IAS - TAS

[oneworldflyer]

Ich habe mir diesen Thread durchgelesen.

Mir ist folgendes noch unklar:

 

Wie kann man (wenn überhaupt) von TAS auf IAS schliessen, und was für Daten sind dazu nötig?

[Brufi]

Also,

 

IAS ist mit 2 systematischen Messfehlern behaftet:

position error (p.e.) und

instrument error (i.e.)

Der position error entsteht dadurch, dass weder pitot tube noch static port ideal am Flugzeug angebracht sind und deshalb nicht in einer ungestörten Strömung messen. In Realität messen sie in einem Strömungs- und Druckfeld welches durch das Flugzeug beeinflusst wird. Dadurch entsteht ein Messfehler welcher auch noch variiert und zwar abhängig vom aktuellen Anstellwinkel. Meistens ist der Fehler im Reiseflug ziemlich gering aber im Langsamflug und mit ausgefahrenen Landeklappen kann er merkliche Unterschiede hervorrufen.

 

Der instrument error ist schlicht die Eichungenauigkeit des Instruments. Dieser Fehler ist ziemlich gering aber nicht null. Es gibt Toleranzen im Instrumentenbau und im schlimmsten Fall kann das wenige Knoten ausmachen.

 

Subtrahiert man diese beiden Messfehler von der IAS erhält man eine um den reinen Messfehler korrigierte Geschwindigkeit und diese heisst calibrated airspeed CAS. Also

CAS = IAS - p.e. - i.e.

 

Nun gibt es einen weiteren Effekt der zu korrigieren ist: Kompressibilität

Durch die Kompressibilität der Luft wird im Staupunkt die Dichte soweit erhöht, dass der Druck im Pitotrohr mehr ansteigt als man mit Bernoulli vorhersagen würde. Bei tiefen Geschwindigkeiten ist dieser Effekt vernachlässigbar gering, aber ab so etwa 400 km/h aufwärts wird es deutlich.

Allerdings sind airspeed indicator so geeicht, dass dieser Effekt bereits berücksichtigt ist für Luft auf Meereshöhe bei ISA Bedingungen. D.h. fliegt man in geringer Höhe (also ein paar tausend Fuss) und mit beliebig hoher Geschwindigkeit, so tritt kein zusätzlicher Anzeigefehler auf durch die Kompressibilität der Luft.

Der Kompressibilitätseffekt verändert sich allerdings mit der Luftdichte und wenn das Flugzeug in grosser Höhe UND mit grosser Geschwindigkeit fliegt, dann tritt gegenüber der Druckerhöhung auf ISA Meereshöhe eine noch grössere Druckerhöhung auf, mit andern Worten, dann zeigt der airspeedindicator zuviel an. Je grösser die Höhe und je grösser die Geschwindigkeit, desto grösser der Anzeigefehler. Er spielt erst eine merkliche Rolle bei Flughöhen über ca FL200 und gleichzeitig so etwa 250 KT IAS oder mehr. Darunter ist der Fehler sehr klein und vernachlässigbar.

Dieser Fehler lässt sich physikalisch exakt berechnen, die Formel schau ich jetzt nicht nach, aber sie ist relativ komplex für exakte Werte.

Dieser Fehler heisst compressibility error (c.e.) (es gibt auch Bücher wo er mit Delta Vc bezeichnet wird) und subtrahiert man ihn von der CAS erhält man die sogenannte equivalent airspeed EAS. Diese Geschwindigkeit ist relevant für physikalisch exakte Bestimmung der aerodynamischen Kräfte wie z.B. Auftrieb und Widerstand. Sie interessiert also eigentlich den Berechnungsingenieur der das Flugzeug auslegt. Der Pilot hat damit normalerweise nichts am Hut.

Also:

EAS = CAS - c.e.

 

Nun gibt es noch einen weiteren Effekt zu berücksichtigen, wenn wir zur wahren Fluggeschwindigkeit gelangen wollen: Die Luftdichte.

