7) Punto di progetto - unina.itwpage.unina.it/fabrnico/DIDATTICA/PGV_2012/ESERCIZI_2014...74 PUNTO...

1

Fabrizio Fabrizio NicolosiNicolosi

Corso di PROGETTO GENERALE DEI VELIVOLIDeterminazione del punto di progetto

22

1 -BAC L112 -B7273 -Ilyiuschin4 -A3205 -MD116 -B747

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


( )( )[ ]LWDT

Wg

Vddsr −⋅−−⋅

⋅=μ

2

21

( )( )[ ]

∫−⋅−−⋅

⋅=LOFFV

r

ground

LWDTWg

Vds0

2

21

μ

41

PUNTO DI PROGETTO


( )[ ] ( )[ ]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


LOFFVVTOL

STO

LOFF

ground

WTCg

SW

VV

S

7.0max

2

=⎥⎦⎤

⎢⎣⎡⋅⋅⋅

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛⋅⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

=ρ

43

PUNTO DI PROGETTO

DISTANZA DI DECOLLO

( )LWDTdtdV

gW


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


47

PUNTO DI PROGETTO


Relazione statistica

25Length Field 5.37 TOPSTO ⋅=

Si assegna ⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

wing

TO

TO

TO

SWf

WT

2ftlb

ft

48

PUNTO DI PROGETTO


49

PUNTO DI PROGETTO


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


51

PUNTO DI PROGETTO


52

PUNTO DI PROGETTO


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


GroundTOTO SS 66.1 ⋅=

54

PUNTO DI PROGETTO


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


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


57

PUNTO DI PROGETTO


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


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


63

PUNTO DI PROGETTO


64

PUNTO DI PROGETTO


65

PUNTO DI PROGETTO


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


67

PUNTO DI PROGETTO


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


eARC

CC LDD ⋅⋅+=π

2

0

???

71

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


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


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


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


SfCD =0

TOW

wetS

76

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


SfCD =0

TOwet WdcS 1010 loglog ⋅+=

TOW

wetS

77

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


SfCD =0

wetS

f

78

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


SfCD =0

wetSbaf 1010 loglog ⋅+=

wetS

f

79

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


eARC

CC LDD ⋅⋅+=π

2

0

???

80

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


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


eARC

CC LDD ⋅⋅+=π

2

0

???

83

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


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


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


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


⎪⎪

⎩

⎪⎪

⎨

⎧

−⋅=

⋅=

radin /1

fpmin 33000

DLCCGRPCGR

RCPRC

L

89

PUNTO DI PROGETTO

SALITA

REQUISITI DI NORMATIVA – FAR23

90

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


( )( )

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


92

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


( )( )

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


( )( )

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


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


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


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


101

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


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


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


( )( )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


( )( )3

//

crcr

crP PW

SWI⋅

=σ

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛⋅⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛⋅⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛=⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛

cr

TO

TO

cr

TOcr PP

WW

PW

PW

TOzvcr PkkP ⋅⋅⋅= ϕ

108

PUNTO DI PROGETTO


( )( )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


110

PUNTO DI PROGETTO


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



Alt = 20000 ft

Potenza necessaria

Potenza disponibile

112

PUNTO DI PROGETTO


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


ATR42

113

PUNTO DI PROGETTO


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


ATR42

114

PUNTO DI PROGETTO



Scelta di altri velivoli bimotori ad elica

11002939650Beechcraft C90A360042425352EMB 120800060050265Saab 2000420058741005ATR42

P max [hp]S [ft^2]

Peso [lb]Velivolo

115

PUNTO DI PROGETTO



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



La linea di tendenza cambia se si prendono valori differenti di

0DC Pη

117

PUNTO DI PROGETTO



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


( )( )3

//

crcr

crP PW

SWI⋅

=σ

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛⋅⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛⋅⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛=⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛

cr

TO

TO

cr

TOcr PP

WW

PW

PW

TOzvcr PkkP ⋅⋅⋅= ϕ

119

PUNTO DI PROGETTO


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


122

PUNTO DI PROGETTO


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


124

PUNTO DI PROGETTO

RICERCA DEL PUNTO DI PROGETTO – velivoli ad elica

125

PUNTO DI PROGETTO

RICERCA DEL PUNTO DI PROGETTO – velivoli ad elica

126

PUNTO DI PROGETTO

RICERCA DEL PUNTO DI PROGETTO – velivoli a getto

127

PUNTO DI PROGETTO

RICERCA DEL PUNTO DI PROGETTO – velivoli a getto

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