aeronautica lezioni dimensionamento
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Corso di Manovre e DimensionamentoAnno Accademico 2004-2005
“Note sulle Metodologie per la Progettazione dei Velivoli Leggeri
Prof. D. [email protected]
www.dpa.unina.it/adag/
Università degli Studi di Napoli“Federico II”
Aircraft Design &
AeroFlightDynamic
Group
Dipartimento di
Progettazione Aeronautica
Prof. D. Coiro - Ing. F. Nicolosi - Ing. A. De MarcoIng. N. Genito - Ing. F. ScherilloIng. U. Maisto – Ing. F. Bellobuono, S. Melone, F. Montella, S. Figliolia
www.dpa.unina.it/adag/
Attività di Ricerca (1)
Progettazione velivoli
Sperimentazioni in galleria del vento Prove di volo
Attività di Ricerca (2)
Simulazioni di volo e prove di caduta carrelli
Analisi e Design aerodinamico (numerico e sperimentale)
0.00 0.20 0.40 0.60 0.80 1.00
-6.00
-4.00
-2.00
0.00
2.00
x/c
Cp
VG1-13H airfoilalpha=15 Re=1.1 mil.
Numerical (TBVOR)
DPA wind tunnel tests
αR
TS
leading-edge bubble
TSR
TS
mid-chord bubble
vortex
wake
boundary-layer edge
Attività di Ricerca (3)Analisi teorica e sperimentale del comportamento aero-strutturale delle Vele e delle Strutture Gonfiabili
Energie rinnovabili
Ala Gonfiabile?
Progetto Come Compromesso!!
NORMATIVE DI CERTIFICAZIONE
Light Aircraft (Velivoli Leggeri) Commuter Trasporto FAR25Wto < 5670 Kg (12500 lbs) FAR23 Wto < (19000 lbs) Wto Illimitato
- Num. di motori : 1 o più 2 o più 2 o più- Max num di passegeri : 10 11-21 Illim.- Max quota operativa : 25000 ft Illim. Illim.
Very Light Aircraft (VLA)Wto < 750 kg (1655 lbs) JAR-VLA- Num. di motori : 1- Max num di passegeri : 2- Max quota operativa : 15000 ft
Ultra Light Aircraft (VLA) (Ultraleggeri)Wto < 450 kg (1000 lbs) Non Certificati- Num. di motori : 1- Max num di passegeri : 2- Max quota operativa : 1000 ft
Tipologie di Velivoli
Normativa per velivoli leggeriULM (legge 106) 1985 : biposto Wto non sup. a 450 Kg
Vso non sup a 65 Km/h
V.EL. (solo Italiana) 2000 Wto non sup a 600 Kg(costo circa 30000 €) POT non sup a 90 KW
Vso non sup a 75 Km/hvolo solo diurno
JAR-VLA (Europea) Wto non sup a 750 Kg(costo circa 80000 €) Vso non sup a 83 Km/h
Dist decollo < 500 mRC > 2 m/sSevera per carichi e impianti
FAR/JAR 23 Wto < 12500 lb = 5670 Kg
Un Progetto Vincente riesce a sposare al meglio le diverse tendenze in maniera direttamente
proporzionale ai costi
COSTO
Sicurezzae
Affidabilità
Estetica
Prestazionie
qualità di volo
Concetto “iterativo” del progetto
Analisi di mercato edimensionamento di massima a partire daconfigurazioni simili
Specifiche
Progetto
Progetto didettaglio
Fasi concettuali di un progettoSpecifiche
Progettoconcettuale
Progettopreliminare
Progetto didettaglio
Quale specifica guida il progettoPeso e costoEstetica e tipologia
Congelamento configurazioneSviluppo geometrieAnalisi accurata (numerica e sperimentale)Stima dei costi
Disegni CAD di dettaglioIpotesi di “Industrializzazione” Test dei componenti principaliPeso finale e prestazioni
Sviluppo del progettoSpecifiche Nuove idee
Tecnologie disponibili
Prima idea“estetica”
di configurazione
Disegno di massima
Progetto aggiornato
AerodinamicaStruttura
Propulsione
Ottimizzazione Particolari e
Dimensionamento
Aerodinamica
Pesi
Propulsione
Costi Strutture
Carrelli
Ecc…
Ottimizzazione Particolari e
Dimensionamento
Progetto preliminare
Parametri di progetto - Allungamento
Allungamento alare AR=b^2/S- Peso a vuoto
(- momento flettente)- Resistenza indotta
- Corsa di decolloCorsa di atterraggio(effetto minore)
- Inerzia rollio (manovrabilità laterale)+ Velocità di salita
EFFICIENZA AERODINAMICA
Ala di basso allungamentoAla di elevato allungamento
b
S
Parametri di progetto: SuperficieSuperficie alare S (pari allungamento)
Velocità di stalloCorsa di decolloCorsa di atterraggio
Velocità massimaPesoInerzia rollioCosto
Ala di bassa superficieAla di elevata superficie
Parametri di progetto - Forma in pianta dell’ala
Basso costo
Non necessita svergolamento
Leggera miglior efficienza aerodinamicaMinore peso a vuoto(minore sollecitazione strutt.)
Costo elevato
=>Si sceglie quando le velocità Sono più elevate
Possibili problemi di stalloall’estremità
Ala rettangolare Ala rastremata
Un po’ di NozioniAerodinamica
• Efficienza Massima L/DmaxE’ importante il parametro Allungamento Alare basato sulla superficie bagnata:
wing
bagnatabagnata
2
bagnato
SS
AR S
bAR ==
• Questo è il parametro che principalmente influenza l’ Efficienza massima!
Il carico alare W/S e T/W– valori tipici
4 [Kg/Kg spinta]
1.7 [Kg/Kg spinta]
2.5 [Kg/Kg spinta]
2.3
2.7
6.3
5.4
11.3
Tipico W/hp [Kg/hp]
342Jet da combattimento
586Jet da trasporto/bombardieri
244Jet d’addestramento
195Bi-turboelica
127Bimotore aviazione generale
83Monomotore aviazione generale
54Fatti in casa
29Aliante
Tipico W/S in decollo [Kg/m2]
Andamento storico
Design numerico
•Design Aerodinamico: necessita’ di tools di analisi e di designDesign strutturale: conoscenza dei materiali, delle tecnologie di costruzione ed uso di codici agli elementi finiti
In generale i tools di analisi (sia aerodinamica che strutturale) possono essere di tipo semi-empirico e/o di tipo numerico avanzatoE’ sempre bene usare entrambe le metodologie soprattutto nelle fasi iniziali di progetto. Molto utile e’ avere a disposizione la simulazione virtuale del volo dell’aeroplano gia’ durante le prime fasi del progetto.
2D Numerical Tools
• TBVOR: 2D analysis code based on viscous/inviscid interaction (panel+integral direct/inverse boundary layer) capable of predicting subsonic and low Reynolds number flows (laminar bubbles) around mono- and multi-component airfoils up to stall and post-stall condition
• DESAIRF: 2D design code that allows to find the shape of mono- and multi-component airfoils once that geometry constraints and viscous pressure distribution or values of the global aerodynamic coefficients have been assigned. It is based on conjugate gradient optimization technique. An extension of DESAIRF to 3D allows laminar flow fuselages design
Examples of TBVOR capabilities
αR
TS
leading-edge bubble
TSR
TS
mid-chord bubble
vortex
wake
boundary-layer edge
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4
1.6
1.8
2
-10 -5 0 5 10 15 20 25
cl
alpha
Present method with bubblePresent method without bubble
Data of Ref. 8
-0.3
-0.25
-0.2
-0.15
-0.1
-0.05
0-10 -5 0 5 10 15 20 25
cm
alpha
Present method with bubblePresent method without bubble
Data of Ref. 8
Examples of TBVOR capabilities-1.5
-1
-0.5
0
0.5
10 0.2 0.4 0.6 0.8 1
Cp
alfa [deg]
S809 alfa=4 deg Re=10^6 Cl=.6
numericospeirmentale
Examples of Desairf capabilities-1
-0.5
0
0.5
1
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2
initialoptimized
Cp
x/c
alpha=0° Re=4e6initial opt
Cl .45 .43
Cd .0069 .0061 xtr up .38 .45xtr low .45 .52
Cmf -.100 -.102
NLF(1) AIRFOIL
-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
0 0.002 0.004 0.006 0.008 0.01 0.012 0.014
initial
optimized
Cl
Cd
NLF(1) DRAG POLAR
Re=4 mill.
NLF(1) AIRFOIL
-1
-0.5
0
0.5
1
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2
SM701SM701 optimized
SM701 airfoil - alpha=0° Re=2.5e6
Cp
x/c
SM701 SM701 optCl .52 .49Cmf -.116 -.117Cd .00634 .00535xtr up .44 .56xtr low .48 .47
-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4
0 0.002 0.004 0.006 0.008 0.01 0.012 0.014
SM701SM701 opt
SM701 exp [ref.17]
SM701 DRAG POLARRe= 2.5 mill.
Cl
Cd
SM701 airfoil (World Class Sailplanes)
3D Numerical Tools
• 3DPAN: based on panel method, it allows the aerodynamic calculation of the complete aircraft and it is only valid for region of linear aerodynamic behavior (attached flow) but it takes intoaccount the viscosity. Its input is generated by a very easy anduser-friendly geometry pre-processor and lofting
3D Numerical Tools: Example ofPressure Distribution
3 lifting surface airplane
Bulb+Fin+Winglet of America’s Cup sailing Yacht
AereoAereo CodeCode• Fast (and enough accurate) menu-driven and user-friendly code
capable of predicting complete aerodynamic performances for propeller driven aircraft and sailplanes.
• It is based on a combination of standard semi-empirical methods with some more sophisticated methodology like the extension of the Prandtl lifting line theory to high angles of attack range (NLWING routine).
• AEREO is capable of predicting:
–Longitudinal and lateral -directional aerodynamic coefficients for the whole angle of attack range (also non-linear)
–Static and dynamic stability
Dati bidimensionali numerici codiceTbvor
Dati bidimensionali Sperimentali(galleria)
Dati bidimensionali
Codice AEREOsoluzione tridimensionale Dati geometrici
Stima semi empirica aerodinamica 3D dell’ala, piano orizzont. e vert.
NLWING aerodinamica 3D dell’ala, piano orizzont. e vert.