 

Die Skala im airspeed indicator ist für eine Luftdichte bei ISA Bedingungen auf Meereshöhe geeicht. Auf Meereshöhe fliegt aber fast niemand, ausser kurz vor der Landung oder nach dem Start in Schiphol. In den meisten Fällen unterscheidet sich die Luftdichte erheblich von der Dichte bei ISA sea level und dies führt zu einer verringerten Geschwindigkeitsanzeige auf dem airspeed indicator. Um die wahre Geschwindigkeit (true airspeed TAS) zu erhalten, ist die EAS mit der Wurzel aus (Luftdichte bei ISA sealevel/Luftdichte beim Flugzeug) zu multiplizieren.

Also

TAS = EAS x Wurzel(Luftdichte bei ISA sealevel/aktuelle Luftdichte beim Flugzeug)

 

So! Von der TAS zur IAS geht es einfach genau gleich aber rückwärts.

 

Soweit die exakte Theorie.

Um für die Praxis auf einigermassen brauchbare Werte zu kommen welche man im Kopf rechnen kann, gibt es Näherungen.

Ich kenne z.B. folgende: All die "error" werden vernachlässigt, also man setzt

IAS = ca EAS und für die Dichte korrigiert man 2% pro tausend Fuss.

 

Beispiel: IAS = 100 KT, H=7500 ft gefragt: TAS = ?

Lösung: 2% x 7.5 = 15%, d.h. TAS ca= 100KT + 15% = 115 KT

 

 

Gruss

 

Philipp

[willard]

Besser kann man es kaum erklären, Philipp. Ich hab mir Deinen Beitrag gleich mal ausgedruckt und bei mir ins entsprechende Kapitel im Theorie-Ordner gelegt.

[Schorsch]

Leider hat er nicht erklärt, wie man mit "Bordmitteln" die ominöse EAS errechnen kann. Das ist nämlich mitunter sehr knifflig.

Ich habe auf dieser Wikipedia-Seite ne Formel hinterlassen, welche mit normalen Atmosphärendaten (Dichte, Luftdruck) zum Ziel führt.

http://en.wikipedia.org/wiki/Equivalent_airspeed

[Brufi]

Ich habe auf dieser Wikipedia-Seite ne Formel hinterlassen, welche mit normalen Atmosphärendaten (Dichte, Luftdruck) zum Ziel führt.

http://en.wikipedia.org/wiki/Equivalent_airspeed

Hallo Schorsch,

Die Formeln auf dieser Seite sind gut und recht, aber es sollte überall CAS heissen, nicht IAS. IAS enthält systematische Messfehler, für jedes Flugzeug andere.

 

Gruss

 

Philipp

[wabis]

Ich möchte den excellenten Beitrag um folgende Infos ergänzen:

 

Für die Umrechnung von CAS nach EAS gibt es sog. Compressibility Correction Charts.

 

Siehe Compressibility Correction Chart

 

Diese sind in heutigen Flight Data Computern in Form von Formeln bereits einprogrammiert, sodass ein Flight Data Computer also direkt aus CAS die TAS berechnen und auf dem Navigation Display anzeigen kann. Der Air Data Computer übernimmt auch gleich die Umrechnung der gemessenen Drücke in Geschwindigkeit (entspricht IAS bei mechanischen Instrumenten) und deren Kalibrierung, also Umrechnung in CAS, also Korrektur um Systemfehler und Position Error, abhängig vom Anstellwinkel, der Geschwindigkeit und der Konfiguration (Klappen).

 

Geschwindigkeitsmesser in Flugzeugen ohne Air Data Computer zeigen eine mit Fehlern behaftete Geschwindigkeit an, die direkt aus den Druckmesswerten abgeleitet ist. Der Pilot muss anhand von Tabellen oder Diagrammen, welche Flugzeug spezifisch sind, die angezeigte Geschwindigkeit IAS in die kalibrierte Geschwindigkeit CAS umrechnen. Mittels des Compressibility Correction Chart, welches für alle Flugzeuge gültig ist, kann aus CAS die EAS berechnet werden und daraus mit einer einfachen Formel, welche die Flughöhe und allenfalls die Temperatur berücksichtigt, die TAS. Da Flugzeuge ohne Air Data Computer meist nur rel. langsam fligen können (< Mach 0.3) und keine grossen Höhen erreichen (< 10'000 Fuss), kann die angezeigte Geschwindigkeit IAS = EAS gesetzt werden und daraus lässt sich mit einer Fausformel aufgrund der Flughöhe die TAS abschätzen.

