Overtrek (stall)

Een schitterend filmpje over overtrek-situatie.

Realiseer je dat de zwever zo rond de 80 km/u vliegt, en dat de wollen draadjes TOCH naar voren worden geblazen.



Gr. Dirk.

 

Cool om idd de theorie en praktijk te kunnen koppelen

 

Vanaf 2:30 zie je ook aardig waarom je een rollende beweging bij een stall in principe opvangt met het richtingsroer. Je natuurlijke reactie is tegensturen met de ailerons, maar de vleugel in de binnenbocht zal dan alleen maar dieper stallen. Ailerons recht, neus naar beneden (AoA verkleinen) en roll opvangen met het richtingsroer.

 

Waarom overtrekt een vleugel?

Ik wil hier iets dieper ingaan op waarom een vleugel eigenlijk overtrekt.

Allereerst laat ik daarvoor een afbeelding zien van de drukverdeling rond een profiel:


Dit is een grafiek die de drukverdeling laat zien van het NACA0012 profiel (symmetrisch profiel) dat onder een invalshoek van 4 graden in een luchtstroming staat. Op de 0-lijn is de druk gelijk aan de druk in de vrije stroming. +1 (onderop de vertikale druk-as) is de maximale druk die mogelijk is in stromende lucht. Die druk wordt bereikt op het stuwpunt, het punt waar de luchtstroom totaal tot stilstand komt tegen het profiel. Dit is het punt waar de deeltjes die bovenlangs gaan en die onderlangs gaan van elkaar scheiden. Alles boven de 0-lijn is onderdruk, hoe meer boven de lijn, hoe lager de druk. De bovenste lijn in de grafiek is de druk op de bovenzijde van het profiel (daar heerst dus over het grootste deel van de koorde onderdruk, de onderste lijn is de druk op de onderzijde van het profiel, die zit meest rond de 0-lijn (druk in de vrije stroming).

Wat laat deze grafiek zien? Aan de onderzijde zit net achter de neus een positieve drukpiek, het stuwpunt (zie hierboven). Net daarachter neemt de druk weer af om rond de 0-lijn te blijven hangen.
Aan de bovenzijde van het profiel zit rond de vleugelneus een hele grote negatieve drukpiek. De luchtdeeltjes moeten hier om de vleugelneus heen stromen, met een hele grote kromming. Daarvoor is een grote onderdruk nodig. Daarachter neemt de druk weer snel toe, maar hij blijft een stuk lager dan de druk aan de onderzijde van het profiel. Verder naar achteren blijft de druk langzaam doorstijgen tot de achterlijst.

Wat laat dit ons zien? De luchtdeeltjes worden aan de bovenzijde van het profiel even heel erg versneld om om de vleugelneus te stromen. Daarna moeten ze tegen een steeds verder toenemende druk (de lijn daalt, de onderdruk wordt steeds minder, dus feitelijk is dit een toenemende druk) in stromen. Je kan je voorstellen dat dat moeilijk is. Als de invalshoek toeneemt neemt ook de negatieve drukpiek rond de vleugelneus toe en ook de helling van de druklijn over de bovenzijde van het profiel neemt verder toe. De drukgradient waar de deeltjes tegenin moeten wordt dus steeds groter, en het wordt steeds moeilijker voor de deeltjes om tegen deze toenemende druk in te komen.

Als de drukgradient aan de bovenkant van het profiel groot genoeg wordt, dan gebeurt het volgende:

De deeltjes vlabij de vleugelhuid gaan steeds langzamer stromen door de steeds toenemende druk waar ze tegening stromen. Op een gegeven ogenblik vallen de deeltjes stil, en nog iets verderop gaan ze gewoon terugstromen langs het profiel. De stroming is nu losgelaten en ziet er ongeveer als volgt uit:

Als de invalshoek toeneemt, neemt ook de gradient van de druk langs de bovenzijde van de vleugel steeds verder toe. Er is dus een kritische invalshoek waarbij de stroming niet meer tegen de toenemende druk inkomt en loslaat van de vleugel. Bij deze invalshoek overtrekt de vleugel dus.

