Corso di AERODINAMICA E GASDINAMICA
Anno Accademico 2013/2014
- Lezione N.9 -
Prof. Ing. Renato RICCI
Tecniche per il controllo dello strato limite
Tutte quelle tecniche di intervento sullo Strato Limite tese ad incrementare la Portanza e/o ridurre la
Resistenza prendono il nome di Boundary Layer Control
BOUNDARY LAYER CONTROL
Transizione da uno strato limite
Laminare ad uno Turbolento
Controllo della separazione dello
strato limite
A1
Controllo mediante modifica
della forma del profilo alare
B1
Controllo mediante Aspirazione
dello Strato Limite
A2
Controllo mediante Aspirazione
dello strato limite
B2
Controllo mediante Soffiamento
nello Strato Limite
B3
Controllo mediante Trailing Edge
o Leading Edge Flap
B4
Controllo mediante Turbolatori o
Vortex Generator
A3
Controllo mediante Turbolatori
Tecniche per il controllo dello strato limite – A1
Il Controllo mediante modifica della forma del profilo alare è fondamentalmente basata sullo spostamento della zona di
recupero di pressione verso il bordo di uscita; ciò può essere facilmente ottenuto con un arretramento del punto di
spessore massimo oppure con un arretramento della freccia massima ed un contemporaneo avanzamento dello spessore.
dp
0
dx
dp
0
dx
dp
0
dx
dp
0
dx
Poiché il minimo di pressione sull’Estradosso avviene più a valle l’estensione del gradiente di pressione avverso è minore e
risulta maggiore la zona coperta dallo Strato Limite Laminare
Visto che in questi profili il raggio di curvatura del naso è più piccolo avremo che aumentando l’angolo di attacco la velocità
sul bordo di entrata aumenta rapidamente e si innesca uno Strato Limite Turbolento, che aumenta la Resistenza.
Tecniche per il controllo dello strato limite – A1
PROFILI NACA a 6 CIFRE
NACA 65x212
I Cifra
6
Identificativo della serie
II Cifra
5
Posizione del punto di minima pressione (decimi di c)
III Cifra
x
Semi-estensione del pozzetto laminare(in decimi del Cl)
IV Cifra
2
Coefficiente di portanza di progetto in decimi
V e VI Cifra
12
Spessore massimo ( % c )
Da numerosi test condotti nella galleria del vento della NACA si osservò che operando su alcuni dei parametri geometrici del profilo era
possibile mantenere uno strato limite laminare su buona parte della superficie. Questo induceva chiaramente una diminuzione del coefficiente
di resistenza del profilo stesso.
D’altra parte la necessità di avere una superficie ben levigata ed un numero di angoli di volo ristretto, ne limitò l’utilizzo sino ai tempi più
moderni. Difatti l’uso di rivetti per la costruzione delle ali destabilizzava il flusso facendo diventare lo strato limite anticipatamente turbolento,
impedendo così la diminuzione di resistenza prevista in fase di progetto. Oltre a ciò questo tipo di profili è dedicato, vista la loro forma
particolare, solo ad un ristretto range di angoli di utilizzo e ciò ne sconsiglia un uso generalizzato.
In tempi recenti, con l’introduzione della costruzione in fibra delle ali degli alianti, questa tipologia di profili ha trovato un nuovo utilizzo.
Tecniche per il controllo dello strato limite – A1
Pozzetto
Laminare
Il North American P51D Mustang
Il P-51D, la versione più diffusa del Mustang, era un monoplano ad ala
bassa, completamente metallico, dalle linee pulite ed eleganti, con
impennaggi cruciformi, tettuccio a goccia, e carrello triciclo posteriore
completamente retrattile. L’ala, moderatamente rastremata e con
diedro frontale di 5°, segnava la prima utilizzazione su un velivolo
d’impiego dei nuovissimi profili laminari a bassa resistenza. Ciascuna
semiala era su 21 centine. La struttura alare era semplice e robusta, e le
due semiali erano collegate tra loro mediante bullonatura frontale in
corrispondenza della mezzeria del velivolo, costituendo con il loro
dorso il pavimento dell’abitacolo. Gli alettoni, completamente metallici,
erano muniti di alette correttrici, contrappesati dinamicamente e
bilanciati aerodinamicamente mediante membrane flessibili che ne
collegavano il bordo d’attacco al longherone alare posteriore. Gli ampi
ipersostentatori, azionati idraulicamente ed anch’essi completamente
metallici, potevano venire abbassati fino a 50°.
