Steigrate Steigwinkel

Diskutiere Steigrate Steigwinkel im Jets Forum im Bereich Luftfahrzeuge; Hallo zusammen, ich finde über alle möglichen Militärjets Angaben zu den Steigraten, aber nichts mit welchem Steigwinkel im täglichen Einsatz...

Moderatoren: gothic75
  1. nik

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    Hallo zusammen,

    ich finde über alle möglichen Militärjets Angaben zu den Steigraten, aber nichts mit welchem Steigwinkel im täglichen Einsatz (Normaleinsatz) operiert wird.
    Soll heissen, unmittelbar nach dem Start werden die Jets relativ steil in den Himmel gezogen, denke mal, dass dies etwas mit Lärmschutz zu tun hat, nur wie gehts dann weiter, wenn eine Flughöhe von 25.000 ft erreicht werden soll?
    Zusatzfrage, mit welchen Winkel steigt z.b. eine F4, wenn sie einen Abfangauftrag in 30.000ft hat?
     
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  3. #2 Scorpion, 03.10.2005
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    Die Steigwinkel ergeben sich aus der Leistungsfähigkeit einer Maschine. Die Piloten werden den für das Flugzeug mit aktueller Beladung besten Winkel wählen, bei dem man noch beschleunigt und am schnellsten steigt. Bei Jagdflugzeugen wird dieser Winkel zwischen 25° und 40° liegen je nach Typ und Beladung. Höhere Winkel machen nur Sinn, wenn das Flugzeug bereits schnell fliegt.
    Der Winkel wird vor erreichen der gewünschten Höhe wahrscheinlich kontinuierlich verringert, so dass man die Höhe nicht überschreitet.
     
  4. #3 Schorsch, 03.10.2005
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    Generell unterscheidet man drei verschiedene Steigarten:
    - schnellstes Steigen (also in kürzester Zeit auf Wunschhöhe)
    - steilstes Steigen
    - wirtschaftlichstes Steigen

    Ein Kampfflugzeug würde wohl die erste Variante wählen.

    Das ganze ist eine Optimierungsaufgabe und prinzipiell gibt es für jede Höhe und Gewicht einen andere optimalen Winkel samt Geschwindigkeit. Aber grundsätzich gilt, das beste Steigleistungen wohl bei M0.8 bis M0.9 zu erreichen sind, da hier Fluggeschwindigkeit recht groß ist aber der Widerstand noch nicht zu groß.

    Steiggeschwindigkeit w= M *a * (T-D)/W

    M = Machzahl (wählbar)
    a = Schallgeschwindigkeit = f(H) (soll heißen Funktion von Höhe)
    T = Schub (thrust) = f(H,M)
    W = Gewicht (Weight) = ~const
    D = Widerstand (Drag) = f(M)

    Somit ist die beste Steiggeschwindigkeit Funktion von Höhe und Geschwindigkeit.Nehmen wir mal ne Phantom (16t Schub, 20t Gewicht, Gleitzahl 8, Mach 0.8, MSL):

    w=~180 m/s
    Va=264m/s
    u=sqrt(Va²-w²)=193m/s
    Gamma = arcsin (w/u) = 69°

    Da geht also was. Allerdings nimmt diese rasch ab. Das genau auszurechnen ist etwas mühselig. Ich habs mal machen müssen :rolleyes: und hab mich dabei richtig schön verrechnet.
     
  5. nik

    nik Fluglehrer

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    Das mathematisch zu lösen habe ich natürlich auch überlegt, hätte dann bestimmt so wie in deinem letzten Satz geendet. :D

    Ich dachte, es gibt irgendwo eine Graphik aus einer Lehrunterlage für Jetpiloten. Irgenwann muss ihnen ja beigebracht werden, welche Steigwinkel als Standard gewählt werden können.
    Für die beste Kurvenrate gibt es ja so etwas auch.
     
  6. #5 Schorsch, 04.10.2005
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    Beim Kurven ist das auch etwa einfacher. Für das beste Steigen muss ich meine Geschwindigkeit und Flugbahn mit der Höhe variieren. Da manch Einfluss nur klein ist, wird es wohl ne Faustregel geben. Ich bin nicht über die Computersysteme in Kampfflugzeugen informiert, aber in zivilen gibt das FMS eigentlich alle Infos. Ich denke, bei einem Kampfflugzeug wird es nicht anders sein.
     
