Dynamischer Auftrieb - Versionsgeschichte

Admin: /* Links */

2013-01-29T08:15:56Z

Links

← Nächstältere Version		Version vom 29. Januar 2013, 08:15 Uhr
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	==Links==		==Links==
	*[https://cast.switch.ch/vod/clips/y0srolsdx/link_box Videoaufzeichnung der Vorlesung]		*[https://cast.switch.ch/vod/clips/y0srolsdx/link_box Videoaufzeichnung der Vorlesung]
			*[http://www.youtube.com/watch?v=xL3GXZBjsoM Auftrieb und Hubarbeit]

	[[Kategorie:OffSys]]		[[Kategorie:OffSys]]

Admin: /* siehe auch */

2009-12-20T09:24:33Z

siehe auch

← Nächstältere Version		Version vom 20. Dezember 2009, 09:24 Uhr
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	*[[Magnusrolle]]		*[[Magnusrolle]]
	*[[Fussball]]		*[[Fussball]]

			==Links==
			*[https://cast.switch.ch/vod/clips/y0srolsdx/link_box Videoaufzeichnung der Vorlesung]

	[[Kategorie:OffSys]]		[[Kategorie:OffSys]]

Admin: /* Satz von Kutta-Zhukovski */

2008-01-08T10:03:59Z

Satz von Kutta-Zhukovski

← Nächstältere Version		Version vom 8. Januar 2008, 10:03 Uhr
Zeile 39:		Zeile 39:
	Das Gesetz von Bernoulli ist im ganzen Gebiet einer reibungsfreien strömenden, inkompressiblen Flüssigkeit anwendbar, falls die Strömung wirbelfrei ist, falls es sich um eine Potenzialströmung handelt. Wird aber ein Körper von einer Potenzialströmung umflossen, verschwindet - wie schon erwähnt - die gesamte Strömungskraft.		Das Gesetz von Bernoulli ist im ganzen Gebiet einer reibungsfreien strömenden, inkompressiblen Flüssigkeit anwendbar, falls die Strömung wirbelfrei ist, falls es sich um eine Potenzialströmung handelt. Wird aber ein Körper von einer Potenzialströmung umflossen, verschwindet - wie schon erwähnt - die gesamte Strömungskraft.

	===Satz von Kutta-~~Zhukovski~~===		===Satz von Kutta-Joukowski===
	Macht man ein zweidimensionales Modell der Flügelströmung, ist das durchströmte Gebiet nicht mehr einfach zusammenhängend (der Flügelquerschnitt bildet ein Loch im Strömungsgebiet). Nun zerlegt man die Strömung um den Flügel in eine Potenzial- und eine Wirbelströmung. Weil in der Potenzialströmung das Gesetz von Bernoulli zwischen allen Punkten angewendet werden darf, gilt es auch in der überlagerten Strömung, solange die Bezugspunkte im gleichen Stromfaden der Wirbelströmung liegen.		Macht man ein zweidimensionales Modell der Flügelströmung, ist das durchströmte Gebiet nicht mehr einfach zusammenhängend (der Flügelquerschnitt bildet ein Loch im Strömungsgebiet). Nun zerlegt man die Strömung um den Flügel in eine Potenzial- und eine Wirbelströmung. Weil in der Potenzialströmung das Gesetz von Bernoulli zwischen allen Punkten angewendet werden darf, gilt es auch in der überlagerten Strömung, solange die Bezugspunkte im gleichen Stromfaden der Wirbelströmung liegen.

