Samenvatting: Aircraft Performance
Herhaling kernthema 4B:
Vliegtuig snelheden worden door verschillende omstandigheden, op verschillende
manieren gemeten. Voor een vliegtuig heb je de Indicated-, Calibrated-, Equivalant- en
Trueairspeed.
TAS = True Airspeed = echte snelheid van het vliegtuig
IAS =Indicated Airspeed = De op het instrument aangegeven vliegsnelheid, gecorrigeerd
voor fouten in het instrument.
EAS = Equivalent Airspeed = Gekalibreerde airspeed gecorrigeerd voor temperatuur en
druk op hoogte.
CAS = Calibrated Airspeed = De IAS, gecorrigeerd voor positiefouten (bv. Instroming
pitottube).
, Week 1: Introductie in Transonic aerodynamica
Bij de transonic flow horen de volgende
vleugelprofielen:
Incompressible subsonic flow:
Druk (p) en snelheid (v) zijn variabel. Tot
nu toe gingen we er van uit dat er een
frictionless, stationary, incompressible en
adiabatic flow was. Adiabatic betekent dat
er geen warmte toegevoegd wordt of weg
gaat. We weten dat de continuïteitswet:
V 1∗A1 =V 2∗A2
Compressible transonic flow:
Druk (p) -> variabel.
Volume (V) -> variabel.
Density (ρ) -> variabel.
Temperatuur (T) -> variabel.
Nu gaan we er vanuit dat er een frictionless, stationary en adiabtic flow is.De
continuïteitswet is nog steeds geldig, we moeten alleen de dichtheid toevoegen. Het
m3 kg
verandert nu van constante volume flow ( ) naar constante gewicht flow ( ).
s s
De continuïteitswet ziet er nu als volgt uit:
ρ1∗V 1∗A 1=ρ2∗V 2∗A2 ,
We zien het volgende: Bernoulli’s vergelijking is niet meer van toepassing!
Een belangrijk dimensieloos getal is het Mach nummer. Bij definitie is het Mach nummer
M gelijk aan de TAS (True AirSpeed) gedeeld door de ‘plaatselijke’ geluidssnelheid ( α
).
TAS
M=
α
Mach nummer divisies
Mach nummer Type of flow
< 0,3 Niet samendrukbaar subsonische flow
0,3-0,8 Samendrukbare subsonische flow, de snelheid van de gehele airflow rond het
vliegtuig is nog steeds onder Mach 1.
0,8-1,2 Transonische flow, de snelheid van de airflow rond het vliegtuig is zowel onder
als boven Mach 1.
>1,2 Supersonische flow, de snelheid van de airflow rond het vliegtuig is boven Mach
1.
>5 Hypersonische flow, ook een supersonische flow, de wrijving met luchtdeeltjes
zorgt voor enorme hoge temperaturen -> problemen.
, De plaatselijke geluidssnelheid ( α ) kunnen we uitrekenen door: α =√ γ∗R∗T het
antwoord uit deze formule is altijd in meters per seconde.
γ =1,4 in lucht. R=287 is de specifieke gas constante T =¿ temperatuur in
Kelvin (!).
We zien dus dat de plaatselijke geluidssnelheid alleen afhankelijk is van de temperatuur
in de lucht.
De temperatuur verandert ook in de transonic flow. De eerste wet van thermodynamica
TAS 2
is de energie vergelijking: TAT =SAT +
2∗C p
De C p van lucht = 716 [J/kg.K]. De temperatuur stijging heeft niks te doen met de
wrijving. De formule wordt normaal gesproken geschreven met Mach nummers.
We kunnen de formule ook omschrijven naar: TAT =SAT∗(1+0,2∗M 2 )
TAT = Totale Air temperatuur = de temperatuur in Kelvin nadat de lucht moleculen
plotseling tot stilstand worden gebracht.
SAT = Statische Air temperatuur = de temperatuur in Kelvin in stilstaande luchtmassa
(still air).
Ram Rise = TAT – SAT = De temperatuur stijging in Kelvin door het plotseling stoppen
van de luchtmoleculen.
Het kritieke Mach getal is het vlucht Mach getal, waar ergens op de vliegtuigconstructie,
de geluidssnelheid word bereikt. De consequentie van het overschrijden van het kritieke
Mach getal is dat er meer weerstand zal optreden, ook zal de liftkracht afnemen. Een
andere consequentie is dat er vibratie in de vliegtuigconstructie zal ontstaan en ook in
de primaire flight controls.
Verschillen tussen een ‘Low speed’ en een ‘Shock stall’:
Low speed buffet Item Shock buffet
Groot Hoek van inval Klein
Laag Mach getal Groot
Grote amplitude, weinig Karakteristieken Lage amplitude, grote frequentie
frequentie
Hoek van inval verkleinen, en Actie ondernomen door Verlaag het Mach getal
de snelheid toenemen piloot
Op zeeniveau geld dat de snelheid de limiterende factor is voor een vliegtuig ( V mo ), en
op hoogte is het Mach getal de limiterende factor voor een vliegtuig ( M mo ). Dit omslag
van de limitatie tussen Mach getal en snelheid verschilt per vliegtuig, maar bevind zich
meestal zo rond de 25.000ft.
De stall snelheid neemt toe naar mate er hoger word gevlogen dit komt door de
samendrukbaarheid effecten van lucht.
