Hermes / Bouw van een plank

De Nederlandse uitdrukking voor "adverse yaw" is haakeffect.

Is een elastiekstart in combinatie met een plankvleugel niet erg tricky? Ik bedoel omdat de onderlinge afstanden (uitgezet op de lengte-as) van lierhaak, zwaartepunt en elevons erg klein en dus waarschijnlijk super kritisch zijn?

 

Met moderne profielen niet. zanonia.de - Der Windenhochstart bei einem Nurflgel

 

Opgepast, iedere nurflügel is nog geen Plank. Dat maakt wel enig verschil... bij een vleugel met een flinke pijlstelling is het probleem dat ik aangaf er helemaal niet.

 

Bart,

Voorzichtig met zo'n algemene opmerking. Ik heb het tegendeel ervaren met een Horten van 3 m en een pijlstelling van zo'n 30 gr.
De zwever was ontworpen als elektrokist met een ontwerpmassa van 4 kg. Vanwege vooral startproblemen vloog ik hem nooit meer elektrisch. Maar door het ontbreken van die 1,25 kg was het een kreng aan de lier. Ook tijdens de gewone vlucht bleef het oppassen. Uiteindelijk is dat hem toch fataal geworden ...

Vliegende vleugels (planken, Hortens, gepijlde winglet wings, ....) zijn zeer complexe apparaten waar eigenlijk alles (vleugel,stbilo,kielvlak) ineen zit. Verander je 1 onderdeel van de configuratie, dan gooi je heel veel in de war ...

Gr. Dirk.

 

Dirk, hoe kan je nou, als ik iets zeg over eigenschappen van plankvleugels, dat tegenspreken met een verhaal over een Horten met 30º pijlstelling?
Mijn opmerking komt van deze overweging:
Vergeleken met een klassieke zwever (of ook met een gepijlde vliegende vleugel) zit bij een plank het hoogteroer (elevon) heel dicht achter het zwaartepunt. Dat dat invloed heeft op het stuurgedrag snappen we allemaal wel. Maar door diezelfde oorzaak komt ook de positie van de lierhaak dichter naar het zwaartepunt toe. Ook variaties in lierkracht zullen dus een andere invloed hebben op het toestel dan bij een klassieke zwever.
Kortom, wat je in je tweede alinea zegt is volledig in lijn met mijn opmerking!

 

Bart,

Waar ik op doelde was dat (m.n. bij een gepijlde vliegende vleugel, maar ook bij een 'plank') het heel goed mogelijk is om middels een kleine rolroeruitslag (b.v. naar links) aan de andere kant een massale overtrek te creëren waardoor zo'n propellor ontstaat.
En een ontwerp maken die ervoor zorgt dat dat niet gebeurt en/of je daar weer (goed) uitkomt is behoorlijk moeilijk. Ik weet niet of dat mij zo 123 zou lukken.

De positionering van een starthaak (maar ook zwaartepunt) is bij een vliegende vleugel behoorlijk kritischer dan bij een gewoon staart-model, en bij een vliegende plank het meest kritisch. Doordat een lange staartboom ontbreek zijn alle corrigerende momenten kleiner, en dus is een destabiliserend moment (starthaak te ver van een acceptabele positie, fout zwaartepunt) al snel bereikt.

Een goede indruk van de verschillen geeft de stabiliteitsmaat. Dat het verschil tussen de ligging van zwaartepunt en het drukpunt (lift aangrijpingspunt) uitgedrukt in % van de gemiddelde aerodynamische koorde. Voorbeeld:
- drukpunt op 40%
- zwaartepunt op 30%
= stabiliteitsmaat = 40 - 30 = 10%

Gebruikelijke stabiliteitsmaten zijn:
- staart-zwever : 15% tot 25%
- gepijlde vliegende vleugel : 8% tot 15%
- vliegende plank : 3% tot 8%

Je kunt heruit opmaken dat de speelruimte bij een plank 3 à 4 maal zo klein is dan die bij een staart-zwever.

Deels waren we het dus inderdaad eens. Alleen over het ontbreken van het propellor-risiko bij een gepijlde waren we het oneens. dat had ik wellicht een tikkie duidelijker kunnen stellen.
Maar in het vuur van de discussie schrijf je wel eens wat ...

Gr. Dirk.

 

...en waar ik eigenlijk naar wilde wijzen is, dat op een plank, met zijn gevoelige hoogteroeren, aan de lier bij hoge snelheid alles nog een tikje kritischer wordt... 8-O

 

status?

Hmmm, Ron is stil in zijn draadje...

Ik hoop maar dat hij aan het simmen is...

Bijvoorbeeld hoe diep de flaps gaan worden...
En welke onderverdeling ze spangewijs krijgen...

