Principles of Flight & Aircraft General Knowledge

Het vliegtuig: Als eerste kennismaking gaan we het vliegtuig van dichtbij bekijken en een aantal onderdelen benoemen.

Op de foto’s onderscheiden we de romp, de cabine, de propeller, het motorcompartiment, de vleugel en het staartgedeelte.

romp cabine

propeller motorcompartiment

vleugel staartgedeelte We onderscheiden vliegtuigen in verschillende configuraties. Zo kunnen we als voorbeeld de dubbeldekker en de eendekker onderscheiden. Op de onderstaande tekening een vooraanzicht van dubbeldekker (twee vleugels boven elkaar) en de eendekker (één vleugel).

Daarnaast kennen we de hoogdekker (vleugel bovenaan de romp), middendekker (vleugel aan het midden van de romp) en laagdekker (vleug onderaan de romp):

Sommige vliegtuigen hebben een zogenaamde canard configuratie. De canard wordt ook neusvleugel genoemd. Bij een dergelijke configuratie is het horizontale gedeelte van de staart vóór de vleugel geplaatst. Soms wordt de propeller en de motor bij canard configuraties achter aan de romp gemonteerd. De propeller zorgt in dat geval niet voor trekkracht maar voor stuwkracht. In feite was de ‘Flyer’ van de gebroeders Wright ook een canard configuratie. De canard of neusvleugel is aan de voorzijde van de romp geplaatst en vervangt het horizontale gedeelte van de staart.

Zoals we later nog zullen leren, levert een conventionele configuratie, waar het horizontale gedeelte van de staart achter de vleugel geplaatst is, neerwaartse -of negatieve lift. De canard levert opwaartse –of positieve lift. De rode pijlen stellen de lift voor; lift = draagkracht.

De canard of neusvleugel levert extra positieve lift naast de lift die wordt opgewerkt door de vleugel. De canard zou in dus meer lift en daarmee ook betere vliegprestaties moeten leveren. Echter, dit is niet altijd het geval. De canard wordt meestal vóór het zwaartepunt van het vliegtuig gemonteerd. Daarmee wordt het vliegtuig minder stabiel en ook minder handelbaar voor de vlieger. Tot zover de canard configuratie die betrekkelijk zeldzaam is in de ‘kleine luchtvaart’. Wij gaan in ons verhaal uit van een configuratie waarbij het horizontale gedeelte van de staart achter de vleugel is geplaatst. Dit is verreweg de meest gebruikte configuratie. De romp van het vliegtuig herbergt het motorcompartiment, de cabine en het bagagecompartiment. Het brandschot vormt de scheiding tussen het motorcompartiment en de cabine en biedt de inzittenden bescherming indien er brand uitbreekt in het motorcompartiment. Op de onderstaande foto is het brandschot rood omkaderd.

De romp van een vliegtuig kan op verschillende manieren zijn geconstrueerd. Sommige vliegtuigen hebben een geraamte van (licht-) metaal met lengte –en dwarsliggers (Engels: Longerons en Cross bars) om de verschillende soorten krachten op te vangen. Het geraamte is omspannen met een ‘huid’ van (licht-) metaal, kunststof of doek. De krachten die inwerken op de vliegtuigconstructie zijn:

• torsiekrachten • duwkrachten • trekkrachten • buigingskrachten • afschuivingskrachten

Sommige vliegtuigfabrikanten maken gebruik van composiet materialen voor de romp en voor de vleugels. Composiet materialen zijn licht en zeer sterk. De romp kan dan bestaan uit een (semi-) monocoque. De romp zelf wordt dan het dragend gedeelte met als voordeel dat de krachten die de romp te verduren krijgt vrijwel geheel worden opgevangen door de ‘huid’ en niet door de longerons en cross bars. Een (semi-) monocoque is lichter en sterker dan klassieke rompontwerpen. Nadeel van het gebruik van composiet materialen is het hoge prijskaartje. Ook wat betreft reparaties en onderdelen. De cabine biedt plaats aan de inzittenden (in vliegtermen; de bemanning) van het vliegtuig. In de cabine bevindt zich ook de cockpit. De cockpit is voorzien van een dubbele bediening zodat personen op de voorste stoelen het vliegtuig kunnen besturen. Er zijn twee stuurwielen en twee paar roerpedalen gemonteerd.

Hoewel wij hier het ‘stuur’ van een vliegtuig zullen omschrijven als ‘stuurknuppel’, zijn sommige sportvliegtuigen voorzien van een stuurkolom of stuurwiel. Op de bovenstaande foto zijn twee stuurwielen te zien. De stuurwielen kunnen naar links en rechts gedraaid worden en kunnen in –en uitgetrokken worden. De stuurknuppel kan naar links/rechts en naar voren/achteren bewogen worden om het vliegtuig van richting te doen veranderen. De principewerking van een stuurknuppel en stuurwiel blijft hetzelfde. De vleugels zorgen voor de draagkracht (lift) die het vliegtuig doet opstijgen. De vleugels zijn gemaakt met een zekere flexibiliteit om de krachten die op de vleugel komen te staan op te kunnen vangen zonder te scheuren of te breken. Aan de achterkant van de vleugel (Engels: Trailing edge) vinden we de vleugelkleppen (Engels: Flaps) en op de uiteinden van de achterzijde vleugels bevinden zich de rolroeren (Engels: Ailerons).

Soms bevindt zich aan de voorkant van de vleugel (Engels: Leading edge) een zgn. Slat. Een slat heeft dezelfde functie als een flap, namelijk het vergroten van de draagkracht van de vleugel. Op de onderstaande foto is de slat rood omkaderd.

De draagkracht kan door flap en/of slat vergroot worden door deze onderdelen uit te schuiven of ‘neer te laten’. Een combinatie van neerlaten en uitschuiven is ook mogelijk en kan de draagkracht van de vleugel aanzienlijk vergroten. Slats zijn tamelijk uniek bij sportvliegtuigen en worden niet vaak gemonteerd.

De rolroeren zorgen ervoor dat het vliegtuig gaat rollen. De rolbeweging is belangrijk voor het maken van een bocht. De rolroeren werken tegengesteld aan elkaar. Dus als het rolroer van de linkervleugel omhoog beweegt, zal het rolroer van de rechtervleugel naar beneden bewegen. De rolroeren worden bediend door de stuurknuppel (of het stuurwiel) naar links of rechts te bewegen. Op de tekening staat een van voren bezien vliegtuig zonder en met uitslagen van de rolroeren. Stuurknuppel naar

rechts geeft een rolbeweging naar rechts. Stuurknuppel naar links geeft een rolbeweging naar links.

De rolroeren bevinden zich op het uiteinde van de vleugels omdat zij dan grotere krachten kunnen opwekken dan wanneer de roeren meer naar de romp geplaatst zouden zijn. Rolroeren kunnen zijn voorzien van trimvlakken. Dit zijn kleine beweegbare gedeelten van de rolroeren die (stuur-)krachten kunnen neutraliseren of verminderen. De vleugels herbergen naast rolroeren en flaps ook vaak één of meerdere brandstoftanks. Veel sportvliegtuigen hebben één brandstoftank in iedere vleugel. Het staartgedeelte bestaat uit een verticaal gedeelte, het kielvlak (Engels: Vertical stabiliser) en meestal twee horizontale gedeelten, de horizontale stabilo’s (Engels: Horizontal stabiliser). De staartvlakken zorgen voor stabiliteit en geven de mogelijkheid om van hoogte te veranderen en bochten te maken. Het kielvlak is aan de achterzijde voorzien van een draaibaar gedeelte dat we richtingsroer noemen (Engels: Rudder). Het richtingsroer zorgt ervoor dat de neus van het vliegtuig naar links of rechts kan zwenken. Dit noemen we het gieren van het vliegtuig.

Ook het richtingsroer kan zijn voorzien van een trimvlak. Het richtingsroer wordt bediend door de roerpedalen (ook wel het voetenstuur genoemd). Zie de onderstaande foto. Intrappen van het linker roerpedaal geeft een gierbeweging naar links. Intrappen van het rechter roerpedaal geeft gierbeweging naar rechts.

Het horizontale gedeelte van de staart noemen we horizontaal stabilo of horizontaal staartvlak. Als het horizontaal stabilo aan de achterzijde is voorzien van een beweegbaar gedeelte, noemen we dat hoogteroer. Zie onderstaande foto. Het naar boven uitstekende gedeelte van het hoogteroer noemen we hoornbalans. Overigens, zijn niet alle vliegtuigtypen voorzien van een hoornbalans. Dit werking van het hoornbalans wordt in een later stadium besproken.

Het horizontaal stabilo kan ook in z’n geheel als hoogteroer dienen. In dat geval beweegt het hele horizontale stabilo op –en neer en noemen we het een stabilator. De hoogteroeren of de stabilator zorgen ervoor dat het vliegtuig met de neus naar boven of beneden kan bewegen. Deze bewegingen noemen we stampen. Trekt de vlieger de stuurknuppel naar achteren, dan zal het vliegtuig met de neus naar boven bewegen. Duwen de vlieger de stuurknuppel naar voren, dan het vliegtuig met de neus naar beneden bewegen. Op de tekeningen zien we het bewegen van een hoogteroer c.q. het stabilator en de effecten op het vliegtuig

Vliegtuig met hoogteroer

vliegtuig met stabilator

Een hoogteroer kan zijn voorzien van een trimvlak. Op de foto is het hoogteroer geel omkaderd en is het trimvlak rood omkaderd.

De stabilator of de hoogteroeren worden bediend door de stuurknuppel naar voren te duwen of naar achteren te trekken. Het trimvlak wordt bediend door aan het trimwiel te draaien en werkt tegengesteld aan de stand van het hoogteroer. Op de foto is het trimwiel rood omkaderd.

Laten we de stuurvlakken en bedieningsorganen samenvatten:

• Stuurknuppel links/rechts: rolroeren in beweging: vliegtuig gaat rollen.

• Stuurknuppel voor/achter: hoogteroeren in beweging: vliegtuig gaat stampen.

• Roerpedalen links/rechts: richtingsroer in beweging: vliegtuig gaat gieren

Als het vliegtuig geparkeerd staat op de grond kunnen de roeren worden vastgezet om schade te voorkomen door bijvoorbeeld de wind. Dit ‘klemmen’ van de roeren vindt plaats met zogenaamde control locks. Niet vergeten de control locks vóór vertrek te verwijderen! Het landingsgestel bestaat meestal uit wielen maar kan ook zijn voorzien van ski’s (landen op sneeuw) of drijvers (landen op water). Wij gaan hier uit van het meest toegepaste landingsgestel, namelijk een landinggestel bestaande uit drie wielen: Twee hoofdwielen en een bestuurbaar neuswiel. Op de foto zijn de hoofdwielen rood omkaderd en het neuswiel geel omkaderd.

Een dergelijke configuratie wordt ook wel driepuntsonderstel (Engels: Tricycle undercarriage) genoemd. Er bestaan ook andere configuraties waaronder die met één klein staartwiel en twee hoofdwielen onder die vleugels of romp. Een dergelijke configuratie van het landingsgestel noemen we in het Engels: Tailwheel undercarriage. Het staartwieltje wordt ook wel zwenkwiel genoemd. Het sturen van een dergelijke vliegtuig op de grond (tijdens het taxiën) gebeurt via het richtingsroer. Sturen is dus alleen mogelijk als er voldoende luchtstroming tegen het richtingsroer botst om het vliegtuig te doen gieren naar links of rechts. Denk in dit verband aan de luchtstroming die wordt opgewekt door de propeller. Wij gaan uit van de eerstgenoemde configuratie met twee hoofdwielen onder de vleugels of romp en één draaibaar neuswiel dat zich onder het motorcompartiment bevindt. Met het neuswiel kan de vlieger het vliegtuig van richting laten veranderen als het zich op de grond bevindt. Het voetenstuur bedient het neuswiel via stangen, kabels of een combinatie van beiden. Het voetenstuur bedient zoals gezegd ook het richtingsroer. Tijdens de landing is het de bedoeling dat het vliegtuig als eerste de grond raakt met de hoofdwielen. Het neuswiel raakt als laatste de grond. Op de hoofdwielen rust namelijk het grootste gedeelte van het vliegtuiggewicht. De hoofdwielen vangen dus de grootste krachten op en zijn om die reden zwaarder uitgevoerd dan het neuswiel. Dit geldt ook voor de schokdemping. Van sommige vliegtuigen zijn de hoofdwielen uitgerust met een schokdempingssysteem bestaande uit bladveren. Andere vliegtuigen zijn voorzien van telescopische schokdemping middels een hydraulisch-pneumatisch systeem. Het neuswiel is altijd uitgevoerd met een hydraulisch (= vloeistof) pneumatisch (= gas/lucht) dempingssysteem.

Het basisprincipe van hydraulisch-pneumatische vering is simpel: De demper bestaat uit een zuiger en een cilinder die als een telescoop in –en uit elkaar kunnen schuiven. De holle zuiger is gevuld met olie en de cilinder is gevuld met een gas (lucht is ook een gas). Tussenbeide bestaat één smalle doorgang. Sommige dempers zijn uitgevoerd met meerdere smalle doorgangen tussen zuiger en cilinder. Als er nu gewicht op de demper komt, wordt de olie met kracht door de smalle doorgang(en) geperst. Zowel de olie als het gas worden samengedrukt. In dit proces wordt veel (bewegings-) energie geabsorbeerd door de samengeperste olie en het gas. Met andere woorden; de beweging wordt gedempt. Zie onderstaande tekening.

Neuswielen kunnen voorzien zijn van een zgn. Torque link. Deze torque link is een schaarverbinding tussen zuiger en cilinder van de schokdemper die voorkomt dat het neuswiel ongewenste draaibewegingen kan maken. De zuiger kan immers vrij kan ronddraaien in de cilinder! Zonder torque link zou het neuswiel onbedoeld 3600 kunnen draaien. Op onderstaande foto is de torque link rood omkaderd.

Sommige vliegtuigen zijn voorzien van een zogenaamde Shimmy demper. Shimmy is de benaming voor hoogfrequente trillingen van het neuswiel bij een bepaalde luchtsnelheid als het vliegtuig een gierende beweging maakt. De trillingen worden via de romp en voetpedalen doorgegeven aan de vlieger. De shimmy demper is in feite een aparte schokdemper die deze trillingen opvangt en neutraliseert. Op de onderstaande foto is de shimmy demper rood omkaderd.

De banden van het landingsgestel zijn voorzien van verdraaiingtekens (Engels: Creep marks). Ook de velg heeft een creep mark. Beide creep marks moeten zich recht boven elkaar bevinden en mogen niet verder uiteen liggen dan de helft van het creep mark. Op de foto zijn de creep marks rood omkaderd. Het creep mark geeft het mogelijke verschuiven aan van de band en/of binnenband over de velg. Een verschoven (binnen) band kan lek raken of het ventiel beschadigen. Het verschuiven van de

(binnen) band over de velg kan gebeuren door hard remmen tijdens taxiën, landing en het nemen van bochten.

Het bandprofiel kent gewoonlijk alleen langsgroeven in het rubber. Een dergelijk bandprofiel geeft de meeste grip en zorgt voor een goede afvoer van regenwater. De profieldikte moet 2 mm. bedragen voor 75% van de band. De band moet ook de juiste bandenspanning hebben. Deze wordt vermeld in het vliegtuighandboek. Een te lage bandenspanning kan onnodige weerstand opleveren en dus een hoger brandstofverbruik geven. Ook kan door een te lage bandenspanning de (binnen-) band eerder over de velg verschuiven. Aquaplaning is een situatie waarin de banden geen contact meer hebben met de ondergrond. Tussen de ondergrond en de band vormt zich een dunne film water. Dit maakt het vliegtuig onbestuurbaar en ook remmen is onmogelijk. Aquaplaning treedt gewoonlijk op boven een bepaalde snelheid die ook wel ‘aquaplaning speed’ genoemd wordt en in het vliegtuighandboek vermeld staat. Als er met die snelheid over een plas water wordt gereden of als er veel water op de start/landingsbaan ligt, kan aquaplaning optreden. De enige remedie is vermindering van de snelheid waardoor de band weer contact krijgt met de ondergrond. Sommige wielen zijn voorzien van wielkappen (Engels: Wheel spats) om de weerstand te verminderen. De spats maken inspectie van de banden moeilijker vóór de vlucht. Bovendien kan modder, zand, grind, gras, sneeuw of slush (= sneeuw en modder) zich ophopen in de spats hetgeen onnodig veel ballast met zich meebrengt. Extra ballast = meer gewicht = hoger brandstofverbruik & mindere vliegprestaties. Het is daarom van belang de spats tijdens de pre-flight inspection wat extra aandacht te geven. Vooral als het geregend heeft, bij vertrek van een ‘zachte’ baan of als het gesneeuwd heeft. Op de foto is de wheel spat rood omkaderd.

De pedalen van het voetenstuur hebben vaak een dubbele functie. Gewoonlijk bedient de vlieger met de onderkant van de pedalen het richtingsroer en neuswiel. Met het bovenste gedeelte kan de vlieger remmen. Dit is overigens niet bij alle vliegtuigtypen het geval. Soms is de werking omgekeerd. De werking wordt vermeld in het vliegtuighandboek.

De remgedeelten zijn op de foto geel omkaderd en de roergedeelten zijn rood omkaderd. Als de vlieger het linker roerpedaal intrapt zal het vliegtuig met de neus naar links gieren. Als de vlieger het rechter roerpedaal intrapt zal het vliegtuig met de neus naar rechts gieren. De hoofdwielen van de meeste sportvliegtuigen zijn voorzien van remmen. In principe zetten remmen bewegingsenergie om in warmte.

Laten we een handrem van een fiets als voorbeeld nemen. Als je de handrem van een fiets gebruikt, worden de remblokken tegen de velgrand geduwd. De wrijving die ontstaat doet de fiets afremmen. Hierbij komt warmte vrij die afgegeven wordt aan de omgevingslucht. De remmen van de meeste sportvliegtuigen zijn zogenaamde schijfremmen. Aan de as van het wiel zit een schijf. De schrijf draait met het wiel mee. Aan de remschijf zit de remklauw. Hierin bevinden zich de remblokken. De remblokken worden bij gebruik van de rem aan weerszijden tegen de schijf gedrukt.

Bij de frictie die de remblokken ontwikkelen komt warmte vrij en wordt een bepaalde vertraging opgewekt. De remblokken kunnen mechanisch via kabels en stangen tegen de schijf gedrukt worden, maar de meeste remblokken worden via een hydraulisch systeem tegen de remschijf geperst. Een hydraulisch systeem brengt kracht over door middel van een

vloeistof; remvloeistof in dit geval. Op de foto’s is de remschijf rood omkaderd en de remklauw geel omkaderd.

Voordeel van een hydraulisch systeem is dat er met minder voetkracht een grotere druk op de remblokken kan worden uitgeoefend. Met een gemonteerde rembekrachtiger levert 1 kg. voetdruk tot zo’n 7 keer meer druk op de remschijf. Meer druk levert een grotere wrijving op. De grotere wrijving levert meer frictie, meer warmte en daarmee een grotere remvertraging op. Na de schrijfrem beschrijven we de trommelrem. In plaats van een meedraaiende schijf is het wiel nu voorziet van een meedraaiende trommel. In die trommel bevinden zich remschoenen met remvoeringen die bij gebruik van de rem, tegen de binnenkant van de trommel aangedrukt worden. Op die manier ontstaat frictie en wrijvingswarmte. De frictie zorgt voor vertraging van de trommel en dus ook vertraging van het wiel. Schijfremmen kunnen een zwaardere belasting verdragen en kunnen beter de wrijvingswarmte afvoeren aan de omgevingslucht. Daarom worden schijfremmen vaker toegepast dan trommelremmen. Gewoonlijk bedient het rechterrempedaal de rem van het rechterwiel en het linkerrempedaal de rem van het linkerwiel. De hoofdwielen kunnen dus onafhankelijk van elkaar worden geremd. Het onafhankelijk kunnen afremmen van de hoofdwielen maakt dat het vliegtuig tijdens het taxiën

krappe bochten kan maken door slechts één van de hoofdwielen af te remmen. Er is meestal ook een pakeerrem (te vergelijken met de ‘handrem’ van een auto) in een vliegtuig gemonteerd. Met het aantrekken van de parkeerrem worden beide hoofdwielen via de remmen vastgezet. Veel sportvliegtuigen zijn niet voorzien van een intrekbaar landingsgestel (Engels: Retractable landing gear) vanwege de extra kosten en complexiteit die een dergelijk systeem met zich meebrengen. Toch zijn er sportvliegtuigen die wél zijn voorzien van een intrekbaar landingsgestel. Wij zullen hieronder het principe weergeven van een dergelijk systeem. Vliegtuigen met een intrekbaar landingsgestel zijn vaak voorzien van de toevoeging RG (afkorting van retractable gear) achter het vliegtuigtype nummer. Bijvoorbeeld de Cessna 172RG. De meeste sportvliegtuigen met een RG zijn voorzien van een driepuntsonderstel; twee hoofdwielen onder de vleugels of romp en één neuswiel. Een landingsgestel kan worden ingetrokken in de vleugels, romp of motorcompartiment. De bediening vindt plaats vanuit de cockpit. In de cockpit bevindt zich ook een waarschuwingssysteem met lampjes dat laat zien of het landingsgestel per wiel ingetrokken (Engels: Gear up) of neergelaten (Engels: Gear down) is. Bovendien geeft het systeem aan of het landingsgestel per wiel veilig ingetrokken of neergelaten is. Het landingsgestel kan worden ingetrokken of neergelaten via elektromotoren, een hydraulisch systeem of een combinatie hiervan. De meeste vliegtuigen met een RG zijn voorzien van een hydraulisch systeem. Wij leggen de principewerking uit. Verschillende fabrikanten gebruiken vaak verschillende systemen. Gewoonlijk bestaat het systeem dat de wielen intrekt of neerlaat uit een holle cilinder waarin een zuiger op –en neer kan bewegen. Als de vlieger de wielen wil intrekken zal er vloeistof gepompt worden in de cilinder. Als de vloeistof de cilinder ingeperst wordt door een pomp, zal de zuiger naar boven bewegen en neemt het wiel mee in die beweging. Het wiel is nu opgetrokken. Als de vlieger de wielen wil neerlaten, zal het systeem de vloeistof weg laten vloeien uit de cilinder. De zuiger zakt naar beneden en neemt ook in deze beweging het wiel mee. Zowel in opgetrokken als in neergelaten toestand worden de wielen ‘gelocked’. Dit ‘locken’ is een soort vergrendeling en zorgt ervoor dat de wielen standvastig opgetrokken of neergelaten blijven. Als voorbeeld nemen we de landing. Vóór de landing moeten de wielen neergelaten worden. Het waarschuwingssysteem geeft dan aan dat alle wielen gelocked zijn. Meestal gebeurt dit door drie groene lampjes die oplichten. Als alle groene lampje oplichten weet de vlieger dat de wielen niet onbedoeld kunnen inklappen als het vliegtuig met de wielen de baan raakt.

Als noodvoorziening kan er een mechanisch systeem gemonteerd zijn waarmee het landingsgestel met de hand kan worden neergelaten als de andere systemen falen. Er zijn ook fabrikanten die als noodvoorziening kiezen voor een Free fall systeem. Als het reguliere systeem faalt, kan de vlieger een noodhendel bewegen waardoor de vloeistof van het hydraulische systeem wegvloeit uit de cilinder. Gevolg is dat de zuiger (en ook het wiel) onder invloed van de zwaartekracht neergelaten wordt. Het grote voordeel van een intrekbaar landingsgestel is de weerstandsvermindering in ingetrokken toestand. Dat levert een brandstofbesparing op en vergroot de actieradius van het vliegtuig. Ook zou een sportvliegtuig een grotere luchtsnelheid kunnen behalen met een ingetrokken landingsgestel. Doch, deze voordelen spelen een grotere rol bij de commerciële (burger-) luchtvaart in vergelijk met het sportvliegen. Vanwege de hoge kosten en technische complexiteit van een intrekbaar landingsgestel hebben veel sportvliegtuigen een ‘vast’ landingsgestel. Definities: Een vliegtuig kan worden omschreven als: ‘Een luchtvaartuig zwaarder dan lucht met een voorstuwingsinrichting’. Omdat deze beschrijving ook een helikopter zou kunnen omvatten, geven we de omschrijving van een vleugelvliegtuig. Een vleugelvliegtuig kan worden omschreven als: ‘Een vliegtuig dat dynamisch in de lucht kan worden gehouden door reactiekrachten op vlakken die bij eenzelfde vliegtoestand niet van stand hoeven te veranderen’. Als we het hebben over ‘vliegtuig’ dan bedoelen we een vliegtuig met één zuigermotor. In het Engels noemen we dit Single Engine Piston (SEP) aircraft. Hoewel wij ons richten op de categorie SEP Aircraft, zijn de wetten van de aërodynamica van toepassing op alle soorten vliegtuigen. De gezagvoerder of Pilot in command (PIC) is verantwoordelijk voor een goede en veilige vluchtuitvoering. Op deze plaats zullen wij de gezagvoeder of PIC benoemen als vlieger.

VFR en IFR vluchten: Het Private Pilot Licence-Aircraft (PPL-A) geeft de mogelijkheid om onder zichtvliegregels te mogen vliegen in sportvliegtuigen. De houder van een PPL-A mag als bestuurder van een luchtvaartuig optreden, zij het zonder daarvoor baat of een vergoeding te ontvangen. Met andere woorden; Degene met een PPL-A brevet mag zich niet laten betalen voor het besturen van een vliegtuig. Zichtvliegregels noemen we in het Engels Visual Flight Rules en korten we af tot VFR. De zichtvliegregels bestaan uit een aantal voorschriften omtrent weersomstandigheden en vliegzicht. Bij VFR vluchten wordt bij het besturen van het vliegtuig uitgegaan van hetgeen de vlieger door het raam van zijn cockpit kan waarnemen. Het vliegtuig wordt dus op zicht bestuurd. Daarom moet het zicht zodanig zijn dat ander vliegverkeer bijtijds kan worden gezien. VFR vluchten mogen alleen tijdens de daglichtperiode gevlogen worden, waarbij de weersomstandigheden vallen onder de zichtweersomstandigheden. In het Engels noemen we de zichtweersomstandigheden; Visual Meteorological Conditions, afgekort tot VMC. De daglichtperiodes staan vermeld in de VFR-gids en op Teletekst pagina 707; weersverwachting voor de luchtvaart. Als voorafgaand aan een vlucht blijkt dat de VMC worden overschreden, is de VFR vlucht op dat moment onmogelijk geworden. Op dit punt is het belangrijk dat u weet wat er in algemene lijnen bedoeld wordt als er gesproken wordt over een VFR vlucht. De afkorting IFR staat voor Instrument Flight Rules of instrumentvliegregels. IFR vluchten mogen ook buiten de daglichtperiode uitgevoerd worden, waarbij de weersomstandigheden vallen onder de Instrument Meteorological Conditions, afgekort tot IMC. Met de toevoeging IR (Instrument Rating) aan het PPL-A brevet zijn vluchten onder instrumentvliegregels toegestaan. Als er gesproken wordt over een gecontroleerde vlucht, bedoeld men een vlucht waaraan luchtverkeersleiding gegeven wordt. Aan een ongecontroleerde vlucht wordt geen luchtverkeersleiding gegeven. VFR vluchten kunnen zowel gecontroleerd als ongecontroleerd plaatsvinden. Hoogte, afstand, snelheid en tijd in de luchtvaart: De hoogtemeting wordt in de luchtvaart weergegeven in voeten of in het Engels feet, afgekort tot ft. 1 meter = 3.28 ft. 1 foot = 0.305 meter.

De afstand wordt in de luchtvaart (meestal) weergegeven in zeemijlen of in het Engels Nautical Mile, afgekort tot NM. 1 NM = 1852 meter of 1,852 kilometer.

De snelheid wordt in de luchtvaart weergegeven in knopen of in het Engels Knots afgekort tot Kts. 1 Knoop (kt) staat gelijk aan één zeemijl. 1 knoop (kt) = 1852 meter of 1,852 kilometer. Een snelheid van 5 kts. per uur staat dan gelijk aan 9,26 km p/uur. (= 5 x 1,852).

De tijd wordt in de luchtvaart weergegeven in Universal Time Coördinated, afgekort tot UTC. Dit is de lokale tijd van het Engelse stadje Greenwich. Greenwich ligt precies op de 0-meridiaan. Een meridiaan is een denkbeeldige, verticale lijn die de noord –en zuidpool met elkaar verbindt. De 0 meridiaan verdeelt de wereld denkbeeldig in een westelijk halfrond en een oostelijk halfrond. In Nederland bevinden we ons op het oostelijk halfrond. Vanaf Greenwich of de 0-meridiaan wordt het in oostelijke richting later. We tellen dan uren op bij de aangegeven UTC. In Nederland is het UTC + 1 uur in de wintertijd en UTC +2 uur in de zomertijd. In westelijke richting wordt het vroeger. We trekken dan uren af bij de aangegeven UTC. Op de tekening is de 0-meridiaan rood ingetekend. Zie ook het hoofdstuk Navigatie voor meer uitleg over meridianen.

De atmosfeer: De atmosfeer van onze aarde wordt onderverdeeld in verschillende sferen en pauzes. Aan het aardoppervlak grenst de troposfeer. Daarboven ligt de stratosfeer. Tussen de troposfeer en de stratosfeer ligt de tropopauze. De hoogte van de Troposfeer varieert en ligt aan de polen gemiddeld op 7.000 meter en bij de evenaar op zo’n 20.000 meter. In de Troposfeer vinden we onze weersverschijnselen. In de Troposfeer daalt de temperatuur met toenemende hoogte. In de Troposfeer vinden de VFR vluchten met sportvliegtuigen plaats. Onderin de Stratosfeer vliegen de meeste straalvliegtuigen en onder extreme situaties kunnen ook zweefvliegtuigen tot onderin de Stratosfeer doordringen. In de Stratosfeer is geen ‘weer’. Bij uitzondering kunnen de bovenste gedeelten van grote onweerswolken doordringen tot de onderste laag van de Stratosfeer. Vanaf het aardoppervlak is de atmosfeer onderverdeeld in de volgende sferen en pauzes:

• Troposfeer • Tropopauze • Stratosfeer • Stratopauze • Mesosfeer • Mesopauze • Thermosfeer/ionosfeer • Thermopauze/ionopauze • Exosfeer

Lucht is een samenstelling van verschillende gassen. De ideale samenstelling van lucht in de troposfeer bestaat ongeveer uit: 78% uit stikstof 21% zuurstof 1% andere gassen

In kustgebieden zoals Nederland ziet de samenstelling er iets anders uit: 74% stikstof 20% zuurstof 5% water 1% andere gassen

Luchtdruk: Luchtdruk is de druk die lucht uitoefent. Meer specifiek is luchtdruk de kracht die het gewicht van een verticale kolom lucht op 1 m2 aardoppervlak uitoefent uitgedrukt in hectoPascal afgekort tot hPa. Onderin de verticale kolom lucht is de druk het hoogst. Naarmate we stijgen, neemt de druk af. Dat komt omdat met hoogte het aantal aanwezige luchtdeeltjes (luchtmoleculen) per volume lucht afneemt.

Onderin de kolom zitten dus meer luchtdeeltjes per volume lucht dan in de hogere regionen van de kolom lucht. Niet alleen door hoogte kan de luchtdruk afnemen. Ook door verwarming van lucht neemt de luchtdruk af. Warme lucht zet immers uit en daardoor zijn er minder luchtdeeltjes per volume lucht aanwezig. Door afkoeling wordt de luchtdruk hoger. Door verwarming wordt de luchtdruk lager.

Hoe minder luchtdeeltjes per volume lucht, hoe lager de luchtdruk. Hoe meer luchtdeeltjes per volume lucht, hoe hoger de luchtdruk. Hoewel we het ons vaak niet bewust zijn, staan we dus onder constante (lucht-) druk. De kolom lucht boven ons drukt op onze schouders met een kracht van 1 kilogram per cm2. De ISA: De temperatuur en luchtdruk zijn constant in beweging en vertonen daarom voortdurend verschillen. Omwille van uniformiteit heeft de International Civil Aviation Organisation (ICAO) een theoretische atmosfeer gecreëerd. Dit is de Internationale Standaard Atmosfeer of ISA. De ISA wordt ook wel de ‘reken atmosfeer’ genoemd omdat men overal ter wereld, onder verschillende omstandigheden uit kan gaan van dezelfde kaders en waarden. Met de ISA kunnen instrumenten worden geijkt en kunnen prestaties worden vergeleken. De ISA komt overeen met het gemiddelde ‘weer’ op 45 graden noorderbreedte. De ISA wordt o.a. gebruikt bij het maken weersverwachtingen, het ijken (= kalibreren) van de vlieginstrumenten en het berekenen van vliegtuigprestaties. De ISA waarden zijn:

• De temperatuur op gemiddeld zeeniveau (Engels: Mean Sea Level of MSL) is +15 graden Celsius, ook geschreven als 15 0 C.

• Met hoogte neemt de temperatuur af met 0,65 0 C per 100 meter of 1,98 0 C per 1.000 ft. Deze waarde ronden we vaak af op 2 0 C per 1.000 ft.

• De luchtdruk op gemiddeld zeeniveau of MSL is 1013,25 hectoPascal (hPa) of 29,92 inch kwikdruk (Hg). Vroeger werd de luchtdruk weergegeven in millibaren (mb), tegenwoordig gebruiken we hectoPascal. 1 hPa staat overigens gelijk aan 1 millibar. Een simpele formule geeft de omrekening van inch kwikdruk naar hectoPascol. Door de Hg te vermenigvuldigen met het getal 33,87 verkrijgt men (ongeveer) de hPa. Bijvoorbeeld 29,92 (Hg) x 33,87

= 1013, 39 (hPa). Resumerend; de luchtdruk op MSL = 29,92 Hg = 1013,25 hPa = 1013,25 mb = 1 atmosfeer.

• Met hoogte neemt de luchtdruk af met 12,5 hPa per 100 meter of 1 hPa per 27 ft. Deze regel geldt tot ongeveer 5.000 ft. hoogte.

• De luchtdichtheid op gemiddeld zeeniveau of MSL is 1,225 kilogram per m3.

• De Tropopauze ligt op 11 km. hoogte of 36.090 ft. en de druk bij de Tropopauze is 226.3 hPa.

• De ISA gaat uit van droge lucht in de atmosfeer. Na deze eerste kennismaking met het vliegtuig en de ISA gaan we dieper in op de theorie die achter het vliegen schuilgaat. We vervolgen ons verhaal met enige beginselen uit de aërodynamica. De term aërodynamica stamt af van het Griekse aer (= lucht) en dunamis (= kracht). Het is de wetenschap die zich bezighoudt met de stromingen van lucht en andere gassen om lichamen. Er wordt in de aërodynamica onderscheid gemaakt in toepassingsgebieden. Eén daarvan is de luchtvaartaërodynamica. De luchtvaartaërodynamica omvat alle problemen die vliegtuigen ondervinden bij hun vlucht door de atmosfeer. De aërodynamica kan worden ingedeeld volgens ‘de invloed van de samendrukbaarheid van een gas op de stroming’. Lucht is immers ook een gas. Tot snelheden van 300-500 km per uur blijft de dichtheid van de lucht nagenoeg constant. Bij deze snelheden is lucht onsamendrukbaar. Bij hogere snelheden verandert de dichtheid van de lucht in de stroming en wordt lucht wel samendrukbaar. Kortom; voor de theorie van het sportvliegen gaan we uit van de onsamendrukbaarheid -en constante dichtheid van lucht bij snelheden tot 500 km per uur. De aërodynamica bij deze snelheden is eigenlijk gelijk aan de hydrodynamica. Lift: De vleugels van een vliegtuig leveren de draagkracht om te kunnen vliegen. Deze draagkracht wordt ook wel lift genoemd. Wij zullen beide termen hierna door elkaar gebruiken. Door de draagkracht wordt de zwaartekracht overwonnen en kan een vliegtuig opstijgen. Er zijn verschillende theorieën die lift trachten te verklaren. De verschillende theorieën verklaren slechts gedeeltelijk het ontstaan van lift. Er is geen allesomvattende theorie die draagkracht verklaard. We behandelen Newton, de continuiteitswet en Bernoulli als verklaring voor het ontstaan van lift. Newton: De Newtoniaanse lifttheorie: Volgens de 3de wet van Newton (1642-1727) ook wel de reactiewet genoemd, staat voor iedere actie een even grote tegengestelde reactie, kortom; actie = reactie. Lift ontstaat als een vlak voorwerp onder een schuine hoek geplaatst wordt en er lucht tegen de onderkant aanbotst. Als de luchtdeeltjes de onderkant raken, geven ze

energie af aan de onderkant van de vleugel die daardoor naar boven geduwd wordt. De luchtdeeltjes worden door de botsing met de onderkant van de vleugel naar beneden afgebogen.