  7. Alpha

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    In der Militärfliegerei (zumindest mit 2 oder weniger Sitzen) ist das meist nicht so kompliziert, wie in der Verkehrsfliegerei. Da rechnet keim FMS mit nem Cost Index die optimale Reiseflughöhe etc. aus. Der Auftrag eines Kampfjets ist ja auch "etwas" anders, als von A nach B für wenig Kohle zu fliegen...

    Für uns auf der T-38 ist das einfach: Start mit vollem Nachbrenner, Nachbrenner canceln und mit vollem Trockenschub 300 kts halten (also die Nase dementsprechend hoch nehmen), auf die gewünschte Höhe und gut ist. ATC Restrictions natürlich ausgenommen.
     
  8. nik

    nik Fluglehrer

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    Verrätst du mir, wie "hoch" die Nase genommen wird. Es genügt mir ein von bis Wert, der im Regelfall geflogen wird.
     
  9. #8 Schorsch, 06.10.2005
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    Ja wofür studiere ich den ganzen Kokolores eigentlich? Ist doch alles so einfach! :D
    Aber im Grunde genommen ist das eine sinnvolle und einfache Möglichkeit, immer nahe der optimalen Geschwindigkeit zu bleiben. Eine Frage noch: Sind das 300kts IAS oder TAS? Und den anfänglichen und schlussendlichen Steigwinkel hätte ich auch noch gerne.
     
  10. #9 LFeldTom, 06.10.2005
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    Just my 2 cents...

    Mit
    kann ich mich schnell anfreunden. Ist die maximale Steiggeschwindigkeit, bei der ich meine aktuelle kinetische Energie halten kann. Steigwinkel wäre somit alpha = arcsin( (T-D)/(m*g) ).
    Die kurzfristige maximale Steigleistung, die in der Literatur angegeben wird ist im allgemeinen höher, da hier zusätzlich zur Triebwerksleistung die vorhandene kinetische Energie zum Teil in Potentielle Energie umgewandelt wird.
    Obiges alpha hilft natürlich nicht, wenn man z.B. als Abfangjäger auf ein Objekt losgelassen wird. Hierbei wird der Steigwinkel sicherlich etwas niedriger gewählt um auch weiter beschleunigen zu können (was ja im weiteren Verlauf auch wieder der Steigleistung zugute kommt).


    Nun glaub ich hat der Fehlerteufel doch noch zugeschlagen: :FFTeufel:

    w=180m/s dürfte das Rhino nur unmittelbar nach dem Hochziehen aus der horizontalen packen. (s.o. zu Literaturwerten). Bei 69° Steigwinkel beträgt allein der Anteil der Gravitationskraft entgegen der Flugrichtung (bei ner Straße würde man Hangabtriebskraft sagen) schon ca. 18,7t*g - Drag ist da noch keiner bei.

    ich vermute mal, daß u die verbleibende horizontale Geschwindigkeitskomponente sein soll - dann sollte es
    Gamma = arctan(w/u) = 43° sein
    oder einfacher Gamma = arcsin(w/Va) (spart man sich die Wurzel)

    Gruß,
    Tom
     
  11. #10 Schorsch, 06.10.2005
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    Großes Tennis! :TOP:

    Ich hab mich da etwas verhauen.
    Wenn u die hrizontale und w vertikale Geschwindigkeitskomponente im Erdkoordinatensystem ist (soll heißen, w ist immer parallel zur Erdbeschleunigung, also stets senkrecht zum Boden), dann errechnet sich Gamma als:

    Gamma = arctan (w/u)

    Wenn man Va benutzt, dann eben:

    Gamma = arcsin (w/Va)
    Va=sqrt(u²+w²);
    Ein begabter Mathematiker könnte dies wahrscheinlich auch nachweisen.

    Tja, da hab ich mich vertan! Danke der Korrektur.
    43° klingt auch realistischer.
     
  12. #11 LFeldTom, 06.10.2005
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    @schorsch

    sag mal - die 180m/s sind aber nur die Anfangssteiggeschwindigkeit, oder ?

    Aus der Formel für den Steigspeed aufgrund der Kräftebilanz würde die F-4 bei Mach 0.8 und 43° sonst nur etwa 15% ihres Maximalschubes zur Überwindung des Drags aufbringen müssen. Referenzwerte hab ich keine - aber kommt mir dennoch sehr wenig vor.