Om het nog maar niet te hebben over de vorm en grootte van de fin...


Ik hoop dat de stilte een goed voorteken is...


BartR

 

Hermes / back to the drawing board

Tja, door jullie stortvloed aan info ben ik wel ff stil geworden ja!
Die tip over Amokka heeft me veel waardevolle info opgeleverd, en heeft geleid tot een aantal wijzigingen in het ontwerp:

1) géén pijlstelling, ook geen klein beetje. Dus 1/4 koorde een rechte lijn. Het idee hiervan is dat alle delen van de vleugel hun drukpunt vrij dicht bij het zwaartepunt hebben liggen, dus weinig moment om de dwarsas uitoefenen. Het voordeel hiervan is in principe dat als er verschil ontstaat in de lift aan de buitenkant (bv als je langzaam vliegt en de tips in een te laag Re-gebied komen) er weinig verstoring van het momentevenwicht ontstaat. Om dezelfde reden heeft het instellen van differentieel op de rolroeren (tegen haakeffect) dan minder effect op het moment om de dwars-as. Je kunt het je dan dus permitteren met een kleinere stabiliteitsmarge te vliegen -> minder weerstand bij hoge snelheid (wnat je hoeft de kleppen minder omhoog te zetten).
Ik heb nog een beetje moeite met de redenering dat het gunstig is dat de lift van de buitenkanten van de vleugel weinig hefboom heeft. Je zou ook kunnen redeneren dat het juist een voordeel is om een grote hefboom te hebben want dan heb je meer controle om de dwars-as (via je buitenste kleppen), je krijgt als het ware weer een beetje stabilo-functie terug. Maar goed, Wick lijkt er toch echt heel veel verstand van te hebben dus ik geloof het maar. Bovendien levert het een makkelijk te bouwen ligger op: kaarsrecht! (V-stelling kieper ik ook maar gelijk overboord)

2) Lengte flaps:ailerons circa 40:60
De flaps hebben anders te veel autoriteit ten opzichte van de ailerons wat de effectiviteit van de butterfly verkleind.

3) Kleppen naar buiten toe iets dieper (meer % van koorde).
Hierdoor iets lagere liftcoefficient aan de tips bij omhoogzetten kleppen (langzaam vliegen) en dus minder tip-stall gevoelig. Desondank bij hoge snelheid (kleppen neutraal) geen tipverdraaiing dus minimale weerstand.

Het bovenaanzicht ziet er nu als volgt uit:
Boven het originele plan.
Onder plan B (of C...) na doorlezen info van Peter Wick.
(vliegrichting is omhoog).


4) Centrale fin iets doorlopend tot op de vleugel, ongeveer tot tussen de flaps.
Bij het inleiden van een rol ontstaat er een dwarsstroming (van de omlaag-gaande naar de omhoog-gaande vleugel) die dit stukje fin dwars aanstroomt en de kist zo een beetje de goede kant op doet gieren, of in elk geval het haak-effect wat verkleind.
Voorbeeld van de fin op Amokka:

Wervel die ontstaat bij inleiden rol oefent een gier-kracht uit op de fin die het haak-effect zou moeten compenseren:


5) Traagheidsmoment op dwars-as zo klein mogelijk (dus massa centreren rondom het zwaartepunt). Hierdoor is er minder moment nodig om de invalshoek te veranderen, en kan dus feller cq. met minder klepuitslag de bocht om worden geknald.
Ik vind dit eigenlijk een beetje tegenstrijdig met het algemeen gehoorde bezwaar tegen planken dat ze zo nerveus zijn om de dwars-as. Een lekker groot traagheidsmoment (lood in neus èn in staart) zou die nerveusiteit een beetje temmen, lijkt me. Maar goed, voorlopig ga ik er vanuit dat Wick gelijk heeft. Lood erbij kan altijd nog.

Plaatje van het (nu toch wel) 'heilige' voorbeeld:


Andere inspiratiebronnen:
M60 van NCFM:

JW60 van Joe Wurts (e.a.):

Strong Run van Thomas Laqua:

Frettchen van EPP-fun:


De andere genoemde vleugels vind ik te weinig plank en/of te weinig ontworpen voor snelheid.

Wat betreft die stabiliteit bij een rubber-start:
Ik ben niet van plan een traditionale hoogtestart te maken zoals met een lier, ik wil de kist gewoon horizontaal wegschieten en pas na lossen van de lijn de snelheid omzetten in hoogte. De haak is dus meer een kort pennetje, dicht achter de neus. Nog steeds kan de stabiliteit om de dwars-as een probleem blijken te zijn, maar ik denk dat het wel los zal lopen (famous last words).

