Post on 02-Aug-2020
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Fabrizio Fabrizio NicolosiNicolosi
Corso di PROGETTO GENERALE DEI VELIVOLIDeterminazione del punto di progetto
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1 -BAC L112 -B7273 -Ilyiuschin4 -A3205 -MD116 -B747
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27
STIMA DEI PESI
DETERMINAZIONE DEL PUNTO DI PROGETTO(superficie alare e spinta/potenza massima necessaria)
IPERSOSTENTATORI FUSOLIERA ALA IMPENNAGGI ALETTONI
POLARI AERODINAMICHE
CONTROLLO LATERALE
STABILITA’ E CONTROLLO LONGITUDINALE E
LATERO-DIREZIONALE
PRESTAZIONI DI VOLO
PRESTAZIONI DI DECOLLO E
ATTERRAGGIO
DIMENSIONAMENTI
PROGETTO PRELIMINARE
MOTORI
28
STIMA PRELIMINARE DEI PESI
RICERCA DEL PUNTO DI PROGETTO
PROGETTO PRELIMINARE
29
REQUISITI DI NORMATIVA
PUNTO DI PROGETTO
REQUISITI DI SPECIFICA
CONDIZIONI PUNTO DI PROGETTO
INPUT
OUTPUT
PROFILO DI MISSIONE
DETERMINAZIONE PESI
WTOW/S W/P T/W
AR CLmax
S AR PTO/TTO CLmax
30
REQUISITO > CONDIZIONE > RESTRIZIONE
PUNTO DI PROGETTO
31
PUNTO DI PROGETTO
REQUISITI
Velocità di stallo
Lunghezza di decollo
Lunghezza di atterraggio
Prestazioni di salita
Velocità di crociera o massima
32
PUNTO DI PROGETTO
CONDIZIONI
ELICA GETTO
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛
wing
TO
TO
TO
SWf
PW
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛
wing
TO
TO
TO
SWf
WT
33
VELIVOLI AD ELICA
PUNTO DI PROGETTO
34
VELIVOLI A GETTO
PUNTO DI PROGETTO
35
STUDIO DEI REQUISITI E DELLE CONDIZIONI
PUNTO DI PROGETTO
36
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI STALLO (per velivoli ad elica)
L - max2
2 LLstallTO CV
SW
⋅⋅=⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛−
ρ
max
12
Lstall CS
WV ⋅⋅=ρ
max2
2 LstallTO CV
SW
⋅⋅=⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛ ρ
Configurazione pulitaConfigurazione di atterraggio
37
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI STALLO (per velivoli ad elica)
38
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO
Ipotesi 1 – Spinta fornita dall’impianto propulsivo simmetrica rispetto al piano di mezzeria del velivolo
Ipotesi 2 – Spinta fornita dall’impianto propulsivo diretta parallelamente al suolo
( )LWDTdtdV
gW
r −⋅−−=⋅ μEquilibrio delle forze nella direzione orizzontale
39
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO (alcuni passaggi)
( )LWDTdtdV
gW
r −⋅−−=⋅ μ
( )[ ]LWDTWg
dtdV
r −⋅−−⋅= μ
( )dtdV
VddtdV
dVVdVdVdtVdtVdt
dtdsds
/21
/
2
⋅=⋅
=⋅⋅=⋅=⋅=
40
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO (alcuni passaggi)
( )( )[ ]LWDT
Wg
Vddsr −⋅−−⋅
⋅=μ
2
21
( )( )[ ]
∫−⋅−−⋅
⋅=LOFFV
r
ground
LWDTWg
Vds0
2
21
μ
41
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO (alcuni passaggi)
( )[ ] ( )[ ]LOFFVVrr LWDTtLWDT 7.0cos =−⋅−−==−⋅−− μμ
( )LWDT r −⋅+>> μHp.
