Omgekeerd asymmetrisch stabiloprofiel voor schaaltoepassing?

[bipeflyer]

Ik ben gestart met het uittekenen van een Pilatus Turbo-Porter in schaal 1:7 en loop tegen een vraag aan over het stabilo:

De Pilatus heeft 5 graden down thrust op de motor, een NACA 64-514 vleugelprofiel en een omgekeerd asymmetrisch profiel voor het stabilo. Volgens de tekening van Pilatus is de instelhoek van de hoofdvleugel 2 graden en dit komt ook overeen met wat ik op de foto's en 3-views vind:

Het stabilo kan op de echte Porter overigens voorover gekanteld worden (dus instelhoek verkleinen, dan dus negatief) voor het landen met een hoge invalshoek. Pilatus vermeldt niets over de instelhoek van het stabilo, ze suggereren daarmee dat die volledig vlak ligt (als uitgangspunt).

Overigens vond ik een enigszins verwarrende tekst op internet die het volgende stelt: "they use an inverted cambered airfoil for the horizontal stabiliser. This aircraft has 5deg. of downthrust on the engine, an airfoil with no-lift AOA of -3.8deg (N64A514), set at 0 deg and the horizontal stabiliser which provides about 2 deg. of down load as far as I can tell." Dit lijkt mij niet te kloppen, maar het is wel heel specifiek over de AOA...

En dan nu de vraag: wat neem ik als instelhoek voor het stabilo (0 graden?) en neem ik het omgekeerde asymmetrisch profiel over? Heeft dat nog effect voor de STOL-capaciteiten van de Porter op deze schaal? Of ben ik beter af met een symmetrisch profiel?

Voor het draadje over de voortgang van de tekening en constructie, zie: Pilatus PC-6/B2-H2 Turbo-Porter => 3G-EF | c/n 769.

 

[Fotor]

Ik lees de tekst als: instelhoek vleugel is 0, instelhoek stabilo is -2 graden. Instelhoekverschil is dus +2 graden. Als je voor de vleugel +2 neemt het voor het stabilo 0 blijft het instelhoekverschil 2 graden.

De opmerking over de AOA gaat alleen over de nullifthoek van het gebruikte vleugelprofiel. Bij -3,8 graden is de liftcoefficient 0.

Normaal gesproken is een instelhoekverschil van 2 graden geen vreemde waarde, maar in combinatie met een flink gewelfd vleugelprofiel en een negatief gewelfd stabilo is het toch wel weer veel (bij een negatieve welving van het stabilo kun je het instelhoekverschil verkleinen). Het geeft volgens mij aan dat dit vliegtuig echt gemaakt is om langzaam te vliegen.

Moet je voor het model nu dezelfde parameters toe gaan passen? Dat ligt eraan wat je wilt. Als je een STOL vliegtuig wilt dat niet hard hoeft te vliegen dan kan je de aanpak van het origineel overnemen. Maar onze modellen zijn over het algemeen flink overgemotoriseerd ten opzichte van het origineel, dus ze komen toch wel snel los. Ik zou voor een iets minder extreme opstelling gaan (gewoon een ongewelfd stabilo met een gemiddeld instelhoekverschil) zodat je model wat makkelijker ook vlot kan vliegen.

 

[bipeflyer]

Dankjewel, zeer nuttige input! Ik begrijp nu inderdaad wat hij bedoelt met zijn tekst als je het als instelhoekverschil leest. Dan komt het inderdaad overeen met mijn info.

Wat betreft het vlieggedrag: de Porter is inderdaad gemaakt om langzaam te kunnen vliegen. Ik wil dat zoveel als mogelijk nabootsen en voor laag gewicht gaan met motorisering die goed in verhouding is. Het gaat dus wel degelijk om schaal vliegen en snelheid hoeft niet (heb ik andere kisten voor ). Als ik een indrukwekkende STOL-achtige landing ga kunnen maken is wat mij betreft het project geslaagd (binnen 1 meter opstijgen kan met alle overgemotoriseerde modellen wel en is in modelbouw niet echt uniek).

Wel goed om te weten dat het effect van een dergelijk stabilo vnl. gericht is op de vliegsnelheid (en een mogelijk hogere AOA?). Dat had ik mij niet gerealiseerd.

