POF T2
pof
pof
Typically teh CL/CD ratio is:
regarding deep staal characteristics, identify whetever the following statements are correct or incorrect?
1) An aeroplane with a low horizontal tail and wings with sweepback is normally prone to deep staal
2) an aeroplane with a canard is normally prone to deep stall
1 and 2 incorrect
Canard winf => feature?
if approaching a stall condition, the canards small before the main wing do => pitch down moment
teh stalling angle of an aerofoil is approximately
16 degrees
the min. speed at which lift equals weight is calles
VS1g
When looking at the airflow over the wing, from the wing surface and up, the air is:
With increasing AoA the CP will reach its most forward point :
Which aeroplane design has the highest probability of a super stall?
the purpose pf a fixed spoiler on the leading edge of a wing at the root is to:
The load factor is less than 1
1) stall speeds are determined with the CG at the forward limit
2) Min. control speeds are determined with the CG at the aft limit
1 and 2 correct
A fixed staal strip on the leading edge of teh wing at the root will:
Accelerated STall:
deep staal:
Accelerated STall: the staal that occurs while teh aircraft is experincing a load factor higher than 1 g ==> staals at higher speed
deep staal: dangerous => that affects certain aircraft designs, notably those with a T-tail conf. the turbulent wake of a stalled main wing blankets the horizontal stabilizer, rendering the elevators ineffective and preventing the aircraft from recovering from the staal => AoA between 40-60 degrees
fixed spoiler ?
a stall strip on the leading edge => the sharp leading edge of the stall strip ensures a lower stalling angle than the rounded leading edge of the wing and thus inducing stall
Staal speed increased => Formel mit Gewicht
V s new = vs old x Wurzel( new weight/ old weight)
WIe verhält sich die stalling speed mit der Höhe ?
constant at low altitudes as long as the speed is low enough for compressibility effects not to be present ==> stall speed Increased with altitude increasing
Wing forces => what theay do?
prevents the outward draft of the boundary layer and thus reduces the tendency to tip stall => higher AoA
what makes the tailplane?
normally produces a downwards force => when the tailplane stalls, the downward force will be gone immediately and the aeroplane pitches down
Difference straight and swept wing on stalling speed? Anhedral and T-Tail?
Anhedral and T-Tail no influence on stalling speed => wing sweep causes the Cl curve less slope and a smaller value of CL max than straight wings => the higher sweep, the lower the value of CL MAX = a higher stall speed
What is a spin?
a spin is a controlled or uncontrolled manouevre, = stalled situation (both wings are stalled) with the nose usually pointed sharply downwards in which the aircraft descends in a helical path with an AoA greater than the Angle of max. lift => Occurs with teh wings in a stalled flight condition plus a yaw and roll n the same direction and that it can develop in any attitude, at any airspeed at/or below manoeivering speed
Clim propeller ? Cruise propeller?
Clim propeller = low pitch Cruise propeller = high pitch
When the lift coefficient of a negatively cambered aerofoil section is zero, the pitching moment is:
How can the propeller thrust be increased ?
increase in diameter, RPM or number of blades => but also by moving the power lever forward
24537 An aircraft flying at 150kts EAS at 10000ft compared to the same aircraft flying at the same EAS at sea level will have:
Which propleller design characteristics reduce the noise level?
low blade tip speed by low RPM or low diameter
The point, where the aerodynamic lift acts on a wing is:
centre of pressure
A constant speed propeller is one which:
rotates at a constant speed by altering the blade angle
As the angle of attack increases, what makes the stagnation point on the wing's profile
As the angle of attack increases, the stagnation point on the wing's profile moves downwards.
Does the pitch-angle of a constant-speed propeller alter (ändern) in medium horizontal turbulence?
Yes slightly
For a given angle of attack, a swept wing will: => Lift compared with straight one
have a lower lift coefficient than an equivalent straight one.
Drag Polar; Was sagt diese aus?
Anstellwinkel => grlsser als 0 => Lift b= Berthilde
The location of the centre of pressure of a positively cambered aerofoil section at increasing angle of attack will:
shift forward until approaching the critical angle of attack.
Aus Drag Polar folg ?
Drag curve => Wiederstandskurve => total Drag nimmt mit v^2 zu
The lift coefficient of an aerofoil section: Increase in AOA
Increases with an increase in angle of attack up to the stall.
Drag Curve ist das selbe wie?
