2.5 La fusoliera · 2015. 3. 8. · MODULO A NOZIONI FONDAMENTALI di TECNICA AERONAUTICA _____...

MODULO A NOZIONI FONDAMENTALI di TECNICA AERONAUTICA

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UNITA’ 2 L’AEROPLANO e LE SUE PARTI pag. A/35

2.5 La fusoliera

La fusoliera è il corpo vero e proprio dell’aereo e come tale deve assolvere molteplici funzioni tra le

quali alloggiare la cabina di pilotaggio, il carico utile e gran parte degli impianti di bordo. Inoltre deve

costituire l’elemento strutturale che collega le ali con gli organi di stabilità e controllo posti sugli impennaggi

di cosa. Se assolve solo alla prima funzione è detta carlinga altrimenti è detta trave di coda.

Longitudinalmente la fusoliera di un velivolo da

trasporto può essere considerata un corpo

fusiforme costituito da un tratto centrale di forma

cilindrica che separa una parte prodiera a forma

ogivale (forebody) e una poppiera (afterbody).

La parte anteriore viene modificata per permettere l’installazione della cabina di pilotaggio, mentre la forma

di quella posteriore dipende dall’esigenze di accessibilità e di carico del materiale da trasportare e dalla

necessità di far assumere al velivolo gli angoli di seduta ottimali nelle fasi di decollo e atterraggio.

Dal punto di vista aerodinamico, essendo la fusoliera un corpo fusiforme, un parametro molto importante, in

fase di progettazione e dimensionamento, è il “rapporto di finezza” o “finezza” ovvero il rapporto tra la

lunghezza complessiva L ed il diametro D della più

grande sezione trasversale della fusoliera. L’inverso della

finezza, ovvero il rapporto (Dmax/L), è noto come

snellezza della fusoliera. A titolo di esempio nella

tabella accanto vengono riportati i valori di finezza e

snellezza relativi ad alcuni velivoli commerciali.

La finezza è un parametro aerodinamico fondamentale in

quanto è legata al coefficiente di resistenza della

fusoliera. Quest’ultimo può dirsi composto da due fattori: il primo è la resistenza d’attrito legata al superficie

bagnata del corpo, e che quindi cresce con la lunghezza L, il secondo è la resistenza di pressione ( o di

forma) che è invece legata all’area massima della sezione trasversale, e che pertanto aumenta all’aumentare

del diametro D della sezione. Dal bilancio tra la

resistenza di forma e quella di attrito è possibile

individuare un valore ottimo della finezza che

minimizza la resistenza. Tuttavia le moderne fusoliere,

per motivi di carattere strutturale legati all’ingombro

minimo necessario, hanno un rapporto di finezza

maggiore di quello di ottimo (vedi grafico a lato)

Velivolo D/L

snellezza

L/D

finezza

DC-9 0,096 10,416

DC-8 0,076 13,158

DC-10 0,072 13,888

Boeing 707 0,074 13,513

Boeing 747 0,086 11,627

Concorde 0,046 21,739


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UNITA’ 2 L’AEROPLANO e le SUE PARTI pag. A/36

Forma e dimensioni della fusoliera variano a seconda della categoria di appartenenza del velivolo, nonché

delle prestazioni richieste. Le sezioni trasversali più usate negli aerei civili sono le seguenti:

• Sezione rettangolare o rettangolare con cappottatura a calotta, ormai in disuso (fig. a e b) ;

• Sezione ovalizzata, impiegata per piccoli aerei da trasporto persone (fig. c);

• Sezione a lobi circolari, usato nei grossi aerei da trasporto (fig. e);

• Sezione circolare, ottima sotto ogni aspetto è la più comune (fig. d);

Trasversalmente la forma della sezione della fusoliera

deve obbedire a diverse ragione, la più importante delle

quali è quella di alloggiare il carico utile, per cui un

volta che lo si è determinato, si cerca di alloggiarlo

utilizzando la minima sezione frontale.

Inoltre poiché per i velivoli operanti ad alta quota le

fusoliere devono essere pressurizzate, si ricorre ad una

sezione circolare [in fig. la (1)], che facendo lavorare il

fasciame a trazione e non a flessione permette di

assorbire la pressurizzazione nel modo meno gravoso.