Nog één vraag: wat is een gemiddeld instelhoekverschil, waarnaar je in je laatste zin naar verwijst?

Ps.: veel modellen van de Porter gebruiken i.p.v. een NACA 64-514 profiel met omgekeerd asymmetrisch stabilo gewoon een NACA 2415 met symmetrisch stabilo. Ik denk dat dit een goed vliegend model oplevert, maar mist het karakter van de Porter en maakt er een allround hoogdekker van.

 

[DirkSchipper]

Aanvullend op wat Fotor schrijft:
Stabilo-profiel:
- dunner (±11%)
- symmetrisch (NACA2415 is niet symmetrisch)
- dikste punt aanzienlijk naar voren (25% - 30% van de koorde)
- NACA0011 (NACA0010 opgedikt) voldoet hier aan, SD8020 (opgedikt) ook

Hoofdvleugelprofiel:
- als je een welfkleppen/flaps wilt gebruiken (en dat wil je, want STOL): gebruik een welfkleppen-geschikt profiel (=max welving ligt ver naar achteren, 45%) NACA 64-514 is dat zo op het oog wel.
- gebruik een profiel dat geschikt is voor de Reynolds-getallen waarbinnen je fatsoenlijk wilt kunnen vliegen. Dat betekent: niet te dik, en dikste punt niet te ver naar achteren. Bij NACA 64-514 ligt dat op het oog op 40% - 45%.
- ik heb niet zo gauw een profielvoorstel (ben geen motor-piloot, maar zweef ....)

 

[bipeflyer]

De NACA 2415 wordt ingezet als hoofdvleugelprofiel door meerdere bouwers, niet voor het stabilo. Ik weet dat die niet symmetrisch is, maar dat is hun vertaling naar een model van de NACA 64-514.

Ik weet niet precies wat je bedoelt met je aanvulling, maar begrijp ik goed dat je symmetrisch adviseert met de genoemde specs? Wat is jouw beweegreden daarvoor t.o.v. het originele profiel?

En vind je NACA 64-514 geschikt voor lage Reynolds? Mij leek dat wel zo.

 

[DirkSchipper]

Sorry, ik had jouw opmerking verkeerd gelezen:

Ps.: veel modellen van de Porter gebruiken i.p.v. een NACA 64-514 profiel met omgekeerd asymmetrisch stabilo gewoon een NACA 2415 met symmetrisch stabilo. Ik denk dat dit een goed vliegend model oplevert, maar mist het karakter van de Porter en maakt er een allround hoogdekker van.

Ik dacht dat je die NACA 2415 op je stabilo wilde zetten.

Ik bedoel idd. symmetrisch op het stabilo, en vanwege Reynolds niet te dik en een vrij vooraan liggend dikste punt.

Voor de hoofdvleugel is het idd. lastiger, zoals je zelf ook al aangeeft. Die NACA 64-514 is zo op het oog idd. wel een welfklep-geschikt profiel, maar (vanwege de dikte en het ver naar achteren liggend diktste punt) wat (flink) minder geschikt voor een model (Reynolds is te klein). Een welfklep-geschikt profiel heeft het punt van de grootste welving vrij ver naar achteren liggen (zoals bij deze NACA 64-514).

Ik heb die NACA 64-514 voor je aangepast.
Eigenschappen origineel:
- max. dikte 14% op 36,8% van de koorde
- max welving 2,65% op 51,8% van de koorde
Het origineel vliegt goed bij Re>=250.000, onder de Re=100.000 vliegt het 'even efficiënt als een baksteen' (grote overtrek risico's)

Eigenschappen NACA 64-514-mod:
- max. dikte 13% op 28,9% van de koorde
- max. welving 2,74% op 44,1% van de koorde
Dit profiel vliegt goed vanaf Re>=120.000 en het punt 'even efficiënt als een baksteen' begint bij Re<60.000
Dit alles nog zonder flaps in te zetten!

Hieronder het profiel. Selecteer alles tussen de twee "-----" lijnen. Open kladblok, kopiëer & plak, en sla op als "NACA 64-514-mod.DAT".

