Bank Angle bei hohen FL

[Gast Michael Stumpf]

Hallo Forum,

 

warum reduzieren eigentlich einige Flight Directors bei höheren Levels der Bank Angle (Half Bank)?? Piaggio macht das bei FL180, CJs bei 300, Challenger glaub ich bei 310 oder so...

 

Danke

Michael

[Gast Michael Stumpf]

OK, ich glaub ich habs selbst schon gefunden... Bei höheren Altitudes ist die Stallspeed höher, der Bereich zwischen Stall und Max Speed (coffin corner) ist recht gering. Durch einen höheren Bank Angle nimmt das Lastvielfache zu, so dass die Stallspeed noch weiter ansteigt, so dass sich Min Speed und Max Speed ab einer bestimmten Querlage quasi überschneiden würden...

[Aviaticus]

Mit dem Lastvielfachen hat das m. E. nichts zu tun. Aber bei zunehmendem Banking ist eine schnelleres Abschmieren anzunehmen, weil die Luftdichte gering ist. Die Differenz zwischen angezeigter und wahrer Geschwindigkeit wird grösser. Grossflugzeuge müssen m. W. ab 29'000 feet (flight level 290) eine vertikale Separation von 2000 feet einhalten.

Gruss Fritz

[americanflyyer]

Mit dem Lastvielfachen hat das m. E. nichts zu tun. Aber bei zunehmendem Banking ist eine schnelleres Abschmieren anzunehmen, weil die Luftdichte gering ist. Die Differenz zwischen angezeigter und wahrer Geschwindigkeit wird grösser.

 

Die Stallspeed nimmt zu, weil die Luftdichte geringer wird.

Die Stallspeed nimmt auch zu, wenn das Lastvielfache zunimmt.

Wenn man hoch fliegt hat man schon im Geradeausflug eine erhöhte Stallspeed (weil geringere Dichte). Beim Kurvenflug nimmt das Lastvielfache noch weiter zu, das heißt die Stallspeed kommt noch weiter hoch. Und zwar um so höher, je größer die Querneigung (und damit das Lastvielfache) ist.

Da die Differenz zwischen höstzulässiger Geschwindigkeit und Stallspeed in großen Hohen relativ gering wird (siehe Coffin-Corner) kann man nicht mehr beliebig viel schneller fliegen um sich über der im Kurvenflug ansteigenden Stallspeed zu halten.

Wenn man da dann versucht mit größeren Querlagen Kurven zu fliegen, steigt das Lastvielfache und damit auch die Stallspeed an. Wenn die dann über der aktuell geflogenen Geschwindigkeit liegt, gehts abwärts.

Daher kann man man da oben nur relativ flache Kurven fliegen (was ja auch völlig ausreichend ist; wozu soll man den Vogel so um die Ecke scheuchen).

[OT]Bemerkenswerd in der Hinsicht war der Starfighter, der über einer bestimmten Höhe nur noch ballistisch fliegen konnte[/OT]

 

Grossflugzeuge müssen m. W. ab 29'000 feet (flight level 290) eine vertikale Separation von 2000 feet einhalten.

 

Es sei denn es wird RVSM geflogen. Dann sinds weiterhin 1.000ft bis FL410.

Das liegt aber nicht einzig an der Dichteabnahme der Luft, sondern daran, dass der Luftdruck nach oben hin nicht linear abnimmt, sondren quadratisch.

Der Luftdruck halbiert sich ungefähr alle 5500 Meter (damit zwar auch die Dichte, die wird aber nicht vom Höhenmesser gemessen).

Das hat zur Folge, dass die Höhenmesser nach oben raus immer ungenauer werden. Während hier unten eine Druckanderung von 1hPa etwa einer Höhenänderung von 27ft entspricht, sind es in FL180 schon ungefähr 60ft/1hPa.

Gilt übrigens für alle Flugzeuge, die so hoch fliegen, nicht nur die Großen.

[Couni]

Das liegt aber nicht einzig an der Dichteabnahme der Luft, sondern daran, dass der Luftdruck nach oben hin nicht linear abnimmt, sondren quadratisch.

Der Luftdruck halbiert sich ungefähr alle 5500 Meter (damit zwar auch die Dichte, die wird aber nicht vom Höhenmesser gemessen).

Das hat zur Folge, dass die Höhenmesser nach oben raus immer ungenauer werden. Während hier unten eine Druckanderung von 1hPa etwa einer Höhenänderung von 27ft entspricht, sind es in FL180 schon ungefähr 60ft/1hPa.

Gilt übrigens für alle Flugzeuge, die so hoch fliegen, nicht nur die Großen.

 

Wie sind denn die Höhenmesser geeicht? Berücksichtigen die die Druckabnahme im Quadrat gar nicht? Das würde ja zu beträchtlichen Ungenauigkeiten führen, was mich doch ziemlich erstaunen würde.

[americanflyyer]

Wie sind denn die Höhenmesser geeicht? Berücksichtigen die die Druckabnahme im Quadrat gar nicht? Das würde ja zu beträchtlichen Ungenauigkeiten führen, was mich doch ziemlich erstaunen würde.