Toch kan lift ook ontstaan bij een vleugel die niet onder een bepaalde hoek geplaatst wordt. Bovendien houdt Newton geen rekening met de bovenkant van de vleugel, de luchtdichtheid en de eigenschappen van lucht ten opzichte van de bovenkant van de vleugel. Volgens Newton zou de bovenkant net zo goed hoekig kunnen zijn. Wij weten inmiddels na onderzoek dat een hoekige bovenzijde van een vleugel niet zo geweldig vliegt. Newton’s principe lijkt een belangrijke rol te spelen bij snelheden die ver boven de snelheid van het geluid liggen (de snelheid van het geluid is ongeveer 1200 km per uur) en bij een lage luchtdichtheid op zeer grote hoogte. Dit zijn snelheden en hoogten die niet zijn weggelegd voor sportvliegtuigen. We zullen ons dan ook niet bezighouden met dergelijke snelheden of hoogten voor de theorie van het sportvliegen. De continuïteitswet: Hoewel deze wet geen verklaring voor lift tracht te geven noemen we hem toch in dit verband omdat de continuïteitswet de basis vormt voor begrip van lift en de hierna te noemen wet van Bernoulli. Als een hoeveelheid massa een pijp instroomt, moet deze hoeveelheid er ook weer uitstromen. Met andere woorden, massa gaat niet verloren. De stroomsnelheid (v) x doorsnede oppervlak (A) = gelijk. In formule: v x A = constant. Kijk maar naar het voorbeeld op de tekening. De stroomsnelheid (v) van de inlaat is 20 meter per seconde, het doorsnede oppervlak (A) is 40 cm. De stroomsnelheid van de uitlaat is verdubbeld naar 40 meter per seconde omdat het doorsnede oppervlak gehalveerd is naar 20 cm. Als het doorsnede oppervlak verandert (kleiner wordt), moet ook de stroomsnelheid veranderen (groter worden).

Bernoulli: De lifttheorie van de langste weg: Voor deze lifttheorie moeten we meer weten over de in Nederland geboren, Zwitserse wetenschapper Daniël Bernoulli (1700-1782). Hij legde het verband tussen druk in een stroming en snelheid van die stroming. De snelheid neemt toe als de druk afneemt en omgekeerd. Er gaat dus nooit energie verloren. Volgens Bernoulli ontstaat lift door het verschil in luchtdichtheid onder -en boven de vleugel. De luchtdeeltjes aan de bovenkant van de vleugel moeten een langere weg afleggen dan de luchtdeeltjes aan de onderkant. De bovenkant van de vleugel moet dus boller zijn dan de onderkant, zodat de luchtdeeltjes aan de bolle bovenkant een langere weg moet afleggen om van voor naar achter te komen.

De luchtdeeltjes die langs de bovenkant bewegen, zullen sneller gaan ten opzichte van de luchtdeeltjes aan de onderkant. Er ontstaat een

stromingspatroon met aan de bovenkant (gedeelte A op onderstaande tekeningen) van de vleugel een lagere druk in vergelijking met de onderkant (gedeelte B op dezelfde tekeningen). De lagere druk (of onderdruk) aan de bovenkant van de vleugel ‘zuigt’ de vleugel naar boven. Er is meer zuigkracht dan overdruk; A is groter dan B. Met andere woorden; de onderdruk aan de bovenkant van de vleugel zorgt voor de draagkracht.

Toch klopt het principe van Bernoulli niet helemaal. Bernoulli gaat er van uit dat twee luchtdeeltjes aan de voorkant van de vleugel tegelijk vertrekken en elkaar aan de achterkant tegelijk weer ontmoeten. Hierbij beweegt het ene deeltje langs de onderkant en het andere langs de bovenkant. Omdat het ene deeltje langs de bolle bovenkant stroomt, zal het dus sneller moeten bewegen dan het deeltje langs de onderkant. In de werkelijkheid ‘weten’ de deeltjes niets van de positie van elkaar. Bovendien zijn er ook vleugels die juist aan de onderkant een langere weg voor luchtdeeltjes veroorzaken. Tegengesteld aan wat de theorie voorspelt, leveren ook deze vleugels lift. Uit onderzoek is gebleken dat de luchtstroom aan de bovenkant van een vleugel sneller gaat ten opzichte van de luchtstroom aan de onderkant van een vleugel. Daardoor ontstaan drukverschillen tussen de onder –en bovenkant van de vleugel. De snelheid van de luchtstroom aan de bovenkant van een vleugel is in werkelijkheid veel groter en ook de lift is veel groter dan wat de theorie doet voorspellen. Voorlopig is lift een kracht op de vleugel die optreedt in bewegende lucht en ontstaat door verschillen in snelheid van de lucht om de vleugel heen. Energie:

Nu gaan we het bovenstaande formuleren en definiëren: We beginnen met de term energie. Energie is het vermogen om arbeid te verrichten en kan voorkomen als: 1. Kinetische energie ook wel energie van beweging of dynamische energie genoemd. Als een lichaam in beweging is bezit het kinetische energie. In formule: ½ m v2 . De m staat voor de massa van een lichaam, de v2 staat voor de Engelse term velocity of snelheid in het kwadraat. Een lichaam dat in beweging is bezit dus kinetische energie. Die energie staat gelijk aan de helft van de massa van dat lichaam x de snelheid van dat lichaam in het kwadraat. Op dit punt geven we uitleg over massa, volume en gewicht: De massa van een lichaam is de hoeveelheid stof waaruit dat lichaam bestaat. De massa van een lichaam blijft altijd gelijk. Het volume is de hoeveelheid ruimte die deze massa inneemt. Massa krijgt een bepaald gewicht onder invloed van de zwaartekracht. Onder invloed van de zwaartekracht krijgt iedere massa dus een bepaald gewicht en wordt naar het middelpunt van de aarde getrokken. Zwaartekracht wordt ook wel gravitatie genoemd. Alles dat massa heeft, bezit ook een zekere zwaartekracht. Massa en zwaartekracht zijn evenredig aan elkaar: Hoe meer massa, hoe meer zwaartekracht. Vandaar dat bijvoorbeeld de zwaartekracht van de zon vele malen sterker is dan de zwaartekracht van de aarde. 2. Statische energie ook wel potentiële energie of arbeidsvermogen van plaats genoemd. Een appel die aan de boom hangt heeft potentiële energie. Die potentiële energie wordt omgezet in kinetische energie als de appel loskomt van de boom en naar beneden valt. De appel krijgt dan snelheid. De som van kinetische –en statische energie blijft altijd gelijk (constant). Energie gaat nooit verloren, maar kan wel overgaan van de ene naar de andere vorm. Statische druk: De lucht om ons heen oefent een bepaalde druk op ons uit. Deze druk wordt statische druk genoemd; ps hierbij staat de p voor druk (Engels: Pressure) en de s staat voor statisch (Engels: Static). Ps wordt ook wel omgevingsdruk of atmosferische druk genoemd en is altijd aanwezig, ook als de lucht in beweging is. De ps werkt gelijkmatig op ieder lichaam of stroming.

Statische druk werkt dus van alle kanten loodrecht op ieder lichaam in, ook als dat lichaam in beweging is.

Kortom; statische druk is altijd aanwezig. In het begin van dit hoofdstuk spraken we over ‘luchtdruk’. We kunnen nu zeggen: luchtdruk = statische druk = omgevingsdruk = atmosferische druk. Luchtdichtheid: Luchtdichtheid = soortelijke massa van lucht voorgesteld door de Griekse letter ρ en uitgesproken als ‘rho’. Soortelijke massa staat gelijk aan de massa gedeeld door het volume. Luchtdichtheid is dus de massa van lucht gedeeld door het volume van lucht. Massa: volume = soortelijke massa. De luchtdichtheid wordt in de luchtvaart volgens de ISA weergegeven als kilogram per kubieke meter (kg/m3). Bij het meten van luchtdruk speelt ook temperatuur een belangrijke rol. Bij een hogere temperatuur verwijderen de luchtdeeltjes zich van elkaar en zal de luchtdruk dalen. Per volume zijn er minder luchtdeeltjes aanwezig. Hetzelfde geldt voor hoogte. De luchtdruk wordt lager naarmate we ons op grotere hoogte bevinden. We zeggen nu dat de lucht ijl wordt bij toenemende hoogte.

De luchtdruk wordt zoals gezegd weergegeven in HectoPascal (hPa). Bij het vliegen moet ook de invloed van temperatuur worden verwerkt. Onder invloed van de temperatuur en hoogte verandert de luchtdruk. Daarom rekenen we met luchtdichtheid. Door te werken met luchtdichtheid betrekken we zowel temperatuur als luchtdruk in onze berekeningen. Dynamische druk: In de formule ½ m v2 van dynamische energie, vervangen we de m van massa voor rho (ρ) van luchtdichtheid. Nu wordt de formule ½ ρ v2 en spreken we van dynamische druk. Dynamische druk wordt ook wel weergegeven door de letter q. Dus kunnen we zeggen q = ½ ρ v2 . Een lichaam (vliegtuig) dat beweegt door de lucht voelt de dynamische energie als dynamische druk. Dynamische druk is een maat voor luchtsnelheid. Een goed voorbeeld van dynamische druk is als je je hand uit het raam van een rijdende auto steekt. Dan ervaar je een bepaalde kracht op je hand. Deze kracht noemen we dynamische druk. In dit voorbeeld is de dynamische druk afhankelijk van de snelheid waarmee gereden wordt en de hoeveelheid aanwezige luchtdeeltjes.

Nu betrekken we Bernoulli in ons verhaal: Volgens Bernoulli blijft de optelling van dynamische druk en de statische druk altijd gelijk (constant). In formule: ps + ½ ρ v2 = constant. Als in een stroming de dynamische druk toeneemt, neemt de statische druk af.

Deze wet geldt alleen voor een gelijkmatige (stationaire) stroming. Is de stroming niet gelijkmatig dan is niet te zeggen waar druk of snelheid het grootst is. In een stationaire stroming blijft op ieder punt de richting en snelheid gelijk. De baan die een luchtdeeltje volgt noemen we de stroomlijn. Onderstaand zien we een buis met vernauwing. In de vernauwing neemt de statische druk af en de dynamische druk toe. Iets soortgelijks vindt plaats bij vleugels van een vliegtuig.

Als we nu de doorsnede van een vleugel bekijken, zien we dat het profiel gewelfd is. De bovenkant is ‘boller’ dan de onderkant. De lucht aan de bovenkant van de vleugel wordt versneld als deze zich in een luchtstroming bevindt. Door de snelheid van de lucht aan de bovenkant van de vleugel daalt de statische druk (ps ). Immers, volgens Bernoulli neemt de statische druk af als de dynamische druk of snelheid (½ m v2 ) toeneemt. Er ontstaat zodoende een onderdruk aan de bovenkant van de vleugel die lift doet ontstaan.

Let wel: Als de snelheid verdubbelt, verviervoudigt de liftproductie. Denk in dit verband maar aan het kwadraat van de snelheid v in de formule ½ m v2 . We kunnen vliegen: Als een vliegtuig over de startbaan rijdt, zal op een gegeven snelheid de statische druk dermate afgenomen zijn en de dynamische druk dermate toegenomen zijn, dat de ontstane drukverschillen een onderdruk creëren die in staat is het vliegtuig te doen opstijgen. De onderdruk aan de bovenzijde van de vleugel ‘zuigt’ het vliegtuig al het ware omhoog. In feite maakt het niet uit of het vliegtuig in beweging is of dat de lucht beweegt. Natuurlijk gaan we ervan uit dat het vliegtuig in beweging is, maar bijvoorbeeld in een windtunnel staat het vliegtuig stil ten opzichte van de in beweging zijnde lucht. In beide gevallen ontstaat een

stromingspatroon met lift om de vleugels. Dit wordt het omkeringsprincipe genoemd. Bernoulli verklaart niet alles: We weten dat de wet van Bernoulli niet geheel de liftproductie kan verklaren. De werkelijk gemeten snelheid van de luchtdeeltjes aan de bovenkant van de vleugel is hoger, en de werkelijk gemeten snelheid van de luchtdeeltjes aan de onderkant van de vleugel is lager dan de theorie doet voorkomen. Nu kunnen we ook Newton in ons verhaal betrekken. Als we de reactiewet van Newton (actie = reactie) gaan toepassen op lift, dan is lift een reactiekracht op de actiekracht. De actiekracht is de naar beneden afgebogen luchtstroming achter de vleugel. Deze actie zorgt voor lift als reactie. Downwash: De afgebogen luchtmassa achter de vleugel noemen we in het Engels downwash of neerstroming in het Nederlands. Deze neerstroming vindt plaats onder een bepaalde hoek. Deze hoek wordt de neerstroomhoek genoemd. De neerstroomhoek bepaald de lift. In Newtoniaanse termen bezien kunnen we de neerstroming bezien als actie en de lift van de vleugel als reactie.

Na de inleiding over lift (we komen later nog uitgebreid terug op dit onderwerp) gaan we verder met de vleugel, het vleugelprofiel en de invalshoek. Laten we eerst een paar gedeelten van de vleugel benoemen:

De koorde: Als we een denkbeeldige lijn trekken van het voorste punt van het vleugelprofiel naar het achterste punt van het vleugelprofiel hebben we de koorde (Engels Chord line) getekend. De koorde is een belangrijke virtuele lijn in het vleugelprofiel.

Nu kan de koorde van de vleugelwortel verschillen in lengte in vergelijk met de koorde van de vleugeltip. Als we de koorde van de vleugeltip optellen bij de koorde van de vleugelwortel en delen door 2 krijgen we de gemiddelde koorde van de vleugel.

De afstand tussen de twee vleugeltips noemen we de spanwijdte van een vliegtuig. Als we nu de spanwijdte vermenigvuldigen met de gemiddelde koorde krijgen we het vleugeloppervlak. De invalshoek: De stand van de koorde ten opzichte van de inkomende ongestoorde luchtstroming (Engels: Relative airflow) noemen we invalshoek. De invalshoek (Engels: Angle of attack) wordt door de Griekse letter Alfa weergegeven. De ongestoorde luchtstroming noemen we ook wel resulterende luchtstroming.

Welvingslijn: Naast de koorde is er de welvingslijn of krommingslijn (Engels: Camber line). De welvingslijn is een denkbeeldige lijn van het voorste punt van het profiel naar het achterste punt van het profiel, maar die altijd op de helft

ligt tussen de bovenkant en de onderkant van het vleugelprofiel. Een andere manier om tot de welvingslijn te komen is het intekenen van cirkels die de tussen de onder –en bovenkant van het profiel liggen. Een lijn die alle middelpunten van de cirkels doorsnijdt, is de welvingslijn. Het hoogste verschil tussen de koorde en de krommingslijn noemt men de krommingswaarde (Engels: Amount of camber). De krommingswaarde wordt vaak weergegeven in procenten. Veelal is de krommingswaarde niet meer dan enkele procenten. Op de tekening is de rode lijn de koorde en de blauwe lijn is de welvingslijn. Het grootste verschil tussenbeide is de krommingswaarde.

Invalshoek en lift: De invalshoek is door de vlieger te beïnvloeden. Als de vlieger aan de stuurknuppel trekt, zal de stand van het hoogteroer veranderen waardoor de neus van het toestel naar boven zal bewegen. Daarmee zal ook de invalshoek veranderen; in dit geval zal de invalhoek groter worden. Met een groter wordende invalshoek, zal ook de lift toenemen. Zoals we nog zullen zien zal de lift drastisch afnemen als de invalshoek te groot wordt.

De lift neemt niet alleen toe met een groter wordende invalshoek. Met een gelijke invalshoek, maar met een hogere snelheid zal de lift ook toenemen.

Instelhoek en standhoek: Naast de invalshoek is er de instelhoek. Deze hoek is niet door de vlieger te beïnvloeden omdat deze door de fabrikant ingesteld is. De instelhoek is de hoek tussen de langsas van het vliegtuig en de koorde van de vleugel. De langsas van het vliegtuig is een denkbeeldige lijn die het voorste punt van het vliegtuig met het achterste punt verbindt.

De standhoek is een derde hoek die we moeten kennen in dit verband. De standhoek is de hoek tussen de langsas van het vliegtuig en de horizon.

Luchtweerstand: Luchtweerstand is een kracht die een lichaam (het vliegtuig) ondervindt wanneer het door de lucht voortbeweegt en de voortbeweging tegenwerkt. Weerstand is een tegenwerkende kracht. Het is een reactiekracht die de actiekracht tegenwerkt. Denk hierbij aan de reactiewet van Newton. Actie = reactie. Voortbeweging is de actie, weerstand is de reactie. De totale vliegtuigweerstand is de optelling van alle krachten die parallel en tegengesteld werken op de bewegingsrichting van het vliegtuig. De trekkracht van de motor zal groter moeten zijn dan de totale weerstand om het vliegtuig te doen voortbewegen.

Wrijving is ook weerstand en wordt uitgedrukt in een wrijvingscoëfficiënt of Cw waarde. Hoe lager de Cw waarde, hoe lager de wrijving. We kunnen totale weerstand opdelen in: geïnduceerde weerstand schadelijke (of parasitaire-) weerstand. We komen in een later stadium uitgebreid terug op dit onderwerp eerst gaan we verder met de uitleg over vleugelvorm en lift: Vleugelvorm en lift: Een luchtstroom kan bij een vlakke plaat lift produceren zolang die vlakke plaat maar een bepaalde invalshoek heeft ten opzichte van de luchtstroming. De productie van lift gaat ook gepaard met weerstand.

Weerstand is de consequentie van lift. En juist die weerstand willen we zoveel mogelijk vermijden. Het is immers een tegenwerkende kracht. Het produceren van lift kan veel efficiënter met een bepaald profiel in vergelijk met een vlakke plaat. Er zijn verschillende soorten profielen. Bij een symmetrisch profiel is de onderkant gelijk gewelfd aan de bovenkant van de vleugel.

Als de koorde gelijk is aan de luchtstroming, is er geen invalshoek en ook geen liftproductie. De luchtstroming wordt aan de onderkant evenveel afgebogen als de bovenkant van de vleugel. Pas als er een invalshoek ontstaat, zal er lift geproduceerd worden, net zoals dat bij een vlakke plaat het geval is. Op de onderstaande tekeningen is te zien dat er zowel opwaartse lift (positieve lift) als neerwaartse lift (negatieve lift) mogelijk kan zijn bij een symmetrisch profiel. Een en ander hangt af van de invalshoek.

Zonder invalshoek zal een vlakke plaat geen lift produceren. In dat opzicht zijn een vlakke plaat en een symmetrisch profiel gelijk aan elkaar. Bij symmetrische vleugels is de koorde gelijk aan de welvingslijn. Er is dus geen krommingswaarde. Bij sportvliegtuigen hebben de horizontale gedeelten van de staartvlakken (horizontaal stabilo) doorgaans een symmetrisch profiel. Symmetrische vleugels worden ook gebruikt bij luchtacrobatiek. Vliegtuigen die in de zgn. Arobatic klasse vallen, hebben veelal symmetrische vleugels om gemakkelijk ‘onderste boven’ te kunnen vliegen. Toch produceert een asymmetrische vleugel die ‘onderste boven’ hangt een bepaalde hoeveelheid lift. Deze liftproductie is minder dan normaal, maar doordat de lucht aan de onderkant van de vleugel trager beweegt dan de lucht aan de bovenkant wordt er toch lift geproduceerd. De vleugels van de meeste sportvliegtuigen hebben een asymmetrisch profiel; de bovenkant van de vleugel is ‘boller’ dan de onderkant. Dit noemen we ook wel een positief gewelfd profiel.

Aan de bovenkant wordt de luchtstroom versneld en afgebogen. Deze luchtstroom levert aan de achterkant van de vleugel een neerwaartse

stroming op die we, zoals eerder gezegd, downwash noemen. Bij asymmetrische vleugels is de koorde niet gelijk aan de welvingslijn. Luchtstromingen: Het stromingspatroon rond een vleugel is een combinatie van circulatiestroming en parallelstroming:

circulatiestroming

parallelstroming Voor een zo efficiënt mogelijke vleugel (dwz. zo min mogelijk weerstand) streeft men naar een laminaire stroming rond het vleugelprofiel. Laminair betekent ‘gelaagd’ waarbij de luchtdeeltjes elkaar geordend volgen en zo min mogelijk weerstand opleveren. Laminaire luchtdeeltjes schuiven in een patroon van lagen over elkaar heen. Laminaire luchtstroming wordt ook wel gestroomlijnde luchtstroming genoemd.

Laminaire lucht kan overgaan in turbulente lucht. Het punt waarop dit plaatsvindt noemen we omslagpunt.

Turbulente luchtdeeltjes zijn ongeordend en volgen elkaar niet meer netjes in lagen. De luchtdeeltjes botsen op elkaar waardoor ze kort tot stilstand komen en zelfs achteruit bewegen. Bij turbulentie om het vleugelprofiel zal de weerstand toenemen en de lift afnemen.

Bij een vleugelprofiel is het vaak onmogelijk om de luchtstroming geheel laminair te laten verlopen. Op een gegeven moment slaat de laminaire stroming over naar een turbulente stroming. Zowel laminaire als turbulente luchtstromen kunnen aanliggend dan wel loslatend voorkomen. Bij een aanliggende luchtstroom volgt de luchtstroom het vleugelprofiel en levert een bepaalde lift. Een aanliggende laminaire luchtstroming levert meer lift en minder weerstand op dan een turbulente aanliggende luchtstroming. Bij een loslatende luchtstroming wordt het vleugelprofiel niet meer gevolgd met meer weerstand en minder

of geen lift als resultaat. Loslating/turbulente stroming en aanliggende/laminaire stroming hoeven niet per definitie samen te gaan. Er bestaan dus loslatende laminaire stromingen zowel als aanliggende turbulente stromingen. De ongestoorde luchtstroming noemen we ook wel resulterende luchtstroming. Een vliegtuig volgt zijn weg door de lucht in de tegengestelde richting van de ongestoorde luchtstroming. Dit noemen we vluchtbaan (Engels: Flight path).

De overtrek: Zoals gezegd kan de vlieger de invalshoek beïnvloeden en levert een grotere invalshoek meer lift en ook meer weerstand op. Deze weerstand is het bijproduct van lift en wordt geïnduceerde weerstand genoemd. Als er geen lift ontwikkeld wordt, is er ook geen geïnduceerde weerstand. Als de lift toeneemt, wordt de geïnduceerde weerstand groter. Dus; hoe meer lift hoe meer geïnduceerde weerstand. De invalshoek kan vergroot worden totdat het vleugelprofiel de kritische invalhoek bereikt. Op dit punt kan de luchtstroming het profiel niet meer volgen, wordt turbulent en laat los. Er ontstaat een loslatende turbulente stroming waardoor de lift wegvalt. Deze situatie noemen we een overtrek of in het Engels Stall. De kritieke invalshoek wordt ook wel alfa kritiek genoemd.

Hoe groter de invalshoek, hoe groter de lift, hoe groter de geïnduceerde weerstand, hoe lager de vliegsnelheid waarbij de noodzakelijke lift wordt geproduceerd. Door de invalshoek te vergroten kan een vliegtuig de noodzakelijke lift produceren om te blijven vliegen bij een lagere snelheid, bijvoorbeeld bij de landing. Als men de invalshoek blijft vergroten en de snelheid blijft verlagen, zal de invalshoek op een gegeven moment de kritieke invalshoek bereiken. Op dat punt zal de lift wegvallen en het toestel overtrekken. De snelheid die bij dat punt hoort, noemen we overtreksnelheid of in het Engels Stall speed. Deze snelheid wordt afgekort tot Vs . De V staat voor snelheid of velocity en de s staat voor Stall. Belangrijk is het te beseffen dat het overschrijden van de kritieke invalshoek (= Stall) bij iedere snelheid kan plaatsvinden. Vliegtuigfabrikanten kunnen Stall waarschuwingssystemen inbouwen. Bijvoorbeeld door een klein beweegbaar klepje te plaatsen op de onderkant van de vleugel vlak nadat de lucht het eerste contact met de vleugel heeft gemaakt. Als de invalshoek te groot wordt, zal de luchtstroom het klepje tegen het vleugelprofiel aan drukken waardoor een waarschuwingssignaal in de cockpit weerklinkt. De vlieger kan dan actie ondernemen om een overtrek te voorkomen.

Fabrikanten ontwerpen de vleugels van hun vliegtuigen op dusdanige wijze zodat het gedeelte van de vleugel dat aan de romp grenst eerder zal overtrekken dan de uiteinden van de vleugels. Op het uiteinden bevinden zich de rolroeren waarmee de piloot het vliegtuig kan besturen. Hoe langer de piloot controle kan uitoefenen op het vliegtuig via de rolroeren, hoe veiliger de situatie tijdens een overtrek. Een bijkomend voordeel van deze vleugelconstructie is dat de piloot gewaarschuwd wordt door turbulentie die opgewekt wordt door de overtrek. In eerste instantie zal de binnenzijde van de vleugel dus overtrekken. De luchtlaag zal op dat punt turbulent worden. Die turbulentie zal als eerste de staartvlakken bereiken die daardoor zullen gaan trillen. De trillingen worden via de romp doorgeven aan de piloot die in staat is om tijdig maatregelen te treffen. Immers, de uiteinden van de vleugels zijn (hopelijk) nog niet overtrokken.

Om dit te bereiken kunnen de vliegtuigfabrikanten de instelhoek van de vleugel aan de romp (de vleugelwortel) groter maken ten opzichte van de instelhoek aan het uiteinde van de vleugel (de vleugeltip). Er zit dan een verdraaiing in de vleugel. In het Engels noemen we dit een Wrong. Bijkomend voordeel van een vleugelwrong is dat de geïnduceerde weerstand van de vleugel wordt verminderd. Daarnaast kunnen de

fabrikanten de welving van de vleugel aanpassen. Hier is de vleugelwortel nog positief gewelfd gevormd (asymmetrisch profiel) maar verloopt die welving langzaam naar een symmetrisch profiel in de richting van de vleugeltip.

De kritieke invalshoek zal aan de vleugelwortel eerder bereikt worden en op dat punt zal de vleugel eerder overtrekken. Het herstel vanuit een overtrek is niet bijzonder ingewikkeld, maar er is wel hoogte voor nodig. Indien een vliegtuig overtrokken raakt of overtrokken dreigt te raken, moet de vlieger de stuurknuppel naar voren bewegen ook al wijst de neus van het vliegtuig op dat moment al naar beneden. Het gaat erom dat de hoogteroeren nose-down komen te staan. De neus van het vliegtuig zal naar beneden bewegen en het vliegtuig zal snelheid oppikken. De invalshoek wordt kleiner, de lift herstelt zich en het vliegtuig wordt weer bestuurbaar. Voor een dergelijke actie is zoals gezegd wel hoogte nodig. In sommige gevallen wel 400 ft. Een overtrek op lage hoogte kan dan ook erg gevaarlijk zijn. Als de lift en snelheid voldoende zijn toegenomen, kan de vlieger de neus van het vliegtuig optrekken tot het toestel horizontaal vliegt. De krachten op een vleugel: Op dit punt geven we uitleg over het ontbinden van krachten: Eén kracht kunnen we ontbinden in meerdere gevolgen. We kunnen de kracht ontbinden in de richtingen van die gevolgen. Vectoren zijn gerichte lijnen die krachten aangeven. We kunnen de lijnen uit de onderstaande illustraties daarom vectoren noemen. De krachten hebben dus een bepaalde grootte en ook een bepaalde richting. We kunnen de diagonaal van de tekening nu ontbinden in twee richtingen of vectoren; een horizontaal en een verticaal.

De lengte van de pijlen geeft de grootte van de kracht aan. De ontbonden horizontaal en verticaal zijn altijd kleiner dan de diagonaal. We tekenen eigenlijk een rechthoek om de krachten heen. Je zou ook kunnen zeggen dat de diagonale kracht het resultaat is van de horizontale -en de verticale kracht. Naarmate de horizontaal of verticaal van grootte verschilt, zal de diagonaal of resultante ook verschillen. Kijk maar eens naar de onderstaande tekeningen.

Als we de onderstaande tekeningen bekijken zien we dat de onderdruk gevormd wordt door verschillende krachten weergegeven als zwarte pijlen. Als we al deze krachten tot één kracht reduceren, krijgen we de Totale Reactiekracht (TR) of resulterende kracht (R).

Als de invalshoek van een vleugel verandert, schuiven de krachten die inwerken op het vleugelprofiel over de koorde heen. Het punt waar R samenkomt op de koorde noemen we drukpunt. Het drukpunt is het aangrijpingspunt van lift en wordt ook wel Centre of Pressure (CP) genoemd.

Een vergroting van de invalshoek is in feite een verlaging van de snelheid en vergroting van lift. In dat geval verschuift het drukpunt naar voren. Een verlaging van de invalshoek geeft een verschuiving van het drukpunt over koorde naar achteren.

In dat geval wordt de snelheid vergroot en de lift verkleind. Van belang te weten is dat tezamen met vergroting van lift ook de (geïnduceerde-) weerstand groter wordt. Dus; meer lift geeft altijd meer weerstand. Kortom;

• Vergroting invalshoek = drukpunt verschuift naar voren over de koorde = meer lift = meer weerstand = lagere vliegsnelheid.

• Verkleining invalshoek = drukpunt verschuift naar achteren over de koorde = minder lift = minder weerstand = hogere vliegsnelheid.

We kunnen nu ook de resulterende kracht R ontbinden. We komen dan tot het volgende:

We zien dat lift en weerstand de ontbonden krachten zijn van R. Je zou ook kunnen zeggen dat R het resultaat is van lift en weerstand. Lift is de kracht die altijd loodrecht op de ongestoorde luchtstroming staat. Nu we iets meer te weten gekomen zijn over het ontbinden van krachten kunnen we het verhaal over de invalhoek en lift weer oppakken. Voor de meeste sportvliegtuigen ligt de kritieke invalshoek op 16 graden. Bij een grotere invalshoek wordt de luchtstroom turbulent en kan het profiel niet meer volgen. De lift valt dan weg. De beste verhouding tussen lift en Drag of weerstand (L/D verhouding) voor de meeste sportvliegtuigen vinden we bij een invalshoek van ongeveer 4 graden. Bekijk onderstaande tekening maar eens.

Zie ook dat bij een negatieve invalshoek de vleugel een zekere lift produceert! Een en ander is overigens afhankelijk van het type vliegtuig. De exacte gegevens staan in het instructieboek, vliegtuighandboek of in het Engels Aircraft Owners manual (AOM). Het AOM wordt ook wel Pilot’s operating handbook (POH) of Flight manual (FM) genoemd. We kunnen nu het volgende zeggen over lift: Lift is de ontbondene van de totale aërodynamische kracht op de vleugel, die loodrecht aangrijpt op de inkomende luchtstroom. De liftformule: De liftformule is de belangrijkste vergelijking voor een vlieger. Met deze vergelijking is de totale draagkracht te berekenen:

Lift = ½ x de luchtdichtheid x de snelheid in het kwadraat x de liftcoëfficiënt x het vleugeloppervlak. In formule: L = ½ ρ v2 CL S De formule ziet er misschien ingewikkeld uit, maar als we de formule opdelen wordt het een stuk eenvoudiger. Dan komen we tot het volgende: ½ ρ v2 is de dynamische druk. Later zullen we zien dat ½ ρ v2 gelijk staat aan de Indicated Airspeed (IAS) en dat de v2 gelijk staat aan True Airspeed (TAS). CL is de coëfficiënt lift of wel het dragend vermogen van een vleugel bij een bepaalde invalshoek. De CL wordt bepaald door de vleugelvorm en de invalshoek. Omdat de vlieger niets kan veranderen aan de vorm van de vleugel, die is immers door de fabrikant ontworpen en gemaakt, moet de CL verandert worden door de invalshoek te veranderen. CLmax is het moment dat de maximale waarde voor CL bereikt wordt. Dit is de kritieke invalshoek of alfa kritiek. De CL waarde van een vleugel is een functie van de invalshoek. S staat voor vleugeloppervlak, in het Engels Surface. De CL maakt het mogelijk om verschillende vliegtuigen met elkaar te vergelijken. In dit geval kunnen we de liftformule aanpassen: CL = L gedeeld door ½ ρ v2 S. Immers als de lift (L) klein is, zal de snelheid (v) en het vleugeloppervlak (S) ook klein zijn, zoals bij sportvliegtuigen. De lift van grote straalvliegtuigen is veel groter, maar daar zijn ook het vleugeloppervlak en de snelheid groter. In de liftformule kan de variabele S in principe niet veranderen. Het vleugeloppervlak is immers vastgesteld door de fabrikant. De andere variabelen kunnen we wel aanpassen. Zoals we weten is de liftformule een vergelijking. Een simpele vergelijking is x = a. Hier heeft x dezelfde waarde als a. Kort gezegd moet hetgeen voor het = teken staat (in ons geval de L van lift) dezelfde waarde hebben als hetgeen na het = teken staat (in ons geval ½ ρ CL v2 S). Verandert de L dan zal er ook iets achter het = teken moeten veranderen om de vergelijking kloppend te houden. Dat geldt ook andersom. Voorbeeld: Als we een kloppende liftformule hebben en we gaan langzamer vliegen dan verandert de v2 (v = velocity of snelheid) en klopt de vergelijking niet meer. We zullen dan ook iets anders in de vergelijking moeten aanpassen om deze weer kloppend te maken. Maar wat..? De L die voor het = teken staat willen we behouden. Die kan dus niet veranderen. Als we dezelfde hoogte willen aanhouden verandert de ½ ρ ook niet. De S is ook onveranderbaar en dus zal de CL moeten veranderen om de vergelijking weer kloppend te maken. Als we nu de invalshoek vergroten zal de CL waarde stijgen en de verlaagde v2 compenseren. De vergelijking klopt nu weer. Met andere woorden: Via de vergelijking weten we dat als we op eenzelfde hoogte willen blijven vliegen maar de snelheid verlagen, we de invalshoek zullen moeten vergroten.

De 4 inwerkende krachten op een vliegtuig: Lift is niet de enige kracht die tijdens een vlucht op het vliegtuig inwerkt. Er werken tijdens een vlucht 4 krachten in op een vliegtuig: 1. Het gewicht van het vliegtuig, in het Engels: Weight of W. We schreven al eerder dat gewicht en massa niet hetzelfde zijn. Het gewicht van een vliegtuig is een kracht die onder invloed van de zwaartekracht altijd naar het middelpunt van de aarde gericht is. Massa krijgt onder invloed van de zwaartekracht een bepaald gewicht. Gewicht wordt in dat geval gelijkgesteld aan de zwaartekracht en is tamelijk eenvoudig te berekenen: Gewicht (W) = de massa en de lading van het vliegtuig (m) x de valversnelling van 9.806 meter per seconde in het kwadraat (g). In formule: W = m g. De valversnelling g is dus geen kracht maar een versnelling van 9.806 meter per seconde in het kwadraat. Een versnelling is de mate waarin de snelheid van een lichaam verandert, gemeten in meter per seconde in het kwadraat (m/s2).

Een lichaam die valversnelling g ondergaat, ervaart de zogenaamde ‘vrije val’ (Engels: Free fall). Tijdens een vrije val heeft een lichaam geen gewicht. Denk in dit verband maar aan de toestand van ‘gewichtloosheid’ die astronauten ondergaan als zij aan de zwaartekracht van de aarde zijn ontsnapt. Hun massa blijft onveranderd, maar hun gewicht is nul. 2. De geproduceerde lift, in het Engels: Lift of L. Lift is een door de vleugels opgewekte kracht om de zwaartekracht te overwinnen.

3. De trekkracht, in het Engels: Thrust of T. De trekkracht is een mechanische kracht en wordt geproduceerd door de propeller van het vliegtuig. Als we een doorsnede van de proppeller bekijken heeft deze eenzelfde profiel als de vleugel. Een propeller is in feite een

rechtopstaande vleugel met dezelfde eigenschappen als een vleugel. De proppeller wordt aangedreven door de motor. Door de trekkracht kan het vliegtuig voortbewegen door de lucht. De trekkracht is een reactiekracht. Doordat de lucht in een bepaalde richting wordt versneld, ontstaat een reactiekracht in de tegenovergestelde richting die het vliegtuig doet voortbewegen.

4. De weerstand, in het Engels: Drag of D. Weerstand is een aërodynamische kracht die het vliegtuig in beweging tegenwerkt. Weerstand kan ontstaan door wrijving maar ook door de vorm van het vliegtuig. Het hele vliegtuig, dus niet alleen de vleugels, produceert wrijving. Zoals we reeds weten is geïnduceerde weerstand de consequentie van de liftproductie.

In een éénparige (= met een vaste snelheid, geen snelheidsvariaties) rechtlijnige (= met een vaste koers, geen koersvariaties) horizontale (= met een vaste hoogte, geen hoogtevariaties) vlucht zijn trekkracht en weerstand gelijk maar tegengestelde krachten evenals lift en gewicht gelijk maar tegengestelde krachten zijn. In een éénparige, rechtlijnige, horizontale vlucht, vliegt het toestel horizontaal zonder van hoogte, richting of snelheid te veranderen. De vier krachten blijven gelijk en zijn in evenwicht. In het Engels noemen we de eenparige, rechtlijnige horizontale vlucht; straight and level.

Trekkracht & weerstand en ook lift & gewicht noemen we koppels. Het zijn immers ‘gekoppelde’ krachten.

De effecten van trekkracht: Zoals we eerder schreven levert de propeller de trekkracht en is de doorsnede van een propellerblad in feite gelijk aan de doorsnede van een vleugel. Beiden hebben een zelfde profiel. De propellerbladen zijn daarom niets meer dan verticaal geplaatste vleugels die door de ronddraaiende beweging een zekere hoeveelheid lift produceren. Deze lift is voorwaarts gericht en trekt het vliegtuig vooruit. Wij noemen dit trekkracht.