	Wendet man nun den Satz von Bernoulli auf alle Punkte längs eines Stromfadens um den Flügel an und integriert den Druck über den ganzen Umfang, erhält man eine Formel für die Kraft pro Profillänge (Einheit N/m). Diese Formel nennt man Satz von Kutta-~~Zhukovski~~ (auch Satz von Kutta-Schukowski oder Kutta-~~Joukowski~~)		Wendet man nun den Satz von Bernoulli auf alle Punkte längs eines Stromfadens um den Flügel an und integriert den Druck über den ganzen Umfang, erhält man eine Formel für die Kraft pro Profillänge (Einheit N/m). Diese Formel nennt man Satz von Kutta-Joukowski (auch Satz von Kutta-Schukowski oder engl. Kutta-Zhukovsky)

	:<math>f_A=v_\infty \rho \Gamma</math>		:<math>f_A=v_\infty \rho \Gamma</math>

Admin: /* Phänomenologische Betrachtung */

2007-12-24T09:10:12Z

Phänomenologische Betrachtung

← Nächstältere Version		Version vom 24. Dezember 2007, 09:10 Uhr
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	Man kann die resultierende Kraft der Luft (ohne statischen Auftrieb) in einen Anteil parallel zur Anströmung und in einen Anteil normal zur Anströmung zerlegen. Den parallelen nennt man [[Strömungswiderstand\|Widerstand]] '''''F<sub>W'''</sub>'', den normalen Auftrieb '''''F<sub>A'''</sub>''. Die Parametrisierung erfolgt über zwei Kennzahlen, den Widerstandsbeiwert ''c<sub>W</sub>'' und den Auftriebsbeiwert ''c<sub>A</sub>''		Man kann die resultierende Kraft der Luft (ohne statischen Auftrieb) in einen Anteil parallel zur Anströmung und in einen Anteil normal zur Anströmung zerlegen. Den parallelen nennt man [[Strömungswiderstand\|Widerstand]] '''''F<sub>W'''</sub>'', den normalen Auftrieb '''''F<sub>A'''</sub>''. Die Parametrisierung erfolgt über zwei Kennzahlen, den Widerstandsbeiwert ''c<sub>W</sub>'' und den Auftriebsbeiwert ''c<sub>A</sub>''

	:<math>\vec F_{Luft} = \begin{pmatrix}F_W \\ F_A \end{pmatrix} = \rho_W \begin{pmatrix}c_W A_W \\ c_A A_A \end{pmatrix} = \frac {\rho}{2} v^2 \begin{pmatrix}c_W A_W \\ c_A A_A \end{pmatrix}</math>		:<math>\vec F_{Luft}=\begin{pmatrix}F_W \\ F_A \end{pmatrix}=\rho_W \begin{pmatrix}c_W A_W\\c_A A_A\end{pmatrix}=\frac{\rho}{2}v^2\begin{pmatrix}c_W A_W \\c_A A_A \end{pmatrix}</math>

	''A<sub>A</sub>'' misst den Flügelquerschnitt parallel zur Anströmung (wirksame Aufttriebsfläche), ''A<sub>W</sub>'' entspricht dem Querschnitt des ganzen Flugzeuges. Dynamischer Auftrieb und Widerstand hängen also nur vom zwei Einflussgrössen ab. Die eine Grösse beschreibt die Dichte der kinetischen Energie der Anströmung der Luft gegen das Flugzeug und lässt sich direkt mit dem [[Staurohr]] messen, der zweite Term ist gleich dem Produkt aus Bezugsfläche und Formfaktor. Die Formfaktoren (Widerstandsbeiwert ''c<sub>W</sub>'' und Auftriebsbeiwert ''c<sub>A</sub>'') bilden die Flugeigenschaften des jeweiligen Flugzeuges ab. Man beachte, dass diese dimensionslosen Zahlen in erster Linie vom Winkel zwischen Flugzeugachse und Anströmung abhängen. ~~Bezieht~~ man beide Kraftkomponenten auf ~~den~~ ~~gleichen Querschnitt lässt sich~~ ''~~c<sub>~~A~~</sub>~~'' zu ~~''c<sub>W</sub>''~~ im ~~[[Polardiagramm]]~~ ~~darstellen.~~		''A<sub>A</sub>'' misst den Flügelquerschnitt parallel zur Anströmung (wirksame Aufttriebsfläche), ''A<sub>W</sub>'' entspricht dem Querschnitt des ganzen Flugzeuges. Dynamischer Auftrieb und Widerstand hängen also nur vom zwei Einflussgrössen ab. Die eine Grösse beschreibt die Dichte der [[kinetische Energie\|kinetischen Energie]] der Anströmung der Luft gegen das Flugzeug und lässt sich direkt mit dem [[Staurohr]] messen, der zweite Term ist gleich dem Produkt aus Bezugsfläche und Formfaktor. Die Formfaktoren (Widerstandsbeiwert ''c<sub>W</sub>'' und Auftriebsbeiwert ''c<sub>A</sub>'') bilden die Flugeigenschaften des jeweiligen Flugzeuges ab. Man beachte, dass diese dimensionslosen Zahlen in erster Linie vom Winkel zwischen Flugzeugachse und Anströmung abhängen. Üblicherweise bezieht man beide Kraftkomponenten auf die Flügelfläche ''A'' . Damit vereinfacht sich die Beschreibung zu

