren Fluggeschwindigkeit.

Dies mal ins Modell einpflegen, speziell bei höheren Geschwindigkeiten sollte sich zeigen, dass der Flieger mehr Widerstand erzeugt. Grund ist, dass die Annahme konstante Gleitzahl einen Betrieb im optimalen Punkt (clean, 1000m, sind das etwa 200-230kts) voraussetzt.

Wenn das funktioniert, wäre der nächste Schritt ein rudimentäres Triebwerksmodell sowie die Frage, wie man Steuereingaben ins Modell einpflegt.
 

stefanpc81

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Nächster Punkt: wie sieht es mit Deinem Atmosphärenmodell aus?
https://de.wikipedia.org/wiki/Normatmosphäre
Diese benötigen wir für weitere Schritte, in erster Linie die Luftdichte (rho) und die lokale Machzahl.
Das hatte ich bisher so berechnet:
temperatur_boden = 20°
temperatur_celsius = 20° - (Höhe in m * 6.5° / 1000) >>bei Höhe <= 11000 m, darüber
temperatur_celsius = -56.5°
temperatur_kelvin = temperatur_celsius + 273.15°
luftdruck = 101325 Pa - (Höhe in m * 100 / 8) Pa >>Hatte vorher die Höhe durch einen falschen Wert geteilt, dieser müsste hier aber jetzt stimmen, s. https://de.wikipedia.org/wiki/Luftdruck
luftdichte (rho) = luftdruck / (temperatur_kelvin * 287.058)
Bei 1000 m Höhe und 15° C am Boden wäre der luftdruck = 88825 und die luftdichte (rho) = 1.1

Im Internet geht man aber von temperatur_boden = 15° aus. Ich dachte halt, dass ich JEDE x-beliebige Bodenhöhe auf z = 0 m annehme, also ohne Berücksichtigung von Höhe über NN. Sonst müsste ich meinen Simulator mit so vielen Daten füttern und Berechnungen anstellen lassen, dass dann bestimmt auch das Intervall von 0.1 s bereits zu viel wären.

Als nächster Punkt kommt die Errechnung des Luftwiderstands als Funktion des Auftriebs.
CL = Gewicht/(rho/2 * v^2 * S_ref)
...
CL sollte zwischen ~0.2 und 0.8 sein.
CL = 295000 kg * 9.81 m/s^2 / (luftdichte (= 1.1) * 1/2 * v_neu^2 * 427.8 m^2) =
mit v_neu = 250 m/s: 0.197
oder mit v_neu = 100 m/s: 1.23
Kann das sein?!

Zu
Mit
CD = CD0 + k*(CL-CL0)^2
und den Werten aus:
https://en.wikipedia.org/wiki/Drag_Polar
ergibt ein brauchbares CD für den normalen Flug.
hatte ich ja bereits geschrieben:
Ich wüsste mal gerne, mit welchen Zahlen ich die Berechnung CD = CD0 + k*(CL-CL0)^2 durchführen soll. Gefunden habe ich k = 1/PI * Aspect ratio AR * efficiency factor e. AR einer B777 ist 8.7, e im Reiseflug 0.85 und 0.7 bei der Landung. BTW: Welchen Wert kann ich für den Start nehmen?
CD0 = parasitic and wave drag = ???, CL0 = ???.
 

LFeldTom

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Sonst müsste ich meinen Simulator mit so vielen Daten füttern und Berechnungen anstellen lassen, dass dann bestimmt auch das Intervall von 0.1 s bereits zu viel wären.
Hoppla - nicht so pessimistisch sein. Ich weiss leider nicht womit du deine Lösung implementierst und welche Hardware zum Einsatz kommt - aber z.B. mit C/C++ auf einem PC der in den letzten Jahren verkauft wurde, sollten selbst 1ms kein Problem darstellen (wohlgemerkt nur zum Berechnen der Kräftebilanz und anschließendem Aufintegrieren). Wenn du grafische Ausgaben machst fressen die in der Regel ein vielfaches dessen.

Bei 2GHz sind 1ms immerhin 2E+6 Takte ! Da kann man schon jede Menge rechnen...
 
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Das hatte ich bisher so berechnet:
temperatur_boden = 20°
temperatur_celsius = 20° - (Höhe in m * 6.5° / 1000) >>bei Höhe <= 11000 m, darüber
temperatur_celsius = -56.5°
temperatur_kelvin = temperatur_celsius + 273.15°
luftdruck = 101325 Pa - (Höhe in m * 100 / 8) Pa >>Hatte vorher die Höhe durch einen falschen Wert geteilt, dieser müsste hier aber jetzt stimmen, s. https://de.wikipedia.org/wiki/Luftdruck
luftdichte (rho) = luftdruck / (temperatur_kelvin * 287.058)
Bei 1000 m Höhe und 15° C am Boden wäre der luftdruck = 88825 und die luftdichte (rho) = 1.1
Nicht berühmt aber ausreichend. Eine einfache Funktion steht unten.

