Motori aeronautici: approfondimento sugli elicotteri e appunti brevi sugli argomenti del corso

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Author: appunti_uni_ing

Revisionato il 10/09/2026

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Il documento comprende gli argomenti trattati nel corso di Motori aeronautici. In particolare, è spiegata nel dettaglio la parte relativa agli elicotteri e sono presenti gli appunti brevi …

Esame Motori aeronautici

Facoltà Ingegneria

Dal corso del Prof. Arnone Andrea

Università Università degli Studi di Firenze

A.A. 2024-2025

107 pagine

Appunti esame

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Estratto del documento

Riassunti di motori aeronautici e approfondimento elicotteri

Riassunti di Motori Aeronautici e Approfondimento Elicotteri

Aerodinamica dei corpi

Portanza e resistenza

Cd = D/(1/2)ρV²A = ∫(Re, M, A)

Cl = L/(1/2)ρV²A = ∫(Re, M, Fr)

Shear Friction

τws = (dU/dy)_y=0

Skin Friction

cf = τws/(1/2)ρ_∞ U_∞²

Cd in funzione di t/c e dei contributi M Drag

Pressure drag, skin-friction drag

Cp in funzione di x/c per profili confluenziali e laminari

30% x/c 80/100%

Confluenziali, laminare

Curve polari per profili NACA

CL 1.15 α 16° conv.; CL 1.6 α 16° lamin.

CD 0.02 α 16° conv.; CD 0.02 α 16° lamin.

Polare lift-drag

Convenzionale

Laminare

Profilo simmetrico & asimmetrico

Equazione di grafo proiettata ortogonalmente alle curve di flessione

^pP ^cl = ρ cl_ml_m r

Vortice di estremità

Downwash

Trailing vortex

Aspect ratio e CD e CL

Aspect ratio: AR = (apertura polare)² (area pianta polare) = b²/Ap

Δcd = CL² / πAR

Regola dell’area

A(x) → A'(x)

x →

Grafico CD - M∞

CD ↓ → M∞

Senza regola dell’area

Con regola dell’area

Profili asse super centri

M > 1 Verso fonte →

M > 1 Verso destra →

Curva CD - M∞

0.16

Profili con/venzione

Profili supercritici

→ M∞ →

Volo supersonico

Cono di Mach

Polare del Drag

Punto di (LD) max (triangolare)

Polare del Drag in funzione di M_∞

M_∞=0.2

0.8

0.35

1/2C_D

Aerodynamics of the airplane

Grafico Cl - α con flusso sulla pala

Flusso attaccato

Flusso separato

Stagno separazione

Grafico Cm - α con pala

Cm (Cma)

Flusso attaccato

Separazione ps

Separazione ss

Coefficiente di drag in funzione del numero di Mach

0.01

Mach

Coefficiente di lift in funzione del numero di Mach

0,4

Mach

Curve di CL = CD / Mach per vari angoli di attacco

Moo

Mop

Effetti derivati alla pianta (down wash)

Upwash down wash upwash

Veloc. indotta ruole velature

V.ind

Veloc. relativa flus strumenti: V∞

Voo

Veloc. locale velatura

αind derive induced velature

Deriva down wash

Ala e aspect ratio

Grafico Cl - α al variare di AR

Curva pendenza del Cl in funzione di Mo (ala alto AR)

Lift slope ∂Cl/∂α

Sottile

Spesso

dMo

Curva pendenza del Cl in funzione di AR

Lift slope ∂Cl/∂α

Ala a freccia

Vop

Corda

V∞∞

Corda sull'asse di mezzeria

Più inclinata 10%

Inarcadamento ala

Ali a delta

Stagnazione

Separazione

alare^α α

Cuore_CL α

Interazione con fusoliera

a / da_{(d CL / da)_α}

d_b

d: diametro fusoliera

b: span dell'ala

Viola

Grafico semplificato prima fase di decollo

&angolo inclinazione vettore

Portanza (N)

Forza assiale (N)

V [cm/s]

Parametric cycle analysis of ideal engines

Ciclo termodinamico del motore

2-3 Compressione isentropica
3-4 Aggiunta di calore a pressione costante
4-1 Espansione isentropica
1-2 Rimozione di calore a pressione costante

Lavoro scambiato dai compressori

W_c = ṁ cp (T₃ - T₂)

Potenza fornita alla turbina

W_t = ṁ cp (T₄ - T₃)

Potenza netta

W_{out net} = W_t - W_c

Calore in ingresso

Q_in = ṁ cp (T₄ - T₃)

Calore in uscita

Q_out = ṁ cp (T₃ - T₂)

Efficienza del ciclo Brayton (efficienza termica)

η_t = 1 - (1 / PR)^(γ-1)/γ

Rapporto di temperatura ottimale e lavoro netto

Rapporto di T ottimale = (T₃/T₂)_{max work} = √(T₄/T₃)

Corrispondente lavoro netto W_{out net} = cp T₂ [(T_H/T_L)^1/2 - 1]

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