Che cosa si intende per Aerodinamica e descrizione

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Revisionato il 20/05/2026

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Appunti di Aerodinamica basati su appunti personali del publisher presi alle lezioni del prof. Ricci dell’università degli Studi del Politecnico delle Marche - Univpm, …

Esame Aerodinamica

Facoltà Ingegneria

Dal corso del Prof. Ricci Renato

Università Università Politecnica delle Marche - Ancona

A.A. 2017-2018

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Esercizio 1

Determinare α_i, C_D di un veicolo con dati:

b = 12 m
c̄ = 1 m
S_w = b * c̄ = 12 m²
C_L = 0.6
V_∞ = 50 m/s
ρ = 1.1 kg/m³
W = 600 kg
C_f% = 2
C_F.S. = 0

C_L = ^L/_{1/2 * ρ * V_∞² * S_w} -> L = C_L * 1/2 * ρ * V_∞² * S_w = 9900 N (990 kgf)

α_L=0 = -2^∘ = ^-2/_57.3 = -0.035 [rad]

C_L = 2π (α + α_i - α_L=0 - i_i)

α_i = ^C_L/_2π + α_L=0 + α_i = ^0.6/_2π + 0.016 - 0.035

α_i = 0.076 [rad] = 4.38^∘ → L’angolo effettivo

b_effetto

C_D = C_D0 + C_Di + C_{D res.} + C_cab

Esercizio 1

Determinare di, cd di un velivolo con dati:

b = 12 m
c̅ = 1 m
SW = b * c̅ = 12 m²
CL = 0.6
αL=0 = -2^°
Vo = 50 m/s
p = 1.1 kg/m³
W = 600 kg
c% = 2
τ. S = 0

Aero = b² / SW = 12² / 12 = 12 m

CL = L / 0.5 * Po * Vo² * SW = 9900 N (9900 kg * g)

cd0 = 0.016^[rad] τ^°

CLi = CL² / πAR = 0.6² / 3.14 * 12 = 0.009^[rad]

CL = 2π(αg - αL=0 - di_i) → αg = CL / 2π + αL=0 + ατ = 0.6 / 2π + 0.016 - 0.255

αg = 0.076^[rad] = 4.38^°

Singola l'ala

Cd = cd0 + cdi + Cdfus. + Ccabina

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Camber MAX = 4%;

Posizione camber = 5% ÷ 55% C

Spessore MAX = 12—14%; posizione spessore max = 15 ÷ 55% C

Smin = 4Micron;

Reynia = 68000 · √V-l;

δ Lastra Piana = ^{5 · X_}/_√Re;

α max = 12°; uscita a 4;

-4 < C_p <+1;

0,3 < C_l < 0,6 [0 < Cl < 1,4];

C.aero = ^C_/₄;

Piana = 1.225 ^kg/_m³;

Rey critico lastra piana = 500000;

Amparo 10 < E < 60 aliante;

Aliante 0,01 < CD 1-2 corpo tozzo;

REY > 1 milione OK;

REY < 500000 problemi!

REY < 100000 problemi gravi;

Svergolamento negativo max = -30°;

Margine statico: 0.05 < (K_u - K) < 0,2;

Se NON SO NIENTE CG = 30% CHA;

δ spessore strato limite ~ 3 mm;

CD = ²⁴/_Rey cilindro rotante;

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INTRODUZIONE ALL'AERODINAMICA

In un fluido, non si conserva la massa, bensì il flusso di massa ovvero la portata, cioè significa quanto ne entra e quanto ne esce ma non per area: le particelle uscite sono le stesse particelle entrate.In base ciò che ci serve l’area di riferimento cambia, in particolare per calcolare la resistenza dell’aria D = C_D ρ V² A/2 dove A è l’area ortogonale al flusso, invece per calcolare la portanza l’area di riferimento è l’area di pianta.Denotiamo ora la portanza L e la resistenza dovuta a:

V a fronte di forza aerodinamica scomponibile in due componenti:

⊥ lungo la direzione ⊥ alla velocità relativa del flusso ed è la portanza (lift)
D lungo la direzione // alla velocità relativa del flusso ed è la resistenza (drag)

Inoltre la curva blu è la linea di camber ottenuta come interpolazione in tutti punti medi tra la distanza dell’estradosso e intradosso. D è massima distanza della curva di camber ed il piano/corda media è la camber massima y_max.Estradosso è la parte del profilo alare sopra alla corda media/riferimento.Intradosso è la parte del profilo alare sotto alla corda media/riferimento.C è la coda, è rappresentata da lunghezza massima del profilo alare.Si definisce inoltre camber percentuale come y_max/c x 100 ed è un valore che caratterizza il profilo alare.Nel caso particolare dove camber percentuale è nullo ho un profilo biconvesso e simmetrico.A parità di velocità con camber alta ho anche una portanza alta.Vediamo la formazione di portanza: L = Cl ⋅ ρ ⋅ V² ⋅ A/2 dove Cl dipende dal camber, in altre parole se voglio avere una velocità alta, a parità di portanza, il camber deve essere basso.Nella realtà il valore di camber massimo è 4% poiché oltre quel valore le prestazio

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