 

Ich muss gestehen, das weiß ich nicht. Ich vermute mal dass sie die quadratische Druckabnahme schon berücksichtigen, sogut als das mechanisch halt möglich ist.

Die elektronischen Höhenmesser in den Flugdatencomputern werden das mit sicherheit berücksichtigen. Sonst dürften die wohl auch kaum RVSM fliegen.

 

Aber selbst dann stellt sich noch das Problem der Toleranzen:

Angenommen ein Höhenmesser misst den Umgebungsdruck auf 0,1hPa genau.

Das entspricht laut der barometrischen Höhenstufe auf Meereshöhe einer Höhendifferenz von 2,7ft. In 18.000ft hat sich der Luftdruck halbiert, daraus folgt dass eine Druckänderung von 0,1hPa einer Höhendifferenz von 5,4ft entspricht (doppelte höhe bei gleicher Druckänderung).

ERGO: während der Höhenmesser auf Meeresniveau noch auf 2,7ft genau anzeigt, zeit er in 18.000ft nur noch auf 5,4ft genau an - obwohl die Genauigkeit der Druckmessung gleich geblieben ist.

 

Je höher man kommt um so extremer wird auch dieser Fehler.

Die Toleranzen real existierender Höhenmesser sind meines wissens noch ne ganze Ecke größer als ich sie hier angenommen hab.

Ich hab irgendwas von 60ft Genauigkeit im Kopf für Höhenmesser der allgemeinen Luftfahrt. Die Angabe ist allerdings ohne Gewähr.

[FalconJockey]

Und daher darf man nur RVSM fliegen, wenn man (unter anderem) mindestens 2 voneinander unabhängige funktionierende ADCs hat: Air Data Computers. Die rechnen die gemessenen Werte um und geben eine Höhe aus, was recht genau ist.

[Hans Tobolla]

...Das liegt aber nicht einzig an der Dichteabnahme der Luft, sondern daran, dass der Luftdruck nach oben hin nicht linear abnimmt, sondren quadratisch.

Der Luftdruck halbiert sich ungefähr alle 5500 Meter (damit zwar auch die Dichte, die wird aber nicht vom Höhenmesser gemessen).

 

Eine Kleinigkeit noch. Der Luftdruck nimmt nicht quadratisch mit der Höhe ab, sondern nach einer e-Funktion:

 

Qualitativ: p(h) = p(0) * 1/e hoch x, wobei x proportional der Höhenänderung ist.

 

 

Gruß!

 

Hans

[americanflyyer]

 

...Das liegt aber nicht einzig an der Dichteabnahme der Luft, sondern daran, dass der Luftdruck nach oben hin nicht linear abnimmt, sondren quadratisch.

Der Luftdruck halbiert sich ungefähr alle 5500 Meter (damit zwar auch die Dichte, die wird aber nicht vom Höhenmesser gemessen).

 

Eine Kleinigkeit noch. Der Luftdruck nimmt nicht quadratisch mit der Höhe ab, sondern nach einer e-Funktion:

 

Qualitativ: p(h) = p(0) * 1/e hoch x, wobei x proportional der Höhenänderung ist.

 

 

Gruß!

 

Hans

 

ups. War'n Denkfehler meinerseits. Danke für's Richtigstellen.

 

Ändert allerdings an der zugrunde liegenden Problematik nicht sonderlich viel.

[willard]

Wie sind denn die Höhenmesser geeicht?

 

Ein zertifizierter Höhenmesser ist nach ICAO-Standardatmosphäre geeicht und zeigt somit einen Druckgradienten von ca. 27ft Höhendifferenz pro 1 hPa Druckdifferenz an.

 

Berücksichtigen die die Druckabnahme im Quadrat gar nicht?

 

Das ist tatächlich so, sie funktionieren völlig linear bis hinauf in die Stratosphäre. Selbst auf FL 400 zeigt ein barometrischer Höhenmesser immer noch ca. 27ft pro hPa Druckdifferenz an. Dies führt zu einem zunehmenden Messfehler in grossen Höhen. Doch auch dies ist alles nur theoretisch, da der tatächliche Druckverlauf in der Atmosphäre (vertikal vom Boden in die Höhe) von Tag zu Tag und von Ort zur Ort unterschiedlich ist.

 

Das würde ja zu beträchtlichen Ungenauigkeiten führen, was mich doch ziemlich erstaunen würde.

 

Das ist tatsächlich so. Es spielt aber keine so grosse Rolle, da alle Höhenmesser in allen Flugzeugen gleich geeicht sind und somit alle dem selben Messfehler unterliegen. Dadurch fliegen alle Flugzeige "gleich falsch" und somit ist die vertikale Separation trotzdem gewährleistet. Terrain Clearance spielt in grosser Höhe keine Rolle mehr.

 

Der Grund, warum ab FL 180 (ohne RVSM) trotzdem auf 2'000ft vertikale Separation gewechselt wird, ist, dass jeder Höhenmesser eine erlaubte Toleranz in der Anzeigegenauigkeit besitzt. So darf dieser um max. 2 hPa zuviel oder zuwenig anzeigen. Am Boden entspricht das dann +/- ca. 60 ft, in grosser Höhe wächst aber dieser Spread entsprechend.

