Diskussion:Aerodynamik des Eurofighters Typhoon

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Instabilität

"Grund hierfür ist, dass ein Kampfflugzeug mit maximal möglicher Instabilität gebaut werden sollte"

Was ein Quatsch. Es geht um Wendigkeit, Geschwindigkeit oder wasauchimmer, aber Instabilität ist kein Wert und Ziel an sich für ein Kampfflugzeug. Wenn das zitiert ist, dann ist das Herstellerblabla, aber keine Formulierung für eine Enzyklopädie. Gamma γ 23:56, 14. Sep. 2010 (CEST)

Gemeint war vielleicht, größte technisch machbare. Denn die Instabilität des Eurofigthers ist geringer als die eines Dartpfeiles, der rückwärts fliegt (der wäre sicher nah dran am Maximum).--Thuringius 23:23, 26. Sep. 2010 (CEST)

was unterscheidet deine formulierung vom dartpfeil xD? -Segelboot polier mich! 14:51, 29. Sep. 2010 (CEST)

Das ganze ist kein Quatsch, wenn selbst ein Eurofighter-Pilot von aerodynamischer Instabilität spricht, und das vor einer Besuchergruppe in einer Eurofighter-Garage in Nörvenich. Er erklärte das mit dem Vorstellungsmodell einer umgedrehten Müslischale (also nicht mit Bodenplatte, sondern rund, also eigentlich einer Halbkugel, in seinem Bild aber zitiert: Müslischale) mit einer Mini-Kugel obendrauf, die nur sehr schwer oben drauf balanciert werden kann, vergleichbar balancieren auf einer Nadelspitze. Wenn die Kugel von der Spitze sich runterbewegt, wird die gleichzeitig beschleunigt und das passiert auch beim Eurofighter. Bedeutet: Das Flugzeug ist nur noch mit Computer-Hilfe steuerbar, der Pilot allein kann das gar nicht mehr händeln, viel zu komplex geworden --Seebaer777 (Diskussion) 16:50, 23. Nov. 2017 (CET)

Looping

Ich gebe zu, ich habe keinen Doktortitel in Aerodynamik, aber dass ein instabiler Flieger einen Looping hinlegt, glaube ich nicht. Er wird nur eine stabile Fluglage einnehmen, also den Druckpunkt hinter den Schwerpunkt drehen. Das endet in der Regel aber böse (s. Längsstabilität.--Thuringius 23:23, 26. Sep. 2010 (CEST)

die realität ist etwas komplizierter, hier steht aber das verständnis im vordergrund um zu zeigen das man eine art "grundwendigkeit" aufbeut. das instabile fluggerät zieht die nase nach oben und setzt somit zum looping an. die instabilität sorgt für ein drehen um die querachse, kombiliert mit dem schub ergibt die überlagerte bewegung einen looping. die realität ist komlizierter. durch das erhöhen des anstellwinkels wird der druckpunkt nach vorne geschoben, das drehmoment steigt. die spannende frage ist wie schnell. geht es zu schnell erhöht sich nur der anstellwinkel, die flugrichtung bleibt annähern die selbe, das geht gut bis zum strömungsabriss. ein schönes beispiel ist das cobra-manöver, das von stabilen suchois geflogen wird. dabei ist das drehmoment um die querachse durch die ruder so groß, das sich nur der anstellwinkel erhöht, das fluggerät steigt aufgrund seiner masse kaum. ab einem gewissen anstellwinkel läßt die ruderwirkung nach, wenn der pilot das noch mit pitch-down kombiniert ist das manöver schön geflogen. in der regel wird ein instabiles fluggerät tatsächlich in den strömungsabriss hineinziehen. -Segelboot polier mich! 01:59, 27. Sep. 2010 (CEST)

Die Realität ist eben nicht kompliziert, ein Instabiles Flugzeug fliegt kein Looping. Hat mir mal eine M2000 bei Reglerausfall vorgeführt. Dann gibt es beim Deltatragflügel auch keinen Strömungsabriß. Man hat die Dopplungsrate also die Zeit in der sich der Anstellwinkel ohne Steuereingriff verdoppelt positiv wie negativ. Ist die Doppelungsrate moderat kann man so etwas auch noch per Hand ohne Reglerunterstützung fliegen. Bei 90°ist Schluß, da kommt noch etwas Überschwingen aber mehr ist nicht. --HDP 20:19, 26. Feb. 2011 (CET)

Resultat

In dem Artikel fehlt völlig, warum denn nun irgend etwas die Realisierung verhinderte. Das wird zwar im ersten Satz angedeutet, aber nicht erklärt. So bleibt der ganze Artikel unschlüssig. Martin194.209.139.199 07:25, 27. Sep. 2010 (CEST)