--------------------------------
NACA 64-514-mod
1.00000 -0.00000
0.99982 0.00004
0.99927 0.00015
0.99837 0.00033
0.99712 0.00058
0.99554 0.00090
0.99363 0.00128
0.99138 0.00172
0.98881 0.00223
0.98592 0.00280
0.98272 0.00342
0.97920 0.00411
0.97537 0.00484
0.97124 0.00564
0.96681 0.00648
0.96207 0.00737
0.95705 0.00832
0.95174 0.00932
0.94615 0.01036
0.94027 0.01145
0.93412 0.01259
0.92771 0.01377
0.92103 0.01500
0.91409 0.01627
0.90690 0.01758
0.89946 0.01894
0.89179 0.02033
0.88388 0.02176
0.87574 0.02324
0.86739 0.02474
0.85882 0.02628
0.85004 0.02785
0.84106 0.02945
0.83189 0.03108
0.82253 0.03274
0.81300 0.03442
0.80329 0.03612
0.79342 0.03783
0.78339 0.03957
0.77321 0.04132
0.76289 0.04308
0.75243 0.04485
0.74185 0.04662
0.73114 0.04840
0.72032 0.05018
0.70939 0.05196
0.69837 0.05373
0.68725 0.05550
0.67605 0.05725
0.66477 0.05900
0.65342 0.06072
0.64201 0.06243
0.63054 0.06412
0.61903 0.06578
0.60747 0.06741
0.59588 0.06902
0.58427 0.07059
0.57263 0.07213
0.56098 0.07363
0.54932 0.07508
0.53767 0.07650
0.52603 0.07787
0.51440 0.07919
0.50279 0.08046
0.49121 0.08167
0.47967 0.08283
0.46817 0.08392
0.45672 0.08494
0.44532 0.08591
0.43398 0.08680
0.42271 0.08761
0.41150 0.08835
0.40037 0.08901
0.38932 0.08960
0.37836 0.09009
0.36748 0.09051
0.35670 0.09083
0.34601 0.09107
0.33543 0.09121
0.32495 0.09127
0.31458 0.09123
0.30432 0.09110
0.29418 0.09087
0.28415 0.09054
0.27424 0.09013
0.26446 0.08962
0.25481 0.08901
0.24528 0.08832
0.23589 0.08753
0.22663 0.08665
0.21751 0.08568
0.20853 0.08463
0.19970 0.08349
0.19102 0.08227
0.18248 0.08096
0.17410 0.07959
0.16588 0.07813
0.15781 0.07661
0.14992 0.07501
0.14218 0.07335
0.13462 0.07162
0.12724 0.06983
0.12003 0.06798
0.11300 0.06607
0.10616 0.06411
0.09950 0.06211
0.09303 0.06005
0.08676 0.05795
0.08068 0.05581
0.07480 0.05363
0.06912 0.05142
0.06364 0.04917
0.05837 0.04690
0.05331 0.04461
0.04846 0.04230
0.04382 0.03997
0.03940 0.03763
0.03520 0.03528
0.03122 0.03292
0.02745 0.03057
0.02392 0.02823
0.02061 0.02589
0.01754 0.02357
0.01469 0.02127
0.01208 0.01900
0.00971 0.01675
0.00758 0.01455
0.00570 0.01238
0.00406 0.01027
0.00269 0.00821
0.00158 0.00622
0.00076 0.00430
0.00024 0.00242
0.00001 0.00058
0.00006 -0.00124
0.00037 -0.00302
0.00092 -0.00472
0.00176 -0.00633
0.00292 -0.00783
0.00442 -0.00926
0.00626 -0.01065
0.00844 -0.01202
0.01093 -0.01337
0.01373 -0.01470
0.01683 -0.01601
0.02023 -0.01731
0.02390 -0.01859
0.02786 -0.01984
0.03210 -0.02107
0.03661 -0.02227
0.04140 -0.02345
0.04644 -0.02460
0.05176 -0.02572
0.05733 -0.02681
0.06315 -0.02787
0.06922 -0.02890
0.07554 -0.02989
0.08210 -0.03085
0.08889 -0.03177
0.09591 -0.03265
0.10316 -0.03349
0.11064 -0.03429
0.11833 -0.03504
0.12623 -0.03575
0.13435 -0.03641
0.14267 -0.03702
0.15119 -0.03758
0.15990 -0.03809
0.16881 -0.03855
0.17790 -0.03895
0.18717 -0.03930
0.19662 -0.03959
0.20624 -0.03982
0.21602 -0.03999
0.22597 -0.04009
0.23608 -0.04013
0.24635 -0.04011
0.25678 -0.04002
0.26735 -0.03987
0.27807 -0.03966
0.28893 -0.03938
0.29993 -0.03904
0.31106 -0.03865
0.32232 -0.03819
0.33370 -0.03768
0.34520 -0.03711
0.35681 -0.03649
0.36852 -0.03582
0.38034 -0.03509
0.39226 -0.03432
0.40426 -0.03351
0.41634 -0.03265
0.42850 -0.03175
0.44073 -0.03082
0.45303 -0.02984
0.46538 -0.02884
0.47778 -0.02780
0.49022 -0.02673
0.50270 -0.02564
0.51521 -0.02453
0.52774 -0.02339
0.54029 -0.02224
0.55284 -0.02108
0.56540 -0.01990
0.57795 -0.01871
0.59048 -0.01752
0.60298 -0.01633
0.61546 -0.01514
0.62790 -0.01395
0.64029 -0.01277
0.65263 -0.01160
0.66490 -0.01045
0.67711 -0.00932
0.68923 -0.00820
0.70126 -0.00712
0.71319 -0.00606
0.72502 -0.00503
0.73673 -0.00403
0.74831 -0.00308
0.75976 -0.00216
0.77106 -0.00129
0.78221 -0.00046
0.79320 0.00032
0.80400 0.00104
0.81463 0.00172
0.82506 0.00234
0.83529 0.00290
0.84531 0.00340
0.85510 0.00384
0.86465 0.00422
0.87396 0.00453
0.88301 0.00479
0.89180 0.00498
0.90031 0.00510
0.90854 0.00517
0.91646 0.00517
0.92408 0.00511
0.93137 0.00499
0.93834 0.00482
0.94496 0.00459
0.95123 0.00433
0.95714 0.00402
0.96267 0.00368
0.96784 0.00333
0.97262 0.00295
0.97702 0.00258
0.98103 0.00220
0.98465 0.00184
0.98789 0.00150
0.99074 0.00118
0.99320 0.00089
0.99528 0.00063
0.99698 0.00041
0.99830 0.00024
0.99925 0.00011
0.99981 0.00003
1.00000 0.00000
--------------------------------