 

Wen es interessiert wie so ein Compressibility Correction Chart berechnet wird, der kann meine Herleitung hier nachlesen:

 

Berechnung desCompressibility Correction Chart

 

 

Eine Frage hätte ich noch an die Profis: So wie ich das bis heute verstanden habe zeigen Verkehrsflugzeuge bzw. alle Flugzeuge, die mit Air Data Computern ausgerüstet sind, auf dem PFD die kalibrierte Geschwindigkeit, also CAS, an. Auf allen anderen Flugzeugen wird die unkalibrierte Geschwindigkeit angezeigt, welche man als IAS bezeichnet. IAS heisst nun aber nichts anderes als "Indicated Airspeed", also angezeigte Geschwindigkeit.

 

Frage: Bezeichnen nun die Profis die PFD-Geschwindikeitsanzeige bei Verkehrsflugzeugen trotzdem als IAS (in Manuals steht als Einheit KIAS) oder würde man nicht besser das Kind beim richtigen Namen nennen und von CAS (Einheit KCAS) sprechen? Oder ist eigentlich immer Klar, ob die Anzeige IAS oder CAS anzeigt und man spricht einfach immer nur von IAS?

 

Zusatzfrage: Was zeigt eigentlich das Standby-Instrument für eine Geschwindigkeit an? Ist es rein mechanisch und zeigt daher im Gegensatz zum PFD die unkalibrierte Geschwindigkeit (IAS) an?

[Schorsch]

Hallo Schorsch,

Die Formeln auf dieser Seite sind gut und recht, aber es sollte überall CAS heissen, nicht IAS. IAS enthält systematische Messfehler, für jedes Flugzeug andere.

 

Gruss

 

Philipp

 

Ja, ich mache dazwischen keinen Unterschied. In einem Airbus wird jeder Messwert durch den Air Data Computer geschickt und somit ist die tatsächliche IAS (also der nackte gemessene Staudruck) unbekannt. Und was angezeigt wird ist dann bereits kalibriert. Man muss ja auch nicht übertriebene Genauigkeit anwenden: Der Unterschied zwischen CAS und IAS (falls einer besteht bzw die IAS überhaupt ablesbar ist) ist minimal. Unter M0.7 braucht man sich über Kompressibilität auch keine Sorgen zu machen. Bei M0.82 verfälscht sie allerdings das Ergebnis (bei TAS zu IAS) bereits um 5%.

[Schorsch]

Eine Frage hätte ich noch an die Profis: So wie ich das bis heute verstanden habe zeigen Verkehrsflugzeuge bzw. alle Flugzeuge, die mit Air Data Computern ausgerüstet sind, auf dem PFD die kalibrierte Geschwindigkeit, also CAS, an. Auf allen anderen Flugzeugen wird die unkalibrierte Geschwindigkeit angezeigt, welche man als IAS bezeichnet. IAS heisst nun aber nichts anderes als "Indicated Airspeed", also angezeigte Geschwindigkeit.

 

Frage: Bezeichnen nun die Profis die PFD-Geschwindikeitsanzeige bei Verkehrsflugzeugen trotzdem als IAS (in Manuals steht als Einheit KIAS) oder würde man nicht besser das Kind beim richtigen Namen nennen und von CAS (Einheit KCAS) sprechen? Oder ist eigentlich immer Klar, ob die Anzeige IAS oder CAS anzeigt und man spricht einfach immer nur von IAS?

 

Ein "Profi" wäre wohl ein Pilot?

Jedenfalls wird die angezeigte Geschwindigkeit auch als solche bezeichnet, IAS. Das sie dank Computertechnik bereits eigentlich die CAS ist wird glaub ich nicht weiter zur Kenntnis genommen. Der Unterschied ist sowieso ziemlich schmal.