Bei instabilen Canard-Kampfflugzeugen sind Effekte nicht-linearer Aerodynamik unvermeidlich. Die Kunst besteht darin, diese Effekte zu linearisieren oder das Flight Control System (FCS) dagegen zu immunisieren. Durch die hohe Instabilität des Eurofighters war die Anforderung nach linearer Aerodynamik wesentlich verbindlicher. Es gab allerdings die Ansicht, dass das FCS auch mit äußerst nicht-linearer Aerodynamik umgehen könne („Never mind, the FCS will take care of it!“). Der ganze Erfolg des Konzeptes hing davon ab ob es gelingen würde, das Flugzeug sorgenfrei in seiner Envelope zu steuern (engl. carefree handling). Der rest war rantasten-84.57.181.239 11:21, 27. Sep. 2010 (CEST)

Schließe mich Martin an, es fehlt eine Art Fazit, das in 4-5 Zeilen zusammenfaßt, worin die Herausforderung bestand und wie sie gelöst wurde (wurde sie das überhaupt, ist mir ET-Ingenieur immer noch nicht klar???) (nicht signierter Beitrag von 77.22.71.73 (Diskussion) 19:19, 28. Sep. 2010 (CEST))

die herausforderung hab ich bereits oben zitiert. Das linearisieren kann nicht jeder, der chinese hat seine ente nur mit israelischer hilfe zum fliegen gebracht. Details zum FCS unterliegen naturgemäß der geheimhaltung, möglicherweise hat man auch einen weg gefunden den flugregler mit nicht-linearer aerodynamik zu füttern. deshalb hat der abschnitt "aerodynamik" auch kein unterpunkt FCS - noch nicht. Vielleicht erfährt man in zukunft mehr -Segelboot polier mich! 14:50, 29. Sep. 2010 (CEST)

Quelleangaben

Nachdem der unsinnige Löschantrag endlich vom Tisch ist, kann man mal an die Feinheiten des Artikels herangehen. Mich würde erst mal interessieren, woher die Daten zu den Lufteinlass-Tabellen stammten. Gibt es da auch noch Daten zu weiteren Maschinen (vor allen Dingen von Mustern, mit denen der Eurofighter auf dem Weltmarkt konkurriert)? mfg -- DeffiSK 18:33, 27. Sep. 2010 (CEST)

die machdaten gibt's in jedem guten aerodynamikbuch, dort können die werte aus diagrammen abgelesen werden. für die f-16 nimmt man keinen schrägstoß an, für die ente nur einen und die flanker 2. eine formelei kann man sich hier antun [1], indem man unten immer bei "inlet:" auf den pfeil "next" klickt. die daten für die anstellwinkelabhängigkeit müßten aus dem buch "Aeronautical research in Germany: from Lilienthal until today, Band 147" sein, was unten verlinkt ist. ich hab nun einen separaten auszug der genauso aussieht, wo ein diagramm für verschiedene lufteinlässe drin ist. Der exakte wert unterliegt naturgemäß der geheimhaltung, wird aber maximal etwa ±0,02 davon abweichen. An der tendenz ändert sich deshalb nix. welchen einlass hättest du gerne? mfg zurück Segelboot polier mich! 23:56, 27. Sep. 2010 (CEST)

Also schön wäre noch, wenn man die Werte von der F-18 Super Hornet, der Rafale und der Gripen hinzufügen könnte, da der Eurofighter in den verschiedenen Ausschreibungen mit diesen Mustern konkurriert (natürlich unter dem Vorbehalt, dass die Tabellen dann nicht zu groß werden). mfg -- DeffiSK 10:19, 28. Sep. 2010 (CEST)

rafale ist wie f-16, nur die schiebewinkelabhängigkeit ist größer. beide haben pitot-einläufe. gripen ist kniffliger, der grenzschichtabscheider könnte auch als rampe wirken. auf bildern sieht's aber so aus das es nicht der fall ist. also prinzip wie f-18 nur etwas geringer bei anstellwinkelerhöhung, da die strakes zur kompression fehlen. ich hab aber keine tabelle zur schiebewinkelabhängigkeit gemacht, deshalb is wurst. -Segelboot polier mich! 10:32, 28. Sep. 2010 (CEST)

Verständnis

Als durchschnittlich begabter Mensch muß ich zugeben, daß der Artikel nicht klar macht, worum es überhaupt geht. Ohne ein Minimum an Fachvokabular wird man nicht auskommen, aber jeweils ein Halbsatz dazu, was es bedeutet, wäre nicht schlecht. Andererseit muß ja auch nicht jeder jeden Artikel verstehen, das ist auch auf anderen Fachgebieten so... -- 217.7.17.166 23:47, 27. Sep. 2010 (CEST)

konkret? -Segelboot polier mich! 23:56, 27. Sep. 2010 (CEST)

