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physik referate |
Grundsätzlich setzt sich ein Flugzeug aus folgenden Bestandteilen zusammen:
Die Tragflügel und Tragflächen Der Tragflügel, bestehend aus Flügelwurzel, Flügelvorderkante, Randbogen, Flügelhinterkante, Querruder und Landeklappe, erzeugt den zur Überwindung der Schwerkraft (Gewicht des Flugzeuges) nötigen Auftrieb während des Fluges und macht das Flugzeug um die sogenannte Längsachse stabil (Querstabilität), während die Querruder Bewegungen des Flugzeugs um diese Achse ermöglichen.
Das Heckleitwerk: Das Heckleitwerk besteht aus der Höhenflosse (Bewegungen um die Querachse) mit dem Höhenruder (Höhenleitwerk) und der Seitenflosse (Bewegungen um die Hochachse) mit dem Seitenruder (Seitenleitwerk). Es sorgt für die Stabilität des Flugzeugs um die Querachse (Längsstabilität) und um die Hochachse (Kursstabilität).
Der Rumpf: Der Rumpf ist Träger aller anderen Hauptbauteile und dient außerdem der Unterbringung von Passagieren und Fracht. Die Struktur des Rumpfes ist so ausgelegt, daß er alle während des Fluges auftretenden Kräfte aufnehmen kann.
Das Antriebssystem: bestehend aus Triebwerk (= Ottomotor) und Propeller;
Das Fahrwerk: bestehend aus Rollen, Stoßdämpfer und Scheibenbremsen;
(Siehe auch Titelblatt!)
Auf ein Flugzeug wirken im Horizontalflug ohne Beschleunigung vier Kräfte ein:
T Der Auftrieb, als eine nach oben wirkende Kraft;
T Die Schwerkraft oder das Gewicht , als eine nach unten, zum Erdmittelpunkt hin wirkende Kraft;
T Der Schub, als eine nach vorne - in Flugrichtung - wirkende Kraft;
T Der Widerstand, als eine entgegen der Flugrichtung, nach hinten wirkende Kraft.
Der Auftrieb (durch die Tragflügel verursacht) hebt während des Fluges die Schwerkraft (das Gewicht) auf, und der Schub (durch Triebwerk und Propeller) wirkt dem durch den Fahrtwind verursachten Widerstand entgegen. Im Horizontalflug (ohne Beschleunigung) ist der Auftrieb gleich der Schwerkraft und der Schub gleich dem Widerstand. Jede Abweichung vom Gleichgewicht der Kräfte ,Auftrieb und Schwerkraft' resultiert in einem Übergang vom Horizontalflug in den Steig- oder Sinkflug. Jede Abweichung vom Gleichgewicht der Kräfte ,Schub und Widerstand' resultiert entweder in einer Beschleunigung oder Geschwindigkeitsabnahme, bis die Kräfte wieder ausgeglichen sind.
Horizontalflug ist dann gegeben, wenn das Flugzeug in einer konstanten Höhe und Richtung fliegt.
Tragflügelprofile
Tragflügelprofile sind aerodynamische Vorrichtungen, die günstige Reaktionen in Bezug auf Auftrieb und Widerstand zeigen, wenn sie von Luft umströmt werden. Tragflügel, Höhenflossen, Seitenflossen und Luftschraubenblätter sind Beispiele für auftriebserzeugende Profile.
Eine Bezugslinie, die oft bei Diskussionen von Profilen verwendet wird, ist die Profilsehne, die man sich als imaginäre Gerade zwischen Flügelvorderkante und Flügelhinterkante vorstellen muß.
Der Einstellwinkel
Der Einstellwinkel ist der Winkel, der durch die Flugzeuglängsachse und die Profilsehne gebildet wird. Die Flugzeuglängsachse ist eine imaginäre Gerade, die sich längs durch den gesamten Rumpf vom Bug (Nase) bis zum Heck (Schwanz) des Flugzeuges erstreckt.
Der Einstellwinkel wird vom Konstrukteur des Flugzeugs festgelegt und läßt sich grundsätzlich nicht verändern.
Luftströmung und Tragflügelprofil
Beim Start, bis zum Zeitpunkt des Abhebens, unterliegt das Flugzeug einer Kombination aus zwei verschiedenen Luftströmungen - nämlich dem durch die Bewegung verursachten Fahrtwind und dem eigentlichen Wind. Flugzeuge sollen immer gegen den Wind starten und landen. Während des Fluges jedoch erzeugt nur die Bewegung des Flugzeuges die für den Auftrieb nötige Luftströmung am Tragflügelprofil . Jetzt haben Richtung und Geschwindigkeit des eigentlichen Windes keinen Einfluß mehr auf die am Tragflügel vorbeiströmende Luft. Der Wind eigentliche Wind wirkt sich nur noch auf die Bewegung des Flugzeugs gegenüber der Erdoberfläche aus.
Die Anblasrichtung des Tragflügelprofils verläuft immer parallel zum Flugweg, den das Flugzeug gegenüber der Luft zurücklegt.
Der Anstellwinkel
Der Anstellwinkel ist der Winkel, der durch die Profilsehne und die Anblasrichtung des Profils gebildet wird
Der Einstellwinkel ist nicht zu verändern, während der Anstellwinkel jederzeit durch Betätigung des Höhenruders vom Flugzeugführer geändert werden kann.
Das Gesetz von Bernoulli
Im Jahre 1738 stellte der Wissenschaftler Daniel Bernoulli fest, daß der Druck einer Flüssigkeit oder eines Gases dort vermindert wird, wo die Strömungsgeschwindigkeit sich erhöht. Mit anderen Worten: Bernoulli stellte fest, daß innerhalb einer Flüssigkeit oder eines Gases - in unserem Falle der Luft - hohe Strömungsgeschwindigkeiten mit niedrigem Druck (Unterdruck) und kleine Strömungsgeschwindigkeiten mit hohem Druck (Überdruck) verbunden sind. Dieses Gesetz wurde zuerst dazu benutzt, Druckdifferenzen in einer Flüssigkeit, die durch ein Rohr mit variierendem Querschnitt strömt, zu demonstrieren. Im Bereich des größeren Querschnitts des immer enger werdenden Rohres strömt die Flüssigkeit mit relativ kleiner Geschwindigkeit, erzeugt aber einen hohen Druck (Überdruck). Im engeren Teil des Rohres, das man in der Fliegerei auch Venturi- Rohr nennt, muß nun die gleiche Menge der Flüssigkeit durchströmen. Hier erhöht sich deshalb die Strömungsgeschwindigkeit und der Druck nimmt bemerkenswert ab. Es entsteht ein Unterdruck.
Eine wichtige Anwendung dieses Phänomens ist die Auftriebserzeugung am Tragflügelprofil. Ein solches Profil ist so ausgelegt, daß die Luftströmung oberhalb des Profils durch eine Wölbung beschleunigt wird. Dadurch entsteht auf der Oberseite des Profils ein Gebiet niedrigen Drucks (Unterdruck). Gleichzeitig bewirkt das Auftreffen der Luftströmung an der
Unterseite des Profils eine Druckzunahme unterhalb des Tragflügels. Die Druckdifferenz zwischen Ober- und Unterseite des Profils wirkt als Auftriebskraft nach oben und besteht ungefähr zu zwei Dritteln aus Sogkräften (Unterdruck) und zu einem Drittel aus Druckkräften.
Neben dieser nach oben wirkenden Komponente, dem Auftrieb tritt während des Fluges auch noch eine nach hinten wirkende Kraft auf, der Widerstand. Prinzipiell treten bei einem fliegenden Flugzeug zwei Grundarten von Widerständen auf - nämlich a) der sogenannte parasitäre (schädliche) Widerstand und b) der induzierte Widerstand.
a) Der parasitäre (schädliche) Widerstand unterteilt sich wiederum in Formwiderstand, Interferenzwiderstand und Reibungswiderstand.
Der Formwiderstand entsteht durch das Auftreffen der anströmenden Luft an den Frontpartien des Flugzeugs. Die Größe des Widerstandes ist von folgenden Faktoren abhängig:
Der Formwiderstand kann durch geeignete Stromlinienform stark verringert werden.