 

(Könnte ich Bild einfügen würde diesen Chart für die F-4F zeigen).

 

Wir Ingenieure jonglieren sowieso jeden Tag mit allen Einheiten. :001:

[Quax37]

Frage: Bezeichnen nun die Profis die PFD-Geschwindikeitsanzeige bei Verkehrsflugzeugen trotzdem als IAS?

Ja .

[Turboprop]

Hallo Leute!

 

ich finde auch die Faustregel ganz interessant:

 

Die Abweichung von IAS und TAS beträgt ca 2% pro 1000ft. d.h. Dass mit zunehmender Höhe der Druck abfällt, kann das Messgerät nicht wissen und zeigt deshalb anders an...

 

wichtig ist diese Folgerung für den Segelflieger! Wenn er in 6000 Meter fliegt, Zeigt der Fahrtmesser viel weniger an, als die wahre Geschwindigkeit ist... die Folge ist Ruderflattern, was auch zum Versagen der Tragfläche führen kann!

 

lg

[Brufi]

wichtig ist diese Folgerung für den Segelflieger! Wenn er in 6000 Meter fliegt, Zeigt der Fahrtmesser viel weniger an, als die wahre Geschwindigkeit ist... die Folge ist Ruderflattern, was auch zum Versagen der Tragfläche führen kann!

Nicht nur gewöhnlich falsch sondern ganz falsch!

 

Philipp

[Maxrpm]

Nicht nur gewöhnlich falsch sondern ganz falsch!

 

Philipp

 

 

Tur mir leid aber ich weiss nicht ganz was hier falsch sein soll.

 

Der Auftrieb hängt von der Luftdichte ab. Bei geringerer Luftdichte muß ich schneller fliegen um den gleichen Auftrieb sicherzustellen. Die IAS hängt ebenfalls von der Luftdichte ab.

 

Das ist praktisch hat es doch zur Folge, dass ich mit IAS immer beurteilen kann ob ich alle dichtebahängigen Speed Limits richtig einhalte. (Stallgeschwindigkeit, Geschwindigkewit für das Ausfahren des Fahrwerks das Setzen der Klappen etc etc)

 

Das gilt aber nicht für alle Geschwindigkeitsgrenzen - besonders nicht für die Vne. Die ist sehr oft durch Resonanzeffekte der Luftstömung mit dem Trag- und Steuerwerk bedingt. Dh sie hängt von der absoluten Geschwindigkeit ab ist damit TAS und nicht IAS bedingt.

 

 

Aus diesem Grund verändert sich bei hochwertigen Fluginstrumenten der rote Strich bei Vne mit steigende Höhe. Er schränkt so die mögliche IAS ein um keine Überschreitung der maximal zulässige TAS zuzulassen.

 

 

In einem Segelflugzeug mit seinen einfachen Instrumenten gibt es diese Einrichtung nicht. Fliegt man dort in 6000m in die Nähe des roten Strichs am Fahrtmesser so hat man die höchst zulässige TAS bereits oft überschritten. Ruderflattern das bis zum Verlust der Tragfläche geht kann die Folge sein.

 

Sehr berühmte Segelflieger haben das Nichtbeachten dieser Tatsache mit dem Leben bezahlt.

 

 

Wolfgang

[Brufi]

Beim subsonischen Flug sind Flattern oder sonstige aeroelastische Effekte immer auf zu hohen Staudruck - oder anders gesagt Überschreiten der maximal zulässigen IAS, d.h. VNE, zurückzuführen. D.h. limitierend beim subsonischen Flug (reiner Unterschallflug) ist immer die angezeigte Geschwindigkeit.

Die TAS spielt in diesem Zusammenhang keine Rolle.

 

Ein ganz anderes Phänomen könnte eine Rolle spielen, nämlich das Überschreiten der maximal zulässigen Machzahl. Oberhalb einer bestimmten Machzahl treten bei nicht dafür gebauten Flugzeugen (Pitch-) Stabilitäts- bzw. Kontrollprobleme und auch Buffeting und Mach-Stall auf, welche sich ebenfalls ohne weiteres zu Flatterproblemen und in der Folge zu strukturellem Versagen ausweiten können.