Als de propeller sneller ronddraait zal de trekkracht en ook de vliegsnelheid toenemen. Tijdens een rechtlijnige eenparige horizontale vlucht, zal bij een toenemende trekkracht, de vliegsnelheid en ook de lift toenemen. Bij toenemende trekkracht zal het vliegtuig dus omhoog willen bewegen. Kortom; meer trekkracht zorgt ervoor dat een vliegtuig omhoog wil. Minder trekkracht levert tijdens een rechtlijnige eenparige horizontale vlucht een beweging van het vliegtuig naar beneden op. Een beweging naar boven of naar beneden wordt dus bedongen door de stand van het gas: Meer/minder gas geven, levert meer/minder vermogen op, levert meer/minder trekkracht op en geeft een beweging omhoog/omlaag. Bij de meeste sportvliegtuigen draait de propeller rechtsom bekeken vanuit de positie van de vlieger. Door de actiekracht van de ronddraaiende propeller zal het vliegtuig een tegengestelde reactiekracht ondergaan. Het vliegtuig zal daarom bij een rolbeweging willen maken tegengesteld aan de rotatie van de propeller. Dit noemen we het Torque effect. (Torque = Engels voor trekkracht) . Bij de meeste sportvliegtuigen is het Torque effect niet van groot belang.

De invalshoek van het opgaande propellerblad verschilt van de invalshoek van het neergaande propellerblad als de luchtstroom de propellerbladen raakt onder een hoek ten opzichte van de horizon. Hierdoor ontstaan verschillen in trekkracht tussen de propellerbladen. Tijdens het klimmen zal het neergaande propellerblad meer lift ontwikkelen door een grotere invalshoek in vergelijk met het opgaande propellerblad.

Door de verschillen in trekkracht zal het vliegtuig willen afbuigen (gieren) naar links, bekeken vanuit de positie van de vlieger. Andersom geldt dit ook voor de verschillen in trekkracht tijdens het dalen. Dan zal het neergaande propellerblad een kleinere invalshoek hebben en daarom minder trekkracht leveren in vergelijk met het opgaande propellerblad. Daarom zal het vliegtuig dan willen afbuigen naar rechts bekeken vanuit de positie van de vlieger. Deze verschillen in trekkracht noemen we het Asymmetrisch effect. Door het roteren van de propeller ontstaat een luchtstroom die zich als een spiraal rond het vliegtuig wikkelt.

Deze ‘slipstroom’ (Engels: Slipstream) raakt het verticale staartvlak onder een bepaalde hoek en duwt het staartvlak naar rechts. De neus van het

vliegtuig zal daardoor naar links afbuigen. Hoe meer trekkracht, hoe meer de staart naar rechts wordt afgebogen en dus hoe meer de neus van het vliegtuig naar links zal worden afgebogen.

Een en ander zetten we onder elkaar:

• Als we de trekkracht verhogen (meer gas geven) tijdens een rechtlijnige eenparige horizontale vlucht zal het vliegtuig met de neus omhoog willen en willen afbuigen naar links.

• Als we de trekkracht verlagen (minder gas geven) tijdens een rechtlijnige eenparige horizontale vlucht zal het vliegtuig met de neus naar beneden willen en willen afbuigen naar rechts.

De bespoken effecten laten zich ook gelden tijdens het taxiën en de start van een vliegtuig. Bij het taxiën, maar met name als een vliegtuig op de startbaan van stiltand in beweging komt en de vlieger vol gas geeft, zal het toestel naar links willen afbuigen. De vlieger zal de afbuiging naar links moeten corrigeren met het (rechter) voetenstuur. We noemen drie besproken effecten en voegen er een nieuwe aan toe: Het Torque effect. Door de reactiekracht op de rotatie van de propeller, wordt er een grotere druk uitgeoefend op de linkerband in vergelijk met de rechterband. Bekeken vanuit de positie van de vlieger. De grotere druk op de linkerband levert meer wrijving op met het oppervlak en daarom zal het vliegtuig willen afbuigen naar links. Zoals gezegd levert het Torque effect maar weinig problemen op bij sportvliegtuigen die een (relatief) lichte motor hebben.

De Slipstream wikkelt zich zoals gezegd om het vliegtuig heen en drukt het verticale staartvlak naar rechts weg. Hierdoor zal het vliegtuig naar links willen afbuigen. Dit geldt met name tijdens de eerste fase van de start, waarbij vol gas gegeven wordt terwijl de snelheid nog laag is.

Vliegtuigen met een staartwiel (Engels: Tailwheel aircraft of Taildragger) staan met de propeller in een bepaalde hoek ten opzichte van de horizon. Hierbij gaat dus het asymmetrisch effect op. Er is een verschil in invalshoek tussen de op –en neergaande propellerbladen waardoor er een verschil in trekkracht ontstaat en het toestel wil afbuigen naar links. Ook dit effect geldt met name tijdens situaties waarin veel vermogen wordt gegeven bij een lage snelheid, zoals de eerste fase van de start (dan staat

het staartwiel nog op de grond en heeft de propeller een hoek ten opzichte van de horizon) en klimvlucht.

We bespreken nu een nieuw effect van trekkracht bij vliegtuigen met een staartwiel. Een draaiende propeller gedraagt zich in feite als een gyroscoop. En daarom bezit een draaiende propeller dezelfde eigenschappen als een gyroscoop. Eén van die eigenschappen is precessie. Zie ook de uitleg over gyroscopen bij cockpitinstrumenten. Als een Tailwheel aircraft met het staartwiel los komt van de grond tijdens de start, zal de neus van het vliegtuig naar beneden bewegen. Door precessie zal deze naar beneden gerichte kracht op de propeller na 900 tot uitdrukking komen. Bij een rechtsomdraaiende propeller, zal dit een afbuiging geven naar links. De gezamenlijke effecten van trekkracht worden ook wel P-effect genoemd. De primaire stuurvlakken van een vliegtuig: De rolroeren, het richtingsroer en het hoogteroer vormen de primaire stuurvlakken van het vliegtuig. Hiermee kan vlieger het vliegtuig doen veranderen van richting of hoogte. Het trimvlak wordt het secundaire stuurvlak genoemd.

Het besturen van een vliegtuig is eigenlijk een opzettelijke verstoring van een balans. Stel dat een vliegtuig zich in een éénparige rechtlijnige horizontale vlucht bevindt. Dan zijn alle krachten die inwerken op het vliegtuig gelijk; er is balans. Als we het vliegtuig naar een andere hoogte of koers willen brengen, moeten we de bestaande balans verstoren via de stuurvlakken. Door het verstoren van die balans (over één of meer assen) zal het vliegtuig een nieuwe balans zoeken die de krachten wederom in evenwicht brengt. Er is dan een nieuwe balans ontstaan. Het zwaartepunt: Het zwaartepunt van een vliegtuig wordt ook wel massamiddelpunt of in het Engels Centre of gravity (CG) genoemd. Dit is het denkbeeldige punt waarop de zwaartekracht aangrijpt. Het zwaartepunt wordt aangegeven door een cirkel met zwart/witte vakjes.

Het zwaartepunt is geen statisch punt en kan verschuiven door positie van de inzittenden, belading en brandstof. Door verbranding van de brandstof

tijdens de vlucht, zal het brandstofgewicht afnemen en het zwaartepunt verschuiven tijdens de vlucht. Het zwaartepunt mag niet onbeperkt verschuiven. Dit mag slechts tussen de voorste en achterste limiet. Deze limieten staan beschreven in het AOM en moeten voor elke vlucht berekend worden. Valt het zwaartepunt over een limiet heen, mag het niet vliegen.

Een achterlijk zwaartepunt ligt naar achteren verschoven maar valt nog binnen de limieten. Een voorlijk zwaartepunt ligt naar voren verschoven en valt ook nog binnen de limieten. Binnen de voorste –en achterste limiet ligt het bereik (Engels: Range) waarbinnen het zwaartepunt mag verschuiven. Een achterlijk zwaartepunt maakt een vliegtuig lichter bestuurbaar in vergelijk met een voorlijk zwaartepunt. Een voorlijk zwaartepunt maakt een vliegtuig moeilijker bestuurbaar, met name bij de landing. Meer hierover en over het berekenen van het gewicht en de balans (Engels: Weight and Balance) bij het hoofdstuk Flight Performance & Planning. De 3 rotatie assen: Om het zwaartepunt beweegt het toestel om zijn 3 assen. De assen worden ook wel rotatie-assen genoemd en de bewegingen om de assen noemen we hoofdeffecten.

De 3 assen snijden elkaar door het zwaartepunt: Een vliegtuig rolt (Engels: Rolling) om de langsas. De langsas is de denkbeeldige lijn tussen het achterste punt van het vliegtuig en het voorste punt van het vliegtuig. Als de draagkracht van één van beide vleugels verandert, zal het vliegtuig gaan rollen. Als de vlieger de stuurknuppel naar links of rechts beweegt zal het vliegtuig gaan rollen. Door het bewegen van de stuurknuppel zullen de rolroeren van stand veranderen en zal het vliegtuig gaan rollen. Echter, rollen kan ook voorkomen door turbulentie. De rolroeren bevinden zich aan het uiteinde van de vleugels en werken tegengesteld aan elkaar. Als het ene rolroer omhoog beweegt, beweegt het andere naar beneden.

Als een rolroer naar beneden beweegt zal op dat gedeelte de welving van de vleugel worden vergroot. Meer welving betekent meer lift. Tegelijkertijd zal het andere rolroer de welving van de andere vleugel verkleinen. Minder welving betekent minder lift.

Door dit verschil in lift zal het toestel ‘helling aanrollen’, zoals vliegers het beginnen van een rolbeweging ook wel noemen. Als de vlieger de stuurknuppel (of stuurwiel) naar rechts beweegt zal het rolroer van de linkervleugel naar beneden bewegen en meer welving en lift ontwikkelen. Tegelijk zal het rolroer van de rechtervleugel naar boven bewegen en minder welving en lift produceren. Het vliegtuig zal daarom helling aanrollen naar rechts.

De stabiliteit rond de langsas noemen we dwarsstabiliteit. Na uitleg de hoofdeffecten en de bochten, zullen we uitgebreid ingaan op stabiliteit en evenwicht. Een vliegtuig stampt (Engels: Pitching) om de dwarsas. De dwarsas is de denbeeldige lijn tussen de uiterste puntjes van de vleugels. Die vleugeluiteinden noemen we ook wel vleugeltips. Het hoogteroer bevindt zich aan het horizontale gedeelte van de staart dat we stabilo (Engels: Horizontal stabilo) noemen. Als het hoogteroer van stand verandert (omhoog of omlaag) zal ook hier de welving en dus ook lift toe –of afnemen.

Als de vlieger de stuurknuppel (of stuurkolom) nu van zich af duwt, zal het hoogteroer naar beneden bewegen. De welving en lift worden vergroot en de staart zal omhoog bewegen. Het vliegtuig zal om het zwaartepunt scharnieren met de neus naar beneden zal bewegen. Hierdoor zal de neusstand ten opzichte van de horizon verlagen en zal het vliegtuig dalen. Door het dalen zal ook de snelheid van het vliegtuig toenemen. Andersom kan het ook; als de vlieger de stuurknuppel (of stuurkolom) naar zich toe trekt, zal het hoogteroer naar boven scharnieren en zal de welving en lift verkleinen. De staart zal omlaag bewegen en de neus zal omhoog bewegen. Wederom is het zwaartepunt het scharnier in deze beweging. Het vliegtuig zal stijgen en de snelheid zal afnemen. Sommige vliegtuigen hebben geen vast horizontaal stabilo met beweegbaar hoogteroer, maar beweegt het gehele horizontale staartvlak. In dat geval spreken we van stabilator. De bediening en functies blijven gelijk aan het besproken hoogteroer. Natuurlijk kan ook het stampen van het vliegtuig voorkomen door turbulentie. De stabiliteit rond de dwarsas noemen we langsasstabiliteit. Een vliegtuig giert (Engels: Yawing) om de topas. De topas staat loodrecht op de langsas en dwarsas. Het richtingsroer doet het vliegtuig gieren om de topas.

Dit richtingsroer is een gedeelte van het verticale staartvlak ook wel kielvlak genoemd. De vlieger kan het richtingsroer bewegen via het voetenstuur. Hierdoor zal het richtingsroer bewegen naar links of rechts. Als we het vliegtuig van bovenaf bekijken zal het verticale staartvlak tezamen met het gedeelte richtingsroer lijken op de doorsnede van een vleugel. Ook hier geldt dat indien de welving en ook lift groter worden, het vliegtuig zal bewegen om het zwaartepunt.

In dit geval zal het vliegtuig om de topas bewegen en zal het vliegtuig gieren. Als de vlieger bijvoorbeeld het rechterpedaal intrapt zal (van bovenaf bezien) het richtingsroer naar boven uitslaan. De welving en lift nemen aan de onderkant toe en doen het vliegtuig zal naar rechts gieren met de neus. Hetzelfde principe gaat op voor het naar links gieren van de neus. Nu trapt de vlieger het linkerpedaal in en zal het richtingsroer de andere kant uitslaan. De welving en lift worden groter aan de bovenzijde van het vliegtuig en de neus zal naar links gieren om de topas. De beweging rond de topas wordt dus gecontroleerd door het richtingsroer. Daarom noemen we stabiliteit rond de topas ook wel richtingsstabiliteit.

Flutter: Flutter kan een potentieel levensgevaar zijn voor het vliegtuig en zijn bemanning. Met flutter wordt een snel en oncontroleerbaar trillingsverschijnsel bedoeld van vleugels, de staartvlakken en stuurvlakken. Tijdens een vlucht bewegen de vleugels, vleugeltips, staartvlakken en stuurvlakken op –en neer onder invloed van veranderingen in de luchtstroming, bijvoorbeeld door turbulentie. Door de massa-traagheid zullen de stuurvlakken iets later bewegen dan de vleugels. Dit is een normaal verschijnsel. Laten we nu als voorbeeld de rolroeren nemen. Door speling (slecht onderhoud!) of een slechte massabalancering op de rolroeren, blijven de op –en neergaande bewegingen van de rolroeren te ver achter op de bewegingen van de vleugeltips. Door de verschillen in de invalshoeken worden de op –en neergaande bewegingen steeds sneller en groter in hun uitslag. De bewegingen versterken elkaar dan. Op een gegeven moment worden de bewegingen oncontroleerbaar en kan er onherstelbare schade ontstaan aan de roeren en/of de vleugels. Het vliegtuig kan zelfs uit elkaar spatten door flutter. De tekening is de weergave van flutter in een grafiek.

Er is een grotere kans op flutter als het vliegtuig dichter bij de maximaal toegestane vliegsnelheid komt. Hoe dichter de maximale vliegsnelheid benaderd wordt, hoe meer kans op flutter. Een goede massabalancering van de stuurvlakken en geen speling van de stuurvlakken doet de kans op flutter aanzienlijk verminderen. De fabrikant kan door verandering van het zwaartepunt van het stuurvlak flutter tegengaan. Dit noemen we massabalancering. Voor een goede massabalancering wordt soms een gewicht vóór het draaipunt van het stuurvlak gemonteerd. Bij sommige vliegtuigtypen monteert de fabrikant een gewicht dat aan de buitenkant van de vleugel hangt.

In andere gevallen wordt een hoornbalans gemonteerd. Bij de onderstaande uitleg over trimvlakken wordt uitleg gegeven over de werking van een hoornbalans. Trimvlakken: De kracht die er nodig is om van hoogte, snelheid of stand te veranderen kan geneutraliseerd of verkleind worden via zogenaamde trimvlakken. Op de onderstaande foto is het trimvlak van het hoogteroer rood uitgekaderd.

Veel sportvliegtuigen hebben alleen een hoogteroertrim. Bij sommige vliegtuigtypen zijn ook de andere stuurvlakken voorzien van trimvlakken. Wij beperken ons tot de principe werking van een trimvlak, in dit geval een hoogteroertrim.

Het principe van trimvlakken blijft gelijk voor de andere stuurvlakken. De constante kracht die de vlieger moet uitoefenen op de stuurknuppel om het vliegtuig in een bepaalde stand, snelheid of op een bepaalde hoogte te houden, wordt door instelling van de trimvlakken verkleind of geheel weggenomen. Een hoogteroertrim is meestal een klein beweegbaar deel van de achterkant van het hoogteroer. In het Engels noemen we dit een Trim tab.

De uitslag van het trimvlak is tegengesteld aan de uitslag van het hoogteroer. Bij de meest gebruikelijke uitvoering van de hoogteroertrim kan de vlieger de uitslag van het trimvlak handmatig instellen totdat hij voelt dat de stuurkracht verkleinde of weggenomen is. Door het instellen van het trimvlak tegengesteld aan de stand van het hoogteroer, ontwikkelt het trimvlak een kracht tegengesteld aan de stuurkracht; Het trimvlak produceert een ‘eigen’ liftkracht(je) tegengesteld aan de liftkracht van het hoogteroer.

De stuurkracht wordt hierdoor verminderd of geheel weggenomen. De vlieger hoeft dan geen constante druk uit te oefenen op de stuurknuppel. Het wegnemen van de stuurkrachten via het trimvlak noemen we ook wel het ‘aftrimmen van het vliegtuig’. Eenmaal handmatig ingesteld zal een trimvlak niet meer van stand veranderen. Als de vlieger de stand van het hoogteroer verandert, zal het trimvlak hierop aangepast moeten worden. Er zijn verschillende systemen om stuurkrachten op te heffen. Hierboven beschreven we een conventioneel en meest gebruikelijk trimsysteem dat vanuit de cockpit handmatig in te stellen is. Er zijn ook vaste trimvlakken die niet in te stellen zijn door de vlieger en permanent een vaste uitslag houden. Er zijn vliegtuigen waarvan het hoogteroer (of andere stuurvlakken) is voorzien van een hoornbalans. De hoornbalans steekt uit vóór het draaipunt van het hoogteroer.

Het hoorngedeelte zal een tegengestelde kracht ontwikkelen aan die van het hoogteroer en zodoende de stuurkracht doen afnemen. Als het hoogteroer bijvoorbeeld naar beneden beweegt, zal het hoorngedeelte naar boven scharnieren. Hierdoor wordt op het hoorngedeelte een kracht uitgeoefend die tegengesteld is aan de kracht die op het hoogteroer wordt uitgeoefend. Het resultaat van dit krachtenkoppel is vermindering van de stuurkracht.

In het hoorngedeelte zit een massabalans die zorgt voor een goede balancering van het hoogteroer. Zoals we weten is een goede massabalancering van belang om flutter tegen te gaan.

Sommige vliegtuigfabrikanten monteren een balansvlak aan de achterzijde van het hoogteroer. Dit is een klein gedeelte van het hoogteroer dat automatisch een tegengestelde beweging maakt als het hoogteroer een bepaalde uitslag krijgt. Het balansvlak werkt dus contra aan de bewegingen van het hoogteroer. De vlieger kan de uitslag van het balansvlak niet zelf veranderen. Er zijn ook vliegtuigen die een anti-balansvlak (Engels: anti-balance tab of anti-servo tab) hebben. Dit is een klein instelbaar gedeelte aan de achterkant van een stabilator.

Een stabilator is een horizontaal staartvlak dat in zijn geheel kan bewegen en dient als hoogteroer. Dit soort hoogteroeren kunnen veel grotere stuurkrachten ontwikkelen in vergelijk met ‘vaste’ horizontale staartvlakken waaraan hoogteroeren bevestigd zijn. Het beweegbare oppervlak van een stabilator is immers veel groter dan van een conventioneel hoogteroer. Juist vanwege de grote stuurkrachten bij relatief kleine roeruitslagen van de stabilatoren, is het belangrijk om overcorrecties te vermijden. De anti-balansvlakken bewegen in dezelfde richting als de uitslag van de stabilator. In feite versterken ze de uitslag van de stabilator waardoor een extra welving ontstaat. De stuurkracht die de vlieger moet geven wordt groter, waardoor overcorrecties (hopelijk) worden vermeden. Het anti-balansvlak kan ook tegengesteld aan de uitslag van de stabilator worden gebruikt. Dan heeft het eenzelfde werking als een conventioneel trimvlak en worden de constante stuurkrachten weggenomen of verkleind om het vliegtuig in een bepaalde stand, snelheid of op een bepaalde hoogte te houden.Het trimvlak wordt ook wel een secundair stuurvlak genoemd. Al eerder omschreven we de primaire stuurvlakken; rolroeren, richtingsroer, hoogteroeren.

De totale weerstand: Op dit punt kunnen we meer uitleg geven over de totale weerstand die een vliegtuig ondervindt. Zoals we eerder schreven is de totale weerstand op te delen in:

• Geïnduceerde weerstand. • Schadelijke (of parasitaire-) weerstand.

Geïnduceerde weerstand. Dit is de weerstand die wordt opgewekt door lift. Het is dus een weerstand die liftafhankelijk is. Hoe meer lift, hoe meer geïnduceerde weerstand.

Tijdens het vliegen heerst aan de onderkant van de vleugel een overdruk en aan de bovenkant van de vleugel een onderdruk.

Door deze drukverschillen willen luchtdeeltjes van hoge –naar lage druk bewegen via de vleugeltips. Dus van de onderkant de vleugel naar de bovenkant van de vleugel. Dit zorgt ervoor dat de luchtstroming aan de bovenkant van de vleugel naar de romp toe wordt afgebogen en dat de luchtstroming aan de onderkant van de vleugel van de romp af wordt afgebogen. Deze tegengestelde luchtstromen ontmoeten elkaar achter de vleugel en er ontstaan vortices of luchtwervelingen.

De vortices versterken de downwash achter de vleugel. De verstoring die dit alles geeft op de inkomende ongestoorde luchtstroming noemen we geïnduceerde weerstand. Een vortex is een soort draaikolk van lucht die steeds groter wordt, naar beneden uitwaaiert en daarmee ook in kracht afneemt. De vortex achter de vleugeltip is het grootst en sterkst. Deze wordt ook wel tipwervel of in het Engels Wingtip vortex genoemd.

De turbulentie die een tipwervel produceert noemen we zogturbulentie of in het Engels Wake turbulence. Hoe groter en zwaarder het vliegtuig, hoe groter de vortices zijn die geproduceerd worden. Immers; hoe zwaarder het vliegtuig => hogere liftproductie noodzakelijk => meer geïnduceerde weerstand als consequentie.

De geïnduceerde weerstand neemt vooral toe bij lage snelheden, grote invalshoeken en hoge liftproductie, dus bij start, aanvliegen, landing, steile bochten en vliegen op lage snelheid (Slow flight). Tipwervels ontstaan pas als het neuswiel van de grond loskomt. Het loskomen van het neuswiel op de startbaan noemt men ook wel roteren (de snelheid van het rotatiemoment kunnen we ook met een V speed code benoemen: Vr). Een en ander geldt ook voor het landen. Zodra het neuswiel tijdens het landen de baan raakt, verdwijnen de tipwervels. Het zijn vooral de grotere en zwaardere (verkeers-)vliegtuigen die zeer sterke zogturbulentie produceren. Deze wake turbulence kan dermate sterk zijn dat lichtere vliegtuigen (en zelfs grotere vliegtuigen) die in de zogturbulentie terechtkomen, onbestuurbaar kunnen worden. De gevolgen van een onbestuurbaar vliegtuig laat zich raden....! De tipwervels zijn direct achter de vleugeltip het meest geconcentreerd en sterkst. De ‘draaikolk’ wordt langzaam groter en de kracht van de wervelingen neemt langzaam af. De tipwervels waaieren langzaam onder de vliegbaan uit en verwijderen zich van elkaar. Het is dus niet raadzaam om zich direct achter of onder een vertrekkende of aankomende vliegtuig te begeven. Door (zij-)wind kan zogturbulentie sneller verwaaien dan bij windstilte. Maar door (zij-)wind kunnen tipwervels die zich verwijderen van de startbaan ook teruggeblazen worden. Er bestaan daarom geen vaste normtijden voor het uitsterven van zogturbulentie, maar algemeen houdt men maximaal 3 minuten aan in tijd en 6 NM in afstand als veiligheidsmarge. De ICAO heeft separatienormen vastgesteld en heeft vliegtuigen ingedeeld naar maximaal toegestaan startgewicht (Engels: Maximum take off weight of MTOW). De klassen zijn:

• Light aircraft: 0 tot 7.000 kg • Medium aircraft: 7.000 tot 136.000 kg • Heavy aircraft: 136.000 kg of meer

In het hoofdstuk Voorschriften staan de exacte separaties vermeld volgens de ICAO. Op dit punt is het van belang weten dat bij de start: Een sportvliegtuig het best kan roteren ná het landingsmoment van een zwaarder vliegtuig geland is. Een sportvliegtuig het beste kan roteren vóór het rotatiemoment van een zwaarder vliegtuig dat eerder vertrokken is.

En bij de landing: Een sportvliegtuig het beste kan landen vóór het rotatiemoment van een zwaarder vliegtuig dat eerder vertrokken is. Een sportvliegtuig het best kan landen op een punt op de baan ná het landingspunt van eerder geland zwaarder vliegtuig.

Het is belangrijk om te onthouden om zowel bij start als landing boven de vliegbaan te blijven van de (zwaardere-) voorganger. Op die manier wordt de zogturbulentie van de voorganger uit de weg gegaan. Door de vleugeltips te modificeren met neer –of opstaande randen aan de tips wil de fabrikant het ‘lekken’ van de bovendruk naar de onderdruk om

de vleugeltips tegengaan. De opstaande vleugelgedeelten op de tips noemen we Winglets.

Andere fabrikanten monteren vleugels waarvan het tipgedeelte naar beneden gericht is. Ook monteren fabrikanten op sommige vliegtuigtypen tanks (of soortgelijke onderdelen) op de vleugeltip om het ‘lekken’ tegen te gaan. De tanks op de vleugeluiteinden noemen we Tiptanks.

Ook kan de fabrikant de vleugelvorm aanpassen. Zo kan een fabrikant een ‘wrong’ in de vleugel aanbrengen. De wrong is een verdraaiing van de vleugel. De instelhoek van de vleugelwortel is groter ten opzichte van de instelhoek van de vleugeltip. De fabrikant kan ook kiezen om vleugelslankheid of aspect ratio te vergroten. De aspect ratio is de verhouding tussen spanwijdte en koorde. Een lange dunne vleugel (bijvoorbeeld de vleugels van zweefvliegtuigen) heeft een hoge aspect ratio. Een kleine, dikke vleugel (bijvoorbeeld sommige vleugels van jachtvliegtuigen) heeft een lage aspect ratio.

Als laatste kan de fabrikant de vleugel taps laten toelopen. De vleugeltip wordt hierdoor verkleind.

Overigens produceren helikopters ook zogturbulentie. De zogturbulentie die helikopters produceren is groter dan van vliegtuigen van dezelfde afmetingen en gewicht. Dit geldt met name voor momenten waarop de rotorbladen van helikopter veel lift moeten produceren; de start, de landing en het stilhangen in de lucht (Engels: Hovering). 2. Schadelijke weerstand (ook wel parasitaire weerstand genoemd). Deze weerstand is niet liftafhankelijk maar snelheidsafhankelijk. Als het vliegtuig niet beweegt is er ook geen schadelijk weerstand. Zodra het vliegtuig snelheid maakt, ontstaat er schadelijke weerstand. Deze neemt kwadratisch toe met de snelheid. Dus als de snelheid verdubbeld, zal de schadelijke weerstand verviervoudigen.

Het is belangrijk te weten dat schadelijk weerstand rond de overtreksnelheid ‘slechts’ zo’n ¼ van de totale weerstand uitmaakt, ¾ van de totale weerstand rondom de overtreksnelheid is geïnduceerde weerstand. De schadelijke weerstand kan worden onderverdeeld in: 2a. Wrijvingsweerstand: In een ongestoorde luchtstroom bewegen luchtdeeltjes zich rechtlijnig voort. Door viscositeit (= mate van samenhang ook wel vloeibaarheid genoemd) van lucht zullen luchtdeeltjes de rondingen van het vleugelprofiel willen volgen. De lucht wil al het ware blijven ‘plakken’ aan het oppervlak. Dit hangt samen met de vorm van het vleugelprofiel. Is de vorm te hoekig of zijn de randen te scherp dan zal de luchtstroming het profiel willen loslaten en wordt turbulent. Denk hierbij aan de loslatende turbulente stroming. De luchtstroom die grenst aan het vleugeloppervlak noemen we grenslaag. Deze grenslaag is erg dun. Veelal een paar millimeter in doorsnede. Door het blijven ‘plakken’ van luchtdeeltjes aan het vleugeloppervlak, ontstaat binnen de grenslaag een verschil in snelheid. De snelheid van de luchtdeeltjes direct op het vleugeloppervlak is 0. Binnen de grenslaag verandert de snelheid van luchtdeeltjes van 0 naar de snelheid van de ongestoorde luchtstroom. De grenslaag omhult niet alleen het vleugelprofiel maar het hele vliegtuig. Het blijven ‘plakken’ van de luchtdeeltjes is de oorzaak van wrijvingsweerstand. Het hele vliegtuig ondervindt wrijvingsweerstand als het door de lucht beweegt. Wrijving is ook afhankelijk van de snelheid van het vliegtuig; hoe meer snelheid, hoe meer wrijving. Wrijving is ook afhankelijk van ‘gladheid’ van het vliegtuig oppervlak. Hiermee bedoelen we bijvoorbeeld uitstekende delen, vuil, afbladderende verflagen, ijsvorming, klinknagels, etc. hoe gladder het oppervlak, hoe minder wrijving. Wrijving is als laatste afhankelijk van de afmetingen van een vliegtuig. Een groot vliegtuig zal meer wrijving ondervinden dan een klein vliegtuig. 2b. Vormweerstand: Door een afgeronde, slanke vorm zal de luchtstroming het vliegtuig oppervlak minder loslaten en dus minder turbulentie opleveren dan een hoekige, lompe vorm.

In feite wil men door de vorm de ongestoorde luchtstroming zo min mogelijk onderbreken. De vormweerstand wordt groter door de snelheid; hoe meer snelheid, hoe meer vormweerstand. De vormweerstand wordt groter als de luchtdichtheid groter wordt (bij gelijkblijvende snelheid). Hoe groter de luchtdichtheid, hoe meer luchtdeeltjes per volume lucht tegen de ‘vorm’ aanbotsen, hoe groter de vormweerstand. De vormweerstand is als laatste afhankelijk van de grootte van het aangestroomde oppervlak.

2c. Interferentieweerstand: Als de luchtstromingen van verschillende vliegtuigonderdelen elkaar negatief beïnvloeden ontstaat interferentieweerstand. Een goed voorbeeld is de overgang van de romp naar de vleugel. Als deze overgang hoekig is, zal er door onderlinge beïnvloeding extra (interferentie-) weerstand ontstaan. Door de overgangen van de romp naar de vleugel zo vloeiend mogelijk te laten verlopen, wordt de interferentieweerstand zo laag mogelijk gehouden. Deze ‘hoekige’ overgangen worden door de fabrikant voorzien van vloeiplaten, zodat de overgang vloeiender verloopt op de luchtstroming en dus minder interferentieweerstand oplevert.

Als we de grafieken voor geïnduceerde weerstand en schadelijke weerstand samenvoegen, kunnen we de totale weerstand weergeven.

We zien dat de totale weerstand varieert met snelheid. Bij lage snelheden is de geïnduceerde weerstand hoog, bij hoge snelheden is de schadelijke weerstand hoog. Op punt A is de totale weerstand minimaal. Dat punt

noemen we de minimale totale weerstand. We kunnen zeggen dat punt A de meest gunstigste verhouding tussen lift en weerstand weergeeft; zoveel mogelijk lift bij zo min mogelijke weerstand. De motor hoeft hier relatief weinig vermogen te leveren. Uit onderzoek is gebleken dat de meeste sportvliegtuigen een optimale lift/weerstand verhouding hebben bij een invalshoek van ongeveer 40. Uit de grafiek blijkt voorts dat een lage snelheid gepaard gaat met een hoge geïnduceerde weerstand. De invalshoek bij een vlucht met een lage snelheid is groot en de motor moet relatief veel vermogen leveren om het vliegtuig op horizontaal te houden. Bij een vlucht met een lage snelheid ‘hangt’ het vliegtuig achterover (nose up) door de grote invalshoek terwijl het toch horizontaal door de lucht beweegt. Ook blijkt uit de grafiek dat een hoge snelheid gepaard gaat met een hoge schadelijke weerstand. De invalshoek bij een vlucht met hoge snelheid is klein en ook hier moet de motor relatief veel vermogen leveren. Door de kleine invalshoek staat de neus van het vliegtuig bijna geheel in de ongestoorde luchtstroming tijdens een vlucht met hoge snelheid.

Zoals we eerder schreven wordt de totale weerstand uitgedrukt in de weerstandscoëfficiënt of Cw waarde. De totale weerstand kan in formule geschreven worden als Weerstand = ½ x de luchtdichtheid x de snelheid in het kwadraat x de weerstandscoëfficiënt x het vleugeloppervlak. In formule: W = ½ P v2 Cw S. Deze formule komt overeen met de liftformule, waar voor L en CL nu W en Cw ingevuld staan. Als de invalshoek wordt vergroot zal dit een sterk stijgende Cw waarde tot gevolg hebben. De Cw waarde is dus vergelijkbaar met de CL waarde uit de liftformule. We kunnen beide waarden samen in één grafiek samenbrengen. Dan ontstaat de polaire van een vliegtuig. De polaire is een grafische weergave van vliegtuigprestaties. Ieder vliegtuigtype heeft zijn eigen polaires. Uit de verschillende polaires kunnen diverse prestaties worden afgeleid. Onderstaande een voorbeeld van een polaire.

Flaps: Vleugelkleppen of flaps zijn beweegbare gedeelten aan de achterkant van de vleugel die de vlieger kan bedienen vanuit de cockpit. Door de flaps in een bepaalde hoek neer te laten, verandert de welving van de vleugel.

De welving wordt groter als de flaps worden neergelaten, waardoor ook de luchtstroom verandert. We weten dat als de welving groter wordt, de luchtstroming versnelt en de lift en (geïnduceerde-) weerstand toenemen. Met het neerlaten van de flaps wordt de welving vergroot en dus ook de lift en weerstand dus verhoogd.

We kunnen nu ook zeggen dat het gebruik van flaps de overtreksnelheid verlaagd. Met andere woorden; door gebruik van flaps wordt de lift vergroot en kunnen we met een lagere snelheid in de lucht blijven. En dat komt goed van pas, onder andere bij het landen. Als we de liftformule (L = ½ ρ v2 CL S) nog eens bekijken komen met gebruik van flaps tot het volgende: Door gebruik van flaps neemt de CL waarde toe (meer lift) en dus kan de v2 afnemen. Door toename van de CL waarde wordt ook de CLmax verhoogd. Omdat bij het gebruik van flaps de

welving wordt vergroot, zal de luchtstroming het profiel eerder willen loslaten. Daarom zal de kritieke invalshoek kleiner worden. Het vliegtuig zal bij gebruik van flaps dus bij een kleinere invalshoek overtrekken. Doch de CLmax ligt hoger en daarmee ligt de overtreksnelheid lager. Een en ander wordt op de grafiek verduidelijkt.

Het neerlaten van de flaps in een bepaalde stand, noemen we een positieve uitslag van de flaps. Sommige zweefvliegtuigen kunnen flaps (indien flaps gemonteerd zijn) in een negatieve stand laten uitslaan. De flap wordt dan niet naar beneden –maar naar boven gedraaid. Hierbij wordt de welving en daarmee ook de lift verkleind.

Bijna alle sportvliegtuigen kunnen flaps alleen in een bepaalde positieve stand neerlaten. Bij kleine uitslagen, tot zo’n 15 á 20 0, neemt de lift relatief meer toe dan de weerstand. Deze flapuitslagen worden veelal gebruikt bij de start. Bij flapuitslagen groter dan 20 0 , neemt de

weerstand relatief meer toe dan de lift. Deze standen worden normaal gesproken gebruikt bij de landing van de meeste sportvliegtuigen. Bijkomende effect van het gebruik van flaps is dat het vliegtuig een nose-up positie krijgt. Dit geldt met name voor hoogdekkers. Door de grotere welving verandert ook de downwash. Hierdoor verandert ook de luchtstroom op de staartvlakken. Het gebruik van flaps is per vliegtuigtype verschillend en wordt door de fabrikant vastgesteld. Er zijn verschillende typen flaps: De conventionele flap is een gedeelte aan de achterzijde van de vleugel dat naar beneden kan uitslaan. Vergroting CLmax tot 50%.

Bij splijtflaps (Engels: Splitflaps) gaat alleen een gedeelte van de achterkant van de vleugel naar beneden. De Splitflap genereert meer weerstand dan conventionele flaps. Vergroting CLmax tot 60%.

Bij de spleetflaps (Engels: Slotted flaps) kan er eveneens een gedeelte van de vleugel naar beneden uitslaan zoals bij de conventionele flap, maar ontstaat er tevens een spleet (Engels: Slot). De luchtstroming die zich aan de onderzijde van de vleugel bevindt, wordt nu door de spleet versnelt en over de bovenzijde van de flap gestuwd waardoor de luchtlaag minder snel het profiel loslaat. Het resultaat is een aanmerkelijke verhoging van de CL en dus ook Cmax waarde. Vergroting CLmax tot 75%.

De Fowler flaps bewegen niet alleen naar beneden, ze bewegen ook naar achteren waardoor het vleugeloppervlak (S) vergroot wordt. Als we nu de

liftformule betrekken op de Fowler flaps dan wordt niet alleen de CL maar ook de S vergroot. In combinatie met de spleetflap kan dit soort flaps een vergroting van de CLmax geven van 100%. De meeste sportvliegtuigen die uitgerust zijn met Fowler flaps zijn enkelvoudige Fowler flaps. Er beweegt dan één gedeelte naar achteren als de flaps worden neergelaten. Veel verkeersvliegtuigen maken gebruik van dubbele of zelfs driedubbele Fowler flaps. Dan bewegen er twee of drie flapgedeelten naar achteren.

Het gebruik van flaps verminderd de snelheid (door de verhoogde weerstand) en verhoogd de lift (door de grotere welving). We kunnen door gebruik van flaps met een lagere snelheid in de lucht blijven. De lage vliegsnelheid in combinatie met de verhoogde CLmax komt goed van pas bij de landing.

