Prestazioni e Qualita’ di volo Maurizio Pizzamiglio Prestazioni vs Qualità di volo • Le prestazioni sono la primaria considerazione durante la vendita di un velivolo.Si basano su principi standard di sicurezza come la salita,il decollo, etc. • Le qualità di volo assicurano che il velivolo certificato, possa essere volato senza eccezionali skill , e sforzi. 2 Assi del velivolo Asse di rollio X Asse di beccheggio Y Asse di imbardata Z 3 Legge di inerzia • La prima legge di Newton dice : “ Un corpo a riposo tende a rimanere nelle stesse condizioni ,così come un corpo in movimento tende a rimanere in movimento, se non viene disturbato da un’altra forza “ (∑F=0 ;∑M=0) 4 Legge di accelerazione • La seconda legge di Newton dice : “ L’accelerazione è direttamente proporzionale alla forza, ed inversamente proporzionale alla massa,ed ha la direzione della forza “ (F = m a) 5 Legge di azione/reazione • La terza legge di Newton dice che: “ Per ogni azione, esiste una reazione uguale ed opposta “ 6 IL VELIVOLO COMPLETO PORTANZA E RESISTENZA TOTALI Valgono le stesse relazioni già viste per l’ala isolata: L=1/2CLρSV2 D=1/2CDρSV2 Solo che ora la S è la superficie EQUIVALENTE a tutte quelle che concorrono a creare portanza (non è la superficie di tutto il velivolo) e i coefficienti CL e CD sono relativi a questa superficie. Per quanto riguarda la resistenza, si ha anche una resistenza dovuta all’interferenza fra le varie parti del velivolo. Resistenza dell’ala Resistenza indotta Resistenza di profilo Resistenza parassita Resistenza dovuta all’interferenza Resistenza d’attrito Resistenza di forma (o di scia) 7 IL VELIVOLO COMPLETO PORTANZA DEL VELIVOLO COMPLETO In condizioni di volo livellato, cioè moto rettilineo e uniforme, la portanza deve eguagliare il peso del velivolo, pertanto: L=W=1/2CLρSV2 dalla quale si può ricavare il coefficiente di portanza CL=2L/(ρSV2)= 2W/(ρSV2) Si può quindi notare come CL dipenda da: • forma • configurazione (S) • angolo d’attacco () 8 IL VELIVOLO COMPLETO EFFETTO DEL PESO W Per un dato velivolo, fissate CL CL max stallo • la velocità V • la quota Q (e quindi ρ) Per sopportare un peso W maggiore devo aumentare la portanza L, quindi il CL che si ottiene aumentando . EFFETTO DELLA QUOTA Fissate • la velocità V • il peso W Passando ad una quota maggiore, ρ diminuisce e per mantenere L costante si deve aumentare CL, cioè si deve aumentare α. 9 IL VELIVOLO COMPLETO RESISTENZA DEL VELIVOLO COMPLETO La resistenza totale del velivolo è la somma della resistenza indotta e della resistenza parassita: Di=1/2CDiρSV2 Di=2L2/( ρSV2) Cdi=CL2/() L=1/2CLρSpV2 RESISTENZA INDOTTA Sp superficie portante equivalente Dp=1/2CDpρSrV2 RESISTENZA PARASSITA Sr superficie resistente equivalente RESISTENZA TOTALE D= Di +Dp=1/2CDρSV2 10 IL VELIVOLO COMPLETO EFFETTO DELLA VELOCITA’ Per un dato velivolo, fissati Di Dp • il peso W • la quota Q (e quindi ρ) La Di varia in proporzione inversa al quadrato della velocità. Questo perché aumentando la velocità si può ridurre , con un conseguente minor spostamento d’aria verso il basso. VEmax V La resistenza parassita varia secondo una proporzione diretta con il quadrato della velocità. Alle basse velocità predomina la resistenza indotta, mentre alle alte velocità predomina la resistenza parassita 11 IL VELIVOLO COMPLETO EFFETTO DEL PESO W Fissate CL CL max • la velocità V • la quota Q (e quindi ρ) Per n=1 L=W stallo C’è una proporzionalità diretta tra la resistenza indotta Di con il quadrato di W perché aumenta l’incidenza α. La resistenza parassita è indipendente dal peso. EFFETTO DELLA QUOTA Di varia in proporzione inversa con la quota, la Dp in proporzione diretta. Ad esempio al livello del mare ρ=1, mentre a 40000 ft ρ=0.25: pertanto la resistenza indotta si quadruplica, mentre quella parassita si riduce di 1/4. 12 IL VELIVOLO COMPLETO EFFETTO DELLA CONFIGURAZIONE DEL VELIVOLO Fissati • il peso W (e quindi L) • la quota Q (e quindi ρ) • la velocità V Si deduce che ad una variazione della configurazione del velivolo, ad esempio dovuta all’abbassamento dei flaps e del carrello, corrisponde una diminuzione della superficie portante equivalente S e quindi la resistenza indotta aumenta. Anche la resistenza parassita aumenta in seguito all’aumento della superficie resistente equivalente. Da quanto detto risulta chiaro che la resistenza totale dipende dalla configurazione di volo del velivolo. 13 IL VELIVOLO COMPLETO EFFETTO DELL’ALLUNGAMENTO ALARE La resistenza indotta diminuisce con l’aumentare dell’allungamento alare. Velivoli da bassa velocità (alianti, velivoli da trasporto) Velivoli da alta velocità (velivoli da combattimento) Elevato per compensare l’alta resistenza indotta dovuta all’alto CL Basso CL dovuto ai bassi angoli d’attacco che compensa il basso allungamento 14 L’EFFICIENZA AERODINAMICA E=P/R=Cp/Cr Cr Cp E Emax è l’angolo d’attacco di minima resistenza aerodinamica totale del velivolo. Quest’angolo ha notevole importanza per ottenere i valori di autonomia massima del velivolo. E max st 15 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO F=0 La condizione di equilibrio alla traslazione richiede che la sommatoria di tutte le forze F sia nulla M=0 La condizione di equilibrio alla rotazione richiede che la sommatoria di tutti i momenti M rispetto a qualsiasi asse, comunque orientato e passante per qualsiasi punto, sia nulla. 