Drukpunt en Zwaartepunt

Tja, wat moet ik nu antwoorden.
Je hebt zowel wel, als niet gelijk.

Wat gebeurt er bij een vleugel. Door de luchtomstroming ontstaat er vlak boven de vleugel een daling in de luchtdruk, en vlak eronder een stijging.
De drukdaling boven is veel sterker dan de stijging aan de onderkant (factor 10 of zoiets). Voor het gemak heb ik het hierna alleen over de drukdaling aan de bovenzijde. Maar voor de onderzijde geldt een vergelijkbaar verhaal, alleen hebben we het dan over druk stijging dus.

Van profielneus tot achterlijst verloopt de drukvermindering en het weer oplopen ervan niet lineair/gelijkmatig. Globaal wordt de laagste druk al bij 25% van de koorde bereikt en gaat dan weer oplopen.
Door de lagere druk werkt er eigenlijk op elk stukje vleugeloppervlak een klein krachtje die de vleugel draagt. Zie het figuur hieronder. Merk op dat elk afzonderlijk krachtje loodrecht op het vleugeloppervlak staat.

​

Die verdeling van de grootte van al die krachtjes is anders voor een andere invalshoek van het profiel.
I.p.v. al die kleine krachtjes kun je ze (reken- en tekentechnisch) ook vervangen door 1 grote kracht (de som van al die kleintjes, de groene lift-pijl is de figuur).​

Maar waar grijpt die kracht nu precies aan? niet aan vleugelneus of achterlijst. maar ergens daartussen. Als je hem te ver naar voren kiest is de som van alle krachtjes erachter groter dan die ervoor. En dus wil de vleugel voorover draaien, en te ver naar achter wil de vleugel achterover draaien. Het moet dus daar liggen waar er evenwicht is tussen alle krachtjes ervoor en die erachter. Dat noemen we het drukpunt!​

Maar ik heb ook gezegd: de vorm van de verdeling van al die krachten verandert met de invalshoek (en dus de snelheid). Daardoor komt dat drukpunt ook ergens anders te liggen. Inderdaad: het wandelende drukpunt.
N.B.
Een grappig detail: het drukpunt loopt bij kleinere invalshoek (grotere snelheid) naar achteren, en kan ACHTER !!! de achterlijst komen te liggen!​

En nu komt de truuk: Met een wandelend drukpunt kunnen we niet rekenen, dus heeft men een truuk geïntroduceerd: het moment (Cm).
Ik schreef net al: als je je drukpunt niet exact in het 'midden' van al die krachten kiest, wil de vleugel up of down gaan draaien. Er treedt een draaikacht op (moment of koppel). En dat is precies wat we rekenkundig doen: we definiëren het drukpunt onveranderlijk op 25% van de koorde, en daarbij hoort een veranderlijk moment Cm. En daarmee kunnen we wel rekenen.​

We hebben nu nl. een drukpunt waar de lift aangrijpt, het zwaartepunt ligt ervoor (en veroorzaakt een duikneiging [positief moment] ), het stabilo ligt erachter en levert een klein beetje negatieve lift die de draaiing door het voorlijke zwaartepunt compenseert [negatief moment].
Nu zie je ook meteen de oorzaak voor langer vliegen bij een goed liggend zwaartepunt. Bij een goed liggend zwaartepunt (gelijk of bijna gelijk aan [rekenkundig] drukpunt) hoeft het stabilo dus niet of nauwelijks kracht (arbeid) te verrichten, en dat scheelt daalsnelheid.​

Ik hoop dat dit verhaal eea. duidelijk maakt.​

Gr. Dirk.​

 

Nee. Hoe verder het zwaartepunt naar voren ligt, hoe harder het stabilo moet werken om de boel recht te houden. En hoe meer het stabilo de vleugel dwingt bij een grote invalshoek te vliegen. En dus zit je dicht(er) bij de overtrek.

Als jouw kist moeilijk te overtrekken is, betekent dat:
- dat je redelijk ver van de overtrek vandaan vliegt (zwaartepunt ligt dus ver(der) naar achteren
en
- er is (qua overtrekgedrag) een goed ontwerp gemaakt.
De overtrek begint niet bij de tip, wat resulteert in het (venijnig) wegvallen over een tip,
maar begint meer richting wortel, wat resulteert in een (rustige) neiging de neus te laten zakken.

Gr. Dirk.

 

Het feit dat alle krachten loodrecht op de curve van het profiel staan, verklaard dit ook dat een dikker profiel met bollere curve langzamer zal vliegen? (krachten naar voren worden sterker gecompenseerd door krachten naar achteren gericht). Of gaat het hier gewoon puur om weerstand?

 

Nee.
Voor de lift kijken we voor elk deel-krachtje naar de vertikale component van die kracht.
Het feit dat de som van de voorwaartse componenten van die krachten groter is dan die van de achterwaartse componenten (scherp opgemerkt overigens!) verklaart wel waarom een 'profiel' minder weerstand heeft dan bv. een symmetrische ronde buis. Maar er zijn meer factoren ....

