Vliegende vleugels->

Hallo aerodynamica fanatici,

De laatste tijd ben ik me een beetje aan het oriënteren op het gebied van de vliegende vleugels. Vooral de zogenaamde 'Brettchen' of "Planken' spreken mij erg aan:







Nu weet ik dat deze nuri's allemaal gebruik maken van profielen met een S-slag. Maar hoe kan het nou dat deze vleugels (stabiel) vliegen met slechts een rechte vleugel en een strak profiel?

Tweede vraag is; hoe wordt bij dit soort vleugel het CG bepaald? Ligt deze op een bepaald percentage van de koorde (zoals 1/3 bij 'normale' vliegtuigen met stabilo's)

Derde vraag; soms zie ik dat deze zwevers uitgerust zijn met een 4-kleppen vleugel. Wat is het praktische nut van flaps op een plank? Door ze een paar graden naar beneden te zetten verlies je toch juist je S-slag-> en daarmee toch stabiliteit/lift? En als ze nou 90 graden naar beneden staan voor bijvoorbeeld het landen. Hoe is het moment die dit geeft te compenseren, aangezien de vleugel geen hoogteroer heeft.

Hoop dat de experts hier mij kunnen helpen

Groeten Rick

 

Hier wat lees voer. Dit is de vertaling van deze site Basic Design of Flying Wing Models

Basis Ontwerp van Flying Wing Models

Inleiding

Een overzicht van de beschikbare literatuur over het onderwerp vliegende vleugel en staart model vliegtuigen laat zien, dat in de meeste gevallen, het aërodynamische selectie wordt genoemd, maar geen betrouwbare gegevens voor de selectie zijn beschikbaar. Als gevolg van het toegewijde werk van de verschillende modelers, een enorme verzameling van vleugelprofiel coördinaten is vandaag beschikbaar [ UIUC ], [Bender / Wiechers] - een vergelijkbare reeks aerodynamische data is meer moeilijker om wel te vinden,. Deze situatie en de talrijke vragen van modelers, met betrekking tot de prestaties en de selectie van aërodynamische vlakken voor de vliegende vleugel modellen initiatief voor deze krant. Op deze webpagina pagina vindt u een manier vinden om de noodzakelijke berekeningen voor een stabiele vliegende vleugel-modellen uit te voeren. De bijbehorende collectie van aërodynamische coördinaten en polairen is gepubliceerd in [ 29 ].


Een indoor vliegende vleugel model door R. Eppler in 1942.


Aërodynamische vlakken voor Flying Wings

Staartloze vliegtuigen en vliegende vleugels kan uitgerust worden met bijna alle aërodynamische, als vegen en draai de distributie zijn dienovereenkomstig gekozen. Dus, de enige echte "vliegende vleugel aërodynamische" bestaat niet. Maar als we willen een staartloze vliegtuig ontwerp met een groot werkbereik, moet de vleugel hebben een kleine hoeveelheid twist alleen maar, of helemaal geen, naar de geïnduceerde weerstand houden op een redelijk niveau gedurende de hele vlucht envelop. Onder deze omstandigheden moet de vleugel niet leiden tot een grote variatie in ogenblik coëfficiënt, wanneer de hoek van de aanval is gevarieerd. Dit maakt het noodzakelijk, om aërodynamische vlakken te gebruiken met een lage even coëfficiënt. In het geval van een unswept vleugel ("plank"), zelfs een vleugelprofiel met een positief moment coëfficiënt nodig is, naar boven afgebogen flappen onder getrimd vlucht omstandigheden te vermijden. Dergelijke aërodynamische vlakken hebben meestal een teruggeslagen camber lijn.


Een moderne radio gestuurde vliegende vleugel F3B model van 1994.
Longitudinale stabiliteit

Net als zijn full-size neven, moet elk model vliegtuig een minimum bedrag van stabiliteit, dat wil zeggen het moet in staat terug te keren naar de bijgesneden vlucht toestand na een verstoring door een windvlaag of een stuuringang. Hoeveel stabiliteit nodig is, hangt af van de piloten persoonlijke smaak: wedstrijd piloten de voorkeur aan een kleine marge stabiliteit, beginners graag vliegen met een ruime marge. Hier slechts een korte introductie zal in het onderwerp worden gegeven, waardoor het mogelijk zal maken om een eerste schatting voor het centrum van de zwaartekracht en een redelijke combinatie van vegen en camber voor een vliegende vleugel te vinden.