Thrust Curve => max. Schub denn ich benötige => Tr (Thrust required)
The centre of pressure of a symmetrical aerofoil section is behind the leading edge approximately at the following % of the section chord:
25%
Aus Drag Curve / Thrust Curve leitet sich welche Curve ab?
Power Curve => Leistungskurve; wie viele Leistung ich benötige Pr = power required => Leistung P = Work/Zeit ==> wächst mit der v^3
==> Pr = Tr * v = D * v Tr = Thrust D = Drag
Aspect ratio of a wing is the ratio between:
wing span squared and wing area.
Unterschied Thrust (Tr) and Power (Pr)
Thrust: Bei piston engines => Thrustlever = Bewege ich den Thrust => Ich bewege den Thrust
Power (Leistung): bei Kolbenmotoren => Powerlever => nach vorne = mehr Fuel = Mehr Leistung = Drehzahl wird erhöhet = Propeller dreht schneller = Dadurch entsteht Schicht
==> Dreht schneller = v steigt => Angle wird kleiner => CL wird keliner ==> Muss schneller drehen = Irgend wann ist er an seinem Max.
An aeroplane maintains straight and level flight while the speed is doubled. The change in lift coefficient will be:
x 0.25
-
- 1 / 336
-
Cartes-fiches
Flight Path Gradient
Richtung Flugzeug zur Erde ==> Wenn Wind => Komme ich über das Hindernis
Descent: DG and ROD (unbeschleunigt )
Descent Gradient: \(DG = {D - T \over W}\)
Rate of Descent: \(ROD = {Pr - Pa \over W}\)
Was hat das Gewicht für einen Einfluss auf den DG and ROD ?
schwerer Flugzeug keinen Einfluss auf DG, jedoch Einfluss auf ROD => weil Pr grösser zunimmt als das W
Unterschied kleiner DG and ROD
kleiner DG: am meisten Strecke zurücklegen bei VMD => komme am meisten weit => erreiche den Flughafen noch
kl. ROD: mit VMP => Die längste Zeit in der Luft
Clear Ice
Sieht es nicht => An den Tragflächen => Flügelvorderkante
Rime Ice
Licht reflektiert => spontaneus freezing of small-super-cooled droplets => Leading edge (Flügelvorderkante)
Was passiert bei Ice ?
significant decrease of the Cl max = >Stall viel schneller und stalling speed steigt an => Negative for T/O-landing = Increasing Distance
Tail icing ?
Less stable in the longitudinal sense
Rudder icing ?
reduce directional stability => Induce dutch roll
Ice detection
Ein Massensensor unter der Flügelfläche, der merkt, wenn es einen increased due to additional ice entdeckt => hat Heizsensoren die abwechslungsweise eingestellt werden => Masseunterschied wird festgestellt
Anti Ice and de-icing
Anti-icing => pro active (vor dem Ice (Heisse Luft oder elektrisch)
De-icing: re-active => 1. Boots (Gummischläuche) 2. Weeping wing (kl. Löcher im Flügel, drückt De-icing Flüssigkeit in das Ice) 3. heated wings
Was ist der Vorteil, der heutigen Enteissungsflüssigkeit ?
De-icing and Anti-icing in einer Flüssigkeit => bei einer v verschwindet die Flüssigkeit vom Flügel (sonst beeinflusst die Flüssigkeit die Flugeigenschaften)
Unterschied Twin Engine and SEP ?
1. SEP: lower fatal accident rate; lomger range; greater endurance; LOWER STALL SPEED; lower cost
2. Twin: higher fatal acciecent rate, less endurance, higher staller speed (Gefährlicher beim Landeanflug=> Schneller bei Stalling speed bei engine failure) higher cost
Problem bei Engine failure
Braucht eine gewisse V => Min. control speed => Wegen dem Drehmoment => TxS1 = TxS2
4 Faktoren beim ENgine Failure: schlimmere Engine, why?
left ist das kritische
1. p-Factor
2. Accelerated Slipstream
3. Spiralling Slipstream
4. Torque
1. P-factor
Motorblätter werden unterschiedlich angeströmt (wenn in Bewegung) => descend and Hasending blade => Unterschiedlich viel Schub !
==> rechte erzeugt mehr Moment=> linke ist das kritische, weil es dem grösseren Moment nicht mehr entgegenwirken kann
==> Desto schlimmer wenn ich langsam fliege + mit einer hohen Anstellwinkel fliege
2. Accelerated Slipstream
rechter Flügel hat einen höheren Auftrieb wegen dem Propwash
3. Spiralling Slipstream
links wird Slipstream ausgeglichen => trifft auf Tail + zusätzlich nach rechts ==> Wenn left ausfällt wird rechtstreiben nicht entgegengewirkt ==> rechter Slipstream does not heat the aircraft
4. Torque
Drehnung nach links, da beide Prop nach rechts drehen
Side Slip OEI => Was must du machen ?