Verwacht voorlopig niet al te snelle posts van mijn kant. Het schijnt dat ik een nieuwe keuken moet gaan plaatsen.

 

Voordat je gaat bouwen, stuur Peter dan eens een mailtje met je ontwerp. Hij kan vast commentaar geven. Het is een aardige kerel die je graag helpt.

Leon

 

Voor iedereen een interessant draadje, er zijn trouwens niet veel enthousiaste bouwers die ff stil worden.

Nerveusiteit wordt misschien minder met meer traagheid, maar de aerodynamische krachten worden er niet groter door. Dus de stabiliteit en bestuurbaarheid gaat er aan onderdoor.
M.a.w. Het toestel gaat zonder zenuwen lekker verder, ook in een foute richting.

Krijg je nu een mooie nieuwe lange bouwtafel?

Rick

 

JAAA! Met onder- èn bovenkastjes met èchte lades!

 

feedback

40:60 heb ik ook toegepast, de uitslagen bij butterfly brake zijn dan:
flaps +20graden, ailerons -30graden.
(de bestuurbaarheid op roll is bij deze aileronuitslagen magertjes)
Bij mijn volgende Frettchen/2Fast ga ik naar 35%:65%

De ailerons lopen wel erg spits toe aan de tips, heeft dit geen nadelige uitwerking op de downwash aan je tips? Ik bedoel: verdwijnt hiermee niet een deel van het effect beschreven onder 3) ?

4)

Misschien helpt het als je het i.p.v. als "nerveusiteit", beschouwt als "gevoeligheid" . Hoeft geen probleem te zijn bij gebruik van goed centrerende en nauwkeurige servos en spelingvrije linkage. (absolute must bij planks zoals je vast al weet)
nb: bedoel je bij de omschrijving hierboven van "de bocht om knallen" een F3B-achtige turn: eerst banken, dan up? Of doel je dan op een "normale" bocht?

Geen vorstverlet?

succes!

BartR

 

Definitie:
de 'stabiliteitsmarge' is het verschil in afstand tussen het druk-/neutraalpunt van het hele vliegtuig en het zwaartepunt, uitgedrukt in procenten.
Voorbeeld:
Drukpunt ligt op 40% van de koorde.
Zwaartepunt op 30% van de koorde.
De stabiliteitsmarge is in dit geval 40% - 30% = 10%
Hoe groter de stabiliteitsmarge, hoe meer moeite het hoogteroer moet doen om een bepaalde vliegstand te handhaven.

'Planken' kunnen slechts vliegen met een hele kleine stabiliteitsmarge. Meestal zo'n 3%. Dat betekent dus dat de 'hoogteroeren' maar heel weinig uitslag nodig hebben om de plank van stand te doen veranderen. De roeruitslagen zijn dus ook erg klein vergeleken met die van 'staartkisten'. Dat is ook maar goed ook, want bij grote roeruitslagen op S-slag-profielen (al vanaf 15 à 20 graden!) worden die roeren volkomen ineffectief.

Meestal zijn de roeruitslagen op planen dan ook veel te groot.
En hierdoor komt ook de ligging van het zwaartepunt heel precies. Stel 3% stabiliteitsmarge is voor plank-X optimaal. 5% is ongeveer de bovengrens voor de stabiliteitsmarge van een plank. Stel de koorde (meestal groot) is 30 cm. Dan is 6% stabiliteitsmarge te groot, een verschil van 9 mm tussen onvliegbaar en optimaal!

Dirk.

 

ah nog een cool project idd rechte ligger is het best en laat een uniformere liftverdeling(/camber) gedurende het draaien, met nog kleinere uitslagen. dat is idd cruciaal voor een plank vanwege het welbekende feit voor een stabiele plank: hoog geven is camber negatief (bij een pijl kun je het midden positief verwelven wat dan weer een beetje helpt).
met aerodynamische stabilisatie is die vleugel waarschijnlijk het beste idd.
dat moet wel een "crispy" reagerend bakje worden

 

Ik zou hier eens flink wat leeswerk gaan doen.
Een goed vliegende snelle plank (brett) is goed te doen, maar het ontwerp luistert behoorlijk nauw. Dat heb ik ook gemerkt de laatste tijd bij het aerodynamische ontwerp van mijn Genesis II (waarover binnenkort een bouwdraadje gestart wordt).