1. Unswept Wings (Plank)

Terwijl de horizontale staartvlak zorgt voor de benodigde hoeveelheid van longitudinale stabiliteit op een conventioneel vliegtuig, het is de vleugel, die een vleugel unswept stabiliseert. In de meeste gevallen, aërodynamische vlakken met teruggeslagen zijn (S-vormige) betekenen lijnen gebruikt op vliegende vleugel modellen een in lengterichting stabiel model te realiseren.

Enkele belangrijke aerodynamische en mechanische Facts

Om te begrijpen, waarom een ​​teruggeslagen aërodynamische in staat is om stabiliteit in lengterichting te verstrekken aan een vleugel, twee dingen zijn belangrijk:

Totaal Kracht en Moment, c / 4 punt
De druk krachten, die inwerken op het oppervlak van elke vleugel sectie, kan worden vervangen door een enkele totale kracht en een totale moment. Zowel handelen op de kwart-akkoord punt van het vleugelprofiel. Wanneer de hoek van de aanval verandert (bijvoorbeeld als gevolg van een windvlaag), op het moment blijft nagenoeg constant, maar de totale kracht verandert. Het vergroten van de invalshoek verhoogt de kracht.

Zwaartepunt
Translaties en rotaties van de "free floating" lichamen zijn ten opzichte van hun zwaartepunt uitgevoerd. Wanneer de invalshoek van een vliegtuig verandert, het vliegtuig draait (plaatsen) rond het zwaartepunt ( cg ).

Evenwicht

Laten we eens kijken naar een getrimd vlucht aandoening, waar alle krachten en momenten zijn in evenwicht en laten we een conventionele, gewelfd vleugelprofiel vergelijken met een aërodynamische met een teruggeslagen camber lijn. De momenten en krachten voor deze bijgesneden staat worden aangeduid met een sterretje (*). De krachten zijn het gewicht van het model m , vermenigvuldigd met de zwaartekrachtversnelling g ( 9.81m / s ) en de aërodynamische lift L , die op te heffen (som van de krachten in verticale richting gelijk is aan nul). De drag krachten zijn hier verwaarloosd. De som van de momenten rond cg (veroorzaakt door het aërodynamische moment dat M en de liftkracht L , die op een afstand van cg ) moeten ook nul zijn.

conventionele airfoil met camber airfoil met teruggeslagen betekenen lijn
Equilibrium State

Dit draagvlak heeft een neus zwaar moment. Zoals hierboven vermeld, het centrum van de zwaartekracht is ook het centrum van de rotatie van de vleugel. Wanneer het verschoven achter de c / 4 punt, de luchtmacht L * in de voorkant van de cg gaat de neus zware moment M * om evenwicht te bereiken. De afstand tussen de cg en c / 4 punt is afhankelijk van de hoeveelheid van M * . Een symmetrische airfoil heeft M *= 0 , wat betekent dat we de plaats cg bij de c / 4 punt. De teruggeslagen camber regel maakt het moment coëfficiënt positief, wat betekent, dat op het moment rond de c / 4 punt is het werken in de staart zware richting. Daarom is het centrum van de zwaartekracht moet worden gevestigd in de voorkant van de c / 4 wijzen op het moment dat evenwicht te M * door de liftkracht L * . Hoe groter het moment (-coëfficiënt) van het vleugelprofiel, hoe groter de afstand tussen de c / 4 en de cg voor evenwicht.
Disturbed State

Wanneer de hoek van de aanval is verhoogd (bijvoorbeeld door een windvlaag), de liftkracht L toeneemt. Nu L> L * en de staart zwaar moment dat als gevolg van de lift groter is dan het moment rond c / 4 , die nog steeds M = M * . Dus de vleugel zal pitch omhoog, waardoor de hoek van de aanval verder. Dit gedrag is instabiel en een staartvlak is nodig om het systeem te stabiliseren. Hier hebben we de lucht kracht die achter de cg , wat resulteert in een extra neus zwaar moment, als de lift toeneemt. Met L> L * , de vleugel zal toonhoogte omlaag, waardoor de hoek van de aanval, totdat de evenwichtstoestand weer is bereikt. Het systeem is stabiel.
Neutrale Point en stabiliteit

