[Afgesplitst] Wingdip due to stall

[stickNrudder]

Omdat het naar mijn mening een beetje te ver off topic ging worden en omdat ik als techneut en PPL wannabe wèl geïnteresseerd ben in het onderwerp, heb ik van deze draad: http://www.airwork.nl/bulletinboard/showthread.php?t=12118 een afsplitsing gemaakt om de fysica achter de wingdip / stall verder te bediscussiërern.

We waren geëindigd met een post van JC:

Hmm, totaal off topic. Maar, Airwork is o.a. om te leren, dus:

Snelheid is totaal niet belangrijk voor een stall --> wingdip. Het gaat om overschrijden van max AoA. Dit wordt meestal uitgedrukt in snelheid maar je kunt met elke snelheid stallen. Nu, als je load factor verhoogt verlaagt je max AoA. Als je helling aanrolt verhoogt je load factor op beide vleugels hetzelfde, maar je AoA wordt op je buitenste vleugel meer dan op je binnenste en kan dus eerder de max AoA overschrijden. Daardoor zou ik zeggen dat de buitenste vleugel eerder geneigd is om te stallen?

Max Rate: waar maak ik de gedachte fout?
Het verschil tussen klimmende en dalende bocht snap ik ook niet?

Nu was je mij al kwijt bij laodfactor, JC, dus het kan goed zijn dat ik maar wat in de lucht brabbel, maar als je zegt dat AoA de bepalende factor is voor een stall, dan is snelheid toch juist heel belangrijk?
IAS (of eigenlijk TAS, maar dat maakt op deze vlieghoogte (bij een nadering) niet veel verschil meer) is volgens mij de horizontale component van die hoek. Wordt de snelheid lager, dan vergroot de AoA bij gelijkblijvende pitch. Bij het draaien van een bocht zal dus de binnenste wigtip de hoogste AoA hebben en de buitenste wingtip da laagste, omdat de binnenste wingtip de laagste snelheid heeft. Het zal gerust geen wereld van verschil maken, maar op het moment dat het er echt op aan komt, zal dus de binnenste wingtip het eerst stallen, wat een roll in de richting van die tip tot gevolg heeft, wat op zijn beurt het effect alleen nog maar versterkt, door de AoA verder te vergroten. Lees: een zichzelf versterkend systeem => wingdip.

Volgens mij gaat dit verhaal even hard op voor een klimmende als voor een dalende bocht, maar met verschillende waaarden voor AoA, dus verschillende snelheden waarbij stall optreedt. Maar het effect ljkt mij in beide gevallen hetzelfde.

 

[stickNrudder]

Nog eentje waar ik wel op wilde reageren, maar nog niet gedaan had om de andere draad niet te veel te vervuilen:

MelvinR

"wingdip op je lage vleugel." ==> Hoge vleugel toch?

Als dat zo zou zijn, dan lost het probleem zich toch vanzelf op, zodra de hoge vleugel onder de lage vleugel komt en de rollen omdraaien?

 

[Putty]

AoA is hoek van luchtstroom t.o.v. koordlijn vleugelprofiel. Een hoek naar 'beneden' is positief en naar 'boven' negatief.
Wat is overtrek? Bij subsone TAS is dat als luchtstroom het vleugelprofiel a/d 'bovenzijde' niet kan 'volgen' waardoor lift geheel of gedeeltelijk wegvalt. Het niet meer kunnen volgen treedt op als de invalshoek bij een bepaalde/gegeven TAS een grens overschrijdt.

Als je voordat je bocht ingaat vlak boven stall speed zit, dan zal bij ingaan bocht aileron van 'buitenvleugel' naar 'beneden' gaan. En 'binnenvleugel' naar 'boven'. AoA van buitenvleugel wordt groter en binnenvleugel kleiner.
Buitenvleugel zal dus bij ingaan bocht eerder kunnen stallen dan binnenvleugel.
Tijdens bocht zijn ailerons ingetrokken; geen verschil in AoA wel in TAS. 'Binnenvleugel' lagere TAS dus komt eerder onder stallspeed.
Bij uitrollen bocht wordt AoA door 'neergaande' aileron vergroot. Dus maakt binnenvleugel nog 'gevoeliger' voor overtrek.

Ik heb hierboven woorden tussen 'quotes' gezet, die woorden moeten als relatief worden gezien; aerodynamica kent geen onder en boven.

Verder bovenstaande is een vereenvoudigd model van de werkelijkheid. Invloedsfactoren als turbulentie, ijsafzetting, etcetera zijn niet meegenomen.