Kugel muss auschlaegn => ball zum drehenden Prop ==> centered ball is no longer an indication for zero sideslip as a result of asymmetrical thrust
critical engine by turbine?
Das Triebwerk, welches im Wind steht
VMC
Minimum Controll speed => setzt sich zusammen aus VMCA VMCG and VMCL => VMC gibt den grössten Wert an
=> VMC = Geschwindigkeit mit der nach dem Ausfall des kritischen Engine das Flugzeug noch konttroliierbar ist
Wie verhält sich VMC in der Höhe und Temp.
VMC nimmt an mit zunehmender Temp + zunehmender Höhe ab, weil Thrust kleiner wird => Staudruck q
==> \(q = {T \over Sf * Clf} * {y \over x}\) Sf = Fläche Rudder
Wann ist VMC am grössten ?
full Power
Cowl Flaps open
max. crossweight
max forward CG
==> am grössten, wenn etwas kleiner wird, wird VMC kleiner, weil ich dann weniger T brauche
VMCG
Min control speed on ground => muss schnell genug sein, dass das Seitenruder genügend ausschlagen kann ==> Flugzeug wieder zurück auf die Centerline (weniger als 30 ft)
VMCA
Min control speed airborne: aircraft remains controllable in a bank of 5 Grad or at zero yaw and remaining engines run at T/O thrust (Gerade nach T/O)
==> HDG halten + Bank max. 5 degrees
VMCL
min. control speed landing: HDG halten können + Bank Angle max. 5 degrees
Wie verhäält sich die Climb Curve nach einem Engine Failure?
verschiebt sich nach unten rechts, weil Drag zunimmt
VSSE
Min. Safe single engine airspeed => Niemals ein Triebwerk absichtlich unter dieser Speed abschalten
Was ist das grösste Problem V STall und V MC im Vergleich?
Bei Twin engine kann die V MC über der Stall speed sein ==> Loss of controls obwohl über der Stall speed bei Engine failure => Bis zu einer gewissen Höhe => loss of controls grösser als stallspeed wenn one engine inop
unsynchronisation Multi Engine ? was macht das?
1. Schwingung = Sea Krank 2. Mehr Lärm
Drift down after Engine failure
Durch Gear Moment Ausgleich + Windmilling Prop = Drag nimmt zu => Thrust required and Power required erhöht => Drift down bis Ta OEI = DOEI
Was hat das Gewicht für einen EInfluss auf das Drift down ?
weiter Absinken bis Ta = D ist ==> Oder Fuel ablassen
Drift down => Limitations
min. 2000 ft über dem Hindernis ==> Reichweite wird verkleinert => DG = (D - T)/W
5 unusual fligh conditions
1. Adverse Yaw
2. yaw roll Moment
3. Dutch Roll
4. Spinn
5. Slip
Adverse Yaw? Induc DInduziert?
Dind=\({L^2 \over v^2}\)
Linkurve => Rechter Flügel höher, weil Mehr Auftrein ==> mehr ind. D => geht aus der Kurve (Flügel wird nach hinten gedrückt)
Yaw Moment? Was machen ?
Flügel werden unterschiedlich angeströmt => 1. Fuss geben 2. Bank => Stellt den Flügel in den Wind, wo mehr Auftrieb braucht
==> Wind links 1. linker Fuss => Stell den rechten Flügel in den Wind => Mehr Auftrieb
2. Bank => Noch bessere Kurve
Dutch roll
Adverse Yaw and Yaw Moment kombiniert
1. yaw Moment nach rechts: Flügel angehoben => Mehr Auftreib => Drag => wird nach hinten gedrückt
2. Durch den Flügel, der mehr Drag hat, wird der andere Flügel in den Wind gestellt (yaw Moment) => Schaukelt wieder zurück und beginnt von vorne
Gegenmassnahmen zum Dutch Roll ? Ab wann umbedingt nötig?
Yaw damper => schlägt Rudder stark aus, um Dutch roll entgegenzuwirken => Ab 46'000 ft => Yaw Damper Ausfall => Sofort unter 46'000 ft sinken
Wann kommt Dutch Roll vor?
lateral stability is larger compared to Directional stability