			:<math>\vec F_{Luft}=\begin{pmatrix}F_W \\ F_A \end{pmatrix}=\frac{\rho}{2}v^2\begin{pmatrix}c_W\\c_A\end{pmatrix}A</math>

			und die beiden Beiwerte ''c<sub>A</sub>'' und ''c<sub>W</sub>'' lassen isch im [[Polardiagramm]] darstellen.

	Die Leistung der Widerstandskraft ist gleich ''F<sub>W</sub>'''<sup> . </sup>'''v'', die der dynamischen Auftriebskraft gleich Null. Die phänomenologische Formel für den [[Strömungswiderstand]] kann deshalb über eine Energiebetrachtung hergeleitet werden.		Die Leistung der Widerstandskraft ist gleich ''F<sub>W</sub>'''<sup> . </sup>'''v'', die der dynamischen Auftriebskraft gleich Null. Die phänomenologische Formel für den [[Strömungswiderstand]] kann deshalb über eine Energiebetrachtung hergeleitet werden.

Admin: /* Phänomenologische Betrachtung */

2007-12-10T04:42:49Z

Phänomenologische Betrachtung

← Nächstältere Version		Version vom 10. Dezember 2007, 04:42 Uhr
Zeile 13:		Zeile 13:
	Durch Messungen an verschieden geformten Flügeln kann man zeigen, dass die resultierende Kraft auf einen Flügel proportional zur Dichte der [[kinetische Energie\|kinetischen Energie]] des anströmenden Mediums ist. Grösse und Richtung dieser Kraft hängen von der Form des Flügels und der Richtung der Anströmung ab. Wie zu erwarten, ist der Betrag dieser Kraft proportional zur Flügelfläche.		Durch Messungen an verschieden geformten Flügeln kann man zeigen, dass die resultierende Kraft auf einen Flügel proportional zur Dichte der [[kinetische Energie\|kinetischen Energie]] des anströmenden Mediums ist. Grösse und Richtung dieser Kraft hängen von der Form des Flügels und der Richtung der Anströmung ab. Wie zu erwarten, ist der Betrag dieser Kraft proportional zur Flügelfläche.

	Man kann die resultierende Kraft der Luft (ohne statischen Auftrieb) in einen Anteil ~~paralle~~ zur Anströmung und in einen Anteil normal zur Anströmung zerlegen. Den parallelen nennt man [[Strömungswiderstand\|Widerstand]] '''''F<sub>W'''</sub>'', den normalen Auftrieb '''''F<sub>A'''</sub>''. Die Parametrisierung erfolgt über zwei Kennzahlen, den Widerstandsbeiwert ''c<sub>W</sub>'' und den Auftriebsbeiwert ''c<sub>A</sub>''		Man kann die resultierende Kraft der Luft (ohne statischen Auftrieb) in einen Anteil parallel zur Anströmung und in einen Anteil normal zur Anströmung zerlegen. Den parallelen nennt man [[Strömungswiderstand\|Widerstand]] '''''F<sub>W'''</sub>'', den normalen Auftrieb '''''F<sub>A'''</sub>''. Die Parametrisierung erfolgt über zwei Kennzahlen, den Widerstandsbeiwert ''c<sub>W</sub>'' und den Auftriebsbeiwert ''c<sub>A</sub>''