 

Durch die Eichung auf die Std-Atmosphäre treten übrigens noch weitere Fehler auf. So ist der Höhenmesser auch auf eine Std-Temperaturverteilung (0.65 Grad Temp. Abnahme pro 100m Höhe) geeicht. So ein Temp.Gradient liegt in der Natur jedoch nie vor, deshalb zeigen unsere Höhenmesser praktisch nie die "wahre Höhe" (True Altitude) an.

[ursmunger]

 

Der Grund, warum ab FL 180 (ohne RVSM) trotzdem auf 2'000ft vertikale Separation gewechselt wird, ist, dass jeder Höhenmesser eine erlaubte Toleranz in der Anzeigegenauigkeit besitzt. So darf dieser um max. 2 hPa zuviel oder zuwenig anzeigen. Am Boden entspricht das dann +/- ca. 60 ft, in grosser Höhe wächst aber dieser Spread entsprechend.

 

Nur der Korrektheit halber, ich nehme an, du wolltest FL280 schreiben???

 

Genau genommen wird ohne RVSM erst oberhalb FL290 2000ft Separation angewendet. FL280-FL290 ist noch ok.

 

Ab und zu gibts bei Konstellationen im 'Grenzbereich' Interpretationsprobleme, da der ICAO-Text, dem die ganzen Reglemente zugrunde liegen, in nicht sehr eindeutigem (und auch nicht unbedingt sehr gutem) Englisch abgefasst ist.

Beispiel: ein NON-RVSM auf FL290. gegen oben ist klar, 2000ft. Gegen unten wird manchmal auch 2000ft aus den Texten interpretiert. In Sachen Logik (im non-RVSM-Luftraum ist FL280-290 eine Standardseparation) und genauem Lesen der Texte sind aber 1000ft ok.

 

Zusammenfassend gilt Folgendes: ist eines der Beteiligten Flugzeuge nicht RVSM, so muss oberhalb FL290 2000ft angewendet werden.

Aus diesem Grund ist im RVSM-Luftraum (wie bei uns) ein non-RVSM Flugzeug auf FL280 limitiert, damit zu ihm keine zusätzlichen Separationen gemacht werden müssen (resp. die reduzierten Separationen nicht aufgehoben werden - RVSM heisst ja übersetzt reduzierte vertikale Separationsminima).

 

Daher ist auch der RVSM-Luftraum definiert als 'oberhalb FL280'. Was wie gesagt definiert, wer wo einfliegen darf, aber noch nicht direkt, welche Separationen angewendet werden müssen.

[Brufi]

Ich erlaube mir einige Dinge richtigzustellen:

 

Ein zertifizierter Höhenmesser ist nach ICAO-Standardatmosphäre geeicht

bis hierher wars richtig, aber das da:

und zeigt somit einen Druckgradienten von ca. 27ft Höhendifferenz pro 1 hPa Druckdifferenz an.

ist so missverständlich ausgedrückt, dass es schlicht falsch ist.

Richtig ist: Ein Höhenmesser ist so gebaut, dass er durchaus den mit der Höhe kleiner werdenden Druckgradienten berücksichtigt.

 

Folgendes ist korrekt: Verstellt man den Bezugsdruck (also z.B. das QNH) am Höhenmesser, dann verändert sich die Höhenanzeige um rund 27 ft pro verstelltes hPa. Fliegt man also z.B. auf FL400 und verstellt nun am Höhenmesser den Bezugsdruck von 1013 hPa z.B. auf 1023 hPa, dann verändert sich die Höhenanzeige von 40'000 ft auf rund 40'270 ft.

Dies ist so, weil der Druckgradient der Standard Atmosphäre auf Meereshöhe rund 27 ft/hPa beträgt. Durch verstellen der Barometerskala am Höhenmesser verschiebt man auch den Nullpunkt der Höhenskala, und somit ist es richtig, dass dies mit rund 27 ft/hPa geschieht.

 

Aber:

Der Luftdruck auf FL400 (40'000 ft pressure altitude) beträgt ca 187 hPa.

Sinkt man nun auf eine Höhe, auf welcher der Luftdruck 10 hPa mehr beträgt, also 197 hPa, dann befindet man sich auf 38'919 ft pressure altitude, also rund 1081 ft tiefer.

 

Gruss

 

Philipp

[G115B]

Während hier unten eine Druckanderung von 1hPa etwa einer Höhenänderung von 27ft entspricht, sind es in FL180 schon ungefähr 60ft/1hPa.

Gilt übrigens für alle Flugzeuge, die so hoch fliegen, nicht nur die Großen.

 

Oder pro 27ft der Druck nur noch ca 1/2hPa abnimmt, also Aerodynamisch die Toleranz in grösserer Höhe wächst und nicht abnimmt. Verglichen zu Abweichungen in ähnlich gleicher Höhe eines Limits nicht zu Limits in niedrigerer Höhe versteht sich.