Zoals we hierboven leerde, een unswept vleugel met een aërodynamische teruggeslagen in staat is om zichzelf te stabiliseren. De cg moeten zich in voor de c / 4 punt, dat ook wel neutraal punt ( np ). De afstand tussen de neutrale punt (kwartaal akkoord punt voor een unswept vleugel) en het centrum van de zwaartekracht is het bepalen van de hoeveelheid van stabiliteit - als de CG dicht bij de np , het rechtzetten moment is klein en de vleugel weer (te) langzaam in zijn evenwicht toestand. Als de afstand CG - np is groot, de cg is ver voor de c / 4 punt en de vleugels snel terug naar het evenwicht hoek. Je zal vereisen grotere flap vervormingen aan het model wel controle. Als de afstand te groot is, kan de vleugel worden over-gestabiliseerd, overschrijding van de bijgesneden vlucht houding en oscillerende meer en meer totdat het vliegtuig crasht.

Een maat voor de stabiliteit is de afstand tussen de cg en np , gedeeld door de gemiddelde koorde van de vleugel. Typische waarden voor dit nummer voor een vliegende vleugel liggen tussen 0,02 en 0,05 , wat betekent dat een stabiliteit coëfficiënt sigma van 2 tot 5 procent. We kunnen het evenwicht van de momenten rond cg voor ons ontwerp liftcoëfficiënt door

,

die kunnen worden omgevormd tot het moment coëfficiënt die nodig is om een ​​zekere stabiliteit coëfficiënt voldoen te vinden:

.

Voorbeeld Wij willen een unswept vliegende vleugel (een plank) te gebruiken voor nok stijgende en naar een doel lift coëfficiënt van het gebruik beslist = 0,5 . We willen een coëfficiënt van stabiliteit hebben 5% en zijn op zoek naar een bijpassende draagvlak. We berekenen de benodigde dit moment coëfficiënt
Cm = 0,5 * 0,05 = +0.025.

Zoeken door middel van een publicatie over Eppler aërodynamische vlakken [ 28 ], vinden we, dat de aërodynamische vlakken E 186 en E 230 kunnen worden gebruikt voor ons model.

2. Swept Wings

2.1 Neutraal Point en stabiliteit

We hebben al geleerd, dat het centrum van de zwaartekracht moeten zich in de voorkant van het neutrale punt. Terwijl de np van een unswept, rechthoekige vleugel is ongeveer op de c / 4 punt, de np moet van een geveegd, taps toelopende vleugel worden berekend. De volgende procedure kan worden gebruikt voor een eenvoudige, taps toelopende en geveegde vleugel. Eerst berekenen we de gemiddelde aërodynamische koorde lengte van een taps toelopende vleugel, die onafhankelijk is van de sweep hoek:


met de wortel akkoord l r , de tip akkoord l t en de afbouw verhouding .

We kunnen ook het berekenen van de spanwise locatie van de gemiddelde koorde , met behulp van de overspanning b ,

.

De np van onze geveegde vleugel kan worden gevonden door het tekenen van een lijn, parallel aan de romp middenlijn, aan het station spanwise y . Het akkoord op dit station moet gelijk zijn aan . De np is ongeveer gelegen aan de c / 4 punt van dit akkoord lijn (zie de schets hieronder).


Geometrische parameters van een taps toelopende, geveegde vleugel.



In plaats van het gebruik van de grafische aanpak kunnen de locatie van het neutrale punt ook worden berekend met behulp van een van de volgende formules, afhankelijk van de conus ratio:

Als taper-ratio > 0.375

Als taper-verhouding <0,375.

De cg moet worden geplaatst in de voorkant van dit punt , en de vleugel kunnen sommige twist (wash-out) nodig om een voldoende stabiel vleugel te krijgen.

