• AVIOSUPERFICIE DI CAIOLO-SO• STAGE DI VOLO IN MONTAGNA
DENSITA’ DELL’ARIA
• Dipende dalle caratteristiche fisiche
dell’aria che sono: pressione, temperatura
e umidità
• È espressa in kg/mc (rapporto tra massa e
volume)
• Valore standard per aria secca=1.225
kg/mc
DENSITA’ RELATIVA
• Rapporto tra la densità ad una certa quota
e la densità al livello del mare(standard)
•
d=dh/do
•
• dove dh= densità della quota
•
do= densità al livello del mare
EFFETTI SULLA VELOCITA’
• Tutte le velocità relative alle manovre che noi effettuiamo con i nostri
aerei sono espresse in valori indicati IAS.
• In quota però a causa della diminuzione della densità dell’aria la
nostra velocità vera di traslazione sarà più alta. Questa velocità si
chiama TRUE AIR SPEED (TAS)
•
TAS= IAS * 1/√d
• Dove d è la densità relativa vista in precedenza.
• Di questa velocità dobbiamo tenere conto nel caso di una virata per
invertire la rotta in valli strette o in prossimità di un passo o linee di
cresta perché il nostro raggio di virata sarà maggiore a parità di
velocià indicata.
• Per semplicità ricordiamoci che la TAS è il 2% in più della IAS ogni
circa 1000ft di aumento di quota.
• A 10000ft sarà circa il 20% maggiore
DIAGRAMMI VELOCITA’
DIAGRAMMI VELOCITA’
• QUINDI IN CASO DI VIRATA DI SCAMPO
SE POSSIBILE EFFETTUARE VIRATE
CON POCA INCLINAZIONE ED
EVENTUALMENTE ESTRARRE UNA
TACCA DI FLAP PER RIDURRE LA
VELOCITA’ E QUINDI IL RAGGIO DI
VIRATA.
DIAGRAMMA DI MANOVRA
4g
+30
3g
+15
2g
1g
0g
1g
-15
2g
-30
Vs0
Vs1
Vfe
Va
Vno
Vne
• Vso= velocità di stallo con flap estesi
• Vs1= velocità di stallo con flap retratti
• Vfe= massima velocità consentita con flap estesi
• Va= VELOCITA’ DI MANOVRA
• Vno= velocità di operazioni normali
• Vne= velocità da non superare mai
• Fattori di carico limite della macchina
• Limiti degli archi dell’anemometro
A
4g
+30
3g
+15
2g
1g
0g
1g
-15
2g
-30
Vs0
Vs1
Vfe
Va
Vno
Vne
• Analizzando il tratto del diagramma di
manovra contrassegnato dalla lettera A ci
accorgeremo che il campo delle velocità in
esso comprese non raggiunge mai il
valore massimo strutturale calcolato
dell’aeroplano.
• Questo campo di velocità ci permette di
affrontare le turbolenze, sia positive che
negative, senza mai raggiungere i limiti
strutturali della macchina.
• DURANTE LA CONDOTTA DEL VOLO IN
PRESENZA DI TURBOLENZE O
COMUNQUE IN ALTA QUOTA, SI
CONSIGLIA DI VOLARE ALLA
VELOCITA' DI MANOVRA Va RIPORTATA
SUI MANUALI DI IMPIEGO DEGLI
AEROMOBILI.
EFFETTI SULL’ALA
• Conosciamo tutti la formula della portanza:
•
P=1/2 r V2 S Cp
• Da questa formula ricaviamo che ogni variazione di
densità comporta una variazione di portanza nella
medesima proporzione.
• Con l’aumentare della quota di volo si avrà una
diminuzione dell’efficienza dei comandi a causa della
diminuzione di densità che può comportare un
allungamento delle distanze di decollo e una
diminuzione delle prestazioni in salita.
• Per quantificare in percentuale l’aumento della distanza
di decollo e la diminuzione delle prestazioni di salita
esiste il nomogramma di Koch.
• ESEMPIO 1
• PA=2000 ft
• T=15°C
• Distanza
decollo x 1,3
• Rateo di salita
x 0.8
• ESEMPIO 2
• PA=6000 ft
• T=10°C
• Distanza di
decollo x 2
• Rateo di salita
x 0,45
ALTITUDINE DI DENSITA’
• Altro parametro importante che ci serve
per valutare le prestazioni dei nostri
aeromobili è l’altitudine di densità.
• Che non è altro che la quota alla quale ci
troviamo corretta della differenza di
temperatura e pressione rispetto all’aria
standard.
ALTITUDINE
PRESSIONE
TEMP.
DENSITA’
DENS. REL.