Coefficienti e derivate di stabilità del velivolo completo
Codice JDYNASIMsoluzione equazioni del moto Dati di massa e inerzia
AEREO Flow Chart
Examples of AEREO capabilities
-12.00 -8.00 -4.00 0.00 4.00 8.00 12.00 16.00 20.00 24.00
-0.40
-0.20
0.00
0.20
0.40
0.60
0.80
1.00
1.20
alpha [deg.]
CL
P92J - Wing-body
Numerical
Wind Tunnel
0.00 0.01 0.02 0.03 0.04 0.05 0.06 0.07 0.08 0.09 0.10
-0.40
-0.20
0.00
0.20
0.40
0.60
0.80
1.00
1.20
CL
CD
P92J - Complete Aircraft
Numerical
Wind Tunnel
(stabilator defl. it=0°)
-12.0 -8.0 -4.0 0.0 4.0 8.0 12.0 16.0 20.0 24.0 28.0
-0.60
-0.40
-0.20
0.00
0.20
0.40
0.60
0.80
1.00
1.20
1.40
P92J Aircraft
it = -15°
it = -6°
it = 0°
Trimmed curve
CL
alpha [deg.]
it = stabilator defl.
0.00 0.01 0.02 0.03 0.04 0.05 0.06 0.07 0.08 0.09 0.10
-0.40
-0.20
0.00
0.20
0.40
0.60
0.80
1.00
1.20
CL
CD
P92J - Complete Aircraft
Numerical
Wind Tunnel
(stabilator defl. it=0°)
-0.5
-0.4
-0.3
-0.2
-0.1
0
0.1
0.2
0.3
0.4
-0.5 0 0.5 1 1.5 2
CM
CL
CM(CL)
-25
-20
-15
-10
-5
0
5
-0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6de
_eq
[deg
]CL eq
Pitch moment coefficient vs lift coefficientparameterised in δe (0[deg]<δe<-24[deg])
Equilibrium elevator deflection, xcg=24% Mac
Examples of AEREO capabilities
Power available vs. power required
Examples of AEREO capabilities
Il progetto come ottimizzazione delle forme• Un esempio: la fusoliera
Necessità di buona ergonomiaBassa superficie bagnataBuona visibilità all’esternoCapacità di resistere agli impatti
Necessità di ottimizzazione vincolata!!-0.4
-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2
initialdesign
Re=40e6
Cp
x/L
initial designxtr 0.23 0.32Cdsy 0.035 0.024 (-31%)
-0.6
-0.4
-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.20 0.2 0.4 0.6 0.8 1
Cp
x/L
higher contractionoriginal
Pressure coeff. distrib. along upper midline
Transition
Fusoliera: geometriaSviluppo e costruzione geometrica della fusoliera
Minimizzare l’area frontale.Velivoli biposto: configurazione Biposto affiancati in tandem
Aerodinamica- Design Fusoliera
Fusoliera di bassa resistenza (alto costo)Aerodinamica- Design Fusoliera
Fusoliera di bassa resistenza (alto costo)Aerodinamica- Design Fusoliera
Forma semplice – basso costoAerodinamica- Design Fusoliera
Aerodinamica- Giunzione ala-fusolieraResistenza di interferenza- minima per ala in posizione media- fairing per modificare le pressioni e ridurre le scie
Aerodinamica- Giunzione ala-fusolieraResistenza di interferenza
Aerodinamica- Giunzione ala-fusolieraResistenza di interferenza- minima per ala in posizione media- fairing per modificare le pressioni e ridurre le scie
Aerodinamica- Giunzione ala-fusolieraEffetto alpha-flow
3D Panel Method
alpha=0° Re=0.6 mill.
alpha flow
Aerodinamica- Giunzione ala-fusolieraVelivoli acrobatici-ala bassa
turbulentFlap
transition line
separation line
originaldesign
WING UPPER SURFACE
alpha=2.8° CL=1.01
wedge
Aerodinamica- Giunzione ala-fusoliera
Influenza dell’ala sulla resistenza di attrito della fusoliera -0.6
-0.4
-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.20 0.2 0.4 0.6 0.8 1
Cp
x/L
1
2
3
alpha=0 deg.
ReL=18e6
TRANSITION LOCATIONS on upper midlineconf. 1 xtr=0.36 CD=0.0285 conf. 2 xtr=0.42 CD=0.0255 conf. 3 xtr=0.33 CD=0.0296
TR
NUMERICAL CALCULATIONS
Aerodinamica- Giunzione ala-fusoliera
Questa intersezione si è dimostrata ottima:Vi ricorda qualcosa?
• Estremità alari
Aerodinamica- wingletRiducono la resistenza indotta attraverso una diffusione del vortice di estremità
• Tipologie di impennaggi
• Superfici portanti: possibili configurazioni
• Disposizione Piani di Coda– Uscita dalla vite
Strutture• Scelta del materiale
– Proprietà importanti• Carico a rottura e modalità di rottura • Rigidezza• Densità• Resistenza alla fessurazione• Resistenza a corrosione• Riparabilità• Facilita’ di lavorazione ed affidabilita’ del prodotto
finito• Costo e disponibilità
Strutture
• Resistenza a fatica– Un materiale può rompersi se è sottoposto a carichi
più bassi di quelli di rottura ma a cicli di lavoro numerosi nel tempo
– La rottura a fatica è connessa al propagarsi di piccole cricche e fessurazioni
Strutture – Materiali Compositi
• Materiali compositi (matrice + fibra)– La fibra può essere a panno (trama/ordito) oppure casuale– Le fibre nel panno possono essere orientate con angoli differenti– Vantaggi
• Combinazione di strati a piacere• Disposizione delle fibre secondo le direzioni dei carichi• Ottimizzazione del peso del composito• Costosa,difficile e laboriosa la lavorazione
Strutture – Materiali Compositi
Strutture – Materiali Compositi
Strutture a sandwich• Strutture sandwich
– Rigide– Relativamente costose
Strutture – Materiali Compositi COMPOSITI (resine con fibre)• Resine
– Poliestere• Costo basso• Bassa resistenza
– Epossidiche• Costo piu’ elevato• Alta resistenza
Combinate con fibre di:
– Vetro (buon compromesso flessibilità elevata)– Carbonio (costoso ma eccellente-rigido)– Boro (costosissimo ma molto rigido)– Aramide (kevlar) usato in combinazione con il carbonio rende più duttile
il composito
Stampo femmina
Stampi femmina e maschio
Stampi per ala di aliante
Ali di aliante
Strutture - Numerica• Tecniche di analisi numerica
– Analisi effettuate sui singoli componenti usando tecniche “classiche”
– Analisi F.E.M. (elementi finiti) sulla struttura completa
Strutture – Test Sperimentali• Test di carico su di un ala
Strutture – Test Sperimentali• Test a fatica su di un ala
I Motori• Disposizioni possibili del motore
MOTORE a PISTONI con ELICA
I motori nel tempo
I motori: legame peso-potenza
Una possibilità per il futuro..Il motore Diesel:Vantaggi:- consumo dell’ordine di 160 gr/hp h contro 210 gr/hp h (benzina)- miglior affidabilità- basso costo e facile reperibilità del combustibile- facile possibilità di installarci un turbocompressore
Svantaggi:-maggior rapporto peso/potenza-maggior rumore-maggior peso del sistema di accensione
Una possibilità per il futuro..(Diesel)TAE 125 Thielert jet fuel enginePotenza 135 hp Peso 134 KgConsumo 17,5 l/h Consumo specifico circa 150 grammi/hp h
In futuro…Possibilità di derivare un motore aeronautico da uno automobilistico
Realizzazione di un velivolo ultra leggero di tipo STOL in materiale composito
Realizzazione di un velivolo ultra leggero di tipo STOL in materiale composito
Target del progetto:Target del progetto:
NORMATIVA DI RIFERIMENTO • NORMATIVA PRESA A RIFERIMENTO E’ LA JAR/VLA
• POSSIBILITA’ DI UTILIZZARE L’ “APPENDICE A” DELLA
NORMATIVA
Esempio di progetto di un velivolo Esempio di progetto di un velivolo ultraleggeroultraleggero
Aeroplani “Leggeri”
• Il progetto è fortemente indirizzato alla riduzione del costo iniziale, di produzione e dei costi operativi
• Particolare attenzione deve essere dedicata all’estetica (compatibilmente con il punto precedente)
• Difficile “canonizzare” il gusto. In genere una buona aerodinamica sposa l’estetica!
Tubi e telaTucanoCoyote
Solidi ed essenzialiBingo Zenair CH701
Motoaliante
Sinus
Avanzati-alluminioG97 P92
Avanzati-composito
SkyArrow
Avanzati-composito
Flight Design CT2k
Avanzati-composito
Remos G3
Avanzati-composito
Aeris
Millennium? (carbonio)
Canard-composito
Dragonfly
Rutan
Sofisticato
SolairII
Impressionante!