Een dikker profiel (met eenzelfde welvingslijn, en dikteverloop) vliegt precies even hard, maar heeft vanwege de hogere weerstand een lagere topsnelheid en een grotere daalsnelheid (en kleinere glijhoek).

Dirk.

 

Duidelijk!

 

Samengevat:

Eigenschappen zwaartepunt voor:
- Vliegt stabieler (vastere wegligging)
- Je zit dichter bij het overtrekken

Eigenschappen zwaartepunt achter:
- kist reageert duidelijker op thermieksignalen
- vliegt het meest efficient
- je zit verder van overtrekken vandaan
- kist is gevoeliger (meer sturen waardoor helaas weer meer weerstand)

Het bochtengedrag, de "handelbaarheid", door de plaats van het zwaartepunt kan ik niet detecteren. Dit wordt in belangrijke mate "vervuild" door mijn (ongeoefend) gebruik van het hoogteroer. Daarom is het bochtengedrag voor mij (voorlopig) geen bruikbaar criterium.

Met een gevoeligere kist kunnen de roeruitslagen kleiner waardoor het (ongeoefend) oversturen in de bochten minder wordt.


Zwaartepunt:
- ik ga voor een bijna neutraal zwaartepunt. Dus voor de >80 mm van Jan.
- Morgenmiddag wordt het prima weer om te testen. Uitslag volgt....


Na het zwaartepunt zal er nog getrimd moeten worden.
- Op welke snelheid trim ik het hoogteroer en hoe "zie" je die snelheid?
- Heeft een thermiekstand en speedstand bij dit model nog voordelen, zo ja , hoeveel uitslag en hoe bepaal je de neutrale stand?



Ron

 

Dirk,

Het spijt me, maar ik snap er nog helemaal niets van betreffende drukpunt.
Ik moet eerst goed over nadenken en kom daarna met mijn vragen.

Johannes

 

Dirk,
Nu je toch bezig bent; kun je uitleggen hoe de drukopbouw bij een helemaal profielloze vleugel er uit zal zien (zoals bij een shockflyer dus)?
En hoe komt het dat een shockflyer wél vliegt met een profielloze vleugel en een 4-meter zwever niet?

(lijkt me trouwens fijn om in dit draadje niet de Bernouilli/Newton discussie zijn intrede te laten doen Daar kan alvast iemand een apart draadje voor openen misschien )

 

Ik denk dat een 4-meter zwever wél zou vliegen met vlak profiel, maar misschien moet je dan van een grotere koorde uitgaan?
Lilienthals toestellen hadden een grotendeels vlak profiel. Okee, die thermiekten beroerd...

 

Van een zwever wil je dat hij lekker zweeft, wat inhoudt: een lage daalsnelheid en/of een goede glijhoek. Wel eens een shocky met motor uit gevlogen? Vast niet lang, want een shocky zweeft voor geen meter. De L/D verhouding van een vlakke plaat is beroerd, maar op een shockflyer is dat geen probleem omdat die meestal zeer overpowered zijn. Plak op een 4m zwever een motor met 1,5x het gewicht van de kist als stuwkracht, en je krijgt het zeker vliegend. Maar lekker zweven zal het niet doen.

 

Ops!
Lilienthals toestellen een vlak profiel?

Als hij dat hoord draait hij zich in het graf om!

Johannes

 

Nou okee, niet helemáál vlak. Maar veel scheelde het niet:

 

Nou ja, daar ging het helemaal om.
Lilienthal heeft uren zitten te praktiseren over de welving van de vleugel.
Hoe kan het ook anders, de natuur stond als voorbeeld.
De welving was juist de cruciale ontdekking.
Tot ver naar ww1 bleven fabrikanten dit voorbeeld volgen.
Hugo Junkers was de eerste die deze theorie de rug keerde.
Hugo was de grondlegger van het vleugelprofiel zoal wij dit nu kennen.
Hij was een slimme jonge die de voordelen van een dikke vleugel ging benutten.

Johannes

 

Die Junkers kisten thermiekten volgens mij ook niet echt goed...

 

Jij hebt zeker het vleugelprofiel van de G38 voor ogen. :rolling:

Inderdaad daarmee kan je niet thermieken

 

Een dunne vlakke plaat heeft geen kritisch Reynolds getal.
Met andere worden ze is kengetal ongevoelig.

Hoe kan dat?

Omdat bij een dunne vlakke plaat de loslaatplaats (Abreißstelle) van de luchtstroom vastligt.
Dus de modelwet van Reynolds heeft hier maar beperkte geldigheid.
De lift bij de vlakke plaat wordt hoofdzakelijk gerealiseerd door de hoek van inval en in beperkte mate door zuiging.
Dit verklaard voor een gedeelde waarom een shockflyer met profielloze vleugel wel kan vliegen.

Nu ik dat weet, durf ik te zeggen dat een 4 m zwever met vleugels gemaakt van een dunne vlakke plaat prima kan vliegen.
Of dat constructief haalbaar is …..? ik weet het niet.