Nel caso dei velivoli civili, la sezione più diffusa oltre a

quella circolare e quella lobata [in fig. la (2)]. Ad essa si ricorre, ad esempio, quando la capacità della stiva

della sez. circolare (1) è insufficiente, e quindi anziché ricorrere alla sezione circolare di raggio maggiore (3),

si può utilizzare la sezione lobata (2) che a parità di carico è sicuramente più conveniente dal punto di vista

della resistenza aerodinamica. La sezione lobata (2) rispetto a quella circolare (1) presenta oltre che un

maggiore capacità per unità di lunghezza anche un miglioramento dell’aerodinamica dell’intersezione ala-

fusoliera, per contro richiede pavimenti lavoranti, quindi più pesanti e di difficile costruzione ed è più gravoso

l’assorbimento dei carichi legati alla pressurizzazione.


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Tuttavia in alcuni casi come per i grossi velivoli da trasporto si sacrificano le condizioni dettate dalla

pressurizzazione e si dispongono i passeggeri su più piani secondo diverse architetture:

Nel caso di piccoli velivoli e di quelli militari non esistono regole generali per la forma trasversale della

fusoliera, non essendovi le stringenti motivazioni del carico utile, e pertanto essa è determinata

essenzialmente da motivi di ingombro e può assumere le forme più svariate.

Dal punto di vista costruttivo, le fusoliere si possono distinguere in tre grosse categorie a seconda degli

elementi che costituiscono la struttura resistente della fusoliera:

⇒ Fusoliere a traliccio o reticolari (in acciaio utilizzata negli aerei leggeri ed ultraleggeri);

⇒ Fusoliere a guscio;

⇒ Fusoliere a semiguscio.

Nel caso delle strutture a guscio e semiguscio, la sezione di una fusoliera è costituita da elementi

longitudinali detti correnti aventi la funzione di assorbire gli sforzi indetti dalle flessioni, da elementi

trasversali dette ordinate aventi la funzioni sia di appoggio per i correnti che di forma, e dal rivestimento

che oltre alla funzione propria ha anche quella di assorbire le sollecitazioni di torsione e quelle generate dalla

pressurizzazione. Uno dei problemi nel dimensionamento della fusoliera, è quello generato dalla presenza

delle aperture (oblò, portelli,..). Infatti una struttura sottile in presenza di aperture riduce notevolmente la

propria rigidezza torsionale e pertanto nel calcolo delle aperture occorrerà prevedere opportuni rinforzi

interni, realizzati con elementi profilati che costituiscono un vero e proprio telaio intorno all’apertura stessa.

I componenti e le diverse tipologie strutturali della fusoliera saranno trattati in dettaglio nel successivo

modulo G “Analisi strutturale della fusoliera”.


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2.6 Organi di stabilizzazione e controllo

Nei velivoli ad architettura classica, gli organi di stabilizzazione e controllo sono costituiti:

� dal piano di coda orizzontale (detto anche

impennaggio orizzontale), che provvede ad assicurare

la stabilità e la manovrabilità del velivolo intorno

all’asse di beccheggio. In particolare esso si compone

di una parte mobile, detta equilibratore o elevatore, e

di una fissa detta stabilizzatore. In alcune

configurazioni l’intera superficie orizzontale è tutta

mobile ed in tal caso si parla di stabilatore.

� dal piano di coda verticale (detto anche impennaggio verticale), che provvede ad assicurare la stabilità

e la manovrabilità del velivolo intorno all’asse di imbardata. In particolare esso si compone di una

parte mobile, detta timone di direzione, e di una fissa detta deriva.

� dagli alettoni che, situati all’estremità alari per aver il maggior braccio rispetto all’asse longitudinale,

comandano il movimento di rollio.


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ORGANO di CONTROLLO COMPOSIZIONE COMPITI

IMPENNAGGIO ORIZZONTALE

Stabilizzatore (parte fissa) Stabilità longitudinale (beccheggio)

Equilibratore o elevatore

(parte mobile)

Comanda il movimento di beccheggio tramite

la barra ( o volantino) azionata dal pilota

longitudinalmente. Quando la barra viene

spinta in avanti, l’equilibratore si abbassa e il

velivolo picchia, se viene tirata verso il petto,

l’equilibratore si solleva e il velivolo cabra.

IMPENNAGGIO VERTICALE Deriva (parte fissa) Stabilità direzionale (imbardata)

Timone

(parte mobile)

Comanda il movimento di imbardata tramite la

pedaliera azionata dal pilota. In particolare se il

pilota abbassa il pedale destro, il timone ruota

verso destra, nasce un momento di imbardata

che fa ruotare il velivolo intero a destra.

