Appunti di Atmospheric and space flight dynamics - 2

Parte 2 - Questi appunti (divisi in 6 parti) comprende tutta la teoria del corso di Atmospheric and space flight dynamics tenuta dal Prof. Avanzini Giulio per la facoltà di Aerospace …

Esame Atmospheric and space flight dynamics

Facoltà Ingegneria industriale

Dal corso del Prof. Di Giulio Massimo

Università Università del Salento

Publisher marck17

A.A. 2024-2025

51 pagine

Appunti esame

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CONDIZIONI DI EQUILIBRIO IN UN VOLO RETTILINEO SIMMETRICO STAZIONARIO

(Equilibrium condition in steady rectilinear symmetric flight)

Le seguenti equazioni sono espresse nella Terna di assi Vento

EQUILIBRIO TANGENZIALE

\[-\frac{1}{2} \rho V^2 S C_D (\alpha, \delta_e) + T \cos(\alpha + \eta_T) - W \sin \delta = 0\]

DIREZIONE NORMALE

\[\frac{1}{2} \rho V^2 S C_L (\alpha, \delta_e) + T \sen(\alpha + \eta_T) - W \cos \delta = 0\]

PITCH MOMENT

\[\frac{1}{2} \rho V^2 S \bar{c} c_m(\alpha, \delta_e) + T \cdot d_{mot} = 0\]

Ricordando che, per una condizione di volo Simmetrica, le componenti di forza aerodinamica sono:

\[C_X = - C_D \cos \alpha + C_L \sen \alpha \quad C_Z = - C_L \cos \alpha - C_D \sen \alpha\]

e assumendo un regime di velocità subsonico M<<1, tale che il coefficiente aerodinamico non dipenda dal numero di Mach:

\[C_D = C_D (\alpha, \delta_e) \quad C_L = C_L (\alpha, \delta_e) \quad C_m = c_m (\alpha, \delta_e)\]

Per risolvere il problema è necessario ricavare un espressione per tutti i coefficienti aerodinamici, valida per l'intera configurazione del velivolo.

PORTANZA

Per una configurazione convenzionale è possibile suddividere la portanza totale L sviluppata dall'aeromobile in 2 contributi

\[L = \frac{1}{2} \rho V^2 S C_L = L_{WB} + L_t\]

CONDIZIONI DI EQUILIBRIO IN UN VOLO RETTILINEO SIMMETRICO STAZIONARIO

(Equilibrium condition in steady rectilinear symmetric flight)

Le seguenti equazioni sono espresse nella Terna di assi Vento

EQUILIBRIO TANGENZIALE

-₁/₂ ρ V² S C_D (α, δ_E) + T cos (α + η_T) - W sen δ = 0

DIREZIONE NORMALE

₁/₂ ρ V² S C_L (α, δ_E) + T sen (α + η_T) - W cos δ = 0

PITCH MOMENT

₁/₂ ρ V² S c̅ C_m (α, δ_E) + T . d_eng = 0

Ricordando che, per una condizione di volo Simmetrica, le componenti di forza aerodinamica sono:

C_X = - C_D cos α + C_L sen α C_Z = - C_L cos α - C_D sen α

e assumendo un regime di velocità subsonico M

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