Im Internet geht man aber von temperatur_boden = 15° aus. Ich dachte halt, dass ich JEDE x-beliebige Bodenhöhe auf z = 0 m annehme, also ohne Berücksichtigung von Höhe über NN. Sonst müsste ich meinen Simulator mit so vielen Daten füttern und Berechnungen anstellen lassen, dass dann bestimmt auch das Intervall von 0.1 s bereits zu viel wären.
Wie bereits geschrieben, aber der einfachen Rechnung der Atmosphäre wird es nicht scheitern. Rechner mögen nicht interpolieren, aber Sachen direkt zu berechnen machen sie gerne. Dein Code sollte - wenn Du ihn nicht CATIA Visual Basic Script schreibst - auch auf einem 386SX flüssig laufen. Wenn die "81" in Deinem Namen Dein Jahrgang repräsentiert, weißt Du sogar was das ist.

CL = 295000 kg * 9.81 m/s^2 / (luftdichte (= 1.1) * 1/2 * v_neu^2 * 427.8 m^2) =
mit v_neu = 250 m/s: 0.197
oder mit v_neu = 100 m/s: 1.23
Kann das sein?!
Ja, das kommt hin. 100m/s TAS in 1000m Höhe wäre vermutlich schon VS1G, oder ganz in der Nähe.
Andersherum sind 250m/s ganz grob 486kts TAS, und ganz grob 450-460 kts IAS. Das ist weit nördlich von VMO, die bei einer B777 irgendwo bei 330kts IAS liegen sollte.

Daten stehen hier doch:
Drag polar for light aircraft. CD0= 0.017, K = 0.075 and CL0 = 0.1. The tangent gives the maximum L/D point.
Das ist nicht unbedingt 100% die B777, aber es ist repräsentativ für ein Düsenverkehrsflugzeug und für unsere Zwecke ausreichend. Vergiss die analytische Berechnung, dieses 1/AR*pi Gedöns.Das ist hilfreich wenn man gar nichts hat.
Start soll erst mal keine Rolle spielen: wir lernen stehen bevor wir gehen, und gehen bevor wir rennen. Langsam kannst Du simulationstechnisch auf zwei Beinen stehen.

Für Wave Drag musst Du erst mal Deine Machzahl kennen. Wenn Du die rausbekommst erzähle ich Dir auch was es damit auf sich hat. Aber glaube mir: Priorität eher weiter hinten.

Viel interessanter: wie hast Du nun konkret Dein Triebwerksmodell verbessert? Bevor da nichts passiert können wir uns alles andere nämlich sparen.









function[rho,p,a,T]=atmos(H)
% [rho,p,a,T]=atmos(H)
% H in meter
% rho in kg/m3
% p in Pa
% a in m/s
% T in Kelvin

T0=288.15;

% Konstanten
k=1.4;
R=287.1;
p0=101325;
tGrad=0.0065;
rho0isa=p0./R./T0;
g0=9.80665;

% Rechnungen:
% Temperatur
T=T0-tGrad.*H;
% Druck
p=p0.*(1-tGrad.*H./T0).^(g0./tGrad./R);
% Dichte
rho=p./R./T;
% Schallgeschwindigkeit
a=sqrt(k.*T.*R);
 

stefanpc81

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Dein Code sollte - wenn Du ihn nicht CATIA Visual Basic Script schreibst - auch auf einem 386SX flüssig laufen. Wenn die "81" in Deinem Namen Dein Jahrgang repräsentiert, weißt Du sogar was das ist.
Ich programmiere mit Javascript in HTML mit dem Browser IE 11. Meinen Jahrgang hast du gut erkannt.

% Druck
p=p0.*(1-tGrad.*H./T0).^(g0./tGrad./R);
Kann es sein, dass du ^(g0./tGrad./R) fälschlicherweise geschrieben hast? Wenn man es weglässt, kommen "gute" Werte raus.
Mit (g0./tGrad./R) = ca. 5. Dann wäre nämlich bei H = 1000m p = 1.79^26 und das kann ja nicht stimmen.