Een paar tips:
1. liefst geen tipverdraaiing (=dodelijk voor snelheid en glijhoek)
2. zoek het in goede profielen met de grootste Ca-max aan de tippen.
3. vervolgens vleugelverdraaiing op basis van nul-lift-invalshoek zodat een aerodynamische niet-verdraaide vleugel ontstaat die niet tipstall gevoelig is (nee, dit is niet strijdig met punt-1)
4. Grotere koordes (50% meer dan je voor een gewone vleugel zou doen, s-slag-profielen hebben veel Reynolds nodig) 150 mm aan de tip is net aan!!
5. Bijzondere vorm van kielvlak voor bochten werk.
6. Zeer kleine stabiliteitsmarge (3% - 5%) (zoek even in forum heb ik eerder al uitgelegd)
7. bij een kleine St.marge horen kleine roeruitslagen (is een absolute must bij meer dan 10 graden roeruitslag verliest een S-slagprofiel 75% van zijn effectiviteit ...).
8. Maak gebruik van het programma Nurflugel.exe van Frank Ranis (heb je al).

8a. begin met het maken van een bovenaanzicht en profiel is "ebene-platte" (vlakke plaat)
8b. stel een St. marge in (4%) en laat het programma een zwaartepunt uitrekenen (val nu samen met het neutraalpunt),
8c. Fixeer het gevonden zwaartepunt, en bouw de profielen in en onderzoek de prestaties,
8d. Onderzoek meerdere profielcombinaties,
8e. Bij het kiezen van een profiel wordt in een apart venster alfa0 weergegeven. Verdraai de vleugel zodanig dat alle profielen tegelijkertijd de nullift bereiken (bij dezelfde vleugel-invalshoek dus).
8f. Tip stal voorkom je door aan de tip een profiel te kiezen met een hogere CA-max dan aan de wortel.
8g. Lukt dat niet dan kan 0,25 graden tipverdraaiing nog wel, maar dat kost je zeker 25% van je topsnelheid! 0,5 graden kost je 50% van de top ...
​

Bij het gebruik van Nurflugel.exe krijg je geen info over waar op de vleugel de overtrek begint (in FLZ-Vortex wel, maar die kost geld (een beetje) ).
Maar je kunt wel de snelheid en lokale Re-getallen vinden aan tip, wortel en tussenliggende punten. Vervolgens kun je mbv. Profili uitvogelen welk profiel bij dat specifieke Re-getal eerder overtrekt. Dat moet dus niet de tip zijn ...

De zoektocht naar een geschikte combinatie van wortel- en tipprofiel zal lastig zijn. In (goede) S-slagprofielen is aanzienlijk minder keuze dan in gewone profielen.
Kijk o.a. op de site www.aerodesign.de voor profielen (met gebruiksadviezen)

Dirk.

 

Dat heb ik dus gedaan, en inderdaad antwoord gekregen.
Onderstaand een kleine samenvatting van de mail-wisseling:
***
1st question by Ron:
Importance of a straight (un-swept) ¼ chord line.
If I understand correctly you claim that one of the reasons why a straight ¼ chord line is a good idea is because it puts the lift forces of the outer wing areas at a low (actually zero) moment arm relative to the centre of gravity (CoG). The low Re associated with the small tip chord are likely to cause wandering of the lift force to a deeper part of the cord, causing a negative pitching moment. I understand that the wing tip panel with it’s low Re will show this behaviour, but I don’t understand how placing it’s centre of pressure in the CoG helps?
I mean, if the lift force at the tip panel moves 20mm aft, the resulting disturbance in pitch moment equilibrium will be Flift_tip * 20mm, regardless the original distance of lift force to the CoG. I also read somewhere that if the quantity (not the position) of Flift_tip changes due to low Re effects (or aileron differential), a position close to the wing’s CoG means this force disturbance causes a smaller pitching moment disturbance. But doesn’t it – by the same reasoning – also mean that the control authority of the ailerons on the pitching moment decreases just as much?
It seems that choosing a straight ¼ chord line is like ‘buying’ a lower sensitivity to disturbance forces from the tips but paying for it with less effective pitch control!? Is this a good deal in the end? Am I missing something here?

Answer by Peter: I am not quite sure weather I understand your question right, but you have to take into account, that a forward swept wing allows more taper ratio than a swept back wing for the same stall behaviour, so it is actually possible to have a smaller area (F) where the difficulties occur. On the other hand a swept back wing will have wider tip chord and thereby may not have these difficulties with Re in this order.
There also some other reasons for the straight ¼ line….it reduces torsional loads of the wing and most important I guess, it gives a longer lever arm to the fin, without having a fuse.

2nd Question by Ron: Importance of a low moment of inertia around the pitch axis.
You claim that one should strive (for a fast and dynamic plank, e.g. F3F) for a low moment of inertia around the pitch axis (light fin, short nose, ballast at CoG). I understand that this means less control-moment is required to accelerate the plane around the pitch axis, so smaller flap deflection are required and thus less un-cambering of the wing. But it the pitch- sensitivity of the wing to disturbance forces will be equally increased, possibly causing the dreaded rodeo ride.
I would think that the advantage of the small flap deflection is only present during the pitch-acceleration of the wing, so only a very small amount of time.

