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Frank_Willfeld

angezeigte airspeed > frage an die pros

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Frank_Willfeld

hallo zusammen,

 

ich hab mal eine frage, wie wir alle wissen steigt bedingt durch die dünner werdende luft, mit zunehmender höhe auch die diskrepanz zwischen air - und groundspeed.

 

jetzt ist mir aufgefallen dass bei den meisten flugzeugen die overspeedwarning in grosser höhe schon bei geringeren airspeeds ertönt als in niedrigeren gefilden...ausser bei der concorde, da wiederum ist mir aufgefallen, dass je höher man fliegt um so mehr airspeed scheint sie zu "vertragen". wodurch dann erst die überschall geschwindigkeit möglich wird.

 

wie hängt das denn zusammen ? ist die schallmauer die hürde welche flugzeuge ohne gepfeilte flächen davon abhält in grossen höhen schneller zu fliegen ? verhindert die overspeed warnung im normalen linienflugzeug ein überschreiten der schallmauer oder dient sie der bewahrung vor strukturellen schäden...was ja wiederum unlogisch ist, weil dem flieger dürfte es ja ziemlich egal sein in welcher höhe er seine max airspeed erreicht...oder ?

 

bin mal auf eure antworten gespannt und hoffe dass es ein interessanter thread wird. rege beteiligung ist absolut erwünscht...

 

 

viele grüsse

 

frank

 

 

 

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G115B

Hallo Frank

 

Ich weiss es ist schöner wenn über ein Thema diskutiert wird als wenn Links zum Thema gepostet werden.

 

Hier im Forum habe ich per Suchfunktion nicht wirklich den Thread gefunden von dem ich glaube dass er deine Frage zufriedenstellend beantwortet, könnte aber durchaus sein, dass ich was übersehen habe.

 

Trotzdem möchte ich mit einigen Links zum Thema beginnen die evtl deiner Frage zurecht kommen könnten.

 

Hier einige Vorlagen und Ressourcen zur Frage und zum Thema.

 

<Wissenschaft>

http://www.wb-on.de/Galerie/Wiss/da-wb.pdf

http://webdoc.gwdg.de/diss/2000/klein/kap8.pdf

http://www.flug-revue.rotor.com/FRHeft7X/FRHeft76/FRH7603/FR7603b.htm

http://www.lfm.mw.tum.de/sfb255_sources/sfb255_PBB_TPB12.html

http://cip.physik.uni-wuerzburg.de/~pschirus/aviation/flugzeuge/concorde.phtml

http://www.flug-revue.rotor.com/FRHeft7X/FRHeft75/FRH7501/FR7501d.htm

</Wissenschaft>

 

Die Links beziehen sich nicht alle direkt auf deine Frage, drehen sich dennoch ums Thema und ermöglichen es als gesammter Lektürestoff Rückschlüsse auf die Problematik des Supersonicbereiches zu ziehen.

 

LG, Roy

 

PS: der dritte Link für Concordefans

PS2: Ich habe ein Stunde gesucht und nix passenderes gefunden, welches Franks Frage einfacher und direkter beantwortet.

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G115B

300IAS auf MSL ist nicht gleich 300IAS auf FL600

 

Tatsächlich wird Mach gewichtiger als IAS, desto näher sich das Flugobjekt der Schallmauer nähert.

 

Nicht nur der Luftdruck/Kompression sondern auch das Verhalten der Lufströmung und der Druckwellen spielen in der Aerodynamik eine wichtige Rolle, sowohl an der Flügelgeometrie wie an der Triebwerksbau- und Funktionsweise.

 

Gruss Roy

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Peter Guth

vielleicht noch ein anderes, stark vereinfachtes Beispiel:

 

beim durchfliegen der Luft treffen deren Moleküle auf das Flugzeug. Die Konstruktion ist in der Lage, eine bestimmte Menge der Moleküle zu durchfliegen, zu durchschneiden und aerodynamisch zu nutzen, bis ein Limit da ist.

 

In großen Höhen nimmt die Anzahl der Luftmoleküle ab, die Luft wird "dünner". Das Flugzeug kann nun schneller voran bewegen, bis erneut die gleiche Anzahl auf prallt.