Was heißt "Zelllebensdauer"?--217.50.205.173 17:04, 28. Sep. 2010 (CEST)

die lebensdauer eines flugzeuges wird in der zelllebensdauer gemessen. wenn du eine zelllebensdauer von 8000h hast kannst du theoretisch 8000h damit fliegen bis das "haltbarkeitsdatum" der flugzelle (rumpf, flügel, ruder, leitwerk, etc) abgelaufen ist. Hängt aber dynamisch von den flug- und manöverlasten ab. Beim eurofighter sind deshalb Dehnungsmessstreifen in die struktur integriert und messen den lastverlauf, daraus wird die lebensdauer der flugzelle quasi in echtzeit berechnet. --Segelboot polier mich! 14:45, 29. Sep. 2010 (CEST)

Lufteinlass- Tabelle

Zitat: "Die Daten beziehen sich auf eine Fluggeschwindigkeit von Mach 0,5. "

Ich kann mir nur schwer eine Su27 mit 70° Anstellwinkel bei Mach 0,5 vorstellen :P -- Naja vielleicht in sehr, sehr großer Höhe. Aber evtl. ist diese Passage mißverständlich, oder einfach falsch. Ansonsten: Hammer Artikel, klasse Arbeit! --194.45.94.241 17:42, 28. Sep. 2010 (CEST)

lol danke! die daten werden im windkanal ermittelt, da steckt immer etwas theorie dahinter. zur not kobramanöver in großer höhe xD. Bei geringeren geschwindigkeiten ändert sich aber net viel, die tendenz bleibt immer gleich -Segelboot polier mich! 14:40, 29. Sep. 2010 (CEST)

Druckpunktwanderung

Das hab ich einmal kassiert, erstens gilt das nur für halbsymetrische Profile, dass der Druckpunkt mit dem Anstellwinkel wandert. Der Druckpunkt wandert z.B: nicht, mit dem Anstellwinkel, bei vollsymmetrischen und einige S-Schlagprofilen nicht, nennt sich Druckpunktstabil! Die Druckpunktwanderung mit der Geschwindigkeit beginnt mit der Annäherung an die kritische Machzahl. --HDP (Diskussion) 09:12, 18. Apr. 2012 (CEST)

Der Druckpunkt wandert. Der artikel Druckpunktwanderung wird dich darüber aufklären. Profile wie NACA 64A 05.92 oder NACA 64A 04.29 besitzen durchaus eine druckpunktverschiebung, wenn sich der anstellwinkel ändert. Das eine ausnahme die regel bestätigt ist klar, für das allgemeine verständnis sollte das aber rein. Gruß vom Segelboot polier mich! 01:22, 14. Jul. 2012 (CEST)

Mal den Punktdruckpunktwanderung richtig durchgelesen? Bei symmetrischen Flügelprofilen befindet sich im normalen Anströmbereich der Druckpunkt stabil an der Stelle des Neutralpunktes und es findet keine Druckpunktwanderung statt. Weiter hin hat man auch keine Druckpunktwanderung bei S-Schlagprofilen. Auch interessiert nicht die F-22, weil das eine ganz andere aerodynamische Konfiguration ist. Bitte Belege für die Druckpunktwanderung bringen.--HDP (Diskussion) 20:10, 14. Jul. 2012 (CEST)

du stellst gerade mehrere behauptungen auf. Zum einen gehst du davon aus das der flügel der ente symmetisch ist. das kannst du doch sicher belegen? warum du S-Schlagprofile erwähnst weiß ich nicht, da fehlt mir der zusammenhang. was du gegen die f-22 hast weiß ich net, da hier das dilemma eines möglichst geringen luftwiderstandes im transsonischen bereich (wie bei jedem flugzeug) auch angegangen weden musste. Die erwähnten 64-profile sind zb naca-laminarprofile. Die F-15 hat zb NACA 64A006.6 root und NACA 64A203 tip. Das ist bei allen Kampfflugzeugen so, da macht der eufi keine ausnahme. warum auch? was soll ich da belegen? der abschnitt galt auch allgemein für kampfflugzeuge, deshalb auch der titel "Grundlagen" Gruß vom Segelboot polier mich! 20:55, 20. Jul. 2012 (CEST)

Ich geh erst mal von gar nichts aus, bei Deltas verwendet man entweder Profile mit gewellter Skeletlinie (S-Schlag) oder vollsymetrische Profile. Das Profil das Du genannt hast stammt übrigens aus den 40er, warum,die das bei der F-22 verwenden erschließt sich nur Lockheed. Andere Hersteller verwenden jeweils optimierte Tragflügelprofile. Die Aerodynamik am Deltatragflügel ist erst mal grundlegend anders als beim herkömmlichen Tragflügel. Also nicht Birnen mit Äpfel vergleichen. Würde eine Druckpunktwanderung nach vorne vorliegen, wie soll dann der Eurofigther dann sicher aus hohen Anstellwinkel in die Horizontale zurückkehren? Was konventionelle Kampfflugzeuge und deren Aerodynamik in dem Lemma Aerodynamik des Eurofigthers verloren haben ist sowieso rätselhaft. Auf den Beleg für die Druckpunktwanderung an einer Deltatragfläche warte ich als noch.--HDP (Diskussion) 20:38, 21. Jul. 2012 (CEST)