LOFFVVTOL
STO
LOFF
ground
WTCg
SW
VV
S
7.0max
2
=⎥⎦⎤
⎢⎣⎡⋅⋅⋅
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛
=ρ
42
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO
( )LWDTdtdV
gW
r −⋅−−=⋅ μEquilibrio delle forze nella direzione orizzontale
LOFFVVTOL
STO
LOFF
ground
WTCg
SW
VV
S
7.0max
2
=⎥⎦⎤
⎢⎣⎡⋅⋅⋅
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛
=ρ
43
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO
( )LWDTdtdV
gW
r −⋅−−=⋅ μEquilibrio delle forze nella direzione orizzontale
LOFFVVTOL
ground
WTCg
SWk
S
7.0max
2
=⎥⎦⎤
⎢⎣⎡⋅⋅⋅
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅
=ρ
1.2 o 1.1 tipicoSTO
LOFF
VVk =
44
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO
⎥⎦⎤
⎢⎣⎡⋅⋅
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
∝
WTC
SW
STOL
ground
maxρ
LOFFVVTOL
ground
WTCg
SWk
S
7.0max
2
=⎥⎦⎤
⎢⎣⎡⋅⋅⋅
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅
=ρ
45
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO – FAR25
LOFFVVTOL
STO
LOFF
ground
WTCg
SW
VV
S
7.0max
2
=⎥⎦⎤
⎢⎣⎡⋅⋅⋅
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛
=ρ
Meccanica del Volo
Parametro statistico
TOL
TO
WTC
SW
TOP⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅⋅
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
=
TO - max
25
σ
46
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO – FAR25
47
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO – FAR25
Relazione statistica
25Length Field 5.37 TOPSTO ⋅=
Si assegna ⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛
wing
TO
TO
TO
SWf
WT
2ftlb
ft
48
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO – FAR25
49
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO – FAR25
TOTO PT ⋅= 8.2
TOL
TO
WTC
SW
TOP⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅⋅
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
=
TO - max
25
σ
Nel caso di un velivolo ad elica con base di certificazione FAR25
(es. ATR42) è necessario far comparire la potenza al posto
della spinta. Si usa
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛
wing
TO
TO
TO
SWf
PW
lb hp
50
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO – FAR25
51
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO – FAR25
52
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO – FAR23
LOFFVVTOL
STO
LOFF
ground
WTCg
SW
VV
S
7.0max
2
=⎥⎦⎤
⎢⎣⎡⋅⋅⋅
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛
=ρ
Meccanica del Volo
TO - max23
L
TOTO
CPW
SW
TOP⋅
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛
=σ
Parametro statistico
53
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO – FAR23
GroundTOTO SS 66.1 ⋅=
54
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO – FAR23
Relazione statistica
Si assegna STO Ground
oppure STO⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛
wing
TO
TO
TO
SWf
PW
22323Ground 009.09.4 TOPTOPSTO ⋅+⋅=
GroundTOTO SS 66.1 ⋅=ft
hpftlb⋅2
2
55
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO – FAR23
Nel caso di un velivolo a getto con base di certificazione FAR23
è necessario far comparire la potenza al posto della spinta. In
questo caso si usa
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛
wing
TO
TO
TO
SWf
WT
TO - max23
L
TOTO
CPW
SW
TOP⋅
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛
=σ
TOTO PT ⋅= 8.2lb hp
56
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO – FAR23
57
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI DECOLLO – FAR23
58
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI ATTERRAGGIO
Equilibrio delle forze nella direzione orizzontale
( )LWDTdtdV
gW
rreverse −⋅−−−=⋅ μ
( )TDVVrreverse
SLTDground LWDTg
VkWS7.0
22 12
=
⎥⎦
⎤⎢⎣
⎡−⋅++
⋅⋅⋅⋅
=μ
59
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI ATTERRAGGIO
( )TDVVrreverse
SLTDground LWDTg
VkWS7.0
22 12
=
⎥⎦
⎤⎢⎣
⎡−⋅++
⋅⋅⋅⋅
=μ
2SLground VS ∝
60
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI ATTERRAGGIO – FAR25
61
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI ATTERRAGGIO – FAR25
2Length Field 3.0 AL VS ⋅=
LL
LSL CS
WVmax
2⋅⋅⋅
=ρ
Length Field LS AV AS VV ⋅=3.1
1 L
Length Field LS AV AS VV ⋅=3.1
1 LLS
ft 2kts
62
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI ATTERRAGGIO – FAR25
63
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI ATTERRAGGIO – FAR25
64
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI ATTERRAGGIO – FAR23
65
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI ATTERRAGGIO – FAR23
LL
LSL CS
WV
max
2⋅⋅⋅
=ρ
2LGround 265.0 SL VS ⋅=
GroundLL SS ⋅= 5136.0
Si assegna SL Ground
oppure SL
ft2kts
66
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI ATTERRAGGIO – FAR23
67
PUNTO DI PROGETTO
DISTANZA DI ATTERRAGGIO – FAR23
68
PUNTO DI PROGETTO
69
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE
REQUISITI DI NORMATIVA
REQUISITI DI SPECIFICA
70
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE
eARC
CC LDD ⋅⋅+=π
2
0
???
