Vleugels van vliegtuigen die tegen de geluidssnelheid kruisen (zoals een jetliner met +/-mach 0,8 bijvoorbeeld), staan meestal in pijlstand (swept wing). Waarom is dat?
Klopt mijn aanname dat pijlstand alleen voorkomt bij vliegtuigen die vlak bij de gleuidssnelheid vliegen?
Laatste berichten
-
21:46
speciale rel. theorie 6
-
21:42
Gravity and gravitation 2
-
21:26
Straatklok loopt 5 minuten voor 10
-
20:50
[scheikunde] vraag Chemie - wat is de oplossing? 9
-
19:47
Bruine vlekken op treinaanwijzerbord 10
-
19:44
Vogels in de stad zijn goede klussers 2
-
19:12
Rood laserlicht 3
-
19:07
wig 1
-
17:30
Herleiden afmetingen vanaf een foto 21
-
16:34
[wiskunde] Prijs Product per KG; Alternatief Inzicht 3
-
13:57
do-re-mi-fa-so vliegtuigen 9
-
13:16
geen minkowski-ruimte toch? Doe ik dit nou fout? 17
-
13:12
[natuurkunde] kroon van koning op Syracuse 10
-
10:15
2013 – Augustus Vraag 3 3
-
24 apr
Vraag 2009 Juli Vraag 5 5
-
24 apr
positie 2
-
24 apr
Schroefdraad berekening 8
-
24 apr
[scheikunde] Kan chloorgas de geleiding van elektriciteit belemmeren? 9
-
23 apr
Weerfrustratie 9
-
23 apr
Kunnen quantum Zonnecellen 190% quantum efficiënt zijn 3
Nieuwsberichten
-
04 mar
Een nieuw soort magnetisme: altermagnetisme
-
31 okt
AI kan via stem diabetes vaststellen 11
-
21 okt
Einstein krijgt wéér gelijk 45
-
07 feb
witter dan wit 20
-
19 jun
irrigatie en de aardas
[aerodynamica] Pijlstand vliegtuigvleugels
Moderator: physicalattraction
-
- Berichten: 4.220
[aerodynamica] Pijlstand vliegtuigvleugels
Of course, the theory of relativity only works if you're going west.
-Calvin-
-Calvin-
-
- Berichten: 7.224
Re: [aerodynamica] Pijlstand vliegtuigvleugels
Dit heeft inderdaad met het langdurig vliegen in de buurt van de geluidssnelheid te maken.
Vroegere vliegtuigen die relatief langzaam vlogen (bijv DC-3 Dakota) hebben gewoon recht vleugels. Echter, naarmate je dichterbij de geluidssnelheid komt ontstaat er lokaal op de vleugel plekken waar de lucht door de geluidssnelheid heen gaat. Hierdoor ontstaan er kleine schokgolven die de luchtweerstand van het vliegtuig sterk vergroten (dit heet in het Engels 'wave drag'). Door de vleugel onder een bepaalde hoek naar achteren te zetten wordt dit effect sterk gereduceerd. Dit heeft iets te maken met de lucht die nu niet loodrecht op de vleugelrand komt, maar onder een hoek, maar de exacte details ken ik ook niet.
DC-3 met vrijwel rechte vleugels
Airbus A320, een passagierstoestel dat rond de 800 km/h gaat en een swept wing heeft van ongeveer 30 graden
Een f-15 met een hogere swept wing
Er zijn zelfs toestellen die hun de hoek van de vleugels kunnen varieren. Denk hierbij aan de Panavia Tornado (Brits / Duitse jachtbommenwerper), de Grumman F-14 Tomcat en de F-111 Raven.
Ander vliegtuigen gebruiken bijvoorbeeld het concept van een delta vleugel (Franse Mirage toestellen, Concorde etc), maar ook deze toestellen hebben de voorrand van de vleugel onder een hoek staan.
Vroegere vliegtuigen die relatief langzaam vlogen (bijv DC-3 Dakota) hebben gewoon recht vleugels. Echter, naarmate je dichterbij de geluidssnelheid komt ontstaat er lokaal op de vleugel plekken waar de lucht door de geluidssnelheid heen gaat. Hierdoor ontstaan er kleine schokgolven die de luchtweerstand van het vliegtuig sterk vergroten (dit heet in het Engels 'wave drag'). Door de vleugel onder een bepaalde hoek naar achteren te zetten wordt dit effect sterk gereduceerd. Dit heeft iets te maken met de lucht die nu niet loodrecht op de vleugelrand komt, maar onder een hoek, maar de exacte details ken ik ook niet.