"bei Deltas verwendet man entweder Profile mit gewellter Skeletlinie (S-Schlag) oder vollsymetrische Profile" Kannst du das auch belegen? "Die Aerodynamik am Deltatragflügel ist erst mal grundlegend anders als beim herkömmlichen Tragflügel." Alle modernen Überschall-Kampfflugzeuge verwenden profilierte Deltas, da macht auch die F-15/16/22 keine ausnahme. "Würde eine Druckpunktwanderung nach vorne vorliegen, wie soll dann der Eurofigther dann sicher aus hohen Anstellwinkel in die Horizontale zurückkehren?" eben das war die herausforderung/das risko bei der entwicklung („Never mind, the FCS will take care of it!“). Das problem liegt auch in beschränkter form bei der f-16 vor, weil der druckpunkt mit zunehmendem aoa nach vorn wandert. Guckst du hier. Die f-16 hat bei 50-60° AOA einen punkt, wo das pitch-up-moment der instabilität genauso hoch ist wie das pitch-down-moment der ruder (oder invers, beim fliegen überkopf). Schön zu sehen auch bei den entenfotos hier, wo die canards immer ein pitch-down-moment erzeugen, um die lage nicht eskalieren zu lassen.

Deine Argumentation läuft nach folgendem schema ab:

1. Der eufi hat einen delta, andere flugzeuge wie f-22 oder f-15 nicht. ⁽¹⁾
2. alle deltas verwenden entweder Profile mit gewellter Skeletlinie (S-Schlag) oder vollsymmetrische Profile. Auch mit blick auf punkt 1 ist diese unbelegte aussage idiotisch
3. ich soll belegen, das der eufi eine DP-Versch., also kein S-Schlag oder vollsymetrisches Profil hat.

Deine argumentation hat potential: du könntest mir beispielsweise auferlegen zu beweisen, ob mein nachbar einen schwanz hat. Eine unlösbar aufgabe. Oder auch nicht. Werfe einen Blick hierrauf. Dort gibt es einen abschnitt "SUPERSONIC BIAS", der vom EAP & EFA handelt. Hier gibt es eine figur 33 - Design of Leading Edge to Provide Vortex Control - Mach 0,90. Im unteren bild sieht man zb, das der Momentbeiwert sich über dem aoa stark ändert. Weiter heißt es über der figur 38 - Exchange Rate: The advantages of incorporating detail shaping, twist and camber are shown in fig. 39. The final design provided large gains in the high subsonic flight regime compared with a planar wing with scheduled flaps, with only a small penalty in supersonic lift drag. For the supersonic STR point the design requirement was met. Beachte auch bitte Figur 39 - Twist and Camber on 53° ‘D’ Wing. Da ist viel von "twist and chamber" die rede, also dem da. Ein brett (= vollsymmetrisches Profil) sieht anders aus.

So. Und nun könntest du durch das detaillierte studium von tragflächenfotos am eufi beweisen, das ein s-schlagprofil vorliegt. Damit ich nicht der einzige bin, der behauptungen auftstellt, und von anderen verlangt das gegenteil zu beweisen.

(1) strömungstechnisch sind sie alle gleich. mit steigendem aoa hat man erst laminare, dann turbulente strömung mit stabilen wirbeln[2], dann chaotische turbulenz[3]. ich hatte auch mal bilder eines eufi-models im wasserkanal, wo man die drei "modi" schön gesehen hat.

Gruß vom Segelboot polier mich! 22:23, 23. Jul. 2012 (CEST)

Als noch kein Beweis. Das Tragflügelprofil der F-22 z.B. ist vollsymmetrisch und somit wandert der Druckpunkt auch nicht mit dem Anstellwinkel. Woher ich ausgehen kann,dass das Tragflügelprofil einer F-22 vollsymmetrisch ist? Dann wollen wir mal mal etwas genauer hinsehen? NACA 64A?05.92 (Wurzel) und NACA 64A?04.29 (aussen). Es handelt sich somit um vollsymmetrische Profile. Wieso ich darauf komme? Die Null des dritten Digits in den Profilen weist untrüglich darauf hin. EAP ist kein Eurofighter hat einen ganz anderen Tragflügel. Wir reden nicht über den Momentenbeiwert, Machtuck, Schränkung (Verwindung,Twist) etc, es geht um den Druckpunkt und ins besonderen dessen angebliche Wanderung mit dem Anstellwinkel beim Eurofighter. Mal dein genanntes PDF genau durchgelesen? Da steht z.B. auch drin, dass der Druckpunkt bei einer Carnardauslegung geringer mit der Machzahl nach hinten wandert als bei einer herkömmlichen Auslegung. FIG33 zeigt aber keine Druckpunktwanderung sonder nur den Momentenbeiwert über den Anstellwinkel. Nicht das raus lesen was man gerne hätte. Das ist ein Deltatragflügel. Chamber? Vielleicht Camber gemeint? 0°/0° ist jetzt aber nicht wirklich gewölbt oder? Das Profil, das da abgebildet ist, ist auch nicht asymmetrisch, sofern das maßstäblich ist. Das Zerolift Pitch-Moment deutet auch nicht auf ein asymmetrisches Profil hin. Übrigens würde ich mal gern wissen, von wo bis wo der Druckpunkt bei einem asymmetrischen Profil mit dem Anstellwinkel wandert? --HDP (Diskussion) 10:11, 24. Jul. 2012 (CEST)