71
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE
0DC La fase di salita di un velivolo avviene ad assetti elevati.
indotto parassita DD CC <<
Le prestazioni di salita sono maggiormente influenzate dal termine indotto della resistenza aerodinamica.
72
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE
0DC Un eventuale errore nella stima preliminare del CD0 non comporta grandi problemi per la determinazione delle prestazioni di salita.
Al più, ricavato il punto di progetto, èpossibile reiterare il metodo esposto con un valore più preciso del coefficiente di resistenza parassita.
73
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE
SfCD =0
Area parassita: si determina su base statistica
Superficie alare di riferimento: si assume un valore del carico alare sulla base dei dati di velivoli simili
74
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
7.873648165603000350McDonnel Douglas MD119.621209116140000150McDonnel Douglas MD817.8455182.44541550Embraer ERJ 14510.63500136476000250Boeing B787-8008.694600126580000390Boeing B777-3007.993050148450000245Boeing B767-4007.685825137800000420Boeing B747-4009.411344130174200160Boeing B737-8007.5491001361234600555Airbus A38010.33892139540000315Airbus A3509.294704171805000372Airbus A340-6009.481320123162000150Airbus A320-200
7.732799131366000280Airbus A300-600
ARS [ft^2]Wto/S [psf]Wto [lb]N° passeggeriVELIVOLO
75
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE
SfCD =0
TOW
wetS
76
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE
SfCD =0
TOwet WdcS 1010 loglog ⋅+=
TOW
wetS
77
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE
SfCD =0
wetS
f
78
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE
SfCD =0
wetSbaf 1010 loglog ⋅+=
wetS
f
79
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE
eARC
CC LDD ⋅⋅+=π
2
0
???
80
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE
AR L’allungamento alare, da cui dipende il termine indotto della resistenza aerodinamica, viene assegnato su base statistica (dati velivoli simili).
Il valore di AR ha un forte impatto sul peso delle strutture e quindi sul peso a vuoto operativo del velivolo: un AR maggiore comporta un maggiore peso delle strutture.
81
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
7.873648165603000350McDonnel Douglas MD119.621209116140000150McDonnel Douglas MD817.8455182.44541550Embraer ERJ 14510.63500136476000250Boeing B787-8008.694600126580000390Boeing B777-3007.993050148450000245Boeing B767-4007.685825137800000420Boeing B747-4009.411344130174200160Boeing B737-8007.5491001361234600555Airbus A38010.33892139540000315Airbus A3509.294704171805000372Airbus A340-6009.481320123162000150Airbus A320-200
7.732799131366000280Airbus A300-600
ARS [ft^2]Wto/S [psf]Wto [lb]N° passeggeriVELIVOLO
82
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE
eARC
CC LDD ⋅⋅+=π
2
0
???
83
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE
e Il valore del fattore di Oswald deve essere assegnato sulla base di dati statistici.