	:<math>\vec F_{Luft} = \begin{pmatrix}F_W \\ F_A \end{pmatrix} = \rho_W \begin{pmatrix}c_W A_W \\ c_A A_A \end{pmatrix} = \frac {\rho}{2} v^2 \begin{pmatrix}c_W A_W \\ c_A A_A \end{pmatrix}</math>		:<math>\vec F_{Luft} = \begin{pmatrix}F_W \\ F_A \end{pmatrix} = \rho_W \begin{pmatrix}c_W A_W \\ c_A A_A \end{pmatrix} = \frac {\rho}{2} v^2 \begin{pmatrix}c_W A_W \\ c_A A_A \end{pmatrix}</math>

Admin: /* Strömungstheoretische Erklärung */

2007-10-05T14:15:37Z

Strömungstheoretische Erklärung

← Nächstältere Version		Version vom 5. Oktober 2007, 14:15 Uhr
Zeile 40:		Zeile 40:
	Wendet man nun den Satz von Bernoulli auf alle Punkte längs eines Stromfadens um den Flügel an und integriert den Druck über den ganzen Umfang, erhält man eine Formel für die Kraft pro Profillänge (Einheit N/m). Diese Formel nennt man Satz von Kutta-Zhukovski (auch Satz von Kutta-Schukowski oder Kutta-Joukowski)		Wendet man nun den Satz von Bernoulli auf alle Punkte längs eines Stromfadens um den Flügel an und integriert den Druck über den ganzen Umfang, erhält man eine Formel für die Kraft pro Profillänge (Einheit N/m). Diese Formel nennt man Satz von Kutta-Zhukovski (auch Satz von Kutta-Schukowski oder Kutta-Joukowski)

	<math>f_A = v_\infty \rho \Gamma</math>		:<math>f_A=v_\infty \rho \Gamma</math>

	''v<sub>oo</sub>'' ist die Anströmgeschwindigkeit, ''ρ'' die Dichte der Luft (druck- und temperaturabhängig) und ''Γ'' die Zirkulation. Die [[Zirkulation]] (Einheit m<sup>2</sup>/s) ist das Integral über die Tangentialkomponente der Strömungsgeschwindigkeit längs eines geschlossenen Weges		''v<sub>oo</sub>'' ist die Anströmgeschwindigkeit, ''ρ'' die Dichte der Luft (druck- und temperaturabhängig) und ''Γ'' die Zirkulation. Die [[Zirkulation]] (Einheit m<sup>2</sup>/s) ist das Integral über die Tangentialkomponente der Strömungsgeschwindigkeit längs eines geschlossenen Weges

	<math>\Gamma = \int \vec v \bullet d\vec s</math>		:<math>\Gamma=\int \vec v \bullet d\vec s</math>

	===induzierte Zirkulation===		===induzierte Zirkulation===

Admin: /* Potenzialströmung */

2007-02-27T10:13:01Z

Potenzialströmung

← Nächstältere Version		Version vom 27. Februar 2007, 10:13 Uhr
Zeile 24:		Zeile 24:
	[[Bild:Zirkulation Flügel.gif\|thumb\|Reale Strömung (unten) als Superpostion von Potenzialströmung und Potenzialwirbel]]		[[Bild:Zirkulation Flügel.gif\|thumb\|Reale Strömung (unten) als Superpostion von Potenzialströmung und Potenzialwirbel]]
	===Potenzialströmung===		===Potenzialströmung===
	Umströmt ein ideales Fluid (inkompressibel, reibungsfrei) einen Körper, weist ~~die~~ Strömung an keiner Stelle eine [[Winkelgeschwindigkeit]] auf, d.h. der Körper ist von einer [[Potenzialströmung]] umgeben. Eine Potenzialströmung stellt sich so ein, dass jede Asymmetrie des umströmten Körpers ausgeglichen wird. So liegt bei einer Potenzialströmung um einen Flügel der hintere Staupunkt auf die Flügeloberseite. Folglich muss das Fluid die Hinterkante des Flügels von unten nach oben umfliessen.		Umströmt ein ideales Fluid (inkompressibel, reibungsfrei) einen Körper, weist diese [[laminar\|laminare]] Strömung an keiner Stelle eine [[Winkelgeschwindigkeit]] auf, d.h. der Körper ist von einer [[Potenzialströmung]] umgeben. Eine Potenzialströmung stellt sich so ein, dass jede Asymmetrie des umströmten Körpers ausgeglichen wird. So liegt bei einer Potenzialströmung um einen Flügel der hintere Staupunkt auf die Flügeloberseite. Folglich muss das Fluid die Hinterkante des Flügels von unten nach oben umfliessen.