DC-3 met vrijwel rechte vleugels
Airbus A320, een passagierstoestel dat rond de 800 km/h gaat en een swept wing heeft van ongeveer 30 graden
Een f-15 met een hogere swept wing
Er zijn zelfs toestellen die hun de hoek van de vleugels kunnen varieren. Denk hierbij aan de Panavia Tornado (Brits / Duitse jachtbommenwerper), de Grumman F-14 Tomcat en de F-111 Raven.
Ander vliegtuigen gebruiken bijvoorbeeld het concept van een delta vleugel (Franse Mirage toestellen, Concorde etc), maar ook deze toestellen hebben de voorrand van de vleugel onder een hoek staan.
If I have seen further it is by standing on the shoulders of giants.-- Isaac Newton
-
- Berichten: 4.220
Re: [aerodynamica] Pijlstand vliegtuigvleugels
Bedankt voor je moeite, Bart.Bart schreef:Echter, naarmate je dichterbij de geluidssnelheid komt ontstaat er lokaal op de vleugel plekken waar de lucht door de geluidssnelheid heen gaat. Hierdoor ontstaan er kleine schokgolven die de luchtweerstand van het vliegtuig sterk vergroten (dit heet in het Engels 'wave drag'). Door de vleugel onder een bepaalde hoek naar achteren te zetten wordt dit effect sterk gereduceerd. Dit heeft iets te maken met de lucht die nu niet loodrecht op de vleugelrand komt, maar onder een hoek, maar de exacte details ken ik ook niet.
(..)
Er zijn zelfs toestellen die hun de hoek van de vleugels kunnen varieren.
Dit wist ik al, maar de details is waar het me om gaat. Waarom helpt het tegen lokaal supersone luchtstomingen om de vleugel onder een hoek naar achteren te zetten?
Of course, the theory of relativity only works if you're going west.
-Calvin-
-Calvin-
-
- Berichten: 7.224
Re: [aerodynamica] Pijlstand vliegtuigvleugels
Het geeft niet direct antwoord op je vraag, maar een heel interessant stukje over vleugels en schokgolven: http://www.aoe.vt.edu/~mason/Mason_f/Confi...oTransonics.pdf
Het is wel wat aan de wetenschappelijk kant en ik had soms zelfs moeite om het goed te kunnen volgen.
Het is wel wat aan de wetenschappelijk kant en ik had soms zelfs moeite om het goed te kunnen volgen.
If I have seen further it is by standing on the shoulders of giants.-- Isaac Newton
-
- Berichten: 1.450
Re: [aerodynamica] Pijlstand vliegtuigvleugels
Waarom helpt het tegen lokaal supersone luchtstomingen om de vleugel onder een hoek naar achteren te zetten?
Bedenk dat de airflow die verantwoordelijk is voor de lift en weerstand dat deel van de totale flow is dat in de koorde richting over de vleugel stroomt (loodrecht op de vleugel voor rand). Bij een rechte vleugel is dit dus de totale airflow. Echter bij een sweeped wing kan de totale airflow worden ontbonden in een deel dat staat in de koorde richting en een deel dat daar negentig graden haaks op staat (parallel aan de vleugel voor rand). Het maken van een mooi tekeningetje laat ik aan een ander, maar je ziet dat het deel van de airflow dat in de koorde richting ligt een lagere snelheid heeft t.o.v. de totale airflow met toenemende sweep, en dus het kritieke mach getal hoger ligt.