Johannes

 

Ik heb in mijn jeugd tientallen zwevertjes gesneden uit 1,5 mm balsa, "shockflyers" met platte romp en vleugel. Slanke vleugels, brede vleugels, vliegende vleugels, canards, noem maar op. Ik weet, een heel andere Reynolds situatie, maar zolang je rekening hield met de basics van instelhoek en zwaartepunt dan kon alles vliegen.

 

Tja, dat kan ik toch niet helemaal zonder Bernoulli en Newton. Lift onstaat nu eenmaal door beide effecten.

Allereerst lift volgens Bernoulli:
De lift ontstaat doordat de lucht langs de bovenkant een langere weg af moet leggen dan langs de onderkant. Omdat de boel toch min of meer gelijktijdig bij de achterlijs aan moet komen, moet de bovenste lucht wat harder gaan, wordt over een groter gebied verdeeld. Dat kan alleen als de druk daalt.

De lift volgens Newton (ook wel circulatie):
De lucht komt onder een bepaalde hoek (stel 0 gr. = horizontaal) bij de vleugelneus aan. Bij de achterlijst is de lucht een beetje naar beneden afgebogen. De snelheid/richting is veranderd. Dat kan alleen als de vleugel is een kracht op die lucht heeft uitgeoefend (naar beneden). Newton stelt vervolgens "actie is reactie" dat er dus een evengrote tegengestelde kracht is: onze lift.

OK, nu de vlakke plaat.

Invalshoek 0 gr. (horizontaal): geen afbuiging van de lucht, geen lengteverschil tussen bovenlangs en onderlangs, dus geen lift!

Invalshoek een paar graden: De lucht die aan de onderkant van de plaat terecht komt kan niet horizontaal door (de plaat zit in de weg), dus afbuiging naar beneden, dus actie=reactie, dus lift.
De lucht die vlak over de voorkant van de plaat gaat wil rechtdoor. Maar dan zou vlak eronder geen lucht zijn. Dat is wel erg weinig luchtdruk. De lucht er direct boven heeft wel gewoon 1 atmosfeer druk, en druk die lucht dus naar beneden: afbuiging, actie=re....., dus lift.

Maar er speelt nog iets. Ergens bij de neus van elk profiel is er een punt waar de lucht zich splitst. De lucht daarboven gaat bovenlangs de vleugel, de rest gaat onderlangs. Dat punt ligt bij een profiel niet precies op het voorste punt, maar is altijd iets verlegd naar de onderkant (bij een profiel waarvan de achterlijst lager is dan de voorlijst, bij normale lift dus). De oorzaak is die drukdaling boven het profiel. Die heeft zijn invloed al iets vóór het profiel. De lucht wordt daar a.h.w. een beetje opgezogen.
Het vreemde is dat die verschuiving bij een vlakke plaat groter is dan bij een 'gewoon profiel', en bij een gebogen plaat (Lilienthal-profiel) is die nog groter. Dat stuwpunt kan wel 5 à 7 % van de koorde naar achteren liggen.

nu komt de lucht dus niet van voren aan, maar van onderen, iets achter de profielneus. Eén deel gaat bovenlangs, de rest onderlangs. Dan hebben we ook nu dus een verschil in weglengte tussen 'bovenlangs en 'onderlangs', want bovenlangs moet eerst weer een stukje naar voren om rond de profielneus te gaan! Dus toch ook Benoullische lift!

Dit speelt ook bij een gebogen plaat als vleugelprofiel. Dar ligt het stuwpunt wel veel dichter bij de profielneus, maar door de kromming verloopt de versnelling veel efficiënter. Het gevolg is dat de gebogen plaat de grootste lift van alle profielen kan leveren. Dat gaat helaas wel ten koste van de weerstand, die nog veel hoger is (relatief). Je kunt met zo'n profiel dus erg langzaam vliegen, maar de glijhoek is verschrikkelijk (lijkt op die van een baksteen).

Waarom zie je nooit een 4 meter kist met vlakke plaat profielen? Die zie je wel! En zelfs flink groter! De zwever van heer Otto Lilienthal was er een! En de motorkist van de gebroeders Wright ook! Maar zo'n plaatprofiel heeft geen weerstand tegen de buigbelasting die optreedt. Hij zou zo omhoog buigen zodra hij lift genereert. Otto Lilienthal en de broers Weight hebben daar wat op gevonden: spandraden.
Wij hebben er ook wat op gevonden voor onze shock-flyer: allereerst is een Depron-plaat verhoudingsgewijs veel dikker dan de van vleugel van die oude toestellen. Enne ... in de meeste shock-flyers zit een Carbon buis. En carbon hadden ze toen nog niet ...

Goed, hoop dat het begrijpelijk is.
Gr. Dirk.

Hmm, voelt goed. Dirk doet aan wetenschap.

 

Met spandraden dus wel ...

Dirk.

 

Inderdaad, spandraden is een manier.
Maar als ik geen spandraden wil gebruiken.

Moet ik toch weer aan Hugo denken.
Dag vlakke plaat