 

[bipeflyer]

Sorry, ik had jouw opmerking verkeerd gelezen:

Ik dacht dat je die NACA 2415 op je stabilo wilde zetten.

Geeft niet, dacht ik al, mijn uitleg was ook nogal beknopt

Ik bedoel idd. symmetrisch op het stabilo, en vanwege Reynolds niet te dik en een vrij vooraan liggend dikste punt.

Voor de hoofdvleugel is het idd. lastiger, zoals je zelf ook al aangeeft. Die NACA 64-514 is zo op het oog idd. wel een welfklep-geschikt profiel, maar (vanwege de dikte en het ver naar achteren liggend diktste punt) wat (flink) minder geschikt voor een model (Reynolds is te klein). Een welfklep-geschikt profiel heeft het punt van de grootste welving vrij ver naar achteren liggen (zoals bij deze NACA 64-514).

Ik heb die NACA 64-514 voor je aangepast.
Eigenschappen origineel:
- max. dikte 14% op 36,8% van de koorde
- max welving 2,65% op 51,8% van de koorde
Het origineel vliegt goed bij Re>=250.000, onder de Re=100.000 vliegt het 'even efficiënt als een baksteen' (grote overtrek risico's)

Eigenschappen NACA 64-514-mod:
- max. dikte 13% op 28,9% van de koorde
- max. welving 2,74% op 44,1% van de koorde
Dit profiel vliegt goed vanaf Re>=120.000 en het punt 'even efficiënt als een baksteen' begint bij Re<60.000
Dit alles nog zonder flaps in te zetten!

Geweldig bedankt! Zoveel kennis van de toepassing van profielen heb ik helaas niet.. ik ken de basistheorie maar dit zelf bedenken is er nog niet bij. Super dat je de mod en de Reynoldsberekening voor me gemaakt hebt!