Tijdens het aanvliegen voor de landing brengen we de snelheid terug en verhogen we de lift door stapsgewijs de flaps neer te laten. Bij het neerlaten van de flaps merken we dat het vliegtuig omhoog wil. De lift wordt immers vergroot. Door het ‘omhoog willen’ van het vliegtuig, zal ook de snelheid afnemen. Omdat we tijdens het aanvliegen voor de landing niet omhoog maar juist naar beneden willen, verkleinen we de

invalshoek door de stuurknuppel naar voren te bewegen. De neusstand wordt lager en de snelheid neemt toe. We moeten gewoonlijk bij de landing 30% of 1.3 keer de stall snelheid (Vs) aanhouden. Bij de maximale flapstand kunnen we met een lage neusstand en verlaagde Vs aanvliegen op de landingsbaan. Eenmaal neergelaten flaps mogen tijdens het aanvliegen nooit zomaar worden opgetrokken. Neergelaten flaps zorgen immers voor een lagere Vs en verhoogde lift. Nemen we de verhoogde lift weg door de flaps op te trekken tijdens het aanvliegen, dan hebben we een te lage vliegsnelheid in verhouding tot de liftproductie en zal het vliegtuig kunnen ‘doorzakken’ (lees: neerstorten). Indien de landing moet worden afgebroken of indien de flaps bij de start worden neergelaten, moeten we de flaps op veilige hoogte, bij een veilige vliegsnelheid stapsgewijs intrekken. Meestal mogen de flaps pas worden ingetrokken boven de 200 ft. Als we flaps neerlaten tijdens de start is dit doorgaans geen grotere flapuitslag dan 150. Bij deze kleine flapuitslagen neemt de lift relatief meer toe dan de weerstand. En dat hebben we juist nodig bij het starten. Door het gebruik van flaps bij het starten, wordt de liftproductie verhoogd en komt het vliegtuig eerder van de grond. We hebben dus een kortere startbaan nodig om op te stijgen.

Omdat tijdens de start vol vermogen gegeven wordt, zal de neusstand lager moeten zijn in vergelijk bij een start zonder flaps. De flaps geven niet alleen meer lift, maar ook meer weerstand. Bij vol vermogen hebben we geen vermogen ‘over’ en dus moeten we de snelheid met de neusstand regelen. Die neusstand zal daarom lager moeten liggen bij een start met gebruik van flaps.

We kunnen niet bij iedere vliegsnelheid de flaps neerlaten. In het handboek van ieder vliegtuigtype staat beschreven bij welke maximum vliegsnelheid de flaps mogen worden gebruikt. Deze snelheid wordt ook wel aangegeven als V speed code: Vfe. Zitten we boven die snelheid, mogen we geen flaps neerlaten omdat er anders gevaar bestaat dat het systeem wordt beschadigd. Bij harde wind mogen de flaps niet volledig worden neergelaten om beschadiging aan het systeem tegen te gaan. Slats: De slat is een gedeelte aan de voorkant van de vleugel dat in de luchtvaart ook wel Leading Edge Device of LED genoemd wordt.

De slat verhoogd de lift door naar voren te bewegen. Er ontstaat dan een spleet (Engels: Slot) tussen de voorzijde van de vleugel en de slat. Evenals bij de Slotted flap wordt ook hier de aanstromende lucht wordt van de onderzijde van de slat door de spleet versnelt over de vleugel meegenomen. Dit zorgt ervoor dat de luchtlaag over de vleugel minder snel het profiel loslaat. De slat kan de CLmax verhogen tot 60%. Zowel de Slat als de Slotted flap beïnvloeden dus de grenslaag en zorgen dat de luchtstroming langer blijft ‘plakken’ aan het profiel.

Evenals de flaps verhoogt ook de slat de lift en kunnen we met een nog lagere snelheid in de lucht blijven. Door het gebruik van slats wordt de de Vs verlaagd. De slat zorgt ervoor dat de invalshoek wordt vergroot. Een overtrek vindt bij gebruik van slats plaats bij een grotere invalshoek. Met andere woorden; de kritieke invalshoek wordt vergroot door gebruikt van slats. Zie onderstaande grafiek.

Niet veel sportvliegtuigen zijn voorzien van slats. Slats worden meestal toegepast op grotere en geavanceerdere vliegtuigen. Daar worden de

slats evenals de flaps hydraulisch bedient. In sportvliegtuigen die wel voorzien zijn van slats worden deze vaak bedient door de invalshoek en de luchtstroom. Hoe werk dit...? Als de vlieger de invalshoek vergroot zal de onderdruk aan de bovenzijde van de vleugel toenemen. Bij een gegeven invalshoek zal de onderdruk de slat ‘automatisch’ naar voren doen uitstaan. Dus:

• Bij gebruik van flaps wordt de kritieke invalshoek verlaagd. • Bij gebruik van slats wordt de kritieke invalshoek vergroot.

Remkleppen: Een remklep (Engels: Airbrake) verstoort de luchtstroom en verhoogd de weerstand. De lift en snelheid nemen bij gebruik van luchtremmen af en de weerstand wordt aanzienlijk vergroot. Remkleppen worden meestal gebruikt om tijdens het aanvliegen voor de landing snelheid en hoogte te verliezen. Op de tekeningen zijn verschillende typen remkleppen te zien. Er bestaan nog meer typen remkleppen dan afgebeeld op de tekeningen.

Bochten: Vanuit de kennis die we nu bezitten kunnen we dieper ingaan op het maken van bochten. Bij het maken van bochten moeten we een aantal zaken weten:

De eerste wet van Newton, ook wel de traagheidswet genoemd, zegt dat de richting en snelheid van een lichaam (vliegtuig) constant zijn als er geen krachten op dat lichaam inwerken. Bij een cirkelvormige beweging (een bocht) is de bewegingsrichting niet constant. Er is bij het maken van een bocht een kracht werkzaam die werkt in de richting van het draaipunt. Deze kracht noemen we middelpuntzoekende kracht of centripetale kracht. Dit is een kracht die naar het middelpunt toe gericht is van de cirkel. De middelpuntzoekende kracht dient dus om de richting van de snelheid continue te wijzigen. Bijvoorbeeld: De middelpuntzoekende kracht die de maan in een baan om de aarde houdt is de zwaartekracht. Zonder de zwaartekracht als middelpuntzoekende kracht zou de maan zich losmaken uit een baan om de aarde. Daarnaast ontstaat bij het maken van bochten de middelpuntvliedende (vlieden = vluchten) kracht of centrifugaal kracht. Dit is de tegenovergestelde kracht van de middelpuntzoekende kracht. Bijvoorbeeld: Als je een emmer water aan een touw rondslingert duwt de centrifugaal kracht het water tegen de bodem van de emmer. Bij voldoende snelheid zal er geen water uit de emmer vallen tijdens het rondslingeren. Een ander voorbeeld van centrifugaalkracht is wanneer je bij het maken van een rechterbocht in de auto, naar de linkerkant van je stoel geduwd wordt. We gaan uit van een rechtlijnige, eenparige horizontale vlucht. L(ift) is dus gelijk aan W(eight). Zodra het vliegtuig helling aanrolt verandert het krachtenplaatje. We weten dat W loodrecht naar beneden gericht blijft en dat L loodrecht op de vleugel gericht blijft. L beweegt dus mee met de hellingshoek. We kunnen L ontbinden in een verticale component en een horizontale component. De verticale kracht is nu de reactiekracht K, de horizontale component is de centripetale (of middelpuntzoekende) kracht die het vliegtuig in de bocht houdt. We zien dat hoe groter de hellingshoek wordt, hoe groter L moet worden om reactiekracht F gelijk te houden aan gewicht W.

Bij het aanrollen van helling zullen we dus moeten zorgen voor een grotere lift. Dit kan op twee manieren:

1. Door de invalshoek te vergroten. 2. Door de snelheid te verhogen. Uit de liftformule weten we dat indien we de L moeten vergroten vóór het = teken, we ook iets achter het = teken moeten veranderen. We kunnen de CL waarde verhogen door de invalshoek te vergroten óf we kunnen de snelheid v verhogen door meer gas te geven. Normale bochten hebben een rolhoek tot 30 graden. Tot deze hoek volstaat het om de invalshoek te vergroten en dus aan de stuurknuppel te trekken tijdens de bocht. Bij bochten met een rolhoek die groter is dan 30 graden zullen we de snelheid moeten verhogen door meer gas te geven. Bij bochten van 60 graden is de L(ift) verdubbeld ten opzichte van W(eight). De lift is op dit punt 2x het gewicht. We kunnen de verhouding tussen L en W nu schrijven als: L gedeeld door W staat gelijk aan 2. De L/W verhouding noemen we ook wel belastingsfactor (Engels: Load Factor). De load factor laat het schijnbare gewicht van het vliegtuig (en de vlieger!) toenemen. In ons geval met een verdubbeling van het eigen gewicht. Het vliegtuig en de vlieger ervaren een belasting van 2 x het eigen gewicht. We kunnen ook zeggen dat het vliegtuig en de vlieger een bepaalde g-kracht ondergaan. De g komt van gravitatie. De g-kracht is ook te omschrijven als ‘een versnelling van de zwaartekracht’. In ons geval kunnen we zeggen dat bij een bocht van 60 graden het vliegtuig en de vlieger 2g ervaren. Het vliegtuig en de vlieger worden belast met een kracht die gelijk staat aan 2 x het eigen gewicht. Een voorbeeld: het gewicht van het vliegtuig 500 kg. Tijdens een rechtlijnige, eenparige horizontale vlucht is L gelijk aan W. De lift is dus ook 500 kg. Hier is de load factor dus 1. We kunnen ook zeggen dat het vliegtuig en de vlieger 1g ervaren. In een bocht van 60 graden verdubbelt de liftwaarde naar 1000 terwijl het gewicht gelijk blijft. Nu is de load factor 1000 : 500 = 2. De load factor is dus 2, het vliegtuig en de vlieger ervaren 2g. We kunnen g-krachten opsplitsen in positieve –en negatieve g-krachten:

• Positieve g-krachten ervaar je bij plotselinge stijging: Bij deze kracht krijg je het gevoel in je stoel gedrukt te worden tijdens stijgvluchten, (steile-) bochten en hevige turbulentie.

• Negatieve g-krachten ervaar je bij plotselinge daling: Bij deze kracht krijg je het gevoel uit je stoel getrokken te worden tijdens (plotselinge of steile-) daalvlucht en ook bij hevige turbulentie.

Nu kunnen er niet onbeperkt g-krachten op het vliegtuig losgelaten worden. De fabrikant geeft per vliegtuigtype aan tot hoever het vliegtuig belast mag worden. Er is dus een limiet aan de belastingsfactor (Engels: Limit load factor). Deze Limit load factor staat in het AOM vermeld. Bij overschrijding van de Limit load factor kan er ernstige schade aan het vliegtuig ontstaan. Er wordt door de fabrikant echter altijd een veiligheidsfactor (Engels: Safety factor) van 1,5 op de Limit load factor toegepast om tijdens onvoorziene vliegsituaties geen fatale schade te

laten ontstaan. Het vliegtuig kan dus eigenlijk meer aan dan de Limit load factor aangeeft. Hoewel het vliegtuig tijdens overschrijding van de Limit Load factor niet direct hoeft te scheuren of te breken, kan er wel schade ontstaan door verbuiging of verdraaiing van onderdelen. Deze schade kan zich openbaren tijdens latere vluchten, ook als hierbij de limit load factor niet overschreden wordt. Er is een vaste indeling naar load factor voor verschillende vliegtuigcategorieën:

• Normal category, Cat N. Load factor maximaal + 3,8 g tot –1,5 g. • Utility category, Cat. U. Load factor maximaal + 4,4 g tot –1,8 g. • Acrobatic category, Cat. A. Load factor maximaal + 6,0 g tot –3,0

g. Bij het nemen van bochten neemt niet alleen de load factor toe. Ook de overtreksnelheid neemt toe tijdens het nemen van bochten. Dat wil zeggen dat het vliegtuig tijdens een bocht bij een hogere snelheid kan overtrokken kan raken. Bij een hellingshoek van 60 graden neemt de overtreksnelheid met zo’n 40% toe. Als de vliegsnelheid toeneemt, neemt ook het effect van een roeruitslag toe. Bij hogere snelheden heeft de vlieger voldoende aan relatief kleine uitslagen van de stuurvlakken om het vliegtuig van koers te doen veranderen. Het omgekeerde geldt voor lagere snelheden. Dan zal de vlieger relatief grote uitslagen van stuurvlakken nodig hebben. We kunnen zeggen dat de luchtstroom door de vliegsnelheid een effect heeft op de stuurvlakken, maar ook de luchtstroom die door de propeller veroorzaakt wordt, versterkt het effect op de stuurvlakken. Dit noemen we luchtschroef. De propeller veroorzaakt luchtschroef die alleen betrekking heeft op de staartroeren (richtingsroer en hoogteroeren). De vliegsnelheid veroorzaakt een effect op alle roeren.

Hoofd –en bijeffecten: De bewegingen van het vliegtuig, rollen, gieren en stampen om de 3 assen noemen we de hoofdeffecten. Naast de hoofdeffecten bestaan ook 2 bijeffecten ook wel neveneffecten genoemd. De bijeffecten zijn: 1. Gieren geeft rollen. Na inzet van een gierbeweging door het voetenstuur zal het vliegtuig gaan rollen. Als een vliegtuig bijvoorbeeld om zijn topas naar rechts giert, zal de linkervleugel naar voren draaien en zodoende meer snelheid en dus ook meer lift oppikken in vergelijk met de rechtervleugel.

Het gevolg is dat bij een gierbeweging naar rechts de linkervleugel omhoog beweegt en het vliegtuig gaat rollen. In dit geval noemen we de linkervleugel ook wel de buitenvleugel. 2. Rollen geeft gieren. Na het aanrollen van helling zal het vliegtuig gaan gieren. We kijken nog even naar de tekening. Als een vliegtuig bijvoorbeeld ‘over links helling aanrolt’ zal L loodrecht op de vleugels blijven staan en zal W loodrecht naar beneden gericht zijn. Tussenbeiden krachten kunnen we een resulterende kracht tekenen. Het is deze kracht die het vliegtuig naar beneden trekt.

Hierdoor ontstaat een luchtstroom die de romp en dus ook het verticale gedeelte van de staart raakt. Net als de staart van een weerhaan op een kerktoren, zal ook het verticale gedeelte van de vliegtuigstaart meegenomen worden in de luchtstroom.

Het gevolg is dat de luchtstroom het vliegtuig doet gieren om de topas. Dit effect wordt ook wel het weerhaaneffect genoemd. In dit voorbeeld zal het vliegtuig naar links gieren, bekeken vanuit de positie van de vlieger. Na de neveneffecten bespreken we een ander effect dat ontstaat bij het nemen van bochten. Bij het helling aanrollen beweegt één van de rolroeren naar boven en de ander naar beneden. De welving van het naar beneden gerichte rolroer wordt groter en produceert daarom meer lift. Het is die (buiten-)vleugel die omhoog beweegt. Ondertussen weten we ook dat meer lift ook meer (geïnduceerde-) weerstand opwekt. De buitenvleugel krijgt daardoor niet alleen meer lift maar ook meer weerstand in vergelijk met de binnenvleugel. Daardoor zal de buitenvleugel bij het inzetten van een bocht in eerste instantie even de tegengestelde kant opdraaien. De buitenvleugel blijft als het ware een moment haken door de vergrote weerstand. We noemen dit effect dan ook haakeffect. Bij het inzetten van bijvoorbeeld een rechterbocht zal de neus van het vliegtuig in eerste instantie even naar links bewegen alvorens naar rechts te draaien. Dit haakeffect wordt vanuit de fabrikant tegengegaan (verminderd) door gebruikmaking van:

Frise rolroeren: Bij frise rolroeren is het scharnierpunt zodanig geplaatst dat het omhoog bewegende rolroer iets uitsteekt aan de onderkant van de vleugel. Dit levert extra weerstand van de binnenvleugel om op die manier het haakeffect tegen te gaan.

Differentiaal rolroeren: Hier krijgt het omhoog bewegende rolroer een grotere uitslag dan het naar beneden bewegende rolroer. De grotere uitslag levert meer weerstand op en zal op die manier het haakeffect tegengaan.

Bochten kunnen we voor het gemak opsplitsen in: 1. Bochten zonder verandering van hoogte; horizontale bochten. 2. Bochten met verandering van hoogte; klimmende bochten, dalende bochten. Normale bochten zijn bochten (met of zonder verandering van hoogte) met een helling van 30 graden. Een dalende bocht die zonder motorvermogen wordt gemaakt noemen we een glijdende bocht. Een steile bocht heeft een hellingshoek van meer dan 30 graden. In klimvlucht (na de start) maken we bochten van niet meer dan 15 graden helling. Dit doen we omdat we inmiddels weten dat tijdens een bocht ook de overtreksnelheid groter wordt door de grotere invalshoek. Als je daarbij optelt dat tijdens een klimvlucht na de start de snelheid nog niet groot is, ligt het gevaar van een overtrek direct op de loer. Ondertussen hebben we ook gezien dat een bocht een beweging is die over meerdere assen plaatsvindt. Bij een zuivere bocht (Engels: Coördinated turn) is het vliegtuig in evenwicht. Anders gezegd; bij een zuivere bocht is er een juiste verhouding tussen richting (gieren) en

helling (rollen). Een onzuivere bocht geeft meer weerstand dan noodzakelijk en kan bovendien gevaarlijk zijn onder sommige omstandigheden. Dit zullen we later toelichten. Eerst halen we de eerste wet van Newton nog een keer aan. Die zegt dat een bewegend lichaam (vliegtuig) met een constante snelheid rechtdoor wil blijven bewegen. Voor het maken van een bocht is een kracht werkzaam die werkt in de richting van het draaipunt, dat is de middelpuntzoekende kracht. Met andere woorden; het vliegtuig wil met zijn neus eigenlijk rechtdoor tijdens een bocht. Dit levert meer weerstand op dan noodzakelijk en er is geen optimale verhouding tussen helling en richting. We noemen dit een onzuivere of ongecoördineerde bocht. Het aanzuiveren van de bocht is niet zo moeilijk. Als we de bocht zuiver willen maken moeten we de neusstand veranderen door te bewegen om de topas via het richtingsroer. We moeten dus de roerpedalen gebruiken. In de praktijk noemen we dit ‘voeten geven’. Natuurlijk hebben we hierboven gezegd dat rollen gieren geeft, en dus beweegt het vliegtuig reeds om zijn topas als het helling wordt aangerold. We moeten er op letten dat we zodanig voeten geven dat de bocht zuiver gevlogen wordt. In de praktijk van het sportvliegen zal een bocht ingezet worden door helling aan te rollen. Zoals we weten zal de neus door het haakeffect in eerste instantie even de verkeerde kant opdraaien om vervolgens in de gewenste richting te draaien. Omdat rollen ook gieren geeft, zal het vliegtuig ook om de topas draaien. Tijdens een bocht moeten we ook letten dat we geen hoogte verliezen door een beetje aan de stuurknuppel te trekken of meer gas te geven. Dit laatste doen we bij bochten van meer dan 30 graden helling. We moeten tijdens een bocht nu ook letten op de ‘zuiverheid’ van de bocht. De zuiverheid van een bocht kunnen we controleren via de slipmeter in de cockpit. De slipmeter is een licht gebogen glazen tube die gevuld is met een vloeistof waarin zich een balletje bevindt. Het balletje geeft aan of de bocht zuiver gevlogen wordt of niet. De slipmeter werkt onder invloed van de zwaartekracht. Als tijdens het maken van een bocht het balletje uit het middengedeelte beweegt, is de bocht niet zuiver. De handeling om een ongecoördineerde bocht aan te zuiveren is simpel: Beweegt het balletje naar de linkerkant van de slipmeter, dan moeten we links meer ‘voeten’ geven. We moeten de neus meer naar links doen bewegen door het linkervoetpedaal (nog meer) in te trappen. Het zelfde geldt voor de andere kant. Beweegt het balletje naar de rechterkant van de slipmeter, dan moeten we rechts meer ‘voeten’ geven. Schuivende bochten en slippende bochten: 1. Een bocht waarbij de neus van het vliegtuig te veel naar binnen gericht is, noemen we schuiven. Een schuivende bocht is een onzuivere of ongecoördineerde bocht waarbij de neus te veel naar binnen wijst. Aanzuivering is simpel: minder ‘voeten’ links of een beetje ‘voeten’ rechts ter compensatie.

2. Een bocht waarbij de neus van het vliegtuig te veel naar buiten gericht is, noemen we slippen. Een slippende bocht is een onzuivere of ongecoördineerde bocht waarbij de neus te veel naar buiten wijst. Ook hier is de aanzuivering simpel: minder voeten rechts of een beetje voeten links te compensatie.

Een zuivere bocht is dus een gecoördineerde actie tussen de handen en voeten van de vlieger. Er is verband tussen snelheid waarmee de bocht genomen wordt en de omtrek van de cirkel die de bocht omschrijft. Bij een constante hellingshoek geldt dat hoe hoger de snelheid, hoe groter de omtrek van de cirkel. Bij een grotere hellingshoek (steile bocht) wordt de cirkel kleiner, bij een kleinere hellingshoek wordt de cirkel groter.

We kunnen een cirkel onderverdelen in 360 graden. Een bocht van 90 graden is een haakse bocht. Na het nemen van een bocht van 180 graden, vliegen we in de richting waar we vandaan kwamen. Als een vliegtuig een bocht maakt van 3 graden per seconde is er na 1 minuut 180 graden afgelegd. De hele cirkel van 360 graden draaien we dan rond in 2 minuten. Een dergelijke bocht noemen we een Rate one turn. Het aantal graden per seconde noemen we in het Engels Rate of turn.

Nu noemen we de hoek tussen het flight path (vluchtbaan) en de horizon baanhoek.

Tijdens klimvlucht noemen we die baanhoek; stijghoek of klimhoek. Hoe groter de stijghoek, hoe groter T moet zijn en dus hoe meer motorvermogen we nodig hebben. Op een gegeven moment is het motorvermogen niet meer toereikend en heeft het vliegtuig de maximale stijghoek bereikt. We kunnen nu zeggen dat de maximale stijghoek bepaald wordt door het beschikbare vermogen. We noemen dit ook wel vermogensoverschot. Stabiliteit: Als een vliegtuig zich in éénparige, rechtlijnige horizontale vlucht bevindt, zijn alle krachten die inwerken op het vliegtuig (lift, gewicht, trekkracht en weerstand) ook in evenwicht. De ene kracht wordt in evenwicht gehouden door een tegengestelde andere kracht die even groot is. Lift is

tegengesteld en even groot als gewicht, en trekkracht is tegengesteld en even groot als weerstand.

Eén van de vele luchtwaardigheidseisen aan vliegtuigen is stabiliteit. Een vliegtuig moet derhalve stabiel zijn. Een stabiel vliegtuig zoekt constant een balans tussen lift, gewicht, trekkracht, weerstand en wordt stabiel genoemd als na verstoring terugkeert naar het oorspronkelijke evenwicht. Een vliegtuig wordt indifferent stabiel genoemd als het na verstoring een nieuw evenwicht vindt. Nu moeten we eerst iets uitleggen over krachten, armen en momenten. Een kracht bestaat uit een richting en een grootte. Zoals eerder geschreven noemen we de lijnen die de grootte en richting van een bepaalde kracht weergeeft vectoren. Een 2-tal krachten die tegengesteld aan elkaar werken noemen we een koppel. De afstand waarover deze krachten tegengesteld aan elkaar werken noemen we arm. Het product van de kracht en de afstand (arm) noemen we moment. Moment = kracht x arm. Een en ander wordt op de tekening uitgelegd.

We kunnen het zwaartepunt van een vliegtuig ook bezien als het draaipunt van een wip. Als de ene kant van de wip zwaarder beladen is dan de andere kant, zal de wip doorslaan. De wip blijft in balans als het zware gewicht naar het midden wordt verplaatst. De arm van het zware gewicht wordt op die manier verkort. Je kunt nu ook zeggen dat een licht

gewicht met een lange arm een zwaar gewicht met een kortere arm in balans kan houden.

De fabrikant heeft voor ieder type vliegtuig begrenzingen gesteld om de ‘wip’ niet te doen doorslaan. Zoals eerder geschreven mogen deze begrenzingen niet overschreden worden. Het vliegtuig is niet luchtwaardig als het deze begrenzingen of limieten overschrijdt en mag niet opstijgen. Op de bovenstaande tekening is te zien dat een klein gewicht met een grote arm een groot gewicht met een korte arm in evenwicht kan houden. Als bijvoorbeeld de lift en gewicht in balans zijn, zal het vliegtuig horizontaal blijven vliegen. Verschuift nu het drukpunt (punt waar lift aangrijpt op de vleugelkoorde) naar voren dan zal er een arm ontstaan. De kracht L x de arm zal een moment geven dat groter is dan kracht G. Daarom zal het vliegtuig met de neus naar boven bewegen (Engels: Nose up). Een en ander wordt duidelijk gemaakt op de tekeningen.

Tijdens een vlucht zullen het zwaartekracht (CG) en het drukpunt (CP) verschuiven. Het zwaartepunt verschuift bijvoorbeeld doordat er brandstof tijdens de vlucht wordt verbruikt en het drukpunt verschuift bijvoorbeeld doordat de invalshoek groter of kleiner wordt. Net als dat lift en gewicht een koppel vormen, doen trekkracht en weerstand dat ook. De trekkracht grijpt vrijwel altijd onder het CG aan, de weerstand grijpt vrijwel altijd boven het CG aan.

Als de trekkracht of weerstand verandert kan er ook een moment ontstaan die het vliegtuig met de neus naar boven (nose up) of naar beneden (nose down) doet bewegen.

Een vliegtuig is zodanig ontworpen dat indien de trekkracht van de motor uitvalt door storing, het vliegtuig een moment voorover krijgt, nose down. Met een neerwaartse neusstand, zonder het motorvermogen, bevindt het vliegtuig zich in glijvlucht en is het in staat om veilig te landen. Zie onderstaande tekening.

Met een opwaartse neusstand ligt een overtreksituatie op de loer. En dat willen de fabrikanten (en de vliegers!) vermijden. Nu zien we op de bovenstaande tekeningen dat de trekkracht en weerstand veel kleinere krachten zijn dan lift en gewicht. We weten ook dat het vliegtuig bij motoruitval een moment met de neus naar beneden moet krijgen. Het samenspel van krachten wordt gecompenseerd door de horizontale staartvleugels. Deze horizontale staartvleugels hebben een symmetrisch profiel. In een bepaalde invalshoek wekt ook een symmetrisch profiel lift op. Als de invalshoek positief gericht is (omhoog gericht), zal er een opwaartse kracht geproduceerd worden. Is de invalshoek negatief (naar beneden gericht) dan zal er een neerwaartse kracht geproduceerd worden.

Hoewel de krachten die de horizontale staartvleugels opwekken relatief klein zijn, hebben ze vanwege de grote arm tot het zwaartepunt een belangrijke stabiliserende invloed.

Normaal gesproken ondergaat het vliegtuig dus een moment voorover door het koppel lift-gewicht. De koppel wordt gecompenseerd door een kleine neerwaartse kracht die ontwikkeld wordt door de horizontale staartvleugel in een negatieve invalshoek te plaatsen. Hierdoor is het vliegtuig in staat om horizontaal te blijven gedurende de vlucht. We zullen zien dat dit samenspel van krachten van belang is bij de stabiliteit om de dwarsas; de zgn. langsstabiliteit. Het vliegtuig kan stabiel zijn rond de 3 assen waarom het kan bewegen. We kijken daarom naar stabiliteit om de rotatie assen. We gaan hierbij uit van verstoring van een éénparige, rechtlijnige horizontale vlucht door windstoten of turbulentie, zonder gebruikmaking van stuurvlakken. Stabiliteit om de dwarsas wordt, zoals gezegd, langsstabiliteit genoemd. Een vliegtuig is langsstabiel als het na bijvoorbeeld een neerwaartse windstoot even met de neus omhoog beweegt om daarna vanzelf weer terug te keren in de oorspronkelijke, horizontale uitgangspositie.

Bij een neerwaartse windstoot zal het vliegtuig om de dwarsas achterover bewegen. De neus komt omhoog en de staart zal naar beneden bewegen.

De invalshoek en dus ook de lift van de vleugel wordt groter. Tegelijkertijd wordt de symmetrische horizontale stabilo nu onder een kleinere hoek getroffen. De negatieve lift wordt hierdoor minder. Tezamen met de grotere lift van de vleugels, geeft dit een herstellend moment voorover. De herstellende kracht wordt op de tekening in het bruin weergegeven.

De langsstabiliteit kan ook verstoort worden door verschuiving van het zwaartepunt. Bijvoorbeeld het verbruik van brandstof tijdens de vlucht. In dat geval zal de stand van het horizontale staartvlak moeten worden aangepast aan de nieuwe situatie om zo de langsstabiliteit te herstellen. 2. Stabiliteit om de topas wordt richtingsstabiliteit genoemd omdat het richtingsroer de beweging om de topas controleert. Een vliegtuig is richtingsstabiel als het na een zijwaartse windstoot of turbulentie om de topas begint te gieren en uit zichzelf terugkeert naar de oorspronkelijke positie.

Hoe gaat een en ander in zijn werk..? Bij een zijwaartse windstoot zal het vliegtuig dus om de topas beginnen te gieren. Het verticale staartgedeelte ook wel kielvlak genoemd, heeft een symmetrisch profiel en draait mee. Door dit meedraaien ontstaat een invalshoek tussen de koorde van het symmetrisch gevormde kielvlak en de luchtstroming. Deze invalshoek levert drukverschillen (en dus liftkracht) op rondom het profiel. De ontstane kracht geeft een herstellend moment op en beweegt het vliegtuig naar de oorspronkelijke positie.

3. Stabiliteit om de langsas wordt rolstabiliteit of dwarsstabiliteit genoemd. Een vliegtuig is rolstabiel als het na een windstoot op –of onder één van vleugels helling begint aan te rollen en uit zichzelf terugkeert naar de oorspronkelijke positie. Fabrikanten kunnen rolstabiliteit bevorderen door: 3a. De vleugels van laagdekkers (een laagdekker heeft de vleugels onder de romp) in positieve V-vorm te plaatsen. In een positieve V-vorm staan beide vleugels omhoog gericht. Van voren bezien lijkt dit op een V.

Als het vliegtuig gaat rollen, zal het ook gaan gieren als neveneffect. Door de positieve V-vorm zal de vleugel die naar beneden beweegt onder een grotere invalshoek getroffen worden door de luchtstroming in vergelijk met de omhoog bewegende vleugel. Resultaat is dat de grotere invalshoek van de neergaande vleugel voor meer opwaartse kracht zorgt en zorgt voor een herstellend moment.

3b. De vleugels een achterwaartse pijlstelling te geven, ook wel positieve pijlstelling genoemd.

Als het vliegtuig nu gaat rollen, en dus ook gaat gieren als neveneffect, ontstaat er een verschil in ‘effectieve vleugellengte’.

De neergaande vleugel zal hierdoor meer lengte krijgen en weerstand geven. De neergaande vleugel zal ook een grotere invalshoek krijgen en zodoende meer opwaartse kracht ontwikkelen in vergelijk met de opgaande vleugel. Het resultaat is een herstellend moment.

3c. Het vliegtuig construeren als hoogdekker, waarbij de vleugels zich boven de romp bevinden. Als het vliegtuig gaat rollen ontstaan er verschillen in invalshoeken en daardoor ook draagkrachtverschillen. De neergaande vleugel ontwikkelt een grotere draagkracht in vergelijk met de opgaande vleugel. Daardoor beweegt het vliegtuig terug naar de oorspronkelijke stand.

Een vliegtuig wordt ontworpen om stabiel te vliegen. Stabiliteit geeft een veilig vlieggedrag, maar het geeft ook een kleinere wendbaarheid. Immers, het vliegtuig heeft een neiging om telkens terug te keren naar de oorspronkelijke, stabiele uitgangspositie. Er zijn militaire jachtvliegtuigen die met opzet onstabiel ontworpen zijn om zo een grotere wendbaarheid te creëren. Instrumenten: We weten inmiddels dat lucht samengesteld is uit verschillende gassen. Ook weten we dat lucht een bepaald gewicht heeft en een bepaalde druk uitoefent. Luchtdruk in rust noemen we ook wel statische druk. De statische druk neemt af met hoogte. De gemiddelde (statische-) druk op zeeniveau is 1013,2 hectoPascal of 29,92 inch kwikdruk. Deze waarden kennen we uit de ISA. Een bewegend lichaam heeft dynamische energie, deze kunnen we formuleren als ½ m v2 . Hierbij staat de m voor de massa van het lichaam en de v voor de snelheid van het lichaam. We kunnen ook de dynamische druk formuleren. Nu is de formule ½ ρ v2 . ρ staat voor luchtdichtheid of wel de massa van lucht gedeeld door het volume. De luchtdichtheid is afhankelijk van druk en temperatuur. De v = snelheid. Een lichaam dat zich in lucht voortbeweegt voelt de dynamische energie als druk. Dit noemen we dynamische druk of stuwdruk. De dynamische druk is makkelijk inzichtelijk te maken door het volgende voorbeeld: Als je je hand uit het raam van een rijdende auto steekt, voel je dat er een zekere kracht op je hand uitgeoefend wordt. Deze kracht noemen we dynamische druk. In dit voorbeeld is de dynamische druk afhankelijk van de snelheid

waarmee gereden wordt en de hoeveelheid luchtdeeltjes die tegen je hand botsen. De som van statische druk en dynamische druk is totale druk: Ps + ½ ρ v2

= Totale druk. De statische druk (Ps ) wordt gemeten via een kleine opening in de romp die we statische poort of in het Engels Static port noemen.

De Static port leidt de statische druk naar de:

• snelheidsmeter • hoogtemeter • stijg/daalsnelheidsmeter

Zoals geschreven is de luchtdichtheid afhankelijk van druk en temperatuur. We leggen dit uit aan de hand van de volgende voorbeelden.

Als we hoger in de atmosfeer komen, neem de druk af. Er zitten minder luchtdeeltjes in een bepaald volume lucht. De luchtdichtheid zal daarom afnemen. Bij een hogere temperatuur zullen er ook minder luchtdeeltjes in een bepaald volume lucht zitten. Warme lucht zet immers uit. Ook daardoor zal de luchtdichtheid afnemen. In de formule ½ ρ v2 wordt dus ook de temperatuursinvloed meegewogen. Met een barometer kunnen we de luchtdruk meten. Op oudere modellen wordt de luchtdruk vaak weergegeven in millibaren (mb) maar in de luchtvaart gebruiken we hectoPascal (hPa). Overigens staat 1 mb gelijk aan1 hPa. Door het meten van de luchtdruk en met name de luchtdrukverschillen, kunnen we aan boord van een vliegtuig de hoogte bepalen. In feite is een hoogtemeter daarom een barometer. De barometer werd door Torricelli in 1643 uitgevonden. Hij vulde een buis van één meter met kwik en zette die buis omgekeerd in een schaal met kwik. Hij zag toen dat het kwik deels uit de buis stroomde de schaal in, maar dat zo’n 76 cm in de buis bleef staan. De hoogte van de 76 cm ‘kwikdruk’ varieerde met de weersomstandigheden. De druk van het kwik in de buis, moest de druk zijn die lucht uitoefent op de schaal kwik. Als we de 76 cm kwikdruk omrekenen naar inches, komen we uit op 29,92 inch kwikdruk. Omgerekend naar hPa komt dit neer op 1013,2 hPa. Dit is de gemiddelde druk op zeeniveau (MSL) uit de ISA. Torricelli toonde hiermee de statische druk aan. Latere barometers werken niet meer met kwik, maar met doosjes van metaal en membranen. Door stijging van luchtdruk wordt de bovenkant van het doosje ingedeukt. Deze bovenkant is een membraan die een zekere elasticiteit heeft. Door een grotere luchtdruk deukt deze in en door een lagere luchtdruk zet deze weer uit. De bewegingen worden weergegeven op een schaal via een wijzer. De hoogtemeter: De hoogtemeter (Engels: Altimeter) werkt als een barometer maar geeft de hoogte aan boven een vooraf ingesteld referentievlak. Luchtdruk wordt dus gebruikt om hoogte te bepalen. De statische luchtdruk in de omgeving van het vliegtuig wordt omgezet in een bepaalde hoogte volgens de waarden van de ISA. Echter, de luchtdruk in de omgeving van het vliegtuig in constant in verandering. Daarom geeft de hoogtemeter niet altijd de juiste hoogte aan. We moeten daarom altijd beducht zijn op afwijkingen in hoogtemeting. Sommige hoogtemeters geven naast de hoogte ook de luchtdruk aan in een subscale. De subscale is ‘een schaalwaarde in een schaalwaarde’. De luchtdruk wordt op de subschaal weergegeven binnen de schaal waar de hoogte op af te lezen valt. In het omhulsel of huis van de hoogtemeter heerst de actuele statische (omgevings-)druk.

Deze druk heeft een invloed op de membraandozen die zich in het huis bevinden. Deze membraandozen zijn vacuüm en als de druk toe –of afneemt zal ook de druk op de membranen toe –of afnemen. Dit verschil wordt via een overbrengingsmechanisme doorgegeven aan een wijzer die de drukverschillen in een draaiende beweging omzet.