I piani di coda fissi erano costituiti da uno stabilizzatore e da una deriva
(quest’ultima generalmente raccordata al dorso della fusoliera da
un’ampia pinna), entrambi con struttura bilongherone, ed il primo su 14
centine, la seconda su 5. Equilibratore e timone, incernierati alle
precedenti superfici, erano completamente metallici, e muniti di alette correttrici.
Il motore del P-51 D era il Packard V-1650 (cioè il Rolls-Royce « Merlin » costruito su licenza) a 12 cilindri a V diritto, con riduttore,
compressore centrifugo bistadio di sovralimentazione a due velocità, e con raffreddamento a liquido. Pure a liquido veniva raffreddata l’aria
che, provenendo dal compressore, veniva addotta al carburatore ad iniezione. L’elica era una quadripala Hamilton a giri costanti, del tipo a pale
larghe, e di 3,40 metri di diametro. I due serbatoi disposti nella radice delle semialì avevano una capacità complessiva di 681 litri, ed a questi si
aggiungevano i 246 litri del serbatoio di fusoliera, ed eventualmente due serbatoi subalari sganciabili da 284 o da 416 litri ciascuno, assicurando
così al velivolo un’autonomia eccezionalmente elevata. L’armamento del P-51 D era costituito da sei mitragliatrici M-3 da 12,7 millimetri,
installate nell’ala e sparanti fuori del disco dell’elica, mentre sotto ciascuna semiala potevano essere agganciati o una bomba da 227 kg o
cinque razzi da 127 millimetri. Nel bordo d’attacco della semiala sinistra era installata una fotomitragliatrice.
Tecniche per il controllo dello strato limite – A1
Wortmann FX60126
FX
Identificativo della serie
I - II Cifra
60
Indica l’anno di creazione del profilo.
K
eventuale
Indica la presenza di flaps.
IV - V - VI Cifra
126
Moltiplicata x 0.1 ci da lo spessore massimo in % della corda.
Come evoluzione dei NACA a 6 cifre, poco utilizzati, nacquero i Wortmann che sono caratterizzati dall’avere una freccia massima spostata
indietro ed uno spessore massimo piuttosto avanzato. Rispetto ai NACA presentano però minori problemi di presenza della bolla di
separazione laminare e sono quindi preferibili.
Sono profili in grado di coprire le esigenze di alte velocità nelle prove di distanza e basse velocità nelle termiche; questo grazie alla posizione
arretrata della camber, che permette di utilizzarli come sezioni alari a profilo variabile. Per fare ciò la parte finale della coda viene
incernierata, così da permettere piccole rotazioni della stessa modificando la linea di camber; rispetto ai profili NACA a 4 e 5 cifre una
rotazione della coda non crea una spezzata nella linea ma si ottiene un raccordo continuo, che permette di volare variando largamente il Cl
senza compromettere di molto il valore del Cd.
Sono nati per usi dove il numero di Reynolds è compreso fra 700.000 e 3.000.000. Se operanti sotto i Re di progetto, presentano problemi di
isteresi allo stallo dovuti al passaggio da un regime subcritico ad uno ipercritico; in particolare ciò sarà dovuto alla esplosione di una Bolla di
Separazione Laminare confinata sul naso (Bubble Burst). Il numero di Re critico tende a crescere con lo spessore e con l’arretramento della
Camber max.
Tecniche per il controllo dello strato limite – A1
Benché i profili Laminari riescano a ridurre sensibilmente la Skin
Friction Drag a bassi angoli di attacco risultano invece non
particolarmente interessanti ad alti angoli di attacco. E’ ovvio così che
il loro utilizzo deve essere concentrato principalmente all’interno
della zona di Pozzetto Laminare.
Qualora la superficie esterna del profilo non venisse realizzata con un
grado elevato di finitura si potrebbe verificare un passaggio in
Transizione dello strato limite, ciò vanificherebbe tutto il lavoro fatto
in quanto porterebbe ad un annullamento del Pozzetto Laminare.