ALETTONI

Coppia di elementi mobili

simmetrici rispetto all’ala e

che si muovono in modo

asincrono

Comandano il movimento di rollio tramite la

barra ( o volantino) azionata trasversalmente

dal pilota. In particolare se si sposa la barra alla

destra del pilota, l’alettone sinistro si abbassa

(la semiala si solleva) mentre quello destro si

solleva (la semiala si abbassa). Nasce un

momento che fa virare il velivolo verso destra.

La necessità dell’impennaggio orizzontale nasce dal fatto che, se il velivolo fosse costituito solo dall’ala

e dalla fusoliera, non risulterebbe equilibrato al beccheggio. Infatti la portanza del velivolo parziale (Lw)

applicata nel centro pressione (C.P.) non è baricentrica. Il C.P. è generalmente arretrato rispetto al

baricentro G alle basse incidenze (Fig. a) ed avanzato alle

alte incidenze (Fig. b). Ciò significa che si genera un

momento a picchiare MY nel primo caso ed un momento a

cabrare nel secondo. Nasce quindi l’esigenza di disporre di

una seconda superficie portante in coda (piano orizzontale)

che genera un momento uguale ed opposto a quello

squilibrante del velivolo parziale (senza coda). Si comprende

quindi il perché, nel volo orizzontale uniforme, il piano di

coda deve essere deportante se il baricentro è in avanti (Fig.

a) e portante nel caso opposto (Fig. b).


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La necessità dell’impennaggio verticale nasce invece dall’esigenza di garantire la stabilità direzionale del

velivolo. Ad esempio quando il velivolo è investito da una raffica laterale, il piano di coda verticale produce

una forza aerodinamica, detta devianza, che rispetto al baricentro genera un momento di imbardata che

tende ad annullare la perturbazione. Il timone di direzione viene azionato dal pilota attraverso la pedaliera

per garantire la manovrabilità direzionale.

Per quando riguarda la disposizione dei piani di coda, oltre alla configurazione classica, con il piano

orizzontale installato nell’estremità posteriore della fusoliera alla base della deriva, è possibile avere tante

altre soluzioni di seguito raffigurate.

Nell’ impennaggio a croce, il piano orizzontale è situato ad altezze intermedie rispetto a quello

verticale mentre nell’ impennaggio a T i piani orizzontali sono siti all’estremità superiore della deriva. Si

possono avere anche soluzioni in cui la superficie verticale anziché essere unica e costituita da più derive.

Chiaramente la scelta del tipo di configurazione dipende da diversi fattori, tra i quali le sollecitazioni di

flessione e torsione che le forze aerodinamiche generate dai piani di coda esercitano sulla fusoliera.


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Ad esempio si ha tutto l’interesse a fare in modo che l’impennaggio verticale sia il più basso possibile

per non indurre grosse torsioni sulla fusoliera, d’altro conto la deriva non può essere troppo bassa per non

creare problemi di contatto con il terreno al decollo. Per quanto riguarda la posizione dell’impennaggio

orizzontale possiamo notare che mentre la configurazione T, ha il vantaggio rispetto a quella classica, di

tenere i piani di coda lontano dalle scie di ali e motori (la si trova, ad esempio, in quegli aeromobili che

hanno i motori installati nella parte posteriore della fusoliera come l’MD 80), presenta tuttavia

l’inconveniente, che in condizioni di stallo il piano di coda può essere messo in ombra aerodinamica e

l’equilibratore non riesce più a garantire il momento necessario per riportare il velivolo in condizioni normali,

e inoltre, dal punto di vista strutturale, essa risulta più pesante di quella classica, in quanto gli sforzi agenti

sulla parte orizzontale si scaricano completamente su quella verticale prima di raggiungere la fusoliera.

Una soluzione alternativa e interessante e quella in cui i piani sono posizionati non più a valle dell’ala ma

si trovano a monte. Tale configurazione è nota con il nome di canard ed

è spesso impiegata nel caso di velivoli con ala a delta nei quali il compito

degli equilibratori è assolto da superfici disposte a fianco degli alettoni,

dotate di movimento simmetrico, chiamate elevoni.

