Grundlagen der Luftfahrttechnik (Fach) / Starrflügler (Lektion)
In dieser Lektion befinden sich 60 Karteikarten
Lernstoff - Grundlagen der Luftfahrttechnik
Diese Lektion wurde von nighthawk01 erstellt.
Diese Lektion ist leider nicht zum lernen freigegeben.
- Kräfte am Flugzeug in x-Richtung T*cos(α+σ)=D
- Kräfte am Flugzeug in z-Richtung L+T*sin(α+σ)=G
- Transportleistung: Verfügbare Sitze AS=Σn (Flugzeugi*Sitzangeboti*Flügei)
- Transportleistung: Verfügbare Sitzkilometer ASK=AS*Strecke=Σn (Flugzeugi*Sitzangeboti*Flügei*Streckei)
- Transportleistung: Anzahl der Passagiere (PAX) PAX=Σn(Flugzeugi*Passagierei*Flügei)
- Transportleistung: Ertragskilometer (revenue passenger kilometers) RPK=Σn(Flugzeugi*Passagierei*Flügei*Streckei)
- Transportleistungen: Sitzladefaktor (load factor - LF) LF=RPK/ASK=verkaufte Sitze/vorhandene Sitze
- Woran ist der jährliche Wachstum des Luftverkehrs stark gekoppelt? Der jährliche Wachstum des Luftverkehrs ist stark an das Verhalten des Bruttoinlandsproduktes gekoppelt.
- Teilnehmer am System ziviler Luftverkehr Flugzeug, Wartung, Hersteller, Behörden/Organisationen, Flughafen, Passagier/Fracht, Flugsicherung, Betreiber
- Baugruppen bei Verkehrsflugzeugen Höhenleitwerk, Seitenleitwerk, Flügel, Rumpf, Tragfläche, Triebwerk in Triebwerksgondel
- Höhenleitwerk Stabilität, Trimmung englisch: horizontal tail Index: ht
- Seitenleitwerk Stabilität, Trimmung englisch: vertikal tail Index: vt
- Triebwerk in Triebwerksgondel Schub englisch: propulsion unit Index: prop
- Rumpf Nutzlast englisch: fuselage Index: f
- Tragfläche Auftrieb englisch: wind Index: w
- Baugruppen bei Kampfflugzeugen Triebwerkseinlauf, Bugfahrwerk, Höhenleitwerk/Canard, Seitenleitwerk, Rumpf, Tragfläche, Hauptfahrwerk
-
- Momente am Flugzeug L roll moment (Rollmoment) M pitch moment (Nickmoment) N yaw moment (Giermoment)
- ECEF-System (Earth-Centered Earth-Fixed) x-Achse: in Äquatorialebene, zeigt auf Greenwichmeridian y-Achse: in Äquatorialebene, bilder Rechtshandsystem mit x- und z- Achse z-Achse: Erdrotationsachse
- Körperfestes System (body fixed frame) x-Achse: zeigt auf Flugzeugnase in xz- Symmetrieebene y-Achse: zeigt zum rechten Flügel, bildet orthogonales Rechtshandsystem z-Achse: zeigt in Flugzeugsymmetrieebene nach unten, senkrecht auf x- und y- Achse
- Aerodynamisches System (aerodynamic frame) x-Achse: kollinear und richtungsgleich mit aerodynamischer Geschwindigkeit y-Achse: zeigt nach rechts, senkrecht zu x- und z-Achse z-Achse: zeigt in Flugzeugsymmetrieebene nach unten, senkrecht zu xy-Ebene
- Kenngrößen Tragfläche/Leitwerk: b span (Spannweite)
- Kenngrößen Tragfläche/Leitwerk: b/2 half span (Halbspannweite)
- Kenngrößen Tragfläche/Leitwerk: c_r root chord (Flügelwurzeltiefe)
- Kenngrößen Tragfläche/Leitwerk: c_t tip chord (Flügelspitzentiefe)
- Kenngrößen Tragfläche/Leitwerk: S wing area (Flügelfläche)
- Kenngrößen Tragfläche/Leitwerk: S_wet wetted area (benetzte Flügelfläche)
- Kenngrößen Tragfläche/Leitwerk: LE(index) leading edge (Vorderkante)
- Kenngrößen Tragfläche/Leitwerk: TE(index) trailing edge (Hinterkante)
- Kenngrößen Tragfläche/Leitwerk: AR Aspect ration (Streckung) AR=b2/S
- Kenngrößen Tragfläche/Leitwerk: lambda Taper ratio (Zuspitzung) λ=ct/cr
- phi_25% sweep of quarterline (Pfeilung der 1/4-Linie)
- Kenngrößen Tragfläche/Leitwerk: Θ dihedral (V-Stellung, von vorne)
-
- Kenngrößen Tragflächen/Leitwerk: ε(y) twist(Verwindung)
- Aerodynamische Grundbegriffe: Lift (Auftrieb) L=cL*ρ/2*v²*S_ref
- Aerodynamische Grundbegriffe: Drag (Widerstand) D=cD*ρ/2*v²*S_ref
- Aerodynamische Grundbegriffe: Pitching Moment (Nickmoment) M=cM*lref*ρ/2*v²*S_ref
- ICAO-Standardatmosphäre: Temperatur für h<11.000m T(H)=288,15K-6,5K*h/1000m
- ICAO-Standardatmosphäre: Temperatur für 20.000m>h>11.000m T=216,65K
- Profilauftrieb Der Auftrieb entsteht durch die Druckverteilung entlang der Profiloberflächen
- Der Auftrieb am Profil kann beeinflusst werden durch: geometrische Größen: -Dicke/Dickenverteilung -Wölbung/Wölbungslage Umgebungsgrößen: -Anstellwinkel -Anströmgeschwindigkeit -Luftdichte
- Druckbeiwert cp=(p-p∞)/q∞
- Profilauftrieb Der Auftrieb eines Profils ergibt sich über die Integration des Druckbeiwertes cp über die Profiloberfläche. ca,ink=∫cp*d(x/l)
- C_L-Wert des Flügels Aufintegration der 2D-cl-Werte ergibt den Gesamtauftriebsbeiwert des Flügels (bzw. des Flugzeugs).
- Maximal fliegbarer Bereich C_L 0,75 bis 0,8 * cL,max
- Auftriebsanstieg cLα=δcL/δα
- 3D-Effekte Die ideale Berechnung von Auftrieb und Widerstand gilt nur für Flügel unendlicher Spannweite. Da jeder Flügel endlich ist, wird die Aerodynamik durch 3D-Effekte beeinflusst: Umströmung der Flügelenden; Interferenzen mit anderen Bauteilen (z.B. Rumpf, Nachlauf)
- Unterschall: C_Lα nach der Traglinientheorie cLα=(2*π*AR)/(2+AR)
- Slender Body Theory cLα=π*AR/2
- Transsonik Der Auftriebsanstieg im bereich Ma*<Ma<MaSVK ist mit einfachen Verfahren nur schwer zu ermitteln, wird bei Ma=1 jedoch mit der SBT angenähert
- Nullwiderstand D0=Dpress+ Dfrict
-