Lassen wir die F-22 mal aus dem Spiel, das artet sonst noch weiter aus. Ich weiß das du ein Korinthenkacker bist, der nie zugeben wird, dass er sich irrt. Kürzen wir die prozedur deshalb ab. Ich habe das PDF tatsächlich gelesen, und weiß auch was drinsteht. Es ist sogar im Artikel verlinkt. In dem Abschnitt geht es tatsächlich um EAP und EFA, um anhand von beispielen die aerodynamische entwicklung aufzuzeigen.

Wie du bereits gemerkt hast zeigt Figur 33 (unten) den Momentenbeiwert über dem anstellwinkel. Bitte beachte, das die Ordinatenachsen invertiert ist, je kleiner der cm_alpha, desdo größer der wert. Nun kannst du hier (S.21/79), in den Folien des leibnitz-rechenzentrums lesen: "Druckpunktfeste Profile: Profile, für welche das Nullmoment verschwindet, d.h. cm_0 = 0 [...] z.B. ebene Platte, symmetrische Profile, Profile mit S-Schlag in der Skelettlinie" Mit Blick auf die von mir angegebe Figur 33 (unten) könntest du nun erkennen, das der Momentenbeiwert bei cm_0 etwa 0,06 beträgt, folglich nichts druckpunktfestes vorliegen kann. Ob EAP oder EFA wird leider nicht explizit erwähnt, spielt auch keine rolle, da der EAP die aerodynamik (bzw die steuerbarkeit derselben) erproben sollte. Figur 32 stellt auch ein lfz ohne knick im flügel dar, der text (und später figur 33) bezieht sich darauf.

Die später auf PDF-seite 14/19 erwähnte "Reduction in drag due to lift to Twist and Camber" bezieht sich auf die ente, da der 53” ‘D’ Wing die Tragfläche des eufi ist. Der EAP hat keinen 53° Flügel. Lift ist der auftrieb, wer hätte das gedacht, twist ist die verdrillung der tragfläche von innen nach außen (dh von rumpf zu spitze) und camber ist die abweichung vom chord, siehe bild. Frei übersetzt: Reduzierung des Luftwiderstandes durch auftrieb, verdrillung und wölbung. Der ganze text soll eben verdeutlichen, wie man aus den erkenntnissen des EAP die aerodynamik der ente entwickelte, mit einer darstellung der widerstandsreduzierung in prozent durch eben diese dinge. Ein symmetrischer flügel hat keine wölbung/camber.

So, und jetzt kommt die abkürzung: Diese ganze diskussion baut auf deiner meinung auf die da lautet: "Der eufi ist ein deltaflügler. Deltaflügler haben immer vollsymmetrische oder S-Schlagprofile, und folglich keine druckpunktverschiebung". Ohne diesen glauben gäbe es die ganze disk nicht. Ich bat dich mehrmals dies zu belegen, was du gekonnt ignoriertest. Ich vermute deshalb, das diese aussage Bullshit ist. Gerade durch deinen letzten disk beitrag habe ich auch den eindruck, das es dir nicht um quellen oder tatsachen geht, sondern um den eigenen standpunkt. Jeder kann permanent irgendeinen bullshit behaupten und von anderen verlangen, dass gegenteil zu belegen. Irgendwann stößt jeder an seine grenzen, weil niemand alles weis. Die letzte frage deines letzten beitrages deutet darauf hin.

Ich gebe dir deshalb 7 Tage zeit deine meinung, das Deltaflügler immer vollsymmetrische / S-Schlagprofile und folglich keine druckpunktverschiebung haben, zu belegen. Kannst du das nach dieser frist nicht, werde ich deinen edit rückgängig machen müssen. Editierst du dagegen, landet das ganze in der vermittlung. Bringst du Quellen dafür, was ich bezweifle, reden wir im größeren rahmen mit den anderen aus dem portal:luftfahrt darüber. Von mir aus auch nach dem sommerloch. Jetzt ist für mich erstmal EOD bis in 7 tagen.