 

Die Stallspeed nimmt auch zu, wenn das Lastvielfache zunimmt.

Ich möchte hier eine Ergänzung anbringen:

 

Streng genommen ist es nicht das Lastenvielfache das den Stallspeed direkt erhöht (TAS) sondern der Alphawinkel... welcher bei unterschiedlichen Flügelprofilen relativ zur Flugzugmasse in Kurven variiert. Bei langsam eingeleitenden Kurven wird das Verhältnis zwischen Annähern an Vs im Reiseflug und dem Erhöhen des Lastenvielfachen in Kurven etwa gleich bleiben.

 

In niedrigeren Höhen - vielleicht ab ein Bank von über 45° - und einem Flugzeug von relativ grosser Masse (oder oberes Gewichtslimit eine Typs) spielt die Zeit des Einleitens der Kurve ein grössere Rolle. Je schneller die Banklage eingenommen wird desto schneller muss der Höhenausgleich stattfinden. Durch die Trägheit der Masse bewirkt das ein temporäres nicht lineares aus dem Limit expandierendes erhöhen des Alphawinkels, welcher nicht linear mit dem Lastenvielfachen steigt! Irgendwann kann man das Lastenvielfache nicht mehr als Referenz nehmen weil dieser nur bis zu einem bestimmten Punkt mit dem Aplhawinkel Ansteigt - annähernd der Maximalphase sogar begleitend mit starkem Speedverlust wieder absinkt.

 

Durch den Strömungswinkel am Pitot ebenfals absinkenden Speedindicator (Alphakorrektur) würde ich diesen eher als Referenz zum Stall nehmen... Allerdings mit Vorsicht.

 

OT

Bei grösserer Banklage in der Toleranz und grosser Masse würde ich mit der Geschwindigkeit der Kurveneinleitung vorsichtig sein. Szenario: Unter Stress unmittelbar nach einem Start eines längeren Fluges mit hohem Abfluggewicht und einem eintretenden Notfall welcher nicht auf einen Flugplatz zurück reicht und evtl engere Manöver verlangt vorsichtig mit schnellem Einleiten von Kurven und Korrekturen am Höhenruder umgehen.

 

Das Lastenvielfache sehen ich nicht als verlässliche Referenz eines max Banks - in der Regel allerdings schon.

 

Gruss Roy

[Brufi]

Wer bei der Stallspeed in TAS denkt, der hat etwas verpasst.

 

Solange wir von inkompressibler Strömung reden, also von kleinen Machzahlen ca. Ma<0.4, bleibt der maximale Auftriebskoeffizient konstant und damit im unbeschleunigten Flug und bei gegebener Flugmasse auch die Stallspeed (als IAS bzw. CAS ausgedrückt). Die Flughöhe bzw. Luftdichte spielt dabei KEINE Rolle.

 

Die Flughöhe kommt dann ins Spiel, wenn sie zur Folge hat, dass die Machzahl soweit ansteigt, dass die Kompressibilität anfängt die Umströmung des Flügelprofils zu beeinflussen. Dies spielt so ca. ab Ma>0.4 eine Rolle.

 

Ma 0.4 entspricht 221 KT CAS auf FL100, etwa 180 KT CAS auf FL 200, 146 KT CAS auf FL300, 130 KT CAS auf FL350, 116 KT CAS auf FL400, usw.

 

Ein Effekt der kompressiblen Umströmung im Unterschallbereich ist, dass der maximale Auftriebskoeffizient eines gegebenen Profils kleiner wird. Dadurch steigt die Stallspeed (als IAS bzw. CAS) bei sonst konstanten Bedingungen an. Je höher die Machzahl wird, desto ausgeprägter wird dieser Einfluss.

 

Das Lastvielfache, z.B. im Kurvenflug, hat sehr wohl einen direkten Einfluss auf die Stallspeed. Lastvielfaches heisst ja, dass der Auftrieb um das Lastvielfache grösser ist als das Gewicht des Flugzeugs.

Die Stallspeed ist jene angezeigte Geschwindigkeit, bei welcher mit dem maximalen Auftriebskoeffizienten der benötigte Auftrieb gerade noch erzeugt werden kann.

Steigt wegen dem Lastvielfachen der benötigte Auftrieb an, dann steigt die Stallspeed ebenfalls an und zwar mit der Wurzel des Lastvielfachen.

 

Gruss

Philipp

[Brufi]

Streng genommen ist es nicht das Lastenvielfache das den Stallspeed direkt erhöht (TAS) sondern der Alphawinkel... welcher bei unterschiedlichen Flügelprofilen relativ zur Flugzugmasse in Kurven variiert. Bei langsam eingeleitenden Kurven wird das Verhältnis zwischen Annähern an Vs im Reiseflug und dem Erhöhen des Lastenvielfachen in Kurven etwa gleich bleiben.

