Entwurf eines Laminarprofils für ein Dynamic Hovercraft - IAG ...
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Abbildungsverzeichnis<br />
2.1 Einfluss der Re-Zahl auf c a . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5<br />
2.2 Einfluss der Re-Zahl auf c p . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5<br />
2.3 Einfluss der Re-Zahl auf c w und A/W . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6<br />
2.4 Einfluss von h/c auf c p . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7<br />
2.5 Einfluss von h/c auf c w und A/W . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8<br />
2.6 Wirbelstärke <strong><strong>ein</strong>es</strong> Flugzeuges im Flug . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9<br />
3.1 c p − Verteilung für α = 0, 10 ◦ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 15<br />
3.2 νi ∗ − α∗ i − Verteilung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 15<br />
3.3 Profilpolaren für Zwischenentwurf . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16<br />
3.4 Profilpolaren für endgültigen <strong>Entwurf</strong> . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16<br />
3.5 c p − Verteilung für endgültigen <strong>Entwurf</strong> . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17<br />
3.6 Formfaktoren . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18<br />
3.7 Verteilung von c a in Abhängigkeit von h c . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19<br />
A.1 c p − Verteilung für NACA-4412 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . A–2<br />
A.2 Profilpolaren für NACA-4412 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . A–2<br />
A.3 <strong>Entwurf</strong>s<strong>ein</strong>gabedaten des endgültigen <strong>Entwurf</strong>s . . . . . . . . . . . . . . . . . . . A–5<br />
iv