	Man kann zeigen, dass die sich Wirkung des Drucks bei einer Potenzialströmung bis auf den statischen [[Auftrieb]] weghebt. Die Symmetrie der Strömung sorgt für eine ausgeglichene Druckverteilung. Vereinfacht ausgedrückt hebt der Überdruck im Bereich des hinteren Staupunktes die Kraftwirkung des vorderen Staupunktes auf.		Man kann zeigen, dass die sich Wirkung des Drucks bei einer Potenzialströmung bis auf den statischen [[Auftrieb]] weghebt. Die Symmetrie der Strömung sorgt für eine ausgeglichene Druckverteilung. Vereinfacht ausgedrückt hebt der Überdruck im Bereich des hinteren Staupunktes die Kraftwirkung des vorderen Staupunktes auf.

			In den Anfängen der Fliegerei, als man noch keine Computer zur Verfügung hatte, bildete man die zweidimensionale Potezialströmung in die Ebene der komplexen Zahlen ab. In dieser Ebene lässt sich jedes beliebiege Flügelprofil konform auf einen Kreis abbilden, was die analytische Untersuchung stark vereinfacht.

	===Gesetz von Bernoulli===		===Gesetz von Bernoulli===

Admin: /* Phänomenologische Betrachtung */

2007-02-27T10:08:00Z

Phänomenologische Betrachtung

← Nächstältere Version		Version vom 27. Februar 2007, 10:08 Uhr
Zeile 13:		Zeile 13:
	Durch Messungen an verschieden geformten Flügeln kann man zeigen, dass die resultierende Kraft auf einen Flügel proportional zur Dichte der [[kinetische Energie\|kinetischen Energie]] des anströmenden Mediums ist. Grösse und Richtung dieser Kraft hängen von der Form des Flügels und der Richtung der Anströmung ab. Wie zu erwarten, ist der Betrag dieser Kraft proportional zur Flügelfläche.		Durch Messungen an verschieden geformten Flügeln kann man zeigen, dass die resultierende Kraft auf einen Flügel proportional zur Dichte der [[kinetische Energie\|kinetischen Energie]] des anströmenden Mediums ist. Grösse und Richtung dieser Kraft hängen von der Form des Flügels und der Richtung der Anströmung ab. Wie zu erwarten, ist der Betrag dieser Kraft proportional zur Flügelfläche.

	Man kann die resultierende Kraft der Luft (ohne statischen Auftrieb) in einen Anteil paralle zur Anströmung und in einen Anteil normal zur Anströmung zerlegen. Den parallelen nennt man Widerstand '''''F<sub>W'''</sub>'', den normalen Auftrieb '''''F<sub>A'''</sub>''. Die Parametrisierung erfolgt über zwei Kennzahlen, den Widerstandsbeiwert ''c<sub>W</sub>'' und den Auftriebsbeiwert ''c<sub>A</sub>''		Man kann die resultierende Kraft der Luft (ohne statischen Auftrieb) in einen Anteil paralle zur Anströmung und in einen Anteil normal zur Anströmung zerlegen. Den parallelen nennt man [[Strömungswiderstand\|Widerstand]] '''''F<sub>W'''</sub>'', den normalen Auftrieb '''''F<sub>A'''</sub>''. Die Parametrisierung erfolgt über zwei Kennzahlen, den Widerstandsbeiwert ''c<sub>W</sub>'' und den Auftriebsbeiwert ''c<sub>A</sub>''

