Bedankt Hubert,

Ik heb mijn PWS af en veel geleerd van je workshop en aanvullingen op het forum!

Groeten,
Bram

Beste Hubert,

Bedankt voor alle info!
Ik had nog een andere, algemene vraag.
Over lift doen een hoop verhalen de ronde op internet. Ik weet onderhand via Anderson en die site die je me gestuurd hebt dat de lucht versneld wordt aan de bovenkant van de vleugel (en niet omdat de bovenkant langer is) enz. Maar ik vroeg me af of de verhalen dat de lucht naar beneden wordt geleid en dat via de derde wet van Newton zo een deel van de lift gecreëerd wordt (actie is -reactie). In Anderson en die site http://www.av8n.com wordt dit principe niet gebruikt en wordt alleen het concept van bernoullie erbij gehaald.
Ook vroeg ik me af hoe in het model dat in Anderson besproken wordt de invloed van de AoA verwerkt wordt. Is het dan zo dat dan het obstacle effect groter is en dat de lucht dus door een nog smallere luchtstroom moet waardoor het een grotere snelheid moet hebben?

Ik hoop dat ik mijn vragen duidelijk gesteld heb.

Groeten,

Bram

Beste Hubert,

Ik had nog een paar vraagjes verder kom ik er uit:

Klopt het dat je er in je berekening van uit gaat dat de AoA 0 graden is?

Hoe ben je precies op een delta-alfa van 5 graden gekomen of heb je die gewoon bedacht?

Groeten
Bram

Beste Hubert,

Het is een pdf bestand ik zal hem even mailen!

Bram

Beste Hubert,

Bedankt voor alle informatie!
De bron waar ik die informatie uit heb gevonden komt uit dat prijswinnende onderzoek van de TU Delft van een paar jaar geleden. Het leek me dat dat een betrouwbare bron was.
Ik denk dat ik veel heb aan je uitleg maar de links in het bericht verwijzen naar dropbox maar daar staat dat er niks in staat. Deleted or moved.

Nogmaals bedankt,

Bram

Beste Hubert,

Ik heb met jouw informatie in het achterhoofd nog eens even mijn bronnen door gelezen maar er viel mij wat op:

In mijn bron staat het volgende:

When the wing of an aircraft is positioned correctly in the trailing vortex of its predecessor, the induced drag can be reduced. This reduction of induced drag is caused by two phenomena:

 Rotation of the direction of incoming air for the wing
 Increased speed of the incoming for the wing

The rotation of the direction of the incoming air also rotates the drag and lift vector of the wing, which respectively are perpendicular and parallel to the direction vector of the incoming air of the wing. Since both the drag and lift vector are rotated a new system of forces emerges which has the effect that if the forces are decompesed in the direction perpendicular and parallel to the flight direction the induced drag is decreased in size. A side effect is that due to this rotation the lift has decreased slightly.???? Waarom???? The increase in speed of the incoming air is also due to the induced velocity field of the vortices. The velocity component that is added to the flight velocity, causes the speed of the air to rise. This in turn causes that the lift is increased. Since the increase in lift is larger due to the speeding up of the air than the decrease due to the rotation of the direction, overall more lift is generated by the wing. Herefore the aircraft can decrease its angle of attack, since the lift can be reduced as well to balance the weight of the aircraft. This in turn causes the lift induced drag to be reduced as well, adding to the overall drag reduction.

Als ik het goed heb dan is vooral de grotere snelheid van de lucht van belang voor de Drag-reduction en extra lift en niet zozeer de "Gratis" vergrootte Angle of attack. Ik vroeg me af of dit klopt en of dit van invloed is op de opstelling die wij besproken hadden. Ook heb ik ergens halverwege wat vraagtekens en Waarom getypt na een bepaalde zin. Ik snap niet waarom de liftvector kleiner wordt als de lift-vector veranderd.

In Anderson staat dat de lift-coëfficiënt niet alleen afhankelijk is van de AoA maar ook van Reynolds number en het Machnumber. Ik vroeg me af wat deze laatste twee waren en of ze van invloed zijn op een eventuele vergroting van de snelheid van de aanstromende luchtstroom.

Ik weet dat de lift aan het eind van de vleugel kleiner is en dit komt dan door de kleinere Lc?

In Anderson staat ook dat de lift-component loodrecht op de aanstromende luchtstroom staat maar als deze laatste van onderen komt kantelt deze component ook naar voren? Mijn gevoel zegt dat dat raar is omdat de zwaartekracht wel recht naar beneden is!

Ik hoop dat het verhaal niet te lang is!

Bram

Heey Hubert,

Ja zal ik doen, wordt wel sjouwen :P

Bram

Goed idee!

Ik las in de beschrijving dat er ook wat wordt verteld over wervels de 26ste en dat is altijd handig!
Ik neem je aanbod van het bedenken van de opstelling graag aan en ik zal even op school kijken wat er überhaupt mogelijk is op school!

Ik hoop dat ik vrij krijg maar ik denk het wel!

Groet,
Bram

PS: Wat voor soort rook gebruikt de TU in de windtunnel?

Bram

Hey Hubert,

Ik heb al contact gehad met iemand van de TU Delft die in 2010 een prijs-winnend onderzoek onderzoek heeft gedaan naar formatie vliegen met airliners. Hij heeft veel informatie opgestuurd en ik denk dat ik het principe begrijp:

Omdat door de vortex van de vleugel van de "leading" aircraft de vectoren Lift en luchtweerstand iets kantelen ontstaat er minder geïnduceerde weerstand waardoor de snelheid omhoog gaat. Hierdoor wordt er meer lift gecreëerd. Om brandstof te besparen kan dan de AoA worden verkleint waardoor de motoren in principe minder voortstuwing hoeven te leveren en dus brandstof besparen.

Nu is mijn vraag of ik met behulp van een een windtunnel en enkele vleugelprofielen op weegschalen (om zo het verschil in lift aan te kunnen tonen) kan aantonen dat er inderdaad meer lift wordt geproduceerd en dus minder brandstof nodig is.

Is dit inderdaad zo aan te tonen en klopt mijn beredenering?

Groet,

Bram