Der Luftwiderstand am Flugzeug wächst bei zunehmender
Geschwindigkeit im Quadrat. Das bedeutet, daß bei doppelter
Geschwindigkeit der Widerstand um das Vierfache anwächst und dadurch
die Antriebsleistung achtmal höher sein muß als vorher, denn
Der Interferenzwiderstand wird durch Wirbelbildung an verschiedenen Stellen des Flugzeugs, vor allem an Übergängen zwischen Rumpf und Tragflügel (Flügelwurzel) und am Heckleitwerk verursacht. Da sich diese Wirbel je nach Lage gegenseitig beeinflussen können, ist der Gesamtwiderstand eines Flugzeuges immer größer als die Summe seiner Einzelwiderstände. Heute versucht man die wirbelverursachenden Übergange mit Verkleidungsmaterial zu füllen, um eine glatte und wirbelfreie Strömung zu erzielen und somit den Interferenzwiderstand erheblich zu reduzieren.
Der Reibungswiderstand wird durch Adhäsion (Anhaften oder Reibung) der Luftteilchen unmittelbar an der Außenhaut des Flugzeugs verursacht. Sie haften zäh an der Oberfläche und die Strömung in der sogenannten Grenzschicht wird dadurch stark verlangsamt. Schon wenige Millimeter über der Oberfläche hört der Reibungseinfluß innerhalb der Grenzschicht ganz auf zu wirken. Diese Grenzschicht - die Luftströmung unmittelbar an der Außenhaut - kann nun laminar oder turbulent sein. An den Tragflügeln sollte die Strömung laminar sein, das heißt, sie sollte gleichmäßig und parallel zur Strömung verlaufen, um den besten Auftrieb und den geringsten Widerstand zu erzeugen. Unebenheiten am Tragflügelprofil verursachen turbulente Grenzschichtströmung (Wirbel), verringern so den Auftrieb und erhöhen den Widerstand.
b) Der induzierte Widerstand entsteht dadurch, daß sich der hohe Druck an der
Unterseite des Tragflügels mit dem Unterdruck an der Oberseite auszugleichen versucht. Die Luft an der Unterseite neigt dazu, von der Flügelwurzel nach außen, zum Flügelende (Randbogen) abzuströmen. Wenn sie die Randbogen erreicht, wälzt sie sich horizontal zur Oberseite des Profils hin nach innen und erzeugt sogenannte Randwirbel, die in Form von ,Wirbelschleppen' hinter dem Flugzeug hergezogen werden und so den induzierten Widerstand verursachen.
Der induzierte Widerstand kann durch Anbringung von sogenannten Endscheiben oder Randkeulen verringert werden.
Alle an einem Tragflügelprofil wirkende Kräfte lassen sich zu einer resultierenden Luftkraft (Luftkraftresultierenden) zusammenfassen. Die Luftkraftresultierende hat eine bestimmte Größe, Richtung und Lage. Der Schnittpunkt dieser Kraftlinie mit der Profilsehne nennt man Druckpunkt.
Je steiler der Anstellwinkel ist, desto größer ist die Luftkraftresultierende, desto mehr wirkt sie im Vergleich zum Auftrieb nach hinten und desto weiter vorne liegt der Druckpunkt. Wird der Anstellwinkel über den Strömungsabriß (Grenzschichtablösepunkt) hinaus vergrößert, so verkleinert sich die Luftkraftresultierende, wirkt noch mehr nach hinten und es sind nur mehr Widerstandskräfte vorhanden. Der Auftrieb ist zerstört. Das Flugzeug befindet sich im überzogenen Flugzustand.
Im Kurvenflug wird die Auftriebskraft in zwei Komponenten zerlegt, die im rechten Winkel zueinander verlaufen. Eine Komponente wirkt horizontal, entgegengesetzt zur Zentrifugalkraft, die andere wirkt senkrecht, entgegengesetzt zur Schwerkraft. Die horizontale Komponente zwingt das Flugzeug in den Kurvenflug. In einer sauber geflogenen Kurve muß diese Komponente gleich der Zentrifugalkraft sein, damit das Flugzeug nicht nach außen schiebt oder nach innen schmiert.
Wird die Querlage des Flugzeugs in einer Kurve zu gering gewählt, so reicht die horizontal wirkende Komponente nicht aus, um die Zentrifugalkraft aufzuheben, das Flugzeug schiebt nach außen und außerdem geht es in den Steigflug über, da die senkrecht wirkende Komponente des Auftriebs stärker ist als die Schwerkraft. Bei zu steiler Querneigung entsteht der genau gegenteilige Effekt, das Flugzeug schmiert nach innen und geht in den Sinkflug über. Fängt man ein Flugzeug aus dem Sturzflug ab, so wirkt die resultierende Zentrifugalkraft in die selbe Richtung wie die Schwerkraft und die beiden Kräfte addieren sich (große Belastungen für das Flugzeug).
Der Anstellwinkel ist der Winkel zwischen der Richtung der anströmenden Luft (Anblasrichtung) und der Profilsehne des Tragflügels (nicht zu verwechseln mit dem Einstellwinkel, welcher jener Winkel zwischen Flugzeuglängsachse und Profilsehne ist - kann nicht verstellt werden). Wenn dieser Anstellwinkel 0 Grad betrüge, so würde der Druck unterhalb des Tragflügels gleich dem Druck der Atmosphäre sein und der gesamte Auftrieb würde durch den Unterdruck (Sog) an der Oberseite erzeugt werden. Wenn der Anstellwinkel vergrößert wird, nimmt der positive Druck an der Unterseite des Tragflügels immer mehr zu. Gleichzeitig vergrößert sich der Unterdruck (Sog) an der Oberfläche immer mehr, weil die effektive Wölbung des Tragflügels durch den vergrößerten Anstellwinkel zugenommen hat; die Luftströmung wird gezwungen, einen noch größeren Weg auf der Oberseite des Profils zurückzulegen. Aus dieser größer gewordenen Druckdifferenz zwischen Ober- und Unterseite des Profils ergibt sich eine größere nach oben wirkende Kraft - Auftrieb und Widerstand werden größer.
Bei Anstellwinkeln von ungefähr 16 bis 20 Grad kann die Luftströmung nicht länger als laminare Grenzschichtströmung der Oberseite des Profils folgen, weil eine zu große Richtungsänderung der Luftströmung erforderlich wäre. Sie wird jetzt gezwungen, vom oberen Punkt des Profils (Grenzschichtablösungspunkt) geradeaus nach hinten zu strömen. Das bewirkt eine Verwirbelung der Luftströmung auf der Oberseite des Profils, weil sie weiterhin dazu tendiert, der Oberfläche des Tragflügels zu folgen - es entsteht eine turbulente Strömung. Das Flugzeug befindet sich nun im ,überzogenen Flugzustand', das Flugzeug verliert durch die plötzliche Verringerung an Auftrieb und die starke Zunahme an Widerstand an Höhe und stürzt ab.
Im Horizontalflug bei konstanter Geschwindigkeit sind Schub und Widerstand ausgeglichen. Wenn der Propellerschub im Horizontalflug erhöht wird (größere Drehzahl), übertrifft die Schubkraft die Widerstandskraft und die Eigengeschwindigkeit nimmt zu. Dies bewirkt aber auch eine starke Zunahme des Widerstandes (wächst mit zunehmender Geschwindigkeit im Quadrat!) und die Beschleunigung hält so lange an, bis sich Schubkraft und Widerstandskraft bei einer bestimmten Geschwindigkeit wieder ausgleichen - das Flugzeug nimmt wieder eine konstante Geschwindigkeit ein.
Der Schwerpunkt
Der Schwerpunkt eines Flugzeuges ist der Massenmittelpunkt des Flugzeugs, das heißt, es ist der Punkt des Flugzeugs, bei dem es sich im Gleichgewicht befindet. Ein Flugzeug befindet sich im perfekten Gleichgewicht, wenn alle Einzelgewichte so verteilt sind, daß es weder nach vorne noch nach hinten abkippt, wenn es am Schwerpunkt frei aufgehängt wird.
Da es in der Praxis nicht so einfach ist, ein Flugzeug so genau zu beladen, daß es sich im perfekten Gleichgewicht befindet, legt der Konstrukteur des Flugzeugs einen ,zulässigen Schwerpunktbereich' festgelegt, in dem sich der Schwerpunkt befinden muß.
