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Indice
- Introduzione
- Equilibrio longitudinale (equazioni)
- Profilo alare
- Ala
- Cranked wing
- Centro aerodinamico e coefficiente di momento dell'ala
- Aerodinamica delle fusoliere
- Centro aerodinamico del velivolo planare
- Equilibrio longitudinale
- Punto neutrico
- Effetti dinamici (instazionari)
- Effetti diretti e indiretti della propulsione sulla stabilità
- Equilibrio/stabilità latero-direzionale
- Equilibrio/stabilità laterale
- Equilibrio/stabilità direzionale
- Effetti dinamica
- Completamento appunti
J. Roskam - Aircraft Design
Anderson - Theory of Flight
Introduzione
I progettisti che ci amano configurazione aerodinamica.
Pudicura "Body" "B" Wbm - Body "WB" ala "W"
- CD,w + CD,wb
- CD = CD0 + kCL2
- CZurla,wb = CZurla + CL,B di CL,wb
Configurazione tradizionale = superficie portante principale (ala), stabilità statica orizzontale e uno verticale che dà stabilità verticale.
- WB parziale
- WSH parziale + impennaggio verticale
- WSHV velivolo completo
Body Axes = Assi relativo hanno origine nel baricentro del solido, che è rigido e a massa costante quindi è fisso + trovata nel piano di mezzeria (supponiamo la massa distribuita uniformemente). Assi costruttivi YB, ZE.
G Baricentro
CL (α, da, β, ρ, ρi, q, 1/2 ϑ, M, Re, de, dt, dtrotor, télérée)
CM ..........................................................................................................................
aerodinamica ● moto ● judo ......................................................
stato d'equilibrio = variabili di stato, parametri di volo = input variabili di comando automatico, manetta
da → alettoni → rollio (aileron) de → piano di coda → beccheggio (elevator) dr → timone → imbardata (rudder)
Le variabili incipienti sono quelle che trascuriamo (principalmente le derivate, cioè le variazioni dei parametri principali).
Si può implementare, CM piccole variazioni continuo, il motore cambia il momento del velivolo.
A piccoli angoli e risolvibile linearizzando semplificando notevolmente il problema.
- VARIABILI LONGITUDINALI o SIMMETRICHE da, de, dt
- VARIABILI LATERODIREZIONALI o ASIMMETRICHE β, ρ, ρi, da, dr
Le variazioni di proprietà ................................................................................
Non esistono le azioni in cui c'è non null (tipo Phantom F4 in cui Φ(l(di))) PROFILO ALARE
Per valori di angoli di attacco per cui CL è proporzionale al α si scala il coefficiente di momento a 1/4 della corda (o a valori prossimi) risulta essere costante al variare dell'angolo di attacco (non è caso ad di fuori di questo range).
(i) Suwing un andamento linee anche per Eg(y) = By (B1 ≠ 0
perché lo snesglamento alla radice è ossaramente nullo)
L'angolo di attacco assoluto dafer(y)
è l'angolo formató dalla corrente
r
CT(y)
zero lift line y
corda alla stazione y
zero lift line y
croot
chorda
V
CT:
Ce = Ce
del disegno scriviamo:
da(y) = dw + Eg(y) = doe(y)
doe(y)
da(y)
Step theory / step integration theory = calcoliamo quello che succede
a una data strip y e integriamo su tutta l'apertura alare
Per la rotazione
dU(y) = q(y) Cea(y) da(y) c(y) dy
Cl(y)
Cl(y)
Se calcolo d del ac approssimato poiché Gioovne doimuals
W(y)
Supponiamo di
su trascer&s
da dico (non è detto che questo sia vero per qualsiasi forma dell'a(y)
(ii)
(∫[dw]=)
Ponendo uguale = 0 (l'espressione precedente dell'
argole de Ce) otteniamo
dU(y) = qao(y)
l'espressione
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