•• Velivolo ULM (Ultra Light Velivolo ULM (Ultra Light MachineMachine)/)/cert cert JAR VLAJAR VLA(peso a vuoto pari a 280 kg/320 kg; peso massimo al decoll(peso a vuoto pari a 280 kg/320 kg; peso massimo al decollo pari a 450 kg/530 kg)o pari a 450 kg/530 kg)
•• Velivolo STOL (Short Take Off and Velivolo STOL (Short Take Off and LandingLanding))(corsa di decollo ed atterraggio al suolo pari a circa 55 m)(corsa di decollo ed atterraggio al suolo pari a circa 55 m)
•• Costruito in materiale composito con tecniche innovative Costruito in materiale composito con tecniche innovative (circa l’80% del velivolo)(circa l’80% del velivolo)
•• Ala ripiegabile e velivolo facilmente carrellabile Ala ripiegabile e velivolo facilmente carrellabile (tempi dell’operazione dell’ordine dei 15(tempi dell’operazione dell’ordine dei 15--20 minuti)20 minuti)
•• Sistema di ipersostentazione innovativo per la categoriaSistema di ipersostentazione innovativo per la categoria((leadingleading edgeedge e e trailingtrailing edgeedge flap entrambi mobili)flap entrambi mobili)
•• Prestazioni adeguate garantendo sicurezza di volo Prestazioni adeguate garantendo sicurezza di volo (velocità di crociera e massima pari a circa 165 e 190 Km/h, co(velocità di crociera e massima pari a circa 165 e 190 Km/h, con n IpIp ≅≅ 0.8;0.8;velocità di salita RC = 5 m/s a livello del mare dopo il decollovelocità di salita RC = 5 m/s a livello del mare dopo il decollo))
•• Basso costo di produzione, esercizio e manutenzioneBasso costo di produzione, esercizio e manutenzione(costo di acquisto intorno ai 40.000-45000 €)
•• Potenza massima del motore pari ad 80 hp = 59.6 KWPotenza massima del motore pari ad 80 hp = 59.6 KW
Specifica di progettoSpecifica di progetto
ULM VLAWTO (Peso massimo al decollo) 450 Kg 530 Kg
WE (Peso a vuoto) 280-290 Kg 320 KgPo (Potenza massima motore) 80 hp (Rotax 912) 100 hp (912S)
Corsa di decollo (al suolo) 55 m 55 mCorsa di atterraggio (al suolo) 50 m 50 m
VSO (full flap) < 65 Km/h < 83.4 Km/hVcr (crociera al 75% Po) > 150 Km/h > 150 Km/h
Vmax in volo livellato (S/L) 190 Km/h 200 Km/hRCmax (S/L) > 5 m/s > 5 m/s
Specifica di progettoSpecifica di progetto
•ESCURSIONE BARICENTRO
max 5% corda (1 o 2 occupanti e comb. o carico, posizione CG intorno al 25%)
•CONTROLLO LATERALE (Alettoni) – JAR VLA 157
+30° –30° in meno di 4 s in configurazione di atterraggio e V=1.2 Vs1
+30° –30° in meno di 5 s in configurazione decollo e V=1.3 Vs1
• STABILITA’ LONGITUDINALE MINIMA
MSS > 0.10-0.15 con posizione baricentro massima arretrata
• CONTROLLO LONGITUDINALE
Possibilità di trimmare il velivolo con CG max avanzato
fino a Vso e flap/slat estratti
• SFORZI BARRA
contenuti e secondo JAR-VLA
Specifica di progetto (ulteriori obiettivi)Specifica di progetto (ulteriori obiettivi)
• Devono essere raccolti i dati relativi a vari velivoli
• Bisogna individuare le caratteristiche principali dei velivoli
•Bisogna individuare i parametri di maggior interesse per l’acquirente
• I dati devono essere riassunti in grafici significativi
Analisi di mercatoAnalisi di mercato
Mercato ultraleggeri in Italia
Velivolo Costruttore MaterialeConfigurazione
(rispetto alla fusoliera)
Ali smontabili o ripiegabili
Costo [K€] (pronto al volo)
IVA esclusa
Elica diametro/passo
[cm/cm]Motore
P
[hp]P
[kW]
P92 ECHO 80 Tecnam www.tecnam.com
lega alluminio ala alta NO 45 Bipala GT
166/146 Rotax 912 UL 80 59.6
P96 GOLF 80 Tecnam www.tecnam.com
lega alluminio ala bassa NO 50 Bipala GT
166/146 Rotax 912 UL 80 59.6
REMOS G-3Remos aircraft GmbH
www.remos.comCarbonio-
Kevlar ala alta SI 55Bipala GT passo
fisso 166/146 Rotax 912 UL 80 59.6
DF 2000 Coavioservice www.sasit.it
lega alluminio ala alta NO 40 Bipala 166/148 Rotax 912 80 59.6
YUMA (STOL) DEA s.r.l www.dea-aircraft.com
lega alluminio ala alta SI 35 Bipala Rotax 912 80 59.6
SAVANNAH (STOL) I.C.P. s.r.l www.icp.it lega
alluminio ala alta NO 35 Tripala Rotax 912 UL 80 59.6
ZENAIR CH 701 (STOL)
Czech Aircraft Works, s.r.o (CZAW)
www.airplane.cz
lega alluminio ala alta NO 40 Tripala Rotax 912 80 59.6
AMIGO ! I.C.P. s.r.l www.icp.it lega alluminio ala bassa NO 57 Tripala a passo
variabile Rotax 912 80 59.6
SLEPCEV STORCH Mk4
(STOL)
Storch Aviation Australia
www.nor.com.au/business/storch/
lega alluminio ala alta NO SOLO KIT-30 … Rotax 912 80 59.6
SKY ARROW 450T
Iniziative Industrie Italiane
www.skyarrow.comcomposito ala alta SI 50
Bipala a passo fisso (non certificata)
Rotax 912 UL 80 59.6
Allegro 2000Aviostar-Roma
www.aviostar.comlega
alluminio ala alta NO 45Tripala in fibra a passo variabile meccanico 160
Rotax 912 UL 80 59.6
SINUS 912 Motoaliante
Pipistrel-Slovenia www.pipistrel.si composito ala alta NO 40
Bipala in carbonio passo registrabile in volo (vario)
Rotax 912 UL2 80 59.6
AVIO J-JabiruAviotech s.p.a
www.aeroprogetti.net/avio/avioj.htm
composito ala alta NO 40Bipala in legno
passo fisso 150/95
Jabiru 2200cc 80 59.6
EV-97 EURO STAR Model
2001
Evektor-Aerotechnik www.evektor.cz
lega alluminio ala bassa SI … Tripala Rotax 912 UL2 80 59.6
JET FOX 97Euroala s.r.l.
www.euroala.it
lega alluminio-composito
ala alta SI … Bipala Rotax 912 80 59.6
TL 96 Star TL Ultralight www.tl-ultralight.cz/96/
fibra di vetro
rinforzata (GFK)
ala bassa NO … Tripala Rotax 912 UL 80 59.6
Raccolta dati
Velivolo WTO
[Kg]WTO [N] WE [Kg] WE [N] WE/WTO
WTO /S
[Kg/m2]
WTO /S
[N/m2]S [m2] b [m] AR VS
[Km/h]VSFF
[Km/h]Vcr
[Km/h]Vmax
[Km/h]RC
[m/s]Spazio di decollo
(corsa al suolo) [m]Spazio di
atterraggio [m] CLmax CLmaxFF
P92 ECHO 80 450 4414.50 281 2756.61 0.62 34.09 334.43 13.20 9.30 6.55 71 61 185 210 5.5 110 100 1.40 1.90
P96 GOLF 80 450 4414.50 281 2756.61 0.62 36.89 361.84 12.20 8.40 5.78 71 61 195 225 4.5 110 100 1.52 2.06
REMOS G-3 450 4414.50 281 2756.61 0.62 37.38 366.65 12.04 9.80 7.98 75 63 195 220 6.5 80 140 1.38 1.95
DF 2000 450 4414.50 280 2746.80 0.62 37.50 367.88 12.00 10.00 8.33 66 56 180 215 5.5 110 100 1.79 2.48
YUMA (STOL) 450 4414.50 282 2766.42 0.63 33.48 328.46 13.44 9.75 7.07 55 50 150 175 6.0 40 55 2.30 2.78
SAVANNAH (STOL) 450 4414.50 272 2668.32 0.60 35.05 343.81 12.84 8.98 6.28 50 45 145 160 6.0 50 50 2.91 3.59
ZENAIR CH 701 (STOL) 450 4414.50 263 2580.03 0.58 39.47 387.24 11.40 8.20 5.90 53 48 129 153 7.0 50 50 2.92 3.56
AMIGO ! 450 4414.50 286 2805.66 0.64 34.62 339.58 13.00 8.25 5.24 74 64 180 250 6.5 80 100 1.31 1.75
SLEPCEV STORCH Mk4
(STOL)450 4414.50 270 2648.70 0.60 28.13 275.91 16.00 10.40 6.76 52 46 120 155 4.5 50 50 2.16 2.76
SKY ARROW 450T 450 4414.50 288 2825.28 0.64 33.31 326.76 13.51 9.70 6.96 70 61 167 192 5.1 120 80 1.41 1.86
Allegro 2000 450 4414.50 278 2727.18 0.62 39.47 387.24 11.40 10.80 10.23 73 63 170 220 5.0 150 100 1.54 2.06
SINUS 912 Motoaliante 450 4414.50 284 2786.04 0.63 36.70 360.07 12.26 14.97 18.28 66 63 207 220 6.5 88 100 1.75 1.92
AVIO J-Jabiru 450 4414.50 270 2648.70 0.60 48.34 474.17 9.31 9.40 9.49 74 64 185 216 6.0 100 160 1.83 2.45
EV-97 EURO STAR Model
2001450 4414.50 262 2570.22 0.58 45.73 448.63 9.84 8.10 6.67 75 65 190 225 5.5 125 90 1.69 2.25
JET FOX 97 450 4414.50 290 2844.90 0.64 30.78 301.95 14.62 9.78 6.54 70 60 150 175 6.0 100 120 1.30 1.77
TL 96 Star 450 4414.50 280 2746.80 0.62 37.19 364.83 12.10 9.12 6.87 80 63 235 250 6.0 90 100 1.21 1.94
Posizione del velivolo nel mercato attuale
Velocità massima Vmax e velocità di stallo VsFF
(con estensione massima dei flap).
40
50
60
70
140 160 180 200 220 240 260Vmax [Km/h]
VsF
F [K
m/h
]
ZENAIR CH 701 (STOL)SLEPCEV STORCH Mk4 (STOL)SAVANNAH (STOL)YUMA (STOL)JET FOX 97SKY ARROW 450TP92 ECHO 80DF 2000AVIO J-JabiruREMOS G-3Allegro 2000SINUS 912 MotoalianteP96 GOLF 80EV-97 EURO STAR Model 2001AMIGO !TL 96 Star
Posizioneorientativa delprogetto Easy-Fly
Posizione del velivolo nel mercato attuale
Prestazioni di atterraggio (non considerando l'ostacolo di 15 m) e di velocità massima Vmax.
20406080
100120140160180
140 160 180 200 220 240 260Vmax [Km/h]
Spaz
io d
i att
erra
ggio
[m
]
ZENAIR CH 701 (STOL)SLEPCEV STORCH Mk4 (STOL)SAVANNAH (STOL)YUMA (STOL)JET FOX 97SKY ARROW 450TP92 ECHO 80DF 2000AVIO J-JabiruREMOS G-3Allegro 2000SINUS 912 MotoalianteP96 GOLF 80EV-97 EURO STAR Model 2001AMIGO !TL 96 Star
Posizioneorientativa delprogetto Easy-Fly
Posizione del velivolo nel mercato attuale
Carico alare WTO/S e velocità di crociera Vcr.