2.2 Twist

De keuze van de locatie van de cg aan Infront van de te np is geen garantie voor evenwicht - het is slechts een voorwaarde voor longitudinale stabiliteit. Bovendien, zoals hierboven uitgelegd voor unswept vleugels, de som van alle aërodynamische momenten rondom de cg moet nul zijn. Omdat we hebben gekozen voor de positie van de CG nu al aan de stabiliteit voldoen aan het criterium ( cg voor np ), kunnen we het evenwicht van de momenten te bereiken alleen door aërodynamische selectie en door het aanpassen van de twist van de vleugel. Op conventionele vliegtuigen met een horizontale stabilisator is het meestal mogelijk om het verschil tussen de hoeken van de incidentie van vleugel en staartvlak te passen tijdens de eerste vlucht tests. Aan de andere kant, vliegende vleugels hebben het verschil ingebouwd in de vleugel (twist), die niet gemakkelijk kan worden veranderd. Dus is het zeer belangrijk om de combinatie van planform, aërodynamische vlakken en draai naar rechts (of in ieder geval dichtbij) te krijgen voordat de vleugel wordt gebouwd. Nogmaals, de berekening van deze parameters is vrij complex en zal niet hier worden gepresenteerd, de relaties worden weergegeven in groot detail in [ 27 ]. Hier zal ik een eenvoudige, benaderende aanpak, die is gebaseerd op twee grafieken, en kan gebruikt worden voor geveegd, taps toelopende vleugels met een lineaire aërodynamische variatie van wortel tot punt.

We beginnen met dezelfde geometrische parameters, die we hebben gebruikt voor de berekening van de np hierboven. Daarnaast berekenen we de aspect ratio ( AR = b ² / S , waarbij S is de vleugel oppervlakte) van de vleugel. De selectie van het vleugelprofiel secties bepaalt ook het bereik van het model. Aërodynamische vlakken met een kleine hoeveelheid van de camber zijn niet goed geschikt voor langzame, thermaling vlucht, maar goed voor F3B vlucht stijl en nok stijgende. We kunnen het ontwerp van de twist distributie voor een bijgesneden lift coëfficiënt, waarbij de vleugel zal vliegen zonder flap doorbuiging. Deze lift coëfficiënt is meestal ergens tussen de beste glijden en de beste klim prestaties van het vleugelprofiel. Met de geselecteerde liftcoëfficiënt Cl van de aërodynamische vlakken, kunnen we ook vinden op het moment coëfficiënt Cm 0.25 van het vleugelprofiel polairen. Als we van plan om verschillende wortel en tip secties te gebruiken, gebruiken we de gemiddelde waarde van het moment coëfficiënt van de twee aërodynamische vlakken. De vereiste draai van de vleugel kan worden gecombineerd uit twee delen:

Geometrische Twist
Dit is de twist, die in de vleugel gebouwd als het verschil tussen de x-as van de wortel en de tip sectie. Het komt overeen met de hoek verschil tussen de belangrijkste vleugel en staartvlak van conventionele vliegtuigen en kan gemakkelijk worden gemeten. Een positieve wending betekent een kleinere hoek van inval aan de top sectie (wash-out). Grote geometrische draai hoeken kan worden gebruikt om vleugels met kleine zwaai hoeken of sterk gewelfde vleugelprofielen te stabiliseren, maar hebben het nadeel van het creëren van grote hoeveelheden geïnduceerde weerstand, wanneer de vleugel werkt buiten van het ontwerp punt. Het doel van de volgende paragrafen is het vinden van de geometrische twist.

Aërodynamische Twist
Als we kiezen aërodynamische vlakken met verschillende hoeken nul lift, kunnen we de hoeveelheid van geometrische twist. Het verschil tussen de nul lift richtingen heet aerodynamische twist en we moeten aërodynamische polairen om de nul lift hoek te vinden. Ook, een kleine of zelfs positief moment coëfficiënt verminderd de benodigde hoeveelheid van geometrische twist, en verbetert de prestaties uit het ontwerp van de vleugel.

Het vinden van de vereiste Twist ß req

Met behulp van grafiek 1, gaan we de grafiek met de beeldverhouding AR op de horizontale as, en teken een verticale lijn omhoog, totdat we snijden de curve, die overeenkomt met de vegen hoek van de c / 4 lijn. Voortzetting van de as op de linker grens, vinden we de standaard waarde van b * req voor de gewenste draaihoek.
Deze standaard waarde is geldig voor een vleugel, die:

is getrimd op = 1,0 , en

heeft een stabiliteit coëfficiënt van de s * = 10% (zie hierboven ), en

maakt gebruik van aërodynamische vlakken met een moment coëfficiënt van nul.

