Appunti di Dinamica del volo

24/02/24

_B^b = {x_b, y_b, z_b} -> assi corpo

• y_b appartiene al piano di simmetria
• tuttola la
• tuttola verso
• la coda al velivolo
• centrali

_B^w = {x_w, y_w, z_w} -> assi vento

• giacenti nel piano di simmetria
• tuttola la da formare una terna
• tali relazioni ortonormale carta
• complementi

V_w = {U, V, W}

• ^(↑normale
• laterali

V = {P, Q, R}

• lateral
• tradoti a anole

{π, θ, φ}

{ξ, η, ψ}.

• V la imbardata

{G, I, T, N} -> sono i momenti che agiscono sul velivolo (clorutti all'aerodinamica

• o al sistema propulsivo)
• collo
• intrecciata
• beccheggio

Φ, θ, ψ; angoli di eulero formati dagli assi corpo rispetto ad una

• terna fissa

l'uilibratore ruola tia un dei > 0 se ruota verso l'alto

• (movimento intuitiei un dei ≥ 0 se verso mistuta
• al intimi ruale di ξ > 0, un quello della semala torta verso l'alto e
• quello della semala sinistra verso il basso

{S_AL:

• {S_AF, S_AR}
• una

wick n genera un

• momenti collageno

ξ⊂>ξ₀ » Δξ > 0 » ξ≥ξ⊂ > Δω > 0 » ΔV > 0

ms = {T_v = T_N/V}

miente

a partire dalla condizione di equilibrio: a V_e /= 2v

ΔV >

un'recorta replica un ΔS_e, per quanto della Σ

gin scema dei polverin di generato un angolo di tempo

24/02/21

_b : _x^c = x _w = x_b ; _z = z_b - asse corpo

• appartenenti al piano di simmetria
• tuttia la coda al vertice
• coincant

_b : _x^c = x _w = x_b ; _z = z_b -> asse vento

• giacenti nel piano di simmetria
• tuttia come lati da formare una terna
• ortonormale destra

la velocità componenti la velocità

_V = (U W)^V ; _V w^normale

= ( ^{P Q} )⁹_laterale

beccheggio velocità di deriva V di imbardata

• G[ L N ] -> sono i momenti che agiscono sul velivolo ( dovuti all'aerodinamica, o al sistema propulsore )
• de beccheggio l

Φ Ө Ѱ : angoli di eulero formati dagli assi corpo rispetto ad una terna fissa

l'equilibratore ruota di un Ξ > 0 se ruota verso l'alto, il timone ruota di un Ξr > 0 se verso destra, il parametri ruota di un Ξp > 0

quello della semiala sinistra verso l'alto e quello della semiala destra verso il basso

α = W.

S_AL(S _ARLS _AR, S _AR) se roll_nc si genera un momento costante conversa S_AR

> (S_DLRS)_DRS_DR) entro (S_DR) = 0 > 0 > 0

> ∆ө> ∆ө > 0 ∆ө > 0> ∆ө₀ҩ > ∆V > 0

µ ( τ_d = T_n ) /V_T

ex α partire dalla condizione di equilibrio = V_i ≤ V₀(2V^vs) / P₀Q₅

in discesa, applico un Δ5e per quanto dello un secondo

25/02/21

Immaginiamo ora di applicare un ΔV so a partire dalla condizione di equilibrio. Se la punta è allineata a V_E E, si assume che la momento propulsivo non varia, allora vale: √ 2 / L

V _PC/S come:

nel caso ci sarà a causa dell'accoro in punto d'atago ΔV so

MODELLO MATEMATICO

Cerchiamo ora di determinare un modello matematico che possa essere utile a descrivere la dinamica del volo.

• si assume un modello di corpo rigido;
• si assume mancanza del vibrato cabanico favorito dal fatto che la man. sia numer. molto lam. nel veivolo a comb. mentre per quelli commerciali sono 0.05% / min);
• si ricorreranno le longitudinali del mod. riferito ad una terra sodabile alla Terra, e si tiene prato, noto sistema di riferimento mezze ali.

Il velivolo nutre delle accelerazioni (che confrontiamo con l'accelerazione di gravità):

1. V_P 1 /
2. α

1) V_P ¹ / (R_P α) &nb