Appunti Meccanica del volo - Parte 1

Atmosfera Standard -> modello "ideale" che fornisce

Dp

De

DT

-> con la quota stabilita dall'ICAO

* zone di passaggio

fluidi in quiete

valida -> Legge di Stevino: p + dp + e(1)(d)dhg - p = 0 => dp = -e g dhg

(p = p0 + dgh)

dV = l l dhg = dhg => dm = e dV = e(1)(1)dhg

volume

massa

Hp -> aria secca

aria in eq. statico

gas perfetto -> deboli interazioni molecolari

p e T: Ec molecolare (v particelle)

p e e: n. particelle vortano superficie

=> p = eRT

Eq. di stato

III. la dp / p = g(ha) / RT dhg

iv. mate: g = G M / z²

prevede g cost ossia g0 = 9,81 m/s² => dp = -e g0 dhg

4. 2. dp / p = - g0 / RT dh -> dp / p = - g0 / RT dh

Definizione quota geopotenziale h: quota che corpo raggiungerebbe se g cost con h = Ep

Confrontando 1 e 4: dh = (g0 / g) dhg = z² / ha² dhg = z² / (z + hg)² dhg

integrando -> h =

= z² ∫ ₀^hg 1 / (z + hG)² dhg

Sostituzione

= z² [ -1 / (z + hG) ]₀^hG = [ F(x) ]_a^b = F(b) - F(a)

=> h = (z / (z + hG)) hG

in base a quello considerato

Assegnato T = T(h) integrando 5

Troposfera (0 < h ≤ 11 km): T(h) = T0 - Th -> p / p0 = (T / T0)^{g / RTh}, e / e0 = (T / T0)^{g / RTh}

Stratosfera (11 km < h ≤ 20 km): T(h) = TTP -> p / pTP = e^{-g / RTTP} (h - hTP), e / eTP = p / pTP

Quota

p: quota a cui viene rilevata realmente

T: quota a cui viene rilevata realmente

e: quota a cui viene rilevata realmente

Made with Goodnotes

Misurazione parametri di volo -> strumenti a capsula basato misure di P(TOT e STATICA)

altimetro: capsule con e' stato fatto il vuoto

cassa a tenuta stagna *

le deformazioni del 3 vengono trasmesse alle lancette

dovute alla variazione PSTA

tarato con valori P di atm standard (quota pressione)

valore rif. in m.mare

1013,25 hPa

N.B. lancete indicano distanza da una sup. isobarica NO quota geometrica

Regolazione QNH: Pressione a lv. mare fornita ente assis. volo calcolando valore reale sul luogo riportandolo a lv. mare

Regolazione QNE: Pressione a lv. mare (modello atm standard) -> QNE lv. di volo Es FL200 = 20.000ft

Regolazione QFE: Press su pista aeroporto fornita torre controllo -> utile in decollo/atterraggio (poco usato)

P lv. mare non e' sempre =

P; sup. isobarica

p; sup. isobarica

Tazio. non e' sempre =

T; sup. isobarica

t; sup. isobarica

correzione

Trale - Tatm.standard (15 C)

Delta h: 4 Quota(ft)*(Delta T)

1000

Es DeltaT=10 C => ISA +10 C

accutato solo per T > -15 C

Rischi velivoli con # regolaggio altimetrico

collisione aeromobili che volano a FL=cost (QNE)

e altitudine=cost (QNH) quando attraversano zone Patn variabile

zone QNH <1013,25 hPa -> velivolo con QNE segue traiettoria in discesa con rischio collisioni ostacoli terreno

assegnazione lv. volo

Vol IFR: in base valore zotta magnetica

FL 290 almeno 1.000 ft

FL > 290 almeno 2.000 ft

tram

zone dense

Vol VFR: = IFR ma vietato operare sopra FL195 -> almeno 1.000 ft con sovf sfalsate

Soluzioni

Altitudine di transizione (TA): quota = elevazione aeroporto -> valore fisso Vaeroporto (mal < 3.000ft)

Livello di transizione (TL): lv. volo utilizzabile -> valore dato da Patm_zaale

strato di transizione: mai < 1000ft -> spazio tra TA ^ TL

Misurazione velocita

principio conservazione m: c1A1v1 = c2A2v2 (eq.continuita fluidi stazionari)

Hp fluidi incomprimibili: v2 = A1/A2 v1

Hp fluidi non viscosi + incom. : p1 + 1/2 e v1² = p2 + 1/2 e v2² = pTOT (Bernoulli.)

