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Berechnung des Luftwiderstandes

Die Berechnung des Luftwiderstandes ist genauso komplex wie die Berechnung des Auftriebs. Er wird daher gleich ermittelt und im Widerstandsbeiwert c_D (D = Drag) ausgedrückt, welcher von Flügelprofil und Konfiguration, Anstellwinkel, Geschwindigkeit abhängig ist.

Bei bekanntem Widerstandsbeiwert berechnet sich der Luftwiderstand nach folgender Formel:

(1)
F_D = {1 \over 2} \cdot \rho \cdot v^2 \cdot c_D \cdot A
wobei'
F_D ' =' 'Widerstandskraft
\rho ' =' 'Luftdichte
v ' =' 'Geschwindigkeit (True Airspeed TAS)
c_D ' =' 'Widerstandsbeiwert des gesamten Flugzeugs
A ' =' 'Flügelfläche

Beim Flugzeug werden die c_D Werte aller Teile (Flügel, Rumpf, Klappen, Spoiler) zu einem Wert zusammengefasst und so normiert, dass wenn der c_D Wert mit der Flügelfläche A multipliziert wird die korrekte Kraft resultiert. Alle c_D Werte werden also auf die Flügelfläche bezogen.

Der Widerstandbeiwert berechnet sich nach folgender Formel:

(2)
c_D = c_{D0} + c_{D2} \cdot c_L^2 + c_{D\beta} \cdot \beta + c_{D\gamma} \cdot \gamma
wobei'
c_D ' =' 'Totaler Widerstandsbeiwert des Flugzeugs
c_{D0} ' =' 'Statischer Widerstandsbeiwert (Rumpf, Flügel) = 0.02
c_{D2} ' =' 'Induzierter Widerstandsbeiwert aufgrund des Auftriebs = 0.04
c_L ' =' 'Auftriebsbeiwert inklusive Flaps aber ohne Spoiler
 Einfluss der Flaps auf den Auftrieb
c_{D\beta} ' =' 'Widerstandbeiwert für Flaps = 0.08
c_{D\gamma} ' =' 'Widerstandsbeiwert für Spoiler = 0.1293
\beta ' =' 'Flaps-Extend 0..1
\gamma ' =' 'Spoiler-Extend 0..1
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Erzeugt Mittwoch, 25. Juli 2012
von wabis
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Geändert Montag, 1. Juni 2015
von wabis