16 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO VOLO RETTILINEO UNIFORME ORIZZONTALE P portanza (lift) P R resistenza (drag) W peso (weight) T spinta (thrust) T R Sotto l’azione di queste forze il velivolo deve essere in equilibrio dinamico in ogni istante. W P=W=1/2CpρSV2 Nel volo rettilineo orizzontale R=T=1/2C ρSV2 r 17 LO STALLO Al di sopra di una certa incidenza e al di sotto di una certa velocità, il flusso di aria che circonda un profilo alare (o anche tutto il velivolo) si stacca da esso e non si generà più alcuna portanza: in queste condizioni si dice che si è arrivati alle condizioni di stallo. CL Cp max Vstallo = 2W Cp max ρS stallo La velocità di stallo dipende dunque dal peso e dalla quota. Si può ricavare una formula analoga per condizioni di volo in manovra. Vstallo = 2nW Cp max ρ S dove n=P/W è il fattore di carico che tiene conto della accelerazioni subite dal velivolo durante una manovra. 18 LO STALLO Ad esempio, se il velivolo è in virata, con un angolo di sbandamento di 45°, il fattore di carico è Lcos =45° W=Lcos 1 n= cos =1.44 L Lsen Cioè aumentando l’angolo di sbandamento aumenta la velocità di stallo. W W/cos In volo livellato L= W e quindi n=1 0° 15° 30° 45° 60° 75.5° n 1 1.035 1.154 1.414 2 4 19 LO STALLO In fase di decollo e atterraggio, la velocità di stallo viene diminuita con l’abbassamento dei flaps che causano un aumento di Clmax e una riduzione di stallo. UP flap MNVR UP MNVR slat TAKEOFF TAKEOFF/LANDING LANDING All’abbassamento dei flaps corrispondono alcuni importanti cambiamenti aerodinamici: flap giù CL CL maxf CL max • il momento aerodinamico da nullo diventa picchiante: si deve manovrare a cabrare per riequilibrare l’aereo; • aumenta la resistenza aerodinamica: si deve dare manetta per non ridurre troppo la velocità; CL • aumenta il CL: si deve ridurre l’incidenza. f stallo 20 LO STALLO CARATTERISTICHE D’INNESCO DELLO STALLO IN RELAZIONE ALLA FORMA DELL’ALA Come si vede lo stallo si genera in punti differenti a seconda della forma geometrica dell’ala 21 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO Per il mantenimento delle condizioni di equilibrio appena viste si ottengono queste due relazioni: V=((2W)/(CpρS)) V=((2T)/(CrρS)) La V varia in proporzione diretta con il peso W e inversamente con l’incidenza (con Cp) e con la quota (con ρ) La V varia direttamente con la spinta T e inversamente con l’incidenza (con Cr) e con la quota (con ρ) Queste relazioni valgono solamente per una determinata configurazione del velivolo: infatti abbassando i flaps ed il carrello (configurazione di atterraggio) si ha un aumento di Cp, Cr, S e quindi si ha un abbassamento della velocità di equilibrio 22 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO SALITA P T Wcos W Wsen Per l’equilibrio si ha: T=R+ Wsen P= Wcos L’angolo è detto angolo di rampa e rappresenta l’inclinazione della traiettoria del velivolo rispetto all’asse orizzontale. R LE PRESTAZIONI DELL’AEREO SALITA V Vz P Vx T W R T=R+ Wsen, Moltiplichiamo tutto per la velocità V, ed otteniamo: TV=RV+ W senV. Ma senV,è uguale a Vz, per cui ottengo Vz=(TV-RV)/W 24 Polare delle velocita’ Ogni vettore uscente dall’origine , come O-H,rappresenta la velocita’ necessaria Vns, su una traiettoria inclinata γs sull’orizzontale. O-C salita Rapida O-D salita Ripida 25 Citius Salita Ripida Salita Rapida 26 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO VIRATA Pcos P Psen Fc W W/cos Il velivolo durante una virata, per essere in equilibrio, la forza centrifuga Fc deve essere bilanciata da una forza uguale e opposta: nasce quindi un angolo di rollio tale che Psen=Fc Inoltre il peso deve essere equilibrato dalla componente verticale della portanza Pcos=W Affinché la sola componente Pcos sia in grado di sopportare il peso W, la portanza P deve aumentare mediante un incremento di angolo d’attacco 27 LO STALLO Se il velivolo è in virata, con un angolo di sbandamento di 45°, il fattore di carico è P Pcos =45° W=Pcos 1 n= cos =1.44 Psen Cioè aumentando l’angolo di sbandamento aumenta la velocità di stallo. W W/cos In volo livellato P= W e quindi n=1 0° 15° 30° 45° 60° 75.5° n 1 1.035 1.154 1.414 2 4 28 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO Planata R V W Vz Vx R= Wsen, P= W cos Moltiplichiamo tutto per la velocità V, ed otteniamo: RV= W senV , PV=W cos V Ma senV,è uguale a Vz, e cos V= Vx 29 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO Planata R V W Vz Vx : RV= W Vz , PV= W Vx Ricavando dalle formule Vx e Vz, e faccendo il rapporto Otteniamo Cp/Cr=E o meglio ancora Lx /Lz, cioè quanto spazio percorriamo perdendo in quota. 