-
- Lorentziaan
- Berichten: 1.433
Re: [aerodynamica] Pijlstand vliegtuigvleugels
Plaatje:
( http://eaa.aviationuniversity.com/multimed...g_airflow_c.gif )
Het laat een vleugel van een vliegtuig zien (geel, met de lengte-as van het vliegtuig verticaal en de neus bovenaan), met daarin de totale luchtstroming over de vleugel (pijl verticaal naar onder) en de twee componenten parallel aan en haaks op de vleugelvoorrand. Te zien is dat een grotere pijlstelling leidt tot een kleinere component van de luchtstroming haaks op de vleugelvoorrand. Waarom dit handig is, heeft te maken met dit effect, weergegeven in de tweede rij plaatjes:
( http://www.centennialofflight.gov/essay/Th...Flow/TH19G6.jpg )
Daar is zichtbaar dat bij hoog-subsone snelheden de stromingssnelheid over de vleugel lokaal supersoon kan worden, en een stukje verderop plotseling afgeremd wordt in een schokgolf, doordat de lokale luchtdruk hoger wordt naarmate je verder langs de koorde van de vleugel zit. Die supersone stroming kan niet tegen die drukgradient opboksen en 'geeft het op', waardoor die schokgolf ontstaat. Achter die schokgolf heeft de lucht een relatief lage snelheid langs de vleugel (lager dan de vliegsnelheid) - en dit 'meeslepen van lucht' door de vleugel kun je zien als de indirecte bron van die extra golfweerstand: de directe oorzaak is namelijk slechts de drukverdeling en schuifspanning van langsstromende lucht op de vleugel.
( http://eaa.aviationuniversity.com/multimed...g_airflow_c.gif )
Het laat een vleugel van een vliegtuig zien (geel, met de lengte-as van het vliegtuig verticaal en de neus bovenaan), met daarin de totale luchtstroming over de vleugel (pijl verticaal naar onder) en de twee componenten parallel aan en haaks op de vleugelvoorrand. Te zien is dat een grotere pijlstelling leidt tot een kleinere component van de luchtstroming haaks op de vleugelvoorrand. Waarom dit handig is, heeft te maken met dit effect, weergegeven in de tweede rij plaatjes:
( http://www.centennialofflight.gov/essay/Th...Flow/TH19G6.jpg )
Daar is zichtbaar dat bij hoog-subsone snelheden de stromingssnelheid over de vleugel lokaal supersoon kan worden, en een stukje verderop plotseling afgeremd wordt in een schokgolf, doordat de lokale luchtdruk hoger wordt naarmate je verder langs de koorde van de vleugel zit. Die supersone stroming kan niet tegen die drukgradient opboksen en 'geeft het op', waardoor die schokgolf ontstaat. Achter die schokgolf heeft de lucht een relatief lage snelheid langs de vleugel (lager dan de vliegsnelheid) - en dit 'meeslepen van lucht' door de vleugel kun je zien als de indirecte bron van die extra golfweerstand: de directe oorzaak is namelijk slechts de drukverdeling en schuifspanning van langsstromende lucht op de vleugel.
-
- Berichten: 375
Re: [aerodynamica] Pijlstand vliegtuigvleugels
Wat is dan het voordeel van vleugels die naar voor zijn gericht?
-
- Berichten: 7.224
Re: [aerodynamica] Pijlstand vliegtuigvleugels
Beiden hebben min of meer dezelfde karakteristieken bij hoge snelheden, maar niet bij lage snelheden. Bij een forward swept wing begint de stall (dwz luchtsnelheid waarbij de lucht loslaat van de vleugel en daarom geen lift meer genereert), bij de wortel van de vleugel (dus daar waar de vleugel aan de romp is vastgemaakt). Bij een aft swept wing zal stall beginnen bij de vleugeltip.Wat is dan het voordeel van vleugels die naar voor zijn gericht?
De controle over het vliegtuig bij root stall is beter dan bij tip stall.
If I have seen further it is by standing on the shoulders of giants.-- Isaac Newton
-
- Lorentziaan
- Berichten: 1.433
Re: [aerodynamica] Pijlstand vliegtuigvleugels
Bart, of de stall bij de wortel of bij de tip begint heeft toch vooral met de wrong van de vleugel te maken? Ik geloof dat de vleugels van veel moderne jets zo gebouwd zijn dat ze een kleinere invalshoek hebben aan de tip dan aan de wortel. Vandaar dat de stall doorgaans inderdaad aan de wortel begint.
Maar wellicht zijn beide technieken (wrong & forward-swept) bedoeld voor dezelfde reden. Heb je misschien een link naar wat uitleg over de aerodynamica die bij stall over forward-swept wings komt kijken?