Answer Peter: Yes You are right about this, but that is precisely the point….during sharp turns, it seemed to me, that the plane with the lower inertia (short nose) was able to turn more tight than the model with the long nose. I made actually some test…you have may seen the picture of the green monster (Kaltenkirchen), with the very short nose, filled with lead. I flew the same model also with longer noses, to test this hypothesis. It is even so that some math calcs, do not show this difference, as it seems that the plane should be reacting fast enough almost regardless of the length of the nose…but in practice there is ! It seems to be a highly dynamic effect.

Q Ron: As soon as the wing has reached the desired rotation speed around the pitch-axis the flaps can return to the position that is dictated by the lift required for the turn radius and the static margin of the trim. This would mean a wing with low pitch inertia only has a small advantage during the initiation of the turn, but is always paying for this with ‘twitchiness’ around the pitch axis. Before reading your articles I was actually planning on really increasing the pitch moment inertia as much as practically possible to make it less nervous, but now I’m confused...

A Peter: Right….but turns are just a short period action….it is not even sure weather the flow over the airfoil can be calc. accurately in fx Xfoil

Remark Ron:
Anyway, given my restrictions on total mass and size I have decided to go for a 1500mm wing span with an aspect ratio of 9 that can be ballasted between 40 and 120 gram/dm2.
Reply Peter: Sounds reasonable…maybe you can get more out of the plane by moving the aspect ratio to 10 and using the thinned, lesser cambered PW51 or similar at the tip (made for lower re) together with the forward sweep design…..check the stall characteristics.

3rd question Ron:
Also, I am very curious about the status of project Amokka and it’s possible successor, a full-size F3F plank. I haven’t found any threads after you’re maiden in October 2008.
Answer Peter:
Well you may have seen the ETTO video on Vimeo…..a very nice plane
In the mean time things got a little bit slow with the bigger Amokka…but now the wing moulds are finished and I will build a wing very soon….the fuse is in the CAD work and will have a CG moving device….to even more improve the turn abilities of planks
Good luck with your plank…it seems a very fun project…..…let me hear about it.

Inhoud van een 2e mail-ronde:
Remark Ron:I'll keep the 1/4 chords on a straight line; no sweep no dihedral, makes it easier to build the spar too.
Comment Peter:a dihedral of 1 degree is quite benefical.....

4th Question Ron:
Why does a forward sweep allow for a higher wing taper for the same stall behavior? Has it something to do with sweep creating a span-wise flow -> reducing the angle of attack -> reducing the amount of lift? Does XFLR take this effect into account?
Reply Peter:The induced angle of attack at the tip is less on a swept forward wing than on a straight one. With swept back wings it is the opposite. Just look at swept back flying wings with 2o degrees og more sweep. They usually have almost no taper and twist to have a safe stall. And yes also when the stall comes, then the span wise flow is directed inwards by a swept forward wing. Yes XFLR takes this into account...just try some extreme shapes.

5th question Ron:
Should I change the tip airfols a little? Do you mean for exampe take PW51 and reduce camber to 0,5% and thickness to 8%? If a little afraid I am causing more harm then good if I start messing about wit the airfoil. That said; aileron chord goes to zero towards the tip, so that should push the tips to higher lift when flying slow when compared to the section with up-deflected aileron. If I remove camber and decrease thickness, I guess I reduce operating Cl when flying slow but ALSO reduce max. possible Cl ?! And what happens at high speed, will I get tips creating downforce because the zero-lift angle of attack is different from the rest of the wing? Or am I over-thinking this?
Reply Peter:
I can ajust the airfoils for you if you want...no big deal. You can also make the chord of the flap deeper at the tip...this will give some twist at lower speeds...you can also simulate that in XFLR.

Inderdaad een hele aardige kerel, heel behulpzaam ondanks zijn beperkte vrije tijd.

Ik heb gekeken of het zin heeft het PW-51 profiel voor de tips iets dunner te maken en/of minder welving te geven, zodat ze mindre kritisch zijn bij lage Re-getallen (minder kans op tip-stall bij langzaam vliegen).
Zie onder Cl vs alpha bij Re-50k en 150k, voor het standaard profiel en één waarvan de dikte is verkleind van 8,9% tot 8%:

Ik zien nauwlijks verschil tussen de gele en groene lijn. Het dunnere profiel kan bij lage Re net zo veel invalshoek aan als het dikkere profiel. Ik zie dus geen reden de dikte te verkleinen.
Het verkleinen van de welving van 1,4 naar 0,5% verlaagde alleen maar de Cl, het vergrootte niet de maximaal toelaatbare invalshoek. Dat lijkt me dus ook niet zinvol.
Ik hou het dus maar gewoon bij een PW51 profiel van wortel tot tip.