30 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO POTENZA NECESSARIA La spinta necessaria è la spinta che determina l’equilibrio alla traslazione orizzontale. In generale si può dire che la spinta necessaria è la spinta utile a vincere la resistenza del velivolo durante il moto. La potenza necessaria è data dal prodotto della spinta necessaria per la velocità Wn= R V 31 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO POTENZA NECESSARIA Wn Wn VEmax V 32 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO 1° regime 2° regime Wn A C Wn B min Vs 2° 1° V A= V stallo B= max autonomia oraria C= max autonomia kilometrica 33 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO DIPENDENZA DELLA POTENZA NECESSARIA DAL PESO Fissate quota (ρ) e configurazione (S): • un aumento del peso Q aumenta la potenza necessaria • dai diagrammi si nota come al diminuire del peso per mantenere il velivolo in condizioni di volo livellato devo diminuire la velocità 34 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO DIPENDENZA DELLA POTENZA NECESSARIA DALLA QUOTA Pn Wn2 Wn1 β VEmax V Fissate peso (Q) e configurazione (S): • un aumento della quota comporta una variazione tale da far traslare verso destra la curva della potenza necessaria sempre lungo la tangente; • l’angolo β rimane costante •la potenza minima aumenta perché è inversamente proporzionale alla densità 35 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO POTENZA DISPONIBILE La potenza disponibile Wd è la spinta che il motore è in grado di fornire a seconda delle condizioni di volo. Pertanto, mentre la curae della potenza necessaria dipende dalle caratteristiche aerodinamiche del velivolo, la potenza disponibile dipende dalle caratteristiche del motore Wd GETTO ELICA V 36 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO SALITA Per l’equilibrio si ha: T=R+Qsen sen=(T-R)/Q=(Wd-Wn)/Q L’angolo è detto angolo di rampa e rappresenta l’inclinazione della traiettoria del velivolo rispetto all’asse orizzontale. L’angolo di rampa dipende dall’eccesso di potenza Wd-Wn Wd-Wn>0 possibilità di salita Wd-Wn=0 solo volo orizzon. Wd-Wn<0 solo volo in discesa LE PRESTAZIONI DELL’AEREO Si definisce velocità ascensionale la componente verticale della velocità: Va=Vsen=V(Wd-Wn)/Q GETTO ELICA Wn Wd Vstallo VEmax V Vstallo VEmax V 38 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO Si deduce che, per un determinato peso Q del velivolo, la massima velocità ascensionale corrisponde al massimo eccesso di potenza disponibile rispetto alla potenza necessaria: (Wd-Wn)max Wd-Wn>0 possibilità di volo in salita Wd-Wn=0 solo volo orizzontale Wd-Wn<0 solo volo in discesa 39 DIPENDENZA DELL’ECCESSO DI SPINTA E DI POTENZA DALLA QUOTA Quota Quota V Va max Va max V DIPENDENZA DELL’ECCESSO DI SPINTA E DI POTENZA DAL PESO Q Q Va max V Va max V Citius 41 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO AUTONOMIA Autonomia chilometrica specifica: quantifica la distanza chilometrica percorsa dal velivolo per unità di carburante consumato. S spazio percorso Ak=S/Q=V/F Q quantità di carburante consumato V velocità F flusso di carburante consumato Autonomia oraria specifica: quantifica il tempo di volo del velivolo per unità di carburante consumato. t tempo di volo Ao=t/Q=1/F F Q quantità di carburante consumato F flusso di carburante consumato V di max aut. oraria V di max aut. chilometrica 42 V LE PRESTAZIONI DELL’AEREO VIRATA Pcos P Psen Fc W W/cos Il velivolo durante una virata, per essere in equilibrio, la forza centrifuga Fc deve essere bilanciata da una forza uguale e opposta: nasce quindi un angolo di rollio tale che Psen=Fc Inoltre il peso deve essere equilibrato dalla componente verticale della portanza Pcos=W Affinché la sola componente Pcos sia in grado di sopportare il peso W, la portanza P deve aumentare mediante un incremento di angolo d’attacco 43 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO FATTORE DI CARICO Durante la virata il velivolo è soggetto a delle accelerazioni: tali accelerazioni vengono quantificate dal fattore di carico, definito come il rapporto fra l’aumento della portanza e e il peso In condizioni di volo rettilineo P=Q e n=1. n=P/W=1/cos Come abbiamo detto durante la virata si ha un aumento dell’angolo di attacco e della portanza: questi incrementi causano un aumento della resistenza indotta e di conseguenza per poter effettuare la manovra la potenza e le spinta necessaria saranno maggiori. L’aumento di spinta e potenza necessaria per mantenere la quota è tanto più cospicuo quanto più è bassa la velocità. Tn W n Volo in virata Volo in virata Volo livellato Volo livellato Spinta necessaria in più Potenza necessaria in più V V 44 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO RAGGIO DI VIRATA Fc=WV2/(gr)=Psen g accelerazione di gravità n=P/W=1/cos r raggio di virata P Pcos Fc Psen r = V2 / 10 W W/cos Il raggio della traiettoria è direttamente proporzionale al quadrato della velocità e inversamente all’angolo di sbandamento Virate strette ad alta velocità richiedono un elevato e quindi un elevato fattore di carico che grava sia sulla struttura del velivolo che sul pilota. 