Nog twee vraagjes:
- er komen flinke flaps op (aan beide kanten 1/2 van de wingspan, 22% van de koorde (bovenop gezien), max ~45 graden uitslag), bedoel je met bovenstaande dikgedrukte opmerking dat het 'baksteen'-punt qua Reynolds number daalt als je ook nog flaps gebruikt? En dat dat dus nog beter is? Ik maak hieruit ook op dat deze mod beter presteert en beter past bij het origineel dan de NACA 2415.
- kan ik dit voorgestelde profiel dan op 2 graden instelhoek (en stabilo 0) zetten? motor domping houd ik 5 graden zoals het origineel.

 

[DirkSchipper]

Nog twee vraagjes:
- er komen flinke flaps op (aan beide kanten 1/2 van de wingspan, 22% van de koorde (bovenop gezien), max ~45 graden uitslag), bedoel je met bovenstaande dikgedrukte opmerking dat het 'baksteen'-punt qua Reynolds number daalt als je ook nog flaps gebruikt? En dat dat dus nog beter is? Ik maak hieruit ook op dat deze mod beter presteert en beter past bij het origineel dan de NACA 2415.

Nee, niet helemaal. Het baksteen-punt is geen nauwkeurig omschreven punt. Het is meer "vanaf ongeveer hier gaat de efficiëntie van het profiel exponentiëel/sprongsgewijs achteruit. Dan kom je in een gebied waarbij 0.1x meer lift opeens 5x -10x zoveel weerstand veroorzaakt. Bij een zwever betekent dat dat je opeens veel sneller gaat dalen, bij een motorkist heb je dan opeens veel meer vermogen nodig om op hoogte/snelheid te blijven.
Daarnaast zal de stall veel harder komen. Geen geleidelijke stall, maar een zeer abrupte stall. En de verstoring die hem mogelijk initiëert hoeft veel minder fors te zijn. Dat kan dus betekenen dat een kleine werveling die toevallig wel aan de ene tip optreedt, en niet aan de andere. aan die tip een forse tip-stall kan veroorzaken.

Flap-uitslagen tot 6 à 8 graden vergroten de max. haalbare lift zonder de efficiëntie al te veel geweld aan te doen. De winst aan lift is groter of gelijk aan de toename van de weerstand.
Grotere flap-uitslagen verhogen die max haalbare lift nog meer, maar de weerstand loopt dan nog veel harder op. Bij een zwever is dat ideaal als landings-/remklep. Bij een motorkist heb je (wat) meer motorvermogen nodig.

Kortom: het 'mod' profiel zorgt ervoor dat je STOL kunt vliegen met het model (dus veel kleinere Re-getallen) zonder er een venijnig kreng van te maken.

- kan ik dit voorgestelde profiel dan op 2 graden instelhoek (en stabilo 0) zetten? motor domping houd ik 5 graden zoals het origineel.

2 graden instelhoekverschil(!!!) lijkt mij een heel redelijke waarde, maar ik ben een zweefvlieger, geen motorvlieger. Daarom wil ik het anders formuleren: bouw een instelhoekverschil waarvan jij denkt dat het redelijk is. Bij twijfel ==> kies een kleiner verschil.

Motordomping: ik ben nog nooit iets tegengekomen waarmee je dat kunt berekenen of (schattend) afleiden. 5 graden klinkt redelijk. Als dat ook jouw ervaring is en/of op de full-scale kist zit, zou ik dat aanhouden.

 

[bipeflyer]

Het is me nu helemaal duidelijk! Nogmaals enorm bedankt voor de hulp en de goede uitleg. Ik ga deze setup uittekenen en laat hier en / of in m'n bouwdraadje weten wat mijn bevindingen zijn.

 

[DirkSchipper]

 

[Rick NL]

Nog een opmerking over het toepassen van een profiel met negatieve welving voor het stabilo van het origineel.

Bij de landing met veel kleppen ontstaat een groot negatief pitch moment, het vliegtuig wil duiken. Wanneer je erg langzaam vliegt is dit geen probleem omdat het zwaartepunt achter het kwart koorde punt ligt dit je helpt.
Wanneer je iets harder vliegt zal het wel een probleem kunnen worden als je dit niet kan compenseren met een negatieve lift op je stabilo. Dit heet ondersnijden.
Met een negatieve welving op het stabilo kan het meer negatieve lift leveren.
Bij veel modelvliegtuigen wordt om dit probleem op te vangen vaak gebruik gemaakt van 4 kleppen vleugels waarbij de flaps naar beneden gaan en de rolroeren omhoog. De rolroeren verminderen dan het negatieve pitch moment.