Viel glück

Gruß vom Segelboot polier mich! 22:56, 27. Jul. 2012 (CEST)

S-Schlag ist schon mal bei 0°/0° gegeben FiG.25 A nennt sich reflex-camber. Cm0 ist teilweise sogar negativ FIG29 und ist sehr niedrig. Was dann hierzu paßt: S-Schlagprofile: Der hintere Teil des Profils ist nach oben gezogen, so dass die Skelettlinie am Profilaustritt leicht aufwärtsgerichtet ist. Diese Profile weisen einen kleinen oder sogar negativen Drehmomentkoeffizienten Cm auf. Ist ja in der Klappenstellung A der Fall. Dann hat man bei 18° Anstellwinkel ein deutliches Pitchdownmoment, weil sich der Vorderkantenwirbel auffächert. Das paßt jetzt aber nicht so ganz zu deiner Annahme des stetig mit dem Anstellwinkel nach vorne wandernden Druckpunkt beim Eurofigther. Wir haben es aber aber mit einen Deltatragflügel zu tun, ab den Zeitpunkt an dem sich der Vorderkanntenwirbel beim Deltatragflügle ablöst, ab dann ist das Profil praktisch uninteressant. Die letzte Frage war ja nur dazu da, um überhaupt mal festzustellen ob Du überhaupt weißt über was Du da schreibst. --HDP (Diskussion) 12:48, 28. Jul. 2012 (CEST)

Ach, einfach mal das hier durch lesen. http://www.scribd.com/doc/54900368/56/Wing-Geometry-for-Pitchup-Avoidance das findet sich dann für den EF in http://ftp.rta.nato.int/public/PubFullText/RTO/MP/RTO-MP-035/MP-035-01.pdf als Diagramm 2. Das veranschaulicht den Zusammenhang von T/4 Pfeilung und Streckung bei der Pitch-Up-Verhinderung eben die Verhinderung einer Druckpunktwanderung. Eine andere Möglichkeit Pitch-Up zu vermeiden ist Schränkung, geometrisch oder aerodynamisch. Die Schränkung soll dafür sorgen, dass der Auftrieb zu erst in der Tragflächenmitte einbricht, damit die Maschine nicht über die Tragflächenspitze abkippt oder sich aufbäumt. Deine Theorie mit dem Duckpunktwander bei einer Deltatragfläche widerspricht auch der Methode wie der Eurofigther aus hohen Anstellwinkel bei niederer Geschwindigkeit wieder sicher in die Horizontale zurückgebracht wird. --HDP (Diskussion) 23:17, 3. Aug. 2012 (CEST)

Du versucht wieder Bullshit zu verbreiten, indem du nebelkerzen zündest. Aber der reihe nach. FIG 25 bezieht sich auf den abschnitt "THE TRANSONIC BIAS WING", welchre nix mit EAP oder EFA zu tun hat. In diesem abschnitt geht es ua um einen prfeilfügel, der in Fig 23A/B abgebildet ist. Der text über FIG 23 und darunter klärt auf. Das bild FIG 29 deutet an, das "Wing" zwischen Mach 0,8 und 1 einen negativen cm hat, allerdings sehr gering, etwa 0,0005. Das kann verschiedene ursachen haben, zb dass durch die DP-verschiebung im transsonischen bereich der DP hinter (oder auf) den schwerpunkt wandert. Nicht umsonst heißt cm im neglischen pitching moment coefficient. Denkbar auch das zu kompensation einen pitch-up-momentes die heckklappen verstellt werden, was die skelettlinie ändert. Und last but not least wird in FIG 29 das kompositum rumpf-flügel betrachtet, und die jeweiligen anteile am cm. Strömungsinterferrenzen zwischen rumpf und tragfläche spielen also auch eine rolle. Das sieht man auch gut bei FIG 33 unten, was ich schon oben angesprochen habe. Die cm-Werte bei Mach 0,9 sind hier anders als in FIG 29.

Ich weiß dass das profil uninteressant wird, wenn sich das typische delta-wirbelmuster ausbildet. Du wirst lachen, aber ich weiß auch dass das profil im überschall keine große rolle spielt. Darum geht es hier nicht. Es geht nur um die frage, ob bei kleinen anstellwinkeln im laminaren bereich der DP nach vorne wandert. Was bei großen AOA passiert ist erstmal wurst. Zur erinnerung: Du begründest deinen edit mit " Druckpunkt wandert ab der kritischen Machzahl, wandert beim Delta nich mit dem Anstellwinkel, man verwendet entweder vollsymetrische Profile oder S-Schlag!" Du hast diesen beleg leider nicht liefern können, und die konsequenz steht oben. Das weiter vorgehen hängt von dir ab.

PS: Ich ergänzte "kleinen Anstellwinkelerhöhung" im Text. Als kompromiss.

Gruß vom Segelboot polier mich! 12:29, 4. Aug. 2012 (CEST)

Wer hier BS schreibt lassen wir mal dahin gestellt. Was passiert wenn sich der Druckpunkt bei einem Jet bei steigenden Anstellwinkel nach vorne verschiebt dürfte sei dem Sabre Dance bekannt sein. http://www.historynet.com/deadly-sabre-dance.htm Schreib rein was Du willst, hast sowieso Narrenfreiheit. --HDP (Diskussion) 08:57, 6. Aug. 2012 (CEST)

Messevorschriften

Kann jemand bitte die Messvorschriften zur Tabelle verlinkten? Zum Beispiel wie man den Treibstoffmasseanteil berechnet.