Ist ein Flugzeug so beladen, daß der Schwerpunkt vor dem zulässigen Bereich liegt, weist es folgende ungünstige Eigenschaften auf:
Starke Belastung des Bugrads (Bei Flugzeugen mit Heckrad - Überschlagstendenz)
Schlechtere Flugleistungen
Höhere Überziehgeschwindigkeit
Höherer Steuerdruck am Höhenruder
Ist das Flugzeug so beladen, daß der Schwerpunkt hinter dem zulässigen Bereich liegt, weist es folgende gefährliche Eigenschaften auf:
Schlechtere statische und dynamische Längsstabilität
In bestimmten Flugzuständen (z. B. Strömungsabriß) ist das Flugzeug nur sehr schwer oder gar nicht zu kontrollieren
Gefährliches Überziehverhalten
Kaum spürbarer Steuerdruck am Höhenruder. Das Flugzeug kann deshalb unbeabsichtigt überlastet werden (zu hohe G Belastung)
Der zulässige Schwerpunktbereich liegt gewöhnlich im ersten Drittel der Flügelwurzel und ist für jeden Flugzeugtyp vom Hersteller festgelegt worden.
Berechnung der Schwerpunktlage und der Startmasse
In einem Flugzeug kann an verschiedenen Stellen Zuladung in Form von Kraftstoff, Gepäck und Personen untergebracht werden. Diese Zuladestellen werden bei der Berechnung der Schwerpunktlage (Ladeplan) als Stationen bezeichnet. Jede der Zuladestationen wird von einer Bezugsebene (entweder Spinnernase oder Brandschott) aus genau ausgemessen und festgelegt. Das Maß von der Bezugsebene zur Station stellt einen sogenannten Hebelarm dar. An der Zuladestation (Ende des Hebelarms) wird durch die Beladung eine Kraft (die Masse der Zuladung) wirksam.
Für jede Station wird nun das Drehmoment gesondert nach folgender Formel ausgerechnet:
Am Ende der Rechnung erhält man durch Addition eine Gesamtkraft (Gesamtmasse) und ein Gesamtmoment.
Zur Berechnung der Schwerpunktlage muß
man jetzt nur noch das Gesamtmoment durch die Gesamtkraft (Gesamtmasse) zu
dividieren und der Schwerpunkt des Flugzeuges ist ermittelt.
Belastung und Lastvielfache
Im Horizontalflug bei konstanter Geschwindigkeit werden die Tragflügel eines Flugzeuges genau mit dem Fluggewicht belastet. Nimmt das Flugzeug aber eine gekrümmte Flugbahn ein (alle Arten von Kurven, Abfangen aus Bahnneigungs- oder Sturzflügen, abrupte Höhenruderbetätigung), so wächst die Belastung aufgrund der wirksam werdenden Zentrifugalkraft beträchtlich an.
Schwerkraft (Gewicht des Flugzeuges) und Zentrifugalkraft lassen sich zu einer Gesamtkraft, die um das sogenannte Lastvielfache ,g' größer ist als die Schwerkraft, zusammenfassen. Man geht davon aus, daß die normale Schwerkraft den Wert 1 (1g) hat. Das Lastvielfache muß demnach im Kurvenflug immer größer als das Gewicht ( =Schwerkraft =1g) des Flugzeuges sein.
Das Lastvielfache im Kurvenflug ist gleich dem Secans (reziproker Wert des Cosinus) der Schräglage des Flugzeugs.
Das Lastvielfache wächst mit zunehmender Schräglage nur langsam an, ab einer Schräglage von 40° wächst es aber rapide an. Bei 60° Schräglage hat sich das Lastvielfache verdoppelt und bei 80° Schräglage schon fast versechsfacht. Wächst das Lastvielfache auf das Vier- bis Sechsfache des Normalgewichtes an, so kann beim Piloten vorübergehende Bewußtlosigkeit (,black out') infolge von Blutleere im Gehirn auftreten. Je mehr man in der Kurve die Schräglage vergrößert, desto höher wird die Belastung oder das Lastvielfache. Nimmt das Lastvielfache zu, so muß auch die Überziehgeschwindigkeit zunehmen. Die Kurvenüberziehgeschwindigkeit eines Flugzeugs ist also immer größer als die normale Überziehgeschwindigkeit.
Faktoren, die einen wichtigen Einfluß auf das Verhältnis zwischen Auftrieb und Widerstand haben sind Flügelfläche, Form des Tragflügelprofils (symmetrisch oder gewölbt), Anstellwinkel und Dichte der Luft.
Auftrieb und Widerstand am Tragflügel verhalten sich ungefähr proportional zur Flügelfläche. => Bei Verdoppelung der Flügelfläche verdoppeln sich auch Widerstand und Auftrieb. Während des Fluges kann die Tragflügelfläche durch Ausfahren bestimmter Klappen (z. B. Fowler- Klappe) nach hinten und unten vergrößert werden.
Alle Landeklappenarten erhöhen im ausgefahrenen Zustand den Auftrieb und ermöglichen einen größeren Anstellwinkel. Das Profil erhält eine größere Wölbung , daraus ergibt sich bei gleichbleibendem Anstellwinkel höherer Auftrieb und Widerstandserhöhung, die die Geschwindigkeit des Flugzeugs erheblich reduzieren (besonders wichtig im Landeanflug). Die Fluggeschwindigkeit kann so um 60-70% verringert werden.
Andere Start oder Landehilfen sind Vor- und Spaltflügel.
Spaltflügel sind kleine, beim normalen Flug fest an der Flügelnase anliegende Profile, die bei zu großen Anstellwinkel durch Sog- oder Federkraft so ausfahren, daß sich ein Spalt zwischen ihnen und der Flügelnase bildet. Die durch diesen Spalt strömende Luft wird beschleunigt und strömt mit erhöhter Geschwindigkeit über die Flügeloberseite. Dadurch liegt die Strömung länger am Profil an und es wird trotz geringerer Geschwindigkeit mehr Auftrieb erzeugt.
Vorflügel erfüllen den gleichen Zweck, sind jedoch fest an der Vorderkante des Profils angebracht.
Ein wichtiger Faktor für die Auswahl des Tragflügels ist auch die Flügelstreckung ( = Spannweite : Profiltiefe). Flugzeuge, die in großen Höhen bei hoher Geschwindigkeit operieren sollen, haben allgemein eine große Flügelstreckung, während sehr wendige Flugzeuge eine eher kleine Flügelstreckung aufweisen.
Flügelstreckung = Spannweite : Profiltiefe (mittlere Profiltiefe)
Grundsätzlich gibt es zwei verschiedene auftriebserzeugende Profile:
a) das orthodoxe Profil
b) das Laminarprofil
Das Laminarprofil weist an der Ober- und Unterseite eine fast gleiche Profilwölbung auf und seine größte Dicke liegt bei ca. 50% der Profiltiefe.
Der Vorteil eines solchen Profils ist, daß es widerstandsarm ist, weil die Grenzschicht länger laminar verläuft. Die Auftriebserzeugung ist jedoch aufgrund der geringen
Geschwindigkeitsdifferenz der Luftströmung auf Ober- und Unterseite des Profils nicht sehr groß. Der erforderliche Auftrieb wird durch höhere Fluggeschwindigkeiten erzielt und deshalb wendet man das Laminarprofil vorzugsweise bei schnellen Reiseflugzeugen an. Im Langsamflug (Landeanflug) sind auftriebserhöhende Konstruktionen wie Spaltflügel- und Landeklappensysteme nötig.
Orthodoxe Profile haben eine konvexe (nach oben gewölbte) Oberseite und eine konkave Unterseite.
Es sind Tragflügelprofile für hohe Auftriebswerte, die natürlich auch größeren Widerstand verursachen. Bei diesen Profilen erhöht sich durch die
Druckdifferenz (Geschwindigkeitsdifferenz der Luftströmung) zwischen Ober- und Unterseite des Profils der Auftrieb (und der Widerstand, daher nicht für schneller fliegende Flugzeuge geeignet).
Ein Kompromiß zwischen orthodoxen Profilen und Laminarprofilen sind Profile mit gewölbter Oberseite und gerader Unterseite, wie sie bei vielen Sport- und Reiseflugzeugen verwendet werden.
Auch durch das Ausfahren von Klappen (besonders Fowler-Klappen) kann man die Profilwölbung auf der Oberseite vergrößern und die Unterseite konkav gestalten. Dadurch kann auch so bei niedrigen Fluggeschwindigkeit ein relativ hoher Auftrieb erzeugt werden.
Problematisch ist es, wenn sich Eis am Tragflügel ansetzt, weil dadurch das Profil verändert wird und die Luftströmung gestört wird.
Wenn der Anstellwinkel vergrößert wird (max. bis zum Grenzschichtablösungspunkt), erhöhen sich Auftrieb und Widerstand entsprechend
Bei kleineren Anstellwinkeln nimmt der Auftrieb mehr zu als der Widerstand, wird der Anstellwinkel jedoch über 10 Grad vergrößert, so wächst zwar der Auftrieb immer noch langsam weiter, aber auch der Widerstand nimmt erheblich zu.
