Modificatie Flight Controls - Portfolio Matthijs van Essen

Modificatie flight controls 2a1ap Aviation Studies
R is de gasconstante
T is de temperatuur in kelvin
Alle variabelen zijn bekend dus we kunnen nu alles invullen: 22600 x (-(9,81 x (9144 – 11000)) / (287
x 216.5) = 30048,95 bar
De dichtheid ρ kan worden berekend met de formule ρ= P/R*T. Alle variabelen zijn bekend uit de
vorige formule dus we kunnen nu invullen ρ = (30048,95 / 287 * 228,564) = 0,458 kg/m 3
Opgave 1.4
Op pagina 165 van Introduction to flight staat dat de geluidssnelheid 347 m/s is. Dit staat gelijk aan
Mach 1.
Omdat het vliegtuig met 0.78 mach vliegt maken we gebruikt van de volgende formules:
De gegevens zijn:
T = 288,15K
K=1.4
R=287,05287
a = (1,4 * 287,05287 * 288,15) 5 = 340,294 m/s
Tas = 340,294 * 0,78 * = 236,468 m/s
Opgave 1.5
Om αw te berekenen zullen we de formule voor de lift moeten gebruiken. Deze is als volgt:
Cl=L/q*A.
- L staat hier voor de liftkracht
- q staat hier voor de dynamische druk
- A staat voor het vleugeloppervlak
Uit vraag 1.2 weten we dat de liftkracht 1614890 N is.
De lift kunnen we berekenen met de volgende formule:
= 0,48505
We kunnen nu uit de tabel in bijlage III halen dat de bijbehorende hoek α 2,0 is.
Opgave 1.6
Ook bij deze vraag maken we weer gebruik van de formule voor de lift: Cl=Lt/q*A.
q blijft in deze vraag hetzelfde. Lt weten we nog uit vraag 1.2 en was 114890 N. A is gegeven en is
69,50 m 2 .
We vullen nu alles in en krijgen:
= -0,129
We kunnen uit de liftcurve in bijlage IV halen wat de hoek α is we gaan hierbij van uit, dat de uitslag
van de elevator is 0°. We komen op een hoek α van 1,6°.
11