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ESAME DI STATO DI ISTITUTO TECNICO INDUSTRIALE
CORSO SPERIMENTALE – PROGETTO “IBIS”
INDIRIZZO: COSTRUZIONI AERONAUTICHE
TEMA DI: AEROTECNICA E IMPIANTI DI BORDO
Sessione Ordinaria 2007
SOLUZIONE
1) Volo orizzontale rettilineo uniforme
Si calcola la densità a 6100 m: 4 .
256 4
.
256
⎡ ⎤
α
+ ⋅ ×
⎡ ⎤ ⎡ ⎤
6
.
5 6
.
1
T z kg
ρ ρ = ⋅ − =
= ⋅ 0 1
.
225 1 0
.
652
⎢ ⎥ ⎢ ⎥⎦ ⎢ ⎥
3
z z 288
.
15
⎣ ⎣ ⎦
⎣ ⎦
T m
0
Si calcola l’assetto (C ):
L 1 2 1
W
⇒ ⇒
ρ 2
= ⋅ = = ⋅ ⋅
L W V S C W C
0 ρ 2
z L L
2 S V
0
z
Essendo: 495
= = =
495 / 137
.
5 /
V km h m s
0 3
.
6
Si ha: 2 127000 1
= ⋅ ⋅ = 0
.
377
C 2
L 0
.
652 54
.
60 137
.
5
Si calcola l’allungamento:
2 2
24
.
85
b ⇒
λ λ
= = = = ⋅ =
11
.
3 0
.
89 11
.
3 10
.
1
e
54
.
60
S
Si ipotizza valida la polare di Prandtl:
2
C
= + L
C C 0 π λ
⋅
D D e
e si calcola C :
D 2
0
.
377
= + =
0
.
025 0
.
0295
C π ⋅
D 10
.
1
e l’efficienza aerodinamica E:
0
.
377
C
= = = 12
.
8
L
E 0
.
0295
C D
Dall’equazione di equilibrio alla traslazione: 1 di 4
L W
⇒ ⇒
= = =
T D T T
no no no
E E
si ricava la spinta necessaria al V.O.R.U. :
127000 [ ]
= = 9922
T N
no 12
.
8
2) Virata
Consideriamo le equazioni di equilibrio in virata:
ϕ
⋅ =
⎧ cos
L W
⎪ ϕ
⋅ =
sin
⎨ L F C
⎪ = ⋅
⎩ T T n
nv no v
Da esse si ricavano raggio, velocità e spinta necessaria durante la virata:
2 2
137 . 5
V [ ]
= = =
0 2585 m
r ϕ
⋅ ⋅ °
sin 9 . 81 sin 48 . 2
g [ ]
V
= = m
0 168 . 4
V s
v ϕ
cos [ ]
= ⋅ = ⋅ =
9922 1 . 5 14883
T T n N
nv no v
3) Picchiata a 40° (discesa)
Considerando l’elevato valore dell’angolo di rampa (β), se ipotizzassimo di disporre le eliche”a bandiera” (trazione
nulla) si potrebbe calcolare la velocità e l’assetto ad inizio picchiata attraverso le seguenti equazioni di equilibrio:
β
= ⋅
⎧ cos
L W
⎨ β
= − ⋅ sin
⎩
T D W
nd
Sviluppando i calcoli si troverebbe una velocità sulla traiettoria pari a 415 [m/s]. Questa è una velocità supersonica,
chiaramente non compatibile con la tipologia del velivolo considerato.
Ipotizziamo allora che la velocità di discesa sia la stessa di quella di virata (168.4 [m/s]) e, da questa ricaviamo i
e C in fase di discesa:
coefficienti aerodinamici C
L D
2 1 2 127000 1
W β
= ⋅ ⋅ ⋅ = ⋅ ⋅ ⋅ ° =
cos cos 40 0 . 193
C ρ 2 2
Ld 0 . 652 54 . 6 168 . 4
S V
0
z d 2
0 . 193
= + =
0 . 025 0 . 0262
C π ⋅
Dd 10 . 1
Risulta quindi, per la spinta [ ]
β
= − ⋅ = −
sin 68409
T D W N
nd
Questo risultato, quindi, indica che per effettuare il volo considerato i propulsori devono essere posti in condizioni
frenanti. 2 di 4
Ipotizziamo che la velocità in discesa rimanga costante e calcoliamo la perdita di quota in 15 secondi:
[ ]
β
∆ = ⋅ ⋅ ∆ = ⋅ ° ⋅ =
sin 168
.
4 sin 40 15 1624
z V t m
0 d
Quindi la quota da cui inizia la richiamata sarà:
[ ]
= − =
6100 1624 4476
z m
ir
Ricalcoliamo la densità a questa quota:
4 .
256 4
.
256
⎡ ⎤
α
+ ⋅ ×
⎡ ⎡
⎤ ⎤
6
.
5 4
.
476
T z kg
ρ ρ =
= ⋅ = ⋅ −
0 1
.
225 1 0
.
779
⎢ ⎥ ⎢ ⎢
⎥⎦ ⎥
3
z z 288
.
15
⎣ ⎣ ⎦
⎣ ⎦
T m
0
4) Richiamata con nr = 2,5
Scriviamo le equazioni di equilibrio dinamico ad inizio richiamata
γ γ β
= ⋅ + = = °
⎧ cos 40
L W F con
C
⎨ γ
= − ⋅ sin
⎩
T D W
nR
e a fine richiamata:
= +
⎧ L W F
C
⎨ =
⎩
T D
nR
Essendo stato assegnato il fattore di carico nr = 2,5:
L ⇒
= = ⋅
n L W n
r r
W
L’equazione di equilibrio verticale si esprime come segue:
2 2
V V
W ⇒
⋅ = + ⋅ = +
1
r r
W n W n ⋅
r r
g r g r
r r
In quest’ultima equazione sono incognite sia la velocità che il raggio: ipotizziamo allora che la velocità di richiamata
sia la stessa di quella di fine picchiata. [ ]
ρ 1 . 225 m
= ⋅ = ⋅ =
0
168 . 4 168
. 4 211 . 2
V ρ s
r 0 . 779
z
Il raggio di richiamata sarà dato da:
2
V [ ]
= = 3031
r
r m
( )
⋅ −
r 1
g n r
La perdita di quota, tra l’inizio e la fine della richiamata, è data da:
[ ]
( )
∆ = ⋅ − ° =
1 cos 40 709
z r m
r r
Quindi la quota di fine richiamata è data da:
[ ]
= − =
4476 709 3767
z m
f
La densità a questa quota risulta: 3 di 4