	:<math>\vec F_{Luft} = \begin{pmatrix}F_W \\ F_A \end{pmatrix} = \rho_W \begin{pmatrix}c_W A_W \\ c_A A_A \end{pmatrix} = \frac {\rho}{2} v^2 \begin{pmatrix}c_W A_W \\ c_A A_A \end{pmatrix}</math>		:<math>\vec F_{Luft} = \begin{pmatrix}F_W \\ F_A \end{pmatrix} = \rho_W \begin{pmatrix}c_W A_W \\ c_A A_A \end{pmatrix} = \frac {\rho}{2} v^2 \begin{pmatrix}c_W A_W \\ c_A A_A \end{pmatrix}</math>

	''A<sub>A</sub>'' misst den Flügelquerschnitt parallel zur Anströmung (wirksame Aufttriebsfläche), ''A<sub>W</sub>'' entspricht dem Querschnitt des ganzen Flugzeuges. Dynamischer Auftrieb und Widerstand hängen also nur vom zwei Einflussgrössen ab. Die eine Grösse beschreibt die Dichte der kinetischen Energie der Anströmung der Luft gegen das Flugzeug und lässt sich direkt mit dem [[Staurohr]] messen, der zweite Term ist gleich dem Produkt aus Bezugsfläche und Formfaktor. Die Formfaktoren (Widerstandsbeiwert und Auftriebsbeiwert) bilden die Flugeigenschaften des jeweiligen Flugzeuges ab. Man beachte, dass diese dimensionslosen Zahlen in erster Linie vom Winkel zwischen Flugzeugachse und Anströmung abhängen.		''A<sub>A</sub>'' misst den Flügelquerschnitt parallel zur Anströmung (wirksame Aufttriebsfläche), ''A<sub>W</sub>'' entspricht dem Querschnitt des ganzen Flugzeuges. Dynamischer Auftrieb und Widerstand hängen also nur vom zwei Einflussgrössen ab. Die eine Grösse beschreibt die Dichte der kinetischen Energie der Anströmung der Luft gegen das Flugzeug und lässt sich direkt mit dem [[Staurohr]] messen, der zweite Term ist gleich dem Produkt aus Bezugsfläche und Formfaktor. Die Formfaktoren (Widerstandsbeiwert ''c<sub>W</sub>'' und Auftriebsbeiwert ''c<sub>A</sub>'') bilden die Flugeigenschaften des jeweiligen Flugzeuges ab. Man beachte, dass diese dimensionslosen Zahlen in erster Linie vom Winkel zwischen Flugzeugachse und Anströmung abhängen. Bezieht man beide Kraftkomponenten auf den gleichen Querschnitt lässt sich ''c<sub>A</sub>'' zu ''c<sub>W</sub>'' im [[Polardiagramm]] darstellen.

	Die Leistung der Widerstandskraft ist gleich ''F<sub>W</sub>'''<sup> . </sup>'''v'', die der dynamischen Auftriebskraft gleich Null. Die phänomenologische Formel für den [[Strömungswiderstand]] kann deshalb über eine Energiebetrachtung hergeleitet werden.		Die Leistung der Widerstandskraft ist gleich ''F<sub>W</sub>'''<sup> . </sup>'''v'', die der dynamischen Auftriebskraft gleich Null. Die phänomenologische Formel für den [[Strömungswiderstand]] kann deshalb über eine Energiebetrachtung hergeleitet werden.