Tale soluzione presenta il grosso vantaggio di una riduzione della

superficie alare, in quanto le alette canard contribuiscono alla portanza

globale del velivolo, ma a differenza di un configurazione classica con il

piano in coda, rimane il problema legato alla instabilità intrinseca di un

sistema siffatto. Per tali motivi si è pensato ad una configurazione mista

con alette nella parte anteriore e piani orizzontali in coda.

Un esempio di tale configurazione è il velivolo P180 “Avanti” costruito dalla Piaggio Aero Industries).

Il Piaggio P180 Avanti è un aereo da trasporto executive da 6 - 9 passeggeri che è

attualmente l'unico aereo al mondo disegnato, sviluppato e certificato con una

configurazione a tre superfici portanti e prodotto in serie. La configurazione a tre

superfici alari ad elevato allungamento permette non solo una ripartizione ottimale

della portanza necessaria al velivolo ed una significativa riduzione della resistenza

indotta, ma comporta anche efficienze complessive maggiori dovute alla ridotta

deportanza che i piani di coda devono generare per bilanciare il momento

aerodinamico. Inoltre la configurazione propulsiva con eliche spingenti, garantisce

bassi livelli di rumorosità in cabina grazie al posizionamento dei dischi di rotazione

a valle delle zone abitate, tuttavia, genera un'impronta sonora inconfondibilmente

"acuta" all'esterno, a causa dell'interferenza aerodinamica degli scarichi motore

con le eliche stesse. Il velivolo viene spesso portato ad esempio come

configurazione canard, ma la dizione per il P-180 è assolutamente impropria, in

quanto l'ala anteriore pur dotata di flap è sprovvista di superfici mobili di controllo.

Queste ultime sono infatti convenzionali, ripartite tra ala principale e

stabilizzatore/equilibratore.


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2.7 Organi per l’involo e l’atterraggio.

Gli organi per l’involo e l’atterraggio sono tutti quei dispositivi che consentono al velivolo di decollare

e atterrare. Nel caso di velivoli “terrestri” essi sono costituiti dai carrelli di atterraggio, normalmente composti

da ruote fissate ad ammortizzatori, ma possono anche essere utilizzati sci per operazioni su superfici nevose

o ghiacciate oppure galleggianti per operazioni su superfici acquose, come nel caso degli idrovolanti.

Il carrello di atterraggio deve inoltre

consentire le manovre a terra del velivolo e assorbire

gli urti all’atterraggio. Ovviamente non avendo nessun

compito durante la fase di volo deve essere il più

leggero possibile e non deve danneggiare dal punto di

vista della resistenza aerodinamica.

I carrelli possono essere di tipo fisso oppure

retrattile. Nel primo caso il carrello è fissato sotto

la fusoliera o le ali dell'aereo penalizzando molto dal

punto di vista della resistenza aerodinamica. Per

contro risulta meno pesante e non richiede il livello di

manutenzione necessario per i carrelli retrattili. Viene di solito impiegato negli aerei di piccole dimensioni

perché nella maggior parte dei casi i vantaggi in termini di prestazioni non giustificano il peso, i costi e la

complessità maggiore. Inoltre il pilota non rischia

inutilmente di atterrare con il carrello retratto. Al

contrario i velivoli di una certa dimensione hanno

ormai tutti il carrello retrattile nella fusoliera o nelle

ali dell'aereo. Tale soluzione pur essendo di

maggiore difficoltà costruttiva, ingombrante e

pesante, consente tuttavia una maggiore pulizia

aerodinamica e consente di migliorare

notevolmente le prestazioni soprattutto in termini di

velocità di volo.

Per quanto riguarda la disposizione delle ruote, si possono avere le seguenti configurazioni:

1. carrello biciclo;

2. carrello triciclo con ruotino posteriore (configurazione classica);

3 carrello triciclo con ruotino anteriore.

Carrello triciclo fisso di un Cessna 172

Carrello retrattile fuori in atterraggio


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E’ costituito essenzialmente da due ruote poste in linea, come

quelle della bicicletta, una sotto la fusoliera, poco avanti al

baricentro, e l'altra in coda. Tale configurazione è tipica degli alianti

e dei piccoli motoalianti, ma anche di alcuni prototipi di

aereo/razzo dove occorre ridurre al minimo l' ingombro causato dal

vano carrello. Non soffre di particolari problemi nelle manovre al

suolo, ma aiuta invece a mantenere la direzione in decollo ed

atterraggio, anche in presenza di vento traverso

E’ costituito da due sole ruote principali poste anteriormente

sotto la fusoliera o sotto le ali, poco avanti al baricentro e da un

ruotino di coda o da un pattino in coda. Tale configurazione era

molto usata fino agli anni trenta da cui l’aggettivo di “classica”. Il

vantaggio di questo tipo di carrello è che permette l'atterraggio e

il decollo anche da piste semi-preparate o comunque non in

condizioni ottimali: questo perché la ruota anteriore dei carrelli

tricicli non è molto resistente, al contrario della robustezza

dovuta al fatto di usare due sole ruote. Inoltre questo sistema

tiene l'elica lontana da eventuali terreni accidentati.