Das Limit ist dann die Machzahl. Auf grosser Höhe wird das Mach-Limit erreicht bevor der maximal zulässige Staudruck (also VNE) überschritten wird.

Ich nehme an Du hast solche Phänomene gemeint.

Allerdings ist es sehr unwahrscheinlich, dass ein Segelflugzeug dorthin gelangen kann.

 

Ich weiss nicht genau, wo bei einem modernen Segelflugzeug der rote Strich liegt, aber ich nehme mal an, es wird wohl weniger als 300 km/h sein.

Mit einer CAS von 300 km/h (= 162 KT) auf 6000 m Höhe (ich habe mit 18000ft gerechnet) beträgt die TAS 213 KT und die Machzahl 0.344.

Das aber ist schlicht zu langsam für Kompressibilitätsprobleme. Unter etwa Ma 0.4 tut sich da rein gar nichts, die Strömung verhält sich de facto inkompressibel.

 

Deshalb ist klar, dass Flatterprobleme bei Segelflugzeugen eigentlich immer mit der Überschreitung der maximal zulässigen IAS (d.h. Überschreiten von VNE, roter Strich am Airspeed Indicator) zusammenhängen.

 

Viele Grüsse

 

Philipp

[Maxrpm]

Tut mir leid aber ich denke du täuscht Dích. Bei Rudderflattern geht es um Resonanzphänomene und die sind TAS abhängig. Mit Verdichtungstößen hat das noch nicht zu tun. Deshalb ist die Vne auch als die maximale TAS definiert auch bei Flugzeugen die weit unterhalb der Schallgeschwindigkeit fliegen.

 

Um eine Überschreitung zu vermeiden wird bei komplexeren Instrumenten die erlaubte maximale IAS mit der Höhe immer geringer. (wird durch eine beweglichen roten Zeiger angezeigt).

 

Bei Segelflugzeugen fehlt ein solche Anzeige. Hier kann ein Fliegen nahe am roten Strich in großer Höhe lebensgefährlich sein.

 

Segelflieger wurden in ihrem Sitz aus der zerbrechenden Maschine geschleudert und sie waren bestimmt ganz weit von der Schallgeschwindigkeit entfernt.

 

 

Wolfgang

[Schorsch]

Tut mir leid aber ich denke du täuscht Dích. Bei Rudderflattern geht es um Resonanzphänomene und die sind TAS abhängig. Mit Verdichtungstößen hat das noch nicht zu tun. Deshalb ist die Vne auch als die maximale TAS definiert auch bei Flugzeugen die weit unterhalb der Schallgeschwindigkeit fliegen.

 

Um eine Überschreitung zu vermeiden wird bei komplexeren Instrumenten die erlaubte maximale IAS mit der Höhe immer geringer. (wird durch eine beweglichen roten Zeiger angezeigt).

 

Bei Segelflugzeugen fehlt ein solche Anzeige. Hier kann ein Fliegen nahe am roten Strich in großer Höhe lebensgefährlich sein.

 

Segelflieger wurden in ihrem Sitz aus der zerbrechenden Maschine geschleudert und sie waren bestimmt ganz weit von der Schallgeschwindigkeit entfernt.

 

 

Wolfgang

 

Nur woher weiß das Ruder bei einem Staudruck unterhalb der Vne, dass es jetzt anfangen muss zu flattern? Das Ruder hat ja keinen dichtekompensierten Fahrtmesser zur Hand, der es zum Flattern auffordert, oder doch?

[Flying-Andy]

Hallo Allerseits,

 

Bei Segelflugzeugen fehlt ein solche Anzeige. Hier kann ein Fliegen nahe am roten Strich in großer Höhe lebensgefährlich sein.

 

Segelflieger wurden in ihrem Sitz aus der zerbrechenden Maschine geschleudert und sie waren bestimmt ganz weit von der Schallgeschwindigkeit entfernt.