Wird der Anstellwinkel größer, so wandert der Druckpunkt nach vorne, die Luftkraftresultierende greift weiter vorne an. Der Schwerpunkt des Flugzeugs, um den das Flugzeug ja seinen Bewegungen vollzieht, bleibt jedoch an seiner alten Stelle. Also versucht die Luftkraft, den Flügel vorne weiter aufzuheben, den Anstellwinkel weiter zu vergrößern. Bei kleiner werdenden Anstellwinkeln wandert der Druckpunkt nach hinten, die Luftkraft greift am Flügel weiter hinten an und versucht ihn dort noch weiter anzuheben, das heißt, sie will den Anstellwinkel noch mehr verringern. Solche Druckpunktwanderungen können von der Höhenflosse weitgehend ausgeglichen werden.
Der Prozeß des Abreißens der Strömung fängt in der Grenzschicht direkt über der Außenhaut an. Sie verläuft bis zum sog. Umschlagpunkt laminar, wird hinter diesem Punkt turbulent und strömt hinter dem Ablösepunkt als turbulente Strömung zurück ('Rückströmung'). Diese Rückströmung entsteht durch den Abfall des Unterdrucks zur Flügelhinterkante hin. Der statische Druck nimmt in diesem Bereich zu und erreicht am Profilende wieder den normalen atmosphärischen Druck. Deshalb verlangsamt sich hier die beschleunigte Luftströmung (auf der Oberseite), weil die Luftteilchen nicht mehr genügend kinetische Energie besitzen, um gegen den Druckanstieg anzukämpfen. Die Luft strömt nun dem Druckgefälle folgend nach vorne in Richtung Profilnase. So entsteht direkt an der Außenhaut des Profils innerhalb der nach hinten strömenden Grenzschicht die Rückströmung.
Eine Erhöhung der Strömungsgeschwindigkeit am Tragflügelprofil bedeutet grundsätzlich Auftriebs- und Widerstandserhöhung.
Der Auftrieb nimmt zu, weil
der positive Druck an der Unterseite des Tragflügelprofils aufgrund des Auftreffens der schnelleren Luftströmung anwächst
die größere Strömungsgeschwindigkeit den Unterdruck (Sog) an der Oberseite des Tragflügels erhöht (Gesetz von Bernoulli)
eine größere Druckdifferenz zwischen Tragflügelober- und Tragflügelunterseite erzeugt wird.
Der Widerstand erhöht sich, weil jede Auftriebserhöhung mit einer Widerstandserhöhung verbunden ist. Auftrieb und Widerstand ändern sich im Quadrat zur Geschwindigkeit.
Auch die Luftdichte hat einen wichtigen Einfluß auf Auftrieb und Widerstand. Nimmt die Luftdichte zu, so erhöhen sich Auftrieb und Widerstand, nimmt die Luftdichte ab, so verringern sich Auftrieb und Widerstand entsprechend. Die Luftdichte wird von mehreren Faktoren - nämlich dem Luftdruck, der Temperatur und der Luftfeuchtigkeit - wesentlich beeinflußt. In großen Höhen, wo der Luftdruck bedeutend geringer ist als auf Meereshöhe, muß das Flugzeug entweder die Eigengeschwindigkeit erhöhen oder den Anstellwinkel vergrößern, um seinen ursprünglichen Auftrieb beibehalten zu können.
Da sich Luft ausdehnt, wenn sie erwärmt wird, verringert sich ihre Dichte. Deshalb ist der Auftrieb an einem heißen Sommertag geringer als an einem kalten Wintertag.
Weil Wasserdampf weniger wiegt als die gleiche Menge trockener Luft, ist feucht Luft nicht so dicht wie trockene Luft. Aus diesem Grund hat das ist an feuchten Tagen der Auftrieb geringer als an trockenen.
Geringere Luftdichte wirkt sich neben dem daraus resultierenden Auftriebsverlust auch auf andere Leistungsfaktoren negativ aus. Die Triebwerksleistung fällt mit geringer werdender Luftdichte ab. Ebenso verringert sich die Schubleistung des Propellers - einmal wegen der schwächeren Triebwerksleistung und zum anderen, weil die Propellerblätter, die ja auch kleine Profile (wie Tragflügel) sind, nicht mehr so viel Luft in horizontal wirkenden Auftrieb (Schub) umwandeln können.
Ein Flugzeug kann sich während des Fluges um drei Achsen drehen. Wenn man die Fluglage eines Flugzeugs ändert, dreht es sich immer um eine oder mehrere Achsen. Alle drei Achsen schneiden sich im Schwerpunkt des Flugzeuges und jede einzelne Achse verläuft rechtwinkelig zu den beiden anderen.
a) Die Querruder
Die Querruder sind bewegliche Steuerflächen, die Drehungen des Flugzeugs um die Längsachse ( längs des Rumpfes) ermöglichen. Diese Bewegung wird Rollen genannt. Bei Betätigung der Querruder erfolgt ein doppelter und entgegengesetzter Ruderausschlag. Gib man zum Beispiel Querruder nach rechts, so geht das rechte Querruder nach oben, während das linke nach unten klappt. Der Tragflügel mit dem nach unten geklappten Ruder wird nach oben gehoben, weil der Auftrieb durch das nach unten ausgeschlagene Querruder erhöht wird. Der Tragflügel mit dem nach oben ausgeschlagenen Querruder senkt sich nach unten, weil der Auftrieb durch die Verminderung der Profilwölbung kleiner wird. Das Flugzeug rollt nun um seine Längsachse und nimmt eine dem Ruderausschlag entsprechende Querneigung (Schräglage) ein.
Betätigt man das Querruder allerdings alleine, so schiebt das Flugzeug. Das sogenannte ,Rollwendemoment' wirkt sich aus. Dieses ,Rollwendemoment' wird durch den unterschiedlichen Widerstand an den ausgeschlagenen Rudern verursacht. Bei einer Linksquerneigung ist das linke Querruder nach oben und das rechte Querruder nach unten ausgeschlagen. Dem kleineren Auftrieb und Widerstand am linken Tragflügel steht der größere Auftrieb und Widerstand am rechten Tragflügel gegenüber. Der größere Widerstand am rechten Tragflügel bewirkt, daß dieser Tragflügel etwas gegenüber dem linken zurückbleibt. Es entsteht ein Giermoment um die Hochachse, das entgegen der Bewegung um die Längsachse wirkt. Dieses Rollgiermoment verringert man, indem man das nach oben ausgeschlagene Ruder mehr abklappen läßt als das nach unten ausgeschlagene.
b) Das Seitenruder
Das Seitenruder ermöglicht Bewegungen um die Hochachse und ist auch bei kleinen Geschwindigkeiten wirksam. Man nennt diese Drehung um die Hochachse ,Gieren' oder ,Wenden'. Das Seitenruder ist hinter der Seitenflosse so angebracht, daß es sich frei nach links und rechts bewegen kann. Bewegt sich das Steuerruder nach rechts, so bildet es mit der Seitenflosse ein gewölbtes Profil. An der Oberseite des Profils (links) entsteht eine Luftkraft, die quer zur Längsachse am Seitenruder angreift und das Heck des Flugzeugs nach links zwingt, während die Nase nach rechts giert.
Gibt man zum Beispiel Seitenruder rechts, so wendet sich die Nase (Bug) des Flugzeuges zwar nach rechts, aber aufgrund der Massenträgheit fliegt das Flugzeug erst einmal geradeaus weiter - es schiebt schräg in die ursprüngliche Flugrichtung weiter. Gleichzeitig tritt das sogenannte Wenderollmoment - Das Flugzeug rollt zusätzlich zur Drehung um die Hochachse um die Längsachse nach rechts - in Erscheinung. Dieser Effekt entsteht dadurch, daß der linke Tragflügel vorauseilt und dadurch mehr angeströmt wird als der zurückbleibende rechte Tragflügel, dadurch erzeugt er einen größeren Auftrieb als der recht Tragflügel und geht nach oben.
Zusätzlich tritt noch ein Schieberollmoment auf. Durch das Schieben tritt eine ungleichmäßige Auftriebsverteilung an beiden Tragflügeln auf, die das Schieberollmoment auslöst. Die vorgeschobene Tragfläche erfährt eine Auftriebserhöhung und wird angehoben.
Um das Schieben, das unerwünscht ist, auszuschalten, muß man nur Quer- und Seitenruder gleichzeitig und gleichsinnig betätigen - und es hebt sich gegenseitig auf.