FT
MT
HPA
°C
KG/MC
d/do
0
0
1013,25
15
1,225
1
500
154
995,08
14
1,207
0,985
1000
305
977,17
13
1,190
0,971
1500
457
959,52
12
1,172
0,957
2000
610
942,13
11
1,155
0,943
2500
762
925,99
10
1,138
0,929
3000
914
908,12
9
1,121
0,915
3500
1067
891,49
8
1,104
0,901
4000
1219
875,11
7
1,088
0,888
4500
1372
858,97
6
1,072
0,875
5000
1524
843,08
5
1,056
0,862
6000
1829
811,00
3
1,024
0,834
7000
2134
781,86
1
0,993
0,811
8000
2438
752,63
-1
0,963
0,786
9000
2743
724,29
-3
0,933
0,762
10000
3048
696,82
-5
0,905
0,739
11000
3353
670,20
-7
0,877
0,716
12000
3658
644,41
-9
0,849
0,693
CALCOLO DELLA DENSITY
ALTITUDE.
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
Un esempio di calcolo della density altitude conoscendo i seguenti dati:
elevazione aeroporto:1500ft=457mt
QFE=942 hPA
Temperatura=19.6°c ossia 292.76°K
Regolando l’altimetro di bordo sulla 1013,25 otteniamo la quota barometrica
di 2040 ft
Si calcola la densità con la formula seguente:
D= p/ R*T
Dove
p=qfe moltiplicato per 100
R= costante dei gas per l’aria secca =287.039 J/kg°K
T= temperatura espressa in gradi kelvin
Avremo quindi
D=94200/287.039*292.76=1.121 kg/mc
Con questo valore di densità ottenuto entriamo nella tabella dell’aria
standard e troviamo che la nostra quota corrispondente è di 3000 ft o 914mt
EFFETTI SULLA POTENZA
DISPONIBILE DEL MOTORE
• Anche i nostri motori aspirati risentono della
variazione della quota in quanto la loro potenza
varia in funzione della quota barometrica e della
temperatura.
•
Wh=Wo * f
• Dove:
•
Wh= potenza alla quota considerata
•
Wo= potenza al livello del mare
•
F = fattore di potenza calcolato come:
•
Ph/Po * √To/Th
PERDITA DI POTENZA IN FUNZIONE DELLA QUOTA
Perdita di potenza %
50 %
40 %
30 %
20 %
10 %
Quota
barometrica
1
2
3
4
5
6
KM
PERDITA DI POTENZA IN FUNZIONE DELLA TEMPERATURA
Perdita di potenza %
30 %
20 %
10 %
-20
-10
10
+10 %
Guadagno di potenza %
20
30
40
Dt ARIA
REALE
STANDARD
• Una semplice formula per calcolare la potenza che eroga il vostro
motore ad una certa quota è la seguente:
•
•
•
•
•
HPh = HPo * (d-0,12)/0,88
Dove
HPh= potenza alla quota
HPo= potenza al livello del mare
d= rapporto di densità
• Per cercare di sopperire al calo di potenza dei motori aspirati si
possono utilizzare motori turbocompressi che mantengono costante
fino ad una certa quota la loro potenza per poi cominciare anche
loro a risentire della diminuzione della densità.
• Importante ,per i motori che ne sono dotati, la regolazione della
miscela che deve essere fatta al di sopra dei 5000 ft, agendo sullo
smagritore per portare il rapporto aria benzina il più possibile vicino
al titolo stecchimetrico di 15:1.
TABELLA ROTAX 912ULS
EFFETTI SULLA TRAZIONE
DELL’ELICA
T
V
• La trazione dell’elica è una funzione della
velocità di volo.
• Per questo con l’aumentare della quota, la
diminuzione della densità e il conseguente
aumento della TAS rispetto alla IAS
avremo un perdita di trazione dell’elica
come indicato nel diagramma T in
funzione di V.
FORMAZIONE DI GHIACCIO
• Un fenomeno molto pericolo legato al volo in
zone montuose o comunque ad alta quota è la
possibilità di formazione di ghiaccio al
carburatore che avrà come risultato di
penalizzare ulteriormente le prestazioni dei
nostri già provati motori.
• Quando si forma:
• volo in condizioni di umidità superiore all’ 80% e
temperatura inferiore ai 20° C
• durante le planate o lunghe discese con il
motore al minimo.
• Come riconoscere una probabile formazione di ghiaccio:
•
diminuzione giri del motore
•
diminuzione pressione di alimentazione
•
irregolarità nel funzionamento del motore
•
incollamento della farfalla
• Cosa fare per rimediare:
•
dare tutta aria calda al carburatore
•
dare delle spuntate di motore
•
dove possibile scendere verso quote più basse.
PICCOLI CONSIGLI
• pianificare il volo in modo molto accurato e
valutare fino in fondo le prestazioni del
vostro aereo in funzione delle quote a cui
volerete
• posizionare in modo corretto l’eventuale
carico e se possibile cercare di limitarlo il
più possibile in quanto anche il peso
influisce negativamente sulle prestazioni.
• Per chi volesse saperne di più o approfondire gli
argomenti:
• “I monti dal cielo” di Cesare Balbis
• “Volare in montagna” di Sergio Fanchiotti
• “Volo in montagna un rischio?” di Aeroclub
Sondrio e scaricabile sul sito
• www.aeroclubdisondrio.org.
•
Presentazione preparata da Meucci Daniele per Aeroclub di Sondrio