Tipicamente esso è compreso tra 0.80 e 0.85
84
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE
eARCCC L
DD ⋅⋅+=π
2
0Config. pulita (no effetti compressibilità in fase di salita)
Config. decollo con carrello retrattoto
LDDD eAR
CCCC⋅⋅
+Δ+=π
2
toflap 00
Config. decollo con carrello estrattoto
LDDDD eAR
CCCCC⋅⋅
Δ+Δ+=π
2
gear 0 toflap 00
Config. atterraggio con carrello retrattol
LDDD eAR
CCCC⋅⋅
+Δ+=π
2
l flap 00
Config. atterraggio con carrello estrattol
LDDDD eAR
CCCCC⋅⋅
Δ+Δ+=π
2
gear 0l flap 00
85
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE
86
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
CONDIZIONI
⎩⎨⎧
⋅+=⋅=
γγsin
cosWDT
WL
⎪⎪⎩
⎪⎪⎨
⎧
−=⋅=
−=≅=
WDVTVVRC
WDTCGR
γ
γγ
sin
sin Climb Gradient
Climb Rate
L
T
WD g
87
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
CONDIZIONI - velivoli ad elica
( )( )
( ) ( )⎪⎪⎪
⎩
⎪⎪⎪
⎨
⎧
−⋅
⋅⋅=
⎥⎥⎦
⎤
⎢⎢⎣
⎡
⋅⋅−⋅=
radin /1
//97.18
fpmin /19
//
330002/3
DLC
SWPWCGR
CCSW
PWRC
LP
DL
P
ση
ση
88
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
CONDIZIONI - velivoli ad elica
⎪⎪
⎩
⎪⎪
⎨
⎧
−⋅=
⋅=
radin /1
fpmin 33000
DLCCGRPCGR
RCPRC
L
89
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
REQUISITI DI NORMATIVA – FAR23
90
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
CONDIZIONI - velivoli ad elica
( )( )
DL
P
CCSW
PWRCP
/19/
/ 2/3⋅⋅−=
ση
TOPW
PW
PW
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛=⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛ 1.1
cont.max
S.L.at 1=σ
80.0 :es. P =η
P punto max
2/3
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛
D
L
CC
33000/RCRCP=
FAR23.65
91
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
REQUISITI DI NORMATIVA – FAR23
92
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
CONDIZIONI - velivoli ad elica
( )( )
DL
P
CCSW
PWRCP
/19/
/ 2/3⋅⋅−=
ση
max
2/3
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛
D
L
CC
2,33000
027.0optsVRCP ⋅=
FAR23.67
max,
12
LTOoptS CS
WV ⋅⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅=
ρ
93
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
CONDIZIONI - velivoli ad elica
( )( )
DL
P
CCSW
PWRCP
/19/
/ 2/3⋅⋅−=
ση
S.L. ft 5000
S.L.