 

Also wenn ich mir so eine filigrane, auf Max-Flugleistung optimierte Segelfliegerkonstruktion ansehe, kann ich mir in grosser Höhe solche Phänomene durchaus vorstellen ! :eek:

 

- Super "schlank" gebauter Flügel,

- filigrane Leitwerke,

- zum Durchmesser ein relative langer "schlanker" Rumpf

 

Hier bei denke ich vorallem an die modernen, heutigen "Rennziegen" :D welche vielfach an Wettbewerben geflogen werden.

 

Beste Grüsse

Andy :)

[Maxrpm]

Nur woher weiß das Ruder bei einem Staudruck unterhalb der Vne, dass es jetzt anfangen muss zu flattern? Das Ruder hat ja keinen dichtekompensierten Fahrtmesser zur Hand, der es zum Flattern auffordert, oder doch?

 

 

Es ist wie gesagt eine Resonanzerscheinung. Das hat mit dem Staudruck sprich mit den einwirkenden Kräften nichts zu tun. Was das Ruder spürt ist der Umstand, dass bei einer gewissen TAS die Zeit die ein Luftmolekül brauchtt um über die Breite des Ruders zu kommen der Eigenfrequenz eben dieses Ruders entspricht.

 

Damit kann das Ruder mit einem mal um Größenordnungen mehr Energie aus den Stößen der Luftmoleküle aufnehmen. Irgendwo muß die Energie hin - das Ruder beginnt zu flattern. Dieses Flattern trifft irgendwo in der übrigen Flügelkonstruktion auf weitere Eigenfrequenzen.

 

Wenn jetzt nicht ganz schnell Fahrt abgebaut wird um aus dem Bereich der resonanten Anregung wieder herauszukommen kann - und hat es schon mehrfach - das Flugzeug einfach in voller Fahrt zerbrochen.

 

 

Wolfgang.

 

 

PS. Das klingt wie eine nette akademische Diskussion ist für Wellensegelflüge aber absolut Realität. Deshalb in großen Höhen unbedingt die Herstellerangaben über die maximale TAS und die damit vebundenen IAS Anzeige beachten.

[Hans Tobolla]

Eine Sache ist mir dabei noch nicht ganz klar:

 

Flattert das Ruder nun in sich, weil es vielleicht nicht steif genug ist, oder muss man das Ruder als eine steife Fläche betrachten, die dann in Verbindung mit dem Gestänge und dem Ruderservo, falls vorhanden, in Resonanz gerät?

 

Gruß!

 

Hans

[Maxrpm]

Das Ruder als Gesamtheit incl Gestänge flattert wenn es in Resonanz angeregt wird. Nicht etwa in sich, dafür ist es viel zu stabil gebaut.

 

Du hast aber einen guten Punkt angesprochen. Um die Resonanz in den Rudern zu vermeiden bzw in den Bereich höherer TAS zu verschieben kann man sie einerseits schwerer machen (Ruderausgleichgewichte) oder durch sehr starke Reibung in der Ruderanlenkung mehr oder Minder zu einem Teil der Tragfläche werden lassen. Da hat aber dann den Nachteil, dass die Ruder sehr schwer mechanisch zu bewegen sind. Für eine Ruderhydraulik kein Problem, für die Forderung nach möglichst leichtgängigen Rudern für das Termikkurbeln bei Segelflugzeugen schon.

 

Wolfgang

[Hans Tobolla]

Wenn ich mich richtig erinnere, wird die Resonanzfrequenz geringer, wenn man die schwingende Masse erhöht. Aber man will doch die Resonanzfrequenz möglichst weit nach oben verschieben?

 

Und wie war das noch mit den Ruderausgleichsgewichten? Die sollen doch das Ruder schwerpunktsmäßig ausbalancieren?

 

Ein steiferes Gestänge (man muss mehr Kraft aufwenden, um das Gestänge bei festgehaltenen Steuerknüppel vom Ruder aus zu verbiegen) würde die Resonanzfrequenz sicher auch erhöhen.

 

Gruß!

 

Hans

[Brufi]

Nicht nur gewöhnlich falsch sondern ganz falsch!

 

Ich muss zurückrudern!