L’assetto “a cabrare" che assumono gli aerei con carrello classico quando sono a terra comporta una minore

corsa di decollo rispetto ai tricicli perché l'ala si trova già ad un angolo di attacco abbastanza alto. La difficoltà

maggiore però sta nel fatto che il baricentro si trova dietro il carrello principale, e questo comporta alcuni

problemi. Ad esempio in atterraggio, se l'aereo tocca terra un po' bruscamente e a velocità elevata, a causa

della posizione del baricentro la coda si abbassa, aumenta l'angolo di incidenza, e l'aereo riprende a volare, come

se rimbalzasse. È quindi importante atterrare alla velocità minima di sostentamento e inoltre le frenate troppo

brusche rischiano di far capovolgere l'aereo frontalmente.

E’ costituito da una ruota anteriore posta di solito sotto il muso e da due

o più ruote poste leggermente dietro il centro di gravità dell'aereo, sotto

la fusoliera o sotto le ali. In alcuni modelli il carrello anteriore è in grado di

sterzare per facilitare il rullaggio e le operazioni a terra. Con questo tipo di

carrello è impossibile che l'aereo si cappotti, si può quindi frenare più

energicamente riducendo le corse di atterraggio. Inoltre le manovre a

terra sono più agevoli grazie alla maggiore visibilità e al ruotino anteriore

e i velivoli sono un po' meno vulnerabili al vento di traverso. La maggior

parte dei velivoli da trasporto di oggi sono dotati di carrello triciclo

retrattile. I piccoli monomotori da turismo invece ne hanno uno fisso.

Gli aerei che atterrano con un alto angolo di attacco sono spesso dotati

anche di un ruotino di coda per evitare che la coda tocchi la pista


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Un altro vantaggio del carrello triciclo con ruotino anteriore si ottiene in termini di stabilità nelle manovre

curve. Infatti, nel caso di un carrello triciclo con ruotino posteriore negli spostamenti al suolo, se per una

folata di vento o per qualunque

motivo l'aereo inizia a girare, la forza

centrifuga porta il baricentro verso

l'esterno restringendo sempre di più

il raggio di curvatura, con il rischio, a

velocità elevate, di ribaltare l'aereo.

Quindi gli aerei che utilizzano questo

tipo di carrello sono molto sensibili al

vento laterale. Nella configurazione

con ruotino anteriore la posizione del

baricentro rende molto più stabile l'aereo nei movimenti al suolo, perché tende a raddrizzare le curve

troppo strette, e non permette che l'aereo rimbalzi all'atterraggio.

Il numero delle ruote che compongono il carrello è funzione del peso massimo al decollo del

velivolo e dell’area di contatto tra pneumatici e suolo. Le crescenti dimensioni degli aerei con il

conseguente aumento di peso richiedono un numero maggiore di ruote. Ad esempio l'Airbus A340-500

dispone di un terzo carrello posizionato al centro della

fusoliera; il Boeing 747 invece dispone di cinque carrelli: uno

sotto il muso e gli altri quattro, ognuno da quattro ruote, sotto

la fusoliera e le ali.

La tendenza moderna è quella di dotare i carrelli di un

numero maggiore di ruote ma di minori dimensioni in modo da

avere, a parità di area di contatto pneumatici-suolo, un

vantaggio in termini di peso, anche se tale soluzione comporta

una maggiore complicazione costruttiva.

Infine il carrello anteriore è dotato quasi sempre di un

compasso che permette l’orientamento della ruota, mentre quello principale è dotato di freni, che ormai

sono esclusivamente a disco semplice o multiplo.


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2.8 Cenni sul tipo e sulla disposizione dei propulsori aeronautici.

La scelta e la disposizione del gruppo propulsore è, dopo l’ala, uno degli elementi che ha notevole

ripercussione sull’architettura generale del velivolo.