20
25
30
35
40
45
50
100 150 200 250Vcr [Km/h]
WT
O/S
[K
g/m
2 ]
ZENAIR CH 701 (STOL)SLEPCEV STORCH Mk4 (STOL)SAVANNAH (STOL)YUMA (STOL)JET FOX 97SKY ARROW 450TP92 ECHO 80DF 2000AVIO J-JabiruREMOS G-3Allegro 2000SINUS 912 MotoalianteP96 GOLF 80EV-97 EURO STAR Model 2001AMIGO !TL 96 Star
Posizioneorientativa delprogetto Easy-Fly
Peso massimo al decollo WTO e peso a vuoto WE dei velivoli analizzati.
0100200300400500
P92 ECHO 80
P96 G
OLF 80REMOS G
-3DF 20
00YUMA (S
TOL)
SAVANNAH (STOL)
ZENAIR CH 70
1 (STOL)
AMIGO !
SLEPCEV STORCH Mk4
(...
SKY ARROW
450T
Allegro
2000
SINUS 91
2 Moto
aliant
eAVIO
J-Jab
iru
EV-97 EURO STAR M
odel
2001
JET FOX 97TL 96
Star
Media v
elivo
li in l
ega di
allu.
..
Media v
elivo
li in c
ompo
sito
Velivolo
WTO
[Kg]
WE velivoli in lega di alluminioWE velivoli in compositoWE velivoli in lega di alluminio-composito
Materiale adoperato in relazione al peso a vuoto del velivolo (WE/WTO ~ 0.6)
Gruppo1 (VDS)
0
20
40
60
80
100
120
140
Stor
chTr
aine
r
Tuca
no V
Sava
nnah
Jet F
ox97
80
Jet F
ox97
100
Yum
a
G 9
7Sp
otte
rSt
orch
Jarib
uSt
orch
Supe
rP
92-S
Echo
80
Amig
o
P 92
Echo
100
Stor
m28
0 SI
P 92
-SEc
ho 1
00St
orm
280
GM
CR
01
ULM
Stor
m30
0
160 165 175 175 180 185 190 195 200 218 220 225 225 230 245 280 282
Vmax km/h
POTo
HP
Potenza massima al decollo in relazione allaVmax dei velivolo nel mercato attuale (VDS)
Gruppo2 (VEL)
020406080
100120140160180
Nord
ic V
I
P92-
JS(8
0 hp
)
SeaR
ey
Cub
maj
or
P92-
JS(1
00 h
p)S-
6SC
oyot
e II
S-7
Cou
rier
S-6E
SC
oyot
e II
Cam
pana
Zodi
acC
H 60
1AR
VSu
per 2
Supe
rZo
diac
Zodi
acC
H 60
1Pe
lican
PLC
herr
yBX
-2
Visi
on
Euro
paXS
Tri-
Euro
paXS
Mon
o-
185 200 213 213 220 241 241 241 244 250 269 278 293 302 302 315 352 352
Vmax km/h
POTo
HP
Potenza massima al decollo in relazione alla Vmax dei velivolo nel mercato attuale (VEL)
Influenza sulle scelte progettuali
•Il peso massimo al decollo è una limitazione molto difficile da rispettare per gli ULM
•La velocità di stallo delimita la minima superficie alare da considerare per un dato sistema di ipersostentazione
•Le limitazioni sugli impianti possono essere molto critiche
•Non ci sono limitazioni sulla velocità massima
•Sport Pilot Americana introduce una limitazione sulla Vmax
Determinazione dei pesi(Metodologia di Anderson)
WTO peso massimo al decollo
WE peso a vuoto
WPL peso del carico pagante (passeggeri con bagalio)
WF peso del combustibile
Wcrew peso dell’equipaggio (pilota+assistenti di volo con
relativi bagagli)
WTO = WE + WPL + WF + Wcrew
1) Stima del rapporto WE/WTO
mercato) di analisi (vedi statistica iniziale stima 57.0=TO
E
WW
2) Stima del rapporto WF/WTO
0 1
2
3
4 5
decollo atterraggio
QUOTA
TEMPO
salita
crociera
attesa
Profilo di missione
totalecarb. del 6% del riserva unacon 106.1
carburante il tuttoconsumo se 1
0
5
0
0
5
0550
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛−=
−=⇒−=−=
WW
WW
WW
WWWWWWW
F
FTOF
A fine missione:
4
5
3
4
2
3
1
2
0
15
0
5 ****WW
WW
WW
WW
WW
WW
WW
TO
==
Rapporti fissati in base a dati statistici995.0 1 998.0 998.0
4
5
3
4
1
2
0
1 ====WW
WW
WW
WW
Rapporto W3/W2 in base alla formula di Breguet
19
max
2
30.02596
3
2
39
3
2
3
2
10*727*3600*75081.9*2.0
*3600*7502.0
*3600*75.02.0
*2.0
congruenti misura di unitàin scritto essere deve *
25.0*
200*
4.0specifico consumo
km 40014simili) velivoli(analisi)/(
80.0fisso) passo (elica propulsivo rendimento
0.9741.0263
11.0263
0.0259614
10*40080.010*727
/lnln
−−
−
=====
====
===
==
==⇒==⇒
⇒===⇒=
ms
smN
N
ss
mNkg
skWkg
hhpkgc
chhp
litrihhp
ghhp
lbc
RDL
WWe
WW
DLRc
WW
WW
DL
cR
pr
pr
pr
η
ηη
Calcolo del rapporto WF/W0=WF/WTO
966.0995.0*1*974.0*998.0*998.0****4
5
3
4
2
3
1
2
0
15
0
5 ====WW
WW
WW
WW
WW
WW
WW
TO
0364.00.966)-(1*1.06 106.10
5
0
==⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛−=
WW
WWF
3) Calcolo di W0=WTO
kg 44257.00364.01
174//1 00
0 =−−
=−−
+=
WWWWWW
WEF
plcrew
kg 741kg) 10 kg 77(*2kg 0
:bagagli relativi e 2 a pari passeggeri di numeroun ipotizzato avendo
=+==
pl
crew
WW
Alcune delle prestazioni importanti
• Distanza di decollo ed atterraggio• Massima autonomia di durata e di distanza• Salita• Volo Librato• Virata• Quota massima
Punto di progetto
••Adattamento della metodologia di J.Adattamento della metodologia di J.RoskamRoskam al caso in esameal caso in esame
••Definizione delle limitazioni per i velivoli ULM nel piano [W/S;Definizione delle limitazioni per i velivoli ULM nel piano [W/S;W/P] di:W/P] di:-- velocità di stallo velocità di stallo (non è critica ai fini del progetto di uno STOL se confro(non è critica ai fini del progetto di uno STOL se confrontata con quella ntata con quella relativa alla lunghezza di atterraggio; inoltre ULM relativa alla lunghezza di atterraggio; inoltre ULM ⇒⇒ VVSS ≤≤ 65 km/h65 km/h))
-- lunghezza di decollolunghezza di decollo-- lunghezza di atterraggiolunghezza di atterraggio-- velocità di salita (non critica: RC ~ 5 m/s > 2 m/s)velocità di salita (non critica: RC ~ 5 m/s > 2 m/s)-- velocità massima di crocieravelocità massima di crociera
••Scelta di un’opportuna superficieScelta di un’opportuna superficieil rapporto (W/P)il rapporto (W/P)TOTO è già fissato e pari a 74 N/kW;è già fissato e pari a 74 N/kW;infatti W=450 kg=9.81*450 N= 4414.5 Ninfatti W=450 kg=9.81*450 N= 4414.5 N
P=80 hp=59.6 kWP=80 hp=59.6 kW(W/P)(W/P)TOTO= 4414.5/59.6 N/kW=74 N/kW= 4414.5/59.6 N/kW=74 N/kW
Limitazione relativa alla velocità di stalloLimitazione relativa alla velocità di stallo
.2
;2 max
2max
2LLSL
TOLS
TO
CVSWCV
SW ρρ
≤⎟⎠⎞
⎜⎝⎛≤⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛
••DisequazioniDisequazioni che individuano tale limitazioneche individuano tale limitazione
••Curva relativa alla Curva relativa alla disequazionedisequazione precedente (segno di uguaglianza)precedente (segno di uguaglianza)
64
66
68
70
72
74
76
78
80
82
84
750 800 850 900 950 1000 1050 1100 1150 1200 1250
(W/S)TO [N/m2]
(W/P
) TO [N
/kW
]
CL_max=1.6
CL_max=1.8
Limitazione relativa alla distanza di decolloLimitazione relativa alla distanza di decollo••Definizione del parametro statistico TOPDefinizione del parametro statistico TOPULM ULM (Take Off (Take Off ParameterParameter))
••Relazione statistica per la corsa di decollo al suoloRelazione statistica per la corsa di decollo al suolo
ULM: STOG [m] = 0,0649TOPULM2 + 5,0024TOPULM
0
20
40
60
80
100
120
140
160
6 8 10 12 14 16 18 20TOP
STO
G [m
]
FAR23: STOG [m]= 5,22922 TOP23 + 0,01025 TOP232
( ) ( ) ( ) ( ) ]/[in e ]/[in ;con ; 2
0max
WNPWmNSWC
SWPWTOP TOTO
TOL
TOTOULM ρ
ρσσ
=⋅
=
••DisequazioneDisequazione che individua la limitazione relativa alla distanza di decolloche individua la limitazione relativa alla distanza di decollo
TO
TOLULM
TO SWCTOP
PW
)/(maxσ
≤⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
••Curva relativa alla Curva relativa alla disequazionedisequazione precedente (segno di uguaglianza)precedente (segno di uguaglianza)
64
66
68
70
72
74
76
78
80
82
84
250 260 270 280 290 300 310 320 330 340 350
(W/S)TO [N/m2]
(W/P
) TO [N
/kW
] CL_maxTO =2.4
CL_maxTO =2.6
CL_maxTO =2.8
••Relazione statistica per la corsa di atterraggio al suoloRelazione statistica per la corsa di atterraggio al suolo
ULM: SLG [m] = 0,038VSL2 - 0,641VSL
0
20
40
60
80
100
120
140
160
180
40 45 50 55 60 65 70 75
VSL [Km/h]
SLG [m
]
FAR23: SLG [m] = 0,02354 VSL2
Limitazione relativa alla distanza di atterraggioLimitazione relativa alla distanza di atterraggio
••DisequazioneDisequazione che individua la limitazione relativa alla distanza di atterragche individua la limitazione relativa alla distanza di atterraggiogio
].1 0.95,[con ;2
1max
2 ∈=≤⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ k
WWCV
kSW
TO
LLLSL
TO
ρ
••Curva relativa alla Curva relativa alla disequazionedisequazione precedente (segno di uguaglianza)precedente (segno di uguaglianza)
64
66
68
70
72
74
76
78
80
82
84
250 260 270 280 290 300 310 320 330 340 350
(W/S)TO [N/m2]
(W/P
) TO [N
/kW
] CL_maxL =2.8
CL_maxL =3.0
CL_maxL =3.2
Limitazione relativa al rateo di salitaLimitazione relativa al rateo di salita
.19
/)/(
;0119.033000
7.39333000
max
2/3
⎪⎪
⎭
⎪⎪
⎬
⎫
⎪⎪
⎩
⎪⎪
⎨
⎧
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛−=
===
D
LTO
p
CC
SWPW
RCP
lbshpRCRCP
σ
η
••Relazioni che individuano tale limitazioneRelazioni che individuano tale limitazione
••Curva relativa a tale limitazioneCurva relativa a tale limitazione