Van de standaard waarde berekenen we de ware, vereiste draaihoek, met behulp van de formule inzet in de grafiek. Daarom berekenen we de verhouding van ons doel liftcoëfficïent naar de standaard lift coëfficiënt ( C L / ) en de verhouding van onze gewenste stabiliteit coëfficiënt op de standaard . We zien, dat een vermindering van de lift coëfficiënt C L = 0.5 ook de nodige twist met 50% vermindert. Ook als we gebruik van een kleinere marge stabiel s , moeten we een kleinere hoeveelheid twist.


Grafiek 1: Het vinden van de benodigde twist.

Variatie van nul lift hoek

Als we gebruik maken van verschillende aërodynamische vlakken bij de wortel en de tip, misschien hebben ze verschillende richtingen nul lift, die de evenwichtstoestand invloeden. De geometrische twist moet worden verminderd met het verschil van de nul lift richtingen een 0 van de tip en wortel delen:

.

Met dezelfde vleugelprofiel voor beide secties, kunnen we b een 0 op nul.

Invloed van de Airfoil Moment coëfficiënten

Het moment coëfficiënt van de aërodynamische vlakken bijdraagt ​​aan het evenwicht, en moet in aanmerking worden genomen voor de berekening van de twist. Grafiek 2 kan gebruikt worden tot het equivalent draai te wijten aan de bijdrage van vinden Cm , die moet worden afgetrokken van de vereiste twist. Als we gebruik van aërodynamische vlakken met een positief moment coëfficiënten, de bijdrage positief zal zijn, wat resulteert in een vermindering van de hoeveelheid twist, zeer gewelfde vleugelprofielen opbrengst negatieve waarden b Cm , die ons dwingen om meer twist te bouwen in de vleugel. Net als bij de vorige grafiek, we gaan met de aspect ratio, kruisen met de sweep curve en lees de waarde voor b * Cm vanaf de linker as.


Grafiek 2: Het vinden van de extra draai te wijten aan de aërodynamische vlakken dit moment coëfficiënt.

Nogmaals, is de grafiek is weergegeven voor een bepaalde norm voorwaarde, die is een moment coëfficiënt van c m * = 0,05 (let op: positieve waarde). We passen de verhouding van het moment coëfficiënten ( c m / c m * ) om de bijdrage vinden b Cm van het moment coëfficiënt op de geometrische twist. Deze bijdrage moet worden afgetrokken van de gewenste draaihoek, ook. Met behulp van de gebruikelijke, gewelfd aërodynamische vlakken met een negatief moment coëfficiënten verandert het teken van de verhouding c m / c m * , wat resulteert in negatieve b * Cm waarden. Dit betekent, dat het aftrekken van b aanvr daadwerkelijk worden een aanvulling, het verhogen van de geometrische draaihoek. Als we verschillende aërodynamische vlakken bij de wortel en de tip, kunnen we gebruik maken van de gemiddelde moment dat coëfficiënt (c m, tip + c m, wortel ) / 2 om de ratio te berekenen c m / c m * .

Tot slot, kunnen we berekenen de geometrische draaihoek b geo , die moet worden ingebouwd in de vleugel:

.

Voorbeeld Zoals u heeft gemerkt, de grafieken bevatten een voorbeeld, die hier wordt gebruikt. We beschouwen een vliegende vleugel model met de volgende gegevens:
vleugelspanwijdte b = 2,365 m
akkoord lengte bij wortel l r = 0,260 m
akkoord lengte bij puntje l t = 0.170 m
vegen hoek bij c / 4 lijn j 0.25 = 20 °
ontwerp liftcoëfficiënt C L = 0,5
wortel sectie E 182 c m, r = +0.01 en een 0, r = -0.3 °
tip sectie E 184 c m, t = +0.03 en een 0, t = 0,5 °
gewenste stabiliteit coëfficiënt sigma = 0,05
We berekenen het vleugeloppervlak S:

S = (l_r + l_t) / 2 * b = 0,5085 m²

en de hoogte-breedteverhouding

AR = b ² / S = 11,0

en de gemiddelde coëfficiënt dit moment

c m = (c m, r + c m, t ) / 2 = 0,02.

Met behulp van grafiek 1, vinden we b * req = 11.8 °, dat moet worden gecorrigeerd om onze ontwerpen liftcoëfficiënt en de gewenste stabiliteit marge wedstrijd:


11,8 * (0.5/1.0) * (0.05/0.1) = 2,95 °.