45 Portanza Forza aerodinamica M Resistenza Incidenza Fuoco Centro di pressione Aeroclub Savon fuoco = 12° 9° 4° 0° F curva metacentrica Il fuoco si trova sempre al 25% della corda alare. Il punto di pressione ove è applicata la forza varia la sua posizione in funzione dell’angolo di attacco e del profilo. Generalizzando: bassi 4050% della corda alti 2728% della corda Il momento M della forza aerodinamica risultante, rispetto al fuoco dell’ala, è sempre un momento picchiante. 47 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO CONCETTI DI EQUILIBRIO E STABILITA’ Il concetto di EQUILIBRIO dell’aereo in volo implica la considerazione di tutte le forze e di tutti i momenti ad esso applicati. F=0 La condizione di equilibrio alla traslazione richiede che la sommatoria di tutte le forze F sia nulla M=0 La condizione di equilibrio alla rotazione richiede che la sommatoria di tutti i momenti M rispetto a qualsiasi asse, comunque orientato e passante per qualsiasi punto, sia nulla. 48 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO Asse di rollio X Asse di beccheggio Y Asse di imbardata Z Il concetto di STABILITA’ implica che, al variare dell’assetto (per cause qualsiasi), il velivolo ritorni per propria tendenza verso l’assetto l’iniziale. FUOCO DEL VELIVOLO: è il punto del velivolo nel quale ha effettivamente luogo ogni variazione di portanza. 49 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO L’EQUILIBRIO ALLA ROTAZIONE Le forze applicate al velivolo sono: • portanza P dell’ala • portanza l dei piani di coda • resistenza R Considerate passanti per il baricentro del velivolo • peso Q • spinta motore T A) CG anteriore al centro C di pressione dell’ala P CG Q l X x P-l-Q=0 eq. traslazione P·X-l·x=0 eq. rotazione attorno a CG Per soddisfare le equazioni di equilibrio il piano di coda deve essere deportante 50 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO B) CG posteriore al centro C di pressione dell’ala P CG l Q X x P+l-Q=0 eq. traslazione P·X-l·x=0 eq. rotazione attorno a CG Per soddisfare le equazioni di equilibrio il piano di coda deve essere portante La posizione del baricentro varia in continuazione durante il volo a causa del consumo di carburante o per il variare del peso del carico (in seguito a sganciamenti di serbatoi, lancio di armi, ecc.…) Un arretramento del baricentro durante il volo, a parità di posizione della manetta, causa un progressivo aumento dell’incidenza ed un progressivo aumento della quota. Per ovviare a tutto questo il pilota può agire sul trim: in questo modo l’angolo d’attacco diminuisce e di conseguenza la velocità aumenta (per la diminuzione della resistenza): pertanto il pilota deve anche agire sulla manetta diminuendo la spinta per mantenere costante la velocità. 51 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO DECOLLO Il decollo consiste nel far assumere al velivolo una velocità sufficiente al distacco dal suolo e successivamente permettergli di superare eventuali ostacoli a fondo pista. Nell’esame delle caratteristiche del decollo dell’aereo il parametro fondamentale è la distanza di decollo S, in relazione alla lunghezza della pista a disposizione. I fattori che determinano direttamente la distanza di decollo sono la velocità e l’accelerazione.Anche altri fattori influiscono su S, come il vento, la quota della pista e la sua pendenza. Il decollo può essere diviso in tre fasi: 1) Fase 1° accelerazione del velivolo sino alla velocità di decollo Vd 2) Fase 2° rotazione 3) Fase 3° salita e superamento di un ostacolo di 15m 52 DECOLLO • Dopo i controlli esterni effettuati secondo le relative check list, si avvia il motore, si attende che l’olio salga alla temperatura di esercizio( arco verde), si esce dal parcheggio e si porta il velivolo rullando a bassa velocità sino al punto attesa, come da autorizzazione della torre. Al punto attesa si effettuano tutte le verifiche come da check list, e dopo autorizzazione della torre, si porta il velivolo in testata pista e si allinea. A questo punto il pilota tenendo frenato il velivolo, porta il motore alla potenza di decollo, controlla che la potenza non sia inferiore a quella necessaria per il decollo, come da manuale operativo,indi sblocca i freni ed inizia la corsa di rullaggio. 