 

Damit ergeben sich zwei Varianten: weniger Luftpartikel reduzieren den Widerstand, aber gleichzeitig auch den Auftrieb, der ja durch nutzen der Molekülanzahl entsteht.

 

Also hat man im Flug dadurch Limits, dass zum Einen in sehr großen Höhen immer weniger "tragende" Luftpartikel da sind und die Maschine noch schneller fliegen muß, um eine ausreichende Menge "vorzufinden". Das wird aber durch die Leistungsgrenze der Triebwerke und durch das Gewicht limitiert.

 

Zum anderen ist die Abnahme der Anzahl dieser Moleküle in immer größeren Höhen vermindert, sodass es sich nicht mehr "lohnt" dorthin mühsam zu klettern.

 

Für den daraus resultierenden Reiseflug, sagen wir eine ausreichend große Anzahl tragfähig nutzbarer Luftmoleküle, muß ein Luftstrom genutzt werden, der dann noch eine Mindestdichte hat. Je nach Konstruktion liegt das Limit bei "mindestens" 250 KIAS, damit auch in großen Höhen noch aerodynamisch ausgewogener Auftrieb entsteht. Höhere Speed wird ebenfalls durch die Widerstandsfähigkeit des Flugzeuges und dessen Nutzungsmöglichkeit in Auftrieb begrenzt. Je nach Typ ist das Limit dann bei z.B. 320 KIAS. Jedoch wird eine solche Speed in der Luft "ganz oben" gar nicht mehr erreicht, die Luft ist dort zu dünn, sodass man dann eher auf das Mindestluftstromtempo achten muß, um oben zu bleiben...

 

250 KIAS am Boden, in sehr üppiger Lufdtdichte (viele Moleküle) bedeuten dann auch 250 kts über Grund, der gleiche Vortrieb in großer Höhe (also auch mit 250 KIAS durchschneiden der Luft) bedeutet aber auf Grund der dünneren Luftdichte eine erheblich höhere Speed über Grund.

 

Die Luftdichte (Anzahl darin befindlicher Moleküle) ist allerdings nicht nur von der Höhe alleine abhängig. Dazu gehören Faktoren auch wie die Temperatur, denn kalte Luft beinhaltet pro m³ Meter Raum mehr "Moleküle" als warme Luft.

 

Deshalb gibt es recht umfangreiche Tabellen, anhand derer man die Zusammenhänge ablesen kann.

 

Gruß Peter

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BH47

Super Peter!

 

Einfach und plastisch erklärt. Besser gehts nicht!

 

Gruss

Joachim

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G115B
Original geschrieben von Frank_Willfeld

jetzt ist mir aufgefallen dass bei den meisten flugzeugen die overspeedwarning in grosser höhe schon bei geringeren airspeeds ertönt als in niedrigeren gefilden...ausser bei der concorde, da wiederum ist mir aufgefallen, dass je höher man fliegt um so mehr airspeed scheint sie zu "vertragen".

 

Müssten die Sätze nicht so heissen?

 

jetzt ist mir aufgefallen dass bei den meisten flugzeugen die overspeedwarning in grosser höhe erst bei geringeren airspeeds ertönt als in niedrigeren gefilden...ausser bei der concorde, da wiederum ist mir aufgefallen, dass je höher man fliegt um so mehr airspeed scheint sie zu "vertragen".

 

Lieber Frank

 

Ich habe nun etwas Mühe den Satz richtig zu interpretieren.

 

Die Concorde ist natürlich so gebaut, dass sie die Schockwelle durchstossen und dahinter fliegen kann. Wenig Spannweite, scharfe Flügelkannten und einen möglichst schmalen Rumpf.

 

Diese Konfiguration ist ungeeignet im Unterschallbereicht, da sie viel mehr Angriffsfläche wegen des erhöhten Anstellwinkels zur Erhaltung des Auftriebes bieten muss, sprich den nötigen Auftrieb mit mehr Angriffsfläche erzeugen muss.. Sie braucht zum gewöhnlichen Unterschallflugzeug relativ zu ihrer Bauweise mehr Energie da sie Auftrieb im "Langsamflug" mehr mit Anstellwinkel als mit Flügelprofil "erkämpfen" muss. Dargebotene Fläche (Fläche :90° x Alpha°) in die Flugrichtung x V = Induzierter Widerstand und zusätzlicher Auftrieb (Nicht Flügelprofil bedingt).