 

In niedrigeren Höhen - vielleicht ab ein Bank von über 45° - und einem Flugzeug von relativ grosser Masse (oder oberes Gewichtslimit eine Typs) spielt die Zeit des Einleitens der Kurve ein grössere Rolle. Je schneller die Banklage eingenommen wird desto schneller muss der Höhenausgleich stattfinden. Durch die Trägheit der Masse bewirkt das ein temporäres nicht lineares aus dem Limit expandierendes erhöhen des Alphawinkels, welcher nicht linear mit dem Lastenvielfachen steigt! Irgendwann kann man das Lastenvielfache nicht mehr als Referenz nehmen weil dieser nur bis zu einem bestimmten Punkt mit dem Aplhawinkel Ansteigt - annähernd der Maximalphase sogar begleitend mit starkem Speedverlust wieder absinkt.

 

Durch den Strömungswinkel am Pitot ebenfals absinkenden Speedindicator (Alphakorrektur) würde ich diesen eher als Referenz zum Stall nehmen... Allerdings mit Vorsicht.

Was hast Du geraucht?

[G115B]

Was hast Du geraucht?

 

Ein aerodynamisch, haargespaltenes sehr seltenes Kraut. Susch chunsch nüd druus was i mein :D

 

Wenn man dann versteht was ich meine, kann man auch dementieren ohne Drogenverdacht... Werde schon kein Entzuge bekommen wenn ich mich irre ;)

 

Gruess Roy

[willard]

Hoi Philipp

 

Danke, für Deine Richtigstellungen und Ergänzungen.

 

Ich finde es immer wieder verblüffend und aber auch etwas frustrierend: Sobald man versucht, etwas zu erklären, von dem man eigentlich überzeugt ist, es begriffen zu haben, merkt man, wie gross doch die Wissenslücken noch sind. Verflixt :-)

[americanflyyer]

Oder pro 27ft der Druck nur noch ca 1/2hPa abnimmt, also Aerodynamisch die Toleranz in grösserer Höhe wächst und nicht abnimmt. Verglichen zu Abweichungen in ähnlich gleicher Höhe eines Limits nicht zu Limits in niedrigerer Höhe versteht sich.

 

Was ich sagen wollte, und das ist denke ich auch einigermaßen klar geworden, war, dass die gleiche Toleranz in der Druckmessung in großen Höhen eine größere Abweichung der Höhenanzeige verursacht als in geringeren Höhen.

 

Ich möchte hier eine Ergänzung anbringen:

 

Streng genommen ist es nicht das Lastenvielfache das den Stallspeed direkt erhöht (TAS) sondern der Alphawinkel... welcher bei unterschiedlichen Flügelprofilen relativ zur Flugzugmasse in Kurven variiert. Bei langsam eingeleitenden Kurven wird das Verhältnis zwischen Annähern an Vs im Reiseflug und dem Erhöhen des Lastenvielfachen in Kurven etwa gleich bleiben.

 

 

Um bei einer gegebenen IAS einen höheren Auftrieb zu erzeugen (und genau das will ich ja im Kurvenflug) muss man den Anstellwinkel vergößern, soweit korrekt.

Der Strömungsabriss tritt bei einem bestimmten kritischen Anstellwinkel ein, der je nach Flügel unterschiedlich ist. Der Zusammenhang zur Geschwindigkeit ergibt sich erst unter Miteinbeziehung der Flugzeugmasse und des Lastvielfachen.

 

Im Kurvenflug bekomme ich jetzt eine von der Querneigung abhängige scheinbare Erhöhung der Flugzeugmasse (durch die im Kurvenflug zusätzlich wirkende Zentrifugalkraft). Das muss ich durch Erhöhung des Auftriebs ausgleichen (und da sich das Lastvielfache als Verhältnis von Auftrieb zu (tatsächlich vorhandener) Flugzeugmasse (ohne Berücksichtigung angreifender Kräfte) definiert, haben wir hier die im Kurvenflug auftretende Steigerung des Lastvielfachen). Dafür wiederum muss ich den alph erhöhen (oder eben schneller fliegen, aber das wollen, oder können, wir nicht). Durch das erhöhte Lastvielfache, das meiner Tragfläche praktisch ein höheres Gewicht des Flugzeugs vorgaukelt, erreiche ich den kritischen alpha schon bei einer höheren Geschwindigkeit als im stationären Geradeausflug.

 

Kompressibilitätseffekte und Schräganströmung der Pitotrohre und static ports seien mal außen vor gelassen.

 

Über die Verhältnisse in denen sich die Größen zueinander ändern kann und will ich keine Aussage treffen. Ist zur Klärung der ursprünglichen Frage auch nicht unbedingt nötig denke ich.

 

In niedrigeren Höhen - vielleicht ab ein Bank von über 45° - und einem Flugzeug von relativ grosser Masse (oder oberes Gewichtslimit eine Typs) spielt die Zeit des Einleitens der Kurve ein grössere Rolle. Je schneller die Banklage eingenommen wird desto schneller muss der Höhenausgleich stattfinden. Durch die Trägheit der Masse bewirkt das ein temporäres nicht lineares aus dem Limit expandierendes erhöhen des Alphawinkels, welcher nicht linear mit dem Lastenvielfachen steigt! Irgendwann kann man das Lastenvielfache nicht mehr als Referenz nehmen weil dieser nur bis zu einem bestimmten Punkt mit dem Aplhawinkel Ansteigt - annähernd der Maximalphase sogar begleitend mit starkem Speedverlust wieder absinkt.

