Auftriebsbeiwert vs. Anstellwinkel (CL-α-Kurve)

Die CL-α-Kurve (oft "Lift Curve") zeigt, wie der Auftriebsbeiwert CL mit dem Anstellwinkel α variiert. Sie ist die wichtigste Charakteristik eines Tragflügelprofils.

Typischer Verlauf

code

   CL
   |          *
   |        *           ← α_stall
   |      *  \
   |    *     \
   |  *        \___    ← Stall-Bereich
   |*
   +-------------- α
   α_0       α_stall

Bereiche

1. Linearer Bereich (klein bis mittel α)

Slope: dCL/dα ≈ 2π pro Radiant (theoretisch, dünnes Profil in idealem Fluid) bzw. ≈ 0,1 pro Grad in der Praxis.
CL = CL₀ + a · α (a ≈ 0,1 / °).
Symmetrisches Profil: CL₀ = 0, also CL = 0 bei α = 0°.
Gewölbtes Profil: CL₀ > 0, also CL > 0 bei α = 0°. Bei z.B. NACA 2412 typisch CL₀ ≈ 0,2.

2. Nahe Stall (α nahe α_stall)

Kurve flacht ab → CL_max wird erreicht.
CL_max für typische GA-Profile: 1,2 bis 1,8 (ohne Klappen); mit Klappen 1,8–2,4.

3. Stall-Bereich (α > α_stall)

CL fällt schlagartig ab.
Grenzschicht löst ab, Strömungsabriss.
Recovery: Anstellwinkel reduzieren.

Typische Werte

Parameter	Wert (typisch GA)	Quelle
α_zero-lift α₀ (gewölbtes Profil)	−1° bis −3°	NACA Reports
dCL/dα (Slope)	0,1 pro Grad	Anderson Kap. 4
α_stall	14°–18° (Profil); 10°–12° (Flügel)	FAA AFH
CL_max	1,2–1,8 ohne Klappen, bis 2,5 mit Klappen	NACA 2412

Warum sinkt CL nach dem Stall?

Bei kleinem α: Strömung folgt sauber dem Profil (laminare/turbulente Grenzschicht haftet).

Bei kritischem α (α_stall): Adverser Druckgradient auf Oberseite wird zu groß → Grenzschicht löst ab.

Bei α > α_stall: massive Ablösung → großer Wirbelbereich oberhalb Profil → CL sinkt dramatisch, CD steigt stark.

Wing-Stall vs Airfoil-Stall

Airfoil (2D): α_stall typisch 14–18°. Wing (3D): α_stall typisch 10–12°, weil Wingtip-Vortices und Downwash den effektiven α an Spitzen reduzieren — Wurzel stallt zuerst (bei normal designtem Flügel mit Washout).

Klappen-Einfluss

Klappen erhöhen CL_max und verschieben die CL-α-Kurve nach oben und links:

CL_max kann von 1,4 auf 2,4 steigen.
α_stall kann von 16° auf 12° sinken (Klappen "vergrößern" effektiven Profil-Anstellwinkel).
CL₀ wird negativer (Klappen erhöhen Wölbung).

Quelle: FAA AFH Kapitel 5.

Praktische Konsequenzen

CL_max bestimmt Stall-Speed: höhere CL_max → niedrigere Vs.
Klappen für Anflug/Landung: niedrigere Vapp möglich.
Maneuvering-Speed Va: bei CL_max ist auch der Maximum-G-Faktor begrenzt.
Spin: Asymmetrischer Stall (ein Flügel früher) → Autorotation.

Was passiert beim Stall genau? (siehe Lesson "Stall / Strömungsabriss")

Nase sinkt (kein Auftrieb mehr trotz hoher α).
Geschwindigkeit fällt (bei konstanter Pitch).
Recovery: Yoke vor (α reduzieren), Power erhöhen, dann Pitch zurück.