Krachten op een vliegtuig tijdens klimmen
Arie· 10 aug
Goede dag,
Wanneer een piloot in een straight en level flight zit, staan er 4 (met de negatieve kracht op het hor. stab. mee gerekend in de Lift kracht) krachten op het vliegtuig.
De Thrust vector naar voren en daar tegenovergesteld een evengrote Drag vector en een Lift vector naar boven en daaraan tegenovergesteld een evengrote Weight vector naar beneden. Wanneer de piloot nu wilt gaan klimmen zal hij/zij de control wheel naar zich toetrekken wat er toe zal lijden dat de elevators omhoog zullen gaan staan. Deze zullen een (grotere) negatieve Lift veroorzaken op het hor. stab. waardoor het vliegtuig een nose-up moment krijgt.
Mijn vraag; wat gebeurd er nu met de krachten die op het vliegtuig staan en wat laat nu uiteindelijk het vliegtuig klimmen?
Wordt nu de Lift groter die door de vleugels wordt geproduceerd door dit nose-up moment? De stand van de koorde ten opzichte van de horizon zal groter worden bij het nose-up moment, maar zal de hoek van de koorde ten opzichte van de vliegrichting ook veranderen?
De thrust vector staat nu schuin omhoog en de drag tegenovergesteld, maar wanneer deze krachten even groot zijn, is de vert. component van de thrust vector evengroot als de vert. component van de drag, oftewel, hierdoor zal het vliegtuig ook niet hoogte winnen lijkt me...
Samengevat: wat gebeurd er met de verschillende krachten op het vliegtuig bij een nose-up moment vanuit level flight met de bedoeling om te klimmen, en welke kracht(en) laten het vliegtuig uiteindelijk hoogte winnen...
Alvast bedankt!
13 REACTIESWanneer een piloot in een straight en level flight zit, staan er 4 (met de negatieve kracht op het hor. stab. mee gerekend in de Lift kracht) krachten op het vliegtuig.
De Thrust vector naar voren en daar tegenovergesteld een evengrote Drag vector en een Lift vector naar boven en daaraan tegenovergesteld een evengrote Weight vector naar beneden. Wanneer de piloot nu wilt gaan klimmen zal hij/zij de control wheel naar zich toetrekken wat er toe zal lijden dat de elevators omhoog zullen gaan staan. Deze zullen een (grotere) negatieve Lift veroorzaken op het hor. stab. waardoor het vliegtuig een nose-up moment krijgt.
Mijn vraag; wat gebeurd er nu met de krachten die op het vliegtuig staan en wat laat nu uiteindelijk het vliegtuig klimmen?
Wordt nu de Lift groter die door de vleugels wordt geproduceerd door dit nose-up moment? De stand van de koorde ten opzichte van de horizon zal groter worden bij het nose-up moment, maar zal de hoek van de koorde ten opzichte van de vliegrichting ook veranderen?
De thrust vector staat nu schuin omhoog en de drag tegenovergesteld, maar wanneer deze krachten even groot zijn, is de vert. component van de thrust vector evengroot als de vert. component van de drag, oftewel, hierdoor zal het vliegtuig ook niet hoogte winnen lijkt me...
Samengevat: wat gebeurd er met de verschillende krachten op het vliegtuig bij een nose-up moment vanuit level flight met de bedoeling om te klimmen, en welke kracht(en) laten het vliegtuig uiteindelijk hoogte winnen...
Alvast bedankt!
Radix· 10 aug
Zolang de door de lift gegenereerde kracht groter is dan het gewicht van het vliegtuig, is de resultante in verticale zin positief, omhoog, en zal het vliegtuig omhoog gaan.
Meer lift kun je tijdens de vlucht krijgen door
a) Grotere Angle of Attack (invalshoek) t.o.v. de relatieve luchtstroom (Cl wordt groter)
b) Grotere snelheid
Let erop dat de angle-of-attack ("stand van de koorde" zoals jij het noemt) niet t.o.v. de horizon wordt gemeten maar t.o.v. de relatieve luchtstroom. In een stijgende vlucht komt de relatieve luchtstroom enigszins van boven. Voor de vleugel is het gewoon een zoveelste luchtstroom met een bepaalde hoek, de AoA. Als je dit t.o.v. de horizon meet komt je verkeerd uit. Dit geldt alleen in straight & level flight.
