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1

Fabrizio Nicolosi

Corso di PROGETTO GENERALE DEI VELIVOLI

Determinazione del punto di progetto

2

STIMA PRELIMINARE DEI PESI

RICERCA DEL PUNTO DI PROGETTO

PROGETTO PRELIMINARE

3

REQUISITI DI NORMATIVA

PUNTO DI PROGETTO

REQUISITI DI SPECIFICA

CONDIZIONI PUNTO DI PROGETTO

INPUT

OUTPUT

PROFILO DI MISSIONE

DETERMINAZIONE PESI

WTO W/S W/P T/W

AR CLmax

S AR PTO/TTO CLmax

5

REQUISITO > CONDIZIONE > RESTRIZIONE

PUNTO DI PROGETTO

Velivolo ad Elica

Velivolo a Getto

6

PUNTO DI PROGETTO

REQUISITI

Velocità di stallo

Lunghezza di decollo

Lunghezza di atterraggio

Prestazioni di salita

Velocità di crociera o massima

7

PUNTO DI PROGETTO

CONDIZIONI

ELICA GETTO

=

wing

TO

TO

TO

SWf

PW

=

wing

TO

TO

TO

SWf

WT

8

VELIVOLI AD ELICA

PUNTO DI PROGETTO

9

VELIVOLI A GETTO

PUNTO DI PROGETTO

10

STUDIO DEI REQUISITI E DELLE CONDIZIONI

PUNTO DI PROGETTO

11

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

12

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

13

PUNTO DI PROGETTO


TOL

TO

WTC

SW

TOP

⋅⋅

=

TO - max

25

σ

14

PUNTO DI PROGETTO


Relazione statistica

25Length Field 5.37 TOPSTO ⋅=

Si assegna

=

wing

TO

TO

TO

SWf

WT

2ftlb

ft

TOL

TO

WTC

SW

TOP

⋅⋅

=

TO - max

25

σ

15

PUNTO DI PROGETTO


TO - maxLC

16

PUNTO DI PROGETTO


17

PUNTO DI PROGETTO


18

PUNTO DI PROGETTO

DISTANZA DI ATTERRAGGIO

Equilibrio delle forze nella direzione orizzontale

( )LWDTdtdV

gW

rreverse −⋅−−−=⋅ µ

( )TDVVrreverse

SLTDground LWDTg

VkWS7.0

22 12

=

−⋅++

⋅⋅⋅⋅

=µ

2SLground VS ∝

19

PUNTO DI PROGETTO

DISTANZA DI ATTERRAGGIO – FAR25

2Length Field 3.0 AL VS ⋅=

ft 2kts

20

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

6.0Length Field L

LSS =

TOL SW

SW

=

85.0

21

PUNTO DI PROGETTO


22

PUNTO DI PROGETTO


23

PUNTO DI PROGETTO

24

PUNTO DI PROGETTO

SALITA

DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE

REQUISITI DI NORMATIVA

REQUISITI DI SPECIFICA

25

PUNTO DI PROGETTO

SALITA

CONDIZIONI

⋅+=⋅=

γγsin

cosWDT

WL

−=⋅=

−=≅=

WDVTVVRC

WDTCGR

γ

γγ

sin

sin Climb Gradient

Climb Rate

L

T

W D g

26

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


eARCCC L

DD ⋅⋅+=π

2

0

???

27

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.

28

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, è possibile reiterare il metodo esposto con un valore più preciso del coefficiente di resistenza parassita.