Dit betekent dat ons model zou een draai hoek van 2,95 ° (wash-out) van wortel tot punt nodig hebben, als we een symmetrisch draagvlak sectie gebruiken.

Het verschil van de nul lift hoek van de tip en wortel sectie is

.

Nu lezen we de draai bijdrage van het moment coëfficiënt van grafiek 2, dat is b * Cm = 5,8 °, die moet worden gecorrigeerd voor onze kleinere gemiddelde coëfficiënt dit moment:


5,8 * (0.02/0.05) = 2,32 °.

Tenslotte berekenen we de geometrische twist uit


2,95 ° - 0,8 ° - 2,32 ° = -0,17 °.

De negatieve waarde betekent, dat we een kleine hoeveelheid van de wash-in gebruik! Dit komt omdat we al genoeg stabiliteit door de selectie van aërodynamische vlakken met teruggeslagen camber lijnen. Aangezien het berekende bedrag erg klein is, kunnen we de dezelfde hoek van inval te gebruiken voor de wortel en de tip ribben. Omdat de gepresenteerde methode is niet perfect, we kunnen een nauwkeurigheid van 1 graad aan te nemen, die ook is een redelijke aanname voor de gemiddelde gebouw vaardigheden.

 

vliegende vleugels die hebben vaak erg last van het grondeffect daarom heb je dan 'butterfly' remkleppen die er voor zorgen dat je alsnog makkelijk kunt landen zie het maar als remkleppen van een zwever.

verder heb ik ergens een flying wing cg calculator gevonden als ik hem heb laat ik je hem wel zien

groeten robert

edit: gevonden
Flying wing CG calculator

 

Bedankt Rob voor het verhaal!
Gelukkig gaat Engels me heel goed af. De vertaal(machine) maakt er zoals gewoonlijk nogal soep van
EDIT:
Inmiddels het verhaal even doorgelezen, interessant! Ik merk wel dat aan planken rekenen een stuk makkelijker is dan aan gepeilde nuri's. Ook zijn lijken ze me makkelijker te bouwen in verband met profielverlopen en verdraaiingen.

En ook bedankt Robert
Is een erg handig programma, alleen vraag ik me wel af of je alles in Inch in moet voeren? En werkt deze tool ook voor planken?

Groeten Rick

 

ja hij werkt ook voor planken

inch weet ik niet moet je even dit draadje lezen:
Flying wing CG calculator - RC Groups

 

@Robert Bingo!

Quote:
Originally Posted by Azryl:
Awesome html based CoG calc!! well done

just one thing... are measurements in centimeters or inches or chains or furlongs or something
........................
Az
the units don't matter. as long as you know what units you want.

Is echt een ontzettend gaaf tooltje!

Groeten Rick

 

nog een handige site Startseite
en deze http://www.das-nurfluegelteam.de/index.html

 

Op deze site kun je de laatste versie van het gratis programma van Frank Ranis downloaden.

Dit programma rekent uit:
- het zwaartepunt (exact! blijkt uit vele praktijkervaringen)
- liftverdeling
- circulatieverdeling
- laat je een ontwerp-Cl bepalen
- vliegsnelheid
- stabiliteitsmarge
- roll en yaw agv. kleppenuitslag
- ...

Ik denk dat dit proggie voor nurflügels ongeveer de beste is wat er bestaat, en tevens een zeer eenvoudig te bedienen interface heeft.
Uiteraard moet er nog wel effe een heeele wereld van aerodynamica ontdekt gaan worden.
Hier kun je heel veel info halen (lezen en vragen).

Dirk.

 

Realiseer je wel dat een plank per definitie een kritischer pitch-stabiliteit heeft dan een gepijlde vliegende vleugel. Het stabilo is, zou je kunnen zeggen, "ingebouwd in het profiel"... en zit dus heel dicht bij het CG. Zwaartepuntsligging is dus behoorlijk kritisch, en elevon uitslagen ook (veel expo gebruiken).
Bij een gepijlde vleugel komt het pitch-up effect dat de vleugel nodig heeft (en dat bij een klassiek model uit het instelhoekverschil komt) meestal door een flinke wash-out, dwz de tippen vliegen met een veel kleinere invalshoek. Bij modellen worden vaak eenvoudigweg de elevons wat omhoog gezet.
Een gepijlde vleugel heeft weer andere problemen, bv dat hij in normale vlucht, dus met enige positieve invalshoek, anhedral heeft (negatieve V-stelling). Ook is er een bepaalde theorie volgens welke de invalshoek naar de tippen toe steeds groter wordt (afgezien van wash out).