Meer lift kun je tijdens de vlucht krijgen door
a) Grotere Angle of Attack (invalshoek) t.o.v. de relatieve luchtstroom (Cl wordt groter)
b) Grotere snelheid
Let erop dat de angle-of-attack ("stand van de koorde" zoals jij het noemt) niet t.o.v. de horizon wordt gemeten maar t.o.v. de relatieve luchtstroom. In een stijgende vlucht komt de relatieve luchtstroom enigszins van boven. Voor de vleugel is het gewoon een zoveelste luchtstroom met een bepaalde hoek, de AoA. Als je dit t.o.v. de horizon meet komt je verkeerd uit. Dit geldt alleen in straight & level flight.
10 aug
Koning· 11 augEen vliegtuig kan uitsluitend klimmen doordat er een vermogensoverschot is. De LIFT is tijdens de klimvlucht KLEINER dan het gewicht. Dit komt door de verticale conponent van de Thrust. Er is nog steeds krachtenevenwicht. In eerste instantie zorgt het moment van het hoogteroer voor een verandering van de neusstand. Vervolgens ontstaat er een nieuw evenwicht, omdat vlieger meer vermogen geeft. Dit vermogensoverschot zorgt ervoor dat het vliegtuig meer energie (lees meer hoogte) krijgt.
Groet KL
Groet KL
11 aug
Flash2002· 16 aug
heel goed KL
16 aug
Putty· 17 augMooi uitgelegd KL.
Maar dan toch de discussie met een vraag verder op gang zetten ... want dat vermogensoverschot is eindig, anders zou een vliegtuig kunnen blijven klimmen, terwijl wordt verteld dat een vliegtuig een plafond heeft. Wanneer, waardoor wordt het vermogensoverschot 0, zero, nada?
Maar dan toch de discussie met een vraag verder op gang zetten ... want dat vermogensoverschot is eindig, anders zou een vliegtuig kunnen blijven klimmen, terwijl wordt verteld dat een vliegtuig een plafond heeft. Wanneer, waardoor wordt het vermogensoverschot 0, zero, nada?
17 aug
Koning· 17 augDoor de toenemende hoogte levert een motor steeds minder vermogen. Dit heeft ermee te maken dat de lucht steeds 'dunner' wordt. Als het benodigd vermogen (voor horizontale vlucht) gelijk is aan het totaal geleverde vermogen, zit je op je theoretisch plafond. Dit kun je nooit bereiken, omdat het laatste stukje van de klim eeuwig zou duren. Er is ook nog zoiets als een praktisch plafond, dit is als je met wings level nog maar 100' (?) per minuut kunt klimmen.
Zet je nu een bocht in dan zul je moeten dalen.
Zet je nu een bocht in dan zul je moeten dalen.
17 aug
Putty· 17 augKL, Oke.
Maar dan een meer ingewikkeldere, waar ik op een ander forum (ik ga wel eens vreemd :o) over heb gediscussieerd.
Stel je hebt twee vliegtuigen A en B. Beide vliegtuigen hebben een even groot motorvermogen en ze zijn alletwee even zwaar. Beide vliegtuigen hebben in horizontale vlucht een gelijke wrijvingscoefficient. Beide vliegen vliegtuigen gaan stijgen onder eenzelfde hoek.
Maar nu komt het verschil ... het bovenaanzicht van A geeft een groter (vleugel)oppervlak dan bij B. Heeft A nu een lagere verticale stijgsnelheid dan B, en zoja, waarom, of waarom niet?
Maar dan een meer ingewikkeldere, waar ik op een ander forum (ik ga wel eens vreemd :o) over heb gediscussieerd.
Stel je hebt twee vliegtuigen A en B. Beide vliegtuigen hebben een even groot motorvermogen en ze zijn alletwee even zwaar. Beide vliegtuigen hebben in horizontale vlucht een gelijke wrijvingscoefficient. Beide vliegen vliegtuigen gaan stijgen onder eenzelfde hoek.
Maar nu komt het verschil ... het bovenaanzicht van A geeft een groter (vleugel)oppervlak dan bij B. Heeft A nu een lagere verticale stijgsnelheid dan B, en zoja, waarom, of waarom niet?