 

Das Phänomen das ich versuche zu erklären ist, dass eine Concorde bei gleichem Gewicht und Wetterbedingungen auf Meereshöhe bei 250IAS mehr Anstellwinkel braucht als bei FL400 mit 250IAS.

 

Es spielt eben nicht nur eine Rolle wieviel Atmosphäre-Moleküle

pro Sekunde auf den Flieger auftreffen, sondern auch die Charakteristik wie sie sich verhalten (Strömungseigenschaften). Diese ändern bei gleichbleibender ~IAS in verschiedenen Höhen. Das ist der Punkt.

Die Concorde hätte nicht diese Flügelflächen und Form, müsste sie nicht langsam fliegen. Die Fläche der Deltaflügel ergänzen gleichzeitig Sinn und Zweck was die Flaps eines herkömmlichen Fliegers bewirken, nämlich den Auftrieb. Jedoch wird der zusätzliche Auftrieb mit puurem Anstellwinkel bewirkt, welcher unabhängig von Wetter und Gewicht in einem Landeanflug peinlichst genau eingehalten werden muss (ich glaube 10° oder 12°), wobei die Sinkrate ausschliesslich durch die Anfluggeschwindigkeit reguliert wird. Der Deltaflügel stallt übrigens erst bei 30° AOA.

 

Ein Space Shuttle zeigt beim Reentry in die Atmosphäre irgendwann mal 100IAS an während die Angriffsflächen rot glühen, obwohl der Staudruckmesser relativ zum Refferenzdruck klein ist... (Anstellwinkel / Eintrittsattitude berücksichtigt)

 

Vne Vs nehmen mit zunehmender Höhe ab.

 

Roy

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Lomo

IAS ist indicated airspeed. Sie wird gemessen vom Pitot System (Pitot Rohr und Pitot Static Port).

 

Im Pitot Rohr werden die Luftmoleküle aufgestaut. Es misst damit den Totaldruck, der aus der Summe von statischem und dynamischem Druck entsteht.

 

Einfach ausgedrückt ist der statische Druck derjenige Druck, den die Gasmoleküle auf einen unbewegte Oberfläche ausüben durch ihre Wärmebewegung. Der dynamische Druck ist derjenige Druck, der ein Gasmolekül beim Aufschlag auf eine bewegte Oberfläche ausübt.

 

Ein Mass für die IAS ist also der dynamische Druck, je schneller man fliegt, desto höher die Energie, die beim Aufschlag auf die Oberfläche entsteht.

 

Hat man also im Pitot Rohr den Totaldruck, muss man noch den statischen Druck abziehen, und man hat den dynamischen:

 

pdyn = ptot - pstat

 

Der statische Druck misst man mit dem Pitot Static Port, der vom Prinzip her senkrecht zur Flugrichtung steht, damit kein dynamischer Druck aufgenommen wird, sondern nur statischer.

 

Die Subtraktion geschieht dann in einer Differenzdruckdose, die auf der Aussenseite den statischen Druck kriegt und auf der Innenseite den Totaldruck. Die Ausdehnung der Dose wird auf den IAS-Indicator gebracht.

 

IAS ist einfach ausgedrückt ein Mass dafür, welche aerodynamische Kraft auf ein Flugzeug wirkt. Sprich, bei gleicher IAS erzeugt ein Flügel in allen Höhen bei gleichem Angle of Attack denselben Auftrieb (wenn man nicht zu schnell fliegt). Ab gewissen Geschwindigkeiten kommen dann aber noch Kompressibilitätseffekte dazu, dann wirds komplizierter.

 

TAS (true airspeed) ist die Geschwindigkeit, mit der die Luftmoleküle an einem vorbeiziehen und mit einem Druckmessgerät nicht direkt zu messen, weil eben der Druck sich ändert mit der Höhe. Ist es Windstill, ist die TAS gleich der Geschwindigkeit über Grund.