Door het aanbrengen van zogenaamd compensatiegas of compensatiestiften (dit zijn bi-metalen) in de membraandozen, kunnen aanwijzingsfouten door temperatuursverschillen worden tegengegaan. De meeste hoogtemeters geven de hoogte weer in feet, maar er zijn ook hoogtemeters die de hoogte in meters weergeven! Een foutieve interpretatie of een foutief gebruik van de hoogtemeter kan zeer ernstige gevolgen hebben. Tot 5.000 ft. hoogte vanaf het aardoppervlak staat de

afname of toename van 1 hPa ongeveer gelijk aan de afname of toename van 27 ft. Vaak wordt de 27 ft. voor het gemak afgerond op 30ft. Maar de 3 ft. afronding kan voor onaangename verrassingen zorgen. Beter is het daarom om 27 ft. aan te houden. In de luchtvaart meten we hoogte af aan drie verschillende referentievlakken of hoogtemeterinstellingen.

Voorafgaand aan de vlucht kunnen we de hoogtemeter instellen op de luchtdruk van één van de drie referentievlakken. Dit gebeurt via de subscaleknop op de hoogtemeter. Door aan deze knop te draaien kunnen we de hoogtemeter instellen op één van de drie referentievlakken. De drie referentievlakken worden benoemd als Q-codes: QNH: Referentievlak: Mean sea level.

Deze waarde wordt verkregen als de actuele luchtdruk van een vliegveld volgens de ISA wordt herleid naar MSL. Deze waarde wordt uitgedrukt in Altitude en wordt doorgegeven aan de vlieger door de luchtverkeersleiding voor vliegtuigen die zich binnen de grenzen van het luchtverkeersleidingsgebied bevinden. Op alle luchtvaartkaarten worden de hoogten vermeld ten opzichte van MSL. Dit noemen we ook wel kaarthoogte. Daarom is het bij interlokale vluchten van belang om de QNH in te stellen. Omdat de luchtdruk na instelling van QNH kan veranderen, moet men de instelling regelmatig aanpassen. Via de lokale verkeersleiding krijgt de vlieger actuele QNH waarde. Vóór het binnenvliegen van een verkeersleidingsgebied moet de vlieger zich te informeren bij de verkeersleiding over de actuele QNH. Buiten de lokale verkeersleidingsgebieden zijn er in Nederland drie regio’s waar QNH waarden worden bepaald. Dit zijn de Altimeter Setting Regions (ASR). Ook hier kan de vlieger de actuele QNH opvragen. De ASR’s zijn:

• ASR Amsterdam • ASR Maastricht • ASR North sea

Een ezelsbruggetje om te onthouden: QNH = Q Nill Height. QNE: Referentievlak:1013 hPa.

De vlieghoogte ten opzichte QNE wordt ook wel drukhoogte of in het Engels Pressure altitude (PA) genoemd. De QNE wordt aangegeven in Flight levels (FL). Flight level is daarmee de aanduiding voor de hoogte ten opzichte van het referentievlak 1013 hPa. De luchtverkeersleiding ook wel Air traffic control (ATC) genoemd, geeft de vlieger de juiste informatie over de QNE. Als de Pressure altitude 6.000 ft. bedraagt dan wordt dit aangegeven als ‘Flight level 60’. Het Flight level vermenigvuldigd met 100 geeft de Pressure altitude aan. Een ander voorbeeld: FL 75 = 7500 ft. Een ezelsbruggetje om te onthouden: QNE = Q Never Exceed In Nederland ligt de overgang van QNH (altitude) naar QNE (Flight levels) op 3.500 ft. Dit wordt geleid door de luchtverkeersleiding. Voor de overgang van QNH naar QNE is een overgangslaag of in het Engels Transition layer ingesteld van 1.000 ft. boven de 3.500 ft. VFR Vluchten boven de transitiehoogte van 3.500 ft moeten de QNE als referentiekader voor hoogte gebruiken. Het voordeel van het gebruik van QNE is dat alle luchtvaartuigen dezelfde hoogte hanteren omdat zij allen hetzelfde referentiekader voor hoogte gebruiken. QFE: Referentievlak: Terrein.

De vlieghoogte ten opzichte van de luchtdruk die heerst op het terrein van waaraf gestart wordt. Voor de start wordt de hoogtemeter ingesteld op de luchtdruk die op dat terrein heerst. De vlieghoogte wordt hier Above Aerodrome Level genoemd afgekort tot AAL en aangegeven als Height. Bij de QFE als referentievlak zal de hoogtemeter altijd 0 ft aanwijzen als het vliegtuig op de grond staat, dus bij start en landing. Meestal wordt deze instelling gebruikt voor lokale vluchten in de buurt van het vliegveld of terrein waar men opgestegen is. Een ezelsbruggetje om te onthouden: QFE = Q Field Elevation. Als we vliegen naar een gebied met een lagere druk dan vanwaar we opgestegen zijn en we stellen de hoogtemeter onderweg niet bij, dan zal het vliegtuig lager vliegen dan de hoogtemeter aangeeft. En als de grond dichterbij is dan de hoogtemeter aangeeft, kan dat zeer ernstige gevolgen hebben. Uitleg: Stel we vliegen op een hoogte waar de luchtdruk 1.000 hPa is. Nu vliegen we naar een gebied waar de luchtdruk daalt naar 990 hPa. We weten dat 1 hPa gelijk staat aan 27 ft. Het verschil is dus 10 x 27 ft = 270 ft. Onze hoogtemeter zal echter uitgaan van de 1.000 hPa omdat we de hoogtemeter onderweg niet hebben aangepast aan de actuele luchtdruk. We vliegen daarom zo’n 270 ft lager dan gedacht!

Iets soortgelijks geldt ook voor temperatuursveranderingen. Als de temperatuur verandert bij een gelijke luchtdruk, zal de vlieghoogte ook veranderen. Een stelregel zegt dat iedere verandering van 2,70 C een afwijking geeft van 1% van de hoogte. Als de temperatuur afneemt zal het vliegtuig lager vliegen dan de hoogtemeter aangeeft. Als de temperatuur toeneemt zal het vliegtuig hoger vliegen dan de hoogtemeter aangeeft. Uitleg: Stel we vliegen op een hoogte van 3.000 ft en de temperatuur daalt met 5,4 0 C. Als we deze temperatuursverlaging niet compenseren op de hoogtemeter dan zal dit een afwijking geven van 2% van de vlieghoogte. 2% van 3.000 ft. = 60 ft. Het vliegtuig vliegt dus 60 ft. lager dan de hoogtemeter aangeeft.

We geven nog een voorbeeld: Stel we vliegen op een bepaalde hoogte waar de luchtdruk 995 hPa bedraagt. We willen naar punt A vliegen. Als we nu geen rekening houden met veranderende luchtdrukken en we stellen de hoogtemeter niet bij, houdt onze hoogtemeter 995 hPa aan.

Zoals we zien komen we dan niet uit bij punt A maar bij punt B. De grond komt op dat punt wel akelig dichtbij...!

De dichtheidshoogte wordt in het Engels Density altitude (DA) genoemd. Dichtheidshoogte is de drukhoogte gecorrigeerd voor temperatuur. In de ISA is de standaard temperatuur + 150 C. Als ook de druk een standaard waarde heeft van 1013,2 hPa bij MSL is de drukhoogte 0 ft. We weten dat als de temperatuur stijgt de luchtdichtheid afneemt. Door uitzetting bevinden zich immers minder luchtdeeltjes in een bepaald volume lucht. Door het afnemen van de luchtdichtheid lijkt het erop of een vliegtuig op grotere hoogte vliegt en daarom ook zijn prestatie afneemt. Er zijn immers minder luchtdeeltjes die het vliegtuig ‘dragen’. Stel nu dat de ISA condities allen gelijk blijven, behalve de temperatuur. Die stijgt van +150 C naar +300 C. Dan zullen er minder luchtdeeltjes in een bepaald volume lucht zitten en daarom zal de luchtdichtheid af nemen. Het lijkt erop dat het vliegtuig zich op een grotere hoogte bevindt. Nu zeggen we dat daarom ook de dichtheidshoogte is toegenomen. Het lijkt er immers op dat het vliegtuig zich op een grotere (dichtheids-)hoogte bevindt. De dichtheidshoogte is gelijk aan de drukhoogte als de ISA condities standaard zijn. Zodra de temperatuur verandert, zal ook de dichtheidshoogte veranderen. Vuistregel: Flying from high to low, beware below. Deze vuistregel geldt voor druk én temperatuur. De hoogtemeter kan fouten maken:

Temperatuurfouten door veranderende temperatuur ten opzichte van de standaardwaarden van de ISA kan de hoogtemeter afwijkingen vertonen. Hiertegen worden compensatiestiften of compensatiegas gebruikt in de membraandozen van de hoogtemeter. Omdat de luchtdruk niet lineair afneemt met hoogte, kan de hoogtemeter minder nauwkeurig worden. De hoogtemeter kan door vertraging van het hoogtemetersysteem naijlen en daardoor minder nauwkeurig worden. Wrijvingsfouten door wrijving van de lagers van het hoogtemetersysteem kan de hoogtemeter minder nauwkeurig worden. Door verstopping van de Static port kan de hoogtemeter de drukverschillen niet meer weergeven en zal de hoogtemeter alleen de druk weergeven die in het systeem (achter de verstopping) zit. De hoogteaanwijzing zal daardoor niet veranderen. Positiefouten (Engels: Position error) treden op als de luchtroom van de Static port wordt verstoord door positieverandering van het vliegtuig. De snelheidsmeter: De snelheidsmeter wordt ook wel Air speed indicator (ASI) genoemd. Voordat we uitleggen hoe de ASI werkt, is het belangrijk om nog even naar voren te halen dat de totale druk een optelling is van statische druk + dynamische druk. De ASI is via de Static port ‘aangesloten’ op de statische druk en is via de Pitotbuis ‘aangesloten’ op de dynamische druk + statische druk (= totale druk).

Op de onderstaande foto is de Pitotbuis te zien van een Cessna C 172.

Sommige vliegtuigen hebben een Pitotbuis waar men naast de totale druk ook de statische druk meet. In dat geval hebben die vliegtuigen geen aparte Static port, maar een gecombineerde drukmeting voor statische druk en totale druk bij de Pitotbuis. De Pitotbuis heeft in dat geval één of meerdere openingen aan de zijkant waar de statische druk gemeten wordt. De totale druk komt door de opening aan de voorzijde van de Pitotbuis.

Wij gaan er in deze uitleg van uit dat er een Static port aanwezig is en dat de totale druk via de Pitotbuis opgevangen wordt.

Een kleine samenvatting van het voorgaande: Tezamen met de dynamische druk (½ ρ v2 ) vangt de Pitotbuis dus ook de statische druk (Ps ) op. Die is immers altijd aanwezig ook al zijn we in beweging. De Pitotbuis levert de totale druk terwijl de ASI via de Static port de PS

aangeleverd krijgt. Nu is de Pitotbuis aangesloten op de membraandoos in het (luchtdichte-) huis van de snelheidsmeter. De Static port is aangesloten op het huis van de snelheidsmeter. In de membraandoos heerst totale druk en in het huis van de ASI heerst statische druk. De aanstromende totale druk die via de Pitotbuis de membraandoos binnenstroomt wordt daar tot stilstand gebracht. Dit noemt men ook wel Pitotdruk. Door de totale druk af te trekken van de statische druk, krijgt men de dynamische druk of ½ ρ v2: Totale druk (Ps + ½ ρ v2 ) - statische druk (Ps ) = dynamische druk (½ ρ v2) = IAS.

De membraan in de ASI zal uitzetten als er via de Pitotbuis dynamische druk de membraandoos binnenstroomt. Via een overbrengingsmechanisme wordt de uitzettende of inkrimpende beweging van de membraandoos omgezet in een draaiende beweging van een wijzer over een wijzerplaat.

Staat het vliegtuig stil, dan zal er geen dynamische druk de membraandoos binnenstromen, maar alleen statische druk. Omdat er via de Static port ook statische druk de behuizing van de ASI binnenstroomt zal de membraan niet uitzetten en er zal dus geen snelheid aangegeven worden. Als het vliegtuig in beweging komt, zal er na statische druk nu ook dynamische druk de membraandoos binnenstromen. Nu zal er wel een snelheid aangegeven worden. Het verschil in druk wordt in de snelheidsmeter gemeten en omgezet in een bepaalde snelheid. De dynamische druk is dus een maat voor snelheid. Het drukverschil noemt men Indicated air speed afgekort tot IAS. De dynamische druk is dus een maat voor snelheid (de IAS) maar is zoals we weten ook belangrijk voor het ontstaan van lift. De formule van dynamische druk ( ½ ρ v2 ) is een belangrijk onderdeel van de liftformule. De IAS (= ½ ρ v2 ) is daarom niet alleen een maat voor snelheid, maar ook een maat voor de prestaties van het vliegtuig. Dit is een belangrijk gegeven, want bijvoorbeeld bij een te lage IAS zal er onvoldoende draagkracht zijn voor het vliegtuig om op te stijgen. En eenmaal in de lucht, kan een te lage IAS de draagkracht drastisch doen verminderen. Naast de IAS onderscheiden we de ware luchtsnelheid of in het Engels: True air speed afgekort tot TAS. De TAS is de luchtsnelheid van het vliegtuig ten opzichte van de lucht waarin het vliegtuig zich bevindt. De TAS kan de vlieger veranderen door meer/minder gas te geven. In de formule ½ ρ v2 representeert de v2 de TAS. De TAS en de IAS zijn niet vaak gelijk aan elkaar. Dit komt door de luchtdichtheid (ρ). Alleen bij de standaardwaarden van de ISA is de IAS gelijk aan de TAS. Dus, als het vliegtuig op de standaardwaarden van de ISA vliegt op MSL is de IAS gelijk aan de TAS. Als nu de druk of temperatuur verandert, zal ook de luchtdichtheid en daarmee ook de IAS van de TAS veranderen. Sommige snelheidsmeters kunnen naast de IAS ook de TAS weergeven op een subscale van de snelheidsmeter. De TAS wordt in een dergelijk geval verkregen door de actuele drukhoogte te verrekenen met de actuele

buitentemperatuur ook wel Outside air temperature (OAT) genoemd. In feite is de TAS subscale een schijf die achter de wijzerplaat geïnstalleerd en tijdens het vliegen de TAS aangeeft. Met een knop is de subscale in te stellen op druk en temperatuur. Als de subscale eenmaal ingesteld is op de juiste drukwaarde tegenover de OAT wordt direct de TAS waarde zichtbaar die behoort bij de IAS van dat moment. De TAS subscale is op de foto rood uitgekaderd.

Het is belangrijk om te kijken of de snelheid in knopen per uur of in kilometers per uur wordt weergegeven. Verreweg de meeste snelheidsmeters in sportvliegtuigen geven de snelheid in knopen per uur weer, maar het kan geen kwaad dit nog even na te kijken alvorens het luchtruim te kiezen! Daarnaast kan de snelheid worden weergegeven als KIAS of KTAS. De ‘K’ geeft dan aan dat het om Knots of knopen gaat. Door positiefouten (de luchtroom van de Static port en/of Pitotbuis wordt verstoord door positieverandering van het vliegtuig of turbulentie) kunnen afwijkingen in de snelheidsmeting ontstaan. Deze fouten worden vanuit de fabrikant via het vliegtuighandboek in tabellen gecorrigeerd. Na correcties noemen we de IAS nu Calibrated air speed afgekort tot CAS. We weten dat de TAS de ware luchtsnelheid is van het vliegtuig ten opzichte van de luchtmassa die het vliegtuig omgeeft. Nu kan door windinvloed de TAS een verschil opleveren met de snelheid van het vliegtuig in vergelijk met de grond. Deze grondsnelheid noemen we ook wel Ground speed afgekort tot GS. De GS en de TAS zullen gelijk zijn als er geen wind staat. Staat er een meewind (Engels: Tailwind), dan zal de GS hoger zijn dan de TAS. In dat geval staat de GS gelijk aan de meewindsnelheid + de TAS.

Staat er een tegenwind (Engels: Headwind), dan zal de GS lager zijn dan de TAS.

In dat geval stat de GS gelijk aan de tegenwindsnelheid – de TAS. Op deze materie wordt dieper ingegaan bij het hoofdstuk Navigatie. In volgorde:

• IAS + correctie voor positiefout = CAS • CAS + correctie voor luchtdichtheid = TAS • TAS + correctie voor wind = GS

Voor eenduidigheid in de luchtvaart is het belangrijk om een uniforme aanduiding te gebruiken voor de verschillende luchtsnelheden. Daarom gebruiken we in de luchtvaart de zogenaamde V-speed codes voor luchtsnelheden. Als we de wijzerplaat van de snelheidsmeter bekijken kunnen we een aantal zaken onderscheiden. Ten eerste kunnen we zien dat de snelheid in knopen wordt weergegeven. Onder het draaipunt van de wijzer staat dit aangegeven met ‘knots’. De wijzerplaat laat een aantal gekleurde bogen zien die gekoppeld staan aan verschillende snelheden. De verschillende

gekleurde bogen zijn standaard snelheidsmarkeringen. Voor het gemak kunnen we de bogen ook als rechte lijn voorstellen. Hieronder een tekening van de bogen als rechte lijn.

De witte boog geeft de reikwijdte van snelheden aan bij gebruik van de Flaps. De hoogste witte boogwaarde geeft aan vanaf welke snelheid de Flaps gebruikt mogen worden; de Vfe. De laagste witte boogwaarde geeft de minimale snelheid aan van het vliegtuig in landingsconfiguratie. De landingsconfiguratie = Flaps volledig uit (Flaps full down), gas dicht, geen rolbeweging (Wings level flight); de Vso. Als het vliegtuig onder deze snelheid komt in landingsconfiguratie, zal het overtrekken. De groene boog geeft de reikwijdte van snelheden aan voor normaal gebruik. De laagste groene boogwaarde geeft de minimale snelheid aan van het vliegtuig zonder gebruik van Flaps. Dit wordt ook wel de Stalling Speed genoemd; Vs1. Hierbij gaat men uit van de landingsconfiguratie: Geen gebruik van flaps (Flaps full up), gas dicht, geen rolbeweging (Wings level flight). Als het vliegtuig in die omstandigheden onder deze snelheid komt zonder gebruik van Flaps zal het overtrekken. De hoogste groene boogwaarde geeft de maximale cruissnelheid aan; Vno. De groene boog zelf geeft de Maneuvrering speed weer; Va. Het lijkt alleen maar logisch dat de groene boog minder ver doorloopt naar het 0-punt op de wijzerplaat dan de witte boog. De Flaps geven het vliegtuig immers meer draagkracht bij een lagere snelheid. De gele boog geeft de reikwijdte van snelheden die boven Va liggen. Met dergelijke snelheden mag nog wel gevlogen worden, mits dit gebeurd in rustige weersomstandigheden met beperkte roeruitslagen. Dit om schade aan het vliegtuig te voorkomen. De rode streep bovenaan de gele boog geeft de snelheid aan die nooit overschreden mag worden. Bij overschrijding bestaat er gevaar voor schade aan het vliegtuig. Deze snelheid wordt ook wel Never exceed speed genoemd; Vne. Na uitleg over de wijzerplaat en de verschillende luchtsnelheden gaan we nog even rekenen: We weten inmiddels dat we de IAS ook kunnen schrijven als ½ ρ v2 . We kunnen er een vergelijking van maken: IAS = ½ ρ v2. Als we nu hoger gaan vliegen, zal de luchtdichtheid (ρ) afnemen. Omdat ρ afneemt, zal volgens de vergelijking ook de IAS afnemen. Stel nu dat we op MSL en ISA condities vliegen met een snelheid van 90 knopen IAS. Op dit punt is de IAS gelijk aan de TAS. Dus ook de TAS is 90 kts. Nu gaan we stijgen,

de luchtdruk neemt af, de luchtdichtheid neemt af en de IAS neemt daarom ook af. Stel dat de IAS nu 80 kts. bedraagt. Echter, de vlieger wil een IAS van 90 kts. handhaven en geeft daarom meer gas. Door meer gas te geven verhoogd de vlieger het vermogen en daarmee ook de waarde ‘v’ uit de formule ½ ρ v2. De ‘v’ representeert de TAS en dus verhoogd de vlieger eigenlijk de TAS om de IAS weer naar de 90 kts. te krijgen. Door verhoging van het vermogen is de IAS weer 90 kts. geworden, maar zal de TAS hoger liggen dan de oorspronkelijke 90 kts. Iets soortgelijks geldt ook voor temperatuursverschillen. Luchtdichtheid hangt immers af van luchtdruk én temperatuur. Stel dat we op MSL onder ISA condities vliegen met een IAS van wederom 90 kts. De IAS is onder deze condities gelijk aan te TAS. Nu wordt het warmer. Warme lucht zet uit (er bevinden zich minder luchtdeeltjes in een bepaald volume lucht) waardoor de luchtdichtheid eveneens afneemt. We weten inmiddels uit de vergelijking IAS = ½ ρ v2 dat een lagere luchtdichtheid (= ρ) ook een lagere IAS betekend. Dus ook hier wordt de IAS lager. Als de vlieger de IAS wil verhogen tot 90 kts. zal hij de v2 (= TAS) moeten verhogen door meer gas te geven. De IAS herstelt zich, maar de TAS wordt hoger dan de oorspronkelijke 90 kts. De IAS en de prestaties van het vliegtuig zijn dus aan elkaar gekoppeld. We leggen dit uit aan de hand van het volgende voorbeeld. Stel dat we willen opstijgen van een vliegveld dat op MSL ligt en waar ISA condities gelden. Het vliegtuig kan opstijgen bij een (fictieve-) IAS van 60 kts. Op het punt van opstijgen is de IAS dus gelijk aan de TAS; 60 kts.

Stel dat het vliegtuig op dat punt een startlengte nodig heeft van 300 meter. Nu gaan we in hetzelfde voorbeeld de temperatuur verhogen. Zoals we weten zal daarom de luchtdichtheid afnemen en daarmee ook de IAS verminderen. We zullen daarom de TAS moeten verhogen om tot een zelfde IAS te komen en dat zal meer vermogen (en tijd) kosten. Conclusie: We zullen langer over de grond moeten rollen en zullen daarom een langere startlengte nodig hebben om tot dezelfde IAS te komen! Uit dit voorbeeld kunnen we afleiden dat de prestatie van het vliegtuig gerelateerd is aan de IAS.

Het zelfde geldt voor hoogte. Door toenemende hoogte neemt de luchtdichtheid af en daarmee zal ook de IAS verminderen. Daarom zullen we de TAS moet verhogen om tot een zelfde IAS te komen en dat kost meer vermogen, tijd en dus ook baanlengte. We zullen dus langer over de grond moeten rollen om te kunnen opstijgen.

Het is belangrijk te onthouden dat indien de temperatuur toeneemt (doordat de lucht uitzet zijn er minder luchtdeeltjes per volume lucht aanwezig) of de druk afneemt (door afname van de luchtdruk zijn er ook minder luchtdeeltjes per volume lucht aanwezig) zal ook de luchtdichtheid afnemen en daarom ook de prestatie van het vliegtuig afnemen. Stel dat het vliegtuig overtrekt bij een snelheid van 45 kts. onder ISA condities. Dan zal het vliegtuig bij afnemende druk of toenemende temperatuur minder luchtdeeltjes tegenkomen per volume lucht en dus bij een hogere snelheid overtrekken! Dat kan gevaarlijk zijn als de vlieger hier bij de landing geen rekening mee houdt.

Vuistregel: Iedere 1.000 ft. boven MSL is de TAS gelijk aan IAS + 2%. Dit geldt tot zo’n 20.000 ft. boven MSL. Voorbeeld van de vuistregel bij een vlieghoogte van 4500 ft. en een IAS van 100 kts. De vraag is dan wat is de TAS? We gaan rekenen: Eerst nemen we 2% van de 100 kts. Dat is 2 kts. Die 2 kts. moeten we vermenigvuldigen met de hoogte. Dus komen we uit op 4,5 x 2 = 9. Dat antwoord tellen we op bij de 100 kts IAS. Dan komt de TAS uit op 100 kts. + 9 kts. = 109 kts. Op de snelheidsmeter staan zoals gezegd twee specifieke Stall speeds aangegeven. Dit zijn de Vs0 en de Vs1. Beide zijn Indicated airspeeds en geven de snelheid aan waarbij het vliegtuig overtrekt in die specifieke configuratie. Deze overtreksnelheden zijn onafhankelijk van de hoogte waar het vliegtuig zich op bevindt! We lichten dit toe: De IAS = ½ ρ v2 = dynamische druk. Daarom zal de waarde van de dynamische druk (onder de specifieke configuratie’s!) bij een overtrek altijd gelijk zijn, onafhankelijk van de hoogte. De TAS zal door afname van ρ met hoogte, hoger worden in vergelijk met de IAS. Daarom zal het vliegtuig bij eenzelfde IAS overtrekken, onafhankelijk van de hoogte. Het vliegtuig zal met toenemende hoogte wel bij een hogere TAS overtrekken. De ρ neemt immers af met hoogte en daardoor wordt de TAS hoger dan de IAS. De snelheden die horen bij Vs0 en Vs1 verschillen per vliegtuigtype en staan vermeld in het vliegtuighandboek. De snelheidsmeter kan fouten maken:

• Omdat de luchtdruk niet lineair afneemt met hoogte, kan de snelheidsmeter minder nauwkeurig worden.

• Door verstopping van de Static port en/of de Pitotbuis kan de snelheidsmeter minder nauwkeurig worden of zelfs een geheel verkeerde snelheid aangeven.

• Positiefouten treden op als de luchtroom van de Static port en/of Pitotbuis wordt verstoord door positieverandering van het vliegtuig.

De fouten van de snelheidsmeter onder invloed van een verstopte Static port en/of Pitotbuis verdienen specificatie:

• Als de Static port én Pitotbuis verstopt raken, zal de IAS vanaf het moment van verstopping niet meer veranderen.

• Als de Pitotbuis vóór het opstijgen verstopt raakt, zal opgesloten statische druk gelijk zijn aan de statische druk die door de Static port gemeten wordt. Tijdens het versnellen op de startbaan zal de ASI geen dynamische druk meten en dus zal de wijzer op 0 blijven staan.

• Als de Pitotbuis verstopt raakt tijdens het stijgen, blijft de dynamische druk vanaf het moment van verstopping gelijk. De statische druk zal door het stijgen afnemen, waardoor de wijzer van de ASI een te hoge IAS zal aangeven.

• Als de Static port verstopt raakt tijden het stijgen, zal de opgesloten statische druk hoger zijn dan de afnemende statische

druk door het stijgen. De afnemende statische druk wordt nog wel gemeten door de Pitotbuis. De (te hoge) opgesloten statische druk van de Static port en de actuele statische druk via de Pitotbuis geven dat de wijzer van de ASI een te lage IAS zal aangeven. Het vliegtuig vliegt dus sneller dan de ASI aangeeft.

• Als de Pitotbuis verstopt raakt tijdens een horizontale vlucht zal de dynamische druk en daarmee ook de IAS vanaf het moment van verstopping niet meer veranderen.

• Als de Pitotbuis verstopt raakt tijden het dalen, blijft de dynamische druk vanaf het moment van verstopping gelijk. De statische druk zal door het dalen toenemen, waardoor de wijzer van de ASI een te lage IAS zal aangeven.

• Als de Static Port verstopt raakt tijdens het dalen, zal de opgesloten statische druk lager zijn dan de toenemende statische druk door het dalen. De toenemende statische druk wordt nog wel gemeten door de Pitotbuis. De (te lagen) opgesloten statische druk van de Static port en de actuele statische druk via de Pitotbuis geven dat de wijzer van de ASI een te hoge IAS zal aangeven. Het vliegtuig vliegt dus langzamer dan de ASI aangeeft.

Om bovenstaande problemen het hoofd te bieden hebben sommige vliegtuigen een extra Static port of een noodvoorziening die men vanuit de cockpit kan bedienen. Een en ander hangt af van het type vliegtuig. De meeste verstoppingen bij de Pitotbuis komen door ijsvorming. Daarom hebben sommige vliegtuigen een verwarmde pitotbuis waardoor ijsvorming wordt voorkomen. De stijg/daal snelheidsmeter: De stijg/daal snelheidsmeter wordt in het Engels Vertical speed indicator of VSI genoemd en geeft aan in welke mate het vliegtuig stijgt of daalt. Meestal wordt dit aangegeven in feet per minuut. Daarom kan men van het instrument aflezen met hoeveel feet we per minuut stijgen of dalen. Zie onderstaande foto.

In het luchtdichte instrumenthuis bevindt zich een membraandoos. Statische druk wordt via de static port direct in de membraandoos geleid, maar komt via een vernauwde opening de luchtdichte ruimte van het instrumenthuis binnen. De vernauwde opening zorgt er voor dat de statische druk enigszins vertraagd de luchtdichte ruimte van het instrumenthuis binnenkomt.

Als de druk in de membraandoos en de luchtdichte ruimte van het instrumenthuis gelijk zijn, zal de VSI 0 aanwijzen. Het vliegtuig verandert dan niet van hoogte. Stel dat het vliegtuig nu gaat stijgen. Door stijging vermindert de statische druk. Deze drukverlaging zal meteen in de membraandoos merkbaar zijn, maar de statische druk zal met een vertraging verminderen in de luchtdichte ruimte van het instrumenthuis. De statische druk in de luchtdichte ruimte van het instrumenthuis is dus (nog even) hoger dan de statische druk in de membraandoos. De membraandoos zal direct reageren op het drukverschil door in te krimpen. De mate van verandering (Engels: Rate of change) van statische druk in de membraandoos en de luchtdichte ruimte van het instrumenthuis wordt mechanisch omgezet naar een snelheid waarmee het vliegtuig stijgt. Bij daling van het vliegtuig zal de statische druk toenemen. De druktoename zal direct merkbaar zijn in de membraandoos en wederom vertraagd merkbaar zijn in de luchtdichte ruimte van het instrumenthuis. De membraan zal door de ontstane drukverschillen uitzetten. Wederom wordt de rate of change van statische druk in de membraandoos en het luchtdichte gedeelte van het instrumenthuis omgezet naar een snelheid waarmee het vliegtuig daalt. De VSI is gevoelig voor snelle veranderingen om de dwarsas. Bijvoorbeeld bij een snelle stijging (nose-up) kan de weergave hiervan via de VSI enige seconden op zich laten wachten. Dit noemen we ook wel naijlen. Om de vertraging enigszins te doen versnellen, hebben sommige vliegtuigen de beschikking over een Instantaneous vertical speed indicator afgekort tot IVSI. In feite is dit een VSI met een versnellingsmeter. Deze versnellingsmeter (Engels: Accelerometer) geeft de mate van verandering versnelt weer bij stijging of daling en laat extra lucht toe in het instrumenthuis als het vliegtuig een snelle verandering ondergaat om de dwarsas. Met de extra lucht wordt de actuele statische druk sneller toegelaten in het instrumenthuis. Op die manier wordt de vertraging bij een snelle stijging of daling verminderd. Als bijvoorbeeld een vliegtuig plotseling snel optrekt komt de versnellingsmeter direct in actie door meteen extra lucht in het instrumenthuis toe te laten. Hierdoor neemt de vertraging af. Zit het vliegtuig eenmaal in een klimvlucht na het plotselinge optrekken, dan stopt de versnellingsmeter met zijn werk en sluit de extra luchttoevoer af. Nu neemt de reguliere VSI het weer over. De schaalverdeling op de wijzerplaat van de VSI verloopt niet lineair. De ruimte tussen 0 en 1 is groter dan de ruimte tussen de hogere waarden. De niet lineaire schaalverdeling wordt voor de duidelijkheid aangebracht. Het is van belang om voor vertrek altijd de Static port te controleren op vuil of verstopping. Als de VSI verstopt is bij de start of verstopt raakt tijdens de vlucht zal de wijzer 0 aangeven. Ook bij het stijgen of dalen.

Het magnetisch kompas: Hoewel het magnetische kompas uitgebreid besproken wordt in het examenvak Navigatie, zullen we het hier kort de werking bespreken van het magnetisch kompas. Een magnetisch kompas richt zich naar het magnetische noorden van de aarde. Het magnetisch noorden van de aarde is overigens niet gelijk aan het ware (geografische) noorden van de aarde. De hoek tussen het ware noorden van de aarde en het magnetische noorden noemen we variatie. Startbanen liggen ten opzichte van het magnetische noorden en worden aangegeven in twee cijfers. Bijvoorbeeld Runway 05. Achter de twee cijfers komt altijd een 0. De genoemde startbaan ligt dus op 050 graden ten opzichte van het magnetisch noorden. Vlieginstrumenten wekken zelf ook een magnetisch veld op. De kompasnaald zal daarom draaien van het magnetische noorden naar het magnetisch veld van de instrumenten. Dit noemt men kompas noorden. De hoek tussen het magnetische noorden en het kompas noorden noemen we deviatie. Compensatiemagneten in het kompas gaan deviaties zoveel mogelijk tegen. De aarde gedraagt zich als een grote magneet. Het magnetisch noorden van de aarde trekt de magneet aan die in het kompas zit. Op die manier wijst het magnetisch kompas altijd naar het magnetisch noorden. Uit veiligheidsoverwegingen zijn alle vliegtuigen voorzien van een magnetisch kompas. Zelfs de grootste verkeersvliegtuigen hebben ‘ergens’ in de cockpit een magnetisch kompas. De meeste sportvliegtuigen zijn voorzien van een bolkompas. Zoals te zien op de foto.

In het kompashuis bevindt zich vloeistof waarin een magneetnaald drijft op een drijver. De vloeistof dempt de beweging van de magneten en verminderd de weerstand. Op de drijver staan de windhoeken en graden.

Via een (witte) zeilstreep op het glas kan de vlieger de koers aflezen. De zeilstreep geeft de positie van het vliegtuig aan ten opzichte van het magnetische noorden. In feite zit er niet één, maar er een aantal magneten in het kompas. De windroos verloopt in graden van 0 tot en met 360 graden.

• Op 900 vinden we het oosten of in het Engels East (E). • Op 1800 vinden we het zuiden of in het Engels South (S). • Op 2700 vinden we het westen of in het Engels West (W). • Op 0 of 3600 vinden we het noorden of in het Engels North (N)

• Tussen het noorden en oosten vinden we het noordoosten (NE) op 450.

• Tussen het oosten en zuiden vinden we het zuidoosten (SE) op 1350.

• Tussen het zuiden en westen vinden we het zuidwesten (SW) op 2250.

• Tussen het westen en noorden vinden we het noordwesten (NW) op 3150.

Het magnetisch kompas kan fouten maken doordat het vliegtuig versnelt of vertraagt. We kunnen ons voorstellen dat indien een vlieger plotseling volgas geeft, de aanwijzing van de in vloeistof bewegende magneetnaald als het ware ‘achterblijft’ bij de versnelling die het vliegtuig ondergaat. Daardoor zal het kompas tijdelijk een foutieve koers aangeven. Iets soortgelijks gebeurt bij vertraging van het vliegtuig en ook bij draaiing van het vliegtuig. Ook weersgesteldheid en met name turbulentie heeft

een invloed op de koersaanwijzing van het magnetisch kompas. Het voert voor de examenstof te ver om hier uitgebreid op in te gaan. We kunnen het magnetisch kompas voor vertrek controleren op barsten in het glas of lekkage van vloeistof. Er mogen geel luchtbelletjes zitten in de vloeistof en de drijver moet vrij kunnen bewegen in het kompashuis. Dit kunnen we controleren door even met een vinger voorzichtig tegen het glas te tikken. Tijdens het taxiën moet de koerswaarde oplopen bij het maken van een rechterbocht en afnemen bij het maken van een linkerbocht. Als het vliegtuig eenmaal recht op de startbaan (stil) staat (Engels: Lined up for take-off) kunnen we de koers van het vliegtuig vergelijken met de koers van de startbaan (Engels: runway QDM). Beide zouden gelijk moeten zijn. Gyroscopische instrumenten: Een gyroscoop is niets meer dan een snel ronddraaiende symmetrische massa. Veel dingen uit ons dagelijks leven kunnen we aanmerken als gyroscoop. Bijvoorbeeld de draaiende wielen van auto’s of een fiets. Het bekendste voorbeeld van een gyroscoop is de draaitol, maar ook onze aarde is een gyroscoop. Niet te vergeten is ook een draaiende propeller van een vliegtuig aan te merken als een gyroscoop. Met een gyroscoop kan de wet van behoud van hoekimpuls worden bewezen. En dat is belangrijk voor sommige vliegtuiginstrumenten want als een gyroscoop een bepaalde snelheid heeft, zorgt de wet van behoud van hoekimpuls ervoor dat de draaiende gyroscoop zijn positie zal willen behouden ten opzichte van de ruimte waarin de gyroscoop zich bevindt. Dit noemen we ook wel standvastigheid. Dat is meteen de eerste principiële eigenschap van een gyroscoop. We kunnen de standvastigheid vergroten door de symmetrische massa te vergroten of de snelheid waarmee de massa draait te vergroten. De tweede principiële eigenschap van iedere gyroscoop is precessie. Als we de richting van de as van een draaiende gyroscoop proberen te veranderen, zal door precessie de kracht die we uitoefenen pas na 900 tot uiting komen in de draairichting van de gyroscoop. Op de tekening staat een gyroscoop waarop we een kracht uitoefenen. De verwachtte reactie van de gyroscoop, komt na 900 graden in de draairichting. De draairichting van de gyroscoop met de rode pijl weergegeven. De blauwe pijl lijdt naar het punt op de gyroscoop waar we een kracht uitoefenen. We verwachten dat de gyroscoop ook op dat punt een reactie geeft, maar de reactie komt als de gyroscoop 900 graden ( zie de zwartgestippelde lijn) is gedraaid. De reactie wordt door de donkergrijze pijl weergegeven. In dit voorbeeld zal de draaiende schijf (de gyro) met de bovenkant naar links bewegen; De schijf zal tilten.

