Dalla Polare di resistenza alle polari tecniche del...
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CORSO PGVRiepilogo di MECCANICA DEL VOLO
Dalla Polare di resistenza alle polari ptecniche del Velivolo
(Curve di spinta e potenza necessaria al volo)(Curve di spinta e potenza necessaria al volo)
Prof. F. Nicolosi
1CORSO PGV - Meccanica del Volo - Polari tecniche
Sorgenti di resistenza aerodinamica
⇒Resistenza di attrito(Skin friction) Turbulent skin friction coeff.
R i t di i ( i )⇒Resistenza di scia (pressione)(form drag , pressure drag) – tipica di escrescenze, carrelli, e profilo ad incidenza
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Sorgenti di resistenza aerodinamica⇒Resistenza di attrito(Skin friction)
⇒Resistenza di scia (pressione)2-D
⇒Resistenza di scia (pressione)(form drag , pressure drag)
⇒ Resistenza indotta(Vortex drag) 3-D
Il parametro delta tieneconto di distribuzionedi portanza nondi portanza non-ellittica.
2CCL
( )δπ
+= 12
ARCC L
DiAR
Li πα =
alfa indotto ala ellittica
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Sorgenti di resistenza aerodinamica⇒ POLARE INCOMPRIMIBILE
A rigore in modo molto marginale anche laA rigore, in modo molto marginale, anche laresistenza di attrito varia con l’assetto (CL).La resistenza di pressione varia con l’assettoprincipalmente per effetto del profilo alare e della
CD
Induced DragTotal
principalmente per effetto del profilo alare e dellafusoliera.
Skin Friction Drag
Pressure Drag
Induced Drag
C L
CD Total Coeff resist dovuta alla
Pressure Drag
Induced Drag portanza(somma della vortex drag e dellavariazione della parassita con
CSkin Friction Drag
Pressure Dragl’assetto)
Coeff resist parassita (CL=0)
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C L
Sorgenti di resistenza aerodinamicaCAMPO COMPRIMIBILE⇒Resistenza d’onda (wave drag)⇒Resistenza d onda (wave drag)E’ una resistenza principalmente di pressione.L’onda d’urto interagisce con lo strato limite eprovoca separazione con scia, resistenza diprovoca separazione con scia, resistenza dipressione e “buffeting”.
Il Mach cr e MDD dipendono da:Assetto (CL) freccia ala spessore perc (t/c)- Assetto (CL), freccia ala, spessore perc (t/c),
tipo di profilo (profili supercritici)
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Sorgenti di resistenza aerodinamicaIl Mach cr e MDD dipendono da:
Assetto (CL) freccia ala spessore perc (t/c) tipo di profilo (profili supercritici)- Assetto (CL), freccia ala, spessore perc (t/c),tipo di profilo (profili supercritici).
Cd Cd
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Sorgenti di resistenza aerodinamicaCAMPO COMPRIMIBILE⇒Mach di divergenza⇒Mach di divergenza
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Sorgenti di resistenza aerodinamicaCAMPO COMPRIMIBILE – Wave Drag
W CDWave CD
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Polare di resistenza
Breakdown CAUSALE(vel trasp jet in crociera)
B kd iBreakdown per componenti(vel trasp jet in crociera)
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Polare di resistenza
Il profilo alarecurvo ha resistenzaviscosa minima aCl>0 (Cl dicrociera).
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Polare di resistenzaResistenza a portanza nulla + resistenzadovuta alla portanza.Si introduce il fattore di Oswald “e”(tipicamente =0.8).
Effetti viscosi
Si “modella” la polare di resistenza conuna legge parabolica.
1 CKCC 2
LDD ⋅+= 0
Molto spesso anche i risultati
CDeAR
K⋅π
=1
Molto spesso, anche i risultatisperimentali, mostrano che, graficaticonsiderando come variabile il CL alquadrato mostrano una tendenza lineare
(1/K)
quadrato, mostrano una tendenza linearein un ampio range di assetti.