Als jij met voldoende veiligheid echt langzaam wilt vliegen waarbij de flaps ver en de rolroeren ook wat naar beneden uitgeslagen worden, is het toch ook aanbevelenswaardig om een profiel met ongeveer 2% negatieve welving in de staart toe te passen.

Rick

 

[bipeflyer]

Dankje voor de aanvulling Rick. Goede aanvulling wat betreft de negatieve welving en de theorie, heel begrijpelijk zo. Langzaam vliegen is één van de hoofddoelen. De crow beweging ken ik, de link met het negatieve pitch moment had ik niet gelegd, weer wat geleerd .

Wat is wat jou betreft het nadeel van een dergelijke negatieve welving?

En wat bedoel je met 2% negatieve welving? Hoe meet ik die 2%? Als ik naar het origineel kijkt lijkt me dit meer namelijk.

Edit: ik denk dat ik het begrijp nu: 2% camber, dus NACA0011 wordt NACA2211 maar dan omgekeerd (op z'n kop) ? (ik lees en doe alles over dit onderwerp in het Engels, dus ken niet overal de NL-vertaling van..)

 

[DirkSchipper]

Edit: ik denk dat ik het begrijp nu: 2% camber, dus NACA0011 wordt NACA2211 maar dan omgekeerd (op z'n kop) ?

Correct.
Er zit nog wel een addertje onder het gras zodra je cambered stabilo-profielen gaat inzetten. Wij (men) spreekt altijd over het instelhoekverschil, en we gaan dan uit van de hoek tussen koordelijn vleugel en koordelijn stabilo. Dat klopt zolang we een symmetrische stabilo-profiel inzetten. Immers bij symmetrische profielen vallen koordelijn en nul-lift-hoek samen.
Bij gewelfde profielen moet je eigenlijk uitgaan van het hoekverschil tussen de koordelijn van het vleugelprofiel en de nul-lift-hoek van het stabilo-profiel. Ik ken de nul-lift-hoek van een NACA2211 niet, maar hanteer als vuistregel "minus de welving". Die NACA2211 heeft 2% welving, dus de nul-lift-hoek schat ik als -2 graden.

Als je die NACA2211 op z'n kop als stabilo-profiel gaat inzetten, en je wilt 2 graden instelhoekverschil aanhouden, moet je dus (uitgaande van de koordelijnen) een instelhoekverschil van 0 graden meten.

Lastig voor de geest te halen? Dat kan ik me voorstellen, dat had ik ook vaak. Teken het maar eens uit, met koordelijn én nul-lift-lijn. Dan zie je het.

 

[bipeflyer]

Duidelijk, goed uitgelegd Dirk want ik zie 'm helemaal voor me. Maar de NACA 64-514 heeft een AOA van -3,8 en jouw mod zag ik in CompuFoil -3,67. Hoe staat dat inderverhouding tot het instelhoekverschil en de nul-lift-hoek? Mij lijkt de negatieve welving dan wel noodzakelijk t.o.v. het originele profiel (wel de mod voor lagere Reynolds), om dezelfde vliegeigenschappen te houden. Eens?

 

[DirkSchipper]

Mij lijkt de negatieve welving dan wel noodzakelijk t.o.v. het originele profiel (wel de mod voor lagere Reynolds), om dezelfde vliegeigenschappen te houden. Eens?

Ik snap niet wat je hier probeert duidelijk te maken.

Duidelijk, goed uitgelegd Dirk want ik zie 'm helemaal voor me. Maar de NACA 64-514 heeft een AOA van -3,8 en jouw mod zag ik in CompuFoil -3,67. Hoe staat dat inderverhouding tot het instelhoekverschil en de nul-lift-hoek?

Stel je wilt effectief een aerodynamische instelhoekverschil van twee graden (de vleugel heeft dus 2 gr. meer instelhoek dan het stabilo).
Voorbeeld:
hoofdvleugel op 4,2 gr. (symmetrisch) stabilo op 2,2 gr.
2,2 - 4,2 = -2 gr instelhoekverschil.