 

Durch den Strömungswinkel am Pitot ebenfals absinkenden Speedindicator (Alphakorrektur) würde ich diesen eher als Referenz zum Stall nehmen... Allerdings mit Vorsicht.

 

OT

Bei grösserer Banklage in der Toleranz und grosser Masse würde ich mit der Geschwindigkeit der Kurveneinleitung vorsichtig sein. Szenario: Unter Stress unmittelbar nach einem Start eines längeren Fluges mit hohem Abfluggewicht und einem eintretenden Notfall welcher nicht auf einen Flugplatz zurück reicht und evtl engere Manöver verlangt vorsichtig mit schnellem Einleiten von Kurven und Korrekturen am Höhenruder umgehen.

Ich versteh nicht so ganz worauf du hinaus willst. Bei allen Flugzeugen, die kein Kustflugzeuge sind, ist die Massenträgheit bzw. die aerodynamisch maximal mögliche Rollrate und nicht die Festigkeitsgrenze der maßgebliche Faktor für die maximal mögliche Änderungsrate der Querneigung, denke ich. Und für (zivile) Flugzeuge die so hoch fliegen dass eine Veringerung des Bankangels nötig wird gilt das erst recht.

 

Das Lastenvielfache sehen ich nicht als verlässliche Referenz eines max Banks - in der Regel allerdings schon.

 

Genau DAS sehe ich aber als Referenz eines maximalen Banks.

Ich kann das Flugzeug ja beliebig langsam in den maximalen Querneigungswinkel und darüber hinaus rollen. Dann habe ich den Flieger nicht durch zu große Rollraten überlastet und bin am Ende trotzdem in einem so großen Bankangel dass mein Lastvielfaches zum Stall führt.

Das Ganze ist also ziemlich unabhängig von der Änderungsrate der Querneigung, sondern hängt vielmehr an der Querneigung und dessen Folgen.

[Owndy]

Das liegt aber nicht einzig an der Dichteabnahme der Luft, sondern daran, dass der Luftdruck nach oben hin nicht linear abnimmt, sondren quadratisch.

Der Luftdruck halbiert sich ungefähr alle 5500 Meter (damit zwar auch die Dichte, die wird aber nicht vom Höhenmesser gemessen).

 

 

Damit hast du einen Widerspruch in sich, wenn er sich alle 5500 Meter halbiert ist das nicht quatratisch, sondern exponentiell. ;)

Oder teusche ich mich jetz?

 

cheers

[americanflyyer]

Damit hast du einen Widerspruch in sich, wenn er sich alle 5500 Meter halbiert ist das nicht quatratisch, sondern exponentiell. ;)

Oder teusche ich mich jetz?

 

cheers

 

Ja, stimmt. War ein Denkfehler meinerseits.

Wurde weiter oben schon durch Hans richtig gestellt.

[G115B]

Ja, das ist mir schon klar, dass man den Zustand durch Gewicht in einer Kurve (G-Load x Masse) auf eine horizontalen Geradeausflug bei bestimmter Geschwindigkeit übertragen kann und daraus den relativen Speed zu Vs ermitteln kann (by excepted aerodynamic) .

 

Mathematisch ist daran sicher nichts zu rütteln, aber als praktischer Pilot ist mir das zu kompliziert, warum?

 

Der G-Load ist variabel und in einem einzelnen Zustand immer mit einem Fixen Speed auf den Geradeausflug referierend - wenn man den Bezug dann auch machen will. Umgekehrt gerechnet muss ich den max Bank durch den Stallspeed unter Berücksichtigung der Masse, des aktuellen Speeds und des G-Loads errechnen. Ändere ich die Höhe oder den Speed ergibt es für den Stallspeed bei bestimmten Bankangles verschiedene Werte bezüglich des G-Loads.

 

Der Stallspeed ist ohne Berrücksichtigung der Aerodynamsichen Veränderungen in einer Kurve mehr oder weniger immer mit dem Angle of Attack vereinbar. Hab ich als Pilot die Möglichkeit ein G-Indicator oder einen AOA-Indicator als Referenz zu Vs in Bankangles einbauen zu lassen, würde ich zweiteres nehmen... da in ihm das Resultat der physikalischen gegebenheiten im aktuellen Flugzustand (Ergebnis) enthalten sind... nähmlich der Strömungswinkelzustand am Flügel... egal wie schnell, wie schwer und wie hoch.

 

AOA zählt, alle andere Rechnerei kann man spülen (in der Luft sowieso).

 

Gruess Roy der wieder eins geraucht hat :D

 

PS: AOA resultiert immer am Auftrieb und am Gewicht (veränderlich durch G x Masse)... dies ergibt den Speed an Vs gemessen. Doch gibt es noch ein Faktor, die Verzögerung (Inertial)... Kräftiges Höhenruder und unsanft gezogen kann ein Stall über THEORETISCH Stall aus dem Lehrbuch provozieren ;) ...ohne dass der G-Load relativ zum AOA steigt - für ein paar Augenblicke - das ist so.