17 aug
Koning· 17 augPutty,
Dit is niet eenvoudig. Je bent eigenlijk appels met peren aan het vergelijken...
Als beide vliegtuigen met eenzelfde TAS horizontaal vliegen, heeft het vliegtuig met een grotere vleugels meer weerstand. Immers Drag = c(drag) x ½ ρ v² x S
Het benodigd vermogen om horizontaal te vliegen is Drag x TAS. In het geval van de grotere vleugel is het benodigd vermogen dus groter en is er minder vermogen 'over' om te klimmen.
Hoop dat ik nu niet helemaal in de pan gehakt word door de mensen die er ècht verstand van hebben.
Zo, tijd voor :biertje:
Dit is niet eenvoudig. Je bent eigenlijk appels met peren aan het vergelijken...
Als beide vliegtuigen met eenzelfde TAS horizontaal vliegen, heeft het vliegtuig met een grotere vleugels meer weerstand. Immers Drag = c(drag) x ½ ρ v² x S
Het benodigd vermogen om horizontaal te vliegen is Drag x TAS. In het geval van de grotere vleugel is het benodigd vermogen dus groter en is er minder vermogen 'over' om te klimmen.
Hoop dat ik nu niet helemaal in de pan gehakt word door de mensen die er ècht verstand van hebben.
Zo, tijd voor :biertje:
17 aug
Arie· 17 aug
Bedankt voor de antwoorden :).
Dan had ik nog een klein vraagje; wanneer vanuit een level flight de neus wordt gebracht zal het vliegtuig een hogere snelheid krijgen (bij geen andere aanpassingen). Ik neem aan dat dit komt doordat de horizontale component in de thrust richting staat waardoor de voorwaartse snelheid wordt verhoogd?
En bij de neus omhoog brengen dat het tegenovergestelde gebeurd; de horizontale component van de weight staat nu evenwijdig en in dezelfde richting als de drag waardoor het vliegtuig vaart vermindert?
Alvast bedankt :).
Dan had ik nog een klein vraagje; wanneer vanuit een level flight de neus wordt gebracht zal het vliegtuig een hogere snelheid krijgen (bij geen andere aanpassingen). Ik neem aan dat dit komt doordat de horizontale component in de thrust richting staat waardoor de voorwaartse snelheid wordt verhoogd?
En bij de neus omhoog brengen dat het tegenovergestelde gebeurd; de horizontale component van de weight staat nu evenwijdig en in dezelfde richting als de drag waardoor het vliegtuig vaart vermindert?
Alvast bedankt :).
17 aug
Q-nimbus· 17 augPutty schreef:KL, Oke.
Maar dan een meer ingewikkeldere, waar ik op een ander forum (ik ga wel eens vreemd :o) over heb gediscussieerd.
Stel je hebt twee vliegtuigen A en B. Beide vliegtuigen hebben een even groot motorvermogen en ze zijn alletwee even zwaar. Beide vliegtuigen hebben in horizontale vlucht een gelijke wrijvingscoefficient. Beide vliegen vliegtuigen gaan stijgen onder eenzelfde hoek.
Maar nu komt het verschil ... het bovenaanzicht van A geeft een groter (vleugel)oppervlak dan bij B. Heeft A nu een lagere verticale stijgsnelheid dan B, en zoja, waarom, of waarom niet?
De vliegtuigen kunnen geen gelijke wrijvingscoefficient hebben, daar er bij een groter vleugeloppervlakte meer 'Induced Drag' is, maar dat terzijde.
Bij eenzelfde motorvermogen en een gelijke climbangle zal het vliegtuig met de grotere vleugels een hogere rate of climb hebben, omdat er meer lift wordt gegenereerd. Dat betekend dus dat na een bepaalde afstand ze dezelfde climbangle hebben, maar het ene vliegtuig zal hoger zijn gekomen dan de andere.
Iets vergelijkbaars zie je bij de T/O met veel tegenwind; de climbangle blijft gelijk, maar door een hogere TAS zal je rate of climb toenemen.