Ik vlieg met een DX6i zender, en het heeft mij in het begin verbaast dat als je Elevonbesturing koos in het menu, je niet meer de optie had van differentiëel op de elevons. Ik heb daarover gemaild met Spektrum en hun visie was, dat een elevon uitslag met differentiëel, er voor het vliegtuig feitelijk hetzelfde uitziet als een rol-uitslag PLUS een hoogteroer uitslag. Die logica is ijzersterk... en ik moet trouwens zeggen dat ik op mijn vliegende vleugels nooit het gevoel heb gehad dat er differentiëel nodig was.

 

Maar heren stel....

Het eerste model, de Bleed, spreekt mij het meest aan.


Nu lijkt het mij heel erg leuk zelf zo'n vleugel te bouwen, van scratch.
Van dit model heb ik het wortelprofiel kunnen achterhalen. Als ik nu deze vleugel recht-toe-recht-aan nabouw, een lichte tipverdraaiing inbouw en het zwaartepunt bepaal via de tool eerder gegeven in de tekst. Hoe aanneembaar is het dan dat ik een goed vliegende kist krijg? Of denk ik er nu te licht over?

Groeten Rick

 

Heel aannemelijk: een Bleedachtige kan je geen buil aan vallen: moet wel, met het JWL profiel aan de lichte kant gehouden worden.
Tipverdraaing is niet nodig.

 

Een goed vliegende kist : nee!! Duidelijk nee, of het moet een toevalstrefer zijn.
Een vliegende kist : ja. Zonder al te veel problemen.

Ik heb 17 of 20 jaar terug een schuimpje gebouwd, en bij IJmuiden aan de helling gevlogen.
40 cm wortelkoorde, 20 cm tip, span 1 meter, achterlijst recht.
Profiel : NACA0012 (symmetrisch dus).
Elevon-koorde : 15% of zo
Elevons 5 mm up afstellen voor neutraal.
Een beetje knutselen met het ZW-punt en trim,
en vliegen maar ....

Dikke pret, maar het vliegt niet goed.
Bij snelheid maken neemt de daalsnelheid harder toe dan de voorwaartse (normaal is dat eerst toch andersom).
Kortom: als je van het duin weg wilt spurten, duik je vooral met het duin mee naar beneden. Je schiet er niet veel mee op.

Een goede kist is moeilijk, en het begint met goede profielen (PW75, PW..., KN...., JWL...).

Vorig jaar heb ik een vergelijkbaar schuimpje in elkaar geknutseld (2, een voor mijzelf, en een voor een clubmaatje). Met redelijke profielen (PW75 --> PW106) Dat was al een stuk beter aan de helling. Maar onlangs van mijn vriendje gehoord dat het probleem van tegen de wind in komen er nog steeds was (weliswaar in mindere mate, maar toch).

Maar op het Duitse forum (die nurflügel-groep) vind je wel FLG-bestanden (voor Ranis Nurflugel.exe) die wel goed zijn, en die zou je kunnen nabouwen ...

Dirk.

 

Ik zou zeggen speel eens met het Vortex software dit is weer een nieuwe variant
van de ranis.
Ik heb die onlangs nog gebruikt voor mijn eigen ontwerp

 

Ranis staat hier sinds kort geïnstalleerd op de pc!
Helaas kan ik het er nog niet echt mee worden.... Ik kan wel een beetje Duits maar dit wordt me wat lastig. Waar kan ik bijvoorbeeld profielen vinden?

Groeten Rick

 

UIUC Airfoil Data Site

Airfoils Data Base - Fly.to/airfoils

www.habebert.com (inschrijven verplicht)

Airfoil Database for Tailless and Flying Wings
aerodesign.de is overigens een erg leerzame site over vliegende vleugels en aerodynamiek.

N.B
FLZ-vortex is de voortzetting van Nurflügel.exe. Nurflügel kan slechts één vleugel tegelijk aan, FLZ meerdere (vleugel,stabilo, kielvlak, ...)
FLZ is niet gratis, maar de prijs is niet vast. Frank Ranis vraagt een bijdrage voor zijn 'modelbouwspaarpot'.
Ik heb hem 25 euro gegeven. Studenten mogen vast minder.