53 DECOLLO • All’inizio della corsa tutto il peso dell’aereo grava sul carrello. Durante la 1° fase, i sobbalzi delle ruote man mano si attenuano indicando che il peso del velivolo passa progressivamente dal carrello all’ala. Quando la velocità raggiunge un valore efficace per l’equilibratore, il pilota cabra leggermente in modo da alleggerire il ruotino anteriore, facendo così continuare la corsa di decollo sul carrello principale, raggiungendo così la velocità Vd. 54 DECOLLO • Nella fase di rotazione si passa all’assetto con Cpmax, in modo che la portanza superi il peso, ed il velivolo si distacchi dal suolo. Subito dopo il distacco la traiettoria deve essere poco inclinata sull’orizzonte allo scopo di acquisire velocità sulla traiettoria. Con l’aumento della velocità ha inizio la salita per il superamento dell’ostacolo a fondo pista. Pertanto la corsa di decollo è la sommatoria delle 3 fasi più la distanza al suolo necessaria al velivolo per superare un ostacolo di 15 metri 55 DECOLLO • Se durante la fase di decollo abbiamo vento in prua, o una componente del vento al traverso, la corsa di decollo si accorcia, perché la velocità all’aria del velivolo è: V=Vs+vp Succede il contrario quando il vento è in coda. 56 Citius 20 40 60 Distanze in metri 80 100 120 140 160 Distanza di decollo 15 mt ( 50 ft) Corsa a terra 1400 4620 1200 3960 1000 3300 800 2640 600 1980 400 1320 200 660 TORA ( mt/ft) PESO 472,5 Kg 450 Kg 420 Kg 365 Kg 335 Kg Corsa a terra per il decollo 29 mt 24,2 mt 20,3 mt 14,1 mt 11,4 mt Distanza per il decollo 117 mt 108 mt 99,1 mt 85,9 mt 79,9 mt 0 Altitidine in piedi Altitidine in metri 15 mt 0 20 40 60 80 100 120 Distanze in metri 140 160 Corsa a terra per il decollo Distanza di decollo superamento ostacolo 15 mt 57 DECOLLO Condizioni sfavorevoli. • Manetta non a fondo corsa • Bassa temp.olio • Anticipo all’accensione mal regolato • Aria calda al carb • Temp. Ambiente troppo alta • Umidità troppo alta • Acqua nella benzina • Ecc.Ecc • Regolare frizione • Adeguato riscaldamento • Prova motore • Controllo pre decollo • Dec in ore meno calde • Idem come sopra • Controllo pre volo 58 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO EFFETTO DELLA VELOCITA’ DI DECOLLO La velocità di decollo deve essere superiore alla velocità di stallo . I manuali di volo riportano per ogni tipo di velivolo la sua velocità minima di decollo. Si deve fare attenzione a non effettuare la manovra di rotazione (rotazione attorno al suo carrello principale e per staccare il ruotino da terra) al di sotto della velocità minima di decollo, per non cadere nello stallo e non avere il velivolo scarsamente controllabile in volo. Inoltre, la rotazione prematura del velivolo potrebbe far staccare le ruote dalla pista per effetto suolo e si potrebbe avere anche una velocità ascensionale troppo bassa. D’altro canto non si può neanche aumentare troppo la velocità di decollo consigliata dal manuale perché altrimenti si avrebbe una distanza di decollo troppo lunga rispetto alla pista a disposizione (S aumenta con il quadrato della velocità). EFFETTO DEL PESO Tanto maggiore è il peso, tanto minore è l’accelerazione e quindi tanto maggiore sarà lo spazio percorso; inoltre all’aumentare del peso aumenta la velocità minima di decollo (perché Q=P), per cui ne consegue anche un aumento della resistenza e della forza d’attrito. 59 LE PRESTAZIONI DELL’AEREO ATTERRAGGIO Parametro fondamentale è la distanza di atterraggio in relazione alla lunghezza della pista. La velocità di atterraggio deve essere superiore alla velocità di stallo e della velocità minima di controllo (per consentire un eventuale riattacco da parte del pilota). La distanza di atterraggio sarà più lunga con pista bagnata o ghiacciata. 60 Citius 60 80 Distanze in metri 100 120 140 160 180 200 Distanza di atterraggio 15 mt (50 ft) Corsa a terra 1400 4620 1200 3960 1000 3300 800 2640 600 1980 400 1320 200 660 soglia pista PESO 472,5 Kg 450 Kg 421 Kg 363 Kg 306 Kg Corsa a terra 56 mt 53,4 mt 50 mt 43,1 mt 36,4 mt Distanza per l’atterraggio 179,6 mt 171,1 mt 166,2 mt 156,1 mt 146,3 mt 0 Altitidine in piedi TORA LDA ( mt/ft) Altitidine in metri 15 mt 0 60 80 100 120 140 160 Distanze in metri 180 200 Corsa a terra per arrestarsi Distanza di atterraggio ( superamento ostacolo 15 mt ) 61 ATTERRAGGIO • • • • • Circuito d’atterraggio Controlli pre atterraggio Correzioni Riattaccata Atterraggio con vento 62 SALITA • Salita rapida • Salita ripida • Tangenza teorica / pratica 63 Tangenza Teorica/Pratica Avvicinandosi alla quota di tangenza la tende a zero, quindi, la continuazione della salita sarebbe possibile solo in aria perfettamente calma, impiegando per raggiungerla un tempo infinito. Questa circostanza giustifica la definizione che è data a tale quota di tangenza teorica. Sorge ,allora, la necessità di stabilire la quota massima raggiungibile in condizioni normali o quota di tangenza pratica. Essa e’ fissata alla quota alla quale la velocità ascensionale del velivolo si e’ ridotta al valore di 0.5 64 Tecniche di volo • • • • • • • • Volo per assetti Perché e come si usa il trim Volo orizzontale Virate a quota costante Salite discese livellamenti Avvicinamento Scivolata Riattaccata 65 Centraggio • Il centraggio del velivolo consiste nel disporre i carichi di bordo in modo che il baricentro si trovi nell’intervallo ammesso • Precedentemente i progettisti dispongono gli elementi strutturali i componenti, gli impianti, ecc.ecc.,in modo che il baricentro del peso a vuoto si trovi in una opportuna posizione 66 Centraggio • In conclusione il costruttore del velivolo inserisce nel manuale operativo il “diagramma di carico” ovvero il grafico mediante il quale è possibile disporre i carichi da trasportare in modo che l’escursione del baricentro dell’aereo completo non superi i limiti stabiliti, per qualsiasi condizione di utilizzo. 