5000ft TOft 5000 OEI 11 TOTO
TO
TO PW
PP
NN
PW
NN
PW
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅
−=⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛
−=⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛
FAR23.67
94
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
CONDIZIONI - velivoli ad elica
max
2/1
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛
D
L
CC
FAR23.77
( ) ( )SWPWCGRP P
//97.18
⋅⋅⋅
=ση
95
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
96
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
CONDIZIONI - velivoli a getto
⎪⎪⎪
⎩
⎪⎪⎪
⎨
⎧
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ −=
⋅⋅⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ −=
DLWTCGR
CSW
DLWTRC
L
/1
12/1
ρ
97
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
REQUISITI DI NORMATIVA – FAR25
98
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
Velivolo turboelica FAR 25 (tipo ATR42)
FAR25.111
( ) ( ) L
P
CECGR
SWPWCGRP 11
//97.18
⋅⎥⎦⎤
⎢⎣⎡ +=
⋅⋅⋅
=ση
TOOEI PW
NN
PW
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅
−=⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛
1 ( )2TO max
2.1L
LCC =
99
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
Velivolo turboelica FAR 25 (tipo ATR42)
FAR25.121
( ) ( ) L
P
CECGR
SWPWCGRP 11
//97.18
⋅⎥⎦⎤
⎢⎣⎡ +=
⋅⋅⋅
=ση
⎪⎩
⎪⎨
⎧
⋅=
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅
−=⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛
TO
TOOEI
PP
PW
NN
PW
93.0
1
cont. max
( )2 max
25.1L
LCC =
100
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
REQUISITI DI NORMATIVA – FAR25
101
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
Velivolo turboelica FAR 25 (tipo ATR42)
FAR25.121
( ) ( ) L
P
CECGR
SWPWCGRP 11
//97.18
⋅⎥⎦⎤
⎢⎣⎡ +=
⋅⋅⋅
=ση
TOOEI PW
NN
PW
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅
−=⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛
1 ( )2A max
5.1L
LCC =
media tra
TO maxLCL maxLC
102
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
Velivolo turboelica FAR 25 (tipo ATR42)
FAR25.121
95.050
⋅=°+ st
TOF
TO PP
Le prestazioni dell’impianto propulsivo possono essere significativamente influenzate dalla temperatura atmosferica. Quindi, in caso di “giornata calda” si può ricorrere alla seguente relazione.
103
PUNTO DI PROGETTO
SALITA
104
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA
Ipotesi 1 – Spinta fornita dall’impianto propulsivo simmetrica rispetto al piano di mezzeria del velivolo
Ipotesi 2 – Spinta fornita dall’impianto propulsivo diretta parallelamente al suolo
Equilibrio delle forze
⎪⎪⎩
⎪⎪⎨
⎧
⋅⋅⋅⋅=
⋅⋅⋅⋅=
D
L
CSVT
CSVW
2
2
2121
ρ
ρ
105
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli ad elica
La condizione di crociera ècaratterizzata da piccoli assetti e quindi da valori contenuti dei coefficienti di portanza e di resistenza indotta. Tipicamente può assumersi⎪
⎪⎩
⎪⎪⎨
⎧
⋅⋅⋅⋅=
⋅⋅⋅⋅=
D
L
CSVT
CSVW
2
2
2121
ρ
ρ
01.1 DD CC ⋅≈
3
0
3333
0
1182.1
DCSW
WPV ⋅⋅⋅⋅=
σρ
106
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli ad elica
( )( )3
//
crcr
crP PW
SWI⋅
=σ
3
0
3333
0
1182.1
DCSW
WPV ⋅⋅⋅⋅=
σρ
3331σ
⋅⋅∝SW
WPV
Indice di potenza
107
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli ad elica
( )( )3
//
crcr
crP PW
SWI⋅
=σ
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛⋅⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛⋅⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛=⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛
cr
TO
TO
cr
TOcr PP
WW
PW
PW
TOzvcr PkkP ⋅⋅⋅= ϕ
108
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli ad elica
( )( )3
//
crcr
crP PW
SWI⋅
=σ
130.31.51190.751.1050.3560.3385100001978.3833.18LET L-410UVP
133.391.36440.751.0890.3560.33851000018210.0829.76DE HAVILLAND DHC6
148.621.55430.751.1450.3560.3385100002318.7936.48DORNIER 228-100
Vcr/IpIpökvkzócrzcr [ft]Vcr [kts](W/P)T0(W/S)T0VELIVOLI
109
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli ad elica
110
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli ad elica
Ricerca della relazione statistica mediante l’uso del codice ADAS
Scelta di un velivolo appartenente alla stessa categoria di quello analizzato
Scelta del valore di CDo
Scelta del valore del rendimento dell’elica
111
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli ad elica
Ricerca della relazione statistica mediante l’uso del codice ADAS
Alt = 20000 ft
Potenza necessaria
Potenza disponibile
112
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli ad elica
1.990.53299200000.800.820.583244942005871.0041005ATR42
1.980.74310100000.800.820.797334942005871.0041005ATR42
1.891.0030200.800.820.938394142005871.0041005ATR42
2.160.53335200000.801.000.747313842005871.0041005ATR42
2.140.74341100000.801.001.016426842005871.0041005ATR42
2.041.0032400.801.001.179495142005871.0041005ATR42
1.910.53282200000.800.750.521219042005871.0041005ATR42
1.910.74297100000.800.750.717301242005871.0041005ATR42
1.821.0028600.800.750.840353042005871.0041005ATR42
CD0=0.0220Eta = 0.80
IpSigmaVelocità[kts]
Quota [ft]Eta pGr.
