Formulario Istituzioni di Aerospaziale

DINAMICA DEI FLUIDI

p = ρRT - Equazione dei gas

T = C + 273 - Conversione celsius kelvin

1ν = Volume specifico (per unità di massa)

ρρ A V = ρ A V - Equazione di continuità

1 1 1 2 2 2

1 12 2p + ρ V = p + ρ V - Teorema di Bernoulli (bisogna verificare che il fluido sia incomprimibile, quindi una volta trovata la velocità di uscita bisogna verificare il Mach del flusso, inferiore a 100 m/s o 0,3 Mach)

[ ]

3Q Kg mm

Q ⟶ Q = ⟶ Portata in massa, volumetrica

m v ρ s s

MATTEO TROPPINA - ESAME DI ISTITUZIONI DI INGEGNERIA AEROSPAZIALE I

I

o

E

a

i

à

n

i

a

)

o

a

)

FORZE AERODINAMICHE

p − p∞C = Coefficiente di pressione

p 1 ρ V 2∞ ∞

2p − p p − pl ∞ u ∞C = C = Coefficienti di pressione sup e inf

l p,uq q∞ ∞ ρ v x

Forze di inerzia

∞ ∞ ⟶ Re = Re = Numero di Reynolds (locale)

xx

Forze d′a t t r ito

μ∞1 L2

L = ρ V AC ⟶ C = Portanza

∞ ∞ L L2

1 ρ V A2∞ ∞21 D2D = ρ V AC ⟶ C = Attrito∞ ∞ D D2 1 ρ V A2∞ ∞2 M1 2 ⟶ C =M = ρ V c AC Momento di Beccheggi∞ ∞ M M2 1 ρ V cA2∞ ∞2CLE = EfficienzCDCLα = Angolo di incidenza indotti πλ 2CLC = Coefficiente di resistenza indottD,i eπ λVORL = WT = R Mg⟶ C (α) =L 1 ρ v A2∞ ∞2Mg⟶ v =∞ 1 ρ AC∞ L2MATTEO TROPPINA - ESAME DI ISTITUZIONI DI INGEGNERIA AEROSPAZIALEU E a e o a f o )

( )21 1 Mg2T = D = ρ v AC +- ∞ ∞ D2 b10 ρ v π e2∞ ∞2T = D = q AC L = W = q AC- Metodi per trovare la trazione ne∞ D ∞ LCT W WD= ⟶ T = =necW C C C L /DL L/ DMgv = Velocità di stallSTALLO 1 ρ AC∞ L,ma x2-Condizione di efficienza massima si ha quando la trazione è minim2CLC = Caso di efficienza massimD eπ λ0(efficienza massima è la retta tangente 2CL3C =-condizione di

potenza necessaria minima D eπ λ0

VOLO IN SALITA = Wcos γT = D + Wsinγ P − PT v − D v disp nec∞ ∞ v =v si nγ = -> Velocità di salita∞

WSalita rapida - assetto di minima potenza necessaria (massimo eccessoΔT Vma x ma xv =s

WSalita ripida - tangente al grafico (E maxMATTEO TROPPINA - ESAME DI ISTITUZIONI DI INGEGNERIA AEROSPAZIALE A)

VOLO IN DISCESA = Wcos γT + Wsi nγ = DD v − T v∞ ∞ = v si nγ Velocità di discesa∞

WPLANATA A MOTORE TAGLIATD = Wsi nγL = Wcos γ1ta nγ = Angolo di planatE vD ∞v ≈ v = velocità di discesd ∞ L EhR = = hE Distanza al suolta nγ-la velocità di discesa minima si realizza alla minima potenza necessari2 4ρn D C v C vT ∞ T ∞η = = J d ove J = Rapporto di funzionamentP ρn D C C nD3 5 P PP P 2v 2vT vu u ∞ ∞ ∞⟶ η = =η = =

⟶ η =p pp 2v + (v - v ) v + vP P + P ΔvT v + Tm u persa ∞ 2 ∞ ∞ 2∞ 22⟶ η = Rendimento propulsivp 1 + v /v2 ∞VIRATA CORRETTL cosφ - W = 02 W L 1W V ⟶ cosφ = ⟶ n = =L si n φ - =0 L W cosφg rT = DMATTEO TROPPINA - ESAME DI ISTITUZIONI DI INGEGNERIA AEROSPAZIALEA A O a o a a o o a 2vR = Raggio di viratg n - 12 2v g n - 1ω = = Rateo di viratR vnWv = ⟶ v = v n Velocità di manovrv v voru1 ρACL2 C1 L,ma x2n = ρ v A Massimo fattore di caricma x 2 WMANOVRA DI RICHIAMAT2 2W v vL - W = ⟶ n - 1=g R gR2vR = Raggio di richiamatg(n - 1)v g(n - 1)ω = = Rateo di richiamatR vDECOLLT - D - μ N = maW - L = N 2Wv = 1.2v = 1.2 Velocità di liftofLO stallo ρACL,ma x2Wd = 1.44 Distanza di liftof{ }[ ]gρAC T - D + μ(W - L)L,ma xMATTEO TROPPINA - ESAME DI ISTITUZIONI DI INGEGNERIA AEROSPAZIALEO A a a

a

a

a

f

f

o