Habe zwar nach Formeln gesucht bin aber nur bei der HAW in Harburg gelandet und das ist dann eher auf Passagiermaschinen konzipiert und sehr kompliziert. --88.153.191.80 01:24, 18. Feb. 2013 (CET)

Treibstoffmassenanteil: Tankfüllung/(Tankfüllung+leergewicht) bei der ente etwa (5000)/(5000+11000) = 0,3125 Das hängt mit der Breguet’sche Reichweitenformel zusammen. Da militäranalysten bei RAND und Co keine ahnung von aerodynamik haben, zum einen weil geheim und unbekannt, zum anderen weil zu anstengend, hat man sich folgendes ausgedacht: Alles was vor dem ln steht ist zu kompliziert um verstanden zu werden. Weil das startgewicht variieren kann, und man nach belieben waffen und tanks mitführen kann, schaut man sich nur den Treibstoffmassenanteil an, um eine überlegene/unterlegene reichweite abzuschätzen. Mit der realität hat das recht wenig zu tun, wird aber trotzdem gemacht. Gruß, Segelboot polier mich! 18:17, 17. Mai 2013 (CEST)

Instabilität

Als Nicht-Aerodynamiker habe ich Schwierigkeiten, diesen Abschnitt zu verstehen.

"Die Instabilität konnte dort weiter auf 16 % der mittleren aerodynamischen Flügeltiefe erhöht werden."

Diese Formulierung findet sich mehrfach im Artikel.

Mein Verständnis: Es geht um die Stabilität des Flugzeugs. Wenn der Auftriebspunkt entlang der Längsachse vor dem Schwerpunkt liegt, dann dreht sich das Flugzeug um seine Querachse. Je größer der Abstand zwischen Auftriebspunkt und Schwerpunkt ist, desto instabiler ist das Flugzeug. Der Auftriebspunkt hängt offenbar von der Fluggeschwindigkeit ab und wandert jenseits der Schallgeschwindigkeit weiter nach hinten, so dass das Flugzeug stabiler wird. Ich vermute daher, dass hier lediglich die Instabilität bei relativ niedriger Unterschallgeschwindigkeit gemeint ist. Ferner habe ich Schwierigkeit, das Maß dafür zu verstehen. Deshalb habe ich mir den Wikipedia-Artikel über den Neutralpunkt angeschaut. Dort steht:

"Ein weiteres, dimensionsloses Stabilitätsmaß ist der auf die mittlere aerodynamische Flügeltiefe bezogene Abstand des Schwerpunkt vor dem Neutralpunkt."

Bedeutet 16% also, dass der Abstand des Schwerpunktes um 16 Prozent großer ist als der Abstand des Neutralpunktes von der "mittleren aerodynamischen Flügeltiefe? Als Abstand Schwerpunkt / Abstand Neutralpunkt = 1.16?

Gut, das könnte jetzt vollkommener Blödsinn sein. Aber ich bitte darum, den Artikel dahingehend zu präzisieren oder allgemeinverständlicher zu erleutern. Ansonsten ist das alles ganz toll geschrieben. LG --Pilava (Diskussion) 22:05, 17. Mär. 2013 (CET)

Soweit, so recht. Die berechnung des MAC findest du hier in der en-wiki. Das maß an (in)stabilität kann mit folgender formel errechnet werden:

actual static margin % = (NP - actual CG) / MAC * 100

Befindet sich der NP bei 20% MAC und der CG bei 10% MAC (jeweils von der vorderkante aus betrachtet), hat man den NP hinter dem schwerpunkt, und somit ein stabiles fluggerät: (20% MAC - 10% MAC) = 10% static margin. Bei der ente kann man zb vermuten das der NP bei 25% MAC und der CG bei 36% MAC liegt. Somit (25% - 36%) = -16% static margin, also instabil. Anders ausgedrückt: 16% MAC ist eine Länge, zb ein meter, was den Hebelarm zwischen CG und NP beschreibt.

Es wäre besser wenn eine person diese sachen, wie sie auch in der en-wiki stehen, in die de-wiki übertragen könnte. Sonst geht der artikel auf wie ein ballon, und es gibt auch andere maschinen (zb f-16) die ebenfalls davon betroffen sind. Gruß vom Segelboot polier mich! 18:00, 17. Mai 2013 (CEST)

Ausblick für den Artikel

Eine nette Person hat den Definitionsbausteil gesetzt, was ich okay finde. Der Artikel in seiner jetzigen Form stammt noch aus einer Zeit, als der Hauptartikel zum Eurofighter noch nicht in seiner jetzigen Struktur war. Ziel des Aerodyn.-Artikels war es, die Eckpunkte "12g unterschall/9g überschall/maximale instabilität/libelle-anti-g-anzug" und die entwicklungsgeschichte vom FBW-Jaguar/F-104CCV -> TKF-90 -> EAP -> X-31 -> Eufi aufzuzeigen. In den meisten Publikationen wird die X-31 als separates Projekt gesehen, was es aber nicht war. Fast alle DASA-Fachliteratur zu dem Thema, die konkret wird, nennt die Ente als Anwendungsziel des Wissens.