AmmP cr/P maxP cr[hp]
P max[hp]
S [ft^2]Wcr/WtoPeso
[lb]Velivolo
Ricerca della relazione statistica mediante l’uso del codice ADAS
ATR42
113
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli ad elica
1 .8 0
1 .8 5
1 .9 0
1 .9 5
2 .0 0
2 .0 5
2 .1 0
2 .1 5
2 .2 0
2 0 0 2 5 0 3 0 0 3 5 0
S p e e d [k t s ]
Ip
Ricerca della relazione statistica mediante l’uso del codice ADAS
ATR42
114
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli ad elica
Ricerca della relazione statistica mediante l’uso del codice ADAS
Scelta di altri velivoli bimotori ad elica
11002939650Beechcraft C90A360042425352EMB 120800060050265Saab 2000420058741005ATR42
P max [hp]S [ft^2]
Peso [lb]Velivolo
115
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli ad elica
Ricerca della relazione statistica mediante l’uso del codice ADAS
0 .0 0
0 .5 0
1 .0 0
1 .5 0
2 .0 0
2 .5 0
3 .0 0
2 0 0 2 5 0 3 0 0 3 5 0 4 0 0 4 5 0
S p e e d [k ts ]
Ip
A T R 4 2S A A B 2 0 0E M B 1 2 0B E E C H C R A F T C 9 0 A
116
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli ad elica
Ricerca della relazione statistica mediante l’uso del codice ADAS
La linea di tendenza cambia se si prendono valori differenti di
0DC Pη
117
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli ad elica
Ricerca della relazione statistica mediante l’uso del codice ADAS
0 .0 0
0 .5 0
1 .0 0
1 .5 0
2 .0 0
2 .5 0
3 .0 0
2 0 0 2 5 0 3 0 0 3 5 0 4 0 0 4 5 0
S p e e d [ k ts ]
Ip C D 0 = 0 .2 2 0 e ta = 0 .8 0
A T R 4 2 - C D 0 = 0 .0 2 5A T R 4 2 - e ta = 0 . 7 4
118
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli ad elica
( )( )3
//
crcr
crP PW
SWI⋅
=σ
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛⋅⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛⋅⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛=⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛
cr
TO
TO
cr
TOcr PP
WW
PW
PW
TOzvcr PkkP ⋅⋅⋅= ϕ
119
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli ad elica
120
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli a getto
⎪⎪⎪
⎩
⎪⎪⎪
⎨
⎧
⋅⋅+=
⋅⋅⋅⋅=
⋅⋅⋅⋅=
eARCCC
CSVT
CSVW
LDD
D
L
π
ρ
ρ
2
0
2
2
2121
condcondD
cond SW
eARqWSqC
WT
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅
⋅⋅⋅+⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛⋅⋅=⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛
π1
0
121
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli a getto
122
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli a getto
condcondD
cond SW
eARqWSqC
WT
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅
⋅⋅⋅+⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛⋅⋅=⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛
π1
0
( ) ( )TOTO SWWT // −Serve una relazione nel piano
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛⋅⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛⋅⎥⎦
⎤⎢⎣
⎡⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛⋅⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅
⋅⋅⋅+⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛⋅⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛⋅⋅=⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛
TO
cond
cond
TO
TO
condTO
cond
TO
TOD
TO WW
TT
WW
SW
eARqWW
WSqC
WT
π1
0
123
PUNTO DI PROGETTO
VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli ad elica
124
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125
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127
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