Beim Gebrauch der Ruder im Langsamflug treten jedoch zwei Probleme auf. Beim Langsamflug fliegt man im Bereich des 'kritischen Anstellwinkels'. Gibt man nun Querruder nach rechts, so erhöht man am linken Tragflügel den bereits kritischen Anstellwinkel durch die größere Profilwölbung im Querruderbereich noch mehr und die Strömung reißt hier plötzlich ab.
Um das Abkippverhalten und die Steuerbarkeit im Langsamflug zu verbessern 'schränkt' der Flugzeugkonstrukteur die Tragflügel, das heißt, er verringert zur Flügelspitze hin den Einstellwinkel - 'geometrische Schränkung'. Eine andere Art der Schränkung ist die 'aerodynamische Schränkung', bei der das Tragflügelprofil zum Außenflügel hin verändert wird. Beide Arten der Schränkung erfüllen den gleichen Zweck, nämlich daß die Strömung zuerst am Innenflügel abreißt und am Außenflügel, wo sich die Querruder befinden, zunächst noch anliegt. Weiters vermindert sich durch das Schränken des Tragflügels der Druckausgleich zwischen Ober- und Unterseite des Tragflügels und damit der durch die Randwirbel verursachte induzierte Widerstand.
a) Das Höhenruder
Das Höhenruder ermöglicht Bewegungen des Flugzeugs um die Querachse. Die durch das Höhenruder hervorgerufene Bewegung um die Querachse wird ,Nicken' oder ,Kippen' genannt. Das Höhenruder ist hinter der Höhenflosse frei beweglich nach oben und unten aufgehängt. Zusammen mit der Höhenflosse bildet das Höhenruder ein Profil, das dem Tragflügel ähnelt. Steuerausschläge des Höhenruders nach unten oder nach oben verändern die Wölbung dieses Profils und verursachen entweder Auftriebserhöhung oder Auftriebsverminderung am Höhenleitwerk. Klappt das Höhenruder nach oben, so bildet es mit der Höhenflosse ein nach unten gewölbtes Profil, welches negativen Auftrieb ( =, Abtrieb') erzeugt. Die nach unten gerichtete Luftkraft am Höhenleitwerk bewirkt ein Kippmoment um die Querachse nach oben - die Flugzeugnase richtet sich auf, während das Heck des Flugzeuges nach unten geht.
Schlägt das Höhenruder nach unten aus, erhält das Profil Höhenflosse- Höhenruder eine ausgeprägte Wölbung nach oben, der Auftrieb am Höhenleitwerk wird erhöht und das Heck hebt sich nach oben, während der Bug nach unten kippt.
Mit dem Höhenruder läßt sich der Anstellwinkel des Flugzeuges kontrollieren
d) Die Trimmruder
Trimmruder oder Trimmklappen sind kleine, vom Flugzeugführer während des Fluges beeinflußbare Ruder, die an der Hinterkante der Querruder, des Seitenruders oder des Höhenruders durch Scharniere angebracht sind. Sie sollten - wenn nötig - den Einstellwinkel der Flosse oder des Ruders während des Fluges ändern. Wird der Einstellwinkel der Flosse direkt verändert, so spricht man von einer Flossentrimmung.
Bei der Rudertrimmung verwendet man am entsprechenden Ruder ein kleines Hilfsruder, das Ausgleichs- oder Trimmruder genannt wird. Die drei üblichen Arten solcher Ruder sind das normale Trimmruder, das Flettnerruder und die Bügelkante.
Bügelkanten sind fest entsprechenden Ruder angebracht und müssen vor Antritt des Fluges am Boden eingestellt werden. Man findet sie vorwiegend am Querruder oder am Seitenruder.
Beispiel: Ein Flugzeug ,hängt' während des Fluges ständig nach rechts. Das Trimmruder ist am linken Querruder angebracht. In diesem Fall muß das Trimmblech am linken Querruder nach unten gebogen werden, damit hier ein kleiner Querruderausschlag nach oben erfolgt und der rechte Tragflügel angehoben wird.
Genauso kann man auch das Seitenruder mit diesen Trimmblechen beeinflussen, falls das Flugzeug immer wieder in eine Richtung giert.
Das Flettnerruder bewegt sich bei jedem Ruderausschlag entgegengesetzt mit und ist
direkt mit der Steuerung verbunden. Es ist ein kleines Hilfsruder, das in die Luftströmung hineinragt und so die vom Piloten aufzubringende Steuerkraft (Muskelkraft) zu verringern. Man spricht hier von einem ,aerodynamischen Ruderausgleich'.
Zurück zum eigentlichen Trimmruder: Aufgabe des Trimmruders ist es, den auftretenden Steuerdruck zu verringern oder ganz aufzuheben, falls der Steuerknüppel gezogen werden muß, um das Flugzeug im Horizontalflug zu halten - Höhentrimmung. Ist der Steuerknüppel gezogen, so ist das Höhenruder nach oben ausgeschlagen, das Trimmruder muß in diesem Fall nach unten ,getrimmt' werden, damit die auf das Trimmruder auftreffende Luftströmung das Höhenruder in der gewünschten Stellung halten kann.
Die Trimmruder Am Seiten- und Querruder arbeiten nach dem gleichen Prinzip.
Während die statische Stabilität etwas über die Tendenz eines Körpers aussagt, nach einer Störung des Gleichgewichts wieder in den Gleichgewichtszustand zurückzukehren, bezieht sich die ,dynamische Stabilität' auf den Verlauf der Bewegung nach der Störung des Gleichgewichts in einer bestimmten Zeit.
Ein Flugzeug ist dann dynamisch stabil, wenn man es gut ausgetrimmt etwas andrückt, dann den Steuerknüppel losläßt und es pendelt sich selbst wieder in die ursprüngliche Fluglage ein.
Drückt man ein dynamisch indifferentes Flugzeug etwas an und läßt dann den Steuerknüppel los, so führt das Flugzeug immer wieder gleich große Schwingungen auf der nun folgenden Flugbahn aus. Es kehrt also nicht ohne Korrektur des Piloten in seine ursprüngliche Fluglage zurück.
Ein dynamisch labiles oder instabiles Flugzeug verhält sich nach seiner Störung um die Querachse noch heftiger. Drückt man ein solches Flugzeug etwas an und überläßt es dann sich selbst, so werden die Schwingungen immer größer, bis schließlich die Strömung abreißt und das Flugzeug abstürzt.
Flugzeuge (ausgenommen für Kunstflug) müssen um alle drei Achsen stabil sind. Das stabilisierende Moment, das einer Bewegung des Flugzeugs entgegenwirkt oder sie dämpft, muß kleiner sein als das eine Bewegung hervorrufende Moment (Steuerausschlag)m denn andernfalls wäre es nicht möglich ein Flugzeug zu steuern.
Aufstellung der drei Stabilitätskriterien:
a) Stabilität um die Querachse = Längsstabilität
b) Stabilität um die Hochachse = Richtungsstabilität oder Kursstabilität
c) Stabilität um die Längsachse = Querstabilität
Vergrößert man nun den Anstellwinkel, so würde die Druckpunktwanderung eigentlich dazu führen, daß der Anstellwinkel noch mehr vergrößert wird. Genauso würde bei Verkleinerung des Anstellwinkels derselbe durch die Druckpunktwanderung noch weiter verkleinert werden. Diese Druckpunktwanderung kann allerdings durch die Höhenflosse erheblich gedämpft werden. Deshalb wird diese auch Dämpfungs- oder Stabilisierungsflosse genannt. Sie hat während des Horizontalfluges (Normalfluglage) einen Anstellwinkel von 0° und erzeugt keinen Auftrieb. Vergrößert man nun den Anstellwinkel am Tragflügelprofil, so wird auch der Anstellwinkel an der Höhenflosse größer und erzeugt Auftrieb, der dem Auftrieb am Tragflügel entgegenwirkt. Der genau umgekehrte Effekt tritt bei Verkleinerung des Anstellwinkels des Tragflügels auf.
Ein Flugzeug ist richtungs- oder kursstabil, wenn es Störungen, die um die Hochachse auftreten, ohne Eingreifen des Piloten von selbst ausgleicht. Tritt eine solche Störung um die Hochachse auf, so wird das Flugzeug - vor allem das Seitenleitwerk mit der Seitenflosse - seitlich angeblasen und es wird ein Moment ausgelöst, das der Störung entgegenwirkt.