144
149
154
159
164
169
250 260 270 280 290 300 310 320 330 340 350
(W/S)TO [N/m2]
(W/P
) TO [N
/kW
]
CD0=0.05
CD0=0.06
Limitazione relativa alla velocità massima Limitazione relativa alla velocità massima di crocieradi crociera
••Definizione dell’INDICE DI POTENZADefinizione dell’INDICE DI POTENZA
••Potenza in crociera Potenza in crociera (per motore a pistoni: (per motore a pistoni: kzkz = = σσ1.221.22; kv=1); kv=1)::TOcr PkvkzP *** ϕ=
••INDICE DI POTENZA in base ai velivoli analizzatiINDICE DI POTENZA in base ai velivoli analizzati
170
180
190
200
210
220
230
0,7 0,75 0,8 0,85 0,9 0,95Ip
V max
a li
vello
del
mar
e
[lbs/hp];in [psf];in ;)/(
/
cr
3 ⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=
PW
SW
PWSWIp
crσ
••Equazione che individua la limitazione relativa alla crocieraEquazione che individua la limitazione relativa alla crociera
••Curva relativa all’equazione precedenteCurva relativa all’equazione precedente
( )
TOTO
TOcr
TO
cr
SW
Ipkvkz
PW
PkvkzW
PW
IpSW
PW
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛⇒
⎪⎪⎩
⎪⎪⎨
⎧
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛
=⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
3
3
/
σϕ
ϕ
σ
44
49
54
59
64
69
74
79
84
250 260 270 280 290 300 310 320 330 340 350
(W/S)TO [N/m2]
(W/P
) TO [N
/kW
]
Cruise Ip=0.75
Cruise Ip=0.8
Cruise Ip=0.85
(W/S)TO = 324,12 N
m2
(W/P)TO = 74,0 NkW
(W/S)TO N
m2
(W/P)TO
NkW
250,00 275,00 300,00 325,00 350,00
84,0
79,0
74,0
69,0
64,0
CLmaxL
= 2,60
CLmaxL
= 2,90
CLmaxL
= 3,20 CLmaxTO
= 2,30 CLmaxTO
= 2,60
CLmaxTO
= 2,90 Take-Off Distance ∆T = 0 deg CMaximum Cruise Speed Landing Distance ∆T = 0 deg CAEO-RC: FAR 23.65.a
Scelta del punto di progettoScelta del punto di progetto••Intervallo (A,B) di possibili superficiIntervallo (A,B) di possibili superfici
AA BB
••Scelta della superficie corrispondente al punto BScelta della superficie corrispondente al punto B-nel punto B: (W/S)TO = 324 N/m2 ⇒ S = 13.6 m2, con CLmaxTO=2.45 e CLmaxL=3.12-superficie più piccola(costi minori) ed i valori di CLmax richiesti non sono eccessivi
Dimensionamento dell’alaDimensionamento dell’ala••Ala rettangolare, Ala rettangolare, controventatacontroventata ed alta sia rispetto al piano orizzontale ed alta sia rispetto al piano orizzontale di coda che alla fusolieradi coda che alla fusoliera
••Minimizzare la potenza necessaria in crocieraMinimizzare la potenza necessaria in crociera
.(2) 12 : (1) nella osostituisc
; :rerettangola ala ; corda della e aperturadell' in termini S alare superficie la definisce si
(1) 12 :relazione la ricava si
;12012 : a rispetto relazione precedente la deriva si
;11 : di in termini parassita areal' esplicita si
21 ;
ala;all' relativinon terminii indica ; ; 1 :posizioni seguenti le fanno si
zero a pari a rispetto derivata la
impone si e e fissano si ,
1 parassita areal' introduce si
3
0
332
2
3
0
332
2
2030
2022
2
0
2
2
2
2
2
0
cCeqWcS
cbScbcCeq
Wb
bcbC
bcC
dbdfb
bbcC
bqWbcCSCfb
VqeARAe
ebbeq
Wb
cVSAeq
WSCSCf
wD
wD
wDwD
wDe
wDD
e
ALAwDD
π
π
π
ρ
π
π
=
⋅=
=
=⇒=−=
++=++==
==
==
⎥⎦
⎤⎢⎣
⎡++==
BB
B
B
AA
A
A
Fissati i valori di S=13.6 mFissati i valori di S=13.6 m22 e V=165 Km/h ricavo il valore di c=1.4e V=165 Km/h ricavo il valore di c=1.4
5
10
15
20
25
30
35
100 120 140 160 180 200 220 240 260V [Km/h]
S [m
2 ]
c=1.1c=1.2c=1.3c=1.4c=1.5c=1.6c=1.7c=1.8c=1.9c=2.0Easy-Fly
c
••Curve relative all’equazione (2) Curve relative all’equazione (2)
23
0
332
2
21 12 Vq
cCeqWcS
wD
ρπ
==
Fissati i valori c=1.4 m e V=165 Km/h ricavo il valore di b=9.71Fissati i valori c=1.4 m e V=165 Km/h ricavo il valore di b=9.71
••Curve relative all’equazione (1) Curve relative all’equazione (1)
23
0
332
2
21 12 Vq
cCeqWb
wD
ρπ
==
4
6
8
10
12
14
16
18
20
100 120 140 160 180 200 220 240 260V [Km/h]
b [m
]
c=1.1c=1.2c=1.3c=1.4c=1.5c=1.6c=1.7c=1.8c=1.9c=2.0Easy-Flyc
Dimensionamento dell’alaDimensionamento dell’ala••Ala rettangolare, Ala rettangolare, controventatacontroventata ed alta sia rispetto al piano orizzontale ed alta sia rispetto al piano orizzontale di coda che alla fusolieradi coda che alla fusoliera
••Minimizzare la potenza necessaria in crociera Minimizzare la potenza necessaria in crociera (V=165 Km/h)(V=165 Km/h)
S=13.6 mS=13.6 m22
V=165 Km/hV=165 Km/h ⇒⇒ c=1.4 mc=1.4 mc=1.4 mc=1.4 mV=165 Km/hV=165 Km/h ⇒⇒ b=9.71 mb=9.71 m
⇒⇒
zero a pari b a rispetto derivata la
impone si e c e V fissano si , parassita areal' introduce siALA
2
2
w0DD AeS1
qWSCSCf ⎥
⎦
⎤⎢⎣
⎡π
++== Α
5
10
15
20
25
30
35
100 120 140 160 180 200 220 240 260V [Km/h]
S [m
2 ]
c=1.1c=1.2c=1.3c=1.4c=1.5c=1.6c=1.7c=1.8c=1.9c=2.0Easy-Fly
c
4
6
8
10
12
14
16
18
20
100 120 140 160 180 200 220 240 260V [Km/h]
b [m
]
c=1.1c=1.2c=1.3c=1.4c=1.5c=1.6c=1.7c=1.8c=1.9c=2.0Easy-Flyc
Selezione del profilo dell’alaSelezione del profilo dell’ala
••Requisiti profiloRequisiti profilo••ClClmaxmax ((Re=1700000Re=1700000): 1.6 ): 1.6 –– 1.71.7••CdCdminmin in crociera: <0.006 in crociera: <0.006 ••Cm Cm c/4c/4: >: >--0.08 0.08
••Raccolta dati in una database di profili esistenti e nonRaccolta dati in una database di profili esistenti e non
••Possibili profili che potrebbero soddisfare i requisiti richiestPossibili profili che potrebbero soddisfare i requisiti richiestii
-5.00 0.00 5.00 10.00 15.00 20.00alfa
-0.50
0.00
0.50
1.00
1.50
2.00
Cl
Retta di portanza dei profili (Re=1.7e06, M=0)
G1
G398m2
nlf0115 (13.5%)
sm13-m1
Analisi comparativa 2D: coeff. di portanzaAnalisi comparativa 2D: coeff. di portanza
0.0040 0.0060 0.0080 0.0100Cd
-0.400
0.000
0.400
0.800
Cl
Polare dei profili (Re=4e06, M=0)
sm13-m1
nlf0115 (13.5%)
G398m2
G1
Analisi comparativa 2D: polareAnalisi comparativa 2D: polare
-5.00 0.00 5.00 10.00 15.00 20.00alfa
-0.16
-0.12
-0.08
-0.04
0.00
0.04
Cm
(c/4
)
Retta di momento dei profili (Re=4e06, M=0)
G1
G398m2
nlf0115 (13.5%)
sm13-m1
Analisi comparativa 2D: coeff. momentoAnalisi comparativa 2D: coeff. momento
Selezione del profilo dell’alaSelezione del profilo dell’ala••Requisiti profiloRequisiti profilo
••ClClmaxmax ((Re=1700000Re=1700000): 1.6 ): 1.6 –– 1.71.7••CdCdminmin in crociera: <0.006 in crociera: <0.006 ••Cm Cm c/4c/4: >: >--0.08 0.08
-5.00 0.00 5.00 10.00 15.00 20.00alfa
-0.50
0.00
0.50
1.00
1.50
2.00
Cl
Retta di portanza dei profili (Re=1.7e06, M=0)
G1
G398m2
nlf0115 (13.5%)
sm13-m1
0.0040 0.0060 0.0080 0.0100Cd
-0.400
0.000
0.400
0.800
Cl
Polare dei profili (Re=4e06, M=0)
sm13-m1
nlf0115 (13.5%)
G398m2
G1
-5.00 0.00 5.00 10.00 15.00 20.00alfa
-0.16
-0.12
-0.08
-0.04
0.00
0.04
Cm
(c/4
)
Retta di momento dei profili (Re=4e06, M=0)
G1
G398m2
nlf0115 (13.5%)
sm13-m1
••Analisi comparativa 2DAnalisi comparativa 2D
Analisi comparativa in termini di prestazioniAnalisi comparativa in termini di prestazioni
-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4
1.6
1.8
-10 -5 0 5 10 15 20
CL
Alfa [deg]
CL_eq per i profili analizzati
profilo G1profilo G398m2
profilo NLF0115profilo SM13m1
-0.2
-0.1
0
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.02 0.025 0.03 0.035 0.04
CL_
eq
CD_eq
Confronto tra le polari equilibrate al variare del profilo considerato
profilo G1profilo G398m2profilo NLF0115profilo SM13m1
0
10
20
30
40
50
60
160 165 170 175 180 185 190 195 200 205 210
V [Km/h]
Livello del mare
Pnec [hp] G1Pnec [hp] G398m2Pnec [hp] NLF0115Pnec [hp] SM13m1
P_disp [hp]
0
1
2
3
4
5
6
7
60 80 100 120 140 160 180 200
V [Km/h]
Livello del mare
RC [m/s] G1RC [m/s] G398m2RC [m/s] NLF0115RC [m/s] SM13m1
-20
-15
-10
-5
0
5
60 80 100 120 140 160 180 200
de_e
q [d
eg]
Speed [km/h]
Livello del mare
profilo G1profilo G398m2profilo NLF0115profilo SM13m1
-10
-5
0
5
10
15
20
-10 -5 0 5 10 15 20
E
Alpha [deg]
Efficienza del velivolo
EFF-eq G1EFF-eq G398m2EFF-eq NLF0115EFF-eq SM13m1
Distanza di atterraggio [m] slat+single slot slat+fowlerG1 51.015 47.024G398m2 54.586 49.959NLF0115 53.030 48.682SM13m1 48.761 45.163
••Tabelle riassuntiveTabelle riassuntiveprofilo Vmax [Km/h] Vs [Km/h] Vsff slat slot[Km/h] Vsff slat fowler [Km/h] RCmax [m/s] CLh/Sh (Vmax) Lh (Vmax) [N] Lh (Vmax) [kg]G1 194.526 64.926 47.568 45.565 6.69 -0.218 -1572.92 -160.34G398m2 193.095 69.457 49.266 47.051 6.85 0.058 413.42 42.14NLF0115 194.769 67.456 48.537 46.414 6.78 -0.142 -1027.82 -104.77SM13m1 191.508 62.172 46.453 44.581 6.63 -0.435 -3048.29 -310.73
Confronto carichi di bilanciamento per i vari profili.