Laminaire of turbulente grenslaag
Het maakt nogal uit of de grenslaag laminair of turbulent is. Bij een laminaire grenslaag bewegen alle deeltjes ongeveer parallel aan elkaar langs de vleugel. Bij een turbulente grenslaag gaat het veel chaotischer en bewegen de deeltjes kris-kras door elkaar. Een laminaire grenslaag heeft de neiging veel eerder stil te vallen in een positieve drukgradient. In een turbulente grenslaag wordt nl steeds nieuwe energie van buiten naar de vleugelhuid gebracht door de deeltjes die uit de buitenste regionen van de grenslaag naar binnen komen. Zodoende kan een turbulente grenslaag veel langer tegen een positieve drukgradient instromen. Natuurlijk zitten er grenzen aan en laat ook een turbulente grenslaag uiteindelijk los, maar die grenzen liggen een stuk verder dan bij een laminaire grenslaag. Als de grenslaag niet op tijd turbulent wordt dan kan het dus zijn dat de vleugel bij een hele lage invalshoek al overtrekt, de kritische invalshoek bij een laminaire stroming is veel lager dan bij een grenslaag die wel op tijd turbulent wordt. Een stroming die te lang laminair blijft treedt vooral op bij lage Reynoldsgetallen, zie voor een uitleg hierover een ander draadje.

In een laminaire grenslaag kan al vroeg op de vleugel loslating optreden, waarna de grenslaag turbulent wordt en toch weer aan gaat liggen aan de vleugel. Je hebt dan een kleine 'loslaatblaas' waarin de stroming tijdelijk is losgelaten van de vleugel. Dit ziet er ongeveer als volgt uit:

Deze laminaire loslaatblaas verstoort de drukverdeling een beetje. In de eerste figuur is een soort kleine bobbel te zien in de drukverdeling op de bovenkant van het profiel rond 25% koorde, daar zit een laminaire loslaatblaas. De loslaatblaas kan voorkomen worden door op een plek voor de blaas de grenslaag naar turbulent te forceren met een klein obstakel, bijv een reepje tape. Die tape heeft wat weerstand, maar toch is het beter dan wanneer je een loslaatblaas hebt.

 

Zoals die zigzag streepjes op de schaatspakken destijds.

Heb je misschien ook een precieze uitleg wat de verstoorders (remkleppen boven op de vleugel) doen op een zwever.
Ze hebben weerstand en je raakt een deel van je lift kwijt door verstoring maar als ik zie hoe heftig zwevers op die dingen reageren lijkt het mij nog iets te doen. Of heb ik het mis.

Gr. Dennis

 

Raymond, het is je gelukt het fenomeen overtrek op een beknopte manier te vertellen waar sommige boeken wel 50 pagina's voor nodig hebben.
Voor mij helder en leerzaam.

Johannes

 

Interessant is ook deze film over een windtunnel in werking met uitleg.
Overtrek komt ook uitgebreid aan bod.

videoseite

 

Ik begrijp niet helemaal over welke heftige reactie je het hebt....
Verstoorders zorgen inderdaad voor een toename van de weerstand, en een zeer beperkt verlies van lift. De afname van lift is minimaal en heeft niet zo veel invloed, die laat ik even buiten beschouwing. De toename van weerstand echter wel. De glijhoek van een zwever is nl precies gelijk aan de verhouding lift/weerstand. Als de weerstand een factor 20 kleiner is dan de lift (een redelijk normale waarde voor een modelzwever), dan is de glijhoek van dat vliegtuig 1:20. Voor elke 20 meter die je aflegt verlies je een meter hoogte. Als je de weerstand nu ineens 2x zo groot maakt, is de weerstand nog maar 10x kleiner dan de lift, en wordt de glijhoek dus 1:10. Zo kan je steiler binnenkomen. Doel bereikt.
Wat wel heel belangrijk is: als je de weerstand gaat verhogen terwijl je vliegtuig dezelfde neusstand houdt zal de snelheid af gaan nemen. Dat wil je niet, want dan ga je (nog) dichter bij de overtreksnelheid vliegen. Niet wenselijk dichtbij de grond. De neus zal dus licht gedrukt moeten worden om dezelfde snelheid te houden.