De volgende instrumenten maken gebruik van gyroscopen en hun gyroscopische eigenschappen:

• De bochtenaanwijzer maakt gebruik van precessie • Het gyroscopisch kompas maakt gebruik van standvastigheid • De kunstmatige horizon maakt gebruik van standvastigheid

In de meeste sportvliegtuigen worden de aanwezige gyroscopen aangedreven door een pneumatisch systeem. De gyroscopen worden dus door lucht aangedreven. De vliegtuigmotor zet een vacuümpomp in werking die een onderdruk creëert in het betreffende gyroscopisch instrument door de lucht weg te zuigen uit het instrumenthuis. In het instrumenthuis ontstaat daardoor een onderdruk. Door de drukverschillen zal lucht het instrumenthuis in willen stromen. Deze instromende lucht wordt over een ronde schijf (de gyro) met schoepen geleid die hierdoor snel gaat ronddraaien. De rotatiesnelheid van de gyro kan oplopen tot 15.000 toeren per minuut. In het Engels noemen we dit pneumatische systeem: Suction system.

Het suction system kunnen we controleren via een meter in de cockpit waarop de onderdruk wordt aangegeven. Meestal behoren de waarden tussen de 3-5 inch kwik(onder-)druk te liggen. Op de foto zien we een gyro suction meter in werking.

Omdat op grote hoogte de luchtdichtheid afneemt, zal op die hoogte ook de onderdruk waarde verminderen. Vliegtuigen die tot grotere hoogte kunnen komen, hebben om die reden meestal elektrisch aangedreven gyroscopen. We moeten ons beseffen dat tijdens lage toerentallen van de motor ook de onderdruk waarde zal verminderen. Dit is een normaal verschijnsel.

We komen nog even terug op standvastigheid als eigenschap van een gyroscoop. We kunnen van deze eigenschap gebruik maken als de draaiende gyroscoop als het ware ‘los’ staat van de aarde. In dat geval zal, ongeacht de positie van de aarde, de gyro eenzelfde positie willen behouden. Dit kunnen we bereiken door de draaiende gyro in twee cardanringen te plaatsen die onderling los van elkaar kunnen bewegen. Een dergelijke constructie noemen we een volcardanisch opgehangen gyro. Opgehangen in twee cardanringen heeft de gyro de mogelijkheid om zijn positie te behouden ongeacht de stand van de aarde. In het Engels noemen we dit Two degrees of freedom (TDF). We kunnen de gyro ook ophangen in één cardanring. Dan noemen we dit in het Engels Single degree of freedom (SDF). Op de tekening zien we aan de linkerzijde een SDF gyro (één cardanring) en aan de rechterzijde een TDF gyro (twee cardanringen). De rode stippen zijn de draaipunten van de cardanringen.

Op de onderstaande tekening zien we de ophanging van een volcardanische gyro.

Als eerste van de gyroscopische instrumenten zullen we de werking van de bochtenaanwijzer (Engels: Turn Indicator of TI) uitleggen. In de oorspronkelijk vorm geeft de TI alleen de mate van verandering van richting weer. De rolhoek wordt niet weergegeven. Met andere woorden; alleen de hoeksnelheid wordt door de TI weergegeven. De hoeksnelheid is de snelheid waar het vliegtuig om zijn topas beweegt in een bocht. In het Engels noemen we dit de ‘rate of turn’. De standaard rate of turn is ‘rate one’. Dat wil zeggen dat het vliegtuig een bocht maakt waarin iedere seconde 30 van richting wordt veranderd. Hoe sneller het vliegtuig vliegt, des te groter is de kracht nodig om van richting te veranderen. Hoe groter de vliegsnelheid, hoe groter de rolhoek zal moeten zijn om een rate one turn te maken. Als vuistregel kunnen we vasthouden aan het volgende: Om de juiste rolhoek te verkrijgen moeten we de TAS delen door 10 en daarbij 7 optellen. Een rate one turn bij 120 kts. komt dus neer op een rolhoek van ongeveer 190. Op de wijzerplaat van de TI zien we alleen of de wijzer naar links dan wel naar rechts uitslaat. De werking van de TI berust op precessie. De gyro in de TI is SDF opgehangen in de lengterichting van het vliegtuig.

Als nu het vliegtuig om de topas beweegt (op de bovenstaande tekening beweegt het vliegtuig naar links, bekeken vanuit de positie van de vlieger) zal die kracht door precessie pas na 900 in de rotatierichting van de gyro tot uitdrukking komen. Deze beweging wordt via een wijzer weergegeven op de wijzerplaat. Op de onderstaande tekening zien we dat de rode pijl de rotatierichting weergeeft van de gyro. De blauwe pijl geeft de kracht aan die door de verandering van richting wordt uitgeoefend op de gyro. Door precessie zal deze kracht na 900 in de draairichting van de gyro tot uitdrukking komen. De gyro zal in dit geval met de bovenzijde naar links bewegen of tilten. Deze beweging wordt weergegeven op de wijzerplaat van de TI.

Op de wijzerplaat van de TI treffen we aan de onderzijde de slipmeter aan. De slipmeter is een gebogen buisje gevuld met vloeistof en een zwart balletje. Het zwarte balletje kan vanuit het midden naar links of rechts bewegen. Op de onderstaande tekening zien we het balletje uiterst links, in het midden en uiterst rechts aangegeven.

De werking van de slipmeter berust op de zwaartekracht en dus niet op gyroscopische eigenschappen. De werking van de TI berust op precessie. De stand van het balletje geeft aan of de bocht zuiver gevlogen wordt. Beweegt het balletje uit het midden vandaan, wordt de bocht niet zuiver gevlogen; Het vliegtuig schuift of slipt. Als de bocht zuiver gevlogen wordt, zeggen we dat het vliegtuig een gecoördineerde bocht maakt.

In een gecoördineerde bocht is er een juiste verhouding tussen de rolroeren en het richtingsroer. We kunnen nu ook zeggen dat in een zuivere bocht wordt het balletje een gelijke kracht ondervindt van de middelpuntzoekende (of centripetale) kracht en de zwaartekracht. Het balletje blijft dan in het midden staan. Tegenwoordig is bij veel vliegtuigen de TI vervangen door een Turn Coördinator (TC). De werking van de TC blijft in principe gelijk aan de TI. De TI geeft aan of het vliegtuig om de topas draait, de TC geeft aan of er hoek aangerold wordt. Omdat de gyro niet geheel horizontaal geplaatst is, is het gevoeliger voor veranderingen in vergelijk met de TI.

Op de foto zien we een TC met slipmeter. Op de wijzerplaat van de TC is een doorsnede van het vliegtuig te zien en wordt naast de hoeksnelheid ook de rolhoek naar links of rechts aangegeven. Daar onder zien we de slipmeter. Het is van belang te weten dat de rolhoek niet graden wordt weergegeven! Het is daarom lang niet altijd duidelijk of er bij een bepaalde stand van het ‘vliegtuigje’ op de

wijzerplaat een echte rate one turn gevlogen wordt. Als de vlieger deze informatie wil weten, zal hij enkele bochten moeten vliegen en met een stopwatch moeten meten wat de ware rate of turn is. De gyro van de TC wordt meestal elektrisch aangedreven en niet door een pneumatisch systeem. Als de TC geen of onvoldoende elektrische stroom krijgt om goed te functioneren, komt als waarschuwing vaak een rode vlag in beeld op de wijzerplaat. Controle op de werking van de TC kan bij het taxiën plaatsvinden. Tijdens het nemen van een bocht op de grond zal het ‘vliegtuigje’ op de wijzerplaat van de TC naar de kant moeten uitslaan waar het vliegtuig naar toe beweegt. Het balletje van de slipmeter zal naar de tegengestelde zijde moeten uitslaan. Dit komt omdat er op de grond geen sprake is van een gecoördineerde bocht. Het tweede gyroscopische instrument is de kunstmatige horizon of in het Engels: Artificial horizon of Attitude indicator afgekort tot AI. De gyro is bij dit instrument volcadanisch opgehangen. Dus met twee cardanringen. De AI maakt gebruik van standvastigheid. De gyro en het volcardanische binnenwerk blijven standvastig de horizon weergeven en het vliegtuig beweegt er omheen. Dit verschil wordt weergegeven op het display van de AI. In de meeste sportvliegtuigen wordt de AI aangedreven door het reeds besproken suction system. De AI geeft aldus de stand van het vliegtuig weer ten opzichte van de horizon. Het display van de AI geeft een horizon weer als dunne witte lijn met daarboven een blauwe lucht en daaronder een zwarte of bruine aarde. Het witte stipje met de witte streepjes aan weerszijden symboliseren het vliegtuig. De rolhoek en baanhoek worden weergegeven in graden. Ieder wit markeringsstreepje op de zwarte rand om het display staat voor 100 rolhoek. Vanuit het midden wordt het rolhoek met markeringsstreepjes aangegeven als 100, 200 , 300 en 600 . De beweging om de dwarsas (pitching) wordt vaak weergegeven met stapjes van 50. Het is goed te beseffen dat een kleine verandering op het display van de AI een veel grotere verandering kan inhouden van het vliegtuig zelf. Dit geldt met name voor de veranderingen om de dwarsas, dus nose-up of nose-down. Als het display van de AI aangeeft dat het vliegtuig bijvoorbeeld een nose-up stand aangenomen heeft, wil dit nog niet zeggen dat het vliegtuig bezig is te klimmen. Slow flight en een daalvlucht kunnen ook met een nose-up stand gevlogen worden! De AI geeft dus alleen de stand van het vliegtuig weer ten opzichte van de horizon en geeft geen informatie over de vluchtbaan.

Het is van belang te weten dat het bij het opstarten van de AI (bij het starten van de vliegtuigmotor) het wel 7 minuten kan duren alvorens de gyro op volle snelheid is gekomen en betrouwbare informatie geeft. Daarna kan de vlieger met de stelknop het ‘vliegtuig’ op het display gelijkzetten aan de kunstmatige horizon. Doe dit altijd vóór vertrek als het vliegtuig stilstaan op de grond. Beweging van het vliegtuig kan de gyro van de AI beïnvloeden. Het derde gyroscopisch instrument is het gyroscopisch kompas of in het Engels: Heading Indicator afgekort tot HI. Dit instrument wordt ook wel Direction Indicator of DI genoemd. We houden het op HI.

Het HI maakt gebruik van standvastigheid van de gyro. Een magnetisch kompas kan makkelijk fouten maken door versnelling of vertraging van het vliegtuig, maar ook door draaiing van het vliegtuig en aanwezige

magnetische velden. Daarom heeft men naast het magnetisch kompas ook de HI geïnstalleerd in vliegtuigen. De HI is volcardanisch opgehangen en wordt meestal aangedreven door het suction system. De HI moet regelmatig worden geijkt aan het magnetisch kompas. Natuurlijk kan een goede ijking pas plaatsvinden als we een betrouwbare weergave kunnen verwachten van het magnetisch kompas. Daarom moeten we letten op de draaiing –en versnellingsfouten. Een betrouwbare weergave van het magnetisch kompas kunnen we verwachten als het vliegtuig enkele minuten met draaiende motor stilstaat op de grond. Voor vertrek kunnen we de HI gelijkzetten aan het magnetisch kompas. Dit doen we door de gyro eerst vast te zetten met de Cage knop om daarna de kompasroos van de HI gelijk te zetten aan de kompasroos van het magnetische kompas. Daarna kunnen we de gyro weer los te maken via de Cage knop. Tijdens het taxiën kunnen we de werking van het HI controleren. Als we een bocht maken zal de HI een koersverandering moeten aangeven. Maken we een rechterbocht dan zal waarde moeten toenemen, maken we een linkerbocht dan zal de aangegeven waarde op de HI moeten afnemen. Als we eenmaal recht op de startbaan (stil)staan (lined-up for take-off) kunnen we de koers van de HI en het magnetisch kompas nogmaals vergelijken en zonodig aanpassen. De as van de HI gyro zal door standvastigheid naar één punt willen blijven wijzen. De aarde draait echter langzaam weg van het ingestelde punt van de gyro-as door de aardrotatie. Daarom ontstaat er een verschil tussen de koers van de HI en het magnetische kompas en moeten we zo’n iedere 15 minuten de HI aanpassen aan het magnetisch kompas. Overigens speelt ook wrijving van de lagers in het instrument een rol bij het ontstaan van het koersverschil tussen de HI en het magnetische kompas. Als we eenmaal in de lucht de HI willen ijken aan het magnetisch kompas, zullen we dus ook hier bedacht moeten zijn op draaiings –en versnellingsfouten. Het magnetisch kompas kan ook fouten maken onder invloed van turbulentie. Het ijken kan dus het best plaatsvinden tijdens straight and level flight zonder al te veel turbulentie. Bij het maken van (zeer-) steile bochten of acrobatie zal precessie optreden op de as van de HI gyro. De HI kan hierdoor een afwijkende koers gaan aangeven. De gemiddelde HI is ingesteld op bochten tot 600 . Als het vliegtuig bochten maakt steiler dan 600 of als het vliegtuig acrobatische toeren uithaalt, zal de HI (ná het maken van de bochten of acrobatie) aangepast moeten worden aan het magnetisch kompas. De voortstuwingsinrichting: Vrijwel alle sportvliegtuigen maken gebruik van zuigermotoren als voortstuwingsinrichting. Het principe van de zuigermotor is vrij simpel; warmte wordt omgezet in beweging. Een mengsel van lucht en brandstof wordt verbrand en zet de energie die bij de verbranding vrijkomt om in

een draaiende beweging. We noemen dit soort zuigermotoren ook wel inwendige verbrandingsmotoren. Bij de verbranding worden de koolwaterstoffen uit de benzine met zuurstof verbrandt. Het resultaat is onder andere; warmte-energie, water (H2O), koolstofdioxide (CO2) en zwaveldioxide (SO2).

Op bovenstaande tekening zien we een cilinder en daarin een zuiger. De zuiger past precies in de cilinder en kan op –en neer bewegen.

Op de bovenstaande tekening zien we de doorsnede van een zuigermotor. Veel motoren hebben vier zuigers en even zoveel cilinders. Op bovenstaande tekening zien we de doorsnede van één cilinder. Het lucht/brandstof mengsel gaat de cilinder binnen via de inlaat. Daar wordt het mengsel samengedrukt door de zuiger. Na een vonk van de bougie wordt het mengsel ontbrand en zet uit. De uitzettende kracht doet de

zuiger naar beneden bewegen. De zuiger zet de krukas in beweging. De krukas zet de op –en neergaande beweging om in een draaiende beweging.

Op de foto is een gedemonteerde krukas te zien. De roterende krukas drijft de propeller aan. Het verbrande mengsel verlaat de cilinder via de uitlaatklep. De motoronderdelen worden gesmeerd door olie die zich bij 4-takt motoren in de motor bevindt. Het omzetten van de op –en neergaande beweging is makkelijk voor te stellen als we het fietsen als voorbeeld nemen. De op –en neergaande beweging van de knieën verandert in een draaiende beweging van de voeten op de pedalen. Op soortgelijke wijze zet de krukas de op –en neergaande bewegingen die de zuiger maakt om in een draaiende beweging. Zie ook onderstaande tekening.

Op de onderstaande tekening zien we een beknopte weergave van het motorsysteem. In de carburateur wordt benzine met lucht gemengd. Met de gasklep (ook wel smoorklep genoemd) regelt de vlieger hoeveel lucht/brandstof er naar de cilinders stroomt. De stand van de gasklep bedient de vlieger vanuit de cockpit met de hand (te vergelijken met de bediening van ‘gaspedaal’ in een auto met de rechtervoet). Via de inlaatklep wordt het mengsel de cilinder binnengelaten. De zuiger perst het mengsel samen en de bougie geeft een vonk af waardoor het mengsel ontbrandt. Een ontstekingssysteem zorgt dat de bougie op het juiste moment een vonk kan afgeven. De zuiger beweegt door de verbranding naar beneden. De krukas zet de op –en neergaande beweging om in een draaiende beweging. Na verbranding worden de uitlaatgassen via de uitlaatklep naar de demper en uitlaat geleid.

De zuiger beweegt in de cilinder tussen twee punten. Deze noemen we het Onderste dode punt (ODP) en Bovenste dode punt (BDP). De diameter van de zuiger noemen we boring en de weg die zuiger in de cilinder aflegt noemen we slag.

Het volume van de slag die de zuiger(s) maakt wordt ook wel slagvolume of de motorinhoud genoemd. Het slagvolume wordt aangegeven in ‘cc’. Deze afkorting staat voor kubieke centimeter (Engels: Cubic centimeter). 1 cc = 1cm3 = 1 ml. Soms wordt de inhoud weergegeven in kubieke inches (Engels: Cubic Inches). Een omrekenmaat is de Cubic Inches te vermenigvuldigen met 0,01639. We kunnen het slagvolume makkelijk berekenen met de volgende formule: 0,0007854 x (slag in mm.) x (boring in mm.)2 x aantal cilinders = antwoord in mm3 = antwoord in cc. (Deze formule behoort niet tot de officiële lesstof.) De Paardenkracht of PK is een verouderde aanduiding voor het vermogen dat een motor levert. De maat waarin het vermogen tegenwoordig wordt aangeduid is KiloWatt (Kw):

• 1 Kw = 1,36 PK • 1 PK = 0,74 Kw

Een gangbare compressie verhouding is 9:1 voor benzinemotoren. Dat wil zeggen: Het volume van de cilinder, als de zuiger zich op ODP bevindt, is negen keer zo groot als het volume van de cilinder als de zuiger zich op het BDP bevindt. Een en ander te terug te vinden op de onderstaande tekening. De verhouding tussen het blauw gekleurde gedeelte en het rood gekleurde gedeelte geeft de compressie verhouding weer. De compressie verhouding wordt ook wel compressie ratio genoemd. Het blauwe gedeelte noemen we het totale cilinder volume.

Een rotatie van de krukas noemen we in het Engels Revolution. Het aantal Revolutions per minute of RPM geeft aan hoeveel rotaties of omwentelingen de krukas per minuut maakt. Als de motor wel in bedrijf is maar er geen gas gegeven wordt, loopt de motor stationair (Engels: Idle). Letterlijk genomen kan een motor niet ‘draaien’ of ‘lopen’. Met het ‘draaien’ of ‘lopen’ van de motor wordt bedoeld dat de motor in bedrijf is en dat de krukas roteert. Gewoonlijk zal een motor bij een stationair toerental ongeveer 600 tot 800 RPM maken. Tijdens kruisvlucht zal het toerental ongeveer op de 2200 RPM liggen. Een en ander is afhankelijk van het soort en type motor. Het toerental van de motor is af te lezen op de toerenteller in de cockpit. Op de afgebeelde toerenteller vinden we onderaan de teller die aangeeft hoeveel uur de motor ‘gedraaid’ heeft. Met deze teller kunnen we na de vlucht in het logboek noteren hoeveel uren de motor in werking is geweest. Dit is van belang voor de rekening die we moeten betalen voor de huur van het vliegtuig, maar de teller is ook van belang voor de onderhoudsintervallen.

Er zijn verschillende inwendige verbrandingsmotoren. Zo kennen we de 4-takt motor en de 2-takt motor, ieder met verschillende aantallen cilinders. Daarnaast kunnen motoren gebruik maken van verschillende soorten brandstoffen. We onderscheiden onder andere de benzinemotor en de dieselmotor. Er zijn veel meer typen motoren en brandstoffen, het voert

echter buiten het bestek van deze site daarop in te gaan. Het is van belang te weten dat de meeste zuigermotoren van sportvliegtuig AVGAS gebruiken als brandstof. AVGAS is een soort benzine. Later in dit hoofdstuk komen we terug op de samenstelling en kenmerken van AVGAS. De meeste vliegtuigmotoren zijn 4-takt motoren met twee bougies per cilinder. De 4 takten of slagen van de motor volgen het principe van Nikolaus Otto, ook wel de Otto cyclus genoemd. 1. De inlaatslag: De zuiger beweegt van het bovenste dode punt (BDP) naar beneden waardoor een onderdruk in de cilinder ontstaat. Als de inlaatklep wordt geopend, kan door de onderdruk het mengsel lucht/brandstof de cilinder instromen.

inlaatslag 2. De compressieslag: De zuiger beweegt van het onderste dode punt (ODP) omhoog naar het BDP en perst het mengsel lucht/brandstof samen. Zowel de inlaat –als uitlaatkleppen zijn nu gesloten.

compressieslag 3. De arbeidsslag: Het samengeperste mengsel lucht/brandstof wordt door een vonk van beide bougies ontstoken op het einde van de compressieslag. Door de verbranding ontstaat een sterk uitzettend gas dat de zuiger met kracht naar beneden duwt. Het mengsel verbrandt, maar explodeert niet! De verbranding gaat gepaard met hoge temperaturen.

arbeidsslag 4. De uitlaatslag: Vanaf het onderste dode punt (ODP) beweegt de zuiger naar boven waardoor een overdruk ontstaat. Als de uitlaatklep geopend wordt, kunnen de verbrandingsgassen de cilinder verlaten en kan de cyclus opnieuw beginnen.

uitlaatslag De kleppen open –en sluiten zich niet precies als de zuiger zich op het BDP of ODP bevindt. Voor een goede doorstroming van de gassen opent de inlaatklep zich voor de zuiger de BDP bereikt. De uitlaatklep opent zich voordat de zuiger het ODP bereikt. Een en ander hangt af van het type motor en wordt vastgelegd in het zogenaamde kleppendiagram. Tijdens de 4 slagen:

• Draait de krukas twee keer rond • Beweegt de zuiger twee keer op –en neer • Opent en sluit de inlaatklep één keer • Opent en sluit de uitlaadklep één keer • Wordt er één keer een arbeidsslag verricht

Zoals gezegd hebben de veel sportvliegtuigen motoren met 4 cilinders. Elk van de cilinders is bezig met een andere slag. In een 4 cilindermotor wordt telkens maar door één van de zuigers een arbeidsslag verricht. Tijdens de 4 slagen openen –en sluiten de kleppen dus één keer. De kleppen worden bedient door één of meerdere nokkenassen. De nokkenas is simpelweg een as met nokken. De ronddraaiende nokken ‘drukken’ de klep open. Een klepveer zorgt dat de klep weer sluit. De nokkenassen

worden via een ketting of riem (distributieriem) aangedreven door de krukas. Dus als de krukas twee keer ronddraait, draait de nokkenas maar één keer rond. Sommige motoren hebben geen 2 maar 4 kleppen per cilinder. In dat geval zijn er 2 inlaatkleppen en 2 uitlaatkleppen. Meestal heeft de inlaatklep een grotere diameter dan de uitlaatklep. De uitlaatklep is vaak hol en deels gevuld met natrium om de enorme hitteontwikkeling snel te kunnen afvoeren.

Op de linker bovenstaande tekening zien we de doorsnede van de cilinderkop met de kleppen, klepveren en boven ieder klep een nokkenas. De nokken van de draaiende nokkenas drukken de klep naar beneden. De klepveer zorgt ervoor dat de klep zich weer sluit. Het draaien van de nokkenas en ook het openen en sluiten van een klep is te zien op onderstaande tekening. Het mengsel lucht/brandstof heeft bepaalde verhouding. Een zogenaamd ‘chemisch juist mengsel’ of ideaal mengsel heeft een mengverhouding van 1:14,7 (vaak afgerond op 1:15). Dat wil zeggen 1 gewichtsdeel benzine op 14,7 gewichtsdelen lucht. Dit wordt ook wel een stochiometrische mengverhouding genoemd. Bij een chemisch juist mengsel vindt een (theoretische-) volledige verbranding plaats. Het probleem bij een volledige verbranding is de hoge temperatuur. Daarom wordt er gewoonlijk een mengverhouding van 1:13,5 aangehouden.

Het mengsel kunnen we verarmen en verrijken in vergelijk met het ideale mengsel:

• Een ‘arm’ mengsel (Engels: Lean mixture) heeft naar verhouding meer lucht in het mengsel, bijvoorbeeld een mengverhouding van 1:18. Een arm mengsel geeft een lager benzineverbruik maar een hogere temperatuur.

• Een ‘rijk’ mengsel (Engels: Rich mixture) heeft naar verhouding meer benzine in het mengsel, bijvoorbeeld een mengverhouding van 1:8 Bij een rijk mengsel zal niet alle aanwezige benzine verbranden. Daarvoor is te weinig lucht aanwezig in het mengsel. Het deel onverbrande benzine verdampt. Bij verdamping wordt warmte onttrokken aan de omgeving. Het verrijken van het mengsel heeft daarom een temperatuursverlagend effect op de verbranding. Een rijk mengsel geeft een hoger benzineverbruik.

Bij een normale verbranding van het lucht/brandstof mengsel in de cilinder, heeft het vlamfront een bepaalde snelheid. Een (te) hoge snelheid van het vlamfront kan er toe leiden dat het mengsel onbedoeld explosief verbrandt. Dit noemen we detonatie. Detonatie vindt plaats ná de ontsteking door de bougie. Het mengsel ontbrandt niet maar explodeert, waardoor het bijvoorbeeld een gat in de zuiger kan slaan. Detonatie kan onherstelbare schade toebrengen aan de motor. Een te hoge snelheid van het vlamfront kan ontstaan door een te hoge temperatuur door een (te) sterk verarmd mengsel. Detonatie kan ontstaan als het mengsel te sterk wordt verarmd bij relatief hoge toerentallen (veel vermogen) van de motor. Bijvoorbeeld als tijdens een kruisvlucht het mengsel op normale wijze door de vlieger is verarmd, en er wordt volgas gegeven om te klimmen. Voordat er meer vermogen gevraagd wordt, zou het mengsel moeten worden verrijkt. Verrijking zorgt immers voor een verlaging van de verbrandingstemperatuur. We kunnen detonatie herkennen aan:

• Verhoogde cilinderkop temperatuur (Engels: Cylinderhead temperature, CHT)

• Verhoogde uitlaatgas temperatuur (Engels: Exhaust gas temperature, EGT)

• Teruglopende toerental • Trillingen en ruw lopende motor • Zwarte rook

Gewoonlijk zijn zowel de CHT als de EGT af te lezen op meters in de cockpit. De vlieger kan daarmee de bovenstaande symptomen vroegtijdig signaleren. De reguliere acties indien detonatie ontstaat zijn:

• Gas verminderen • Mengsel verrijken • CHT doen verlagen door betere koeling

Voortijdige ontsteking, zelfontbranding of pingelen genoemd (Engels: Pre-ignition) vindt plaats in de cilinder als het mengsel vóór de ontsteking

door de bougie uit zichzelf ontbrandt. Dit kan plaatsvinden door vervuiling in de cilinder; als zich gloeiende koolstofresten in de cilinder bevinden kan dit leiden tot zelfontbranding. Voortijdige ontsteking kan ook plaatsvinden door een te arm mengsel waardoor de temperatuur te hoog oploopt. Dieselmotoren: Een dieselmotor werkt volgens het zelfde principe als de 4-takt motor, maar gebruikt dieselolie als brandstof. Door de inlaatklep stroomt alleen lucht de cilinder in. De brandstof wordt aan het eind van de compressie slag onder hoge druk ingespoten. Omdat de compressie verhouding (compressie ratio) veel hoger is dan bij benzine motoren (meestal 20:1), wordt de lucht dermate heet dat de brandstof zonder vonk van de bougie tot ontsteking komt. Dieselmotoren hebben dus géén bougies en géén ontstekingssysteem. In plaats daarvan heeft een dieselmotor een diesel inspuitsysteem. Dieselmotoren kunnen werken via het 2-takt principe maar ook via het 4-takt principe. Veel moderne 4-takt dieselmotoren hebben een directe diesel inspuiting. Hier bij wordt de brandstof onder hoge druk direct in de cilinder gespoten. In vergelijk met een benzinemotor geeft de dieselmotor meer schadelijk uitlaatgassen, waaronder de uitstoot van roetdeeltjes. Meestal heeft een dieselmotor een zwaarder gewicht dan een benzinemotor. Daar tegenover staat een hoger rendement en daarmee een lager verbruik. 2-takt motoren: Een 2-takt motor heeft geen kleppen en heeft geen olie in de motor. De zuiger fungeert zelf als ‘klep’ om de in –en uitlaten te bedienen. Bovendien heeft de 2-takt motor slechts 2 slagen; een arbeidsslag en een compressieslag. Gedurende die 2 slagen draait de krukas één keer rond. De brandstof bestaat bij een 2-takt uit mengsmering; een mengsel van olie en benzine. Het deel olie zorgt voor de smering van de motoronderdelen en gaat tezamen met de benzine en lucht de motor in. In de motor smeert de olie de bewegende delen. In de carburateur wordt de mengsmering gemengd met lucht. De carburateur bevindt zich vóór de inlaat. Bij moderne 2-takt motoren wordt bij iedere verbranding een deel olie in de cilinder gespoten zodat er gewone benzine kan worden getankt. Wij gaan in dit voorbeeld uit van mengsmering. Het mengsel lucht/brandstof wordt het carter in gezogen door de drukverschillen die de zuiger produceert. De zuiger zelf fungeert zowel inlaat –als uitlaatklep.

Op de bovenste tekening is de zuiger op het BDP. Op het BDP ontstaat er in de krukasruimte een onderdruk waardoor vers mengsel aangezogen wordt door de inlaatpoort. Op het BDP wordt ook het mengsel ontstoken door een bougie. Het gas ontbrandt en duwt de zuiger naar beneden. Iedere keer als de zuiger op het BDP komt, wordt er een arbeidsslag verricht. Op de onderste tekening heeft de zuiger het ODP bereikt. Nu loopt de druk in de krukasruimte op. Hierdoor wordt het mengsel door de spoelpoort de cilinder in geperst en wordt het verbrande mengsel naar de uitlaatpoort gedrukt. De cyclus kan opnieuw beginnen.

In vergelijking met een 4-takt motor, heeft de 2-takt motor minder wrijvingsverliezen. De krukas van een 4-takt cyclus draait immers twee keer voor één arbeidsslag. Bij de 2-takt is iedere arbeidsslag één rotatie van de krukas. De 4-takt motor is ook zwaarder en heeft meer onderdelen, doch het verbruik van een 4-takt motor ligt lager en de uitlaatgassen zijn schoner door een bijna volledige verbranding. Ook kan het geluid van een 4-takt motor makkelijker worden gedempt. Voor deze redenen wordt er meestal gekozen voor een 4-takt motor bij fabrikanten van sportvliegtuigen. De cilinders van een motor (meestal 4) kunnen onder verschillende hoeken geplaatst worden. De verschillende motor typen hebben ieder hun eigen voor –en nadelen. Het meest gangbare opstelling is de lijnmotor. Als we een langsdoorsnede (zijaanzicht) van de motor bekijken, staan de cilinders rechtop (verticaal) naast elkaar.

Onderstaande drie tekeningen geven de verschillende motortypen als dwarsdoorsnede (vooraanzicht) weer. Bij de boxermotor liggen de cilinders tegenover elkaar. De cilinders maken een hoek van 1800. Bij de V-motor maken de cilinders een bepaalde V-hoek en bij de stermotor maken de cilinders een stervorm.

Boxermotor

V-motor

Stermotor Inlaatdruk en motorvermogen: Doordat met hoogte de luchtdichtheid afneemt, zijn er minder luchtdeeltjes per volume lucht aanwezig. Er kan met toenemende hoogte dus minder zuurstof verbranden en daarom neemt het motorvermogen af met toenemende hoogte. De inlaatdruk (Engels: Manifold pressure) kan in de cockpit worden afgelezen van de inlaatdrukmeter en wordt weergegeven in Inches of Mercury (in. Hg.) De inlaatdruk is de druk van het mengsel lucht/brandstof ná het passeren van de gasklep. De inlaatdruk regelen we met de gasklep. Hoe meer ‘gas’ we geven, hoe meer mengsel lucht/brandstof er naar de cilinders gaat, hoe hoger de inlaatdruk. Stel dat de inlaatdruk op MSL ongeveer 27 in. Hg. bedraagt. Dan zal de inlaatdruk met het toenemen van de hoogte afnemen. Gemiddeld zal de inlaatdruk afnemen met 1 in. Hg. per 1.000 ft. Overeenkomstig de afnemende inlaatdruk, zal ook het motorvermogen afnemen. De inlaatdruk is afhankelijk van:

• De actuele luchtdruk. • De stand van de gasklep.

Boven de 8.000 ft. kan een reguliere zuigermotor niet meer dan 75% van het maximale vermogen afgeven. De maximale vlieghoogte waarop een vliegtuig kan opereren (plafond) ligt bij een reguliere zuigermotor op zo’n 10.000 ft. Er zou dus een manier gevonden moeten worden om méér lucht in de cilinders te persen om de afnemende luchtdichtheid te compenseren. De oplossing werd gevonden in het monteren van een compressor die de buitenlucht samenperst en zodoende het verlies van brandbare zuurstofdeeltjes door afnemende luchtdichtheid compenseert. Deze

compressor wordt aangedreven door een as-verbinding met de krukas. Hoe sneller de krukas roteert, hoe sneller de compressor draait, hoe meer gecomprimeerde lucht er de cilinder in geblazen wordt. Dit noemen we een Supercharger. Nadeel van de Supercharger is dat deze constant door de krukas aangedreven wordt. Als er op lage hoogte volgas gegeven wordt, bijvoorbeeld tijdens de start, kan de inlaatdruk te hoog worden met detonatie als mogelijk gevolg. Een oplossing voor dit nadeel werd gevonden in de Turbocharger of kortweg Turbo genoemd. Bij de turbo wordt eveneens een compressor aangedreven. Echter, de compressor wordt niet direct aangedreven door een as-verbinding met de krukas, maar indirect via de uitlaatgassen van de motor. Door de uitlaatgassen wordt een schoepenrad aangejaagd die de compressor aandrijft.

De turbo is voorzien van een drukventiel (Wastegate) waardoor te hoge inlaatdrukken bij volgas op lage hoogte (de start) worden vermeden. Als het vliegtuig vanaf MSL stijgt laat de Wastegate steeds meer uitlaatgassen toe in de turbo. Hierdoor gaat de turbo (en ook de compressor) met toenemende hoogte steeds harder draaien en kan het verlies aan zuurstof door afnemende luchtdichtheid worden gecompenseerd. De toepassing van een turbo vergroot het motorvermogen. Daarnaast wordt ook de maximale hoogte waarop vliegtuigen kunnen opereren door gebruik van de turbo verhoogd van zo’n 10.000 ft. naar zo’n 25.000 ft. Turbo’s worden ook veelvuldig toegepast op dieselmotoren. Het smeersysteem:

Een goede smering is letterlijk van levensbelang voor een motor. Motorolie heeft de volgende functies:

• Het minimaliseren van wrijving tussen bewegende onderdelen. • Het minimaliseren van slijtage van de onderdelen. • Het koelen van de onderdelen door de afvoer van warmte. • Het beschermen tegen corrosie. • Het afdichten van de ruimte tussen zuiger en cilinderwand voor

optimale compressie en rendement. • Het dempen van geluid. • Het opnemen en afvoeren van verbrandingsresten. • Het verstellen van de propellerbladen indien het vliegtuig is

voorzien van een constant speed propeller. Motorolie kan bestaan uit minerale olie uit aardolie, een synthetische olie uit chemisch proces of een combinatie van de twee. De laatste noemen we een semi-synthetische olie. De viscositeit van olie wordt weergegeven middels een Society of Automotive Engineers (SAE) getal. De viscositeit geeft de onderlinge samenhang aan van de oliemoleculen die de vloeibaarheid bepaald. Een SAE getal met de letter W geeft aan dat de olie geschikt is voor het gebruik bij lage (buiten-)temperaturen; in de winter. Een SAE getal zonder W geeft aan dat de olie hoofdzakelijk geschikt is voor zomers gebruik bij hogere temperaturen. Monograde -of singlegrade olie is geschikt voor lage óf hoge temperaturen. Multigrade olie is geschikt voor lage én hoge temperaturen. Het vliegtuighandboek geeft aan welke oliën gebruikt mogen worden. Het meest gangbare smeersysteem is het Wet sump (sump = reservoir) smeersysteem. Hier bevindt de olie zich de carterpan van de motor. De krukas draait er half doorheen en spat hierdoor olie naar de onderkant van de zuigers voor smering en koeling. Dit is de reden dat Wet sump ook wel spatsmering wordt genoemd.

Een mechanische oliepomp perst de olie door het motorblok en voorziet de onderdelen van olie. De oliepomp begint pas te werken als de motor gestart is. Tijdens en vlak na de start is er een korte periode waarin de motor niet of onvoldoende gesmeerd wordt. De olie moet immers door de oliepomp in circulatie gebracht worden vanuit de caterpan. De olie aan de binnenkant van de cilinderwanden dichten de ruimte tussen de zuiger en de cilinder en zorgen ervoor dat er geen gas kan ontsnappen uit de cilinderruimte het carter in. Als de olie door de pomp omhoog gepompt is druppelt het onder invloed van de zwaartekracht weer naar beneden. De zuigerveren zorgen voor afdichting tussen zuiger en cilinderwand. De schraapveer ‘schraapt’ de dunne olielaag (oliefilm) iedere beweging van de cilinderwanden naar het carter. Zie onderstaande tekening.

