Weet niet of die helpt maar dit stond in een Technisch vragenboekje

1/2 R + V 2 + S + Cl

1/2 R = half the value of the air density

V2 = airflow velocity squared

S = wing span area

Cl = coefficient of lift

Hmm, das dus zeker niet goed... verander die plusjes maar in x-tjes. Kijk anders ff op deze site, daar staat vast wel iets bij..

http://www.lerc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/short.html

Succes....

Hij gaat lekker UK pilot! Goed opgelet op school zie ik. :)
Aankomende pilootjes: hier zie je een goed voorbeeld van hoe ONGELOOFELIJK BELANGRIJK natuur en wiskunde zijn als je piloot wilt worden :grijns:

1/2RVkwadraatClS idd. De rest van de uitleg klopte wel aardig.

Einde van mijn kennis over dit onderwerp. Sorry.

foutje moet kunnen

mijn x-jes waren een beetje moe (drie earlies ha ha ) en op d'r pootjes gevallen.

L=1/2p*V2*Cl*S

L= Lift
p(rho) = luchtdichtheid
V = snelheid
S= Oppervlakte

Hier kun je zeker meer info vinden:

See how it Flies

Hmz... om t ff nog duidelijker te maken, moet er officieel geen kleine o na die V komen?

Dus L=1/2p*Vo2*Cl*S

Adriaan,

check PM

!

!

Vo is net hoe de snelheid in bepaalde boeken of bij bepaalde opleidingen wordt uitgedrukt. Dus..Vo is hetzelfde als V of in uitzonderlijke gevallen wordt het zelfs als C genomen(vraag me niet waarvan dat de afkorting is), maar om het niet te verwarren met Cl wordt de V van velocity gebruikt....
S, is in dit geval de oppervlakte van de vleugel. Als je meer lift wilt, kun je dus S ( bij een vliegtuig dus dmv de flaps) of de snelheid (V)vergroten.

Cheers!

mmm, ik hoop dat ik wat licht in de duisternis kan brengen...;)

de formule heb je al, maar nu het waarom...
Ik leg het misschien een beetje plastisch uit, dus alle jocks; nu alvast stoppen met lachen en wisecracks a.u.b.

de hoeveelheid lift (L)die je machine opbrengt is afhankelijk van een aantal factoren. In volgorde van de algemeen gebruikte liftformule:
-1/2 rho (luchtdichtheid): hoe hoger je komt, hoe ijler de lucht, dus hoe minder lucht er over je vleugels stroomt, dus minder lift.

-v kwadraat: hoe sneller je gaat, hoe meer luchtdeeltjes er over je vleugel gaan, hoe meer lift die vleugel dus oplevert.

-Cl: liftcoefficient: afhankelijk van de vorm van je vleugelprofiel en de invalshoek waaronder de lucht je vleugel "raakt" (niet helemaal correct, maar voorlopig dichtbij genoeg dacht ik) levert je vleugel een bepaalde hoeveelheid lift op.

-A of S of soms ook F: vleugeloppervlak: simpel gezegd: hoe meer vleugel, hoe meer lift. Natuurlijk kan je ook hier eindeloos mitsen en maaren aan hangen, maar met deze variabelen kun je bij benadering uitrekenen hoeveel lift je vliegtuig in een bepaalde situatie oplevert.

Ik geloof dat dit ongeveer de bedoeling was, zo niet, lach me dan maar hartelijk uit...

Skyblazer:grijns:

Nee hoor! Bravo!

Als je dan puur naar Cl gaat kijken dan krijg je weer die mooie bekende grafiek waarbij de lift blijft toenemen tot een bepaald punt en dan ineens wegvalt > Stall angle.

Dit gaat een mooi werkstuk worden voor Adriaan denk ik.

Boeren wiskunde van hoog niveau door professionele piloten.

Had het niet mooier kunnen zeggen:D

Nog wel een kleine aanvulling die misschien nuttig is:

Skyblazer schreef:-v kwadraat: hoe sneller je gaat, hoe meer luchtdeeltjes er over je vleugel gaan, hoe meer lift die vleugel dus oplevert.