C 2
CD0
C 2LRange validità
appr. parabolica
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Polare di resistenzaArea parassita equivalente
La reale misura della resistenza parassita
f=CDo S [mq]
pè l’area parassita equivalente f
Apertura alare efficace
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Polare di resistenza
CKCC 2LDD ⋅+= 0
( )2min_dragmin CL-CL KCDCD +=
Eventuale Polare parabolica ad asse spostato
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Polare resistenza
Lockheed C141 A
B 727
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Polare resistenzaValori del CD0
- Cessna , circa 0.0280 - 0.0320- ATR , circa 0.0290- Bimotore elica carr retr : 0.0270- business jet : 0.0240- trasp jet : 0.0200 - 0.022 - moderno trasp jet : 0 0160-0 0190- moderno trasp jet : 0.0160-0.0190
SI MISURA in decimillesimiSI MISURA in decimillesimi (0.0001 = 1 drag count)
Q i di il CQuindi il CD0
Varia tra 180 e 320 counts per i velivoli citati.
Il fattore Oswald è tra 0.70 e 0.85(dipende da rastremazione, freccia,
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( p , ,AR, e da eventuali winglet).
Polare resistenza parabolica
La polare parabolica(anche ad asse non spostato)approssima bene i regimi in cui ilapprossima bene i regimi in cui ilvelivolo OPERA effettivamente
Salita ( CL tra 0 80 e 1 1)
1.00 – 1.20
Il velivolo solitamente vola Salita ( CL tra 0.80 e 1.1)
Crociera lenta ( CL tra 0.30 e 0.50)
in questo range di assetti:- crociera veloce 0.20-0.30
Crociera veloce ( CL tra 0.20 e 0.30)
Crociera lenta ( CL tra 0.30 e 0.50)
0.20- crociera lenta 0.30-0.50- salita 0.90-1.20
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Polari tecniche – LEGAME V-CL
WCSVL 21 VOLO LIVELLATO UNIFORMEL W
1W21W2
WCSVL L =⋅⋅⋅⋅= 2
2ρ L=W
T=D
CL1
SW2
CL1
SW2V
oσρ=
ρ=
1W2 112V
1SW2CL
ρ=
2V1CL ∝CL
1V ∝LC
stallomaxLC
La velocità di stallo è la minima velocità disostentamento a quota costante.
Quindi incorrispondenza dello stallo CL=CLmax
1W2Vso = Velocità di stallo
Quindi, incorrispondenza dello stallo CL CLmax
Si avrà la velocità di stallo (minima velocità)
aMAXo CLS
Vsoρ
=
V V /
a quota S/L
Velocità di stallo
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Vs=Vso / σ
17
αStallo (circa 16-18°)L0αin quota
Polari tecniche – LEGAME V-CLLa velocità di stallo è la minima velocità di1W2V sostentamento a quota costante.
MAXo CLSVso
ρ=
Il CL massimo in configurazione pulitaAR
g p(senza flap) è funzione del profilo, dellaforma in pianta (AR, rastremazione) esoprattutto della freccia.
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IpersostentazioneSi usano flap/slat per aumentare lacapacità portante (il max CL) nelle fasi dicapacità portante (il max CL) nelle fasi didecollo ed atterraggio.
Ala con flap e slat
Ala con flapCLCL max
Pulito (crociera) 1.4-1.6Decollo (flap e slat 15-20°) 1.8-2.2Atterraggio (flap 35-40° e slat) 2.3-2.9
Ala pulita(crociera)
FLAP
α
SLAT Esempio
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EsempioB737
IpersostentazioneI valori bidimensionali possono arrivarefino a 4.0, per sistemi avanzati con fowler-, pmultiple slotted flap e slat.Il valore finale sul velivolo risenteprincipalmente della limitata superficiefl t ( l tt t ) d ll’ l diflappata (o slattata) e dell’angolo difreccia.