Als je gaat rekenen met vleugelprofielen zul je zien dat de verhouding lift/weerstand vaak piekt rond de 50 (bij profielen die wij gebruiken, en bij Reynoldsgetallen die wij gebruiken). Dat betekent niet dat je zwever een glijhoek van 50 gaat halen! Die verhouding L/D van 50 wordt alleen gehaal bij een oneindig lange vleugel, zonder romp, staart etc. Een romp levert weerstand bij een vliegtuig zonder daar lift voor terug te leveren, en het feit dat een vleugel eindig is maakt de vleugel ook minder efficient. Zodoende is de verhouding L/D (en dus de glijhoek) altijd een stuk minder dan de 1:50 die gevonden wordt voor het 2-dimensionale profiel.

Flaps doen iets heel anders dan verstoorders. Ook die verhogen de weerstand, maar bij flaps is er wel duidelijk een verandering van lift. Zeker bij het eerste stukje uitslag naar beneden is er een forse toename van de lift. De vleugel wil hierdoor omhoog. Om dit te voorkomen moet het hoogteroer meegemixed worden (down geven). Is dat misschien het heftige effect waar je op doelt? Het achterover trekken van het vliegtuig wordt weer enigszins teniet gedaan doordat het drukpunt (punt waar de krachtvector op de vleugel aangrijpt) naar achteren schuift door veranderingen in de drukverdeling, maar meestal moet je toch 'down' meemixen.

Naar beneden uitgeslagen flaps vergroten de maximale liftcoefficient. Dat betekent dat je langzamer kan vliegen. Bij flinke uitslagen van de flaps is de stroming achter het scharnierpunt van de flap overtrokken, maar op de rest van de vleugel kan de stroming nog wel aanliggen. De vleugel als geheel overtrekt dus niet en levert nog prima lift. Wel is de weerstand flink toegenomen door de overtrokken stroming op de flap. Dat zorgt dus voor de verslechterde glijhoek (die je nu juist wilt hebben). Probeer wel te zorgen dat je niet te langzaam gaat vliegen, want bij het plotseling omhoog halen van de flaps kan het zijn dat je dan te langzaam vliegt en alsnog de vleugel overtrekt. Dus ook bij het gebruik van butterfly: neus wat naar beneden om de snelheid enigszins op peil te houden, je moet je vliegtuig niet helemaal stil laten vallen.

Laatst vroeg een clublid aan mij wat prettiger/makkelijker vliegt: verstoorders of flaps in butterfly. Ik denk dat verstoorders een stuk vriendelijker zijn voor de vlieger. Verstoorders hebben veel minder invloed op de neusstand (dus er hoeft geen flaps-hoog mixer getuned te worden) en ze hebben maar weinig invloed op de overtreksnelheid. Verstoorders zijn puur glijhoek-regelaars, waar bij butterfly meer effecten optreden die het begrip (en dus het juiste gebruik) bemoeilijken.

 

Hoi,

Oké bedankt voor je uitleg.
Wat ik bedoelde is dat je zo'n zwever toch ineens behoorlijk ziet dalen en wat terug remt ondanks dat ze maar misschien 10/20% van de spanwijdte breed zijn.

Flaps is inderdaad ook een puntje. Wat je al zei. lift neemt toe maar druk t.o.v. kantelpunt veranderd. De ene moet je compenseren met down en de ander met up. [edit] uhmm je zei achterover dat is dan toch nog meer omhoog? [/edit]

Laatst een Graupner mini discus alleen uitgevoerd met gemixte ailerons/hoogte. En daar was het verschil tussen up of down erg klein maar ailerons naar beneden werkte toch als up en niet als down. Uiteindelijk heften ze elkaar zover op dat het nagenoeg niet meer reageerde dus functieloos.

