Formel zur Aerodynmaik

Auto, Rad & Mobilität Luft- & Raumfahrt
#1

Hi,
mein Problem bezieht sich auf 2 Formeln, die K.E. Ziolkowski schon Ende des 19. Jahrhunderts feststellte:
(1) Der Anströmdruck der Luft auf die Flügel sei proportional dem Sinus ihres Neigungswinkels gegenüber der Richtung des Luftstroms.
(2) Die erforderliche Antriebskraft dem Koeffizienten des Druck-oder Formwiderstandes proportional und dem Koeffizienten der Auftriebskraft zur Potenz 3/2 umgekehrt proportional sei.

Mein Problem ist nun: Ich muss beides in meiner Ausarbeitung über den netten Russen anführen, nur habe ich absolut keine Ahnung von der Aerodynamik. Ich kenne zwar die 4 Kräfte, die auf ein Flugzeug einwirken mit Auftrieb, Schub, Luftwiderstand und der Gewichtskraft. Aber bei den Formeln hörts auf.

Es wäre nett, wenn mir jemand diese Formeln besser verständlich erklären könnte und sie auch in eine Formel fassen, so wie F=m*a oder so.

Vielen Dank für ihre Bemühung.

#2

Hi,

zu (1): Der Anströmdruck ist mir nicht bekannt. Was dem aus rein sprachlichen Gesichtspunkten am nächsten kommt ist der Staudruck, i.A. als q bezeichnet: q = 0,5*rho*V^2. rho bezeichnet die Dichte des umströmenden Fluids (hier: Luft) und V die Anströmgeschwindigkeit. d.h. die Relativgeschwindigkeit des Fluids gegenüber dem angeströmten Körper. Der Staudruck ist nicht abhängig vom Anstellwinkel.

zu (2): Die Antriebskraft (Schub, F) der Treibwerke eines Flugzeuges muss für den stationären Geradeausflug gerade den gleichen Betrag wie der Widerstand (W) aufweisen und diesem genau entgegengesetzt wirken. Somit gilt: F = W.
Für den Widerstand gilt: W = C_w * q * A
C_w bezeichnet den Widerstandsbeiwert, eine dimensionslose Größe, die etwas über die aerodynamische Güte des Flugzeuges aussagt: Je kleiner C_w, desto besser. (Natürlich ist das bei weitem nicht ganz so einfach, aber für eine einfache, grundlegenden Erklärung soll es an dieser Stelle genügen). Der Widerstandsbeiwert hängt u.a. vom Auftrieb ab (da kommt „und dem Koeffizienten der Auftriebskraft zur Potenz 3/2 umgekehrt proportional“ ins Spiel), aber auch dies würde hier zu weit führen.

q ist der Staudruck, siehe Bemerkungen zu (1).

A bezeichnet die Flügelbezugsfläche, also in etwa die Grundfläche der Tragflügel.

Also gilt: F = W = C_w * q * A

(siehe auch: http://de.wikipedia.org/wiki/Flugzeug#Grundlagen:_Au…)

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