Pozzetto Laminare
Il grafico mostra chiaramente come il
coefficiente di resistenza su di un NACA 66---venga drasticamente influenzato dalla rugosità
superficiale. Soprattutto ad alti numeri di
Reynolds, ossia al ridursi dello spessore dello
strato limite, l’effetto della rugosità diventa via
via più importante.
Tecniche per il controllo dello strato limite – A1
Profili alari derivati dai Wortmann soffrono sull’estradosso di uno spostamento in avanti del punto di transizione che localmente porta ad una
riduzione della portanza. Successivamente la stessa ricomincia a salire grazie all’instaurarsi di uno strato limite turbolento stabile.
Tecniche per il controllo dello strato limite – A1
In alcuni casi un prolungamento del flusso Laminare
può essere ottenuto anche con profili la cui linea di
Camber presenti un flesso: è il caso dei PROFILI
REFLEX. Tale distribuzione di camber porta ad una
particolare distribuzione della pressione sia
sull’estradosso che sull’intradosso; nel primo la zona
in depressione risulta spostata in avanti mentre nel
ventre del profilo la depressione si sposta verso il
bordo di uscita. A causa di tutto ciò il coefficiente di
momento, calcolato rispetto al quarto di corda,
risulta nullo o positivo; come vedremo più in avanti
questo effetto può essere favorevolmente utilizzato
per migliorare la stabilità longitudinale statica di un
velivolo, fino ad eliminare del tutto la presenza del
piano di controllo orizzontale (stabilizzatore).
Tecniche per il controllo dello strato limite – A1
Il fatto che un profilo sia di tipo reflex non implica che l’angolo di portanza nulla debba essere
maggiore di zero, cosa che per altro non accade praticamente quasi mai, fatta eccezione per
alcuni profili di grande spessore . In genere il valore di Cl è modesto e la polare di Eiffel risulta
in genere traslata verso il basso. Si hanno poi delle resistenze maggiori dovute alla curvatura
nella parte retrostante dell’intradosso che può indurre separazione.
Tecniche per il controllo dello strato limite – A2
L’Aspirazione rimuove le particelle a Bassa energia sostituendole con altre
ad energia maggiore (ritardando così la transizione a Turbolento) e riduce
inoltre lo spessore dello strato limite
L’Aspirazione dello Strato Limite può essere realizzata sia a mezzo di
superfici porose che mediante fori effettuati sulla superficie del profilo.
Tecniche per il controllo dello strato limite – A3
I generatori di vortici hanno lo scopo di mescolare strati a bassa
quantità di moto con altri a quantità di moto maggiore e ciò funge
sia da acceleratore di Transizione che come metodo di controllo della
Separazione.
A differenza di questi i Turbolatori hanno lo scopo di favorire la
formazione dello Strato Limite Turbolento per rallentare il distacco;
essi si presentano come veri e propri nastri adesivi, tagliati a frange
triangolari, e di spessore diverso a seconda della tipologia di strato
limite che è chiamato a destabilizzare.
Tecniche per il controllo dello strato limite – A3
Tecniche per il controllo dello strato limite – B1
L’aspirazione dello strato limite può essere favorevolmente utilizzata anche
per rimuovere i fenomeni di separazione locale, Bolla Laminare, o globale,
Stallo. E’ evidente che in quest’ultimo caso l’energia meccanica necessaria
alla rimozione della zona separata può essere elevata ma è altrettanto vero
che si riescono a raggiungere angoli di attacco molto alti, con conseguente
incremento della portanza.
Tecniche per il controllo dello strato limite – B2
Lo scopo del Soffiamento di aria nello Strato Limite è quello di sostituire le particelle a
bassa quantità di moto con altre a quantità di moto più elevata. Il soffiamento può
essere realizzato in modo naturale, collegando alcune zone dell’estradosso a zone del
velivolo in cui sussiste una pressione maggiore, oppure artificialmente, iniettando
dell’aria in pressione attraverso fori realizzati nell’estradosso del profilo. Quest’ultimo
caso permette di raggiungere prestazioni più elevate.