Het effect van pijlstelling op Cl-verdeling heb ik ook geprobeerd in XFLR:

De grafiek toont Cl vs span, bij invalshoeken 3 en 9 graden, voor een vleugel met 6 graden voorwaarte pijlstelling en 10 graden achterwaartse pijlstelling (gelijk oppervlak, profiel en vleugelbelasting). Bij de voorwaartse pijlstelling werken de tippen op een lagere Cl (blauwe en gele lijn). Waarom je 'dus' een kleiner tip-oppervlak mag gebruiken snap ik niet. Ik zou eerder denken dat je die lage Cl aan de tip moet compenseren met een GROTER tip-oppervlak om toch weer die felbegeerde elliptische liftverdeling te verkrijgen !?

M'n Bijbel (Martin Simons) weer eens herlezen.
De tipwervel verkleind de invalshoek van de tips. Hoe langzamer je vliegt en hoe breder de tip hoe sterker dit effect. Een rechte vleugel (constante koorde) heeft dus een enorme tp-wervel maar is wel heel stall-safe (kleine Cl aan de tip).
Een tapse vleugel (bv wortel 200mm en tip 100mm, span 1500mm) heeft een minder sterke wervel en dus werken de tips bij een hogere Cl. Zie plaatje onder, Cl vs span, rechte en tapse vleugel, invalshoeken 3 en 9 graden:

(tapse vleugel is blauw en paars).
Ik begrijp alleen niet waarom de Cl van die tapse vleugel richting de wortel KLEINER wordt!?
Simons zegt daar 'te veel oppervlak' zit voor de lift die er gedragen moet worden, en dat daarom de Cl daar inzakt. Maar de lokale Cl wordt toch gewoon bepaald door de lokale invalshoek, waarom wordt die invalshoek kleiner bij de wortel?

Ik begrijp het niet helemaal, maar ik heb besloten de koorde op 625mm vanuit het midden te verkleinen van 140 naar 130mm. Hierdoor wordt de liftverdeling iets beter elliptisch, Cl verdeling ziet er volgens mij ook wel OK uit. Ik heb het gevoel dat hier niet meer zo héél veel aan te verbeteren valt, in elk geval niet door mij.

Huidige status, Cl vs span (redelijk gelijkmatig, iets afvallend aan de tips):

en lift vs span (nagenoeg elliptisch):


Dirk, bedankt voor de link naar het draadje op RCN. De F3F plank van Stefan Siemens lijkt me een mooi project, al lijkt hij zelf een beetje teleurgesteld te zijn in de prestaties.
Ik moet je adviezen wat betreft Nurflugel en 0-invalshoek nog even op me laten inwerken.
Ik denk (?) dat ik per definitie bij hoge snelheid over tegelijk Cl=0 krijg zolang ik overal hetzelfde profiel gebruik. Toch? Ik vraag geen hoge prestaties bij lage snelheid, zolang het ding maar veilig te landen is. Ik ben bang dat ik met dat gepruts en gedraai aan die profielen hoogsten een klein beetje kan winnen op lage snelheid met het risico vele te verliezen op hoge snelheid. Ik begrijp het eigenlijk nog niet goed genoeg, en ik wordt een beetje ongeduldig.

Onderstaand de layout van de halve vleugel:

Het plan is om de ontvanger en de accu in de vleugel te doen, zodat de romp simpel en slank kan zijn.
- 4 AA eneloops in het midden, net voor de ligger.
- Ligger op 25% van de koorde, recht (geen pijlstelling). Waarschijnlijk toch maar 1 graadje v-stelling, op aanraden van Peter Wick.
- ontvanger zover richting tip als dikte toelaat. Vanaf daar dus geen carbon in de vleugel. Ontvanger wordt de Multiplex RX5 M-link 2,4GHz
- 4 servo's Futaba S3150, met RDS systeem. Uitslagen ca. +/- 20 graden maximaal.
- ballast komt niet-verwijderbaar in de romp. Ballast veranderen = andere romp monteren.