	Diese einfache, auf Experimenten und Energieüberlegungen beruhende Abschätzung der Kraft auf einen Flügel nützt wenig, wenn man Flügelprofile optimieren will. In den Anfängen der Fliegerei, als man noch keine Computer zur Verfügung hatte, modellierte man die Flügelströmung als ebene, [[laminar\|laminare]] Strömung eines nicht reibungsbehafteten, inkompressiblen Fluids. Diese zweidimensionale Potezialströmung kann in die Ebene der komplexen Zahlen abgebildet werden. In dieser Ebene lässt sich dann jedes beliebiege Flügelprofil konform auf einen Kreis abbilden, was die analytische Untersuchung stark vereinfacht. Heute kann jeder, der die entsprechende Software besitzt, eine Flügelströmung mittels eines CFD-Programms (Computational Fluid Dynamics) modellieren.

	==Strömungstheoretische Erklärung==		==Strömungstheoretische Erklärung==

Admin: /* Wieso ein Flugzeug fliegt */

2007-02-24T11:41:15Z

Wieso ein Flugzeug fliegt

← Nächstältere Version		Version vom 24. Februar 2007, 11:41 Uhr
Zeile 8:		Zeile 8:
	:<math>\vec F_{Luft} = \int p \vec {dA}</math>		:<math>\vec F_{Luft} = \int p \vec {dA}</math>

	Die Frage, wieso die Druckverteilung um das Flugzeug eine Kraft normal zur Anströmung (dynamischen Auftrieb) aufzubauen vermag, ist ein sehr komplexe Angelegenheit und lässt sich mit einem schnöden Hinweis auf den Satz von [[Bernoulli]] nicht beantworten.		Die Frage, wieso die Druckverteilung um das Flugzeug eine Kraft normal zur Anströmung (dynamischen Auftrieb) aufzubauen vermag, ist ein sehr komplexe Angelegenheit und lässt sich mit einem schnöden Hinweis auf den [[Gesetz von Bernoulli\|Satz von Bernoulli]] nicht beantworten.

	==Phänomenologische Betrachtung==		==Phänomenologische Betrachtung==

Admin: /* Folgerungen */

2007-02-10T11:25:51Z

Folgerungen

← Nächstältere Version		Version vom 10. Februar 2007, 11:25 Uhr
Zeile 59:		Zeile 59:
	Das Strömungsmodell von Kutta-Zhakovski, so idealisert es auch sein mag (Annahme einer reibungsfreien Laminarströmung eines inkompressiblen Fluidums im ganzen Gebiet ausserhalb der Wirbelstrasse), erklärt einige Phänomene sehr gut		Das Strömungsmodell von Kutta-Zhakovski, so idealisert es auch sein mag (Annahme einer reibungsfreien Laminarströmung eines inkompressiblen Fluidums im ganzen Gebiet ausserhalb der Wirbelstrasse), erklärt einige Phänomene sehr gut
	*Beim Überschreiten der kritischen Strömung bildet sich infolge der [[Drehimpuls]]erhaltung auf der Piste ein zur Zirkulation gegenläufiger Anfahrwirbel.		*Beim Überschreiten der kritischen Strömung bildet sich infolge der [[Drehimpuls]]erhaltung auf der Piste ein zur Zirkulation gegenläufiger Anfahrwirbel.
	*Die Zirkulation um die Flügel, die durch die Flügelspitzen erzeugten Wirbelschleppen und der Anfahrwirbel auf der Startpiste bilden gemäss des [[Helmholtzschen Wirbelsatzes]] einen geschlossenen [[Wirbelzopf]].		*Die Zirkulation um die Flügel, die durch die Flügelspitzen erzeugten [[Wirbelschleppe\|Wirbelschleppen]] und der Anfahrwirbel auf der Startpiste bilden gemäss des [[Helmholtzschen Wirbelsatzes]] einen geschlossenen [[Wirbelzopf]].
	*Ein Strömungsabriss (englisch: stall) infolge Vergrösserung des Anstellwinkels oder sehr hohe Geschwindigkeit stoppt die Zirkulation und den damit verbundenen dynamischen Auftrieb.		*Ein Strömungsabriss (englisch: stall) infolge Vergrösserung des Anstellwinkels oder sehr hohe Geschwindigkeit stoppt die Zirkulation und den damit verbundenen dynamischen Auftrieb.