Je zou hier nog bij kunnen zeggen dat er dus meer luchtdeeltjes over de vleugel gaan (=Toename van dynamische druk), wat weer tot gevolg heeft dat de statische druk (luchtdruk die loodrecht op de vleugel werkt) afneemt.

1/2 * rho * v^2 * CL * S

rho = luchtdichtheid
v = vliegsnelheid in m/s
CL = een waarde van het vleugelprofiel, deze kan je uit een CL-alpha grafiek halen. Daar vul je dan de hoek die het vleugelprofiel met de lucht maakt in en dan krijg je een bepaalde waarde. Kan van negatief tot +2 zijn.
Voor cruise vlucht kan je 0.5 nemen
S = vleugeloppervlak van bovenaf gezien

1/2 * rho * v^2 = dynamische druk

komt ook voor in de wet van bernoulli deze zegt
dynamische druk + statische druk = constant

dus boven een vleugel neemt de dynamische druk toe, en daardoor statische druk af. hierdoor blijft de vleugel zeg maar plakken aan de lucht.

waarom de dynamische druk toeneemt komt weer door de welving van het profiel. neem als voorbeeld een venturi buis daarin zal de snelheid toenemen bij het smalste punt.

aangezien snelheid in de formule van dynamische druk zit neemt dus de dynamische druk toe en moet de statische druk ook toenemen.

maar zou op internet op venturi buis, wet van bernoulli voor meer info

De lift word echt niet alleen verkregen door het druk verschil tussen onder en boven hoor. Het meest belangrijke is dat de lucht word afgebogen naar beneden, er wordt dus massa versneld, waarbij een kracht onstaat.

overigens is er een leuk proggie dat je laat zien hoe de stroming om een profiel gaat:
http://www.lerc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/foil2.html

Hey Vos,

Probeer het te zoeken naar de principe van Bernoulli. Het staat namelijk in alle aerodynamica boeken (ook op het internet).

Als het je niet lukt iets te vinden, PM mij maar, ik heb wel wat thuis liggen.

Gr. Eduardo

De startbaanlengte is ook leuk om te bepalen, met basis natuurkunde wetten en een beetje wiskunde kom je heel ver...

Gr. E.

Volgens mij is dit gewoon een undercover post van Burlage, die volgende week publiceert in de Telegraaf hoe slecht het met de gemiddelde theoretische kennis van de Nederlandse piloten is gesteld:

"Pas nadat meerdere personen zich met de discussie gingen bemoeien kwamen ze schoorvoetend tot een antwoord dat enigzins de goedkeuring kan wegdragen"

:D :grijns: :D

http://en.wikipedia.org bevat veeeel informatie!

lift:

http://en.wikipedia.org/wiki/Lift_%28force%29

:grijns:

Wellicht voor velen een Eye-opener, maar de lift-formule is niets magisch, het is gewoon een formule die de lift dimensieloos maakt, zodat je verschillende vleugelprofielen met elkaar kunt gaan vergelijken.......inderdaad de liftformule is gebouwd om de CL te verkrijgen. De oorspronkelijke vorm is dan ook:

CL= L/(0.5*rho*V^2*S)

L werd gemeten in windtunnels, rho was standaard, V werd ingesteld in de windtunnel.....erg he, hoe simpel eigenlijk. Als je nu nar de dimensie van lift kijkt (N = kg*m/s^2) en naar de dimensie van het deel onder de breuk (kg/m^3*M^2/s^2*m^2=kg*m/s^2) dan zie je dat die dimensies precies tegen elkaar wegvallen. Dus heb je een vergelijkbare constante ontwikkelt waar je vleugelprofielen mee kunt klassificeren. Wij als gebruikers, gebruiken die formule dan weer de andere kant op.

Overigens komt dat 0.5-je uit een integratie-proces, maar dat gaat nu ff te diep (ik heb hier boven wel een beetje simplistisch uitgelegd hoor).

Iedereen onwijs bedankt voor de reacties!!!!:)

Mochten er nog vragen in me opkomen, zal ik ze gelijk posten. Met de informatie kan ik voorlopig een mooi werkstukje in elkaar brijen.