Valore del Clmax 2-D con flap e slat½ Swf
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IpersostentazioneI valori bidimensionali possono arrivarefino a 4.0, per sistemi avanzati con fowler-, pmultiple slotted flap e slat.Il valore finale sul velivolo risenteprincipalmente della limitata superficiefl t ( l tt t ) d ll’ l diflappata (o slattata) e dell’angolo difreccia.
4/cΛ
CORSO PGV - Meccanica del Volo - Polari tecniche 214/cΛ
Polari tecniche – SPINTA RICHIESTA al volo livellato
- La vel. Minima di sostentamento è la velocità di stallo
MAXo CL1
SW2Vso
ρ= Vs=Vso /
σ
CL1
SW2
CL1
SW2V
oσρ=
ρ= Fix quota
1W2CL =Legame tra coeff. di
t l ità di2VSCL
ρ=
Vs
portanza e velocità di volo
CL1V ∝
Per data quota
2V1CL ∝
Ri di h h CL è l ll’ l di
Non ha senso calcolare la curva diresistenza per V<Vs
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Ricordiamo anche che CL è legato all’angolo di attacco α
22
Legame tra coeff. di portanza e velocità di volo (per data:(per data:- quota - dati velivolo , cioè peso W e sup. alare Sdati velivolo , cioè peso W e sup. alare S
2V1
SW2CL
ρ=
VSρ
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Polari tecniche – SPINTA RICHIESTA al volo livellato
RESISTENZARESISTENZA
DSCVD 2
21 ρ= Fix quota2
2LDoD KCCC +=
Fix quota
2L
2Do
2 SKCV21SCV
21D ρρ += LDo 22
ρρ
E dEssendo
2V1CL ∝
Il secondo termine è una funzione
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛= 2
1f
L’AEREO E’ DIVERSO RISPETTO AGLI ALTRI MEZZI DI TRASPORTOAUTO TRENO > L i t t ll’ t d ll l ità
⎟⎠
⎜⎝ 2V
f
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AUTO o TRENO => La resistenza aumenta all’aumentare della velocità
24
Polari tecniche – SPINTA RICHIESTA al volo livellato
RESISTENZA 22 21
⎟⎞
⎜⎛WKS
CL CL
22 2
21
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛+=
SW
VKSSCVD Do ρ
ρ
Fix quotaFix quota
CD
P l (CL CD)Polare (CL,CD)
• Peso W• Superficie alare S• Quota ρ
+
+ Ipotesi volo livellato L=W
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Polari tecniche SPINTA RICHIESTA al volo livellato
RESISTENZA 21RESISTENZADSCVD 2
21 ρ=
2LDoD KCCC += LDoD
2L
2Do
2 SKCV21SCV
21D ρρ +=
Legame tra V , CL ed α
2V1CL ∝
CL1V ∝
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Legame tra coeff. di portanza, angolo d’attacco e coeff. di resistenza (polare del velivolo)
2L
2Do
2 SKCV21SCV
21D ρρ +=
2
22 2
21
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛+=
SW
VKSSCVD Do ρ
ρ
EWD =O anche
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E
Polari tecniche – SPINTA RICHIESTA al volo livellato
RESISTENZARESISTENZA
DSCVD 2
21 ρ=2
2LDoD KCCC +=
222 SKCV1SCV1D ρρ += LDo SKCV2
SCV2
D ρρ +=
Ed essendo 1W2CL =Ed essendo2VS
CLρ
=
221 ⎞⎛WKS2
2 221
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛+=
SW
VKSSCVD Do ρ
ρ2
2no V
1baVTD +==
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V
28
Polari tecniche – SPINTA RICHIESTA al volo livellato
RESISTENZA2
2 21⎟⎞
⎜⎛+WKSSCVD ρRESISTENZA
22⎟⎠
⎜⎝
+=SV
SCVD Do ρρ
In termini di pressione dinamica21⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅+⋅=
SWKSSCqD Do
In termini di pressione dinamica
⎠⎝ Sqq Do
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Polari tecniche – SPINTA RICHIESTA al volo livellato