-350
-300
-250
-200
-150
-100
-50
0
50
100
0 50 100 150 200 250V [Km/h]
L h [K
g]
G1
G398m2
NLF0115
SM13m1
Modifica del profilo G1Modifica del profilo G1••Necessità di ottenere un valore più basso per il carico di bilanNecessità di ottenere un valore più basso per il carico di bilanciamento in coda ciamento in coda (fattore di carico =1) conservando le prestazioni del velivolo(fattore di carico =1) conservando le prestazioni del velivolo
-5.00 0.00 5.00 10.00 15.00 20.00alfa
-0.50
0.00
0.50
1.00
1.50
2.00
Cl
G1-3
G1
Confronto tra il profilo G1 ed il G1 modificato; retta di portanza (Re=1.7e06, M=0)
0.0050 0.0060 0.0070 0.0080 0.0090 0.0100Cd
-0.40
0.00
0.40
0.80
Cl
G1-3
G1
Confronto tra il profilo G1 ed il G1 modificato; polare (Re=4e06, M=0)
-5.0000 0.0000 5.0000 10.0000 15.0000 20.0000alfa
-0.08
-0.06
-0.04
-0.02
0.00
Cm
G1-3
G1
Confronto tra il profilo G1 ed il G1 modificato; retta di momento (Re=4e06, M=0)
Analisi 2DAnalisi 2D
-0.5
0
0.5
1
1.5
2
-10 -5 0 5 10 15 20
CL
Alfa [deg]
CL_eq per i profili G1 e G1 modificato
G1 modificatoG1
-0.5
0
0.5
1
1.5
2
0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12 0.14 0.16 0.18 0.2
CL_
eq
CD_eq
Polare equilibrata per i profili G1 e G1 modificato
G1 modificatoG1
-0.5
-0.4
-0.3
-0.2
-0.1
0
0.1
-10 -5 0 5 10 15 20
CM
Alpha [deg]
CM per i profili G1 e G1 modificato per de=0 [deg]
G1 modificato de=0 [deg]G1 de=0 [deg]
-18
-16
-14
-12
-10
-8
-6
-4
-2
0
2
60 80 100 120 140 160 180 200
de_e
q [d
eg]
Speed [km/h]
de per i profili G1 e G1 modificato
G1 modificatoG1
Analisi 3DAnalisi 3D
Confronto carichi di bilanciamento per i due profili.
-180
-160
-140
-120
-100
-80
-60
-40
-20
0
0 50 100 150 200 250
V [Km/h]
L h [K
g] G1G1 modificato
profilo Vmax [Km/h] Vs [Km/h] RCmax[m/s]
G1 194 64.9 6.69G1modificato 195 64.7 6.72
PrestazioniPrestazioni
Profilo dell’alaProfilo dell’ala
-0,5
0
0,5
1
1,5
2
0 0,01 0,02 0,03 0,04 0,05 0,06 0,07 0,08 0,09Cd
Cl
Re = 1,7e6Re = 4,0e6
-0,5
0
0,5
1
1,5
2
-5 0 5 10 15 20 25α [deg]
Cl
Re = 1,7e6Re = 4,0e6
-0,08
-0,075
-0,07
-0,065
-0,06
-0,055
-0,05
-0,045
-0,04
-0,035
-0,03
-0,5 0 0,5 1 1,5 2Cl
Cm
Re = 1,7e6Re = 4,0e6
Profilo G1Profilo G1
••Calcolo delle prestazioni di decollo ed atterraggio del velivoloCalcolo delle prestazioni di decollo ed atterraggio del velivolo (codice (codice fortran fortran NLWINGNLWING sviluppato al DPA)sviluppato al DPA)
Dimensionamento del sistema di ipersostentazioneDimensionamento del sistema di ipersostentazione••SlatSlat esteso su tutta l’apertura alare esteso su tutta l’apertura alare ((ccss/c=0.15)/c=0.15)
••Single slot oppure Single slot oppure fowlerfowler ((ccff/c=0.30; estensione lungo l’apertura da definire /c=0.30; estensione lungo l’apertura da definire in base alle prestazioni di decollo ed atterraggio richiesti ein base alle prestazioni di decollo ed atterraggio richiesti ed all’estensione di d all’estensione di alettone necessaria)alettone necessaria)
Single-slot e Slat Fowler e Slat
••Calcolo delle prestazioni 2D degli ipersostentatori e della supeCalcolo delle prestazioni 2D degli ipersostentatori e della superficierficienecessaria al flap di bordo d’uscita necessaria al flap di bordo d’uscita (metodologia J.(metodologia J.RoskamRoskam))
decollo decollo20°15°
atterraggio atterraggio40°15° 40°15°
15°15°
Dimensionamento del sistema di ipersostentazioneDimensionamento del sistema di ipersostentazione••Prestazioni 2D in termini di Cl Prestazioni 2D in termini di Cl (Re=1.3*10(Re=1.3*1066))
3,873,46""3,453,03""ATTERRAGGIO
2,702,652,072,282,231,65DECOLLO
fowler+slatsingle slot+slatslatfowlersingle slotconfigurazione pulitaClmax
••Vantaggi del Vantaggi del fowlerfowler rispetto al single slotrispetto al single slot••ClmaxClmax ottenibile maggioreottenibile maggiore••Superficie di ala richiesta minore (56% contro 73% del single slSuperficie di ala richiesta minore (56% contro 73% del single slot)ot)••Maggiore appetibilità del velivoloMaggiore appetibilità del velivolo
••Svantaggi del Svantaggi del fowlerfowler rispetto al single slotrispetto al single slot••Momento di cerniera elevato (struttura del sistema più pesante eMomento di cerniera elevato (struttura del sistema più pesante e sistema di sistema di attuazione elettrico più potente)attuazione elettrico più potente)••Elevato momento di beccheggio (opportuno dimensionamento del piaElevato momento di beccheggio (opportuno dimensionamento del piano di no di
coda orizzontale)coda orizzontale)••Guadagno non eccessivo in termini di distanza di atterraggio Guadagno non eccessivo in termini di distanza di atterraggio (47 m contro i 52 m del single slot)(47 m contro i 52 m del single slot)
••Ulteriore analisi effettuata mediante il codice fortran Ulteriore analisi effettuata mediante il codice fortran NLWINGNLWING basato sulla teoriabasato sulla teoriadella linea portante di della linea portante di PrandtlPrandtl applicato ad una manovra di rollio stabilizzatoapplicato ad una manovra di rollio stabilizzato(estensione degli alettoni pari al 30% (estensione degli alettoni pari al 30% ⇒⇒ pbpb/(2V/(2V) ) ~~ 0.11)0.11)
Dimensionamento degli alettoniDimensionamento degli alettoni
••Stima dell’indice di efficacia degli alettoni Stima dell’indice di efficacia degli alettoni pp==pbpb/(2V) mediante le metodologie /(2V) mediante le metodologie semiempiriche di semiempiriche di PerkinsPerkins e e McCormickMcCormick
(tradotte in linguaggio fortran; estensione degli alettoni pari (tradotte in linguaggio fortran; estensione degli alettoni pari al 30% dell’apertura alareal 30% dell’apertura alare⇒⇒⇒⇒ pbpb/(2V) /(2V) ~ 0.07~ 0.07))
••Dimensioni fissate dell’alettoneDimensioni fissate dell’alettone--rapporto tra corda dell’alettone e corda alare pari a 0.30rapporto tra corda dell’alettone e corda alare pari a 0.30--deflessione massima di ±20°deflessione massima di ±20°--alettone di tipo alettone di tipo frisefrise
a
a
a
p
a
pa
ap
c
c
Vpbp
pcc
cpcp
δ
δ
δ
δ
δ
δ
l
l
ll
ll&
−==⇒
⇒==−⇒
⇒=+⇒=
2
smorzante) momentomotore (momento
00:tostabilizza rollio
__
Manovra di rollio stabilizzato (1/2)Manovra di rollio stabilizzato (1/2)ala isolataala isolata deflessione alettonideflessione alettoni
distribuzione parzialedistribuzione parziale
++ ==
==
-0.5-0.4-0.3-0.2-0.1
00.10.20.30.40.5
-1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5
y/(b/2)
CL
00.05
0.10.15
0.20.25
0.30.35
0.40.45
0.5
-1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5
y/(b/2)
CL
-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
-1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5
y/(b/2)
CL
velocità angolare di rolliovelocità angolare di rollio
distribuzione totaledistribuzione totalein rollio stabilizzatoin rollio stabilizzato
distribuzione parzialedistribuzione parziale
==++
-0.4-0.3-0.2-0.1
00.10.20.30.4
-1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5
y/(b/2)
CL
-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
-1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5
y/(b/2)
CL
-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
-1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5
y/(b/2)
CL==
Manovra di rollio stabilizzato (2/2)Manovra di rollio stabilizzato (2/2)
••StabilatoreStabilatore (piano tutto mobile)(piano tutto mobile)(ciò per avere maggiore potenza di controllo soprattutto alle ba(ciò per avere maggiore potenza di controllo soprattutto alle basse velocità)sse velocità)••Metodo volumetrico Metodo volumetrico