17 aug
Dodo228· 17 aug
Koning Lucht schreef:Putty,
Dit is niet eenvoudig. Je bent eigenlijk appels met peren aan het vergelijken...
Als beide vliegtuigen met eenzelfde TAS horizontaal vliegen, heeft het vliegtuig met een grotere vleugels meer weerstand. Immers Drag = c(drag) x ½ ρ v² x S
Het benodigd vermogen om horizontaal te vliegen is Drag x TAS. In het geval van de grotere vleugel is het benodigd vermogen dus groter en is er minder vermogen 'over' om te klimmen.
Hoop dat ik nu niet helemaal in de pan gehakt word door de mensen die er ècht verstand van hebben.
Zo, tijd voor :biertje:
Moet zeggen dat ik niet erg veel fut heb om er diep in te duiken. Klinkt aannemelijk, maar het gaat niet altijd op. Als je aan de verkeerde kant van de power curve zit met je kleine vleugels heb je toch echt minder over dan met je grote vleugels aan de goede kant.
17 aug
Radix· 19 aug
Putty schreef:even groot motorvermogen, even zwaar, in horizontale vlucht een gelijke wrijvingscoefficient, stijgen onder eenzelfde hoek. A geeft een groter (vleugel)oppervlak dan bij B. Heeft A nu een lagere verticale stijgsnelheid dan B, en zoja, waarom, of waarom niet?
Max rate of climb speed ligt om en nabij best L/D volgens mijn theorie boek.
Er dus van uitgaande dat beide toestellen om en nabij best L/D vliegen, zal toestel A langzamer vliegen dan B in horizontale vlucht. ( Dezelfde AoA voor best L/D, toestel A heeft minder snelheid nodig omdat S groter is terwijl dezelfde lift nodig is vanwege het gelijke gewicht. (L = Cl x 0.5pV2 x S) )
Dus Toestel A heeft minder power nodig voor level flight @ best L/D (toch, of niet?), en dus meer power over voor een klim @ best L/D. Meer excess power is hogere rate of climb voor toestel A.
(Max rate of climb is niet beinvloed door wind overigens).
19 aug
touch and go· 20 augArie Bombarie schreef: welke kracht(en) laten het vliegtuig uiteindelijk hoogte winnen...
Alvast bedankt!
Money
20 aug
Putty· 20 augRadix schreef:Max rate of climb speed ligt om en nabij best L/D volgens mijn theorie boek.
Er dus van uitgaande dat beide toestellen om en nabij best L/D vliegen, zal toestel A langzamer vliegen dan B in horizontale vlucht. ( Dezelfde AoA voor best L/D, toestel A heeft minder snelheid nodig omdat S groter is terwijl dezelfde lift nodig is vanwege het gelijke gewicht. (L = Cl x 0.5pV2 x S) )
Dus Toestel A heeft minder power nodig voor level flight @ best L/D (toch, of niet?), en dus meer power over voor een klim @ best L/D. Meer excess power is hogere rate of climb voor toestel A.
(Max rate of climb is niet beinvloed door wind overigens).
Helemaal goed, maar niet compleet. Want ook de powersetting telt mee. Als de vliegtuigen klimmen met GELIJKBLIJVENDE powersettings, dan vliegt A per definitie langzamer dan B, en onder de gestelde gelijke klimhoek zal A dus langzamer klimmen (hoogte winnen).
Onder de gelijke klimhoek heeft A meer vermogen over om relatief te versnellen, maar hij kan nooit harder vliegen dan B (want het max vermogen is gelijk).
Wel zal A in principe sneller kunnen klimmen dan B, omdat de maximale hoek waaronder geklommen kan worden voor A groter is (kan zijn, zie vraag hieronder) dan voor B. Een grotere klimhoek is niet per definitie een grotere 'rate of climb'.
Vraag. A en B houden dezelfde cl-waarde en hetzelfde maximale vermogen. Wanneer zal B altijd A kunnen out-performen met klimmen?
ps. in mijn eerdere vraagstelling had ik het over cl-waarde in horizontale vlucht. Dat was om wat verwarring te kweken. De cl-waarde is natuurlijk altijd t.o.v. de luchtstroom langs het vliegtuig. Het maakt dus niet uit of je eenparig horizontaal of onder een hoek vliegt.
20 aug