 

[Radix]

Gevoelsmatig is de kans op stallen tijdens het aanrollen van de bocht erg klein. Je zou dan al zo goed als gestalled moeten zijn voordat je de bocht indraait.

In een klimmende bocht is de invalshoek van de buitenste vleugel het grootst.

In een dalende bocht is de invalshoek van de binnenste vleugel het grootst.

Snelheid heeft weinig met stall van doen. Je kunt bij elke snelheid stallen. Hoe steiler de bocht, hoe hoger de stallsnelheid.

Loadfactor is gewoon een ander woord voor de hoeveelheid lift die een vleugel genereert t.o.v. het gewicht van het vliegtuig (ook g-kracht genoemd)

 

[stickNrudder]

Heerlijk, zo'n dynamisch proces!
Ik had inderdaad nog niet gedacht aan het in- en uitrollen van de bocht. Duidelijk verhaal, Putty!
Overigens, met "horizontale component" in mijn eertste post bedoelde ik de component langs de koordlijn van de vleugel, maar dat begrepen jullie natuurlijk al.

Ik heb nog wel wat moeite met die klimmende en dalende bocht. Ik kan me niet zo goed visualiseren waarom dan de AoA bij klimmen groter en bij dalen kleiner zou zijn voor de 'buitenste' vleugel, ten opzichte van de 'binnenste' vleugel. Ik zou denken dat de AoA voor de 'binnenste' vleugel altijd de grotere van de twee zou zijn, onafhankelijk van klimmen of dalen, vanwege de lagere voorwaartse snelheid. Daarbij ga ik dan ook weer uit van een evenwichtssituatie tijdens het maken van de bocht, dus niet het in- of uitrollen.

Dat een steilere bocht leidt tot een hogere stallspeed kan ik me voorstellen. Om op dezelfde hoogte te blijven zul je die knuppel of stick meer naar je toe moeten trekken en is dus de "vertikale" component groter. Bij een gelijkblijvende max. AoA is dan de bijbehorende snelheid (de"horizontale" component) dus evenredig groter. En dat je harder aan die stick moet trekken komt dan weer doordat die zwaartekracht altijd recht naar beneden blijft werken en niet mee bankt met het vliegtuig.

 

[Max Rate]

Er worden hier een hoop dingen door elkaar gehaald. Laten we eerst de basis er bij halen:

De liftformule: L = 1/2 ( d x v2 x s x CL )

Oftewel, lift is de helft van de dichtheid (rho) x snelheid in het kwadraat x vleugeloppervlak x het lift liftcoëfficiënt.

Vermindert de lift vanwege loslating van de stroming dan spreek je van overtrek.
Daalt de hoeveelheid lift op de ene vleugel meer dan de andere, of neemt de lift op de ene vleugel sterk en snel toe terwijl op de andere vleugel het tegenoverstelde gebeurt dan wordt helling aangerold. Aangezien dit ongecontroleerd is spreekt men van een wing dip. De vleugel hoeft dus niet perse overtrokken te zijn, maar de liftformule is wel degelijk van belang.

In een bocht heeft de buitenste vleugel meer lift dan de binnenste vleugel. Hiermee rol je helling aan. Door voeten te geven maak je een gecoördineerde bocht. Zo lang je boven Vs zit is er niks aan de hand.

Maar, als je nu ineens ongecoördineerd vliegt en schuift (te veel voeten) dan creëer je een te groot moment om de topas. Je binnenste vleugel heeft veel minder lift doordat de factor snelheid in de liftformule drastisch vermindert. Doordat de lift voor een groot deel wegvalt rol je onbewust helling aan. Dit is dus de wingdip.

Overtrekt de binnenste vleugel dan kom je in een vrille (tolvlucht) terecht. Het bewust indiceren en herstellen van een vrille is een oefening voordat een leerling voordat hij solo komt op een zweefvliegtuig. Nogmaals; een wingdip is dus per definitie geen stall.

In een klimmende bocht heeft de buitenste vleugel door de instroming een grotere AOA. Trek je verder tot de snelheid beneden Vs komt dan zal de buitenste vleugel iets eerder overtrekken en daalt deze vleugel. Dit vormt de langsstabiliteit. Daarom hebben laagdekkers ook dihedral vleugels.