 

Jetzt zu der ursprünglichen Frage, warum die IASmax abnimmt mit der Höhe. Der Grund ist die abnehmende Schallgeschwindigkeit. Je höher man fliegt, desto tiefer wird die Temperatur und damit auch die Schallgeschwindigkeit.

 

Jeder weiss, dass Luft auf der Flügeloberseite beschleunigt wird. Das bedeutet, dass selbst wenn das Flugzeug z.B. nur 0.7 Mach fliegt, man auf der Flügeloberseite bereits M=0.95 haben kann. Diejenige Geschwindigkeit (true, nicht indicated) des Flugzeuges, wo auf dem Flügel erstmals Mach 1 erreicht wird, nennt sich kritische Machzahl. Diese darf bei einem Unterschallflugzeug nicht überschritten werden, weil sonst dort, wo die Luft mehr als M=1 hat, Verdichtungsstösse auftreten würden und sich die ganze Aerodynamik ändern würde.

 

Daraus folgt: bei gleichbleibender IAS nimmt die TAS (true airspeed) mit der Höhe zu. Gleichzeitig nimmt aber die Machkrit ab mit der Höhe (in TAS gemessen). Das bedeutet aber, um in jeder Höhe unter der Machkrit zu bleiben, darf man in grösseren höhen weniger IAS haben.

 

Ich weiss, die Erklärung ist nicht ganz einfach, aber einfacher kann man es nicht machen glaube ich, ohne es noch korrekt darzustellen.

 

Gruss

Lorenz

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G115B

Hallo Lorenz, super Erklärung!

 

Genau das wollt ich sagen, mir fehlte noch ein Puzzleteil dazu. Dass Mach abnehmend ist. Nun passts, Danke.

 

Nur nimmt Mach hauptsächlich wegen der dünner werdenden Luft und nicht wegen der Kälte ab, oder?

 

So , jetzt lösche ich oben meine doofen Volt Ampere Vergleiche :rolleyes: :D

 

Gruss Roy

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Lomo

Hallo Roy

 

Nein, die Schallgeschwindigkeit ist nur eine Funktion der Temperatur. Zumindest haben wir das so gelernt an der Flugschule. Kann sein, dass dies eine Vereinfachung ist, die im fliegerischen Alltag gut hinhaut, das weiss ich nicht.

 

Im Airliner rechnest du eh nie eine IASmax aus über die Schallgeschwindigkeit, dafür hat man einen Zeiger im Instrument.

 

Gruss

Lorenz

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G115B

@Lorenz

 

THX für die Info ;) Wissen editiert.

 

Gruss, Roy

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Markus_V

Hallo zusammen,

 

ich würde gerne noch ein paar Argumente ergänzen und vertiefen, auch wenn Lorenz schon eine sehr gute Erklärung geliefert hat.

 

Vielleicht ich es für das Verständnis insgesamt nicht schlecht, auch mal eine Formel anzugeben. Denn sowohl der Auftrieb (Lift = L) als auch der von Lorenz schon gut erklärte dynamische Druck p_dyn hängen von den selben Parametern ab. In beiden Fällen gibt es eine Abhängigkeit von der Dichte der umgebenden Luft (linear; d.h. halbe Dichte entspricht halben Auftrieb) als auch der Geschwindigkeit (TAS!) (quadratisch; d.h. doppelte Geschwindigkeit entspricht vierfachem Auftrieb).

 

Welchen konstanten Faktoren da noch wichtig sind, ist irrelevant. Wichtig ist aber, das p_dyn geteilt durch L immer den gleichen Wert hat. Da p_dyn aber die Anzeiger der Geschwindigkeit IAS bestimmt, ist das der Grund, warum (Zitat Lorenz) "IAS einfach ausgedrückt ein Mass dafür (ist), welche aerodynamische Kraft auf ein Flugzeug wirkt".

 

Aus der Formel wird übrigens auch klar, warum bei konstanter wahrer Geschwindigkeit (TAS) die angezeigte Geschwindigkeit (IAS) sinkt: der Grund dafür ist die mit der Höhe abnehmende Dichte der Luft.