 

PSS: Und zwar aus dem Grund weil die Energie (Überdruck unten am Flügel, Unterdruck oben...), die nun einen Moment für die Richtungsänderung überschüssig ist in Verdichtungsenergie resp, Dehnungsenergie der Luftmassen um den Flügel gespeichert wird und wieder zurück an den Flügel geben will, nicht mehr als Auftrieb zurückgeben kann, sondern sich mehrheitlich vom Flügel ablöst und direkt den Druckausgleich vollzieht - wenn das Flügzeug seine Lage in dieser kurzen Zeitspanne zu schnell ändert. Somit entfällt der Auftrieb welcher nötig ist einen G-Load zu erzeugen obwohl relativ Vs während Bankangle unter "aller" Berücksichtigung (wie ihr oben erwähnt habt) auf den Geradeausflug übertragen noch im grünen Bereich war.

 

Ein Gummiball hat die Energie seine Form zu behalten, nimmt aber Energie auf wenn er auf den Boden aus einer bestimmten Höhe auftrifft welche seine Spannkraft übersteigt und kann diese trotzdem beinah 1:1 zurückgeben (Verformungsenergie). In diesem Energietauschvorgang vergeht Zeit - Am Flugzeug verglichen - mit rassanter AOA Erhöhung während dieser Zeit - wäre es wie wenn der Ball in kurzer Zeit am unteren Totpunkt kurz nach dem Auftreffen auf den Boden von einem Hartgummispringball in einen weichen Softball verwandelt worden wäre... Die Luftmasse hatte zuwenig Zeit die Flugrichtung dem AOA anzupassen des Flugzeuges - Somit ist in diesem gefährlichen Moment der G-Load (das Lastenvielfache) nicht als Referenz verwertbar den Stall ermitteln zu können. Gerade schwere Flugzeuge (MTOM) - zeigen kein gleiches relatives Verhalten zwischen gleicher AOA-Änderung und dem G-Load bei verschieden schnellen Änderungen des gleichen Anstellwinkels (Umgang mit dem Höhenruder).

[americanflyyer]

Ja, das ist mir schon klar, dass man den Zustand durch Gewicht in einer Kurve (G-Load x Masse) auf eine horizontalen Geradeausflug bei bestimmter Geschwindigkeit übertragen kann und daraus den relativen Speed zu Vs ermitteln kann (by excepted aerodynamic) .

 

Mathematisch ist daran sicher nichts zu rütteln, aber als praktischer Pilot ist mir das zu kompliziert, warum?

 

Der G-Load ist variabel und in einem einzelnen Zustand immer mit einem Fixen Speed auf den Geradeausflug referierend - wenn man den Bezug dann auch machen will. Umgekehrt gerechnet muss ich den max Bank durch den Stallspeed unter Berücksichtigung der Masse, des aktuellen Speeds und des G-Loads errechnen. Ändere ich die Höhe oder den Speed ergibt es für den Stallspeed bei bestimmten Bankangles verschiedene Werte bezüglich des G-Loads.

 

Der Stallspeed ist ohne Berrücksichtigung der Aerodynamsichen Veränderungen in einer Kurve mehr oder weniger immer mit dem Angle of Attack vereinbar. Hab ich als Pilot die Möglichkeit ein G-Indicator oder einen AOA-Indicator als Referenz zu Vs in Bankangles einbauen zu lassen, würde ich zweiteres nehmen... da in ihm das Resultat der physikalischen gegebenheiten im aktuellen Flugzustand (Ergebnis) enthalten sind... nähmlich der Strömungswinkelzustand am Flügel... egal wie schnell, wie schwer und wie hoch.

Weswegen Kampfjets nicht selten nach AOA fliegen und nicht nach IAS/CAS.

 

AOA zählt, alle andere Rechnerei kann man spülen (in der Luft sowieso).

 

Gruess Roy der wieder eins geraucht hat :D

 

PS: AOA resultiert immer am Auftrieb und am Gewicht (veränderlich durch G x Masse)... dies ergibt den Speed an Vs gemessen. Doch gibt es noch ein Faktor, die Verzögerung (Inertial)... Kräftiges Höhenruder und unsanft gezogen kann ein Stall über THEORETISCH Stall aus dem Lehrbuch provozieren ;) ...ohne dass der G-Load relativ zum AOA steigt - für ein paar Augenblicke - das ist so.

 

PSS: Und zwar aus dem Grund weil die Energie (Überdruck unten am Flügel, Unterdruck oben...), die nun einen Moment für die Richtungsänderung überschüssig ist in Verdichtungsenergie resp, Dehnungsenergie der Luftmassen um den Flügel gespeichert wird und wieder zurück an den Flügel geben will, nicht mehr als Auftrieb zurückgeben kann, sondern sich mehrheitlich vom Flügel ablöst und direkt den Druckausgleich vollzieht - wenn das Flügzeug seine Lage in dieser kurzen Zeitspanne zu schnell ändert. Somit entfällt der Auftrieb welcher nötig ist einen G-Load zu erzeugen obwohl relativ Vs während Bankangle unter "aller" Berücksichtigung (wie ihr oben erwähnt habt) auf den Geradeausflug übertragen noch im grünen Bereich war.