29

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

30

PUNTO DI PROGETTO

SALITA

7.87 3648 165 603000 350 McDonnel Douglas MD11 9.62 1209 116 140000 150 McDonnel Douglas MD81 7.84 551 82.4 45415 50 Embraer ERJ 145 10.6 3500 136 476000 250 Boeing B787-800 8.69 4600 126 580000 390 Boeing B777-300 7.99 3050 148 450000 245 Boeing B767-400 7.68 5825 137 800000 420 Boeing B747-400 9.41 1344 130 174200 160 Boeing B737-800 7.54 9100 136 1234600 555 Airbus A380 10.3 3892 139 540000 315 Airbus A350 9.29 4704 171 805000 372 Airbus A340-600 9.48 1320 123 162000 150 Airbus A320-200

7.73 2799 131 366000 280 Airbus A300-600

AR S [ft^2] Wto/S [psf] Wto [lb] N° passeggeri VELIVOLO

31

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


SfCD =0

TOW

wetS

Stima Dei Pesi

32

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


SfCD =0

TOwet WdcS 1010 loglog ⋅+=

TOW

wetS

33

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


SfCD =0

wetS

f

34

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


SfCD =0

wetSbaf 1010 loglog ⋅+=

wetS

f

35

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


eARCCC L

DD ⋅⋅+=π

2

0

???

36

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.

37

PUNTO DI PROGETTO

SALITA

7.87 3648 165 603000 350 McDonnel Douglas MD11 9.62 1209 116 140000 150 McDonnel Douglas MD81 7.84 551 82.4 45415 50 Embraer ERJ 145 10.6 3500 136 476000 250 Boeing B787-800 8.69 4600 126 580000 390 Boeing B777-300 7.99 3050 148 450000 245 Boeing B767-400 7.68 5825 137 800000 420 Boeing B747-400 9.41 1344 130 174200 160 Boeing B737-800 7.54 9100 136 1234600 555 Airbus A380 10.3 3892 139 540000 315 Airbus A350 9.29 4704 171 805000 372 Airbus A340-600 9.48 1320 123 162000 150 Airbus A320-200

7.73 2799 131 366000 280 Airbus A300-600

AR S [ft^2] Wto/S [psf] Wto [lb] N° passeggeri VELIVOLO

38

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


eARCCC L

DD ⋅⋅+=π

2

0

???

39

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

40

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


eARCCC L

DD ⋅⋅+=π

2

0Config. pulita (no effetti compressibilità in fase di salita)

Config. decollo con carrello retratto to

LDDD eAR

CCCC⋅⋅

+∆+=π

2

toflap 00

Config. decollo con carrello estratto to

LDDDD eAR

CCCCC⋅⋅

∆+∆+=π

2

gear 0 toflap 00

Config. atterraggio con carrello retratto l

LDDD eAR

CCCC⋅⋅

+∆+=π

2

l flap 00

Config. atterraggio con carrello estratto l

LDDDD eAR

CCCCC⋅⋅

∆+∆+=π

2

gear 0l flap 00

41

PUNTO DI PROGETTO

SALITA


42

PUNTO DI PROGETTO

SALITA

CONDIZIONI

⋅+=⋅=

γγsin

cosWDT

WL

−=⋅=

−=≅=

WDVTVVRC

WDTCGR

γ

γγ

sin

sin Climb Gradient

Climb Rate

L

T

W D g

43

PUNTO DI PROGETTO

SALITA

CONDIZIONI - velivoli a getto

−=

⋅⋅

−=

DLWTCGR

CSW

DLWTRC

L

/1

12/1

ρ

44

PUNTO DI PROGETTO

SALITA

REQUISITI DI NORMATIVA – FAR25

45

PUNTO DI PROGETTO

SALITA

REQUISITI DI NORMATIVA – FAR25

46

PUNTO DI PROGETTO

SALITA

47

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

48

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

49

PUNTO DI PROGETTO


50

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

Tipici valori 9.08.0 −=

cond

TO

WW )(2.0 settaggioeffettoquotaeffetto

TT

TO

cond −=

51

PUNTO DI PROGETTO

VELOCITA’ DI CROCIERA – velivoli ad elica

52

PUNTO DI PROGETTO

RICERCA DEL PUNTO DI PROGETTO – velivoli a getto

53

PUNTO DI PROGETTO

RICERCA DEL PUNTO DI PROGETTO – velivoli a getto

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