 

Ron,




Je bent goed op weg. Nog wel een paar opmerkingen/tips/verduidelijkingen:

• Bij het XFLR5-plaatje "lift vs span" merk je op bijna elliptisch.
  Klopt, rechts onderin staat ook "Efficiency = 1.0181" (bij 1.0000 is het 100% elliptisch). Maar ... je geeft wel de situatie weer van een vleugel-Cl 0,7816 (Lift Coeff. = 0.7816 [ook Re onder])
  Vrijwel alle goed afgestelde normale zwevers vliegen hun cruise-speed bij een vleugel Cl=0,6 (±0,05). Jij maakt een hele snelle vleugel. Dan moet je hem ook ontwerpen naar een "handjes los van de knuppels" situatie. Dwz. ontwerp hem voor een Cl=0,1 of 0,2 of voor mijn part 0,02 (maar dan moet je wel met storm en full up starten ...).
  Vervolgens moet je controleren of landen en de snelheid er een beetje uit halen nog wel goed mogelijk is. Zijn de kleppen in staat om hem bij een Cl=0,75 nog te laten vliegen (hoeft niet efficient te zijn), en vliegt hij bij Cl=0,5 à 0,6 (bochtenwerk) nog wel efficient?
• Ik zou niet alleen op de uitkomsten van XFLR5 vertrouwen. Ik zou ook eens kijken wat Nurflügel van het ontwerp zegt. De waarheid zal wel ergens in het midden liggen (alhoewel Nurflügel zich bij vliegende vleugels wel aardig heeft bewezen).
• Nogmaals over de nul-lift-hoek: een symmetrisch profiel levert geen lift (nul-lift) als de invalshoek 0 graden is. Een normaal gewelfd profiel levert bij een invalshoek van 0 graden wel lift. Zo'n profiel bereikt de nul-lift-situatie pas bij een negatieve hoek. Die hoek noemen we de Alfa0 (of zoiets). Ieder profiel heeft een andere Alfa0. Het meest nauwkeurig is het om af te gaan op de gemeten windtunnel waarde, maar die is vaak niet beschikbaar. Berekenen kan ook, maar minder betrouwbaar. Profili en XFLR5 gebruiken xfoil als aerodynamsche rekenmodel, FLZ-Vortex en Nurflügel een andere methode. In tegenstelling tot wat de uitkomsten van de rekenprogramma's suggereren verandert Alfa0 nauwelijks (zeg maar: niet) agv. ander Reynoldsgetallen. De berekende Alfa0 voor een bepaald profiel is bij xfoil heel anders dan bij de andere rekenmethode.
  Zoals je weet is een constante Cl over de hele vleugel optimaal voor de weerstand van die vleugel. Dat veronderstelt dus dat de hele vleugel bij dezelfde Cl vliegt. Maar als wortel- en tipprofiel een verschillende Alfa0 hebben. Als je jouw vleugel voorziet van verschillende profielen, die je allemaal met nul graden tov. elkaar zet, vliegt die vleugel niet overal met dezelfde Cl. De meest gewelfde profielen (met de kleinste [negatieve] Alfa0) zullen dan bij een hogere Cl vliegen. Door nu de profielen met de verdraaiing van het verschil in Alfa0 in te bouwen vliegt het wel allemaal met dezelfde Cl.
  Een voorbeeld:
  - vleugel met drie profielen:
  . profielA : Alfa0 = -0,5 gr
  . profielB : Alfa0 = +0,1 gr (beetje onzinnig, maar om het voorbeeld)
  . ProfielC : Alfa0 = -1,15 gr
  - profielA op de wortel. Deze noemen we 0 graden.
  - profielB midden van de vleugel
  - profielC vleugeltip
  * profielB krijgt nu tov. profielA een hoek van +0,6 gr.
  (het verschil tussel Alfa0-profielA en Alfa0-profielB)
  * profielC krijgt een hoek tov. profielA van -0,65 gr (-1,15 - -0,5),
  of tov. profielB van -1,25 gr (-1,15 - +0,1).
  Als je deze vleugel nu vliegt met de wortel op 0 graden, vliegt de hele vleugel op 0 graden!
  Alle profielen (echt zonder uitzondering) hebben dezelfde Cl-verandering per graad insvalshoek verandering (behalve in de buurt van de overtrek). 1 graad meer invlashoek is 0,11 meer Cl. Dus als je deze vleugel met een instelhoek van 3 graden (wortelprofiel) vliegt, vliegt de hele vleugel bij een Cl van 3,5 x 0,11 = 0,385.
  Ik hoop dat het verhaal van de Alfa0-verdraaiing nu wel duidelijk is. Ik heb er ook even over moeten nadenken ...
  
• Vwb. jouw vraag "Why does a forward sweep allow for a higher wing taper for the same stall behavior?": kijk eens naar de volgende drie plaatjes:

Rechte vleugel:


Achterwaarts gepijld:


Voorwaarts gepijld:


Het beeld is een beetje vertekend door nurflügel, want de spanwijdte en koorde zijn steeds gelijk. Dus je moet achterwaarts- en voorwaarts gepijld even breed denken als de rechte vleugel. Behalve de pijlstelling is alles het zelfde. De groene lijn stelt de lokale Cl voor.