Da der Hauptartikel des Eufi nun in einer ansehlichen Form ist, hatte ich in den letzten Jahren die Subsysteme wie Triebwerke/CAPTOR/PIRATE/DASS auf Vordermann gebracht. Nun bin ich damit durch, und die Aerodynamik kommt dran. Der erste Schritt dazu ist mit dem BAe EAP getan worden, als nächstes kommt der X-31-Artikel dran. Danach und zum Schluss der Artikel "Aerodynamik des Eurofighter Typhoon". Es wird als ein paar Monate dauern, oder ein Jahr, bis der Aerodyn.-Artikel überarbeitet und angepasst wird. In dieser Zeit kann es zu Inkonsistenzen kommen. Im Zweifelsfall ist dann immer der aktuellere Artikel ("X-31" dann "EAP" dann "Eufi-Abschnitt aerodyn", dann "Aerodyn. d. Eufi") maßgeblich.

Wie wird der Artikel "Aerodynamik des Eurofighter Typhoon" nach der Überarbeitung aussehen? Nun, in der jetzigen Fassung geht es mehr um Bauteile. Die Grobstruktur wird folgende sein: Ein bisschen was zur Geschichte, aber nur aus Sicht der aerodyn und FCS-Entwicklung, um den Entwicklungspfad aufzuzeigen, und die Ideen die geäußert wurden, und was so getestet und überprüft wurde. Dann kommt ein Abschnitt, der drei Unterteile enthält. Im ersten geht es um die Aerodynamik, dh welches Bauteil hat welche Funktion, warum sitzt es da, was sind die lastfälle, strömungsfälle etc. Der zweite Unterteil wird vom FCC handeln. Wie arbeiten sie, was machen sie, wie sind sie aufgebaut? Wie wurde mit Hysterese umgegangen, und was passiert im Tiefflug? Wie wurden Messfehler vermieden etc. Im EAP-Artikel gibt es schon einen Vorgeschmack. Der dritte Abschnitt wird sich vstl. mit dem Anti-g-Schutz des Piloten auseinandersetzen, weil hier auch ein paar Ideen in den Raum geworfen wurden (gekippter sitz, kippender sitz, flüssigkeitsblase im cockpit, etc), und die Agilität maßgeblich vom Anzug abhängt. Der aufbau der anti-g-anzüge wird hier wohl auch reinkommen, nur grob. Mehr fokus auf: Wann ist Pressatmung nötig, bei dem neuen anzug im gegensatz zu älteren modellen, was ist der vor- und nachteil von flüssigkeitsgefüllten anzügen zu druckluftsystemen? Welche wenderate kann der Pilot mit anti-g-anzug dauerhauft halten (dauerhafte g-last), welche nur kurzzeitig (g-last zum G-LOC)?

Vlt. gibt auch noch einen weiteren Abschnitt mit Missionsanalyse, dh Vorteil von Supercruise, Einsatzradius bei der EFA-Konzeptplanung (Schottland bis Island/Westnorwegen), Flugenveloppe etc. Die Supercruiseberechnung im Anhang des Eufi-Hauptartikels kommt dann auch hierher. Mal sehen, was sich so ergibt. Das ist jetzt erstmal das langfristige Ziel. Vlt. hat einer von euch noch ein paar Ideen oder Wünsche. Gruß vom Segelboot polier mich! 17:40, 19. Apr. 2014 (CEST)

Wieviele Triebwerke?

In Pkt.1 Überblick, 2. Absatz steht "P.106 .. mit einem Triebwerk". Im dazugehörigen Foto, Gripen, sieht es aber nach 2 Triebwerken aus. ??? --Hans Eo (Diskussion) 13:43, 8. Feb. 2016 (CET)

Ein Triebwerk aber zwei Lufteinlässe. --Sonaz (Diskussion) 17:18, 8. Feb. 2016 (CET)

Es sind eindeutig 2 Triebwerke, wenn ein Triebwerk ausfällt, kann noch mit dem 2. allein geflogen werden. --Seebaer777 (Diskussion) 16:50, 23. Nov. 2017 (CET)

Nicht geheim?

Unter Grundlagen lesen wir: Colonel John Boyd entwickelte Anfang 1960 zusammen mit dem Mathematiker Thomas Christie die Energy-Maneuverability-Theorie (E-M-Theorie), welche in zwei Bänden 1964 veröffentlicht wurde.

Nanu! Sowas Veröffentlichtes kann dann doch jeder kaufen, also auch Gegner. Müsste denn sowas nicht streng geheim gehelten werden? --Hans Eo (Diskussion) 13:52, 8. Feb. 2016 (CET)