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Polari tecniche – SPINTA RICHIESTA al volo livellatoApproccio analitico
21 W2
( )2LDD KCCqSqSCD +==
LSCV 2L 2
1qSCWL ρ===SV
WCL 2
2ρ
=
( )LDoD KCCqSqSCD +
⎥⎤
⎢⎡
⎟⎟⎞
⎜⎜⎛
+2
2 41 WKCSVD⎥⎥⎦⎢
⎢⎣
⎟⎟⎠
⎜⎜⎝
+= 22 4
2 SVKCSVD Do ρ
ρ
2
22 2
21
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛+=
SW
VKSSCVD Do ρ
ρ2 ⎠⎝ SVρ
2 11W212
22
no V1
ReA1
SW2V f
21TD
πρ+ρ==
22
no V1baVTD +==
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2V
Polari tecniche – PUNTI CARATTERISTICI PUNTO E
CDARCDoCL 1W2VCDoeARK
CLE ⋅⋅⋅π==
CDo2KCLCDoCD 2EE =+=
EE CLS
Vρ
=
CDo2KCLCDoCD EE +
CDoeAR
4CDo2CDoeAR
CDCL
EE EEMAX
⋅π=
⋅⋅⋅⋅π
===f
bE eMAX
2
4π
=CDo4CDo2CDE ⋅ fMAX 4
D=Tn = oV)z(V
CL
D=Tn
z
σ=)z(V
EE
MAXmin_nomin E
WTD ==
CORSO PGV - Meccanica del Volo - Polari tecniche 32CD V
Polari tecniche – SPINTA RICHIESTA al volo livellato
6000
4000
5000
3000
4000
Tno
[Kg] W=33112 Kg
W=45000 Kg
1000
2000
Influenza del peso
00 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600
V [Km/h]
La resistenza parassita non dipende dal peso. L l ità i è t i fl t d l d l li lLa velocità massima è scarsamente influenzata dal peso del velivolo.Il rateo di salita invece è molto influenzato.
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Polari tecniche – POTENZA RICHIESTA al volo livellato
VDVTnono ⋅=⋅=Π
V)KCLCDo(SV21VD 22
no ⋅+⋅⋅⋅ρ=⋅=Π
233 11 1W2CL233no KCLVS
21 VSCDo
21
⋅⋅⋅ρ+⋅⋅⋅ρ=Π 2VSCL
ρ=
1WKS2VSCD1 23 ⎟
⎞⎜⎛+Π
VSKS VSCDo
23
no ⋅⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅⋅⋅
ρ+⋅⋅⋅ρ=Π
bVbVano +⋅=Π 3 )( 3Vf
⎟⎞
⎜⎛f 1
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛V
f 1
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Polari tecniche – PUNTO PEEP CL73.1CL3CL ⋅=⋅=
EEP CL3CL3CLE =
⋅==
CDo4CDP ⋅= CL P
EPP CD2CDo4CD
E =⋅
==E
PWWV ==
1212A
EPP CLSCLS
V⋅ρρ 3
VVV EEP == 10000
CDCDo CD=2 CDo CD=4CDo32134 .
VP
60007000
80009000
] Pno
30004000
5000
6000Pn
o [h
p] PnoPno_parassitaPno_indotta
0
10002000
0 200 400 600 800 1000 1200
CORSO PGV - Meccanica del Volo - Polari tecniche 35
0 200 400 600 800 1000 1200
V [Km/h]
Polari tecniche – POTENZA RICHIESTA al volo livellato
WTD ==WVWVT ==⋅=Π
ETD no == ( )V/E
VE
VTnono ===Π
MINno VE⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=>Π 1W2CDWVW
⋅⋅⋅⋅==ΠMAX
_ V ⎠⎝ CLSCLWV
Eno ρ==Π
2/3 CD122/3
2/3
ono CL
CDWS12
⋅⋅⋅σρ
=Π
2/32/3
oMIN_no
CDCL
1WS
112
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛⋅⋅⋅
σ⋅
ρ=Π
MAXCD ⎟⎠
⎜⎝
( )2/3CL ⎟⎞
⎜⎛ ( )MAX
MAXMIN_no CLE
CDCL
⋅=⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=>Π
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Polari tecniche – POTENZA RICHIESTA al volo livellatoPUNTO P – considerazioni grafiche
ψ⋅=Π tanVno DTtan no ==ψ
( ) ⎟⎟⎞
⎜⎜⎛
==ψWATANDATAN
1200
( ) ⎟⎟⎠
⎜⎜⎝
==ψMAX
MINMIN EATANDATAN
Pn=DV
z
800
Pno [hp]
400
E
Pno
EPV [Km/h]
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100 200 300 400 500
0
V [Km/h]
Ψ
37
Polari tecnichePUNTO E : Max Efficienza - Minima resistenza volo livellato
( )
( )MAXE
( )E⎟⎞
⎜⎛( ) MINMINno VD )( ⋅=ΠPUNTO P : Min. Potenza volo livellato ( )MAX
MAX
CLEVE
⋅=>⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
VVV EE ==32134 .