Een oliefilter haalt het vuil uit de olie dat tijdens de circulatie in de olie terecht gekomen is. Als het vliegtuig is voorzien van een constant speed propeller zal de motorolie ook naar de regelunit van de propeller stromen. Zie ook het onderwerp ‘de propeller’. In de cockpit kan de vlieger gewoonlijk de oliedruk en de olietemperatuur aflezen. De oliedruk wordt gemeten direct na de oliepomp via een Bourdonse ring. Door de aanwezige druk wordt de ring ‘opgerekt’ hetgeen omgezet wordt naar af te lezen waarde in de oliedrukmeter in de cockpit. De olietemperatuur wordt gemeten direct na de olie de hete delen van de motor binnenkomt. Als de motor voorzien is van een oliekoeler wordt de olietemperatuur gemeten nadat de olie de oliekoeler heeft doorlopen en voordat de olie de hete delen van de motor binnenstroomt. Een lage oliedruk en hoge olietemperatuur kan duiden op lekkage of een laag oliepijl. Als dergelijke gevallen tijdens het vliegen voorkomen, kan de vlieger het beste zo snel mogelijk landen. Omdat de ‘drijvende’ olie in het carter onder invloed staat van de zwaartekracht en omdat een vliegtuig om drie assen bewegingen kan maken, zouden bijvoorbeeld tijdens steile bochten of acrobatische toeren sommige onderdelen ‘droog’ komen te staan door werking van centrifugaalkrachten. Daarom zijn vliegtuigen uit de acrobatic categorie en ook de grotere vliegtuigmotoren vaak voorzien van een Dry sump smeersysteem. Bij een Dry sump systeem zit de motorolie in een aparte olietank buiten het motorblok en wordt door meerdere oliepompen onder druk naar de verschillende motoronderdelen geperst. Nadat de olie onder druk langs de

smeerpunten geperst is, wordt deze weer aangezogen door één van de oliepompen, gefilterd en komt weer in de olietank terecht. Afhankelijk van het type motor kan de olie worden gekoeld door een oliekoeler. Alle motoronderdelen zijn op die manier verzekerd van smering, ook tijdens steile bochten of acrobatische toeren. Andere belangrijke voordelen van een Dry sump smeersysteem zijn; het ontbreken van de carterpan. Het zwaartepunt van de motor kan daardoor worden verlaagd. Daarnaast is een betere koeling van de olie mogelijk omdat de olie niet in het warme motorblok maar in een aparte olietank bewaard wordt. Nadelen zijn een hoger gewicht, toenemende complexiteit van het smeersysteem en een duurder prijskaartje. De brandstof: Aviation gasoline wordt meestal aangeduid als Avgas en is een ingewikkeld mengsel van vluchtige koolwaterstoffen. Het is een zeer licht ontvlambaar, irriterend en milieugevaarlijk mengsel. De klopvastheid van Avgas (en andere brandstoffen) wordt uitgedrukt in een octaangetal. Klopvastheid is een benaming voor de mate waarin de brandstof kan worden samengeperst met lucht zonder spontaan te ontbranden. Voor vliegtuigen is het octaangetal meestal 100. Hoe hoger het octaangetal, hoe hoger de klopvastheid, hoe minder kans op detonatie. Gebruikelijk is Avgas 100 LL. De 100 staat voor het octaangetal. De afkorting LL staat voor Low Lead of laag loodgehalte. Hoewel loodtoevoegingen tot een hogere klopvastheid leiden, ligt het gevaar van corrosie van de cilinderruimten op de loer. Ook milieuaspecten spelen een rol bij het gebruik van lood. Vandaar het lage loodgehalte of LL. Als het vliegtuighandboek Avgas 100LL voorschrijft, tank dan nooit een brandstof met een lager octaangehalte. Een lager octaangehalte geeft een grotere kans op detonatie. De Avgas 100 LL is lichtblauw van kleur. De dichtheid (= soortelijk gewicht) van Avgas is 0,72 kg/liter of wel 0,72 kg/dm3. In het vliegtuighandboek staat exact te lezen welke brandstof getankt moet worden. Vaak wordt een en ander ook duidelijk gemaakt door stickers bij de vulopening van de benzinetank zoals op de foto te zien is.

Soms wordt de inhoud van de brandstof(tank) gegeven in Amerikaanse gallons (US GAL). Eén US Gallon = 3,785 liter. Zie ook de Appendix voor alle omrekeningen. Vóór iedere vlucht en na iedere tankbeurt moeten de brandstoftanks worden gecontroleerd op water of vuil in de brandstof. De lucht in de brandstoftanks kan (met name in de avond en nacht) condenseren door afkoeling van de wanden van de brandstoftanks. Het voltanken kan een remedie zijn, het nadeel van het voltanken kan zijn dat het vliegtuig de eerstvolgende vlucht met volle tanks, wellicht passagiers én bagage te zwaar is om te mogen opstijgen. In het vliegtuighandboek wordt het maximum startgewicht vermeld. De brandstoftanks van vliegtuigen zijn voorzien van aftappluggen (Engels: Drain plug). Als we een beetje benzine aftappen (drainen) kunnen we zien of de brandstof vervuild is en of er water aanwezig is. Omdat water zwaarder is dan benzine, zal het onder de afgetapte benzine zakken. Als er vervuiling of water aanwezig is mag er niet gestart worden voordat de vervuiling en/of het water is verwijderd uit de brandstof. Ook de oorzaken van de vervuiling moeten worden onderzocht. Om onderdruk tijdens het tanken te voorkomen zijn brandstoftanks voorzien van een overlooppijpje. Op de foto is het overlooppijpje rood uitgekaderd.

Uit het overlooppijpje kan benzine wegvloeien als het brandstofniveau te hoog wordt of als benzine in de brandstoftank uitzet als gevolg van warmte. Het overlooppijpje laat ook luchtdruk toe. Hierdoor kan de benzine onder invloed van de zwaartekracht de brandstoftank verlaten in de richting van de carburateur. Zonder de toelating van luchtdruk zou uit een (luchtdichte-) tank geen benzine meer kunnen wegstromen; Als benzine de luchtdichte tank verlaat, ontstaat er boven het benzineniveau een onderdruk die er voor zorgt dat de benzine op een gegeven moment de tank niet meer kan verlaten. Het is daarom van belang het overlooppijpje voor de start te controleren op vuil en verstopping.

Tijdens/voor het tanken moeten een aantal voorzorgmaatregelen getroffen worden om brand te voorkomen:

• Motor uitzetten. • Geen vuur. • Niet roken. • Vliegtuig aarden met aanwezige metalen kabel om verschillen in

statische elektriciteit te voorkomen. • Elektronische apparatuur uitschakelen (GSM). • Vliegtuig van tankplek wegrollen als er brandstof gemorst is via

vulopening en/of overlooppijpje. Pas dan de motor starten. Controleer altijd visueel de hoeveelheid brandstof in de tanks voor de start. Vertrouw nooit alleen op de brandstof indicatiemeter(s) in de cockpit. Deze kunnen een verkeerde waarde aangeven. Bijvoorbeeld als het vliegtuig overhelt. Bij twijfel altijd brandstof bijtanken. Het brandstofsysteem: De brandstoftanks bevinden zich in de vleugels , in de romp of allebei. Sommige vliegtuigen hebben ook brandstoftanks in de vleugeltips. Deze noemen we dan tiptanks.

Het meest eenvoudige brandstofsysteem bestaat een systeem dat onder invloed van de zwaartekracht de benzine van de brandstoftank via een leiding met brandstoffilter en benzine aan/uit knop naar de carburateur voert (Engels: Gravity feed fuel systeem). In de carburateur wordt de benzine met buitenlucht gemengd en gaat vervolgens de cilinder in.

De meeste vliegtuigen hebben één of meerdere brandstofpompen en vertrouwen niet alleen op de zwaartekracht voor een goede toevoer van benzine uit de brandstoftanks naar de carburateur. Gangbaar is één brandstofpomp die door de motor aangedreven wordt en één elektrische pomp. Voor de start en als de motor aangedreven brandstofpomp problemen ondervindt is er dan een tweede, elektrisch aangedreven brandstofpomp aanwezig als back up. Sommige vliegtuigen zijn ook voorzien van een meter om de benzinedruk (Engels: Fuel pressure) te meten. De benzinedruk wordt gewoonlijk gemeten na de benzinepomp. In het vliegtuighandboek staat welke hoeveelheid brandstof bruikbaar (Engels: Usable fuel capacity) is en welke hoeveelheid brandstof onbruikbaar (Engels: Unusable fuel capacity) is. De usable fuel capacity is

het bruikbare gedeelte benzine. De unusable fuel capacity blijft altijd achter in de tank(s). Gewoonlijk zijn dit enkele liters of zelfs US Gallons. De totale capaciteit van de brandstof tank bestaat dus uit een gedeelte bruikbare benzine en onbruikbare benzine. Het is van belang hiermee rekening te houden bij het bereken van de hoeveelheid brandstof die nodig is voor de vlucht.

De hoeveelheid aanwezige brandstof (brandstof indicatie) in de tank en ook het benzine verbruik (Engels: Fuel flow) is af te lezen op meters in de cockpit. Het verbruik wordt doorgaans weergegeven als gallons per uur, Engels: Gallons per hour (GPH). Zoals eerder geschreven is de brandstof indicatie meting niet volledig te vertrouwen. Het is een ‘indicatie’, meer niet. Hou daarom altijd een veilige marge aan bij het tanken en ook bij het berekenen van de hoeveelheid noodzakelijke brandstof. Gangbare systemen zijn voorzien van twee brandstoftanks die zich meestal in de linker –en rechtervleugel bevinden. In de cockpit is een tankkeuze schakelaar aanwezig. Gewoonlijk is er een keuze uit: Left, right, both, off. De stand ‘both’ (= beide) wordt meestal gebruikt tijdens start en landing. De juiste procedure staat vermeld in het vliegtuighandboek.

Veel vliegtuigmotoren zijn voorzien van stijgstroomcarburateurs (Engels: Up draft carburrettor). Het mengsel lucht/brandstof stijgt naar boven in de richting van de cilinderinlaat door drukverschillen in de venturi en de luchtinlaat van de carburateur. In de venturi heerst immers een onderdruk. De luchtinlaat met het luchtfilter is onder de carburateur bevestigd. In het luchtfilter worden stof, zand en vuil dat zich in de lucht bevindt gefilterd alvorens de lucht met de brandstof wordt vermengd.

In de carburateur wordt de lucht vermengd met brandstof. Er zijn verschillende typen carburateurs die ieder een eigen systeem hebben om brandstof met lucht te mengen. Wij bespreken hier de principiële werking van de carburateur.

Hoe gaat een en ander in z’n werk: De brandstof wordt door de brandstofpomp(en) aangeleverd en komt de vlotterkamer binnen. Een vlotter is een drijver. Zodra de vlotterkamer vol is, zorgt de drijver of vlotter ervoor dat de kamer niet kan overstromen.

De brandstof gaat vanuit de vlotterkamer naar de sproeier. De aangezogen buitenlucht wordt door de Venturi geleid. De venturi is een vernauwing van de luchtdoorgang. Volgens Bernoulli wordt de statische druk lager en de dynamische druk hoger als de luchtdoorgang vernauwd wordt. De lucht wordt dus versneld. In de vlotterkamer heerst statische (atmosferische-) druk. Door de lagere statische druk in de venturi wordt de benzine aangezogen vanuit de vlotterkamer de sproeier in. De sproeier vernevelt de benzine in de versnelde aangezogen lucht. De benzine wordt verdampt in de venturi.

Het mengsel komt vanuit de venturi de gasklep of smoorklep tegen. Met deze klep regelt de vlieger de hoeveelheid lucht/brandstof dat naar de cilinders gaat. In vergelijk met een auto wordt de gasklep of smoorklep

met de voet bedient via het gaspedaal. In een vliegtuig wordt de gasklep met de hand bedient via de gashendel (ook wel gasschuif of trottle genoemd) in de cocpit. Als de gasklep helemaal dicht staat, blijft er toch een kleine opening bestaan zodat de motor op het stationair toerental kan blijven draaien. Als de vlieger in de cockpit de trottle helemaal naar voren beweegt (geheel induwen), draait de gasklep geheel open en wordt er volgas gegeven. Als de vlieger de trottle helemaal naar achteren beweegt (geheel uittrekt), draait de gasklep bijna dicht en werkt de motor op het stationair toerental.

Een carburateur kan meer dan één sproeier hebben. Vaak spreken we van een hoofdsproeier en één of meerdere hulpsproeiers. Zo kan het tijdens plotseling volgas geven, enkele seconden duren totdat er voldoende brandstof naar de sproeier gestroomd is om aan de ‘verhoogde vraag naar brandstof’ te voldoen. Het kan zijn dat de motor daarom gaat ‘aarzelen’. Natuurlijk willen we geen aarzelende motor op het moment dat we volgas geven. Daarom kan er een aparte sproeier gemonteerd worden die extra benzine de venturi laat instromen zodra er volgas gegeven wordt. Dit wordt de acceleratie pomp genoemd. Bij het stationaire toerental is de gasklep (bijna) gesloten. Nu kan de sterk afgenomen luchtstroom in de venturi onvoldoende snelheid maken (en dus is er onvoldoende onderdruk) om de benzine de sproeier uit te zuigen. Als er geen of onvoldoende benzine de venturi instroomt kan de motor afslaan tijdens stationaire toerentallen. Natuurlijk willen we geen afslaande motor als we de trottle helemaal uittrekken en de motor stationiar laten draaien. Daarom kan er een zogenaamde nullastsproeier gemonteerd worden. Deze bevindt zich ná (op de tekening boven) de gasklep. Op die manier wordt er voldoende brandstof aangevoerd om de motor tijdens stationaire toerentallen niet te laten afslaan.

Bij een ‘koude start’ van de motor heeft de vlieger de mogelijkheid om benzine direct in de inlaat van de cilinders te pompen via een inspuitpomp (Engels: Primer). De benzine die via de primer de inlaat ingepompt wordt, stroomt dus niet via de carburateur.

Hierdoor kan de motor bij het starten makkelijker ‘aanslaan’. Na het aanslaan kan de primer worden uitgezet. Een mogelijk gevaar van het gebruik van de primer is dat de motor niet aanslaat omdat er te veel benzine door de primer de inlaat ingepompt is. In dat geval is de motor ‘verzopen’. Een ander mogelijk gevaar is terugslag (Engels: Backfire). Als er door gebruik van de primer (te) veel benzine in het inlaatgedeelte van de cilinders zit, kan dit worden ontbrandt door de warmte in de cilinder als de inlaatklep zich opent. Het vliegtuighandboek geeft de juiste procedure aan voor het gebruik van de primer, in geval van een ‘verzopen’ motor of backfire.

Een mogelijk probleem is het ontstaan van dampbellen in de brandstof toevoer. Dit wordt ook Vapour Lock genoemd. De dampbellen kunnen de brandstof toevoer onbedoeld doen afnemen. De dampbellen kunnen ontstaan als de brandstoftemperatuur boven de 200 C ligt. De vlieger moet beducht zijn op het ruw lopen van de motor als mogelijke indicatie van de dampbellen. De remedie ligt in het aanzetten van de brandstof(booster)pomp om de dampbellen weg te pompen uit het brandstofsysteem. Vapour lock kan ook ontstaan op de grond als de vlieger de motor wil starten terwijl deze kort daarvoor is afgezet. Een groot gevaar is ijsvorming in het carburatiesysteem. We weten inmiddels dat de benzine wordt verdampt en dat verdamping warmte aan de omgeving onttrekt. Ook de versnelling van vochtige buitenlucht in de venturi zorgt voor afkoeling; met het ontstaan van onderdruk in de venturi neemt de luchttemperatuur af. Door deze factoren kan de temperatuur van het mengsel met 300 C afnemen (dus niet tot 300 C). Als de buitenlucht een relatief hoge vochtigheidsgraad bevat, kunnen er door condensatie van waterdamp, druppels ontstaan die kunnen bevriezen. Er ontstaat dan ijsvorming in de venturi. De ijsdeeltjes kunnen blijven kleven in de venturi. De venturiruimte wordt kleiner door de ijsafzetting waardoor de lucht nog meer wordt versneld, afkoelt en nog meer ijsvorming optreedt. Er zal dan ook minder mengsel de cilinders bereiken waardoor de inlaatdruk en het motorvermogen (en dus ook het toerental) afneemt. Door ijsvorming zal ook de verhouding lucht/brandstof veranderen; het mengsel zal onbedoeld rijker worden. Omdat ook de gasklep in de carburateur bevroren kan raken, kan de vlieger op een gegeven moment de stand van de gasklep niet of met moeite veranderen vanuit de cockpit. Bij vliegtuigen die voorzien zijn van een constant speed propeller, zal door het teruglopende motorvermogen als gevolg van ijsvorming, het propellerblad in een kleinere ‘spoed’ komen te staan. Wat dit kan betekenen en hoe hierop de anticiperen, wordt uitgelegd in het hoofdstuk de propeller. Een ander (betrekkelijk zeldzaam) probleem door ijsvorming kan ontstaan als het luchtfilter geblokkeerd wordt door sneeuw en/of ijs waardoor het filter geen of weinig lucht doorlaat. De ijsvorming hoeft dus niet te ontstaan als de buitenlucht temperatuur (AOT) lager is dan 00 C. Ook hoeft ijsvorming niet te ontstaan in zichtbaar vochtige lucht, zoals wolken of nevel. De ijsvorming kan dus ontstaan bij AOT’s hoger dan het vriespunt en bij niet zichtbaar vochtige lucht. De ijsvorming in de carburateur is mogelijk bij temperaturen tussen +300

C en –100 C. Een belangrijke factor bij ijsvorming is de vochtigheidsgraad van de lucht. Hoewel gewoonlijk wordt aangenomen dat temperaturen lager dan –100 C geen ijsvorming geven. De koude lucht zal vaste ijskristallen bevatten die niet blijven ‘kleven’ in de venturi.

Om ijsvorming tegen te gaan bestaan zogenaamde carburateur voorverwarmingssystemen (CVV’s). Gewoonlijk gebruikt een CVV een deel van de uitlaatwarmte om lucht te verwarmen en vervolgens deze warme lucht de venturi in te laten stromen. Er bestaan verschillende systemen. Wij beschrijven de principewerking. Via de hete uitlaat van de motor wordt ongefilterde lucht aangevoerd. De lucht bevat geen uitlaatgassen, maar is buitenlucht die door de warme uitlaat wordt verwarmt en rechtstreeks de venturi ingeblazen wordt als de vlieger de CVV op ‘on’ zet. Doordat de warme lucht ongefilterd is, moet de CVV niet langer worden gebruikt dan noodzakelijk.

Als de CVV aangezet is, zal het toerental een beetje afnemen. De warme lucht heeft immers minder zuurstofdeeltjes per volume lucht. Hierdoor wordt het mengsel rijker. Als er ijsafzetting aanwezig was, zal het smeltwater meegenomen worde de cilinders in. Hierdoor kan de motor tijdelijk wat ruwer lopen. Als de CVV wordt uitgezet en het toerental is hoger dan vóór de CVV werd aangezet was er ijsvorming aanwezig dat nu weggesmolten is met een betere doorstroming en hoger toerental als gevolg. Als het toerental na het uitzetten van de CVV gelijk blijft, was er geen ijsafzetting aanwezig. De vlieger kan vanuit de cockpit de CVV aan -of uitzetten. Indien er wél ijsafzetting aanwezig is, de procedure net zolang herhalen tot het toerental gelijk is vóór het aanzetten -en ná het uitzetten van de CVV. Kortom:

• Wel ijsafzetting: Toerental hoger na uitzetten CVV. • Geen ijsafzetting: Toerental gelijk na uitzetten CVV.

Gewoonlijk wordt de CVV gecontroleerd voor de start. Het vliegtuighandboek en de checklists geven de juiste procedure aan.

Zoals gezegd kan de vlieger de mengverhouding aanpassen zodat deze meer of minder benzine toelaat in de venturi en daarmee in het mengsel. Op die manier kan de vlieger het mengsel verrijken (meer benzine in het mengsel in vergelijk met het ideale mengsel van 1:14,7) of verarmen (minder benzine in het mengsel in vergelijk met het ideale mengsel van 1:14,7). In de cockpit bevindt zich een mengknop of mengselhendel (Engels: Mixture control) waarmee de vlieger het mengsel kan aanpassen. Doorgaans bevindt de mixture control zich vlak naast of in de buurt van de gashendel. Op de onderstaande foto is de mixture control de schuifhendel met de rode knop. De schuifhendel met de zwarte knop is de gasklep.

Met het bewegen van de mixture control laat de vlieger meer/minder brandstof toe in het mengsel. Als de mixture control op full staat op MSL of geringe hoogte, zal de het mengsel rijk zijn. Er zit dus meer benzine in het mengsel in vergelijk met het ideale mengsel. Het deel benzine dat niet wordt verbrand, verdampt en onttrekt daarmee warmte aan de verbranding. Gewoonlijk staat de mixture control tijdens start en landing op full. Zodra het vliegtuig stijgt, zal de luchtdichtheid afnemen. Er komt daarom minder zuurstof in het mengsel. Het mengsel zal daarom ‘over-rijk’ worden. Het gevolg is dat het motorvermogen afneemt. Daarom kan de vlieger het mengsel aanpassen door vanaf 3.000 ft. hoogte het mengsel te verarmen. Dit komt het motorvermogen én het verbruik ten goede. In feite moet de vlieger bij iedere verandering van hoogte, boven de 3.000 ft., het mengsel aanpassen. Dat geldt dus ook voor het dalen. Onder de 3.000 ft. dient de mixture control weer op full gezet te worden.

Boven een hoogte van 3.000 ft. wordt het noodzakelijk dat de vlieger het mengsel verarmt voor een beter vermogen en lager verbruik. Overigens is het verarmen van het mengsel niet aan te raden als er meer dan 75% van het motorvermogen aangesproken wordt. De temperatuur zou dan te hoog oplopen. Door het verarmen neemt de temperatuur immers toe. En bij meer dan 75% motorvermogen ligt de temperatuur al op een hoog niveau. Gewoonlijk wordt tijdens kruisvlucht niet meer dan 65% van het motorvermogen gevraagd (meestal tussen de 55% en 65%). In het vliegtuighandboek staat exact omschreven wat de juiste procedure is voor het betreffende type vliegtuig. Eenmaal op kruisvlucht kan de vlieger met de mixture control het mengsel verarmen voor het maximale vermogen (best power) of het meest economische gebruik van brandstof (best economy). Hoe gaat een en ander in z’n werk: Eenmaal op het aanbevolen toerental (volgens het handboek en/of tabel) kan de vlieger nu het mengsel langzaam verarmen. Het toerental zal hierdoor stijgen. De vlieger blijft het mengsel langzaam verarmen. Op een gegeven moment zal het stijgende toerental weer langzaam afnemen als teken dat de vlieger het optimale power mixture zojuist gepasseerd is. Op de ‘piek’ van het toerental ligt de ‘Best power mixture’. Als de vlieger nu het mengsel blijft verarmen, zal op een gegeven moment de motor ruwer gaan lopen als teken dat de vlieger het mengsel beter niet verder kan verarmen. Bij verdere verarming kan de temperatuur (te) hoog oplopen met detonatie als mogelijk gevolg en/of kan de motor afslaan. Niet doen dus! Als de vlieger vanaf het ‘Best power mixture’ (dus de ‘piek’ in het toerental) het mengsel een fractie verarmt, loopt de motor wellicht met een ieder lager toerental (ongeveer 50 RPM), maar wordt er zuiniger omgesprongen met brandstof. Dit noemt men Best economy mixture. Meestal resulteert het Best economy mixture (slechts) in een snelheidsverlies van enkele knopen per uur. Indien het vliegtuig met een CHT en/of EGT meter is uitgerust, kan de procedure aan de hand van die instrumenten worden uitgevoerd. Voor de aanpassing van het mengsel geeft het vliegtuighandboek de juiste te volgen procedure aan. Bovenstaand is slechts een indicatie voor het verarmen van het mengsel. De juiste procedure verschilt per type vliegtuig. Hierboven hebben we getracht het basisprincipe van het brandstofsysteem uit te leggen. De carburatie met alle mogelijke instellingen (en problemen) van dien, wordt nog steeds op de meeste lichte vliegtuigmotoren toegepast. Langzaam maar zeker wint het brandstofinspuitingssysteem terrein. In feite hebben bijna alle automotoren van tegenwoordig een inspuitingsysteem. De eerste brandstofinjectiesystemen in productiemotoren waren mechanisch van aard en stammen uit de 60’er jaren van de vorige eeuw. Nadien werden

de elektronische injectiesystemen geïntroduceerd. Toen later ook het ontstekingssysteem werd betrokken bij het brandstofinjectiesysteem, ontstond in de jaren ’80 van de vorige eeuw het motormanagementsysteem. Dit systeem omvat een volledig gecomputeriseerd systeem van brandstofinspuiting en ontsteking. Bij een brandstofinjectiesysteem is dus geen carburateur meer nodig. Er is dus ook geen kans meer op ijsvorming in de carburateur. Bij een motormanagementsysteem zijn ook de contactpunten niet meer aanwezig. Bij een motormanagementsysteem geven een groot aantal sensoren informatie door aan de Electronic control unit (ECU). Bijvoorbeeld de stand van de gasklep, de hoeveelheid lucht die aangezogen wordt, de buitenluchttemperatuur, het toerental, etc. De ECU bepaald aan de hand van de informatie het ontstekingsmoment en de hoeveelheid brandstof. De computer neemt de gebruiker veel werk uit handen. Sommige (duurdere) sportvliegtuigen zijn voorzien van een motor met motormanagement. In feite komt het erop neer dat een computer bepaald wanneer en op welk tijdsstip er benzine in de inlaat of cilinder gespoten wordt. Het mengsel, de verbranding en de ontsteking worden volledig gecontroleerd door het motormanagementsysteem en betrekt vele variabelen bij de inspuiting en het ontstekingsmoment. Hierdoor is de vlieger verzekerd van een optimale verbranding, zonder zelf allerlei handelingen te hoeven verrichten. Het koelsysteem: De meeste zuigermotoren van sportvliegtuigen zijn luchtgekoeld. Dat wil zeggen dat de overtollige warmte die de motoren produceren aan de omringende lucht wordt afgegeven. Voor optimale geleiding wordt een constante stroom koellucht aangevoerd via luchtinlaten aan de voorzijde van het vliegtuig. De spinner zorgt voor geleiding van de koelwind naar de motor via de luchtinlaten. Bepaalde ‘warme’ delen van de motor, waaronder de cilinderwanden zijn voorzien van koelribben. De koelribben vergroten het oppervlak van de cilinderwand, waardoor er een grotere warmte uitwisseling kan plaatsvinden met de omgevingslucht. De werking is simpel: De koelribben worden warm en geven hun warmte af aan de omgevingslucht.

Luchtkoeling is een vrij simpele en ook goedkope manier om de motor te koelen. Er hoeft geen ingewikkeld koelvloeistofsysteem te worden aangebracht, dat de complexiteit, het gewicht en ook de kosten alleen maar doen toenemen. Naast lucht zorgt ook motorolie voor de afvoer van overtollige warmte. Op de onderstaande foto zijn twee cilinders te zien van een vier cilinder boxermotor met luchtkoeling. De cilinderwanden zijn voorzien van koelribben die de oppervlakte vergroten van de cilinderwand met de Buitenlucht en op die manier de warmte afvoeren.

Daarnaast kan warmte worden onttrokken aan het verbrandingsproces door het mengsel lucht/brandstof te verrijken. De verdamping van de overtollige benzine in het rijke mengsel ‘kost’ warmte. De vlieger kan tijdens de vlucht voor ‘verkoeling’ van de motor zorgen door simpelweg het motorvermogen te reduceren en/of de luchtsnelheid te vergroten. Door een grotere luchtsnelheid krijgt de motor meer koelwind aangevoerd. De luchtsnelheid kan worden vergroot door te dalen. Op de grond kan de vlieger het vliegtuig met de luchtinlaten in de wind draaien voor extra aanvoer van koellucht. De luchtgekoelde motor kan ook té snel, té sterk afkoelen. Met name is dit mogelijk tijdens een snelle afdaling met de motor op het stationaire toerental, terwijl vóór de afdaling veel of langdurig motorvermogen is gevraagd. Hierdoor raakt de motor in ‘shock cooling’. Door een plotselinge, (te) sterke afkoeling kan schade ontstaan aan de motor. Shock cooling kan de vlieger daarom maar beter vermijden. Als vliegtuigen zijn uitgerust met een CHT meter, kan de vlieger de temperatuur van de cilinderkoppen via de CHT in de gaten houden. In het vliegtuighandboek worden de maximale temperaturen aangegeven voor de cilinderkoppen tijdens verschillende omstandigheden. Sommige vliegtuigen zijn voorzien van koelkleppen (Engels: Cowl flaps). Deze cowl flaps kan de vlieger handmatig bedienen. In geopende stand wordt er meer koelwind over de motor gevoerd voor een betere koeling tijdens bijvoorbeeld het taxiën, de start en de landing. Eenmaal op kruishoogte kunnen de cowl flaps worden gesloten. Op onderstaande tekening staat een langsdoorsnede (zijaanzicht) van de circulatie van koellucht. Op de tekening staan de luchtinlaten onder –en

boven de spinner getekend. Bij veel vliegtuigen bevinden de luchtinlaten zich links –en rechts van de spinner.

Het ontstekingssysteem: Het ontstekingssysteem moet ervoor zorgen dat de bougie op het juiste moment een vonk produceert. Een bougie wordt door het ontstekingssysteem onder spanning gezet en produceert door die spanning een vonk. De vonk doet het samengeperste mengsel ontbranden. Een bougie heeft een (hoog-) spanning nodig van zo’n 10.000-15.000 Volt (10-15 kV) om een vonk af te geven. Bij vliegtuigmotoren is iedere cilinder uitgerust met twee bougies. Mocht één bougie uitvallen, dan is er altijd nog een tweede die het mengsel kan ontbranden. Voor de veiligheid zijn de twee bougies per cilinder ieder verbonden met een apart ontstekingssysteem. Mocht één ontstekingssysteem uitvallen, blijft de andere normaal functioneren. Een ander veiligheidsaspect is dat beide ontstekingssystemen niet afhankelijk zijn van het elektrische systeem aan boord (het ‘boordnet’) dat de rest van het vliegtuig voorziet van elektriciteit. Als het reguliere elektrische boordsysteem uitvalt, blijven de twee ontstekingssystemen dus gewoon hun werk doen; de motor blijft dus werkzaam. Ook de twee ontstekingssystemen werken onafhankelijk van elkaar en worden gevoed door een wisselstroomgenerator. De gelijktijdige vonk van twee bougies per cilinder zorgt trouwens ook voor een zo optimaal mogelijke verbranding van het mengsel. De dubbele vonkontsteking per cilinder komt dus voort uit veiligheidsoverwegingen én efficiëntie. Eerst even terug naar de basis. Wat is elektriciteit? Elektriciteit is het verplaatsen van kleine deeltjes die we elektronen noemen. De elektronen zijn negatief geladen. De tekening maakt een en ander inzichtelijk. Als zich op punt B meer elektronen bevinden dan op punt A, zal er tussen B en A een spanningsverschil zijn. De elektronen willen dit verschil in

spanning opheffen door zich te verplaatsen van de hoge spanning naar de lage spanning. Er ontstaat op die manier een ‘stroom’.

Dit verplaatsen van elektronen verloopt het beste via metalen, bijvoorbeeld koper. Koper is dus een goede geleider. Er zijn ook materialen die geen goede geleiders zijn, bijvoorbeeld plastic. Plastic houdt elektriciteit tegen. Daarom noemen we plastic een isolator. Dat is ook de reden dat koperen elektriciteitsdraden met een laagje plastic worden omgeven. Er is dus een zekere spanning (= verschil in lading) nodig om elektronen te doen bewegen. Worden de punten met een verschil in lading met elkaar verbonden, dan ontstaat er vanzelf een stroom op gang. We kunnen de stroom ‘regelen’ door tussen de punten A en B een schakelaar te plaatsen. Dan kunnen we de stroom aan of uit zetten. We kunnen ook zelf spanning opwekken. Een dynamo of generator zet mechanische energie om in elektrische energie. Heel simpel gezegd wordt er elektrische stroom opgewekt als je een magneet langs koperdraad beweegt. Als je koperdraad oprolt en er een magneet langs leidt, ontstaat een sterkere stroom door de windingen van het koperdraad. Hoe meer windingen van het koperdraad, hoe sterker de stroom. Dat is de principewerking van een dynamo of generator. Een simpele generator van elektrische spanning is de fietsdynamo. Door het draaien van de fietsband wordt in de dynamo een magneet rondgedraaid tussen een spoel. De spoel bestaat uit een groot aantal windingen van koperdraad. De draaiende magneet heeft een positief geladen pool en een negatief geladen pool, die ieder bij een halve rotatie in de spoel een + en – spanning in het koperdraad opwekt. We hebben nu wisselende spanning opgewekt; wisselspanning.

We kunnen de principewerking van een dynamo ook omdraaien: Als we spanning door de spoel laten stromen, zal de magneet gaan draaien. We hebben nu in feite een elektromotor! Eén hertz staat gelijk aan één wisseling van polariteit. Ons lichtnet heeft een constante omwisseling tussen + en – spanning van 50 keer per seconde, of wel een frequentie van 50 Herts (Hz). Wisselspanning kan heel makkelijk in waarde worden verhoogd of verlaagd. Dit gebeurt via een transformator. De stroom loopt ‘rond’ in een circuit. Als het circuit onderbroken wordt door bijvoorbeeld een schakelaar zal de lamp niet branden. De term Ampère (A) wordt gebruikt om de grootte (aantallen elektronen) van een stroom aan te geven. 1 A staat gelijk aan een stroom van zo’n 6,3 biljoen elektronen per seconde. Omdat 1 A een grote stroom elektronen weergeeft, wordt de grootte van een stroom meestal in milliampère weergegeven. Wisselspanning kan ook worden omgezet naar gelijkspanning. Gelijkspanning heeft slechts één polariteit. De polariteiten wisselen niet. In tegenstelling tot wisselspanning kan gelijkspanning niet eenvoudig worden getransformeerd naar een hogere of lagere waarde. Een accu en batterij geeft gelijkspanning af. De eenheid van spanning noemen we Volt. Dus hoe groter het verschil in lading, hoe groter de spanning, hoe hoger het voltage. Een accu wordt geclassificeerd naar voltage (V) en Ampère uren (Ah) weergegeven. Gewoonlijk heeft de accu van een vliegtuig 12V en 20Ah. Als er meer dan één accu aanwezig is, kunnen deze verschillend geschakeld staan: Een parallelle schakeling geeft 12V maar 40Ah, een serie schakeling geeft 24V en 20 Ah. Zie onderstaande tekeningen.

In een vliegtuigmotor wordt de dynamo aangedreven door de krukas of de nokkenas en voorziet het vliegtuig op die manier van elektriciteit. Zoals gezegd is een vliegtuigmotor voorzien van een dubbel ontstekingssysteem. Er zijn dus twee magneet ontstekingssystemen. Stel dat een vliegtuigmotor vier cilinders heeft dan heeft iedere cilinder 2 bougies. Dus acht bougies in totaal. Van iedere cilinder wordt één bougie voorzien van spanning door één van de twee ontstekingssystemen. Mocht onverhoopt één van de twee ontstekingssystemen uitvallen, blijft het mengsel lucht/brandstof worden ontstoken door de vonk van de tweede bougie. Op de tekening zien we schematisch een motor met vier cilinders van bovenaf. Ieder cilinder is voorzien van twee bougies, die ieder door een apart ontstekingssysteem worden voorzien van spanning. De ontstekingssystemen hebben ieder een ‘eigen’ kleur op de tekening; rood of blauw. Het magneet ontstekingssysteem van vliegtuigen wordt ook wel aangeduid als magneto.

De magneto is in feite een wisselstroomgenerator en is voorzien van twee windingen:

• De primaire winding of primair circuit • De ander secundaire winding of secundair circuit.

De magneto is meestal voorzien van een draaiende magneet met vier polen. De draaiende magneet wekte stroom op in de primaire winding. De opgewekte spanning is evenredig aan het aantal windingen, de rotatiesnelheid van de magneet en de stroom (flux). We geven onderstaand de principewerking van één ontstekingsmoment. Er vinden per seconde vele ontstekingsmomenten plaats tijdens het ‘draaien’ van de motor. Het onderstaande is daarom de beschrijving van een (zeer) kort tijdsbestek. Als de magneet van de wisselstroomgenerator (magneto) in beweging wordt gezet door het draaien van de krukas of nokkenas, zal er spanning worden opgewekt in het primaire circuit. Als de opgewekte spanning op z’n hoogste punt is aanbeland, wordt de stroom onderbroken door een onderbreker (Engels: Interruptor). Door de onderbreking stort het magnetisch veld van het primaire circuit in elkaar. Dit ineenstorten van het magnetisch veld van het primaire circuit, wekt een hoog voltage op in het secundaire circuit.

Het secundaire circuit is voorzien van veel meer windingen dan het primaire circuit. Daarom is een hoog voltage mogelijk. Dit hoge voltage in het secundaire circuit wordt via een verdeler naar de bougie geleid die een vonk produceert. De vonk doet het mengsel lucht/brandstof ontbranden. Dit ontstekingssysteem staat dus los van het boordelektrisch systeem en wordt door de krukas in werking gezet. Eenmaal in werking gezet heeft het ontstekingssysteem geen accu nodig. Een vliegtuigmotor heeft twee van dergelijke magneto’s die ieder dus één van de twee bougies van iedere cilinder voorziet van spanning. De cilinder die de arbeidsslag levert krijgt een vonk van beide bougies tegelijkertijd. De dubbele vonk levert een betere verbranding op van het mengsel. Mocht één bougie uitvallen zal het vermogen iets teruglopen, maar nog altijd voldoende zijn om veilig te kunnen landen. Het ontstekingsmoment van de bougie wordt vaak uitgedrukt in rotatie graden van de krukas. Normaal gesproken zou het mengsel moeten worden ontstoken door een vonk vlak voordat de zuiger tijdens de compressieslag het BDP bereikt. Het verbranden van het mengsel neemt immers een bepaalde tijd in beslag. Gewoonlijk ligt het ontstekingsmoment op 300 voordat de zuiger het BDP bereikt.