••Valori di scelti in base ai velivoli STOL analizzati Valori di scelti in base ai velivoli STOL analizzati cS
xxSV
w
cgachhh
)( −=
ARh λh Λc/4h [deg] xcg [m] xach [m] Vh medio cw media [m] Sw [m2]3,90 1,00 0,00 2,05 6,12 0,43 1,40 13,60
••Forma in pianta calcolataForma in pianta calcolata(baricentro supposto al 25% della corda media aerodinamica)(baricentro supposto al 25% della corda media aerodinamica)
Crh = 0,72 m Cth
= 0,72 mch = 0,72 m
nmgch = 0,00 m
ymgch = 0,70 m
bh/2 = 1,40 m
2,01
Sh[m2]
Dimensionamento del piano di coda orizzontaleDimensionamento del piano di coda orizzontale
••Verifica della correttezza del dimensionamento effettuatoVerifica della correttezza del dimensionamento effettuato--condizione critica di stabilità longitudinale: minimo margine di stabilità a comandi liberi con baricentro massimo arretrato
Dimensionamento del piano di coda orizzontaleDimensionamento del piano di coda orizzontale
)S,(b pianoun in disegno che fissato, valore),( funzione una (1) dalla ottengo
)05.0 (es. fissato valore di un valore impongo
eorizzontal coda di piano del quello e parziale velivolodel fuoco il tradistanza
1 F
(1) liberi comandi-CL F 1
tt
'
'
≤
−≤⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛∂∂
−
=⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛−==−=
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ −−=⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛∂∂
tt
CLL
m
L
L
h
h
w
ttacwbCGa
tt
aCLL
m
Sbf
cc
lCC
cc
cSlSVxxx
Vdd
aax
cc
a
α
δ
δ
α ττ
αε
1.01.21.41.61.82.02.22.42.62.8
1 2 3 4 5 6 7bt [m]
S t [m
2 ]
Cond. critica di stabilità logitudinale (cond. 1)
Piano orizzontale scelto
--condizione critica di stabilità longitudinale: minimo margine di stabilità a comandi liberi con baricentro massimo arretrato
α
δ
δ
α ττ
αε
L
L
h
h
w
ttacwbCGa
tt
att
CC
cc
cSlSVxxx
Vdd
aaxSbf
a=⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛−==−=
≤⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ −−=
1 F
liberi comandi-CL -0.05 F 1),(
'
'
-condizione critica di equilibrio in atterraggio: baricentro massimo avanzato, in effetto suolo e flap deflessi
1.0
1.5
2.0
2.5
3.0
3.5
4.0
4.5
1 2 3 4 5 6 7bt [m]
S t [m
2 ]
Cond. critica di equilibrio (caso single slot-slat; cond. 2)
Cond. critica di equilibrio (caso fowler-slat; cond. 2)
Piano orizzontale scelto
[ ]
90.0
10 00''
≅
−+−⎥⎦
⎤⎢⎣
⎡⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ −−+==
k
ikVaCVdd
aaxCC wetttLet
taacwbmCG ατδ
αε
••Verifica della correttezza del dimensionamento effettuatoVerifica della correttezza del dimensionamento effettuato--condizione critica di stabilità longitudinale: minimo margine di stabilità a comandi liberi con baricentro massimo arretrato
-condizione critica di equilibrio in atterraggio: baricentro massimo avanzato, in effetto suolo e flap deflessi
1,0
1,5
2,0
2,5
3,0
3,5
4,0
4,5
1 2 3 4 5 6 7
bt [m]
S t [m
2 ]
Cond. critica di stabilità logitudinale (cond. 1)Cond. critica di equilibrio (caso single slot-slat; cond. 2)Cond. critica di equilibrio (caso fowler-slat; cond. 2)Piano orizzontale scelto
Dimensionamento del piano di coda orizzontaleDimensionamento del piano di coda orizzontale
Crv = 0,87 m
Ctv = 0,61 m
cv = 0,74 m
nmgcv = 0,28 m
zmgcv = 0,69 m
bv = 1,47 m
Dimensionamento del piano di coda Dimensionamento del piano di coda verticaleverticale
••Metodo volumetricoMetodo volumetrico
••Valori di scelti in base ai velivoli STOL analizzati Valori di scelti in base ai velivoli STOL analizzati
••Forma in pianta calcolataForma in pianta calcolata(baricentro supposto al 25% della corda media aerodinamica)(baricentro supposto al 25% della corda media aerodinamica)
ww
cgacvvv
bSxxS
V)( −
=
13,606,930,0326,062,0520,000,702,00
Sw [m2]ARwVv medioxacv [m]xcg [m]Λc/4v [deg]λvARv
13,0022,201,08
ΛTEv[deg]
ΛLEv[deg]
Sv[m2]
Dimensionamento della fusolieraDimensionamento della fusoliera
Dimensionamento della fusolieraDimensionamento della fusoliera••Buona visibilità in Buona visibilità in decollo ed atterraggiodecollo ed atterraggio
••Angolo di seduta Angolo di seduta opportunoopportuno
••ErgonomiaErgonomia
Posizione piano di coda orizzontalePosizione piano di coda orizzontale
••Necessità di abbassare il piano di coda orizzontale di qualche cNecessità di abbassare il piano di coda orizzontale di qualche centimetro onde evitare il calo entimetro onde evitare il calo delle sue prestazioni per il possibile ingresso del piano in scidelle sue prestazioni per il possibile ingresso del piano in scia nella fase di crocieraa nella fase di crociera
-30
-25
-20
-15
-10
-5
0
5
-5 0 5 10 15 20 25
dist
anza
% b
w/2
Alfa body [deg]
m-h
m+h
αV∞
iw
m<0
h>0
m+h
m - distanza del piano di riferimento dal punto ad un quarto del piano di coda orizzontaleh - distanza del piano di riferimento dalla mezzeria della scia dell'alam+h - distanza del punto ad un quarto del piano di coda orizzontale dalla mezzeria della scia dell'ala
piano di riferimento
mezzeria scia dell'ala
Posizione piano di coda orizzontalePosizione piano di coda orizzontale
αV∞
iw
m<0
h>0
m+h
m - distanza del piano di riferimento dal punto ad un quarto del piano di coda orizzontaleh - distanza del piano di riferimento dalla mezzeria della scia dell'alam+h - distanza del punto ad un quarto del piano di coda orizzontale dalla mezzeria della scia dell'ala
piano di riferimento
mezzeria scia dell'ala
-25
-20
-15
-10
-5
0
5
-10 -5 0 5 10 15 20
dist
anza
% b
w/2
Alfa body [deg]
m-h
m+h
••Il piano di coda orizzontale non è in sciaIl piano di coda orizzontale non è in scia
-25
-20
-15
-10
-5
0
5
-10 -5 0 5 10 15 20
dist
anza
% b
w/2
Alfa body [deg]
m-h
m+h
-30
-25
-20
-15
-10
-5
0
5
-5 0 5 10 15 20 25
dist
anza
% b
w/2
Alfa body [deg]
m-h
m+h
••Configurazione con piano orizzontale in sciaConfigurazione con piano orizzontale in scia
••Configurazione con piano orizzontale non in sciaConfigurazione con piano orizzontale non in scia
-0.5
0
0.5
1
1.5
2
-10 -5 0 5 10 15 20
CL
Alfa [deg]
CL ai vari de e CL_eq
CLtot de=-30CLtot de=-25CLtot de=-22CLtot de=-18CLtot de=-15CLtot de=-12CLtot de=-9CLtot de=-6CLtot de=-3CLtot de=-0
CL eq
-1
-0.8
-0.6
-0.4
-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
-0.5 0 0.5 1 1.5 2
CM
CL
CM ai vari de
CMtot de=-25 [deg]CMtot de=-22 [deg]CMtot de=-18 [deg]CMtot de=-15 [deg]CMtot de=-12 [deg]CMtot de=-9 [deg]CMtot de=-6 [deg]CMtot de=-3 [deg]CMtot de=0 [deg] -0.25
-0.2
-0.15
-0.1
-0.05
0
0.05
0.1
0.15
0.2
0.25
-10 -5 0 5 10 15 20
CM
Alpha [deg]
WINGWING_INT
FUSWING+FUS+CARR
H_TAIL de=0TOT de=0
-0.5
0
0.5
1
1.5
2
0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12 0.14 0.16 0.18 0.2 0.22
CL
CD
Polare ai vari de e Polare di eq
de=-25 [deg]de=-22 [deg]de=-18 [deg]de=-15 [deg]de=-12 [deg]de=-9 [deg]de=-6 [deg]de=-3 [deg]de=0 [deg]
CD eq
Aerodinamica del velivolo completo da AEREOAerodinamica del velivolo completo da AEREO
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4
0 0.005 0.01 0.015 0.02 0.025 0.03 0.035 0.04 0.045 0.05
CL
CD
Break-down del coefficiente di resistenza
visc wing+visc fus+fus_int+fus_ind
+hor_o+carr e raffr+ind h (trim)
TOT
-18
-16
-14
-12
-10
-8
-6
-4
-2
0
2
60 80 100 120 140 160 180 200
de_e
q [d
eg]
Speed [km/h]
Posizione punto neutro a comandi bloccati (coincidente con quello a comanadi liberi; il piano di coda orizzontale è di tipo stabilatore).