Je ziet dat bij de achterwaartse pijlstelling de lokale Cl groter wordt richting tippen, en bij de voorwaartse pijlstelling juist kleiner. Bij een voorwaarts gepijlde vleugel werken de tippen relatief minder hard, en andersom ...

Daar kun je gebruik van maken in je ontwerp om er voor te zorgen dat hij minder snel overtrekt aan de tippen.
Aangezien een kleiner tipkoorde een kleiner Re-getal oplevert, en dus een minder efficient profiel zal hij aan de tip eerder stallen. Door nu een tikkie voorwaartse pijlstelling in de bouwen kun je dat deels opheffen.

Een meer gewelfd profiel aan de tip levert oha. een hogere Cl-max op (dus een groter invalshoek-bereik), en door de grotere Alfa0 kun je de tip een tikkie verdraaiien ...
Als je tip veel kleinere koordes heeft dan de rest van de vleugel, en je komt er met meer welving en voorwaartse pijlstelling niet uit, dan kun je overwegen om de laatste 30% van de vleugel naar de tip toe naar een normaal profiel te strakken (verlopen). Je raakt daarmee een stukje autostabiliteit kwijt, maar niet te veel want het moment werkt met het kwadraat van de koorde. Dus bij een tip koorde van 50% is het niet-autostabliele-moment maar een kwart van het wortelkoorde-moment.

Lees ook mijn draadje over mijn Genesis II maar eens. Daar speelt dit alles in extreme mate.

Zo nu heb je weer effe wat om over na te denken ...

Gr. Dirk.

 

Ron,
Je hebt (nu pas ) antwoord op je PBtje.

Dirk.

 

Hermes / aerodynamisch ontwerp vleugel gereed

Het heeft even stil gelegen door verbouwing keuken, verbouwing tuin en omschakeling naar andere zender, maar ik heb de Hermes-draad weer opgepakt.

In december nog wat PB-tjes uitgewisseld met Dirk, over profiel PW106 vs PW51 en nog wat Nurflugel-dingetjes.
Het kwartje dat toen eindelijk viel, is dat als ik een glijhoek vs snelheids-grafiek plot, ik me natuurlijk wel moet realiseren dat bij een plank voor elke vliegsnelheid een andere flap-stand nodig is.
Eén bepaald profiel (incl de flapstand) kan dus maar één punt van de polaire opleveren. Dit scheelt met name voor de lagere snelheden, want daarvoor moet je de flaps flink omhoog zetten (om het moment op 0 te houden), wat de maximaal mogelijke lift flink verlaagd.

Uiteindelijk toch voor de PW51 gekozen. Hoewel XFLR zegt dat hij altijd met up-flap gevlogen moet worden, zegt Peter Wick dat dit in de praktijk erg meevalt.
De PW106 heeft uit zichzelf al meer negatief moment, lijkt leuk op de computer, maar in de praktijk moet je dan dus bij hoge snelheden met iets down-flap vliegen en bij lagere snelheden met up-flap. Rond die transitie gebeurd er echter iets vrij abrupt-niet lineairs lijkt het wel, wat mogelijk resulteert in een rodeo-vlucht.

Ook nog eens goed gekeken naar de butterfly-mogelijkheden, gewaarschuwd door enkele van jullie en de ervaringen van Wock met zijn Amokka.
Ik kwam erachter dat flaps omlaag zó ontzettend veel duik-effect geeft, dat je echt maar heel kleine flapjes moet maken wil je de zaak met rolroer-up kunnen compenseren en ook nog een beetje rol-control overhouden.
Layout is dus (weer) gewijzigd:

De 4 AA eneloops zijn verhuisd van voor naar achter de ligger, anders moet ik met de bedrading door de ligger heen en dat vond ik te ingewikkeld.
Ter compensatie komt er permanent een buis met lood (ca. 300g) net voor de ligger.

Glijhoek snelheid, voor 60g/dm2 vleugelbelasting:

De polaire bestaat uit korte stukjes. Elk stukje heeft een iets ander profiel vanwege de flap-stand die er bij hoort (zie legenda aan rechterzijde).
Links onderaan zie je het effect van de butterfly:
Flaps 20deg omlaag en ailerons 10deg omhoog geeft een stabiele glijvlucht bij 13m/s en een glijhoek van 8.

Voor de volledigheid, Cl vs span en Lift vs span:


Cl verloopt nog steeds redelijk vlak (piekje omhoog aan de tip geloof ik niet), en de liftverdeling is vrij netjes elliptisch bij lage snelheden en nergens negatief op hoge snelheden.

Hopelijk gaat m'n volgende berichtje over het snijden van schuimkernen...