Een vervroegd -of verlaat ontstekingsmoment ligt vóór of na het reguliere ontstekingsmoment van 300 voor BDP. Een verlaat ontstekingsmoment kan ervoor zorgen dat het mengsel nog niet helemaal verbrand is als de uitlaatklep open gaat. Hierdoor wordt het nog brandende mengsel de cilinder uit gedrukt hetgeen voor oververhitting en beschadiging kan zorgen van de uitlaatklep.

Het reguliere ontstekingsmoment zorgt voor een vonk van de bougie en daarmee een goede verbranding op stationair -en lage toerentallen. Zodra het toerental van de motor wordt verhoogd, zal het ontstekingsmoment vervroegd moeten worden om het mengsel de tijd te gunnen om optimaal te verbranden. Als de zuiger sneller op –en neer beweegt zonder het ontstekingsmoment te vervroegen, zal het mengsel niet voldoende tijd hebben om te kunnen verbranden. Het vervroegen van het ontstekingsmoment noemen we voorontsteking. Het contactslot kent een aantal standen; Uit, rechts, links, beide, start (Engels: off, right, left, both, start). Zie onderstaande foto.

Als de sleutel naar ‘start’ wordt gedraaid, zal de startmotor in werking komen. De elektrische startmotor brengt de krukas van de motor in beweging. De startmotor wordt van elektriciteit voorzien door de accu. Als de vliegtuigmotor eenmaal aangeslagen is, zal de contactsleutel naar de stand ‘beide’ terugspringen en zal de startmotor stoppen met het in beweging zetten van de krukas. Om het starten van de motor te helpen kan één van de twee magneto’s de bougies voorzien van een vonk met een hogere spanning dan normaal. Meestal is dit de linker magneto. Die wordt dan ook de afslagmagneet genoemd. Hoe gaat een en ander in z’n werk: Als de vlieger de contactsleutel naar ‘start’ draait, zal de startmotor de krukas met een relatief laag toerental in beweging zetten. Omdat de krukas draait, worden ook de magneto’s in beweging gezet. In deze fase van de start, wordt de magneet van het linker ontstekingssysteem even losgekoppeld van de aandrijfas. De aandrijf as windt nu een veer op. Eenmaal opgewonden laat de veer alle opgeslagen energie los. De magneet wordt hierdoor een kort moment zeer snel rondgedraaid hetgeen een zeer hoog

voltage, en daarmee ook een zeer sterke vonk opwekt. Dit helpt de motor bij het aanslaan. Eenmaal aangeslagen wordt de veer buiten werking gezet en gedraagt de linker magneto zich weer ‘normaal’. In de stand ‘beide’ werken beide ontstekingssystemen tegelijkertijd. Ter controle van de ontstekingssystemen kunnen we de contactsleutel vanuit ‘beide’ naar ‘rechts’ of ‘links’ te draaien. Op die manier kunnen we kiezen voor de werking van één van de twee ontstekingssystemen, nl. de linker of de rechter. Door te kiezen voor één van beide ontstekingssystemen, zal het toerental van de motor een beetje teruglopen. In het vliegtuighandboek en/of de checklist staat omschreven hoeveel het toerental terug moet/mag vallen. In de ‘uit’ stand is het primaire circuit geaard en kan daarom geen voltage opwekken. Ook niet als het rondgedraaid wordt. Nu gaan we over van het ontstekingssysteem naar het boordelektrisch systeem. We weten dat een batterij of accu een spanningsbron is. Als we bijvoorbeeld een lamp willen laten branden door een batterij zullen we de opgeslagen spanning moeten laten stromen van de + pool van de batterij naar de – pool. De stroom doet de lamp branden. We kunnen het circuit dat de stroom maakt van + naar – onderbreken via een schakelaar. We kunnen de lamp dan aan –en uitzetten.

Gewoonlijk vormt het metaal waarvan het vliegtuig gemaakt is de verbinding met de – pool van de batterij. Bij vliegtuigen die uit kunststoffen bestaan worden metalen geleidingsstrips aangebracht.

Een vliegtuig met een zuigermotor is gewoonlijk voorzien van een wisselstroomdynamo (Engels: Alternator) en niet van een generator. Een generator wordt meer gebruikt bij vliegtuigen met straalmotoren. Een dynamo is kleiner, lichter en meer geënt op het relatief lage toerental van een zuigermotor. De meeste sportvliegtuigen zijn voorzien van een elektrisch systeem dat op gelijkspanning werkt. Gelijkspanning noemen we ook wel Direct Current (DC). De accu die een vliegtuig bezit en oa. de startmotor van stroom voorziet, levert ook gelijkspanning. Tussen de wisselstroom generator en het elektrisch systeem dat op gelijkspanning werkt, is een gelijkrichter geplaatst die de wisselspanning omzet naar gelijkspanning. De wisselstroomdynamo wordt door de motor aangedreven en voorziet alle stroomgebruiker van het vliegtuig van spanning. Daarnaast laadt de dynamo de accu bij. De hoofdschakelaar (Engels: Master switch) in de cockpit bestaat uit twee delen: Een deelschakelaar ‘Bat’ om de accu aan/uit te zetten en een deelschakelaar ‘Alt’ om de dynamo aan/uit te zetten. Beide deelschakelaars zijn geel omkaderd op de onderstaande foto.

Omdat voor de start van de motor een aantal stroomverbruikers moeten worden getest op hun werking, kan de vlieger deze activeren met de deelschakelaar ‘Bat’. Voor de start van de motor kunnen beide deelschakelaars aangezet worden. Als de vlieger de deelschakelaar ‘Alt’ indrukt zal automatisch ook de deelschakelaar ‘Bat’ aangaan omdat de dynamo (Alt) een beetje stroom nodig heeft van de accu (Bat) om op te starten. In de cockpit van sommige vliegtuigen kan de vlieger de laadstroom controleren via de Ampère meter. De Ampère meter geeft de stroom waarmee de alternator de accu oplaadt. Staat de meter in de ‘+’ dan wordt de accu opgeladen, staat de meter in de ‘-‘ dan wordt de accu niet opgeladen, maar ontlaad de accu zich; de accu loopt leeg.

Als de alternator uitvalt, zullen alle stroomverbruikers aan boord de accu doen leeglopen. Zoals we reeds weten zal dit niets afdoen aan de vonk die de bougies krijgen. De ontstekingssystemen werken immers onafhankelijk van het elektrisch systeem aan boord van het vliegtuig. Toch is het goed om tijdens het uitvallen van de alternator tijdens de vlucht, alle niet noodzakelijk stroomverbruikers uit te zetten. Op die manier blijft het leeglopen van de accu beperkt en heeft de vlieger meer tijd om een veilige landingsplaats te zoeken voordat de accu geheel leeg is. Iedere stroomverbruiker aan boord is tenminste voorzien van een beveiliging in de vorm van een zekering. Als de zekering van een stroomverbruiker te heet wordt, zal de zekering doorbranden waardoor de stroomverbruiker gespaard blijft. Het doorbranden van de zekering kan kortsluiting als oorzaak hebben, maar kan ook andere oorzaken hebben. De stroomverbruiker zal door het doorbranden van de zekering uitvallen. De zekering is in feite een verdund stukje geleidingsdraad binnen het circuit. Bij oververhitting zal het dunne stukje draad doorbranden en het circuit onderbroken worden. Bij een normale spanning zal het circuit niet onderbroken worden en laat de zekering de stroom door.

Statische elektriciteit kan ontstaan door wrijving van twee oppervlakten. Bij wrijving wordt één oppervlak positief geladen en het andere oppervlak negatief. De opperlakken behouden de lading. De lading blijft statisch; de lading stroomt niet. Als een (statisch-) geladen oppervlak op een gegeven moment een oppervlak raakt met een neutrale of tegengestelde lading, zal de spanning zich ontladen. Met andere woorden; de statische elektriciteit zal zich ontladen. Als het verschil in lading groot genoeg is kunnen tijdens een statische ontlading vonken overspringen. In de buurt van brandbare materialen kunnen deze vonken grote gevolgen hebben. Denk in dit verband maar aan het tanken van het vliegtuig. Dit is ook de reden dat vóór het tanken het vliegtuig geaard moet worden. De statische elektriciteit kan dan veilig wegvloeien via de aarde.

Voor de afgifte van statische elektriciteit bij vliegtuigen, worden ontladingskabels (Engels: Static wicks) gemonteerd aan de uiteinden van vliegtuigroeren. Zie onderstaande foto’s. De static wicks zijn rood omkaderd.

De Static wicks zorgen voor afgifte van de statische elektriciteit aan de atmosfeer tijdens de vlucht. Op de grond kan de statische elektriciteit van het vliegtuig worden afgegeven via stroomgeleidend materiaal dat zich in de banden bevindt. De propeller: Uit eerder beschreven onderwerpen kwam naar voren dat een propeller in feite een verticaal geplaatste vleugel is met dezelfde eigenschappen als een vleugel. De doorsnede van een propellerblad is gelijk aan de doorsnede van een vleugel.

Een propellerblad levert, evenals een vleugel, een zekere hoeveelheid lift en ook weerstand. De lift is in het geval van de propeller horizontaal gericht en noemen we nu trekkracht. We hebben ook geschreven dat de proppeller wordt aangedreven door de motor en dat door de trekkracht het vliegtuig kan voortbewegen.

De trekkracht (Engels: Thrust) is een reactiekracht. Doordat de lucht in een bepaalde richting wordt versneld, ontstaat een reactiekracht in de tegenovergestelde richting die het vliegtuig doet voortbewegen. We schreven dat door de actiekracht van de ronddraaiende propeller het vliegtuig een tegengestelde reactiekracht zal ondergaan. Het vliegtuig zal daarom een rolbeweging willen maken tegengesteld aan de rotatie van de propeller. Bekeken vanuit de positie van de vlieger draaien de meeste propellers rechtsom. Door de verschillen in invalshoek van het opgaande propellerblad met de invalshoek van het neergaande propellerblad ontstaan verschillen in trekkracht tussen de propellerbladen. Door de verschillen in trekkracht zal het vliegtuig willen afbuigen (gieren). We

blijven nog even wat lesstof herhalen: Door de draaiende propeller ontstaat een spiraalvormige luchtstroom rond het vliegtuig die we slipstream noemen. Daarnaast veroorzaakt de propeller een luchtstroom die de staartroeren (hoogteroeren en richtingsroer) beïnvloedt. Dit noemden we luchtschroef. Tot zover de herhaling van hetgeen we reeds weten over de propeller. Met deze kennis weer vers in het geheugen kunnen we doorgaan. Verreweg de meeste sportvliegtuigen hebben een propeller aan de voorkant van de romp die zorgt voor trekkracht. Sommige sportvliegtuigen hebben een propeller aan de achterzijde van de romp die het vliegtuig als het ware voortduwt. In dat geval spreken we van stuwkracht. Wij gaan echter uit van de gebruikelijke configuratie; de propeller aan de voorzijde van de romp die zorgt voor trekkracht. De propeller bestaat uit een aantal (meestal 2) propellerbladen en een spinner die worden rondgedraaid door de motor. Op de onderstaande foto’s is het propellerblad geel uitgekaderd en de spinner is rood uitgekaderd.

De spinner geleid koelwind naar de motor en doet de weerstand verminderen. Bovendien geeft de spinner een zekere bescherming van de koppeling tussen propeller en motoras tegen de elementen van buitenaf. Het propellerblad met een grotere invalshoek zal een grotere lift en daarmee ook een grotere voorwaartse afstand afleggen per rotatie of omwenteling in vergelijk met een propellerblad met een kleinere invalshoek. De voorwaartse (horizontale) afstand noemen we spoed. De propellerbladen met een grotere invalshoek, leggen een grotere horizontale afstand af per rotatie dan de propellerbladen met een kleine invalshoek. De grotere horizontale afstand noemen we grove spoed. De kleinere horizontale afstand noemen we fijne spoed.

fijne spoed

grove spoed Ook bij propellerbladen blijkt ongeveer 40 de invalshoek te zijn met de beste lift\weerstand verhouding.

Bij het roteren van de propeller hebben de uiteinden van de propellerbladen een grotere snelheid dan de binnenzijde van de propellerbladen. Vanwege de hogere snelheid van de uiteinden van de propellerbladen wordt de instelhoek of bladhoek verminderd. De instelhoek van de propellerbladen neemt dus af naarmate we het bladprofiel van de wortel naar de tip bekijken. Er zit dus een verdraaiing in het propellerblad van de wortel van het propellerblad naar de tip van het propellerblad. Deze verdraaiing noemen we wrong. Door het verschil in instelhoek (wrong) aan de wortel en de tip van het propellerblad, blijft de instelhoek gelijk bekeken over de gehele lengte van het propellerblad. Als de propeller draait terwijl het vliegtuig stilstaat, zal de propeller alleen de luchtstroming door rotatie tegenkomen. Als het vliegtuig naar voren beweegt zal de propeller niet alleen de luchtstroming door rotatie tegenkomen, maar ook de luchtstroming door de voortbeweging van het vliegtuig. Als nu de voorwaartse snelheid van het vliegtuig toeneemt, neemt de invalshoek van de propellerbladen af omdat er een resulterende luchtstroming ontstaat. In feite wordt door de voorwaartse beweging van het vliegtuig de invalshoek verkleind en dus neemt de trekkracht af. Met toenemende snelheid van het vliegtuig neemt de invalshoek van de propeller af.

Op onderstaande tekening A zien we de invalshoek van een roterende propeller van een vliegtuig dat stilstaat. Op tekening B zien we de invalshoek van dezelfde roterende propeller als het vliegtuig voortbeweegt. De rode pijl stelt de snelheid voor waarmee het vliegtuig zich voortbeweegt. Door de resulterende luchtstroming wordt de invalshoek verkleind en neemt de trekkracht af.

We hebben de kracht die het vliegtuig doet voortbewegen ‘trekkracht’ of ‘thrust’ genoemd. Als we de voorwaartse beweging (luchtsnelheid) van het vliegtuig betrekken in ons verhaal, moeten we de trekkracht vermenigvuldigen met de luchtsnelheid van het vliegtuig om tot het algehele voorwaartse vermogen te komen. Dit noemen we Power. Power = Thrust x Airspeed. Een vliegtuig waarvan de propeller met een toerental van bijvoorbeeld 2200 toeren per minuut (RPM) ronddraait en een luchtsnelheid heeft van 100 kts. heeft (veel) minder power dan een vliegtuig waarvan de propeller 2200 RPM maakt, maar een luchtsnelheid heeft van 140 kts. Een propeller met propellerbladen die niet versteld kunnen worden en dus ‘vast’ zitten, noemen we vaste propeller (Engels: Fixed pitch propeller). Een vaste propeller zit vaak direct aan de krukas van de motor. De vliegtuig motor en de vaste propeller zijn daardoor als het ware een 2-eenheid. Als de motor van toerental verandert, zal de propeller ook van toerental veranderen. Als de propeller van toerental verandert, zal de motor ook van toerental veranderen ookal blijft de gasklep onaangeraakt door de vlieger! Dit kan makkelijk gebeuren tijdens daalvlucht. Tijdens daalvlucht neemt de snelheid van het vliegtuig toe en daarmee neemt ook het toerental van de propeller en dus ook van de motor toe. Om er voor te zorgen dat de motor geen overtoeren (Engels; Engine overspeed) maakt, zal de vlieger het gas moeten verminderen.

De vaste propeller heeft dus maar één stand waar de bladhoek een optimaal rendement levert. En omdat een vaste propeller slechts één mogelijkheid biedt voor een optimale trekkracht/weerstand verhouding, zal de fabrikant vaak kiezen deze mogelijkheid te benutten tijdens kruisvlucht. Immers, een vliegtuig zal zich verhoudingsgewijs vaker in kruisvlucht bevinden dan in klim –of daalvlucht. Dus alleen tijdens kruisvlucht biedt zo’n een vaste propeller een optimaal rendement. De vaste propeller is dus in feite niet zo goed uitgerust voor andere taken dan kruisvlucht, zoals het klimmen en dalen. Een propeller met een grove spoed, mag een grotere voorwaartse afstand afleggen per rotatie en is daarom handig tijdens kruisvlucht, het zorgt ook voor een langere startafstand op de grond. Dus voor de start -en de klimvlucht en ook tijdens ‘slow flight’ hebben we eigenlijk een propeller nodig met een fijne(re) spoed. Met andere woorden; met het monteren van een vaste propeller kiest een fabrikant voor een bepaald compromis in rendement. Daaraan kan de vlieger niets veranderen. Voor een beter rendement hebben we dus eigenlijk een propeller nodig waarvan we de invalshoek (bladhoek) van de propellerbladen kunnen veranderen, zodat we een optimaal rendement krijgen onder verschillende omstandigheden. De oplossing is gevonden met de Variable pitch (VP) propeller. Bij dit type propeller kan de vlieger de bladhoek van de propellerbladen verstellen via een hendel in de cockpit. Tegenwoordig maken veel vliegtuigfabrikanten gebruik van een propeller met een contant toerental. In het Engels noemen we dit een Constant speed propeller. Een contant speed propeller levert een optimaal rendement bij een constant toerental. Om dat te bereiken moet de bladhoek worden aangepast aan de omstandigheden waarin het vliegtuig zich bevindt.

Tijdens de start en klimvlucht ondervindt de vaste propeller veel weerstand door een grote bladhoek van een propeller met een optimaal rendement tijdens kruisvlucht. Een kleinere bladhoek (en daarmee ook een fijne spoed en een hoger toerental van de propeller) zou tijdens start en klimvlucht een beter rendement opleveren.

Eenmaal op kruishoogte zal een grove(re) spoed een beter rendement opleveren dan de fijne spoed tijdens de start en klimvlucht. Daarom zal de bladhoek tijdens de kruisvlucht vergroot moeten worden. Tijdens de daalvlucht neemt de vliegsnelheid toe. Als we de bladhoek vanuit kruisvlucht niet veranderen zal bladhoek tijdens het dalen kleiner worden en daarom zal ook de weerstand afnemen. Bij een vaste propeller zou het toerental van de motor én de propeller toenemen. Maar tijdens een daalvlucht moet de motor juist minder toeren te maken omdat de vliegsnelheid toeneemt. Ook het toerental van de propeller mag niet te hoog worden. Hierdoor zal de bladhoek van de propellerbladen groter moeten worden. Een grotere bladhoek levert een grotere weerstand op en een lager toerental van de propeller. Vlak voor landing heeft de vlieger juist weer veel vermogen nodig indien het vliegtuig een doorstart (Engels: Overshoot) moet maken. In het geval van een doorstart zal de vlieger op dit punt de bladhoek juist weer kleiner willen maken. Een fijne spoed geeft immers veel vermogen. De constant speed propeller heeft een zgn. Constant speed unit (CSU) die er voor zorgt dat de bladhoek van de propellerbladen vergroot of verkleind kan worden. Hoe werkt de CSU..? Als de propeller draait wil de middelpuntvliedende kracht (centrifugaal kracht) de bladhoeken van de propellerbladen verkleinen. Deze kracht wordt tegengewerkt door een kracht opgewekt vanuit een hydraulisch cilindermechanisme dat verbonden is met ieder propellerblad en de bladhoek juist wil vergroten. Het cilindermechanisme is aangesloten op de krukas van de vliegtuigmotor en werkt via vlieggewichten en oliedruk. Het mechanisme gebruikt olie vanuit het oliesysteem van de motor. De CSU zorgt ervoor dat de twee krachten in balans blijven. We kunnen nu zeggen:

• Hoe meer oliedruk, hoe groter de bladhoek, hoe meer weerstand, hoe lager het toerental van de propeller.

• Hoe minder oliedruk, hoe kleiner de bladhoek, hoe minder weerstand, hoe hoger het toerental van de propeller.

Het cilindermechanisme is via een veer verbonden met een hendel die zich in de cockpit bevindt. Deze zogenaamde propellerhendel is te bedienen door de vlieger. De vlieger kan met de propellerhendel de oliedruk veranderen in het cilindermechanisme en daarmee de bladhoek instellen. De vlieger krijgt hiermee de mogelijkheid om het meest optimale toerental van de propeller in te stellen voor elk stadium van de vlucht. De vlieger heeft dus de controle over de hoeveelheid lucht/brandstof die de motor ingelaten wordt via de gasklep of trottle. Dit bepaald het motorvermogen en wordt in de cockpit afgelezen via de Manifold pressure gauge of inlaatdrukmeter. Deze geeft meestal de inlaatdruk weer in inches of mercury (kwikdruk). De vlieger kan met de propellerhendel het toerental van de propeller regelen via het hierboven besproken systeem.

De gasklep bepaald de manifold pressure (inlaatdruk) en het motorvermogen De propellerhendel bepaald het RPM van de propeller. Vuistregels voor gebruik van de gasklep en propellerhendel:

• Verhoog eerst de RPM van de propeller en verhoog daarna het motorvermogen. Te onthouden als ‘Rev up’.

• Verlaag eerst het motorvermogen en verlaag daarna de RPM van de propeller. Te onthouden als ‘Throttle down’.

Er is in dit verband een vergelijking te maken met een auto. In de eerste versnelling (fijne spoed, kleine bladhoek, hoog RPM van de propeller) heb je meer kracht om snel te accelereren. De motor maakt dan veel toeren en levert veel kracht. In de vijfde versnelling (grove spoed, grote bladhoek, laag RPM van de propeller) maakt de motor weinig toeren, maar heeft ook minder trekkracht om snel te accelereren. Daarom wordt gewoonlijk bij start, klimvlucht én vlak voor de landing, de fijne spoed van de propeller geselecteerd. Tijdens die fasen van de vlucht is veel vermogen nodig. Zoals geschreven is ook vlak voor de landing is veel trekkracht nodig als er eventueel een doorstart gemaakt moet worden. Mocht de CSU olie verliezen, zullen de propellerbladen door een veer in fijne spoed komen te staan. De vlieger kan dan altijd over het volledige vermogen beschikken. Bij een teruglopend motorvermogen als gevolg van ijsvorming in de carburateur, zal de inlaatdruk en ook het toerental afnemen. De propellerbladen zullen door de lagere toerentallen in fijne spoed komen te staan. Door de mindere weerstand van fijne spoed zal het toerental van de propeller onbedoeld verhogen. De vlieger kan controleren of er ijsvorming is opgetreden door de CVV voor ongeveer een halve minuut aan te zetten en daarna weer uit te zetten. Als de inlaatdruk ná het uitzetten van de CVV hoger is dan vóór het aanzetten van de CVV heeft zich ijs gevormd in de carburateurs. Als de inlaatdruk gelijk gebleven is, heeft zich geen ijs gevormd. Mocht de motor tijdens de vlucht uitvallen, zullen de propellerbladen blijven draaien door de luchtstoom die het vliegtuig ondervindt. Dit noemt men het windmolen effect (Engels: Windmilling). We moeten de term ‘windmilling’ nader uitleggen. Propeller windmilling geeft aan dat de propeller blijft draaien nadat de motor is uitgezet of uitgevallen. De luchtstroom die het vliegtuig ondervindt laat de propeller draaien. Nadat de motor is uitgezet of uitgevallen blijft de propeller dus draaien, zij het op een lager toerental. Op een gegeven moment zullen de propellerbladen een negatieve invalshoek krijgen. Een negatieve invalshoek houdt in dat er ook negatieve lift wordt geproduceerd. Negatieve lift is lift in de ‘verkeerde richting’. De negatieve lift levert nu dus weerstand op. Propeller windmilling levert dus weerstand op. Hoe sneller het vliegtuig vliegt, hoe sterker het windmilling effect, hoe meer weerstand.

Bij de controle van de propeller voor de start moeten we kijken naar beschadigingen van de propellerbladen. Controle op oneffenheden op de propellerbladen kan uitgevoerd worden door met een vinger langs de rand van de propellerbladen te gaan. Op die manier voel je beschadigingen en oneffenheden op de propellerranden. Dit geldt met name voor het gedeelte van het propellerblad dat zich op 1/3 van de propellertip bevindt. Daar bevindt zich ook de gemiddelde propellerkoorde.

Tijdens de vlucht komen er zeer grote krachten op de propeller te staan. Een klein deukje of barstje kan er toe leiden dat er een gedeelte van de vleugel afbreekt tijdens de vlucht. Wees hiervan bewust tijdens de controle op de grond (pre flight check). Kijk voor de start of er losse steentjes op de grond liggen die de propeller kunnen beschadigen als de motor gestart wordt. Controleer ook of de spinner goed vastzit en er geen schroeven ontbreken. De diameter van de propeller is de afstand gemeten tussen de tips van de propellerbladen.

De Ground clearance of Tip clearance is het gedeelte dat zich tussen de tips van de propellerbladen en de grond bevindt.

Waak ervoor dat door het taxiën over ruw terrein (grasland met kuilen) de ground clearance niet zodanig verkleind wordt dat de propellertips de grond kunnen raken. Dit kan ook gebeuren als het neuswiel ‘doorveert’ na het rijden over een hobbel. Een vliegtuig met een VP propeller wordt gewoonlijk gestart als de propellerhendel in fijne spoed staat. Stall herstel: We weten dat een overtreksituatie voortkomt uit een overschrijding van de kritieke invalshoek. Hierdoor neemt de lift sterk af. Tijdens een stall zal het vliegtuig zal om de dwarsas bewegen en met de neus naar beneden wijzen (nose down). In feite is dat een ‘natuurlijk’ stall herstel. Hoe gaat een en ander in zijn werk: Doordat de kritieke invalshoek wordt overschreden, zal het drukpunt zich naar achteren bewegen. Het drukpunt komt nu ver achter het zwaartepunt te liggen. Het drukpunt en het zwaartepunt vormen in feite een krachtenkoppel. De afstand tussenbeide vormt een arm. De arm geeft een moment voorover.

Door de stall van het vliegtuig zal ook de downwash van de vleugel wegvallen. Zoals we reeds eerder schreven geeft de downwash een negatieve lift van het horizontale stabilo om het vliegtuig horizontaal te houden. Als tijdens de stall de downwash en dus ook de negatieve lift wegvalt van het horizontale stabilo zal het moment voorover van het vliegtuig worden versterkt.

Ook al staat de stuurknuppel geheel naar achter getrokken, toch zal het vliegtuig tijdens een stall met de neus naar beneden gaan wijzen. Het is van belang dat de vlieger in alle gevallen, de stuurknuppel naar voren beweegt zodat het hoogteroer in de nose down stand komt te staan. Als deze handelingen plaatsvinden zonder motorvermogen met flaps up noemen we het een clean stall. Om het hoogteverlies te beperken kan de vlieger vol motorvermogen geven tijdens het herstel van een stall. De procedure in dit geval is eerst de stuurknuppel naar voren bewegen, daarna vol gas geven. Een vlieger kan het hoogte verlies op die manier beperken tot zo’n 100 ft. Het herstel vanuit een stall met flaps down (bij

de landing of start) gebeurt altijd met vol vermogen vanwege de hogere weerstand die de neergelaten flaps veroorzaken. De wingdip: Omdat niet beide vleugels tegelijkertijd overtrokken hoeven raken, kan één van de vleugels eerder overtrokken raken. Een van de vleugels raakt dus overtrokken of eerder overtrokken dan de andere vleugel. In zo’n geval spreken we van een wingdip. Een wingdip kan plaatsvinden door een onbedoelde gierbeweging (draaien om de topas) van het vliegtuig bijvoorbeeld door te veel of te weinig voetenstuur tijdens een stall. De instinctieve reactie van veel vliegers is de wingdip te willen corrigeren door tegen te sturen met de rolroeren; de vlieger tracht tegenstuur te geven om de ongewenste rolbeweging te corrigeren. Dit is echter niet aan te raden bij een windip tijdens een stall. Door het tegensturen zal het rolroer van de vleugel die ‘dipt’ naar beneden bewegen. Dit levert meer lift en ook meer weerstand op. Zoals we weten levert dit het zgn. haakeffect op; het vliegtuig zal door het haakeffect een kort moment ‘de andere kant’ op bewegen dan waar de vlieger heen wil. In het geval van een wingdip tijdens een stall resulteert het haakeffect in een versterking van de wingdip. Bovendien kan door het tegensturen met de rolroeren het vleugelgedeelte waar het rolroer zich bevindt overtrokken raken door het haakeffect. Kortom; tegensturen met rolroeren is niet de juiste herstelactie voor een wingdip tijdens een stall. Het is overigens wél de juiste actie bij een wingdip zonder stall. De juiste herstelactie voor een wingdip tijdens een stall: Tegenstuur geven met de voeten om de onbedoelde gierbeweging te corrigeren. Door het neveneffect gieren = rollen zal de corrigerende gierbeweging ervoor zorgen dat het vliegtuig gaat rollen. De ‘gedipte’ vleugel rolt op die manier weer omhoog. (Let erop dat niet te veel tegenstuur met de voeten gegeven wordt.) Hierna de stuurknuppel naar voren bewegen om de overtrokken situatie te herstellen. Als tijdens een bocht het vliegtuig overtrokken raakt, zal niet de laagstgelegen vleugel (binnenvleugel) overtrokken raken, maar eerder de hoogstgelegen vleugel (buitenvleugel). Stel dat het vliegtuig, bekeken vanuit de positie van de vlieger, een rechterbocht maakt en het vliegtuig raak overtrokken, dan zal de linkervleugel (de hoogstgelegen vleugel of buitenvleugel) een grotere invalshoek hebben en dus eerder overtrokken raken. Het vliegtuig zal dus in het geval van een rechterbocht, over links wegvallen; de linkervleugel raakt in een wingdip. Op de onderstaande tekening is het verschil in invalshoek te zien tussen de buiten –en binnenvleugel. Door de grotere invalshoek van de buitenvleugel zal de buitenvleugel eerder overtrokken raken.

De Spin: Spin is de Engelse benaming voor de tolvlucht. Soms wordt de tolvlucht of spin aangeduid met de Franse term’Vrille’. Een spin heeft als basis een stall met wingdip waarbij het vliegtuig vervolgens in een situatie terecht komt die we autorotatie noemen. Een vliegtuig kan dus pas in een spin verzeild raken als het eerst in een stall situatie terecht gekomen is. De stall kan dus de aanleiding zijn voor een spin. Als de vlieger een stall situatie kan voorkomen, zal de vlieger dus ook de mogelijke spin voorkomen! Laten we dieper ingaan op de spin en de autorotatie. Autorotatie is een situatie waarin het vliegtuig, zonder acties van de vlieger, snel draait (tolt) om een denkbeeldige as in de richting van de grond.

Tekening: Spin De autorotatie ontstaat door verschillen in invalshoeken tussen de vleugels. We weten inmiddels van de wingdip dat als de invalshoek van één van de vleugels tijdens een stall wordt overschreden liftverlies optreedt. Met het verlies aan lift neemt ook de weerstand toe. Het gevolg is een wegzakkende vleugel. Door de verschillen in lift tussen de vleugels zal het vliegtuig blijven rollen. Door de verschillen in weerstand zal het vliegtuig blijven gieren. Het vliegtuig zal zonder inbreng van de vlieger blijven tollen; autoroteren. Met andere woorden: Het vliegtuig bevindt zich in een spin. Tijdens een spin heeft de laagstgelegen vleugel een grotere invalshoek in vergelijk met de hoogstgelegen vleugel. Dus:

• In een spin naar rechts heeft de rechter (laagstgelegen-) vleugel een grotere invalshoek in vergelijk met de linker (hoogstgelegen-) vleugel

• In een spin naar links heeft de linker (laagstgelegen-) vleugel een grotere invalshoek in vergelijk met de rechter (hoogstgelegen-) vleugel.

De tolbeweging zal aanhouden totdat de vlieger het herstel inzet. In een spin kan een vliegtuig met zo’n 500 ft. per minuut dalen en om de paar seconden een volledige draai maken. De luchtsnelheid (IAS) tijdens een spin ligt om en nabij de overtreksnelheid. Van belang is het om te beseffen dat het vliegtuig tijdens een spin zich in een overtrokken toestand bevindt. De vorm en afmeting van het vliegtuig is van invloed op de spin. Zo zal een vliegtuig met een geringe vleugel- of spanwijdte in

vergelijk met de romp sneller roteren dan een vliegtuig met een grotere spanwijdte in vergelijk met de romp. Nu kunnen vliegtuigen ook met opzet in een spin gebracht worden bijvoorbeeld tijdens acrobatiek of het oefenen van spinherstel. Echter, niet alle vliegtuigen zijn bestand tegen de krachten die optreden tijdens een spin. Het is daarom van belang het vliegtuighandboek erop na te slaan of het betreffende vliegtuigtype wel opzettelijk in een spin gebracht mag worden. Ook het herstel wordt aangegeven in het vliegtuighandboek en kan verschillen per vliegtuigtype! Wij leggen onderstaand het basisprincipe uit van het spinherstel. Dit principe hoeft dus niet voor alle vliegtuigtypen te gelden:

• Gas naar stationair. • Rolroeren neutraal en flaps up. • Volledig voetenstuur geven contra aan de spinrichting: Spin naar

links = volledig rechts voetenstuur. Spin naar rechts = volledig links voetenstuur De richting (linksom of rechtsom) van de spin is af te lezen aan de Turn Coördinator (TC) en niet aan de slipmeter.

• Stuurknuppel naar voren bewegen. • Voetenstuur neutraal als rotatie stopt. • Eenmaal uit de spin, de verloren hoogte herstellen.

De spiraalduik: Een situatie die voor de vlieger lijkt op de spin is de spiraalduik (Engels: Spiral dive). Een spiral dive is voor de vlieger te herkennen aan een sterk oplopende luchtsnelheid (IAS). Ligt de luchtsnelheid tijdens een spin om en nabij de overtreksnelheid, tijdens een spiraalduik zal de luchtsnelheid snel oplopen. De spiral dive verschilt ook van de spin doordat het vliegtuig niet snel tolt om een denkbeeldige as. Zie hiervoor ook het verschil tussen de tekening van de spin en de spiraalduik.

Tekening: Spiraal duik Het herstel vanuit een spiral dive hoeft geen problemen op te leveren, zolang de vlieger maar (h)erkent dat hij zich in een spiral dive bevindt. Gewoonlijk liggen de volgende handelingen aan de basis van herstel uit een spiraalduik: Gas naar stationair. Met de rolroeren de vleugels van het vliegtuig horizontaal brengen. Voorzichtig herstel uit de duikvlucht door de stuurknuppel naar achteren te bewegen. Van belang is het om te beseffen dat het naar achteren bewegen van de stuurknuppel vóórdat het vliegtuig horizontaal gebracht is met de rolroeren, een tegengestelde reactie van het vliegtuig als gevolg heeft. De spiraalduik zal zich dan versterken. Dit komt omdat tijdens de spiraalduik het hoogteroer deels de functie van richtingsroer heeft overgenomen. Op de tekening is te zien dat het hoogteroer door het rollen van het vliegtuig, deels de functie van het richtingsroer overneemt.

Als de vlieger de stuurknuppel naar achteren beweegt, zal het vliegtuig meer gaan gieren en daarmee zal de spiraalduik zich versterken. Luchtwaardigheid: Luchtvaartuigen moeten zijn voorzien van een Bewijs van Luchtvaardigheid (BVL). Het BVL wordt afgegeven door de Minister van Verkeer en Waterstaat en is in overeenstemming met reglementen van de International Civil Aviation Organization (ICAO) waarvan Nederland een lidstaat is. Het BVL blijft geldig tot de datum vermeld op het document. Verlenging moet 4 weken vóór het verstrijken van de geldigheidsdatum plaatsgevonden hebben. Ieder luchtvaartuig moet zijn voorzien van een logboek of journaal waarin elke vlucht moet worden vermeld. In het logboek of journaal moet eventuele schade, overtreding van limieten of defecten worden vermeld. Het vliegtuighandboek moet duidelijk aangeven op welk(e) vliegtuigtype(n) het van toepassing is. Ook eventuele aanvullingen moeten zijn opgenomen of moeten worden vermeld. Een vliegtuig mag alleen worden gebruikt binnen de gestelde grenzen/limieten van de gebruiksmogelijkheden zoals aangegeven in het vliegtuighandboek. De checklist vóór de start bepaald als laatste of het vliegtuig luchtwaardig is. De eigenaar van een vliegtuig is verantwoordelijk voor het luchtwaardig houden van het vliegtuig en het voeren van een complete onderhoudsadministratie. De eigenaar is daarom verantwoordelijk voor het laten uitvoeren van periodiek onderhoud door gekwalificeerd personeel. Het onderhoud moet worden uitgevoerd en afgetekend door een bevoegd technicus of grondwerktuigkundige. De onderhoudsadministratie omvat het vliegtuig, onderdelen, instrumenten en (nood) uitrusting. Klein onderhoud mag door de eigenaar zelf worden uitgevoerd zolang het vliegtuig een gewicht heeft minder dan 2000 kg. en er geen passagiers worden vervoerd. Een luchtvaartuig moet:

• Een geldig bewijs van luchtwaardigheid (BVL) hebben • Een geldig bewijs van inschrijving (BVI) hebben • Een nationaliteitskenmerk voeren • Luchtwaardig zijn

Voor elke vlucht dienen de volgende bescheiden aan boord te zijn:

• Bewijs van bevoegdheid (BVB) • Bewijs van luchtwaardigheid (BVL)

• Bewijs van inschrijving (BVI) • Bewijs aanwijzing Radiostation cq. zendmachtiging (BAR), indien

noodzakelijk • Vliegtuighandboek • Checklists & deviatietabel

© L. Kuijpers 2005