MAAR, geef je te veel voeten in een klimmende bocht, dan daalt de snelheid van de binnenste vleugel en neemt de snelheid van de buitenste vleugel toe. Aangezien je al dicht bij Vs zit, zal de TAS over de binnenste vleugel nog verder afnemen waardoor deze ''dipt''. Omdat deze dipt zal meer lift gegenereerd moeten worden en trekt de vlieger vaak, of geeft hij te laat gas bij. Hierdoor wordt max AOA voor de binnenvleugel overschreden en overtrekt hij.

Daar ging het in het vorige topic om.




Nu betreffende de bovenstaande posts:


@ JC:

Snelheid is wel degelijk een zeer belangrijke factor voor een stall. Sterker nog, het is een van de grootste factoren voor een stall. Ik weet dat de basis de loslating van de stroming is door een max AOA. Maar waardoor bereik je die max AOA? Die bereik je 9 van de 10 keer doordat je snelheid daalt en aangezien je dezelfde hoeveelheid lift wilt behouden moet je lift coëfficiënt omhoog. Hoe stijgt je lift coëfficiënt? Of door flaps te selecteren of door een hogere AOA.

De hogere AOA is dus het gevolg van een snelheidsdaling, niet andersom. Een high speed stall komt als je te snel trekt en inderdaad je AOA te groot wordt. Maar vaak zal dan de neus weer dalen en doordat je niet Vs vliegt de situatie dan opgelost. Een stall door Vs komt veel vaker voor en is veel kritischer.

Daarom heb je ook een snelheidsmeter met daarop heb een Vs en geen lift coëfficiënt meter met een ''Vmax AOA''. Lift coëfficiënt is sowieso niet te meten.
Het lift coefficient is van veel zaken afhankelijk, waaronder snelheid. Dat een stall primair gerefereerd wordt aan een snelheid is dus zeker niet onlogisch.

De loadfactor heeft niets met lift an sich te maken maar met de centrifugaal kracht. Doordat de loadfactor verhoogt (lift resultante wijst naar buiten) heb je een hogere snelheid nodig om net zo veel lift te genereren. Je max AOA daalt niet als je loadfactor hoger wordt; je zit eerder aan je max AOA door de instroming van de lucht. In een steile bocht met een hoge loadfactor heb je dus sowieso al een hogere snelheid. Zit je te dicht bij de Vs dan zal waarschijnlijk idd de buitenste vleugel eerder overtrekken. Dit is weer de langsstabiliteit van een vliegtuig.

http://www.youtube.com/watch?v=xkwKqD9ylLo

1) Geen dihedral, dus geen langsstabiliteit.
2) Vlieger trekt in een bocht waardoor de loadfactor hoger wordt. Door de afwezige dihedral schuift de neus naar binnen waardoor de kist gaat dalen
3) Invalshoek binnenvleugel wordt groter door de dalende bocht
4) Vlieger trekt nog meer om het dalen te stopen en binnenvleugel overtrekt.

Dit is dus ook een wingdip terwijl er ook sprake was van een overtrek.

@Putty:

Als je voordat je bocht ingaat vlak boven stall speed zit, dan zal bij ingaan bocht aileron van 'buitenvleugel' naar 'beneden' gaan. En 'binnenvleugel' naar 'boven'. AoA van buitenvleugel wordt groter en binnenvleugel kleiner.
Buitenvleugel zal dus bij ingaan bocht eerder kunnen stallen dan binnenvleugel.
Tijdens bocht zijn ailerons ingetrokken; geen verschil in AoA wel in TAS. 'Binnenvleugel' lagere TAS dus komt eerder onder stallspeed.
Bij uitrollen bocht wordt AoA door 'neergaande' aileron vergroot. Dus maakt binnenvleugel nog 'gevoeliger' voor overtrek.

Je haalt AOA met camber (profiel) en dus lift coëfficiënt door elkaar. Alleen de AOA van de aileron zelf gaat omhoog. Hierdoor ontstaat meer camber en gaat het liftcoefficent van de hele vleugel omhoog. Hierdoor ontstaat meer lift op de buitenste vleugel en rol je helling aan. Je krijgt in een klimmende bocht alleen een grotere AOA door de instroming van de lucht. Precies hetzelfde verhaal met de binnenvleugel in een dalende bocht. Ik denk dat je echt een plaatje moet zien om dit te kunnen visualiseren.

 

[stickNrudder]

Dank, Max Rate voor deze heldere uiteenzetting. Ik begin nu het licht te zien.