V2 = sqrt( 2(p1-p2)/e + v1² ) = sqrt( 2(P1-P2) / (e[1 - (A2/A1)²]) )

per misura puntuale

Tubo di Pitot: Dp = pTOT - pSTA

fluido incomprimibile: pSTA + 1/2 e v² = pTOT => V = sqrt( 2(pTOT-pSTA)/e )

fluido comprimibile: pTOT/pSTA = (1 + (gamma-1)/2 M²)^{gamma/(gamma-1)} => V = sqrt( 2 gamma/(gamma-1) * pSTA/e * [ ( (pTOT-pSTA)/pSTA + 1 )^{(gamma-1)/gamma} - 1 ] )

anemometro: collegata alla capsula

velocita relativa velivolo rispetto aria

cassa a tenuta stagna

presa statica collegata

le deformazioni trasmesse all'indice (causa Dv -> DpTOT)

N.B. non misura v vera velivolo rispetto aria

Velocita' caratteristiche

• V indicata (IAS): V indicata su anemometro tarato caratteristiche atm. standard liv. mare
• V calibrata (CAS): ottenuta da IAS eliminando errori di posizione
• V equivalente (EAS): ottenuta da CAS eliminando errori di P
• V vera (TAS): ottenuta da EAS eliminando errori di e

fluido incomprimibile

CAS: VCAS = sqrt( 2(POT - PSTA)/p0 )

EAS: VEAS = VCAS -> 1/2 e VTAS² SCL = 1/2 (p0 e/e0) VTAS² SCL = 1/2 e0 VEAS² S

TAS: VTAS = sqrt( 2(POT - PSTA)/e ) = VEAS/sqrt(e/e0)

N.B. v, quota -> M => errore

fluido comprimibile

CAS: VCAS = sqrt( 2 gamma/(gamma-1) * PSTA0/e0 * [ ((POT-PSTA)/PSTA0 + 1)^{(gamma-1)/gamma} - 1 ] )

EAS: VEAS = sqrt( 2 gamma/(gamma-1) * PSTA0/e0 * [ ((POT-PSTA)/PSTA0 + 1)^{(gamma-1)/gamma} - 1 ] )

TAS: VTAS = sqrt( 2 gamma/(gamma-1) * pSTA/e * [ ((POT-PSTA)/pSTA + 1)^{(gamma-1)/gamma} - 1 ] ) = VEAS/sqrt(e/e0)

CAS=IAS+DV

Diagrama di correzione errori di comprimibilita

Fattore di conversione CAS -> EAS

CAS (kts)

EAS = f CAS

Tab 02

Vnot superate mai

VNO

Vstall "full flap"

stagno sheet

Vstall "clean"

Vm0 Vm h0 motore turbina < Vmax operative < Vmax estensione "flap"

Variometro

salita

discesa

contrazioni/espansioni trasmesse all'indice

2 capsula aneroide collegata

presa statica diretta

1 cassa collegata a presa statica tramite tubicino capillare calibrato

Rateo di salita

UP

Rateo di discesa

DOWN

Aeromobili

Aerostati

Paloni e Mongolfiere

Dirigibili

Ala fissa

Motovelivoli

Aeroplani

Idrovolanti

Anfibi

Alianti

Librotori

Veleggiatori

Ala rotante

Elicotteri

Autogiri

Convertiplani

Definizione distanza orizzontale percorsa rispetto perdita quota verticale

Meccanica del volo

Prestazioni velivoli

• Fasi volo uniforme -> V = cost
• Fasi volo non uniforme -> V non cost
• Salita
• Crociera
• Volo librato
• V.zata
• Richiamata
• Salita (metodo energetico) -> V variabile
• Decollo
• Atterraggio

Stabilita statica e controllo

Stabilita dinamica e simulazione

Resistenza Aerodinamica

contributo componenti velivolo a resistenza passiva

• Interference drag: interazione componenti
• Excrescence drag: rugosita, antenne, rivetti, ...
• resistenza indotta
• Trim drag: T generato piano di coda orizzontale per equilibrare momenti attorno baricentro

valutazione preliminare prestazioni

polare parabolica: C_D = C_D0 + C_L²/(pi AR e) = C_D0 + C_Di

• C_Di: coeff. resistenza dipendente da L
• C_D0: coeff. resistenza parassita a C_L=0 (attrito + scia)
• e: fattore di efficienza (max = 1, tipicamente <1)
• AR: allungamento alare

b²/S = b/c = apertura alare / corda media

superf. alare in pianta

limiti

• C_Dmin in corrispondenza di C_L=0
• C_D0 = cost
• Valori sottostimati ad alti assetti (prossimi stallo)
• Assenza effetti comprimibilita

Tipologie ipersostentatori

Bordo uscita

• Plain flap
• Split flap
• Slotted flap
• Fowler flap
• Double-Slotted Fowler flap

Bordo attacco

• Krueger flap
• Leading edge droop
• Handley-Page slot

N.B. aumento complessita flap, aumento costo, peso, manutenzione

Esempi

Caratteristiche bassa v

i C_L diminuisce (problema)

curva con slat attivato -> aumento stallo, aumento C_Lmax

C_Lmax = Lmax / (1/2 rho V² S)

Incremento del coefficiente di resistenza parassita dovuto all'estensione carrello

Delta C_{D, LGEAR} = (W/S) K_uc m^-0,215

N/m²

carico alare = massa max al decollo (kg)

coeff. emp. zio

Valori di C_Lmax per diverse tipologie di ipersostentatori e deflessioni (3D)

Incrementi del coefficiente di resistenza parassita e valori del fattore di Oswald per diverse configurazioni velivolo

Valori del fattore K_uc