Hoi,
Lecram heeft deels gelijk als hij beweert dat down geven bij een vleugel met S-slagprofiel ook meer welving op levert. Alleen dat is meer een rekenkundig toegenomen welving dan een aerodynamische. Ik zal het uitleggen.
Lecram heeft ook ergens geroepen dat een S-slagprofiel eigenlijk een stabilo is dat tegen de achterlijst van het 'gewone' profiel is aangeplakt. En dat is meer waar dan hij zelf denkt (denk ik
).
Even terug naar een 'gewoon' vliegtuig. Vleugel, staartboom van x lengte. Als de staartboom lang is, kan het stabilo klein zijn. Hoe korter de staartboom, hoe groter het stabilo moet zijn. Als we dat tot in het extreme doortrekken (staartboom = 0) dan zul je tegen de achterkant van de vleugel (met normaal profiel) een stabilo moeten hebben (met een zekere koorde). Ziedaar het reflexed deel van het S-slag profiel.
Wij gaan die gehele doorsnede van oorspronkelijk (normaal) profiel, plus aangeplakt stabilo als 'profiel' aanduiden, maar je hebt feitelijk nog steeds te maken met het voorste deel dat de lift opwekt (het oude profiel) en het achterste deel dat stabiliseert (het oude stabilo).
Normaliter ligt het zwaartepunt altijd rond de 30% van de vleugelkoorde, maar nu rekenen we opeens ook dat stabilodeel mee. Het zwaartepunt moet echter nog steeds op (aerodynamisch) dezelfde plek liggen, maar wordt nu wel gedefinieerd tov. een groter/ander profiel. Dus in % uitgedrukt verplaats het naar voren.
En dat is precies wat we altijd ervaren: bij een vliegende plank ligt het zw-punt meestal tussen de 20% en 25%!
Nu die welving:
- De koordelijn is de
rechte lijn tussen voorste profielpuntje (neus) en achterste puntje (achterlijst).
- De welvingslijn is de lijn die precies op gelijke afstand tussen boven- en onderzijde van het profiel loopt.
- De welving van een profiel is de maximale afstand die optreedt tussen welvings- en de koordelijn (uitgedrukt in een % van de lengte van de koordelijn).
Neem nu eens een normaal (niet S-slag) profiel in gedachten met 2% welving. Plak nu acher het profiel een reflexed stukje (ZONDER het oorspronkelijke profiel te veranderen!) dat weer 1% omhoog gaat.
Trek nu een nieuwe koordelijn. Deze zal aan de achterkant nu 1% hoger komen te liggen. Hierdoor zal het grootste hoogteverschil tussen koorde- en (oorspronkelijke) welvingslijn afnemen. Ik schat zo'n 0,33% to 0,5%.
Toch is het oorspronkelijke lift-genererende profiel niet veranderd!
Dus;
- het is fout om te beweren dat (bij een S-slagprofiel) de welving verandert. Dat is slechts een rekenkundig verschijnsel. Dit is uiteraard alleen geldig zolang je met normale, nog steeds vliegbare roeruitslagen werkt.
- correcter is het om te beweren dat je met het roer (we spreken nog steeds enkele over vliegende planken) het moment van de vleugel beïnvloed, en aangezien het zwaartepunt niet verandert, heeft dat zijn invloed op de snelheid en stand van de vleugel.
- het moment dat ontstaat uit het voor-het-neutraalpunt-liggende zwaartepunt verandert niet tijdens de vlucht. Hoe dichter dit punt bij het neutraalpunt komt te liggen, hoe kleiner het is. En dus hoeft een hoogteroer minder moeite te doen om er tegenin te werken of juist te versterken. Dus: kleine uitslagen (ook al zo'n bekend verschijnsel van planken).
N.B.-1
Het neutraalpunt van een vleugel vind je door de vleugel in een heleboel kleine segmentjes op te delen. Van elk wordt de oppervlakte bepaald en het kwart-koorde-punt. Als je nu van al die vleugeldeeltjes de gemiddelde ligging van dat kwart-koordepunt berekent, gewogen naar het oppervlak van elk deel, dan krijg je het neutraalpunt. Feitelijk spreek ik hier over het berekenen van inn integraal.
De ligging van het neutraalpunt is dus puur een kwestie van bovenaanzicht van de vleugel. Profiel en verdraaiing hebben hier geen invloed op!
Als je nu het punt op de vleugel opzoekt waar de kwart-koorde precies gelijk valt met de ligging van het neutraalpunt, en je meet daar de koorde op, dan heb je de aerodynamisch gemiddelde koorde te pakken (MAC / Mean Aerodynamic Chord).
N.B.-2
De afstand van zw-punt tot neutraalpunt uitgedrukt in % van die MAC is de stabiliteitsmaat of stabiliteitsmarge (Duits: Stabilitätsmaß).
Voorbeeld:
Rechte vleugel, constante koorde van 200mm (geen pijlstelling)
Kwart-koorde-lijn ligt dus overal op 50 mm van de profielneus.
Zw-punt ligt op 40 mm.
St.maat = ((50 - 40) / 200) * 100% = 10/200 * 100% = 0,05 * 100% = 5%
Voor vliegende planken ligt de st.maat meestal tussen de 2% en 6%. In uitzonderlijke gevallen (oude vrijevluchtprofielen) bij 10%.
Bij staart-kisten ligt de st.maat meestal tussen de 12,5% en de 20%.
Waarom zo'n groot verschil? Je moet het neutraalpunt van het gehele vliegtuig nemen incl. stabilo! Die laatste brengt het neutraalpunt naar achteren.
Diverse aerodynamische rekenprogramma's berekenen het neutraalpunt en stabiliteitsmaat automatisch voor je (Nurflügel en FLZ-Vortex van frank Ranis, XFLR5)
Gr. Dirk.
Edit:
Een aantal van jullie beschikt over het programma Profili2. Daarin is het ook mogelijk de welving van een profiel aan te passen. Dit is GEEN zuiver meetkundige aanpasing. Hoe het wel zit weet ik ook niet precies. Het wordt berekend door de ingebouwde XFoils-module van Mark Drela. En die voert de aerodynamische drukberekeningen uit. De welvingslijn hoeft nl. helemaal niet de koordelijn te kruizen om toch stabiliserend te kunnen zijn, en als je een S-slag-profiel met 'kruizende' welvingslijn verandert blijft het kruispunt igv. meetkundige aanpassing gelijk, maar in de praktijk zie je het punt verplaatsen.
)
). Maar het effect mag er wezen. Als het goed lukt stijg je pakweg anderhalf keer zo snel als tijdens de periodes dat het je niet lukt ...