Premesso che una macchina a sostentazione dinamica (aerodina) può avanzare in volo orizzontale

solo grazie alla spinta del propulsore installato, tutti i propulsori funzionano secondo lo stesso principio fisico

che consiste nel prelevare una certa quantità di aria e accelerarla, pertanto la spinta che ne deriva sarà tanto

più grande quanto più grande è la massa di aria interessata e quanto più grande è la differenza tra velocità

di efflusso e quella di volo. Per tale motivo i propulsori aeronautici si dividono in due grandi famiglie a

seconda che venga utilizzata o meno l’aria esterna:

⇒ ESOREATTORI;

⇒ ENDOREATTORI o MOTORI A RAZZO (che portano con se il combustibile ed il comburente).

Gli esoreattori, a seconda delle modalità con cui si ottiene la spinta, si suddividono a loro volta in:

⇒ MOTOELICHE;

⇒ TURBOGETTI;

ESOREATTORI ⇒ TURBOELICHE O TURBOPROP.

⇒ TURBOFAN o TURBOGETTO a DOPPIO FLUSSO;

⇒ AUTOREATTORI e PULSOREATTORI.

In particolare parleremo di propulsori a reazione indiretta se l’aria viene accelerata con un dispositivo

esterno al motore (elica), di propulsori a reazione diretta quando il fluido è elaborato all’interno del motore.

Senza entrare nella descrizione di

ciascun tipo di propulsore, peraltro

oggetto di altro corso, ci limitiamo qui a

ricapitolare il campo di utilizzo di

ciascuno di essi, poiché, in campo

aeronautico, ogni propulsore viene

scelto in base alle specifiche prestazioni

in termini di velocità e quota di volo.

Quello che necessariamente accomuna tutti i tipi di propulsione è che essi devono rispondere a specifiche

tecniche molto più restrittive rispetto ai motori per autotrazione in termini di affidabilità, peso limitato,

ingombro e impatto ambientale (rumore).


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MOTOELICHE

Campo di

utilizzo

Piccoli velivoli della aviazione generale

Caratteristiche

e limiti

Basse velocità (max 500 Km/h) e quote di volo

inferiori agli 8.000m a causa delle perdite di

rendimento volumetrico con la quota. E’ il tipo di

propulsore più economico alle basse velocità.

TURBOGETTI o TURBOJET

Campo di

utilizzo

Ormai è utilizzato solo in aviazione militare, in

campo civile è stato soppiantato dai più economici

e ecologici turbofan.

Caratteristiche

e limiti

È l’unico propulsore che permette di garantire una

sufficiente spinta nell’alto supersonico fino a

velocità di 2.500 Km/h (M=2,2) e quote di volo fino

a 25.000 m.

TURBOELICHE o TURBOPROP

Campo di

utilizzo

Velivoli da trasporto cose e/o passeggeri di medie

dimensioni (es. trasporto regionale)

Caratteristiche

e limiti

Permette di estendere i limiti dell’elica a velocità di

circa 750 Km/h e quote di volo di 12.000 m. I piccoli

turboelica sono molto diffusi grazie ai bassi costi di

realizzo, gestione e manutenzione, alla lunga vita

operativa e alla grande affidabilità.

TURBOFAN

Campo di

utilizzo

Aviazione civile a medio e lungo raggio.

Caratteristiche

e limiti

Regimi di volo compresi tra l’alto subsonico ed il

basso supersonico. Presenta una rumorosità più

bassa e dei consumi ridotti rispetto al turbogetto.

Nell’alto supersonico i turbofan non garantiscono

più la spinta necessaria e si deve necessariamente

ricorrere ai turbojet.

La sostanziale differenza tra i motori ad elica e quelli a getto é che mentre i primi vengono classificati per

potenza, i secondi vengono classificati per spinta (per poter paragonare le prestazioni basta moltiplicare la

spinta del turbogetto per la velocità del velivolo per ottenere la potenza). Inoltre il comportamento alle basse

velocità dei velivoli ad elica è molto migliore, in quanto mantengono un maggior esubero di potenza

disponibile, il che garantisce grandi condizioni di sicurezza in quei casi in cui si manifestano imprevisti nelle


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fasi di decollo o atterraggio, fasi nelle quali statisticamente si verificano la maggior parte degli incidenti.