 

In etwa 5 km Höhe beträgt sie nur noch die Hälfte vom Bodendruck, in 10 km Höhe nur noch ein Viertel. Da p_dyn = rho * v² folgt: v = wurzel(p_dyn / rho), d.h. die angezeigt Geschwindigkeit IAS nimmt mit der Wurzel der Luftdichte ab; sie beträgt also in 10 km Höhe nur noch ungefähr 50% (Wurzel aus 1/4) vom Wert am Boden.

 

 

 

Wichtig ist meiner Meinung auch noch zu wissen, daß es ZWEI Grenzgeschwindigkeiten gibt. Zum einen gibt es eine maximale (zulässige) Geschwindigkeit (genannt Vmo) und zum anderen eine maximale (zulässige) Machzahl (genannt Mmo). Typische Zahlenbeispiele für die Boeing 747-400: Vmo ist ca. 370 Knoten IAS (!), Mmo liegt knapp unter Mach 0.9.

 

Warum gibt es zwei Grenzgeschwindigkeiten: in niedriger Höhen mit hoher Luftdichte begrenzen die Luftkräfte auf die Flugzeugstruktur die Geschwindigkeit. Von der Schallgeschwindigkeit (die übrigens in der Tat nur von der Temperatur abhängt  :) ) ist man da noch weit weg. Bei der 747-400 in niedriger Höhe ist das etwa - wie gesagt - bei 370 kts oder Mach 0.6 (oder so).

 

In großer Höhe dagegen ist die Dichte der Luft niedrig und bestimmte Effekte aufgrund der hohen Machzahl begrenzen die Höchstgeschwindigkeit. Dazu ist eigentlich schon fast alles gesagt.

 

Ich würde nur gerne ergänzen, daß meiner Meinung nach die Abnahme der Luftdichte der wichtigere Effekt ist. Zwar nimmt die Schallgeschwindigkeit in niedrigen Höhen zu, aber nur um ca. 15-20%. Dagegen nimmt die angezeigte Geschwindigkeit in niedriger Höhe (bezogen auf 10 km) um 100% zu (bei konst. Geschw.)

 

 

 

So ... genug Verwirrung gestiftet. ;)

 

 

 

Viele Grüße,

 

  Markus

 

 

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Frank_Willfeld

wow!!!!!!!,

 

jungs, ihr seid einfach klasse

 

vielen dank roy (auch für die wahnsinns fleissarbeit)

 

vielen dank peter (sehr plastisch und einfach erklärt)

 

vielen dank lorenz (schallgeschwindigkeit eine funktion der temperatur > jetzt wird mir einiges klar)

 

vielen dank markus (p_dyn = rho * v² folgt: v = wurzel(p_dyn / rho) > sehr beeindruckend !!!)

 

und natürlich dank an joachim für die moralische unterstützung der kollegen (wenn du nix dran zu meckern hast dann kann man davon ausgehen dass es stimmt...)

 

...also da war ich ja quasi schon auf der richtigen spur. was ich jetzt unter anderem dazu gelernt habe ist das auch die schallgeschwindigkeit variabel (temperatur abhängig) ist...eigentlich auch logisch da der schall ja auch über die luftmoleküle übertragen wird...

 

nachdem ihr mir jetzt alle das so schön erklärt habt ist mir jetzt auch alles klar. resp. ich weiss jetzt alles was ich wissen wollte.

...zu diesem thema könnte man locker auch die eine oder andere doktorarbeit verfassen...

 

wieder einmal hat das beste forum der welt zugeschlagen !!

 

nochmal vielen vielen dank

 

frank

 

 

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maxrpm

Ein klein wenig muß man die obigen Beiträge schon korrigieren. Das Absinken der Schallgeschwindigkeit mit sinkender Temperatur mag bei manchen Flugzeugen der begrenzender Faktor für die V ne (IAS die nicht überschritten werden darf) sein.

 

In den meisten Fällen ist das aber nicht die Ursache. Alle Flugzeuge die nicht schneller als Mach 0,5 fliegen können (und das sind sehr viele) hätten dann kein Problem mit einer veringerten v-ne in großer Höhe. Das ist leider überhaupt nicht der Fall. Es gab tödliche Unfälle berühmter Piloten die auf das Nichtbeachten dieses Umstandes zurückzuführen waren.