Nu ga je die NACA 64-514 op z'n kop inzetten. De nullifthoek van dat profiel (op z'n kop!) is dus +3,67gr.
De nullifthoek is dus 3,67 gr groter dan bij het symmetrisch stabilo,
kortom 2,2 + 3,67 -4,2 = +1,67 gr.
Je hebt nu dus geometrisch een positief (!) instelhoekverschil, maar aerodynamisch nog steeds -2 gr.

 

[bipeflyer]

NACA 64 514 op z'n kop was nooit de bedoeling. Ik geloof ook niet dat ik dat schreef. Ik verwees naar het in de openingspost genoemde citaat dat die airfoil een no-lift AOA heeft van -3,8 en vroeg me af wat dat betekende t.o.v. de nullijn van een negatief gewelfd stabilo.

Ik heb nu het idee dat jij zegt pak maar gewoon een NACA 0011 voor het stabilo en dat Rick schrijft dat wil je langzaam vliegen de originele setup met negatief gewelfd stabilo beter is. Ik moet dus een keuze maken. Op basis van de laatste post ben je me ff kwijt . Conclusie: ik ben heel wat wijzer maar ook op sommige vlakken juist niet en heb voor mezelf nog geen antwoord op mijn originele vraag.

Ik ben wel heel blij met de mod en die ga ik gebruiken. Ik wil ook gewoon de instelhoeken aanhouden van het origineel. Ik begrijp nu dat de profielkeuze (zeg 0011 of 2211) invloed heeft op het instelhoekverschil. Als ik origineel blijf moet ik 2211 nemen, als ik dat niet doe krijg ik dus ook niet hetzelfde instelhoekverschil als op het origineel.

 

[DirkSchipper]

Die NACA 64-514 was als voorbeeld. Het kwam goed uit omdat jij de nullifthoek had gevonden. Ik ben met je eens dat dat profiel niet erg geschikt is om omgekeerd op het stabilo ingezet te worden.

Rick heeft wel een punt om toch een omgekeerd gewelfd profiel op het stabilo te zetten. Op die manier kan het enorme nose-down-moment dat tijdens full-flaps ontstaat ook bij lage snelheden beter opgeheven worden.
Persoonlijk zou ik geneigd zijn een niet te sterk gewelfd profiel te kiezen. Max. -1,8% oid. Maar dat is een onderbuikgevoel, niet gestoeld op enige berekening.

 

[bipeflyer]

Okay, dan had ik 'm verkeerd begrepen . Bedankt voor je extra toelichting. 2% ziet er inderdaad flink gewelfd uit al. Zodra ik de tekening uitgewerkt heb, post ik hier het resultaat. Pas daarna ga ik het uitwerken in een constructietekening voor de vleugel.

 

[Rick NL]

Ik heb nu het idee dat jij zegt pak maar gewoon een NACA 0011 voor het stabilo en dat Rick schrijft dat wil je langzaam vliegen de originele setup met negatief gewelfd stabilo beter is.

Bij het langzaam vliegen schreef en bedoelde ik vliegen met veel klepuitslag, ook met rolroeren naar beneden. Bij langzaam vliegen zonder klepuitslag zal je stabilo juist wat moeten dragen.

Inderdaad moet je de instelhoeken aanpassen, maar die zijn geen doel op zich maar een middel om met het gewenste zwaartepunt een evenwicht te krijgen.

Verder kan ik met de 1.8% van Dirk ook goed leven. Een nadeel van negatieve welving is dat bij langzaam zweven, zonder kleppen, de weerstand wat hoger kan zijn. Maar met 1.8 à 2% valt dat wel mee en je 'koopt' er veiligheid mee.

Je hebt een aantal on-line NACA airfoil generators waar je een paar maten op kan geven en er rolt je NACA profiel uit met een platje en de coördinaten in een *.dat formaat. Het kent geen negatieve welving dus zelf gewoon spiegelen.
Je vindt er een op: NACA 4 digit airfoil generator (NACA 2412 AIRFOIL)

Rick

 

[bipeflyer]

Dankje Rick, duidelijk. Enige zorg die ik heb is dat ik inderdaad het goede evenwicht krijg. 1.8% lijkt in dat opzicht qua negatieve welving wel veilig dus. Ik post m'n setup hier (of de twee opties), zodra ie af is. Momenteel bezig met aangeleverde potloodtekening digitaliseren (zie Porter draadje).