In mijn versimpelde benadering ging ik uit van een coördinatensysteem op de vleugel, dat dus mee rolt met het vliegtuig. Ik lees uit je verhaal dat het gebruikelijk is (en achteraf bezien ook logischer) om een wereld-gerefereerde oorsprong aan te houden (in het zwaartepunt van het vliegtuig). Mijn "vertikale" component (die ik lift wilde gaan noemen) is dan de loadfactor en is de benodigde loadfactor een functie van de lift (absoluut vertikaal) en de roll hoek van het vliegtuig. Bij een gelijk blijvende max AoA per vleugelconfiguratie is dan inderdaad alles te verklaren.

 

[Max Rate]

Ja hebt in gronde gelijk maar het ligt iets gecompliceerder. Je hebt een center of gravity; dat is het middelpunt van het gewicht. Verder heb je het center of pressure, daar werkt de lift op. Als je de betreffende steekwoorden googelt, zie je plaatjes met daarop de pijlen vanuit de verschillende plaatsen waarop deze krachten werken.

Max AOA kan alleen veranderen als flaps of slats geselecteerd worden aangezien max AOA alleen afhankelijk is van het vleugelprofiel.

 

[Europe-American]

Het kan moeilijk zijn om dit van droge tekst te visualiseren, misschien dat een paar filmpjes helpen:

[YOUTUBE]http://www.youtube.com/watch?v=Fr8sN7IQ6qo[/YOUTUBE]

Stall spin entry vanuit een (gesimuleert) traffic pattern:
[YOUTUBE]http://www.youtube.com/watch?v=DgQom3TMr0E&feature=related[/YOUTUBE]

Accelerated stall in een T6 Texan
[YOUTUBE]http://www.youtube.com/watch?v=3ZG7BnDckts[/YOUTUBE]
Je ziet dat dit soort acties op lage hoogte geen goed idee zijn.

Een simpele berekening:
Vs = 50 knopen

Stall je de kist met 100 knopen dan 2x2= 4G's
Stall je de kist met 150 knopen dan 3x3= 9G's

Hiermee kan je ook Va berekenen;
Utility category, gecertificeert to 4.4 G's, de wortel van 4.4 is 2.0976
Va is dan 2.0976 x Vs (50 knopen) = 104.88

De gepubliceerde Vs is de stall snelheid bij een un-accelerated 1G stall.
Trek je meer dan 1 G dan is je stall snelheid hoger.
Bij 45 bank 1.4G
Bij 60 graden bank 2.0G dus 40% toename stall snelheid.

In het volgende filmpje wordt een stall/spin ongeval in het circuit geanalyseert:
[YOUTUBE]http://www.youtube.com/watch?v=7nm_hoHhbFo[/YOUTUBE]

Erg soberent......

 

[Cloud Buster]

En om nog heel even in te haken op Europe-American;

Om de loadfactor relatie tot een stall nog wat te verduidelijken; Die is daar om er voor te zorgen dat een kist stalled bij het overschrijden van Va (of V icm met een bepaalde load factor) ipv dat de vleugeltjes zouden breken bv..

Va is er dus niet voor niets

 

[Nosig]

De cirrus video is een mooie video. Wat ik zo begrijp is dat de hele vleugel door de hoge invalshoek tegen een stall aanzat. Door de snelle rol naar links wordt zeer snel de AoA op de linkervleugel verhoogt (stromingsvector van onder af hoger) waardoor deze links overtrekt en nog sneller naar links gaat rollen (ondanks de aileron die juist aan die kant voor lagere AoA zorgde). De vlieger probeerde dit met vol rechts rudder tegen te gaan, maar zorgde door het gieren dat de rechtervleugel overtrok terwijl de linker weer ineens lift krijgt en hij de andere kant op flipt.

Om dit te linken naar het speculeren over de Yak crash, zou je kunnen zeggen dat in het Yak ongeval de binnenste vleugel overtrok door te snel rollen naar die kant in combinatie met te lage snelheid, te hoge pitch en wellicht te hoge load factor. Het feit dat de invalshoek van het rolroer van de buitenste vleugel tijdens rollen groter is doet er hier dan niet zoveel toe (sterker nog, die had door overtrek juist het rollen tegengegaan).

Zit ik op goede spoor?

Concluderend, kijkend naar het cirrus ongeval, is het wellicht net zo onhandig om rudder te gebruiken als rolroer ter herstel? Belangrijkste sowieso is load factor / neus lager en snelheid hoger.

