POF T2
pof
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Set of flashcards Details
| Flashcards | 336 |
|---|---|
| Language | Deutsch |
| Category | Physics |
| Level | Other |
| Created / Updated | 16.05.2015 / 22.07.2020 |
| Weblink |
https://card2brain.ch/box/pof_t2
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| Embed |
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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
Ta max. (Thrust available Jet) und Ta max. (Thrust available Porp) in der Drag/Thrust curve
Mit Throttel bewege ich Ta max engine nach oben unten
The nose up or nose down orientation of an aircraft relative to the horizon is known as:
The attitude of the aircraft.
Pa max Jet und Pa max. prop in der Power curve
Beim Prob kann ich nur die Leistung (Power) verstellen ==> Deshalb Power Curve
A laminar boundary layer or a turbulent is thinner
A laminar boundary layer is thinner than a turbulent one.
Thrust nimmt mit zunhemendem Thrust ab/zu ? wesshalb?
Thrust nimmt mit zunhemendem Thrust ab => Schub beim Stillstand am grössten =>Eingangsgeschwindigkeit der Luftmasse ist 0 => Wenn er sich bewegt wird die Eingangs v grösser bis v Aus- und Eingang gleich gross ist
1. Assuming no flow separation, the strength of wing tip vortices increases as the AoA increases.
2. The strength of wing tip vortices increases as the aspect ratio increases.
1 is correct, 2 is incorrect
Wie verhält sich der Schub über die Geschiwndigkeit?
über v konstant bzw. nimmt etwas ab ( bei High Bypass Treibern wie B777)
Waht are wing tip vortices created?
=> when producing lift => randwibel
Effects on Aircraft Parameters: Weight => Drag Curve + Thrust Curve
Increase weight => Increase Lift wird benötigt => Increased velocity ==> Kurve wird nach oben rechts verschoben ==> mit zunehmenden Gewicht erhöht sich der Widerstand mehr als die Geschwindigkeit
==> L=D \(= {1\over 2}* v^2 *p *Fläche * Cl\)
==> L = W (weight)
Thurst Curve: v^3 => wächst steiler an als beim Schub
Compared to a "high aspect ratio" wing a "low aspect ratio" wing will produce: drag and stalling angle?
More induced drag and have a higher stalling angle.
Effects on Aircraft Parameters: Schwerpunkt => Muss vor dem Neutralpunkt liegen
Schwerpunk weit vorne/hinten?
L = Lift Wing + Lift Leitwerk
Schwerpunk weit vorne: mehr Fuel => Induced Drag sehr gross (Tail sehr grosse Abwinde) ==> Leistung + Drag verschiebt sich nach oben => Stabil
Schwerpunk weit hinten: weniger Fuel => Induced Drag klein (Tail weniger Abwind) ==> Leistung Drag verschiebt sich nach unten => instabil
Which statement, about the effects on drag of fitting external tip tanks to the wings of an aeroplane is correct?
1. Parasite drag decreases.
2. Induced drag increases.
1 is incorrect, 2 is incorrect. => STOL aircraft, may use wingtips to shape airflow for controlability at low airspeeds.
Landung => Schwerpunkt?
Vor der Landung brauche ich ein stabiles Flugzeug => Fuel nach vorne gepumpt = mehr Fuel ==> wenn zu weit vorn, zu stabil = zu grosse Steuereinflüsse nötig um das Flugzeug zu bewegen
The induced angle of attack is the result of:
Downwash due to tip vortices.
A laminar boundary layer is a layer, in which:
Effects on Aircraft Parameters: ALtitude => Dichte Höhe => Warme Luft = dehnt sich aus = weniger Dicht ==> Thrust and Power curve?
Dichte nimmt ab => Dichte nimmt ab => V muss grösser werden, da Lift nicht kleiner werden darf (Formel) => Nur v verändert sich, weil Lift muss konstant beliben (L=W Weight) ==> Thrust Kurve verschiebt sich nach rechts ==> Mit dem gleichen Schub viel schneller unterwegs
Power curve: vershciecht sich nach oben rechts wegen Pr= Tr(Thurst) * v = D (Drag) * v ==> Drag nimmt ab und V grösser(jedoch^3)
Wieso können Prop nicht so weit steigen wie pistons
Wegen Dichtabnahme in der Höhe => Pr (Leistung) = Thrust * v ==> erforderliche Leistung wird in der Höhe grösser => verfügbare jedoch kleiner, da nicht mehr so Dichte Luft
Induced drag is created by the:
spanwise flow pattern resulting in the tip vortices.
Wieso sind die Pistion engines in grossen Höhen viel schneller unterwegs
Weil L= 1/2 p v^2 *Fläche * Cl ==> druck nimmt ab = l muss konstant (L=W (Gewicht)) ==> v muss grösser werden
For a rectangular wing at constant speed and angle of attack, induced drag:
Will be greatest at the wing tip.