 

Wolfgang,

Du hattest recht und ich habe vorgestern dazugelernt. Mea culpa! :o

In der Zwischenzeit habe ich mir nämlich mal das Flughandbuch eines einigermassen modernen Hochleistungs Segelflugzeugs (DG1000, VNE 270 km/h) angesehen. Siehe da, die maximal zulässige angezeigte Geschwindigkeit ist, abhängig von der Flughöhe, unterschiedlich begrenzt. Bis 3000 m sind es 270 km/h, darüber je höher umso weniger.

Meine Nachrechnung hat ergeben, dass dabei die TAS, also die tatsächliche Strömungsgeschwindigkeit, der einzige Parameter ist welcher konstant bleibt. Also genau so, wie Du geschrieben hast.

 

Die Machzahl bei der Grenzgeschwindigkeit variiert leicht und ist übrigens kleiner als 0.3. Somit geht es bei der ganzen Geschichte definitiv nicht um ein Problem mit der Kompressibilität wie z.B. bei einem Turboprop oder Jet.

 

Für mich stellt sich die Frage, was dann der Mechanismus ist, welcher zu diesem Speedlimit führt. Es muss sich um etwas handeln, was bei Motorflugzeugen normalerweise unbedeutend ist und nur bei den besonderen Verhältnissen, wie sie für Segelflugzeuge typisch sind, eine Rolle spielt. Ich denke, die Besonderheit ist die Steifigkeit der Struktur. Segelflugzeuge mit ihren schlanken gestreckten Flügeln verfügen über eine wesentlich geringere Steifigkeit als ein typisches Motorflugzeug. Entsprechend gering müssen die Eigenfrequenzen der Struktur sein.

Die Tatsache, dass die wahre Strömungsgeschwindigkeit offensichtlich limitierend ist, deutet für mich in Richtung einer Strouhal-Anregung. Bei einer bestimmten Geschwindigkeit wird die Anregung resonant mit der Struktur und dann ist es passiert.

Dies ist nun bloss eine Vermutung und ich suche noch nach einer Bestätigung.

 

Viele Grüsse

 

Philipp

[Maxrpm]

Was es genau für eine Art der Anregung ist weiss ich auch nicht. Tatsache ist aber , dass wie Du schreibst die Eigenfrequenz des Tragwerks eines Seglers gering ist.

 

Die Eigenfrequnz einer ASW19 liegt bei etwa 150HZ. Dieser Umstand wird bei Segelflugzeugen zu Strukturuntersuchungen benutzt. Etwaige Strukturschäden etwa nach einem Ringelpitz lassen sich so feststellen. Das Flugzeug wird dabei ganz leicht mit der Hand an der Flügelspitze gehalte und ganz sachte in Schwingungen versetzt. Es ist ganz leicht die Eigenfrequenz der Flügel anzuregen die man deutlich spüren und sehen kann. Dann gilt es nur noch zu zählen.

Wenn sich die Eigenfrequenz verändert hat dann ist ein interner Schaden an der Struktur zu befürchten.

 

Manche Segelflugzeuge etwa bestimmt Versionen der ASW20 zeigen solche Resonzerscheinungen auch beim Rollen nach der Landung. Bei etwa 20kmh fangen die Flächen plötzlich stark zu schwingen an - das kann im Cockpit ziemlich unangenehm werden.

 

Viele Piloten bremsen bei dieser Geschwindigkeit stark ab um schnell aus dem resonaten Bereich der Tragflächen zu kommen. Auch in diesem Fall weiss ich nicht welcher Prozess genau die Energie vom Rad in die Flächen überträgt.

 

 

Wolfgang

[Hans Tobolla]

Meine Vermutung:

 

Das Rad ist ja nie perfekt rund. Wenn jetzt ein Vielfaches von N des Rades genau in die Resonanzfrequenz der Tragfläche fällt, beginnt diese auch bei einer kaum merkbaren Anregung zu schwingen. Wenn Resonazfrequenz, Gesschwindigkeit und Durchmesser des Rades bekannt sind, könnte man nachrechnen, ob meine Vermutung zutreffen könnte.

