Berichten geplaatst door Hippogrief

Storm Holman Bedankt voor je reactie! Dat eerste klinkt aannemelijk. Over de weerstand ben ik er nog niet helemaal aan uit. Induced drag wordt veroorzaakt door een 3-dimensionele vleugel, door de omstroming rond de tippen. Momenteel heb ik enkel gekeken naar een 2D airfoil. Om een of andere reden lukt het me niet een 3d analyse uit te voeren.

Beste student

Als onderzoek heb ik via een virtuele windtunnel een naca 652415 (vleugel van piper pa-28) gegenereerd en curves onderzocht met telkens verschillende leading edge slats onder verschillende hoeken, beginnend bij 5° en eindigend bij 45° en alpha loopt op van -3 tot 20 °.

CL:
Als ik de CL in functie van alpha bekijk, dan zie ik dat het basisprofiel zonder slat een maximum AOA heeft van alpha= 13°. Dan begint theoretisch de statische stall.
Indien ik een slat toevoeg onder 5°, dan verhoogt die kritische AOA naar alpha= 16°. Hetzelfde geld met slats van 10° en 15°. De kritische aanvalshoek verhoogt.

Maar indien ik de slats meer uitschuif onder een grotere slat-hoek (>20°) dan gebeurt het omgekeerde. De vleugel krijgt minder lift en de kritische aanvalshoek verkleint naar een uiteindelijke waarde van alpha=10° bij een slat van 45 graden.

CD:
Grote slat uitslagen worden volgens mij gebruikt enkel tijdens het landen omdat er dan meer weerstand is en zorgt voor reductie in snelheid. Als ik de curves bekijk dan zie ik echter bij grote slat-uitslagen minder weerstand bij alpha = (0°) dan de kleine slatuitslagen van 5 tot 15°.

Zit hier een logische verklaring achter? zowel voor cl in fucntie van alpha als cd ifv alpha.

Alvast bedankt voor de reacties!