Für Wave Drag musst Du erst mal Deine Machzahl kennen.
M = v / sqrt(k * T * R)

Viel interessanter: wie hast Du nun konkret Dein Triebwerksmodell verbessert? Bevor da nichts passiert können wir uns alles andere nämlich sparen.
Da siehts düster aus. Bisher habe ich einfach den (Schubhebel in % / 100) * 772 kN genommen. Höhenabhängige Leistungsdaten konnte ich nicht finden. Ähnlich siehts beim Treibstoffverbrauch aus: Für 7470 Liter l / h als Verbrauch je Triebwerk habe ich berechnet: 3.6603 lbs / s (= 1.66 kg / s) bei 100% Schub. Da habe ich sonst auch nichts konkreteres gefunden.
 

stefanpc81

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Achso, zu letzt hatte ich noch den Schub * Luftdichte / Luftdichte 0 (also am Boden) berechnet, da ja mit der Höhe weniger Luft vorhanden ist und somit entsprechend weniger vom Triebwerk angesaugt werden kann.
 
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Kann es sein, dass du ^(g0./tGrad./R) fälschlicherweise geschrieben hast? Wenn man es weglässt, kommen "gute" Werte raus. Mit (g0./tGrad./R) = ca. 5. Dann wäre nämlich bei H = 1000m p = 1.79^26 und das kann ja nicht stimmen.
Das wäre bitterlich, denn dann müsste ich meinen Doktortitel zurückgeben. Da ich mit eben dieser Funktion seit Jahr & Tag rechne, nehme ich mal an da ist etwas verdreht worden.

M = v / sqrt(k * T * R)
Das wird später noch wichtig. Bis M=~.8 können wir die B777 als frei von Wave Drag annehmen.

Da siehts düster aus. Bisher habe ich einfach den (Schubhebel in % / 100) * 772 kN genommen. Höhenabhängige Leistungsdaten konnte ich nicht finden. Ähnlich siehts beim Treibstoffverbrauch aus: Für 7470 Liter l / h als Verbrauch je Triebwerk habe ich berechnet: 3.6603 lbs / s (= 1.66 kg / s) bei 100% Schub. Da habe ich sonst auch nichts konkreteres gefunden.
Hier schießt die Analytik kurz.
Ich würde eine Thrust-Altitude-Mach Table nehmen, wie zu finden am Ende von hier:
https://en.wikibooks.org/wiki/Jet_Propulsion/Performance
Vielleicht findest Du auch etwas tabuliertes, ansonsten nutze Programm "Engauge Digitizer".
Je Höhe zwei bis vier Werte abschreiben und dann interpolieren (2-dimensional). Die Formel mit relativer Dichte fängt das Verhalten eines modernen Turbofan nicht vernünftig ein. Ich habe ja bisher bei manchen Sachen Fünfe gerade sein lassen, aber das ist von erhöhter Wichtigkeit. Viele Leute modellieren sich am Widerstand einen Wolf und kommen dann mit komplett ungeeigneten Triebwerksmodellen um die Ecke.
Ich würde das Feld auf "1" skalieren, dann kannst Du Dein Triebwerk an unterschiedliche Schübe anpassen.
Ach ja: sehe auch, dass der Referenzschub in etwa der kurzfristigen Leistung beim Start entspricht, alles andere als das was im Reiseflug zur Verfügung steht.
 

stefanpc81

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Die Geschwindigkeit v_neu bzw. M ist doch die TAS, oder? Zeigt eine B777 TAS oder IAS im PFD an?
Die Daten aus der Tabelle habe ich in meine Simulation eingepflegt. Wenn ich v = 0, Höhe = 0 und den Schub auf 100% setze, beschleunigt sich mein Flieger aber nur sehr langsam (nach 30s 5 m/s).
 
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Die Geschwindigkeit v_neu bzw. M ist doch die TAS, oder? Zeigt eine B777 TAS oder IAS im PFD an?
Die Daten aus der Tabelle habe ich in meine Simulation eingepflegt. Wenn ich v = 0, Höhe = 0 und den Schub auf 100% setze, beschleunigt sich mein Flieger aber nur sehr langsam (nach 30s 5 m/s).
Flugzeuge zeigen idR IAS und Mach an, aber nicht TAS.

Wenn Dein Flieger nicht beschleunigt, dann hast Du einen Fehler.
Fehlersuche ist die schönste Freude des Programmierens.
Wenn er überhaupt beschleunigt scheint die Kräftebilanz ja zu stimmen.

Mal bei v=0 die Kräfte ausgeben lassen und auf Stichhaltigkeit überprüfen. Da Du keinen Rollwiderstand modelliert hast, wäre Dein Widerstand bei v=0 eigentlich null.

Erprobe das doch lieber im Flug (die 60 Sekunden Validierungsstrecke). Wie ich sagte, nach jeder Modellveränderung sollte ein einheitliches Validierungsszenario gemacht werden.
 
Thema:

Auftriebsbeiwerte für B777 in Flugsimulatoren?

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