67 Citius APPOGGIO Peso in Kg Braccio in mm Momento Kg.mm MEDIA delle tre Ruota sinistra 140,5 680 95540 letture di pesata Ruota destra 142,5 680 96900 74,5 - 740 - 55130 357,5 384,09 137310 Ruotino anteriore TOTALI 68 Citius 480 472,5 Velivolo vuoto Pilota Passeggero Carburante Bagaglio TOTALI Peso in Kg 357,5 75 0 36 2 470,5 Braccio in mm 384,09 590 590 660 1340 442,08 Momento Kg.mm 137310 44250 0 23760 2680 208000 460 450 440 430 420 Posizione CG al decollo Velivolo vuoto Pilota Passeggero Carburante Bagaglio TOTALI Peso in Kg 357,5 75 0 21,6 2 456,1 Braccio in mm 384,09 590 590 660 1340 435,54 Momento Kg.mm 137310 44250 0 14256 2680 198496 P e s o in K g 410 400 Posizione CG all'atterraggio 390 380 370 360 350 340 330 320 310 300 290 mm. 100 200 302 400 518 600 69 PA 32 70 Diagramma di manovra e di raffica • Il diagramma di manovra altro non è che l’andamento dei fattori di carico ammessi per quel velivolo, in funzione della velocità. • Il fattore di carico n, è il rapporto tra la portanza ed il peso durante manovre a traiettoria curvilinea • Descriviamo il diagramma di manovra. 71 Diagramma di manovra e di raffica • • • • Vs = velocità di stallo in configurazione pulita Vsr = velocità di stallo in volo rovescio Va = velocità di manovra Vd = velocità di progetto in picchiata • • • • n1 = max fattore carico positivo n2 = max fattore carico negativo a Vd n3 = max fattore di carico negativo n4 = max fattore positivo a Vd 72 Diagramma di manovra e di raffica n C A D n1 1 S n4 Vs Va Vd V Vsr -1 n3 n2 E H G F 73 Diagramma di manovra e di raffica • I velivoli devono sopportare queste sollecitazioni. Questi carichi si chiamano di “ contingenza”. In Inglese “limit loads” , sono quelli anticipati , che a loro volta vengono moltiplicati per un margine di sicurezza (“safety factor”).Il prodotto da il cosiddetto “ ultimate loads”, cioè il carico che l’aereo deve sopportare prima di collassare.Questi però sono carichi statici, mentre l’aereo viene progettato a fatica. Ci sono raffiche d’ampiezza variabile ad esempio un aereo civile sopporta raffiche d’ampiezza 0.3g, mentre i militari 1,5g, che si ripetono da 10 a 40 volte l’ora. Pertanto si utilizzano due criteri di progetto a) safe life( vita sicura a termine)=4, e fail safe( progetto con riserva strutturale, cioè l’inizio di una rottura non deve dare adito a collasso strutturale) = 2. 74 Diagramma di manovra e di raffica n 66 fps 50 fps A C D 25 fps n1 1 S n4 Vs Va Vne Vd V Vsr -1 n3 n2 25 fps E H G 66 fps 50 fps F 75 76 Qualità di volo Le qualità di volo assicurano che il velivolo certificato, possa essere volato senza eccezionali skill , e sforzi. 77 Stabilità-Controllabilità-Manovrabilità • Stabilità è la possibilità, quindi la qualita’ di ritornare ad una prefissata condizione di equilibrio. • Controllabilità è la possibilità di determinare una condizione di equilibrio • Manovrabilità è la possibilità di mantenere una condizione di equilibrio,quindi la facilità con la quale l’aereo si può muovere attorno agli assi. 78 CONCETTI DI EQUILIBRIO E STABILITA’ Il concetto di EQUILIBRIO dell’aereo in volo implica la considerazione di tutte le forze e di tutti i momenti ad esso applicati. F=0 La condizione di equilibrio alla traslazione richiede che la sommatoria di tutte le forze F sia nulla M=0 La condizione di equilibrio alla rotazione richiede che la sommatoria di tutti i momenti M rispetto a qualsiasi asse, comunque orientato e passante per qualsiasi punto, sia nulla. 79 CONCETTI DI EQUILIBRIO E STABILITA’ P CG Q l X P-l-Q=0 eq. traslazione P·X-l·x=0 eq. rotazione attorno a CG x Disturbo Equilibrio Equilibrio Equilibrio Stabile Instabile Indifferente CONCETTI DI EQUILIBRIO E STABILITA’ Si comprende facilmente come sia fondamentale che il velivolo debba sempre trovarsi nello spirito del primo caso, perché il suo volo sia confortevole e soprattutto sicuro. Infatti il velivolo, se perturbato, non solo deve reagire in modo da annullare la perturbazione (stabilità statica), ma ciò deve realizzarsi attraverso un moto oscillatorio rapidamente smorzato (stabilità dinamica). E’ necessario precisare che la stabilità, statica o dinamica, deve intendersi non associata ad alcun intervento del pilota, cioè è una qualità che il velivolo deve possedere intrinsecamente, sia a comandi liberi (superfici di governo libere di muoversi intorno alle proprie cerniere) che a comandi bloccati (superfici di governo fisse in una posizione). In altre parole il velivolo dove essere in grado di continuare in sicurezza il volo anche se viene abbandonato a se stesso. In pratica ciò non avviene in quanto il velivolo oltre che stabile deve essere anche manovrabile con una certa facilità o maneggevole. 