Aeronautica Lezioni Dimensionamento

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


Power available vs. power required


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

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 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


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

]




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 ]



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

≤⎟⎠⎞

⎜⎝⎛


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


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


)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


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]


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]


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]


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]


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]


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!

Aeronautica Lezioni Dimensionamento

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