Rollt ein Flugzeug während des Fluges (bei Turbulenzen) um die Längsachse und kehrt ohne Querruderkorrektur des Flugzeugführers wieder in die Normallage zurück, so ist es querstabil. Jedoch löst die Schräglage selbst nicht das rückführende Moment aus, sondern der sich senkende Tragflügel wird von unten und der sich hebende von oben her angeströmt. Diese zusätzliche Anströmung bewirkt eine Vergrößerung des Anstellwinkels am sich senkenden Tragflügel, während am nach oben gehenden Tragflügel der Anstellwinkel entsprechend kleiner wird. Die so entstehende Auftriebsdifferenz an den Tragflügeln verursacht ein sogenanntes ,Rolldämpfungsmoment', das gegen die Drehung um die Längsachse wirkt solange die Drehung anhält.
Da man beim sauber koordinierten Flug stets Quer- und Seitenruder zugleich bedient (hängen unmittelbar zusammen) werden Kurs- oder Richtungsstabilität und Querstabilität zusammenfassend auch als Seitenstabilität bezeichnet.
Diese Seitenstabilität kann durch folgende Konstruktionsmerkmale erreicht oder verbessert werden:
V- Form der Tragflügel (Winkel der Tragflügelebene und der horizontalen Ebene an der Flügelwurzel am Rumpf)
Pfeilform der Tragflügel (Winkel der Tragflügelpfeilung und einer Linie, die rechtwinkelig zur Flugzeuglängsachse verläuft): Wird ein Flugzeug um die Hochachse gegiert, so entsteht am zurückbleibenden Tragflügel ein bedeutend geringerer Widerstand als am voreilenden, der der Luftströmung eine wesentlich größere Frontalfläche entgegenbietet. Diese Widerstandsdifferenz erzeugt ein gegen die Störung um die Hochachse wirksames Moment, das dem Flugzeug eine bessere Richtungs- oder Kursstabilität verleiht.
Die zum Motorfliegen nötige Vortriebskraft (Schub) wird von sogenannten Propellern oder Luftschrauben erzeugt, die ähnliche Profile aufweisen wie Tragflügel. Ein einzelnes Propellerblatt ist im Grunde nichts anderes als ein Tragflügel, der in einer vertikalen Ebene (rechtwinkelig zur Flugzeuglängsachse) rotiert. Bei jeder Drehbewegung trifft das Propellerblatt die Luft mit einem bestimmten Anstellwinkel und erzeugt so - wie ein Tragflügel - Auftrieb und Widerstand.
Die Wirkungsweise eines Propellers läßt sich sehr gut in einem Vergleich mit einer gewöhnlichen Schraube erklären. Bei einer Schraube bezeichnet man den Weg, den die Schraube bei einer Umdrehung zurücklegt als Steigung. Eine Luftschraube verhält sich da etwas anders. Die starre Luftschraube bewegt sich mit ihrer Steigung durch die verformbare Luft. Das führt aufgrund der Tatsache, daß Luft kein fester Körper ist, zu einem sogenannten Schlupf (engl.: slip), der nichts weiter ist, als der Unterschied zwischen Propellersteigung und tatsächlicher Vorwärtsbewegung bei einer Propellerumdrehung.
Ein Propellerblatt hat - wie ein Tragflügel - einen sogenannten Einstellwinkel (hier auch Blattsteigungswinkel), der sich hier aber von der Nabe ausgehend zur Spitze des Propellerblattes hin verkleinert (Schränkung). Hätte ein Propeller nämlich über die gesamte Länge den gleichen Anstellwinkel, so würde aufgrund der verschiedenen Umfangsgeschwindigkeiten der einzelnen Propellerstücke das erste Stück nahe der Nabe (geringe Umfangsgeschwindigkeit) praktisch keinen Schub erzeugen und an den Spitzen des Propellers würde wegen der sehr hohen Umfangsgeschwindigkeit und des relativ hohen Einstellwinkels die Strömung abreißen. Auf diese Weise wird über den gesamten Propellerbereich ein gleichmäßiger Schub erzeugt.
Man muß auch bei der Luftschraube zwischen Einstellwinkel und Anstellwinkel unterscheiden:
Einstellwinkel (Steigungswinkel) ist der Winkel zwischen der Luftschraubenprofilsehne und der senkrecht zur Luftschraubenachse verlaufenden Rotationsebene der Luftschraube.
Anstellwinkel der Luftschraube ist der Winkel zwischen Bewegungsrichtung der Luftschraube durch die ruhende Luft und der Luftschraubenprofilsehne.
Der Anstellwinkel der Luftschraube ändert sich mit der Fluggeschwindigkeit. Bei zunehmender Fluggeschwindigkeit wird er immer kleiner, während er im Standlauf dem Einstellwinkel (Steigungswinkel) entspricht.
Starre (nicht verstellbare) Luftschrauben können nur bei einer bestimmten Fluggeschwindigkeit ihren maximalen Schub erzeugen, während Verstellpropeller bei jeder Geschwindigkeit den günstigsten Vortrieb ermöglichen. Man kann je nach Verwendungszweck starre Luftschrauben mit kleiner Steigung (aufgrund des geringeren Widerstandes hohe Motordrehzahlen, jedoch niedrige Höchstgeschwindigkeit) oder mit großer Steigung (beste Leistung erst im Reiseflug) installieren lassen.
Verstellpropeller mit konstanter Drehzahl ermöglichen es, für jede Phase des Fluges die richtige Propellersteigung mit der dazugehörigen Mortorleistung selbst zu wählen. Bei niedrigen Geschwindigkeiten (Start, Steigflug) wählt der Pilot eine kleine Steigung mit hoher Drehzahl. Bei höheren Geschwindigkeiten wird die Steigung des Propellers vergrößert, um einen positiven Anstellwinkel der Propellerblätter zu gewährleisten und um die Drehzahl des Motors zu verringern.
Die meisten Flugzeugmotoren sind ,Rechtsläufer', das heißt die Luftschraube dreht sich (in Flugrichtung gesehen) im Urzeigersinn nach rechts. Der Torque- Effekt führt bei einmotorigen Flugzeugen dazu, daß sie bei hohen Drehzahlen leicht Rolltendenzen entgegengesetzt zur Drehrichtung der Luftschraube um die Längsachse zeigen. Um dieser Rolltendenz nach links entgegenzuwirken, haben viele Flugzeuge einen etwas größeren Einstellwinkel an der linken Tragfläche. Dadurch wird hier etwas mehr Auftrieb erzeugt, der das Rollen nach links ausgleichen soll. Mehr Auftrieb an der linken Tragfläche bedeutet aber auch mehr Widerstand, und deshalb giert das Flugzeug leicht nach links. Um diese Giertendenz nach links im Reiseflug bei hohen Geschwindigkeiten auszuschalten, versetzt der Flugzeugkonstrukteur die Seitenflosse geringfügig nach links.
Der Luftstrom des Propellers fließt im Uhrzeigersinn vom Propeller aus um das Flugzeug nach hinten, umströmt dabei den Rumpf und trifft auf die linke Seite der Seitenflosse auf. Dadurch wird die Giertendenz nach links verstärkt.
Ich möchte hier vor allem auf zwei grundsätzliche Arten von Flugüberwachungsinstrumenten eingehen, das sind:
Von Staudruck und statischem Druck abhängige barometrische Instrumente
Kreiselinstrumente
1) Staudruck- und statisches Drucksystem und die daran angeschlossenen barometrischen Flugüberwachungsinstrumente
Das Staudruck - und statische Drucksystem versorgt die barometrischen Flugüberwachungsinstrumente mit den notwendigen Druckwerten. An das System sind folgende Instrumente angeschlossen:
der Fahrtmesser
der Höhenmesser
das Variometer
Das System besteht aus einer Staudruckkomponente mit Staurohr und einem statischen Druckteil. Das Staurohr beliefert den Fahrtmesser - nur er ist mit der Staudruckkomponente verbunden - über die Staudruckleitung mit dem sogenannten Gesamtdruck, der sich aus statischem Druck und Staudruck zusammensetzt. Der Fahrtmesser ist mit beiden Systemteilen verbunden, während das Variometer und der Höhenmesser nur an das statische Drucksystem angeschlossen sind. Das Staurohr wird dort angebracht, wo die geringste Störung der Luftströmung zu erwarten ist, häufig an der Flügelvorderkante. Die statische Druckentnahme erfolgt meist über zwei kleine Löcher an beiden Seiten des Rumpfes.
Der Fahrtmesser ist ein sehr empfindliches Druckdifferenz - Meßinstrument, das den Unterschied zwischen dem vom Staurohr kommenden Gesamtdruck (statischer Druck + Staudruck) und dem statischen Druck mißt und als Fluggeschwindigkeit auf einer geeichten Skala anzeigt. Je größer die Differenz zwischen Gesamtdruck und statischem Druck ist, desto größer ist auch die Fahrtmesseranzeige.