81 STABILITA’ - MANOVRABILITA’ Asse di rollio X + L +M Asse di beccheggio Y L momento di rollio M momento di beccheggio N momento di imbardata + N Asse di imbardata Z 82 Si definisce STABILITA’ STATICA di un velivolo la tendenza a tornare alla posizione di equilibrio dopo un disturbo, quale un’azione del pilota o una perturbazione esterna. Un velivolo è in grado di volare se risponde ai seguenti requisiti: • il velivolo deve poter manovrare in un ampio range di velocità e quote; • il velivolo deve poter raggiungere una condizione di equilibrio Un aereo è in equilibrio quando la risultante delle forze e momenti riferiti al suo baricentro è nulla. Se questa condizione è soddisfatta il velivolo è in condizioni di volo trimmate, a cui consegue uno sforzo di barra nullo. Se la risultante è diversa da zero, allora il velivolo è soggetto ad accelerazioni. Per poter tornare alle condizioni di equilibrio si devono produrre forze e momenti. STABILITA’ POSITIVA CG STABILITA’ NEUTRA Ritorna a zero Rimane costante CG t STABILITA’ NEGATIVA CG t Diverge t 83 Nella STABILITA’ DINAMICA si considera con quale legge si torna o meno alle condizioni di equilibrio. CG t t t t POSITIVA NEUTRA NEGATIVA Legame tra stabilità statica e dinamica: Stabilità dinamica Positiva Neutra Neutra Negativa Negativa Stabilità statica Positiva Neutra La stabilità statica di un aereo non necessariamente comporta la stabilità dinamica. Di conseguenza l’aver conferito, in sede di progetto e di costruzione dell’aereo, la indispensabile stabilità statica longitudinale non esclude che l’aereo possa avere stabilità dinamica neutra o addirittura negativa. Negativa 84 MANOVRABILITA’ Per mantenere il corpo nella posizione si deve mantenere applicata la forza F a O F·b=Q·a O CG b CG Q F La manovrabilità è misurata dalla forza F necessaria a portare il corpo in una nuova posizione. O O O CG CG CG CGO CG O Diminuisce la stabilità statica, ma aumenta la manovrabilità 85 STABILITA’ STATICA LONGITUDINALE CG F Si ha una stabilità statica positiva quando il fuoco F è posteriore al baricentro CG. La posizione del baricentro cambia al variare del consumo di carburante e con la presenza o meno di carichi esterni (serbatoi, armi, …) Q La stabilità è tanto maggiore quanto maggiore è la distanza tra il fuoco e il baricentro. La manovrabilità è tanto maggiore quanto minore è la Si cerca di avere un compromesso fra grado di stabilità e grado di manovrabilità, a seconda del tipo di velivolo considerato. distanza tra il fuoco e il baricentro. Velivoli militari Velivoli civili Elevata manovrabilità, bassa stabilità Elevata stabilità, bassa manovrabilità 86 Aumento di +M STABILITA’ STATICA POSITIVA Aumento di L Nasce un LX picchiante rispetto alla condizione di equilibrio che contrasta l’aumento di L Riduzione di Condizione iniziale di equilibrio Riduzione di L -M Nasce un LX cabrante rispetto alla condizione di equilibrio che contrasta la diminuzione di Stallo: una aumento eccessivo di porta allo stallo e richiede un momento picchiante che eccede il disponibile 87 +M Diminuzione di Riduzione di L STABILITA’ STATICA NEGATIVA Nasce un LX picchiante rispetto alla condizione di equilibrio che amplifica la diminuzione di L Aumento di Aumento di L Condizione iniziale di equilibrio -M Nasce un LX cabrante rispetto alla condizione di equilibrio che amplifica l’aumento di 88 Se la posizione del baricentro rimane costante rispetto al fuoco, la pendenza della curva rimane costante perché dipende dalla distanza del fuoco dal baricentro. +M M L M=l·(F-CG) L -M La manovrabilità longitudinale è ottenuta con il timone di profondità il cui diverso angolo di attacco fa cambiare la condizione di equilibrio + M -L CG E 20 ° 10 ° 0° 10 ° 20 ° M + L L F X W x l Con la deflessione del timone di profondità non cambia la pendenza perché non cambia la posizione del CG rispetto ad F. Si ottiene lo stesso risultato anche lasciando a 0° il timone di profondità e trimmando lo stabilizzatore. 89 INFLUENZA DELL’APPARATO PROPULSIVO ELICA A) CONTRIBUTO DIRETTO T Tv Aumentando l’angolo d’attacco, aumenta la componente verticale Tv della trazione To Elica spingente: stabilizzante se sotto il baricentro, instabilizzante se sopra Elica traente: stabilizzante se sopra il baricentro, instabilizzante se sotto 90 B) CONTRIBUTO INDIRETTO Dipende dalla variazione, provocata dall’elica, del campo aerodinamico dello stabilizzatore. Un aumento di incidenza devia maggiormente il flusso d’aria verso il basso, a valle dell’elica, diminuendo l’angolo d’attacco dello stabilizzatore e quindi la sua efficacia. 