Herhaling kernthema 4B:
Vliegtuig snelheden worden door verschillende omstandigheden, op verschillende
manieren gemeten. Voor een vliegtuig heb je de Indicated-, Calibrated-, Equivalant- en
Trueairspeed.
TAS = True Airspeed = echte snelheid van het vliegtuig
IAS =Indicated Airspeed = De op het instrument aangegeven vliegsnelheid, gecorrigeerd
voor fouten in het instrument.
EAS = Equivalent Airspeed = Gekalibreerde airspeed gecorrigeerd voor temperatuur en
druk op hoogte.
CAS = Calibrated Airspeed = De IAS, gecorrigeerd voor positiefouten (bv. Instroming
pitottube).
, Week 1: Introductie in Transonic aerodynamica
Bij de transonic flow horen de volgende
vleugelprofielen:
Incompressible subsonic flow:
Druk (p) en snelheid (v) zijn variabel. Tot
nu toe gingen we er van uit dat er een
frictionless, stationary, incompressible en
adiabatic flow was. Adiabatic betekent dat
er geen warmte toegevoegd wordt of weg
gaat. We weten dat de continuïteitswet:
V 1∗A1 =V 2∗A2
Compressible transonic flow:
Druk (p) -> variabel.
Volume (V) -> variabel.
Density (ρ) -> variabel.
Temperatuur (T) -> variabel.
Nu gaan we er vanuit dat er een frictionless, stationary en adiabtic flow is.De
continuïteitswet is nog steeds geldig, we moeten alleen de dichtheid toevoegen. Het
m3 kg
verandert nu van constante volume flow ( ) naar constante gewicht flow ( ).
s s
De continuïteitswet ziet er nu als volgt uit:
ρ1∗V 1∗A 1=ρ2∗V 2∗A2 ,
We zien het volgende: Bernoulli’s vergelijking is niet meer van toepassing!
Een belangrijk dimensieloos getal is het Mach nummer. Bij definitie is het Mach nummer
M gelijk aan de TAS (True AirSpeed) gedeeld door de ‘plaatselijke’ geluidssnelheid ( α
).
TAS
M=
α
Mach nummer divisies
Mach nummer Type of flow
< 0,3 Niet samendrukbaar subsonische flow
0,3-0,8 Samendrukbare subsonische flow, de snelheid van de gehele airflow rond het
vliegtuig is nog steeds onder Mach 1.
0,8-1,2 Transonische flow, de snelheid van de airflow rond het vliegtuig is zowel onder
als boven Mach 1.
>1,2 Supersonische flow, de snelheid van de airflow rond het vliegtuig is boven Mach
1.
>5 Hypersonische flow, ook een supersonische flow, de wrijving met luchtdeeltjes
zorgt voor enorme hoge temperaturen -> problemen.
, De plaatselijke geluidssnelheid ( α ) kunnen we uitrekenen door: α =√ γ∗R∗T het
antwoord uit deze formule is altijd in meters per seconde.
γ =1,4 in lucht. R=287 is de specifieke gas constante T =¿ temperatuur in
Kelvin (!).
We zien dus dat de plaatselijke geluidssnelheid alleen afhankelijk is van de temperatuur
in de lucht.
De temperatuur verandert ook in de transonic flow. De eerste wet van thermodynamica
TAS 2
is de energie vergelijking: TAT =SAT +
2∗C p
De C p van lucht = 716 [J/kg.K]. De temperatuur stijging heeft niks te doen met de
wrijving. De formule wordt normaal gesproken geschreven met Mach nummers.
We kunnen de formule ook omschrijven naar: TAT =SAT∗(1+0,2∗M 2 )
TAT = Totale Air temperatuur = de temperatuur in Kelvin nadat de lucht moleculen
plotseling tot stilstand worden gebracht.
SAT = Statische Air temperatuur = de temperatuur in Kelvin in stilstaande luchtmassa
(still air).
Ram Rise = TAT – SAT = De temperatuur stijging in Kelvin door het plotseling stoppen
van de luchtmoleculen.
Het kritieke Mach getal is het vlucht Mach getal, waar ergens op de vliegtuigconstructie,
de geluidssnelheid word bereikt. De consequentie van het overschrijden van het kritieke
Mach getal is dat er meer weerstand zal optreden, ook zal de liftkracht afnemen. Een
andere consequentie is dat er vibratie in de vliegtuigconstructie zal ontstaan en ook in
de primaire flight controls.
Verschillen tussen een ‘Low speed’ en een ‘Shock stall’:
Low speed buffet Item Shock buffet
Groot Hoek van inval Klein
Laag Mach getal Groot
Grote amplitude, weinig Karakteristieken Lage amplitude, grote frequentie
frequentie
Hoek van inval verkleinen, en Actie ondernomen door Verlaag het Mach getal
de snelheid toenemen piloot
Op zeeniveau geld dat de snelheid de limiterende factor is voor een vliegtuig ( V mo ), en
op hoogte is het Mach getal de limiterende factor voor een vliegtuig ( M mo ). Dit omslag
van de limitatie tussen Mach getal en snelheid verschilt per vliegtuig, maar bevind zich
meestal zo rond de 25.000ft.
De stall snelheid neemt toe naar mate er hoger word gevlogen dit komt door de
samendrukbaarheid effecten van lucht.