Il grande esubero di potenza permette infatti di percorrere rampe più ripide consentendo una rapida ripresa

dell'aereo nel caso, ad esempio, di un "lungo" in atterraggio. Nella successive figure sono raffrontati i

diagrammi delle prestazioni di velivoli ad elica e velivoli a getto.

Le curve indicate con PA rappresentano le potenze fornite dal motore, le curve indicate con PR le potenze

necessarie al sostentamento del velivolo. Si vede che alle basse velocità il velivolo ad elica, diagramma (a),

mantiene un esubero di potenza nettamente maggiore del velivolo a getto, diagramma (b), a parità di curva

delle potenze necessarie. Ciò spiega l’utilizzo della propulsione ad elica nei collegamenti in ambito regionale,

dove i velivoli non raggiungono mai quote particolarmente elevate, dato il breve tempo di volo, per cui non è

necessario utilizzare velivoli a getto, che rendono meglio se utilizzati ad alte quote. La brevità delle tratte

rende inoltre trascurabile il risparmio di tempo dovuto alla maggiore velocità del velivolo a getto.

Dornier 328 equipaggiato con motore turbofan

Dornier 328 equipaggiato con motore turboprop

Esistono aerei utilizzati per l’aviazione civile che vengono prodotti con i due sistemi di propulsione, ad elica e a getto. Un esempio può essere il DORNIER 328. La versione “Jet” è propulsa da due turbofan Pratt & Whitney Canada PWC 306B da 2722 kg di spinta unitaria, mentre la versione “turboprop” da due Pratt & Whitney Model PW 119B, ciascuno dei quali genera una potenza al decollo di 2.180 cavalli sull'albero, con eliche Hartzell esapala in materiale composito. La versione equipaggiata da motori turbofan presenta un consumo orario leggermente più alto a fronte di una velocità di crociera del 20% più elevata. Il motivo principale sta nel fatto che, garantendo il motore a getto una forte spinta fino a quote elevate, il velivolo così propulso può volare a quote operative maggiori rispetto al turboprop, incontrando una minore resistenza aerodinamica e volando a velocità maggiori.


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Boeing 737 equipaggiato con motore turbojet

Boeing 737 equipaggiato con motore turbofan

Nelle immagini sopra viene invece riportato un Boeing 737, nelle due versioni, equipaggiate, rispettivamente con motore turbo-jet e con motore turbofan. Si nota un’importante differenza fra i due motori, cioè la maggiore area frontale del turbofan rispetto al turbo jet, che comporta certamente un incremento di resistenza del velivolo e un peggiore comportamento negli assetti deviati. Tuttavia per le velocità di esercizio e per le prestazioni richieste ai velivoli per l’aviazione civile, questo aspetto è considerato trascurabile rispetto ai vantaggi in termini di consumo e impatto ambientale.

Dopo la scelta del tipo di propulsore, il secondo problema che il progettista è chiamato a risolvere è la

scelta del numero dei motori e la loro disposizione sul velivolo. Chiaramente la scelta del numero di

propulsori prima di tutto dipende dalla tipologia di velivolo, poi è legata alle spinte o potenze disponibili e

infine a considerazioni di sicurezza e affidabilità.

Rimanendo nel caso dell’aviazione civile possiamo avere:

♦ MONOMOTORE a ELICA: è il caso di un unico propulsore (motoelica) che può essere installato o in

configurazione classica, cioè con elica trattiva, oppure essere montato nella parte posteriore della

fusoliera e quindi in configurazione propulsiva. La soluzione classica con elica trattiva è vantaggiosa

dal punto di vista del centramento del velivolo, mentre quella con elica propulsiva è vantaggiosa in

termini di visibilità e di resistenze passive.

♦ BIMOTORE a ELICA: La configurazione classica prevede due motori con elica trattiva collocati in

gondole sotto l’ala o portati direttamente dall’ala.

♦ BIMOTORE a GETTO: Nel caso dei velivoli a getto oltre alla configurazione classica di due motori in

gondole sub-alari, vi è la possibilità di installarli nella parte posteriore della fusoliera mediante

appositi piloni. Quest’ultima configurazione (utilizzata ad esempio per il velivolo MD 80) consente di

avere diversi vantaggi tra i quali:

• ala aerodinamicamente pulita;

• basso rumore in cabina;

• minore altezza da terra della fusoliera;

• ridotti rischi di ingestione di corpi estranei

da parte dei turbogetti;

• Trascurabili effetti di imbardata nel caso di piantata di uno dei propulsori.