91 STABILITA’ STATICA LONGITUDINALE 92 STABILITA’ STATICA DIREZIONALE Si consideri un velivolo che stia volando con un certo angolo , in azimut, rispetto ad una direzione di riferimento. Si consideri inoltre che una perturbazione esterna, oppure un’azione momentanea sulla pedaliera da parte del pilota, faccia variare l’orientamento del velivolo di un angolo , detto angolo di deriva. VENTO + >0 se il vento arriva da destra <0 se il vento arriva da sinistra 93 CONTRIBUTO DELLE PARTI Deriva: il centro di pressione della deriva è posteriore al baricentro e quindi crea un momento stabilizzante Fusoliera: essendo il centro di pressione della fusoliera anteriore al baricentro si crea un momento instabilizzante Alette stabilizzatrici: quando presenti riducono l’effetto instabilizzante della fusoliera Motore: l’elica anteriore crea un momento instabilizzante diretto e indiretto; velivoli getto e prese d’aria creano dei momenti instabilizzanti se posti anteriormente al baricentro N+ Sola coda Velivolo completo con alette stabilizzatrici Velivolo completo + Sola fusoliera N- 94 Con l’aumentare dell’angolo si ha una progressiva riduzione delle forze stabilizzanti ed instabilizzanti, fino allo stallo. Stallo CL Stallo Deriva Ma dato che la fusoliera è l’ultima a stallare, l’effetto globale finale è negativo. Fusoliera +N Stabilità statica direzionale Neutra Positiva Negativa - + Negativa Positiva Neutra -N 95 CONTROLLO DIREZIONALE - VIRATA Abbassando l’ala Alzando l’ala sx Aumenta Riduce crescente L dx Per controllare lo sbandamento si deve azionare il timone in modo da creare un momento opposto Nasce una componente di forza indietro Nasce una componente di forza in avanti Dx Sx Espone il lato Dx 96 STABILITA’ LATERALE Si parla di stabilità laterale quando nasce una perturbazione dell’angolo di sbandamento . Per quanto detto per il controllo direzionale, durante un moto di rollio, si ha anche un moto imbardante: cioè durante il movimento angolare di sbandamento provocato dalla perturbazione esterna, l’aereo tende a + portare avanti l’ala che si abbassa e Vento indietro l’ala che si alza (si genera un angolo ) L + Per effetto di questo spostamento angolare di derive, sulle parti del velivolo nascono forze trasversali che, intervenendo con un momento di rollio L e un momento di imbardata N causano l’annullamento sia dell’angolo di sbandamento, che dell’angolo di deriva indotto. 97 STABILITA’ LATERALE 98 CONTRIBUTO DELLE PARTI ALA DIEDRO L Incrementa la portanza EFFETTO STABILIZZANTE Decrementa la portanza Si scompone FRECCIA Dx Sx La semiala Sx viene investita da una componente della velocità relativa maggiore di quella che investe la semiala Dx: pertanto si la portanza sarà maggiore sull’ala Dx e si genera un momento di rollio che tende a diminuire la portanza sulla semiala Dx EFFETTO INSTABILIZZANTE 99 CONTRIBUTO DELLE PARTI 100 STABILITA’ LATERALE 101 DERIVA L Scomponendo sx dx L’effetto globale sul momento di rollio può essere eccessivo ed il velivolo potrebbe avere troppa tendenza all’imbardata, specialmente in velivoli supersonici che richiedono una deriva piuttosto ampia. In questo caso si riduce il diedro dell’ala fino a renderlo anche negativo. 102 VITE NORMALE Velivolo subsonico CL , CD CL CD st Lo stallo ben definito 103 STATI DI PERICOLOSITA’ ED EMERGENZA VITE NORMALE Raggiunto st, inizia lo stallo Lo stallo è di diversa entità tra le due semiali L’ala più stallata si abbassa iniziando un movimento di rollio L’ala che si abbassa per effetto della componente ascendente del vento aumenta L’ala che si alza per effetto della componente discendente del vento diminuisce Lo stallo progredisce e diminuisce la portanza e aumenta la resistenza (con ) Lo stallo regredisce e aumenta la portanza e diminuisce la resistenza (con ) Nascono un momento di rollio (per L) dello stesso verso del rollio dato dalla caduta d’ala e un momento di imbardata (per D). L’ala che si abbassa indietreggia. RIMESSA: contrastare la rotazione in imbardata con il timone di direzione. L’ala che si abbassa acquista velocità e aumenta la portanza contrastando il momento di rollio. Ridurre anche con il timone di profondità AUTOROTAZIONE Dopo 2-3 giri VITE STABILIZZATA STATI DI PERICOLOSITA’ ED EMERGENZA EFFETTO SUOLO Generalmente il velivolo è in effetto suolo quando la sua quota sul terreno è inferiore alla sua apertura alare. L F1 Come noto, il flusso d’aria a valle del profilo alare è deviato verso il basso a causa della velocità indotta. Quando il velivolo si trova in alta quota, nell’equilibrio dei momenti è presente un momento dovuto ad una forza supplementare F1 che agisce sullo stabilizzatore creato dal flusso discendente. 105 STATI DI PERICOLOSITA’ ED EMERGENZA Quando si è in condizioni di effetto suolo, l’interferenza aerodinamica con il suolo riduce l’entità del flusso discendente e quindi L F2 < F1 Si altera l’equilibrio dei momenti F2 L’aereo acquista la tendenza a picchiare che deve essere contrastato con la barra a cabrare. Se il carico fosse molto avanti, il comando potrebbe non essere sufficiente. Un altro effetto della eccessiva vicinanza dell’aereo con il suolo è quello della diminuzione dei vortici d’aria alle estremità dovuti al pareggiamento fra le pressioni superiore ed inferiore. Ciò provoca una diminuzione della velocità indotta, con conseguente aumento di angolo d'attacco e di portanza. Si ha una specie di senso di “galleggiamento”. Se in queste condizioni la velocità fosse appena sufficiente ad ottenere il distacco delle 106 ruote dal suolo, il velivolo ricadrebbe subito.