 

Es ist völlig richtig, daß der Tragflügel bei geringerer Dichte eine höhere Gschwindigkeit braucht um den notwendigen Auftrieb zu liefern. Das ist auch der Grund warum die IAS im Fahtmesser nicht korrigirt wird (wäre technisch leicht möglich).

 

Die verringerte Luftdicht wirkt im gleichen Maße auf den Fahrtmesser wie auf die Tragfläche. Das heißt wenn der Fahrtmesser eine Geschwindigkeit über der Mindestgeschwindigkeit anzeigt dann ist das Flugzeug auch genügend schnell und zwar unabhängig von der Flughöhe.

 

Ganz anders ist das mit der Maximalfahrt der V-ne (never exceed). Diese Geschwindigkeit ist im wesentlichen von der Luftdichte unabhängig. Bei den meisten Flächenkonstruktionen ist sie von Ressonanzeffekten festgelgt. Solche Resonanzeffekte (etwa das gefürchtete Ruderfläatern) hängen nun nur von der Geschwindigkeit ab mit der die Luftmoleküle über das Tragflächenprofil fliegen - nicht von der Anzahl (sprich der Luftdichte)

 

Hier wäre es besser der Fahrtsmesser würde die wahre Geschwindigkeit anzeigen. Dann wüßte der Pilot immer wann er beginnt gefährlich schnell zu fliegen.

 

Da das Wissen um die Mindestfahrt wichtiger ist wird ennoch IAS und nich TAS angezeigt.

 

Das hat aber nun zu Folge , daß etwa bei Rekordflügen im Segelflug (Langstrecke in größer Höhen vor den Lentikularwolken) ein guter Teil der Aufgabe des Piloten darin besteht jeweil aus Tabellen die maximale IAS für die jeweilige Höhe zu bestimmen um hier nicht ein Ruderflattern und die Zerstörung der Fluggerätes zu riskieren.

 

Wolfgang

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FalconJockey

Tach!

 

Das mit Mach&Co. kann man mit folgender Formel ganz leicht berechnen:

 

Mach 1 (kts) = 38.97 * Wurzel(T)

  • 38.97 entspricht der faktorierten Gaskonstanten, damit am Ende die Einheit "kts" als Ergebnis dasteht
  • T = 273°C + aktuelle Temperatur C°

 

Beispiel:

Die Aussentemperatur beträgt –45°C.

a) T = 273°C-45°C = 228°

b) 38.97 * Wurzel(228) = 588 kts = Mach 1

 

Somit errechnet man im Flugzeug die Machlimitierung alleine mit der Temperatur, da man in der Atmosphäre von einer konstanten Gasmischung ausgeht. Und so kann man nun auch bestimmen, bei welcher Temperatur (und damit auch der Flughöhe/Situation) eher die IAS oder die Machgeschwindigkeit limitierend ist.

 

Die Citation Excel hat zum Beispiel die Limits 305 KIAS und M0.75. Wenn ich auf Meereshöhe (Standardtemperatur 15°C) mit M0.75 fliegen wollte, würde ich eine IAS/TAS (die sind ja hier gleich) von 496 kts benötigen! Hier ist also 305 KIAS eindeutig limitierend. Steigen wir einmal auf FL370. Hier herrschen nach den allgemeinen Regeln -56°C, also entspräche M0.75 hier 430 kts. Ist das nun zu schnell für 305 KIAS? Nach der Faustformel (ca. 2% Korrektur pro 1000ft Höhe) entsprächen 305 KIAS auf FL390 einer ungefähren TAS von 604 kts!!! Also sind wir auf FL370 ganz klar auf M0.75 limitiert, die IAS für 430 KTAS auf FL370 beträgt näherungsweise 247 kts. Wir erwarten also eine IAS von 247 kts bei einer Anzeige von M0.75.

 

KIAS ist also die Masse an Teilchen, Mach die Geschwindigkeit, mit der sie über den Flügel streichen (sehr vereinfacht ausgedrückt). Vielleicht ist das ein guter Ansatz, um dies zu verdeutlichen.

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G115B
Original geschrieben von Roy

Das Phänomen das ich versuche zu erklären ist, dass eine Concorde bei gleichem Gewicht und Wetterbedingungen auf Meereshöhe bei 250IAS mehr Anstellwinkel braucht als bei FL400 mit 250IAS.

