Hoi Lars, @hoverboard
met rotorbladen is het altijd net even lastig!
Als eerste je vraag over de lift- en weerstandscoefficient: Deze is voor iedere aanvalshoek en vleugelvorm specifiek. Als je een bekend profiel (bijvoorbeeld het standaard profiel gebruikt voor een specifieke helicopter) gebruikt zal een grafiekje van de coëfficiënt uitgezet tegen de aanvalshoek te vinden zijn op internet. In jullie geval zal je de coëfficiënt voor iedere aanvalshoek zelf moeten vinden. Dit kun je doen door het profiel te testen in een windtunnel.
Nu hoor ik je denken: "Moet ik dan voor iedere hoek de lift en drag meten om achter die coëfficiënten te komen? Het antwoord is nee, gelukkig niet! Voor de CL geldt het volgende: Bij een profiel met een bolling aan de bovenkant zal er bij een bepaalde hoek geen lift worden gemaakt. Dit zal een negatieve hoek zijn. Vervolgens zal de CL linear met de aanvalshoek oplopen. Na een bepaalde aanvalshoek zal de lift niet verder toenemen, maar juist afnemen. Deze hoek wordt de kritische aanvalshoek genoemd. Het vliegtuig is daarna overtrokken (de stall).
Dan nu de snelheid: De tip van het rotorblad zal sneller draaien dan de "root" van het rotorblad. Als de andere elementen in de lift formule gelijk blijven betekent dit dus dat de tip meer lift zal produceren! Wat je het best kan doen is het rotorprofiel in delen opdelen en voor ieder deel apart de cl-alpha grafiek vinden. Vervolgens kun je met de gemiddelde snelheid van dat gedeelte van de rotor de lift/weerstand berekenen.
Is het zo duidelijker geworden? Als het nog steeds een brei aan informatie is laat het weten dan kijk ik of ik wat handige plaatjes voor je kan vinden!
Groetjes,
Juul