 

Raymond,

Een goed verhaal. Nog een paar aanvullingen.

Er spelen 2 zaken:

1. door de flap naar beneden te zetten vergroot je de welving (je maakt een bollere bovenkant/hollere onderkant). Een meer gewelfd profiel kan meer lift genereren. Bovendien genereert hij die lift al bij een (iets) kleinere invalshoek.
2. Als je de flaps naar beneden zet, verander je de instelhoek van je vleugel/profiel. De rechte lijn tussen profielneus en achterlijst, zakt nl. aan de achterlijst. De instelhoek van het stabilo verandert niet.
   
   Dit is precies de manier van up geven bij kisten met vleugelbesturing/vleugelverdraaiing.

M.n. vanwege het 2e punt moet je down bij mixen op je hoogteroer om normaal te kunnen blijven vliegen.

Helemaal mee eens. Ik heb het al vaker geroepen: verstoorders zijn neutraler, je hoeft minder met hoogte te corrigeren (meestal down, niet altijd!!!).
Het grote voordeel van verstoorders is dat ze de snelheid veel minder beïnvloeden dan Butterfly/Kraaienstand. En dat is op de helling een flink voordeel. Op de helling landt je nl. meestal nabij de top, en daar is de windsnelheid groter dan iets van de helling af (vanwege het venturi-effect). Om daar toch doorheen te komen heb je meer snelheid nodig. Dat lukt met Butterfly veel minder dan met verstoorders. In ons vlakke landje is dit voordeel van verstoorders veel minder duidelijk.

Gr. Dirk.

 

Zwever met kritische overtrek eigenschappen

Vraag:

Ik heb een zwever met een spanwijdte van 2 m.
Vleugels met allround profiel zijn gemaakt van styropor ingedekt met apachifineer.
Door deze bouwwijze is het niet meer mogelijk een tipverdraaiing aan te brengen.

Wat voor mogelijkheden heb ik om de overtrek eigenschappen te verbeteren.
Belangrijk is voor mij dat overtrek niet meer zo plotseling optreedt maar zich enigszins aankondigt.
Toestel wordt bestuurd met richting- en hoogteroer.

Johannes

 

Turbulator (zigzag-tape, gewoon tape-je, ...) bij de tip.
Maar niet over de hele vleugel.
Daardoor maak je de stroming aan het uiteinde van de vleugel geforceerd turbulent (ipv. laminair) waardoor de stall (flink) uitgesteld wordt.
Door het middendeel van de vleugel niet van een turbulator te voorzien, zal die wellicht (is niet zeker) eerder overtrekken dan de tip, en dat is veel prettiger.

Je kunt een overtrek nooit voorkomen. Elke vleugel overtrekt ergens. Je kunt het overtrekmoment alleen uitstellen en er zo voor zorgen dat de manier waarop het gebeurt vriendelijker is voor vliegtuig en piloot. ergo: tipstall voorkomen, want dat levert meer schade bij contact met moeder aarde.

Dirk.

N.B. dit geldt ook voor zwevers van 10m en motorkisten en ....

 

Zigzag-tape aanbrengen is makkelijk te doen en weinig werk.
Zijn er richtlijnen uit de praktij op welk gedeelde van het profiel ik deze tape het beste kan aanbrengen?

Johannes

 

Tipstall is vooral vervelend als moeder aarde dicht in de buurt is. Tijdens de landing dus. Hogerop is het zonde van de verloren hoogte, maar verder niet erg.

1. Daarom denk ik dat die tape vooral daar moet zitten waar de rolroeren zijn. Daarmee bereik je maximale bestuurbaarheid tijdens de landing.
2. Hoe langzamer een kist vliegt, hoe verder naar voren het punt waar de stroming van de vleugel loslaat (en niet meer opnieuw gaat aanliggen).