 

[Max Rate]

De cirrus video is een mooie video. Wat ik zo begrijp is dat de hele vleugel door de hoge invalshoek tegen een stall aanzat. Door de snelle rol naar links wordt zeer snel de AoA op de linkervleugel verhoogt (stromingsvector van onder af hoger) waardoor deze links overtrekt en nog sneller naar links gaat rollen (ondanks de aileron die juist aan die kant voor lagere AoA zorgde). De vlieger probeerde dit met vol rechts rudder tegen te gaan, maar zorgde door het gieren dat de rechtervleugel overtrok terwijl de linker weer ineens lift krijgt en hij de andere kant op flipt.

Om dit te linken naar het speculeren over de Yak crash, zou je kunnen zeggen dat in het Yak ongeval de binnenste vleugel overtrok door te snel rollen naar die kant in combinatie met te lage snelheid, te hoge pitch en wellicht te hoge load factor. Het feit dat de invalshoek van het rolroer van de buitenste vleugel tijdens rollen groter is doet er hier dan niet zoveel toe (sterker nog, die had door overtrek juist het rollen tegengegaan).

Zit ik op goede spoor?

Concluderend, kijkend naar het cirrus ongeval, is het wellicht net zo onhandig om rudder te gebruiken als rolroer ter herstel? Belangrijkste sowieso is load factor / neus lager en snelheid hoger.

Volgens mij is je conclusie mbt de cirrus crash correct.


Mbt je ''conclusie'' van de yak crash, het gaat volgens mij niet om de invalshoek van het rolroer, maar van de hele vleugel. Als het een climbing turn is zal de buitenste vleugel eerst overtrekken. Wat natuurlijk ook erg belangrijk is dat met toename van de AOA, de lift coefficient toeneemt en de geinduceerde weerstand toeneemt. Hier krijg je ook weer een gier moment door. In een dalende bocht naar de binnenste vleugel.

 

[Nosig]

Als het een climbing turn is zal de buitenste vleugel eerst overtrekken. Wat natuurlijk ook erg belangrijk is dat met toename van de AOA, de lift coefficient toeneemt en de geinduceerde weerstand toeneemt. Hier krijg je ook weer een gier moment door. In een dalende bocht naar de binnenste vleugel.

Ik heb de vorige stukjes gelezen, maar ik lees nog steeds niet (althans, ik snap nog steeds niet (of niet meer)) waarom de buitenste vleugel in een constante klimmende bocht meer AoA heeft en in een dalende bocht juist niet.

 

[Max Rate]

Dit komt puur door de instroming van de lucht en het verschil in bochtstraal van beide vleugels.

Als je googelt op " ppt aërodynamica zweefvliegopleiding ", krijg je een powerpoint. Op pagina 64 en 65 zie je plaatjes mbt overtrek in een klimmende en dalende bocht. Hopelijk wordt het iets duidelijker als je het kunt visualiseren.

 

[Guest]

De plaatjes zouden het duidelijk moeten maken, echter de vectoren van de Vvert en Vvoorw staan verkeerd om in de stijgende bocht, immers Vvert+Vvoorw=Vres (in waarde en richting)
In de dalende bocht staat Vvert verkeerd om en de beide andere vectoren hebben daar geen richting gekregen (horen naar rechts te wijzen).

 

[Radix]

ik snap nog steeds niet (of niet meer)) waarom de buitenste vleugel in een constante klimmende bocht meer AoA heeft en in een dalende bocht juist niet.

http://www.av8n.com/how/htm/roll.html#sec-climbing-turn-aoa

Beide vleugels hebben dezelfde verticale stijgcompoment, maar de snelheid van de vleugels verschilt. Omdat de verticale component de andere richting opstaat (stijgen t.o.v. dalen), is nu ook het effect op de AoA omgedraaid. In een climbing turn heeft aerodynamisch gezien de buitenste vleugel de hoogste invalshoek.

Het gaat wel voorbij aan torque en slipstream effecten die je in de praktijk tegenkomt, evenals ongecoordineerd vliegen zoals je al noemde.

Ook de reden dat je in een climbing turn meer overbanking tendency hebt dan in een descending turn.

 

[Nosig]

http://www.av8n.com/how/htm/roll.html#sec-climbing-turn-aoa

Beide vleugels hebben dezelfde verticale stijgcompoment, maar de snelheid van de vleugels verschilt. Omdat de verticale component de andere richting opstaat (stijgen t.o.v. dalen), is nu ook het effect op de AoA omgedraaid. In een climbing turn heeft aerodynamisch gezien de buitenste vleugel de hoogste invalshoek. [...]