 

Ein Gummiball hat die Energie seine Form zu behalten, nimmt aber Energie auf wenn er auf den Boden aus einer bestimmten Höhe auftrifft welche seine Spannkraft übersteigt und kann diese trotzdem beinah 1:1 zurückgeben (Verformungsenergie). In diesem Energietauschvorgang vergeht Zeit - Am Flugzeug verglichen - mit rassanter AOA Erhöhung während dieser Zeit - wäre es wie wenn der Ball in kurzer Zeit am unteren Totpunkt kurz nach dem Auftreffen auf den Boden von einem Hartgummispringball in einen weichen Softball verwandelt worden wäre... Die Luftmasse hatte zuwenig Zeit die Flugrichtung dem AOA anzupassen des Flugzeuges - Somit ist in diesem gefährlichen Moment der G-Load (das Lastenvielfache) nicht als Referenz verwertbar den Stall ermitteln zu können. Gerade schwere Flugzeuge (MTOM) - zeigen kein gleiches relatives Verhalten zwischen gleicher AOA-Änderung und dem G-Load bei verschieden schnellen Änderungen des gleichen Anstellwinkels (Umgang mit dem Höhenruder).

 

Mag ja alles sein, hat aber nix mehr mit der ursprünglichen Problemstellung zu tun.

[G115B]

Mag ja alles sein, hat aber nix mehr mit der ursprünglichen Problemstellung zu tun.

Die Stallspeed nimmt auch zu, wenn das Lastvielfache zunimmt.

 

In Kurzen Worten, je schlechter ein Lastenvielfaches hergestellt werden kann, desto näher am Stall.

 

Der Stall nimmt zu bei "Nicht-Möglichkeit" erhöhter Fliehkraft (Gewicht) durch abnehmendem Auftrieb... erst nimmt der Auftrieb praktisch linear zu, bis vielleicht 15° AOA, dann beginnt die Auftriebskurve bis 20-25° oder 30° abzuflachen und reisst rasant ab.

 

Je besser das Lastenvielfach hergestellt werden kann desto schwieriger wird es das Flügelprofil in einen Strömungsbriss zu manövrieren... Irgendwann gibt Pilot oder die Struktur vorher auf.

 

Ich bin Spitzfindig ich weiss, aber G's sind ungleich Trägheit. Erst durch Trägheit (Masse + Mangel an Auftrieb) ist es möglich den AOA zu erhöhen.

 

Vs und Gs sind im Grunde beide ein Ergebnis aus der selben Zustandsrechnung.

 

G's enstehen gerade durch einen gesunden Auftrieb.

 

Gruss Roy

[Hans Tobolla]

...Im Kurvenflug bekomme ich jetzt eine von der Querneigung abhängige scheinbare Erhöhung der Flugzeugmasse (durch die im Kurvenflug zusätzlich wirkende Zentrifugalkraft). Das muss ich durch Erhöhung des Auftriebs ausgleichen...

 

Nach meiner Meinung stimmt es nicht, dass Zentrifugalkraft durch (eine Komponente) des Auftriebs ausgeglichen wird. Es ist genau umgekehrt:

 

Um die Flugzeugmasse vom unbeschleunigten Horizontalflug auf eine horizontale Kreisbahn zu zwingen, eine Kraft nötig, die rechtwinklig zur Flugrichtung steht und stets zum Kreismittelpunkt weist. Diese Kraft wird durch eine Komponente des Auftriebs erzeugt, aber das geht nur mit einer Querlage des Flugzeugs, weil dann eine Komponente des Auftriebs in die gewünschte Richtung wirkt. Diese Komponente des Auftriebs ist dann die sogenannte Zentripetalkraft.

 

Diese auf die Flugzeugmasse wirkende Zentripetalkraft erzeugt nach dem 3. Newton'schen Gesetz, actio gleich reactio, eine gleich große Gegenkraft, die Zentrifugalkraft.

 

Die Zentrifugalkraft ist also eine Reaktion auf die Zentripetalkraft und gleicht diese aus, und nicht umgekehrt, wie es oft behauptet wird. Ohne die Zentripetalkraft als horizontale Komponente des Auftriebs gibt es auch keine Zentrifugalkraft und dann natürlich auch nichts zum Ausgleichen.

 

 

Gruß!

 

Hans

[sirdir]

Die Zentrifugalkraft ist also eine Reaktion auf die Zentripetalkraft und gleicht diese aus, und nicht umgekehrt, wie es oft behauptet wird. Ohne die Zentripetalkraft als horizontale Komponente des Auftriebs gibt es auch keine Zentrifugalkraft und dann natürlich auch nichts zum Ausgleichen.

 

IIRC ist das ja immer so. In meinem Physikunterricht spielte die Zentrifugalkraft nur in der 1. Lektion zu dem Thema ne Rolle (im Stil von: Vergesst die) und von da an war nur noch die Zentripetalkraft gefragt ;)