Das Cl ist meiner Meinung nach der CL - Center of Lift oder auch Druckpunkt genannt. Er befindet sich am Schnittpunkt der luftkraftresultierenden Kräfte und der Profilsehne. Seine Lage ist abhängig von der Wölbung und vom Anstellwinkel. Am Druckpunkt greifen die Luftkräfte an.

Am gewölbten Flügelprofil ändert der Druckpunkt je nach Anstellwinkel gegen die Strömung seine Position.

Der Druckpunkt liegt bei der Stellung Cl=0 hinter dem Neutralpunkt (fix) und entwickelt so ein Drehmoment, dass eine Pitchdown Reaktion hervorgerufen wird. Da der Druckpunkt der Punkt ist, an dem die Luftkräfte anliegen zieht es diesen Bereich nach oben um den Neutralpunkt, der davor liegt.

Cl ist der Auftriebsbeiwert, der Druckpunkt ist der Centre of Pressure.

Die Lift-Gleichung ist

L = Cl * RHO / 2 *v²* S

wobei L = Lift

Cl = Lift coefficient

v = velocity

S = wing surface

@MaakMaak: Hmmm, wenn aber der Auftribesbeiwert in der Aufgabe 0 ist, dann ist auch der Auftieb 0. Wieso entsteht dann ein Nickmoment am Tragflügel?

Wenn man sich mal den Graphen mit dem Verhältnis von Cl und Angle of Attack anschaut, sieht man deutlich dass

a) bei einem symmetrischen Tragflügelprofil für 0° AoA auch der Cl 0 wird.

b) bei einem asymmetrischen Tragflügelprofil, wenn Cl = 0, dann brauch ich um das zu erreichen, einen negativen AoA (--> Pitch-Down effect).



Auf der beigefügten Datei sieht man das noch mal deutlich:

Bei AoA = 0 --> Cl ~ 0,5

Bei Cl= 0 --> AoA ~ -5° --> folglich negativer AoA

Heisst also, um hier 0 Auftrieb zu erzeugen muss ich mit einer AoA von -5° fliegen

So gesehen hast Du natürlich recht.
Vielen Dank für Deine guten Ausführungen!

:bestendank:

ich bin gerade an der Frage 27 E 20169


Darf ich mal frage warum in der Frage von Moment und nicht von AOA gesprochen wird ??



Es gibt ja schließlich das sogenannte Nullmoment Cmo bei CL=0

Das verwirrt mich....

Ein Moment löst einen sich ändernden AOA aus. AOA ist nicht konstant (es sei denn das M=0) sondern das Ergebnis des Momentes.