Das Flugzeug

Das Flugzeug
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Das Flugzeug
Hauptbauteile des Flugzeugs
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!)
Kräfte, die auf ein Flugzeug während des Fluges einwirken
Auf ein Flugzeug wirken im Horizontalflug ohne Beschleunigung vier Kräfte ein:
⇒ Der Auftrieb, als eine nach oben wirkende Kraft;
⇒ Die Schwerkraft oder das Gewicht , als eine nach unten, zum Erdmittelpunkt hin
wirkende Kraft;
⇒ Der Schub, als eine nach vorne – in Flugrichtung – wirkende Kraft;
⇒ 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
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‚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.
Erklärungen wichtiger Begriffe in Bezug auf diese vier Kräfte
•
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
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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.
Der Widerstand
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
Antriebsleistung = Widers tan d × Geschwindigkeit
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
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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.
Die Luftkraftresultierende
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
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Zentrifugalkraft in die selbe Richtung wie die Schwerkraft und die beiden Kräfte addieren
sich (große Belastungen für das Flugzeug).
Beziehung zwischen Anstellwinkel und Auftrieb
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.
Beziehung zwischen Schub (Propellerschub) und Widerstand im Horizontalflug
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.
Die richtige Beladung und Lastvielfaches des Flugzeugs
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.
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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:
Drehmoment = Kraft ( Masse) × Hebelarm
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.
Schwerpunktlage =
Gesamtmoment
Gesamtkraft (Gesamtmasse)
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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 den Auftrieb und den Widerstand beeinflussen
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.
Auswirkung der Flügelfläche auf Auftrieb und Widerstand
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
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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)
Auswirkung der Profilform auf Auftrieb und Widerstand
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.
Auswirkung des Anstellwinkels auf Auftrieb und Widerstand
Wenn der Anstellwinkel vergrößert wird (max. bis zum Grenzschichtablösungspunkt),
erhöhen sich Auftrieb und Widerstand entsprechend.
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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.
Auswirkung der Fluggeschwindigkeit auf Auftrieb und Widerstand
Eine Erhöhung der Strömungsgeschwindigkeit am Tragflügelprofil bedeutet grundsätzlich
Auftriebs- und Widerstandserhöhung.
Der Auftrieb nimmt zu, weil
1. der positive Druck an der Unterseite des Tragflügelprofils aufgrund des
Auftreffens der schnelleren Luftströmung anwächst
2. die größere Strömungsgeschwindigkeit den Unterdruck (Sog) an der Oberseite
des Tragflügels erhöht (Gesetz von Bernoulli)
3. 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.
Auswirkung der Luftdichte auf Auftrieb und Widerstand
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.
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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.
Steuerorgane (Ruder) und Stabilität des Flugzeuges
Die Achsen eines Flugzeugs
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
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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.
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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.
Zur ‚dynamischen Stabilität‘
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
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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:
1. V- Form der Tragflügel (Winkel der Tragflügelebene und der horizontalen Ebene an der
Flügelwurzel am Rumpf)
2. 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
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entgegenbietet. Diese Widerstandsdifferenz erzeugt ein gegen die Störung um die
Hochachse wirksames Moment, das dem Flugzeug eine bessere Richtungs- oder
Kursstabilität verleiht.
Der Propeller (die Luftschraube)
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:
1. Einstellwinkel (Steigungswinkel) ist der Winkel zwischen der Luftschraubenprofilsehne
und der senkrecht zur Luftschraubenachse verlaufenden Rotationsebene der Luftschraube.
2. 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
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
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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
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.
Der Torque- Effekt
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.
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Flugüberwachungsinstrumente
Ich möchte hier vor allem auf zwei grundsätzliche Arten von Flugüberwachungsinstrumenten
eingehen, das sind:
1) Von Staudruck und statischem Druck abhängige barometrische Instrumente
2) 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
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.
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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.
Ähnlich 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.
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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.
2) Die Kreiselinstrumente
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
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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)
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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.
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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
Änderungen 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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