Maar wellicht zijn beide technieken (wrong & forward-swept) bedoeld voor dezelfde reden. Heb je misschien een link naar wat uitleg over de aerodynamica die bij stall over forward-swept wings komt kijken?
-
- Berichten: 1.450
Re: [aerodynamica] Pijlstand vliegtuigvleugels
Het één sluit het ander niet uit. Wrong is inderdaad een veel toegepaste methode om tipstall te voorkomen.
Maar de plaats waar een vleugel als eerst overtrekt is afhankelijk van veel meer zaken. Het grootste nadeel van pijlstelling naar achteren is inderdaad dat de vleugel aan de tip wil overtrekken.
Ander nadeel is het veel geringere effect van flaps.
Maar de plaats waar een vleugel als eerst overtrekt is afhankelijk van veel meer zaken. Het grootste nadeel van pijlstelling naar achteren is inderdaad dat de vleugel aan de tip wil overtrekken.
Ander nadeel is het veel geringere effect van flaps.
-
- Berichten: 1.450
Re: [aerodynamica] Pijlstand vliegtuigvleugels
Voordeel tov kritisch machgetal is dus het zelfde. Bovendien heeft een naar voren gerichte vleugel een gunstigere overtrek eigenschap dan een sweptback vleugel. Toch zie je vrijwel alleen vliegtuigen met pijlstelling naar achteren. Dit heeft alles te maken met lage snelheids eigenschappen zoals de statische rolstabiliteit.Wat is dan het voordeel van vleugels die naar voor zijn gericht?
Stel een vliegtuig met pijlstelling naar achteren slipt naar rechts. Hij heeft dan een gunstigere aanstroming over zijn rechter vleugel want daar is de snelheid component die loodrecht op de kwartkoordelijn staat groter. Dus zowel de lift als het moment om de langas zijn groter dan bij de linker vleugel.
-
- Berichten: 89
Re: [aerodynamica] Pijlstand vliegtuigvleugels
Er is nog een andere rede, misschien nog wel veel belangrijker, zeker bij hoge snelheid: Flutter!
Doordat een pijlstelling komt er een torsie op de vleugels te staan. Door deze torsie verdraaien de tippen van de vleugels. Bij een normale pijlstelling zorgt deze verdraaiing voor een stabiele beweging, bij vleugel naar voren is deze echter instabiel.
Doordat een pijlstelling komt er een torsie op de vleugels te staan. Door deze torsie verdraaien de tippen van de vleugels. Bij een normale pijlstelling zorgt deze verdraaiing voor een stabiele beweging, bij vleugel naar voren is deze echter instabiel.
De inhoud van een pizza met straal z en dikte a =Pi*z*z*a
-
- Berichten: 1.450
Re: [aerodynamica] Pijlstand vliegtuigvleugels
Waarschijnlijk is dat inderdaad een belangrijker argument. Het rare bij deze vragen is dat een verandering aan een vleugel tegelijk zoveel positieve als negatieve gevolgen heeft, met ook weer evenzoveel oplossingen. Het is maar net wat de bouwer (of de koper van het vliegtuig) belangrijk vind. Ik noemde de statische rolstabiliteit, maar zo is het ook weer zo dat een teveel hieraan ook weer besturingsproblemen geeft.
-
- Berichten: 89
Re: [aerodynamica] Pijlstand vliegtuigvleugels
Klopt, de X-29 heeft forward-swept gekregen om hem juist zoveel mogelijk instabiel te maken, zodat de wendbaarheid toeneemt. Dit brengt als moeilijkheid mee dat de besturing dus volledig fly-by-wire moet zijn. Bij de forward swept zijn ook de stall eigenschappen beter.
Bij de X-29 hebben ze overigens canards gebruikt zodat de flutter wat minder is (zwaarte punt kan wat verder naar voren door de canards). Erg cool vliegtuig zowel technisch als het uiterlijk!
Bij de X-29 hebben ze overigens canards gebruikt zodat de flutter wat minder is (zwaarte punt kan wat verder naar voren door de canards). Erg cool vliegtuig zowel technisch als het uiterlijk!
De inhoud van een pizza met straal z en dikte a =Pi*z*z*a
