Wat is de tipkoorde van je vleugel?
Ik ben, aan de hand van een 3-view van een P51, gemakshalve even uitgegaan van 30 cm.
You wish....je kan het een en ander berekenen, maar om echt simulaties te kunnen maken heb je speciale software nodig en die bestaat wel, maar is onbetaalbaar...Verder wordt het door veel aerodynamica guru's op rcgroups ten sterkste afgeraden een schaalprofiel te nemen, ongeacht de schaal van het model (m.u.v. 1:1 natuurlijk
). De vleugel van het echte toestel opereert namelijk op veel hogere reynolds getallen.
Maar hier paar dingen die je wel kan berekenen:
Formules:
lift/weight = (Cl x σ x V^2 x S)/3519
Cl = (Lift x 3519)/(σ x V^2 x S)
α = ao + (18.24 x Cl x (1. + T))/AR
Cl = liftcoefficient
σ (sigma) = luchtdichtheid (op zeeniveau 1,0)
V = snelheid (mph)
S = vleugelopp. (sq. inch)
T = correctiefactor voor taper en aspect ratio (beide hebben invloed op de liftdistributie van een vleugel)
120 km/h = 75 mph = 33.33 m/s
rootchord = 20.47 inches
tipchord = 12 inches
avg chord = 16
reynoldsnumber = chord (inch) x speed (mph) x 780 = 936000
Taper Ratio (tipchord/rootchord) = 1.70
AR = spanwijdte(inch)^2/vleugelopp. (sq. in.) = 9604/1568 = 6.125
Bij de bepaling van het reynoldsgetal ben ik overigens uitgegaan van de gemiddelde koorde. Je kan hetzelfde doen voor de root en tip, mocht dit nodig zijn.
NACA 66,2-(1,8)15,5 A=,6 P-51 ROOT @ Rn 936000
Ik heb hier het schaalprofiel even uitgezet tegen NACA 2415.
De linker grafiek laat zien dat NACA 2415 bij AOA's boven de 3 graden, een duidelijk hogere Cl heeft. Dit betekent dat je het met een kleinere vleugel, meer gewicht, of lagere snelheid kan doen t.o.v. het schaalprofiel. Ook zal de stall later optreden.
De exacte gevolgen hiervan kan je berekenen a.d.h.v. de formule voor de lift.
De rechter grafiek laat vervolgens zien dat het schaalprofiel tevens meer weerstand heeft dan NACA 2415.
Zoals je ziet kan je weliswaar het een en ander berekenen en concluderen a.d.h.v. de polargrafieken, maar om te bepalen of een vleugel kritisch of niet is, is denk ik, voor ons modelvliegers althans, nagenoeg onmogelijk. Je kan wel rekening houden met dingen die een kritisch gedrag bevorderen. Dingen zoals de vleugelbelasting, taper ratio, aspect ratio en stall-eigenschappen van het profiel. Die overigens niet terug te vinden zijn in de grafiek... :? Da's raar....ook als ik de AoA sterk verhoog, laat profili geen stall moment zien van het profiel. :?
Niet dat ik de kennis of expertise heb om het te bewijzen, maar ik kan me nog steeds niet voorstellen dat er tussen sommige (nagenoeg gelijke) profielen, nou echt zoveel
merkbaar verschil zit. Tuurlijk, als je het bovenstaande schaalprofiel vergelijkt met NACA 2415, zal je het wel merken. Maar E205 t.o.v. bijv. SD3021....ik betwijfel of we de verschillen op deze lage reynoldsgetallen echt zullen merken. Ik denk dat je dan eerder meer aandacht aan de geometrie van de vleugel kan besteden.
Er zijn overigens nog meer dingen die je kan berekenen, maar het gaat me wat ver dit alles hier uiteen te zetten. Een interessant boek over dit soort dingen is 'R/C Model Aircraft Design by Andy Lennon'. Dit is zo'n beetje de bijbel voor aerodynamica van modelvliegtuigen. :lol:
Oh ja...wat voor landingssnelheid had je in gedachte? Toch ook belangrijk om te kijken of het schaalprofiel bij die snelheid nog goed werkt. Bij Rn 200000 (= +- 25km/h) stort de boel bijvoorbeeld al in...
