1. 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.

2. 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).

3. 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.

4. 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.

5. 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

6. 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.

7. 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.

8. 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

9. 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.

10. 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.

11. 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

12. 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:

13. • 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.

14. 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.

15. 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.

16. 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

17. (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.

18. 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.

19. 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.

20. 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

21. 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

22. 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.

23. 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.

24. 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.

25. 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.

26. 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

27. 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.

28. 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.

29. 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

30. = 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

31. 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).

32. 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

33. 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:

34. 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.

35. 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.

36. 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.

37. 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.

38. 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

39. 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:

40. 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.

41. 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

42. 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.

43. 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.

44. 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.

45. 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.

46. 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

47. 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.

48. 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

49. 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.

50. 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.

51. 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

52. 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.

53. 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).

54. 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.

55. 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:

56. 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:

57. 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.

58. 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

59. 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.

60. 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.

61. 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.

62. 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

63. 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.

64. 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

65. 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.

66. 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

67. 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.

68. 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.

69. 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.

70. 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.

71. 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.

72. 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.

73. 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.

74. 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.

75. 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.

76. 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.

77. 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.

78. 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.

79. 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.

80. 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.

81. 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

82. 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.

83. 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.

84. 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.

85. 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.

86. 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

87. 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.

88. 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.

89. 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

90. 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

91. 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

92. 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

93. 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.

94. 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.

95. 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

96. 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:

97. 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:

98. 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

99. 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.

100. 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.

101. 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:

102. 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

103. 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.

104. 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.

105. 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

106. 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

107. 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.

108. 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.

109. 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.

110. 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.

111. 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.

112. 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.

113. 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.

114. 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

115. 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.

116. 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.

117. 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

118. 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.

119. 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.

120. 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.

121. 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!

122. 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.

123. 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:

124. 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.

125. 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.

126. 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.

127. 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

128. 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.

129. 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

130. 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,

131. 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.

132. 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.

133. 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

134. 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.

135. 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.

136. 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.

137. 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.

138. 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

139. 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.

140. 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.

141. 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.

142. 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.

143. 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.

144. 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.

145. 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.

146. 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

147. 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.

148. 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

149. 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

150. 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

151. 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.

152. 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.

153. 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.

154. 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.

155. 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

156. 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.

157. 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.

158. 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

159. 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.

160. 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

161. 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.

162. 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.

163. 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

164. 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

165. 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:

166. 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.

167. 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.

168. 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

169. 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.

170. 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.

171. 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.

172. 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.

173. 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

174. 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.

175. 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.

176. 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

177. 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.

178. 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.

179. 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.

180. 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.

181. 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.

182. 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

183. 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.

184. 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.

185. 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

186. 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

187. 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.

188. 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.

189. 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.

190. 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.

191. 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.

192. 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

193. 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.

194. 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.

195. 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.

196. 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.

197. 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.

198. 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

199. 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.

200. 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

201. grove spoed
Ook bij propellerbladen blijkt ongeveer 40 de invalshoek te zijn met de
beste liftweerstand 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.

202. 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.

203. 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.

204. 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.

205. 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.

206. 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.

207. 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.

208. 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

209. 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.

210. 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.

211. 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

212. 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.

213. 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.

214. 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)

215. • Bewijs van inschrijving (BVI)
• Bewijs aanwijzing Radiostation cq. zendmachtiging (BAR), indien
noodzakelijk
• Vliegtuighandboek
• Checklists & deviatietabel
© L. Kuijpers 2005