Ein anschauliches Beispiel dazu ist vielleicht das Sportgerät Flexi-Bar. Dabei handelt es sich um einen ca. 1,5 m langen Glasfiberstab, an dem an den Enden ein Gewicht und in der Mitte ein Schaumstoffgriff angebracht ist. In der Mitte angefasst kann man die Enden mit einer Amplitude von 15 cm zum Schwingen bringen, obwohl sich die anregende Hand kaum bewegt. Aber, man muss dabei die Resonanzfrequenz ganz genau erwischen, sonst geht es nicht.

 

Gruß!

 

Hans

[PeterH]

Schön, dass hier endlich mal so sachkundig über das Problem "Vne in TAS oder IAS (CAS)" diskutiert wird, ich hatte - wie Philipp - ebenfalls lange Probleme damit: Alle Luftkräfte gehen nun mal eben mit rho mal v^2 (hier ist v - wie in allen Aerodynamik-Formeln - eine TAS).

 

Da unsere normalen Fahrtmesser aber nun mal nicht anders können, als das rho (die Luftdichte) genialerweise mitzumessen, sagt dieser Wert (IAS bzw CAS) eigentlich alles über die aerodynamischen Kräfte aus. Damit sollte(!) also Vne als IAS spezifiziert sein. Ist es auch meistens, insbesondere bei (gedrungener als Segler) gebauten GA-Fliegern.

 

Abweichungen gibt's allerdings: Kompressibilität der Luft bei v grösser etwa 400 km/h ändert (weil sich lokal rho ändert) unsere bekannten Formeln. Buffeting etc bei TAS nahe 1 Mach ist ein weiterer Effekt, bei dem die TAS (Machzahl ist eine TAS) berücksichtigt werden muss usw.

 

Ein weiterer Effekt ist, dass gewisse :D Flugzeuge eher einem schwingenden Balken ähneln: Ein solcher hat verschiedene Schwingungsmodi, die bereits bei ganz geringen Anregungskräften, die mit der für den Modus passenden Resonanzfrequenz einwirken, zu zerstörerischen Amplituden anwachsen können. Schon bei einem einfachen schwingenden Stab ist da die Berechnung nicht trivial, um so schwieriger bei einer komplexen Konstruktion, bei der Tragflächen, Rumpfröhre, Stabilisatorflächen, Ruder, Ruderantriebe usw sämtlich eine Rolle spielen.

 

Abhilfe: Gedrungener bauen. Geht leider meist auf Kosten der "Leistungsfähigkeit". 1. Starrer bauen (schiebt Resonanzfrequenzen nach oben), erhöht oft das Gewicht. 2. Dämpfen, Massen schieben Frequenz nach unten, Ruderdämpfer gibt's auch usw.

 

Ich hab mir für praktische Zwecke zurechtgelegt: Bei Echo-Fliegern und UL's ist Vne in IAS(CAS), bei Seglern ist Vne in TAS, sofern's nicht gerade ein SG-39 Schulgleiter ist :D. Steht ja alles im Betriebshandbuch... :)

 

Eine schöne Diskussion, Danke

Peter

[Hans Tobolla]

Wenn man, so wie Wolfgang schreibt, das Flugzeug mit der Hand leicht in Schwingungen versetzen kann, dann hat das schwingende System eine verhältnismäßig geringe Dämpfung, oder anders formuliert, eine verhältnismäßig hohe Güte.

 

In der Elektronik kann man mit mechanischen Schwingern hoher Güte aus einem Gemisch verschiedener und starker Signale ein schwaches, sonst nicht wahrnehmbares, periodisches Signal einer bestimmten Frequenz herauszufiltern.

 

Bei dem allgemeinen Gerumpel nach dem Aufsetzen komme ich eigentlich nur auf das Rad, von dem geschwindigkeitsabhängig nicht wahrnehmbar schwache, aber periodisches Impulse ausgehen könnten. Die Schwingungsernergie käme dann aus der kinetischen Energie der Flugzeugmasse beim Ausrollen.

 

 

Gruß!

 

Hans