Stall speed en TAS

C

Columbus

New member
Even een vraagje voor de geleerden onder jullie.
Gesteld dat een vleugel overtrekt bij een bepaalde invalshoek op de inkomende luchtstroom.
Waarom wordt de stall speed in de manuals dan aangegeven als IAS en niet met de TAS. Dat het in horizontale vlucht wel geld daar de TAS en IAS dezelfde resultante vwb richting van aanstromende lucht hebben, dat snap ik. Maar wanneer men in een daal/stijg vlucht zit dan bepaald de TAS (en dus de ware snelheid van de lucht) toch de invals hoek van het desbetreffende medium????? Is dit gekloot in de marge, technisch niet haalbaar, of heb ik hier iets fundamenteels gemist bij mijn theorie les?

Mijn dank is groot
Columbus
 
Wauw! Dat is echt een heel mooi stukje proza.
Ik heb het gevoel dat ik in de maling genomen word.

Snap echt zo weinig van je redenering dat ik er niet eens op kan antwoorden.

Respect.

Kijk eens op wikipedia die leggen het voor je uit.
 
Je hebt iets fundamenteels gemist bij je theorieles.

Ook een stijg- of daalvlucht is een eenparig rechtlijnige vlucht. Alleen niet horizontaal, maar dat maakt niet uit.

Daardoor is bijvoorbeeld de lift tijdens een daalvlucht, een horizontale vlucht, als ook een stijgvlucht theoretisch gelijk.

Er is een klein verschil, namenlijk de invloed van de stuw/trekkracht van de motor. Die levert in de stijgvlucht ook een deel van de lift. Een tweede, klein, verschil komt door de hoek van de lift (loodrecht op de koorde) t.o.v. de richting van de zwaartekracht. Bij een daalvlucht kan men dit vrijwel verwaarlozen, bijv een stijgvlucht staat bovengenoemde compensatie aan.)
(Tijdens een stijgvlucht levert de lift een deel van de weerstand, tijdens een daalvlucht levert de lift een deel van de stuwkracht.)

Deze lift, bij een constante snelheid, wordt gegenereerd door een constante invalshoek. (liftformule)
Onafhankelijk van de daalhoek, blijft de invalshoek gelijk. En dus de stallspeed in IAS, aangezien lift afhankelijk is van IAS (of beter: EAS) ipv. TAS)

dacht ik.
 
How much lift do we need? As much as the weight!

Protanza blijft toch wel interessant altijd :grijns:!
 
Last edited:
Variatie, bedankt. Het blijft natuurlijk een eenparig rechtlijnige vlucht. Ik had het idee in mijn hoofd dat het vectorendiagram ,en dus de invalshoek van de resultante,zou verschuiven, aangezien de TAS component van groote kan veranderen. Iets vergelijkbaars als een overtrek in een stijgende bocht zullen we maar zeggen. De invalshoek blijft natuurlijk gelijk, de TAS vectoren worden alleen langer/korter. Zowel in verticale als horizontale zin. In ieder geval bedankt. Het zal de PPL examenstress wel zijn.

Columbus
 
Columbus, eea heeft te maken met de Liftformule. L = (1/2 x rho v^2) x CL x S

Hierin L= Lift (Kracht), S vleugel oppervlak, CL = Lift coëfficient, en de groep (1/2 x rho x v^2) de EAS. Deze groep kun je verder ontleden. v = TAS en rho is de dichtheid van de lucht.

Je hebt in een eenmotorig vliegtuig geen manier op de luchtdichtheid af te leiden vandaar dat de snelheids meter in (E)IAS aanwijst.

In horizontale eenparige rechtlijnige vlucht is de L gelijk aan het gewicht (tenminste als je de momenten achterwege laat). De CL is (ongeveer) rechtevenredig met de invalshoek. Bij de stall geldt invalshoek is max., dus CL is max.

Ervan uitgaande dat je een bepaald gewicht (=L) hebt en het vleugoppervlak (S) constant is, valt uit de formule af te leiden dat: bij CL =>Max gaat (1/2 x rho x v^2) naar minimaal. M.a.w. je bereikt een minimum IAS. De vliegeigenschappen van een vleugel hangen dus direct samen met snelheden in EAS.


Bij een eenparige rechtlijnige klimvlucht is de L kleiner dan het gewicht. Dit komt doordat je ook nog een component van je trekkracht (T) meekrijgt. Hierdoor zal wanneer je de motor trekkracht laat leveren de stallsnelheid een fractie lager liggen.
 
Aanvulling. M.b.t tot de (1/2 x rho x v^2). iets boven zeeniveau is de druk 1000 hPa. Op FL 340 is de druk 250 hPa in de standaardatmosfeer.

Dat is dus een kwart. De temperatuur (in K) is ook met ongeveer een vijfde gedaald van 273 naar 223 (uitgaande van de standaaratmosfeer) De dichtheid van de lucht op FL 340 is ongeveer een factor 4 - 20% = 3.2 gedaald.

Op lage hoogte kun je stellen dat EAS= TAS dus 250 kts EAS = 250 kts TAS. In ons voorbeeld geeft een EAS van 250 op FL 340 dus een TAS van 250 x √ (3.2) = 250 x 1.8 = 450 kts.
 
Last edited:
Variatie said:
Zo hoog en snel vliegt mijn Cessna helaas nog steeds niet!
Click to expand...

Probeer maar eens (MAX weight) een 60° bochtje op 13.000' en je hebt prijs (Q-corner) ;)

Idem matige/zware turbulentie.
 
Last edited:
Dat is een (accelerated) stall, geen coffin-corner: Coffin-corner is daar, waar elke vertraging een stall-buffet levert, en elke versnelling een mach-buffet.

Van mach-buffet in een cessna (die de 13.000" meestal niet redt) is nog geen sprake.
 
Last edited:
Radix said:
Vraag me ook af of compressibiliteit en EAS onderdeel van de PPL stof is?
Click to expand...

Voor een juiste KTAS berekening (174 KIAS >) heb je EAS nodig ;)

KIAS --> KTAS (ICE-T)
Indicated Airspeed
Calibrated Airspeed
Equivalent Airspeed
True Airspeed
 
Nogmaals bedankt voor de reacties. Een en ander is nu iets duidelijker. EAS en Compressibility zijn inderdaad geen PPL stof (had de term EAS zelfs niet eerder gehoord),maar wel interessant om eens te lezen. Blijft natuurlijk machtig interessant die luchtvaart.
 
You must log in or register to reply here.
Back
Top