 

Mich verwundert nur, dass hier noch niemand interveniert.

 

Diese Aussage ist doch explizit falsch?

 

Oder ist sie nicht falsch?

 

Wieso kann ich mit 280IAS von FL hmmm... sagen wir mal 350 wesentlich shneller sinken als mit 280IAS von 12000ft?

 

Macht es alleine der Sinkwinkel aus?

 

Ich nahm an, dass obwohl die Gleiche Staudichte herrscht, die Laminare Strömung ebenfalls einen wichtigen Faktor des erhöhten Widerstandes spielt... nicht beim Auftreffen auf eine Angriffsfläche sondern beim Entfernen der Form/Objekts... an sich verjüngende Formen durch erhöhte Strömungsgschwindigkeit ein wesentliches höheres Vakuum entsteht... Inlet Mach definiton zB.

 

Nocheinmal der Shuttel, beim Reentry am Punkt während zB 100IAS und Mach 10.0-8.0 sehr hohe Reibungstempeaturen aufweist. Es betrifft zwar nur die Reibungsphysik, aber könnte die auch nicht mit der Theorie im Zusammenhang stehen, dass sich schneller bewegende Gasmoleküle anderst auf den Auftrieb und Widerstand auswirken, als langsamere Moleküle bei gleichem IAS.

Abgesehen von der kritischen Machzahl und der Stosswirkung an Tragflächen.

 

Ich dachte je näher ein Flieger an der Schallmauer ist je mehr Durchstossenergie braucht er, unabhängig von IAS.

 

zB Der Hunter, alter SWISS Kampfjet kommt nicht über Mach 1.0 wenn er nicht in einen leichten Sinkflug (Durchstechen) übergeht. Seine Energie reicht nicht aus um im Horizontalflug die Schallmauer zu durchbrechen.

 

Tritt dieses Phänomen erst nahe Mach 1.0 auf oder macht es sich langsam je näher an Mach 1.0 geflogen wird bemerkbar?

 

Alle anderen Aerophysikalischen Regeln sind mir klar (Vne und Mmo)

 

Gruess Roy

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G115B

Die ursprüngliche Frage des Threads kam aus einer Feststellung, dass ein normaler Flieger sich nähe Mach (oder Kritisch Mach) widerstandsmässig anderst verhält als ein überschallflieger.

 

Der Widerstand verhält sich Formbedingt proportional anderst bei über- und unterschallflieger nähe mach, als im low speed berich.. da verhalten sich beide fliegertypen proportional gleich.

 

Mmo definiert sich herausgehend aus der Bauweise des Fliegers und zeigt verschiedene Widerstandseigenschaften nähe Mach und oder kritisch Mach (was nur für den einen Fliegertyp gilt), wo nicht das korrekte Ergebnis resultiert, wenn nicht die Geometrie des Fliegers mitgerechnet wird.

 

Gruess Roy

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G115B

Mein drittes Post hintereinander, verzeiht ;)

 

Ich persönlich habe etwas Mühe zu verstehen, was Frank eigentlich genau fragt und was er wissen will.

 

Im wesentlichen werden IAS und Mach bezogen auf Vne und Mmo erklärt. Berechnungen von Mmo oder wie IAS Mach interpretiert werden müssen, als Max Speed und wann wieso welcher Speed zu beachten ist.

 

Ich verstehe Frank so, dass er wissen will, wieso sich ein Unterschallflieger und ein Supersonic Flieger in grosser Höhe so verschieden verhalten, spezifisch um Mach1 in grosser Höhe.

 

Kurz wurde hier die Kritische Machzahl erwähnt, sprich die Strömungseigenschaften der Flügeloberseite wenn sie Mach1 erreichen. Dies würde die Flugzeug- oder Tragflächengeometrie ansprechen.

 

Da gibts es aber noch die Engines, welche Rolle spielt die Art und Bauweise/Ausmasse der Triebwerke im Supersonicbereich? Zu Franks Bemerkung, Zitat: dass es der Concorde gut zu tun scheint, je näher sie sich Mach 1 nähert.