Succes,
Dirk.

 

Ik ben het hier dus duidelijk niet mee eens!
En het zou heel jammer zijn als Rick zich hierdoor zou laten ontmoedigen om zelf eens iets te proberen.
Laat je niets wijsmaken: het bouwen en vliegen van een goed vliegende plank is helemaal niet zo'n kunststuk.
De meeste (en dat geldt algemeen) van dit soort projecten sneuveld eerder door overambitie (Hermes) en overge-theoritiseer dan door eenvoud.
Verder: of iets succesvol is hangt hier eerder af van de doelstelling: wat wil je berijken in dit ontwerp: een topsnelheid DS machine , een supersnelle wendbare hellingkist off een vriendelijke zwever voor wat rustiger momenten?
Verder vind ik je motivatie een beetje vreemd Dirk: je geeft als voorbeeld een mislukt project van jezelf dat nauwelijks in relatie staat met bv de Bleed.
Je geeft aan dat ie naar profielen moet kijken alsW75, PW..., KN...., JWL... terwijl de Bleed ontworpen is door Johannes Leinauwer met profiel JWL097.
Je kent de Bleed van nabij, zie je eigen verslag: MVC Otto Lilienthal
Foto 19_Plank
vond je hem toen zo slecht?
Ik kan je nog meedelen dat deze kist twee weken geleden nog vloog bij Recklinghausen in een dikke windkracht 6 en verbazend goed.
(dat ligt natuurlijk ook wel een beetje aan de stuurmanskunst van Hans S)
@Rick, ik heb hier nog een maatschets van de Bleed maar aarzel om hem direct op het forum te zetten: hij is per slot van rekening van anderen.
Als je wil kan ik hem wel via een PB sturen, of hier plaatsen als de moderator dat ok vind.
Verder zeg ik (naar de mode van vandaag): Gewoon doen!
__________________

 

Ik ook niet.
Ik heb geslaagde, en niet geslaagde projecten gehad, zowel met vliegende vleugels als met klassieke modellen. Ik weet weinig van profielen en begin er daarom maar niet aan een vliegende vleugel zelf te ontwerpen (er zijn er trouwens zat), maar ik blijf het erg aantrekkelijke dingen vinden vanwege hun vluchtbeeld en hun wendingsgedrag (zoals je een vliegende vleugel op de plaats kan wenden, dat kan geen enkel toestel-met-staart).

En ik denk dat ik ook interesse heb in de Bleed, dat wil zeggen... wat voor spanwijdte is dat ding eigenlijk?

En ik hoop al jaren een Nederlandstalige term te bedenken die net zo veelzeggend en kompleet is als "Nurflügel"....

 

Ik heb ook vleugels gebouwd zonder verdraaing en dat vliegt ook maar als je dan toch bij de tweede een verdraaiing toe past vliegt hij soms net wat mooier.
Net als winglets de grote en profielering heeft veel in vloed op het bochten gedrag.
En dat vind ik het leuke aan vliegende vleugels lekker expirimenteel.
Eigenlijk zou er ook een appart sub voor moeten zijn op het forum.

 

Peter,
Die Bleed vloog fantastisch, maar ik heb hem niet bij 6 beaufort kunnen bewonderen. De sterktste windvlagen die wij die week hebben mogen meemaken kwamen niet boven de 3 beaufort uit. gemiddeld was het 0 tot 2 Bft!!

Daarnaast: ik ken het ontwerp van de Bleed niet, en ook de wetenschap welk profiel is gebruikt wil nog niet alles zeggen. Verdraaiing, ander tipprofiel, ...

Ik heb de vraag wellicht een beetje teveel vanuit de "zelf ontwerpen" gedachte gesteld, maar ik denk (nog steeds) dat het makkelijker is een slecht dan een goed ontwerp te krijgen. Zeker omdat uit de eerste post blijkt dat nog heel erg veel basale aerodynamische kennis ontbreekt. Op zich niet gek, ik heb 20 jaar voorsprong op Rick ...

Dirk.

 

Gewoon doen ben ik het zowiezo mee eens.
Een mislukt project in nog geen mislukking als je er van leert!
Tekening of schets gewoon via de privé mail, lijkt me het verstandigst.

Dirk.