Steht ein Flugzeug bei ruhigem Wetter am Boden, so herrscht in beiden Systemteilen nur der statische Druck, es besteht also keine Druckdifferenz und der Fahrtmesser zeigt die Geschwindigkeit Null an. Im Flug wird der Staudruck größer als der statische Druck und die Druckdifferenz wird in eine Fahrtmesseranzeige (Knoten, MPH oder km/h) umgewandelt.
Funktionsweise des Fahrtmessers:
Das luftdichte Gehäuse des Fahrtmessers ist mit der statischen Druckleitung verbunden.
Im Inneren des Gehäuses befindet sich eine kleine mit der Staudruckleitung verbundene Membrandose, die sehr empfindlich auf Druckunterschiede reagiert.
Da diese Dose mit der Staudruckleitung verbunden ist, dehnt sie sich bei Gesamtdruckerhöhung (Geschwindigkeitserhöhung) aus. Diese Ausdehnung (Expansion) bei Geschwindigkeitserhöhung oder Zusammenziehung (Kontraktion) der Dose bei Fahrtverringerung wird durch ein Übertragungssystem auf die Fahrtanzeigenadel übertragen.
Der Fahrtmesser liefert jedoch oft verfälschte Werte, die durch folgende Faktoren hervorgerufen werden:
Dichteänderungen in der Atmosphäre
Installationsfehler
Instrumentenfehler
Große Anstellwinkel im Langsamflug: es wird durch die unterschiedliche Druckverteilung am Tragflügel eine zu wenig Fahrt angezeigt.
Deshalb muß die angezeigte Eigengeschwindigkeit (indicated airspeed) mittels Korrekturtabellen und Navigationsrechnern in die wahre Eigengeschwindigkeit (true airspeed) umgerechnet werden.
Der Höhenmesser
Der barometrische Höhenmesser im Flugzeug ist im Prinzip nichts anderes als ein Barometer (Luftdruckmesser), das den Luftdruck der Umgebungsluft in der Flughöhe des Flugzeuges mißt und diesen Wert als Höhe über einer bestimmten Bezugsfläche anzeigt.
Der Höhenmesser hat anstelle der beim normalen Barometer üblichen Druckanzeigeskala in Hektopascal (hPa) oder Millimeter eine in Fuß (ft) oder Meter (m) geeichte Höhenanzeigeskala, die den gemessenen Druckwert als Höhe darstellt.
Arbeitsweise:
Da die atmosphärische Luft ein kompressibles Gas ist und der Anziehungskraft der Erde unterliegt ist sie durch ihr Eigengewicht in kleineren Höhen sehr viel dichter als ihn größeren. Der Luftdruck nimmt etwa alle 5500 Meter um die Hälfte ab.
Bsp.: Seehöhe - ca.1000 hPa
18000 ft - ca. 500 hPa
36000 ft - ca. 225 hPa
usw.
Hauptbauteil des Höhenmessers ist ein übereinander angeordneter Aneroiddosensatz, der aus dünnwandigen, nahezu luftleeren Metalldosen besteht, die sich bei Luftdruckänderungen entweder zusammenziehen oder ausdehnen. Das luftdichte Gehäuse, in dem sich der Dosensatz befindet, ist mit der statischen Druckleitung verbunden. Mit zunehmender Höhe verringert sich der Druck in dem Gehäuse und der Dosensatz dehnt sich aus, bei abnehmender Höhe erhöht sich der Druck im Gehäuse und der Dosensatz wird zusammengedrückt. Diese Bewegungen der Dosen (Dosenhub) wird über Hebel und Zahnräder an den Zeiger des Höhenmessers weitergeleitet und so kann jede Luftdruckänderung sofort als Höhenänderung in Fuß abgelesen werden.
Da der Höhenmesser nicht zwischen Höhenänderung des Flugzeugs und Luftdruckänderung in der Atmosphäre unterscheiden kann muß man auf einer Druck- Korrekturskala vor dem Start einen bestimmten Luftdruckwert einstellen. Der Höhenmesser zeigt jetzt alle Abweichungen von diesem eingestellten Wert (Bezugsdruckfläche) als Höhenänderung an.
Bei langen Überlandflügen können durch Druckänderungen der atmosphärischen Luft gefährliche Situationen eintreten. Fliegt man nämlich von einem Gebiet höheren Luftdrucks in ein Gebiet niedrigeren Luftdrucks, so zeigt der Höhenmesser eine zu große Flughöhe an, wenn man diesen nicht regelmäßig auf die sich ändernden Druckwerte einstellt.
Ahnlich gefährlich wirken sich auch Temperaturschwankungen aus. Bei kalten Temperaturen zeigt der Höhenmesser größere Höhen an, weil die Druckflächen enger zusammen liegen und der Luftdruck daher schneller abnimmt als in der Standardatmosphäre.
Das Variometer
Das Variometer zeigt während des Fluges an, ob das Flugzeug steigt, sinkt oder seine Höhe beibehält. Es ist so geeicht, daß es die Steig- oder Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges in Fuß pro Minute (ft/min) oder Meter pro Sekunde (m/sec) anzeigt.
Die Anzeige der Steig- oder Sinkgeschwindigkeit beruht auf einer genauen Messung des Druckunterschiedes zwischen dem Druck in der im Inneren des Gehäuses dargestellten Membrandose, die direkt über eine Leitung den statischen Druck aufnimmt und dem Druck im luftdichten Gehäuse des Variometers, das nur über eine Kapillare (Röhrchen mit haarfeiner Öffnung) an den statischen Druck angeschlossen ist.
Befindet sich das Flugzeug nun im Steigflug (abnehmender statischer Druck mit zunehmender Höhe), so fällt der Druck in der Membrandose wegen der direkten Verbindung zum statischen Druck schneller ab als der Druck im Gehäuse, das ja nur über das haarfeine Röhrchen (Kapillare) mit dem statischen Druck verbunden ist. Der Druck in der Membrandose paßt sich also dem statischen Druck der Umgebungsluft schneller an als der Druck im Gehäuse, wo sich der Druckausgleich durch die Kapillare verzögert.
Dieser Vorgang bewirkt ein Zusammendrücken der Membrandose, das über ein Gestänge an den Zeiger des Gerätes übertragen wird. Das Variometer zeigt 'Steigen' in Fuß pro Minute an.
Nach dem Übergang in den Horizontalflug gleicht sich der Gehäusedruck innerhalb von 6 bis 9 Sekunden und der Druck in der Membrandose sofort mit dem statischen Druck der Umgebungsluft aus. Das Variometer zeigt deshalb noch für einige Sekunden 'Steigen' an, bevor die Anzeige auf Null zurückgeht.
Beim Sinkflug spielt sich der oben beschriebene Vorgang umgekehrt ab.
Hierbei handelt es sich um folgende Instrumente:
Wendezeiger
Künstlicher Horizont
Kurskreisel
Alle drei Instrumente sind mit Kreiseln ausgerüstet, die sich während des Fluges sehr schnell um ihre Rotationsachse drehen.
Eigenschaften eines rotierenden Kreisels
Kreisel sind um ihre Achse drehbare Körper, deren Masse symmetrisch um die Rotationsachse angeordnet ist. Dreht sich ein so gebauter Kreisel nun sehr schnell, so haben alle Teilchen der Kreiselmasse aufgrund der Massenträgheit das Bestreben, in ihrer Rotationsebene zu verbleiben. Diese Rotationsebene liegt immer senkrecht zur Rotationsachse. Dadurch wird die Lage (Richtung) der Rotationsachse des Kreisels starr im Raum ausgerichtet. Rotiert der Kreisel schnell genug, so zeigt die Achse immer in dieselbe Richtung.
Ein kräftefrei aufgehängter Kreisel hat die Eigenschaft, seine Lage im Raum bei ausreichender Rotationsgeschwindigkeit ständig beizubehalten. Dies gilt auch, wenn dieser kräftefrei oder 'vollkardanisch' aufgehängter Kreisel fortbewegt wird, wie es ja im Flugzeug der Fall ist.
Der Kreisel verändert nur dann seine Lage, wenn äußere Kräfte auf die Rotationsachse einwirken. Man verwendet daher schwere, schnell rotierende Kreisel, weil sich diese nicht so leicht aus der Bewegungsrichtung ablenken lassen wie leichte, langsam rotierende.