    Naja, was macht man wenn man keine Ahnung hat ? Richtig ! Ne Tabelle :rolleyes:

    1. Angabe gibt den Anteil des Drags am Maximalschub an - zweiter den resultierenden Steigwinkel (bezogen auf ca 160Kn / 20000kg)

    10% => gamma = 46°
    15% => gamma = 43°
    20% => gamma = 40°
    25% => gamma = 37°
    30% => gamma = 34°
    35% => gamma = 31°
    40% => gamma = 29°
    45% => gamma = 26°
    50% => gamma = 24°

    Wer mag das Spiel zum Doppel erweitern und mal realistische Werte für den Widerstand einstreuen ? ( vielleicht gar sowohl Clean und als Fat-Bird )

    In welchem Umfang ist der Schub eigendlich eine Funktion von Geschwindigkeit und Höhe ? (Wenigstens grob gesagt)

    Zumindest wird aus obiger Tabelle schnell klar, daß Raketen / Zusatztanks die Steigleistung durchaus spürbar beeinflussen dürften.

    Gruß,
    Tom
     
  13. #12 Schorsch, 06.10.2005
    Zuletzt bearbeitet: 06.10.2005
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    Bleibt wohl vorerst ein Einzel. ;)

    Lift/Drag für ein Kampfflugzeug etwa 8 bis 11.
    Schub ist für ein J79 in etwa konstant über Machzahl, aber Schub nimmt mit Höhe ab, ist quasi eine lineare Funktion der Dichte.

    Im folgendem Thread geht es ums gleiche.
    http://www.flugzeugforum.de/forum/showthread.php?t=18411&page=5&pp=10

    Eventuell werde ich die nächsten Tage mal die Sache kohärent abhandeln.

    @Tom: Welcome at Magic 500!
     
  14. Alpha

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    @Schorsch: Gibt da verschiedene Techniken. Im normalen Übungsbetrieb nutzt man nur kias, bei Streckenflügen kias bis man seine cruisemach erreicht. Wer will kann sich ja immer sein EAS, TAS, MACH, GS ... ausrechnen. Macht man aber meist nicht. Niedrig fliiegen: IAS mit Fausformelkorrektur, hoch fliegen Mach.
     
  15. nik

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    Nicht dass es uninteressant wäre und dümmer wird man davon auch nicht, wenn man sich mit euren mathematischen Klimmzügen auseinandersetzt, aber wo bleiben jetzt die drei läppischen Zahlen?

    Sie wurden irgendwann mal mit den von euch gezeigten Formeln ermittelt und dann gelehrt.

    Nur dem Piloten im Pit ist mit Formeln nicht geholfen, er muss wissen und das bevor er sich ins Pit setzt, was zb. seine F-4 kann.

    Nämlich u.a. den Steigwinkel für:

    - schnellstes Steigen
    - steilstes Steigen
    - wirtschaftlichstes Steigen
     
  16. #15 Schorsch, 08.10.2005
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    Der Pilot sitzt in seinem "Pit" und denkt keine sekunde über diese Zahlen nach. Den Steigwinkel Gamma kann er eh nicht richtig ablesen, der Anstellwinkel Alpha interessiert nicht und der Lagewinkel Theta ist relativ aussagefrei. Also wie Alpha gesagt hat (der sitzt auch hin und wieder im "Pit"): Entweder 300kts IAS oder M0.8 (je nach Höhe) und mit eingestellten Schub per Winkelveränderung diese Geschwindigkeit halten. Dann stellt sich der richtige Lagewinkel von selber ein. Ganz einfach.

    Steilstes Steigen ist reichlich sinnlos, wirtschaftlichstes Steigen beim Militär auch nur bedingt von Nutzen. Bei einem Militärjet liegen schnellstes Steigen und wirtschaftlichstes Steigen nah beieinander. Wie wirtschaftlich es dann ist entscheidet der gewählte Schub.

    Also, alles klar, oder?
     
  17. nik

    nik Fluglehrer

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    Na klar! Ich habe auch die Ursprungsfrage schon vergessen. :D
     
  18. #17 Alpha, 09.10.2005
    Zuletzt bearbeitet: 18.10.2005
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    Der Winkel hängt eh von vielem ab - Temperatur, Beladung, Spritmenge,...
    Im Winter merkt man deutlich mehr Schub, als im Sommer. Feste Werte haben da wenig Sinn.

    P.S.: Nur so als Anhalt - nach dem Takeoff in ner T-38 steigt man ohne Nachbrenner so mit ca. 12° und 300kts. Hängt aber natürlich von genannten Faktoren plus Flughöhe etc. ab.
     
  19. #18 Schorsch, 14.02.2006
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    Die finale Lösung der Steigleistungsfrage

    So, ich habe endlich mal eine brauchbare Mini-Simulation für die Berechnung der Steigleistung geschrieben.

