Meccanica del volo - Appunti teoria

• MODELLAZIONE
  • SISTEMI DI RIFERIMENTO
  • CLASSIFICAZIONI MANOVRE
• CINEMATICA
  • EQUAZIONI COSTITUTIVE
  • COEFFICIENTI AERODINAMICI
  • VOLO SIMMETRICO PIANO VERTICALE + TONDI
  • EQUILIBRIO (ALA ISOLATA, SE, N, C)
  • STABILITÀ
  • VEICOLO 2 SUPERFICI
  • "" COMPOSTO
  • PUNTI CARATTERISTICI N, C
  • STABILITÀ IN DIVERSE CONFIGURAZIONI
  • PORTANZA TUMMATA
• PRESTAZIONI
  • POTENZA
  • POLARE ANALITICA
  • ANALISI NUMERICA (DIAGRAMMI RENAUT)
  • SALITA
    • SVILUPPO DI VOLO
    • PRESTAZIONI INTEGRALI IN SALITA
  • VOLO PLANATO
  • CROCIERA
  • VOLO MANOVRATO
  • VIRATA CORRETTA
  • DECOLLO
    • "" CORSA INVAILUGIO
  • ATTERRAGGIO
• PROVA
  • ESERCITAZIONI
    • 1 ME, SG, STRUMENTI
    • 2 EGR, CAMMINALI, TPM, TIPI PROPULSORI
    • 3 MODELLI CELLA + TECNICI ELEM. PAR.
    • 4 COSTRUZIONE POLARE + CURVE POTENZA/RESISTENZA
    • 5 EQ + STAR
    • 6 PRESTAZIONI
    • 7 ""
• TEMI ESAME
• SOLUZIONE TEMI ESAME
• EXTRA
  • " + RIASSUNTI
    • " DOMANDE TEORIA
    • " TABELLE ANGO STANDALDE

Cinematica

Equazioni di equilibrio/angulari

dQ/dt = F + W + T_b dQ/dt = M_G + M_C + N₃

F = forza pseudodinamica

W = peso

T_b = forza propulsiva

E_G = peso E_C = forza propulsiva

d/dt (mv) = mV ̇ + m˙v_m

Equazioni costitutive del momento

-eg._cce del corrente aerodinamica

F = F(β, N_T, μ, S, forma) F = F(ρ₀, v₀, ρ_∞, S, forma) F = F(β_d, ω, V_o, ρ_o, S, forma) F = F(β_d, ω, V_o, V_d, M_o , S, forma)

θ_a = θ ̇V_c

E_G = P + f

Th di Buckingham. Ogni equazione dipendente da m variabili fisiche q_i esprimibili in K quantita fisiche fondamentali:

q_D = flusso dinamico

S = superficie sviluppamento

F = K N_s α T^e_N

Confondendo esponenti:

1 e_s = e_p L = -2ε_G + e_T + ν T

Equazioni del moto e/o schema di forze

• Moto volo mvv = T - D - Wsenα
• Semi piano vess. L = Wcosθ

Eq. presente mvv = VT - VD - VW - vv HP: Voru

• T = D
• L = W
• mg = 0

Dipendenza:

• D = D(V, α) = D(Veqs, α)
• L = L(Veqs, α)
• mg = mg(Veqs, α) = 0

Problema: equilibrio ala isolata

• Alla isolata
  • W noto
  • V₂, δ₃ assegnato → Veq assegnata
• Volo
  • T = D
  • L = W
  • mg = 0

Coseno α / L = W mg = 0

Equilibrio → il carico alare

Problema sovradimensionato → aggiunta variabile modus

L = bρav² eq lin^α = W

Artco eq costitutivi

PUNTI CARATTERISTICI _{(2 superfici)}

PE NEUTRO , PE di CONTROLLO vs STABILITÀ

PE di MASSIMALE _{(Dipende da forma dell’assevo)}

Nota:

N.B: Se N è comportamento di x_ac e x_ac' = STABILITÀ

Provermogen di x_n = x_ac+

PE di CONTROLLO

PE NEUTRO

Definendo: MARGINE di STABILITÀ

SM = 5_c . 5_N , SM > 0 in STABILITÀ

Per EQUILIBRIO e STABILITÀ x_ο - x_ο' > 0 α - α_ο > 0 , δ - δ_ο > 0

ANALISI delle PRESTAZIONI

_HIP M_c=0 → POLARE TUTT'ALA (sempre parabolica) (volo a cambi di vel.)

_VOLO SIMMO PIANO V_d mV̇ + T_d − D − Wα=0 מערש → HTX_חיים = Ṡ + V̇_i J = 0ם_מיותר → mV̇ − Wα=0 ^Polare T_d − D − Wα=0 J = 0 שם → T_d − D − Wα=0

მ ע → Ṡ + V̇_i

i̇ = Ṡ + V̇_i : V_mode SEP = = יצenticate לק"ל V

E : E_ec شود

1. _VOLO TD = 0 дез > E_cd 2. _ANALISI PRESTAZIONI DI EQUILIBRIO STATICO

3. _ANALISI DI STABILITÀ

_LEGAMI COSTITUTIVI