Die Präzession des Kreisels durch äußere Krafteinwirkung und Erdrotation
Durch äußere Krafteinwirkung und durch die Erdrotation treten Lageänderungen der Kreiselachse auf, die man in der Fachsprache als 'Präzession' bezeichnet.
Es gibt zwei Arten von Präzession:
a) Wirkliche Präzession des Kreisels durch äußere Einwirkung
b) Scheinbare Präzession des Kreisels, hervorgerufen durch Erdrotation oder Transport des Kreisels von einem Ort zum anderen.
Die wirkliche Präzession des Kreisels
Die wirkliche Präzession des Kreisels ist eine Lageänderung der Rotationsachse, die durch äußere Krafteinwirkung auf den rotierenden Kreisel (im Flugzeug durch Kurven oder Geschwindigkeitsänderungen) hervorgerufen wird. Eine Kraft, die versucht, den Kreisel zu kippen verursacht eine Drehung der Achse; eine Kraft, die versucht, den Kreisel zu drehen verursacht ein Kippen der Achse.
Die Anzeige der Drehgeschwindigkeit im Kurvenflug durch den Wendezeiger beruht auf der wirklichen Präzession eines Kreisels in waagrechter Rotationsachse.
In den Aufrichtssystemen des künstlichen Horizonts und des Kurskreisels wird der Kreisel bei Auswandern aus der Normallage durch wirkliche Präzession, die durch eine automatische Kraft hervorgerufen wird, wieder in seine ursprüngliche Lage zurückgeführt.
Die scheinbare Präzession des Kreisels
Die Rotationsachse eines kräftefrei (vollkardanisch) aufgehängten Kreisels behält ihre Lage im Raum ständig bei, sie zeigt immer in eine bestimmte Richtung. Wird ein solcher Kreisel nun im Flugzeug parallel zur gekrümmten Erdoberfläche von einem Ort zum anderen transportiert, oder macht er an einem bestimmten Ort auf der Erde die Erdrotation mit, so scheint es für den Beobachter auf der Erde, als verändere die Rotationsachse ihre Lage im Raum. Dieser Effekt wird als scheinbare Präzession bezeichnet. Die Rotationsachse verändert ihre Lage - entsprechend der Erdrotation - um 15° pro Stunde.
Kurskreisel und künstliche Horizonte sind mit vollkardanisch aufgehängten Kreiseln ausgerüstet und werden von der scheinbaren Präzession des Kreisels beeinflußt, die jedoch weitestgehend durch Aufrichtungssysteme kompensiert wird.
Aufhängung des Kreisels in den Kreiselinstrumenten des Flugzeugs (Freiheitsgrade des Kreisels)
Ein Kreisel hat grundsätzlich die Möglichkeit, sich um drei Achsen zu bewegen. Diese Bewegungsmöglichkeiten des Kreisels werden als 'Freiheitsgrade des Kreisels' bezeichnet.
Kann sich ein Kreisel nur um seine fest gelagerte Rotationsachse drehen, so besitzt er nur einen Freiheitsgrad und kann daher nicht präzedieren. Diese Aufhängung, die nur einen Freiheitsgrad bietet, wird in den Kreiselinstrumenten des Flugzeugs nicht angewendet.
Im Wendezeiger wird ein Kreisel mit zwei Freiheitsgraden für die Anzeige der Drehgeschwindigkeit im Kurvenflug benutzt. Dabei ist die Rotationsachse des Kreisels in einem sogenannten 'Kardanrahmen' gelagert, der um eine zweite Achse drehbar ist. Dadurch ist der Kreisel in der Lage, bei äußerer Krafteinwirkung zu präzedieren. Diese Aufhängung wird als 'halbkardanische Aufhängung' bezeichnet.
Im künstlichen Horizont und im Kurskreisel werden Kreisel benötigt, die drei Freiheitsgrade haben und ihre Lage im Raum während des Fluges beibehalten. Dabei wird die Aufhängung um einen zweiten Kardanrahmen ergänzt, der um eine 3. Achse drehbar ist. Diese Art der Aufhängung wird 'vollkardanische Aufhängung' genannt.
Der Wendezeiger
Im Wendezeiger findet die Eigenschaft der Präzession des Kreisels für die Anzeige der Drehgeschwindigkeit im Kurvenflug Anwendung.
Der Kreisel besitzt zwei Freiheitsgrade und ist halbkardanisch aufgehängt. Die Rotationsachse des Kreisels ist waagerecht zur Erdoberfläche und parallel zur Flugzeugquerachse ausgerichtet. Der Kreisel rotiert in Flugrichtung; er wird durch die horizontale Komponente des Auftriebs um die Hochachse gedreht und reagiert darauf mit einer Präzession um die Längsachse des Flugzeuges entgegengesetzt zur Kurvenrichtung. Durch eine Rückholfeder wird er nach Beendigung der Kurve in seine normale Lage zurückgeholt.
Die Kreisel im Wendezeiger werden entweder elektrisch oder pneumatisch angetrieben.
In elektrischen Wendezeigern ist der Kreisel ein kleiner Elektromotor, der mit ca. 4500 U/min rotiert.
Pneumatische Wendezeiger werden durch eine am Triebwerk angebrachte Saugpumpe angetrieben und der mit kleinen Schaufeln versehene Kreisel wird durch den Sog angetrieben, Er erreicht ca. 8000 U/min.
Auf dem Wendezeiger befindet sich noch ein anderes Instrument: die Kugellibelle. Sie dient zur Überwachung der Kurvenqualität, das heißt, sie zeigt an, ob die Kurve mit der richtigen Schräglage geflogen wird. Ein kreisbogenförmig nach oben gekrümmtes, mit Dämpfungsflüssigkeit gefülltes Röhrchen beherbergt ein frei bewegliche Stahlkugel. Im Horizontalflug sucht die Kugel aufgrund der Schwerkraft den tiefsten Punkt auf, der durch die Krümmung in der Mitte des Röhrchens liegt. In einer sauber geflogenen Kurve bleiben die Kräfte (Schwerkraft - Zentrifugalkraft) im Gleichgewicht und die Kugel verharrt in der Mitte des Röhrchens. Verändern sich aber - wie in einer unsauber geflogenen Kurve - die Kräfteverhältnisse , so wandert die Kugel entweder nach links oder rechts.
Der künstliche Horizont
Der künstliche Horizont ist das einzige Instrument, das ein direktes Bild über die Fluglage des Flugzeugs vermittelt. Der Kreisel des künstlichen Horizonts ist vollkardanisch aufgehängt und seine Rotationsachse steht senkrecht zur Erdoberfläche. Das Flugzeug dreht sich bei Anderungen der Fluglage um das durch hohe Drehzahlen des (15 000 bis 20 000 U/min) starr im Raum ausgerichtete Kreiselsystem herum, welches den Bezug zum natürlichen Horizont liefert.
Horizontbalken und Schaubild des künstlichen Horizonts sind mit dem Kreiselsystem gekoppelt, während ein Flugzeusymbol fest mit dem Gehäuse verbunden ist.
Das den Horizont darstellende Schaubild wird durch den Kreisel immer in einer Lage gehalten, die mit dem natürlichen Horizont übereinstimmt. Die Stellung des Flugzeugsymbols gegenüber dem Horizontbalken entspricht genau der Fluglage des Flugzeugs in bezug auf den natürlichen Horizont. Im Horizontalflug muß sich der Horizontbalken genau mit dem Flugzeugsymbol decken.
Da der Kreisel der scheinbaren Präzession unterliegt ist er mit einem Pendel verbunden. Dieses Pendel steht infolge der Schwerkraft stets senkrecht und hält dadurch die Kreiselachse immer senkrecht zur Erdoberfläche.
Der Kurskreisel
Da der Magnetkompaß bei böigem Wetter, im Kurvenflug und bei Fluggeschwindigkeitsänderungen Beschleunigungskräften unterliegt, die erhebliche Fehlanzeigen verursachen, verwendet man im Flugzeug statt dessen einen Kurskreisel. Der Kreisel ist vollkardanisch aufgehängt und seine Rotationsachse ist waagrecht zur Erdoberfläche gelagert.
Mit dem äußeren Kardanrahmen des Kreiselsystems ist eine Kursrose mit 360 Grad - Einteilung fest verbunden, die genau auf die vom Magnetkompaß angezeigte Richtung eingestellt werden muß. Nach dem Einstellen behält das Kreiselsystem seine Lage im Raum bei. Fliegt das Flugzeug eine Kurve, so dreht es sich mit dem Gehäuse, das den dritten Kardanrahmen darstellt, um den raumstabilen Kreisel mit der Kursrose.
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