Nogmaals bedankt

@Vos
...als je dat breien maar maar korte "IJ" doet, anders wordt het zo'n brij en wordt je nog afgerekend op taalfouten. :grijns:

Succes ermee

Ik meen eerder vandaag gezien te hebben dat je naar een tabel vroeg. Je bedoelde volgensmij de ISA (International Standard Atmosphere).

Is hier te vinden;
http://142.26.194.131/aerodynamics1/Appendix/ISA_Table.html

Succes!

Ik stuit op enkele problemen.

L = Cl × rho × v2(2 = kwadraat) / 2 × a

Waarom moet de v2 door twee gedeeld worden?

Wat zijn de eenheden van Cl en L?

Cl blijft voor mij wat vaag. Dit is neem ik aan niet voor alle vliegtuigen hetzelfde. Maar hoe kom ik dan aan de Cl voor bijvoorbeeld een Piper 6X als ik ook de lift niet weet?
(A = 16,5 ; V(kruissnelheid) = 147 kts = 283 km/h = 78 m/s ; rho = 0,8359 (6000 ft).

Vos,

probeer even aan een exemplaar van Mosbach te komen. Lenen of zoiets. daar staat het allemaal haarfijn in !

Ik heb precies hetzelfde onderwerp gedaan destijds. Ik heb nog even gekeken maar kan het niet meer vinden.

suc6

Cl is een dimensieloze coefficient. Deze hangt af van profielvorm en invalshoek. Dit is doorgaans een rechte stijgende lijn. Cl neemt ongeveer evenredig toe met de invalshoek. Alleen bij de kritische invalshoek krijgt hij een dip..
De L staat voor draagkracht = Newton
En dat delen door twee is idd een moeilijk verhaal.. Weet ook niet meer precies hoe dat zit...:confused:

Cl is een dimensie loos getal. het voordeel daarvan is dat je verschillende profielen en afmetingen van vleugels met elkaar kan vergelijken ongeacht de afmetingen. Verder is het gewoon een truckje dat de berekeningen een stuk makkelijker maakt.

De lift is eigenlijk L=qSCl waarbij q de dynamische druk is, en S het vleugel oppervlak. Merk op dat de Cl dus eigenlijk een verhouding weergeeft tussen de luchtstroom boven en onder de vleugel, immers de lift wordt opgewekt door een onderdruk boven op de vleugel en dus dP*S is de lift. Omdat zowel boven de vleugel als onder de vleugel de lucht in beweging is, kan je niet zomaar zeggen dat de dynamisch druk meteen het druk verschil is.
Vullen we nu de formule voor de dynamische druk: q=1/2 rho V^2 in, dan krijgen we dus de lift formule.

Om de half in bernoulli uit te leggen gaat erg ver, ik kan wel even inhaken op het laatste gedeelte van de afleiding: op een gegeven moment komt de vergelijking dp=-rho V dV als je dit integreert over p1 tot p2 en V1 tot V2 krijg je dus p2-p1=-rho(V2^2/2-V1^2/2) =>p1+1/2 rho v1^2=p2+1/2 rho v2^2 dus p+1/2 rho v^2 = C
Laat even weten of je de hele afleiding van bernoulli wil weten want dan moet ik even aan de slag met equation editor (weer zo'n leuk programma van Microschoft).

Ja, zo is het! Maar eigenlijk moet je Navier-Stokes erbij gaan halen en niet Bernoulli....

Navier-Stokes word ongeveer gebruikt bij de afleiding van bernoulli. Je begint daarbij namelijk met rho Du/Dt=-dp/dx en dat is rho*du/dt + rho*u*du/dy+enz.

Vos de Wael schreef:Ik stuit op enkele problemen.

Maar hoe kom ik dan aan de Cl voor bijvoorbeeld een Piper 6X als ik ook de lift niet weet?
(A = 16,5 ; V(kruissnelheid) = 147 kts = 283 km/h = 78 m/s ; rho = 0,8359 (6000 ft).

Is in dat geval niet echt te bepalen, je hebt hierbij echt het gewicht nodig. Dan stel je W=L (in stationaire horizontale vlucht) en kan je dus de Cl bepalen.