Sjek, ik zie hem nu, die link met plaatjes deed het hem (ook). Eigenlijk hetzelfde als ik uitlegde met het rollen, maar in plaats daarvan zit het verschil in het horizontale vlak in plaats van het verticale vlak. Vector beweging van buitenste vleugel in klimmende bocht is net zoveel omhoog, maar meer voorwaarts, ergo grotere invalshoek. Got it, dank!

Samenvattend; tijdens het inrollen heeft de binnenste vleugel vanwege het rollen een grotere invalshoek (zie cirrus ongeluk initiele rol na final), eenmaal in een bocht in combinatie met klimmen (dus waarschijnlijk zoals bij Yak ongeluk) zal de buitenste vleugel een relatief grotere invalshoek krijgen door de grotere voorwaartse vector in combinatie met stijgende vector. En tijdens uitrollen zal de invalshoek van de buitenste vleugel nog groter worden. Behalve als dat uitrollen met het richtingsroer gebeurt, afhankelijk van hoe groot de input is zou dan de invalshoek juist kleiner kunnen worden vanwege de kleinere voorwaartse vector (zie cirrus ongeluk met de snap roll door correctie rudder).

Concluderend met betrekking tot de originele quote "Als je tegen je stall speed aan zit en vervolgens een bocht gaat maken, loop je het risico op een wingdip op je lage vleugel", dit hangt dus af of je rolt en zo ja welke kant op. Als je niet meer rolt maar al in een bank zit, hangt het er van af of je klimt of daalt. In het Yak geval ging het waarschijnlijk initieel om een klimmende bocht, ergo loop je dan het risico op een wingdip op je hoge (buitenste) vleugel. Behalve als het dus tijdens het rollen was. En als het tijdens het rollen was en het gebeurt bij de rolroeren, dan hangt het er tevens van af of er ook multi function spoilers meesturen, die vermoedelijk een exact reversed effect hebben (eerder neergaande vleugel laten overtrekken dan de opgaande zoals met enkel rolroer). Het wordt er niet simpeler op in ieder geval .

Hieronder een bocht met overtrek waarbij er wat andere factoren meespelen volgens mij. De vlieger rolt de bocht aan met slats die aan het intrekken zijn (net onder minimum intrek speed), waarna de stall warning afgaat. De vlieger gaat door met rollen naar 62 graden bank, waarbij hij vol rechts rudder gebruikt en ondertussen aan de stick trekt, waarna de kist stallt, doorrolt naar 82 graden en gaat zakken met 9000 fpm . De correctie, te zien in de video, is met vol links rollen, echter zonder de aft stick (en dus load factor) te verminderen, ondanks een automatisch AoA limiting systeem, dankzij de agressieve inputs van de vlieger. Ik vermoed dat de mega spoilers die voor het rollen zorgen het niet beter maken en de kist nog sneller laten zakken.
http://www.pacaf.af.mil/shared/media/document/AFD-101214-048.pdf :

[YOUTUBE]http://www.youtube.com/watch?v=XiId0z5EKtk[/YOUTUBE]

Vermoedelijk hier hetzelfde:
[YOUTUBE]http://www.youtube.com/watch?v=E21byPXR1ek[/YOUTUBE]

Anyway, heb ik hem juist geconcludeerd zo?

 

[QNH]

bericht verwijderd

 

[Nosig]

Als aanstichter van dit scenario leg ik even uit wat ik bedoel en waarom. [...] Gebruik je je voeten om naar rechts te sturen dan zal forceer je de vleugel omhoog EN heb je als bijkomend voordeel dat de lucht iets sneller over de vleugel stroomt.

En zoals je met de cirrus crash ziet ( http://www.youtube.com/watch?v=7nm_hoHhbFo ), deed die vlieger exact dat wat je nu voorstelt (en zoals we inderdaad allemaal geleerd hebben). De binnenste vleugel ging inderdaad naar voren en daardoor omhoog, alleen ging de bovenste (buitenste) vleugel ineens zo langzaam (want naar achteren) dat deze spontaan overtrok en zorgde voor een "snap roll" de andere kant op, waardoor de cirrus zichzelf recht de grond in torpedeerde.

 

[FotoJunky]

Conclusie voor mij is dan: De juiste manier om dit probleem op te lossen is je er uitsturen met je voeten, maar daarbij wel enige matiging toepassen, anders blijf je bezig.

En ik maar denken dat vliegen simpel is.... :stapelge:


(Maar goed, nog liever wat meer snelheid pakken, zodat je meer ruimte hebt t.o.v. je stallspeed.)