Er blijft altijd wel een (heel klein) stukje laminaire stroming bestaan. Door die laminaire stroming turbulent te maken voordat hij loslaat, kun je dat loslaten voorkomen (tot op zekere hoogte). De exacte plek waar je dat zou moeten kun je halen uit die grafieken met het drukverloop over de vleugel. Maar ik kan me voorstellen dat dat voor velen een brug te ver is.
Maar om de tipstall tijdens de landing te voorkomen moet die turbulator toch erg ver naar voren. Kies dan voor zekerheid: 1 cm achter de neuslijst. Wellicht had het op 2, 3, 4, ... cm gekund, en had je een 1/2% minder weerstand gehad ... Het zij dan zo.

Dirk.

 

Johannes,

Mijn 4mtr ASW had volgens de vorige eigenaar ernstig last van tipstall. Veiligheidshalve heb ik Multiplex zigzagband op de vleugeltips geplakt over 50cm, net iets voor het dikste punt van het profiel. Model is nu poeslief en kan in de landing behoorlijk uitgehongerd worden.

Groet,
Gerben

 

Bedankt, ik heb genoeg zigzagband en ga dit net voor het dikste van het profiel (bovenkant vleugel) plakken.

Johannes

 

Zag die tape toevallig vandaag bij een echte zwever. Zat alleen aan de onderkant net voor de ailerons.

 

Bij 1:1 zwevers wordt het tape niet gebruikt voor het verbeteren van de overtrekeigenschappen. Hier worden profielen gebruikt met een drukverdeling waarbij op de onderzijde van het profiel heel lang een dalende druk heerst. Hierdoor kan de grenslaag aan de onderzijde van het profiel heel lang laminair blijven (tot wel 90% koorde), wat resulteert in een hele lage wrijvingsweerstand (een laminaire grenslaag heeft een lagere wrijvingsweerstand dan een turbulente grenslaag). Aan het einde van de onderzijde zit ineens een vrij forse kromming in het profiel, daar moet de druk weer stijgen om op de einddruk (die niet hoger kan zijn dan de druk in de vrije stroming) uit te komen. Die stijging is fors omdat over de rest van de onderzijde van het profiel de druk dalend is geweest. Als de stroming (die nog een laminaire grenslaag heeft) niet net voor deze kromming geforceerd turbulent gemaakt wordt krijg je gegarandeerd een laminaire loslaatblaas (zie post 4), een ongewenst effect.
Aan de bovenzijde van het profiel van mandragende zwevers treedt vaak al eerder omslag van de grenslaag op (laminair -> turbulent) dan bij onze modellen, omdat de Reynolds getallen veel groter zijn. Laminaire loslating speelt hier op de bovenkant niet zo.

 

Nog wat hele mooie plaatjes en testjes met een 1:1 Cirrus, die met name de separation bubbles mooi in beeld brengen: Turbulators on Standard Cirrus Sailplanes

Klik vooral ook op de linkjes in de tekst, bijvoorbeeld deze: Standard Cirrus Oil Flow Tests

hier zie je trouwens ook dat men zich vooral op de onderzijde van de vleugel richt.

Staat al heel lang in mijn favorieten, vanaf het moment dat ik probeerde turbulator strips te begrijpen

 

Hoi,

Weet niet precies in welke topic ik het moest zetten dus dan maar hier aangezien het hier toch het meeste te maken heeft met profielen.

Waarom heeft een hol profiel meer lift? Heb er meerdere malen over nagedacht maar ben nog niet tot de juiste conclusie gekomen.

Omdat hij hol is, is de lengte onder weer langer wat minder lift oplevert aangezien het drukverschil kleiner is. Aan de andere kant vangt een hol vlak meer wind ofwel er komt juist een hogere druk aan de onderzijde. Wat dus wel meer lift geeft.

Wie weet precies hoe het zit.

En dan nog maar gelijk 1. Waarom hebben bv vliegende vleugels een S-slag nodig in het profiel? Zonder vliegt ook wel maar vaak moet je dan toch up geven voor level flight wat eigenlijk dus een S-slag is.

Gr. Dennis