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mentre la configurazione classica, con due motori sub-alari, è preferibile poiché presenta:

• vantaggi in termini di centramento;

• migliore rendimento delle prese d’aria;

• libertà di progettazione degli impennaggi verticali;

• semplicità e leggerezza delle installazioni di alimentazione e regolazione.

Nel caso in cui è necessario aumentare il numero dei motori si può ricorrere a un TRIREATTORE o un

QUADRIREATTORE. Per i grossi velivoli da trasporto la

formula del trireattore (nella figura a lato un DC 10) è

legata sia all’esigenza di avere grosse autonomie sia una

maggiore spinta in fase di decollo poiché spesso gli

aeroporti, situati vicinissimo al centro delle città, sono

dotati di piste corte. Chiaramente nel caso di modeste

percorrenze e piste sufficientemente lunghe un

trireattore appare sovradimensionato non solo rispetto all’esigenza di crociera ma anche rispetto a quelle di

decollo ed è ragionevole ricorrere a un bireattore.

Quando abbiamo a che fare con velivoli di grossi dimensioni necessariamente occorre utilizzare quattro

propulsori. Il più grande velivolo fin ad oggi costruito

per il trasporto passeggeri è l’AIRBUS A380. Si tratta

di un gigante di 560 tonnellate che nella versione più

capiente può trasportare fino a 656 passeggeri.

Da quando è cominciata la progettazione di questo

velivolo le case motoristiche hanno cercato di

produrre il motore adatto. Ad esempio General Elettric

e Pratt & Whittney hanno creato un consorzio

producendo il motore GP7200, un turbofan da 32

tonnellate di spinta al decollo, mentre la Rolls-Royce ha prodotto il Trent 900, anch’esso da 32 tonnellate di

spinta. La scelta di quale motore montare viene, in genere, fatta dalla compagnia aerea che acquista

l’aeromobile, secondo criteri legati alle possibilità di effettuare le manutenzioni. L’A380 ne monterà quattro

rispondendo al criterio secondo il quale, la spinta disponibile in caso di avaria di un motore, deve essere di

circa il 20% del peso dell’aeromobile, ed effettivamente tre motori da 32 tonnellate cad. forniscono le 100

tonnellate richieste.


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Nelle immagini sopra il propulsore sito presso l’ITIS “G.C. Falco” di Capua (CE)

.................... il turbogetto GENERAL ELETRIC J79-GE

Il turboreattore J79-GE, propulsore dello storico velivolo

F 104, veniva costruito, su licenza della ditta General

Eletric Aircraft, dalla divisione aeronautica della ex

AERITALIA. Si tratta di un reattore monoalbero del tipo "A

FLUSSO ASSIALE" provvisto di un compressore assiale a

17 stadi, una camera di combustione tubo anulare con 10

tubi di fiamma, una turbina a tre stadi e un post-

bruciatore. Funzionando a regime "MILITARY" (massima

spinta senza post-bruciatore) esso forniva una spinta di

circa 10.000 lbs, pari a 4.540 kg mentre in massima post-

combustione forniva una spinta di circa 15.800 lbs,

equivalenti a 7.180 kg. In particolare sul velivolo F 104

versione “G” era installato il turboreattore J79-GE-11B.

Successivamente con l'avvento della versione “S” si è

scelto di equipaggiare gli F 104 con il più potente J79-GE

19. Quest'ultima versione, caratterizzata da un 15% di

spinta in più, è stata rivista nella turbina e nell'ugello, ed

è quella utilizzata sugli ultimi F-104 ASA e ASA-M.

Peso del motore base 3210 lbs [1.458 kg] Spinta NORMAL (99% RPM) 11870 lbs [ 5.389 kg]

Peso del condotto di scarico 625 lbs [282 kg] Spinta MILITARY (100% RPM) 11870 lbs [ 5.389 kg]

Peso totale 3835 lbs [1.740 kg] MINIMO AFTERBURNER 15300 lbs [6.946 kg]

Temperatura di ingresso in turbina

993°c MASSIMO AFTERBURNER 17900 lbs [8.126 kg]

Temperatura di uscita dalla turbina

670° ± 8°c

Portata d’aria 170 lb/sec

Consumo specifico di crociera 0,84 -1,20

kg/(kgspinta x h)

Consumo specifico con postbruciatore

1,96 kg/(kgspinta x h)

Rapporto di compressione 12.7 : 1

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