 

Stichwort RAM ;)

 

Mmo Vne sind Konstruktionsbedingt. In Mmo und Vne steckt die fertige Berechnung des Herstellers... wie, wann und wieso kommt er auf die Limits die so unterschiedlich auf verschiedene Typen sein können? Interessant scheint mir Mmo.

 

Mmo Concorde (Mmo?)

Mmo 737

 

Gruess Roy

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FalconJockey

Hallo Roy!

 

Du sprichst in Rätseln....

 

Die Concorde kann da oben Mach 1 erreichen, weil sich eben weniger Moleküle pro Volumen in den Weg stellen. Auf niedrigen Höhen könnte sie wohl nicht Mach 1 überschreiten, weil da die Triebwerksleistung nicht ausreicht (das mag aber auch anders sein, wer weiss!). Auf der anderen Seite wären aber Mach 2 auf FL100 DEUTLICH schneller als auf FL600! Rechne halt mal selbst nach.

 

Die meisten (subsonic) Flugzeuge haben übrigens ihren schnellsten Level bei ca. FL260-FL280. Das ist nämlich dort, wo Vne = Mmo, da ist die Kiste am schnellsten.

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G115B

Wieso Rätsel? :D

 

Ich weiss, ca FL280, ist eine meiner Testhöhen die ich als Aircraft Designer nutze um den Profilwiderstand und AOA zu ermitteln.

 

Lustigerweise erreiche ich auf dieser Höhe, sowohl X-Plane wie FS9, bei gleichem IAS und Gewicht verglichen zu anderen Höhen am schnellsten 0° AOA... Wieso das? Sind die Sims da unrealistisch?

 

Versucht die Test selbst mal!

 

Gruss Roy

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G115B

Gebt euch mal einen Ruck, macht diesen Versuch mit dem Sim (egal welcher) entgegen jeder Logik!

 

Wer Lust hat kann den Test auch auf seinem nächsten realen Flug machen (wenn der Vogel 300IAS schaft ;) )

 

Voraussetzung immer gleiches Gewicht verwenden:

 

300IAS auf FL50

 

300IAS auf FL280

 

Achted auf die Attitude oder AOA Anzeige falls vorhanden ;)

 

Gruss Roy

 

PS: Aber ehrlich sein und zugeben wenn ich recht hatte (was den Sim betrifft)

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Markus_V

Ich weiß auch nicht so ganz, worauf du hinaus willst. :)

 

Aber bitte ... Aerowinx PS1.3 (747-400).

 

250 kts IAS, FL 50 .... Pitch = 4.00° +/- 0.20° 

250 kts IAS, FL 300 .... Pitch = 3.95° +/- 0.25° , also identisch  

 

(Woher ich die Werte so genau weiß? PS1.3 IPC  ... entspricht der FSUIPC)

 

Markus

 

 

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G115B

Mit welchem Sim?

 

Was auf was ich hinaus will? Lies oben, lies alles... bitte:

 

Mach mal mit 300IAS

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Markus_V

Okay ...

 

300 kts IAS, FL 050 ... Pitch 2.90° +- 0.20°

300 kts IAS, FL 300 ... Pitch 2.80° +- 0.30°

 

also auch wieder praktisch identisch. Das ganze geflogen mit dem "Precision Simulator 747-400 1.3" von Aerowinx bei ISA-Atmosphäre und 275t Gewicht.

 

Viele Grüße,

 

  Markus

 

p.s.

Den Rest muß ich noch mal in Ruhe verdauen... ;)

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G115B

Mit FS2004 ist der Unterschied tatsächlich kleiner als mit seinen Vorgänger, aber er ist da.

 

Vne=Mmo Höhe scheint mir nicht soviel Differenz in der Nicklage zu ergeben auf FL280, also habe ich den Test auf 5000ft und 33000ft (aktueller Luftdruck eingestellt) gemacht. Je näher an Mach1, desto grösser die Differenz scheint mir... aber eben es ist nur ein Sim.

 

Der Flug auf FL330 ist sogar ca 500LBS schwerer mit 5IAS weniger speed.

 

Also, was sagt der Fluglageanzeiger?

 

010.jpg

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FalconJockey

....das ist ein Flugsimulator, kein Flugzeug....

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