0
0,1
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
60 80 100 120 140 160 180 200
V [km/h]
xN/c
Aerodinamica del velivolo completo da AEREOAerodinamica del velivolo completo da AEREO
0,000 0,005 0,010 0,015 0,020 0,025 0,030
Contributi
VELIVOLOPARZIALE
VELIVOLOTOTALE
Ala
Fusoliera
Piano verticale
Piano orizzontale
Montanti
CarrelloposterioreCarrelloanterioreRaffreddamento
Trim drag
Escrescenze
Interferenza
Contributi al CD0 del velivolo.
0,0000,0010,0020,0030,0040,0050,0060,0070,0080,009
Ala
Fuso
liera
Pian
o ve
rtica
le
Pian
oor
izzo
ntal
e
Mon
tant
i
Car
rello
post
erio
re
Car
rello
ante
riore
Raf
fred
dam
ento
Trim
dra
g
Escr
esce
nze
Inte
rfer
enza
CD
0
0,000 0,005 0,010 0,015 0,020 0,025 0,030
Contributi
VELIVOLOPARZIALE
VELIVOLOTOTALE
Ala
Fusoliera
Piano verticale
Piano orizzontale
Montanti
CarrelloposterioreCarrelloanterioreRaffreddamento
Trim drag
Escrescenze
Interferenza
Contributi al CD0 del velivolo.
0,0000,0010,0020,0030,0040,0050,0060,0070,008
Ala
Fuso
liera
Pian
o ve
rtica
le
Pian
oor
izzo
ntal
e
Mon
tant
i
Car
rello
post
erio
re
Car
rello
ante
riore
Raf
fred
dam
ento
Trim
dra
g
Escr
esce
nze
Inte
rfer
enza
CD
0
BreakBreak--down del Cdown del CD0D0 del velivolodel velivoloP92 P92 (prove sperimentali)(prove sperimentali) velivolo in esamevelivolo in esame
0
10
20
30
40
50
60
70
50 100 150 200 250V [Km/h]
P_disp [hp] z=0 mPnec [hp] z=0 m
P_disp [hp] z=1000 mPnec [hp] z=1000 m
0
1
2
3
4
5
6
7
60 80 100 120 140 160 180 200V [Km/h]
RC [m/s] z=0 mRC [m/s] z=1000 m
Inviluppo di volo.
0
1000
2000
3000
4000
5000
6000
7000
8000
9000
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55t [min]V[m/s]
z [m
]
RCmax
tmin
Vmin V(RCmax)
Vmax
Zpratica
Zteorica
5.87671931000
6.69651940
RCmax[m/s]
Vs[Km/h]
Vmax[Km/h]
quota [m]
••Quota di tangenza teoricaQuota di tangenza teorica7908 m7908 m
••Quota di tangenza praticaQuota di tangenza pratica7317 m7317 m
Prestazioni da AEREOPrestazioni da AEREO
0
20
40
60
80
100
120
140
160
50 100 150 200 250V [Km/h]
Livello del mare e percentuali riferite alla potenza massima.
T_disp [Kg] 100%T_disp [Kg] 90%T_disp [Kg] 85%T_disp [Kg] 75%Drag [Kg] z=0 m
0
10
20
30
40
50
60
70
80
50 100 150 200 250V [Km/h]
Livello del mare e percentuali riferite alla potenza massima.
P_disp [hp] 100%P_disp [hp] 90%P_disp [hp] 85%P_disp [hp] 75%Pnec [hp] z=0 m
0
1
2
3
4
5
6
7
60 80 100 120 140 160 180 200V [Km/h]
Livello del mare e percentuali riferite alla potenza massima.
RC [m/s] 100%RC [m/s] 90%RC [m/s] 85%RC [m/s] 75%
150430018947563
166480021158568
172500022009072
1945800255110080
Vmax[Km/h]
motore [giri/min]
elica [giri/min]
percentuale rispetto alla
potenza massima
Potenza [hp]
Prestazioni da AEREOPrestazioni da AEREO
α [deg] -1,465δe [deg] -0,014δa [deg] 0δr [deg] 0 Derivate latero direzionali
Clβ [deg-1] -0,100Clp [rad-1] -0,500Clr [rad-1] 0,145Clδa [deg-1] -0,098Clδr [deg-1] 0,021Cnβ [deg-1] 0,024Cnp [rad-1] -0,007Cnr [rad-1] -0,076Cnδa [deg-1] 0,005Cnδr [deg-1] -0,058Cyβ [deg-1] -0,502Cyδr [deg-1] 0,133 Derivate longitudinali [rad-1]
CLα 5,520CDα 0,117Cmα -0,640Cmαpunto -3,633Cmq -9,076CLαpunto 3,576CLq 8,441Clδe 0,485CDδe -0,024Cmδe -1,413
••VVcc=45.83 m/s=165 Km/h, z = 0 m, =45.83 m/s=165 Km/h, z = 0 m, αα = = --1.471.47°° e e δδe e = = --0.01420.0142°°
Stabilità statica e dinamica da AEREOStabilità statica e dinamica da AEREO
Stabilità dinamica
Moto longitudinale Periodo [s]
Frequenza [Hz]
Smorzamento
Tempo di dimez. [s]
Num. cicli di dimez.
Lungo periodo 29,496 0,034 0,098 33,187 1,120 Corto periodo 0,797 1,254 0,890 0,099 0,056
Moto latero-direzionale
Periodo [s]
Frequenza [Hz]
Smorzamento
Tempo di dimez. [s]
Num. cicli di dimez.
Spirale 107,266 0,009 1,000 11,831 0,000 Rollio 0,663 1,507 1,000 0,073 0,000 Dutch Roll 2,804 0,357 0,373 0,830 0,275
••VVmaxmax=53.61 m/s=193 Km/h, z = 1000 m, =53.61 m/s=193 Km/h, z = 1000 m, αα = = --2.002.00°° e e δδe e = 0.30= 0.30°°
Stabilità dinamica
Moto longitudinale Periodo [s]
Frequenza [Hz]
Smorzamento
Tempo di dimez. [s]
Num. cicli di dimez.
Lungo periodo 34.350 0.029 0.118 32.241 0.932 Corto periodo 0.755 1.325 0.883 0.094 0.058
Moto latero-direzionale
Periodo [s]
Frequenza [Hz]
Smorzamento
Tempo di dimez. [s]
Num. cicli di dimez.
Spirale 109.290 0.009 1.000 12.054 0.000 Rollio 0.622 1.608 1.000 0.069 0.000 Dutch Roll 2.605 0.384 0.365 0.786 0.281
α [deg] -2.001δe [deg] 0.299δa [deg] 0δr [deg] 0 Derivate latero direzionali
Clβ [deg-1] -0.098Clp [rad-1] -0.502Clr [rad-1] 0.125Clδa [deg-1] -0.098Clδr [deg-1] 0.021Cnβ [deg-1] 0.023Cnp [rad-1] -0.003Cnr [rad-1] -0.075Cnδa [deg-1] 0.004Cnδr [deg-1] -0.058Cyβ [deg-1] -0.502Cyδr [deg-1] 0.133 Derivate longitudinali [rad-1]
CLα 5.534CDα 0.085Cmα -0.581Cmαpunto -3.568Cmq -8.892CLαpunto 3.554CLq 8.393Clδe 0.474CDδe -0.025Cmδe -1.379
Stabilità statica e dinamica da AEREOStabilità statica e dinamica da AEREO
Progetto dettagliato del Progetto dettagliato del sistema di ipersostentazionesistema di ipersostentazione
Strumenti utilizzatiStrumenti utilizzati
Procedimento seguito nell’ ottimizzazioneProcedimento seguito nell’ ottimizzazione
DOTDOT
Analisi non viscosaAnalisi non viscosa
Analisi viscosaAnalisi viscosa
Procedimento di ottimizzazione di ADXProcedimento di ottimizzazione di ADX
Ottimizzazione Ottimizzazione completatacompletata
Ottimizzazione Ottimizzazione non completatanon completata
••Codice scritto in Fortran in grado di analizzare Codice scritto in Fortran in grado di analizzare configurazioni configurazioni multicomponentemulticomponente..
••Accoppiamento soluzione non viscosa con analisi Accoppiamento soluzione non viscosa con analisi viscosa.viscosa.
••Massimizzazione Cl non viscoso totale del profilo Massimizzazione Cl non viscoso totale del profilo multicomponentemulticomponente..
••Analisi viscosa a valle del processo iterativo.Analisi viscosa a valle del processo iterativo.
••Possibilità di agire sulla geometria degli elementi Possibilità di agire sulla geometria degli elementi e/o sulla loro posizione.e/o sulla loro posizione.
Ottimizzazione parametricaGeometria di tentativo definita tramite n parametri
Definizione della funzione obiettivo e dei vincoli Es.:diminuzione della resistenza della fusoliera vincolando il diametro
ad un prefissato valore (ergonomia) e non alterando la resistenza strutturale
Prima analisi numerica
Modifica parametri (nel rispetto dei vincoli) secondo “logiche” matematiche per trovare l’ottimo (minimo) della funzione obiettivo
Analisi numerica(aerodinamica, strutturale, prestazioni e qualità di volo)
Trovato il minimo della funzione obiettivo ?
Stop
no
si
Esempio di ottimizzazioneEsempio di ottimizzazione
Cl non visocso
Cl viscoso
configurazione iniziale 4.182 3.2
configurazione finale 4.216 3.29
••Risultati ottimizzazioneRisultati ottimizzazione
Variazione del Cl non viscoso durante l'ottimizzazione
4.1754.18
4.1854.19
4.1954.2
4.2054.21
4.2154.22
1 2 3 4
iterazioni
Cl n
on v
isco
so
••Processo di ottimizzazioneProcesso di ottimizzazione
••Parametri profiloParametri profilo••Angolo di attacco: 10°Angolo di attacco: 10°••Corda flap: 30%Corda flap: 30%••Deflessione flap: 40°Deflessione flap: 40°
••Chiamate al modulo Aerodinamico che Chiamate al modulo Aerodinamico che fa uso del DOT: 110fa uso del DOT: 110
••Durata processo di ottimizzazione: 35 secDurata processo di ottimizzazione: 35 sec
Progetto integrato: lista dei desideri!Geometria per sezioni
Geometria di tentativo in CAD
Generazione sezioni, dati di massa ed inerzia griglie di superficie ed elementi finiti
Calcoli semi empirici: aerodinamici e strutturali
Prestazioni e qualità di voloSimulazione
virtuale
Congruenza con le specifiche ?
Ottimizzazione parametrica Calcoli di dettaglio,test in galleria e prove di volo
sino
desiderataPassaggio complicato e delicato!