    Dazu kurz die Basics:
    Die Steigleistung hängt vor allem von Flügelfläche, Gewicht, Schub, Widerstand und gewähltem Flugprofil ab. Dabei habe ich einige kühne Annahmen getroffen:
    - Anstellwinkel und auftriebsabhängiger Widerstand sind null, folglich sind Flugbahnwinkel und Pitch gleich. Den systematischen Fehler habe ich mal akzeptiert. Für Levelflug relativ unbrauchbar.
    - Der Widerstand hängt nur vom Druckwiderstand und Wellenwiderstand ab (Widerstand über Machzahl unten).
    - Der Flugbahnwinkel kann einfach geändert werden, also keine Dynamik um die Querachse. Das Modell hat im Prinzip nur einen Freiheitsgrad.

    Berechnung geht dann so:
    Aus der Kraftdifferenz in Längsrichtung (also Schub abzüglich Widerstand und Gewichtskomponente) errechnet sich die Beschleunigung und folglich die aktuelle Geschwindigkeit. Damit das Flugzeug auch irgendwann mal "die Nase hochnimmt", wird der Flugbahnwinkel erhöht, sobald die Wunschmachzahl überschritten wird. Sollte die Geschwindigkeit wieder sinken, wird die Nase wieder gesenkt. Das ganze klappt nach leichtem Feintuning der Verstärkungen ganz gut. So etwas nennt sich dann Regelung.
    Der Triebwerksschub ist eine Funktion der Luftdichte (für reinen Nachbrennerbetrieb eine halbwegs brauchbare Annahme). Spezifischer Schubverbrauch ist 2.1 kg pro daN und h.

    Variablen:
    1. Flügelfläche
    2. Schub (auf Meereshöhe max. Nachbrenner)
    3. Startgewicht, wahlweise Leergewicht plus Sprit und Beladung
    4. Konfiguration (bei Außenlasten muss man extra Widerstand einbeziehen)

    Diagramm zeigt Widerstand als Funktion der Machzahl. Leider ist dies der schwächste Punkt, da gezeigte Widerstandskurve mehr eine generische ist, also nicht die Charakteristika der einzelnen Flugzeuge einbezieht. Daher sind folgende Beispiele mit Vorsicht zu genießen.
     

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  21. #19 Schorsch, 14.02.2006
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    F-16

    Nun durchexerziert für eine "F-16A". 107kN Schub, 30m² Flügelfläche, Start mit 11500kg Gewicht und 0.005 extra Widerstand wegen Raketen.
    Steigen mit Mach 0.8, 10.000m sind nach 125 Sekunden erreicht. Maximale vertikale Geschwindigkeit 184 m/s, durchschnittliche Vertikalgeschwindigkeit (vom Lösen der Bremsen bis zum Erreichen von 10.000m) 81 m/s.
    Maximaler Flugbahnwinkel 44°. Etwa 560kg Sprit verbrannt, etwa 2.75 Tonnen verbleibend.
    Am Graphen kann man erkennen, wie der "Pilot" beim erreichen der Wunschmachzahl hochzieht und dann sukzessive den Flugbahnwinkel reduziert, um konstante Machzahl zu halten (siehe auch Post von Alpha).
     

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  22. #20 Schorsch, 14.02.2006
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    MiG-29A

    Und nun für eine MiG-29 (bitte nicht zu ernst nehmen mit dem Flugzeugtypen, da ich den Widerstand nicht richtig modelliert habe, eine "MiG-29" stellt somit nur ein Gewicht mit Triebwerk und Flügel da).
    162kN Nachbrennerschub MSL, gleicher Extra-Widerstand, 38m² Flügelfläche, Start mit 15.000kg.
    Ankunft in 10.000m nach 102 Sekunden, durchschnittliche Vertikalgeschwindigkeit 98 m/s, maximale Vertikalgeschwindigkeit 221 m/s. Maximaler Flugbahnwinkel etwa 53°. Sprit verbrannt etwa 780kg, etwa 2.7 Tonnen verbleibend.
    Man sieht den Vorteil von mehr Flügelfläche und mehr Schub/Gewicht.

    Falls jemand mehr Flugzeugdaten hat (Gewicht, Flügelfläche, Schub, Außenlastenkonfiguration), am besten mit gemessenen Steigleistungen, dann immer her damit. Muss feststellen, ob mein Modell halbwegs brauchbar ist. Widerstandsbeiwerte wird wohl keiner so auf Hand haben, na ja, vielleicht doch.
     

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