VP ==
D=Tn
z
Pn=DV
z
E
EP
P
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V V [Km/h]38
Polari tecniche – Influenze Peso e CDo su Potenza necessaria1WKS2VSCDo1 2
3 ⎟⎞
⎜⎛+ρΠ
VSKS VSCDo
2no ⋅⎟⎠
⎜⎝⋅⋅⋅
ρ+⋅⋅⋅ρ=Π
P PAelica
P PA
jetelica
PR
A
peso jet
V PRCDo
V
CORSO PGV - Meccanica del Volo - Polari tecniche 39
Polari tecniche – PUNTO APUNTO A : ( )MAX V
DVE ⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=>⎟
⎠
⎞⎜⎝
⎛=>⋅ CLE
800
( )MINMAX
MAX V ⎠⎝⎠⎝ CLDo=3 Di 2CLK3CDi3CDo ⋅⋅=⋅=
800
732.1CLCL
31CL E
EA =⋅=
600
D=Tno (Kg)
CL P
CDo34CDA =
400
min (D/V)
CL P
MAXPA EEE ⋅==23
200
min (D/V)E
A
PUNTO A
0 100 200 300 400 500
0
V [Km/h]
A
VVV 32134
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CDCDo CD=2 CDo CD=4CDo
EEA V.VV 32134 =⋅=
PUNTI CARATTERISTICI POLARE
1.40
1.60
P
1.00
1.20
P
* RAD(3)
MAXPA EEE ⋅==23
0.80 E
0.40
0.60
A 2 CDo 4 CDo
/ RAD(3)
0 00
0.204/3 CDo
CORSO PGV - Meccanica del Volo - Polari tecniche 41CORSO PGV - Meccanica del Volo - Polari tecniche
0.00 0.02 0.04 0.06 0.08 0.10 0.12 0.14
0.00
1.14272
332 E
E44E
PPΠ
=Π⋅=⎟⎠
⎞⎜⎝
⎛⋅⎟⎠
⎞⎜⎝
⎛ ⋅=⋅=ΠVDVD EP
( ) ( ) ( ) ( )444 V33DV3DVD ΠΠ 3
PUNTI CARATTERISTICI POLARE
( ) ( ) ( ) ( ) PP44
PE4
PAAA V33DV3DVD Π⋅=⋅⋅⋅=⋅⋅=⋅=Π 3
fb
CDoeARE e
MAX
2
44π
=⋅π
=/
/PMIN_no
CW
S ⎟⎞
⎜⎛⋅⋅⋅
σ⋅
ρ=Π=Π
2323 1112
f
MAXE E
WD =MAXDP
LPo
CCS
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛σρ
D=Tn
120
Pn=DV
MAXE
80
PA 73.1 Π⋅=Π
E
A
40
P
AAE
P
P
APE 14.1 Π⋅=Π
EA VV 32.1=
0
P E
321.VV E
P =
E
CORSO PGV - Meccanica del Volo - Polari tecniche
V0 50 100 150 200 250 300
0
V [Km/h]42