Relazione Costruzioni Aeronautiche N°5

Costruzioni AeronauticheRelazione SullEsercitazione 5

Matteo Coda

02 dicembre 2013

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Matteo Coda-Costruzioni Aeronautiche-Esercitazione 5

Indice

1 Scopo dellesercitazione 3

2 OBBIETTIVO 1: Calcolo dei coefficienti e delle posizioni deipunti di controllo e dei punti neutri 32.1 Risultati ottenuti con una discretizzazione piu` fine del numero

di pannelli aerodinamici . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62.2 Indici di stabilita` statica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6

3 OBIETTIVO 2: calcolo della curva CL del velivolo trim-mato 7

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1 Scopo dellesercitazione

Lesercitazione prevede due obiettivi:

Il calcolo, tramite il software NeoCASS, dei coefficienti CL0, CL/, CM0,CM/ e delle lunghezze xn e xc

1 in caso si considerino allinterno del-la modellazione aerodinamica lala isolata del velivolo, lala e la fu-soliera e, infine, il velivolo completo2. Tali quantita` sono state calco-late considerando una condizione di volo prefissata. Tale richiestaverra` svolta sia utilizzando la mesh aerodinamica inizialmen-te impostata dal docente, sia una mesh aerodinamica piu` radaimplementata successivamente;

Il calcolo, sempre tramite lutilizzo di NeoCASS, della curva CL del velivolo completo su unintervallo che vada da -4 a +8, sia per laconfigurazione 1 che per la configurazione 4 esaminate nella precedenteesercitazione.

2 OBBIETTIVO 1: Calcolo dei coefficienti e

delle posizioni dei punti di controllo e dei

punti neutri

Per modellizzare il velivolo si e` ricorsi ai file .DAT forniti dal docente. Inessi sono contenute le informazioni riguardo alla geometria delle varie partidel velivolo analizzate e alle superfici mobili coinvolte. La condizione di voloimposta e` invece contenuta in un file .DAT separato da quelli summenzio-nati; in tale file sono specificati tramite unopportuna scheda TRIM (la cuistruttura e` stata ampiamente illustrata dal docente a lezione):

Il nodo di riferimento rispetto al quale sono calcolati i momenti e levelocita` angolari di rollio, beccheggio e imbardata (rispettivamente p,qe r). Nel caso in esame tale nodo e` situato sul bordo dattacco alare ed

1Ovvero il coefficiente di portanza nel caso in cui gli angoli di incidenza e di deflessionedelle superficii mobili risultino nulli, la sua derivata rispetto allangolo di incidenza , lestesse quantita` per il coefficiente di momento, la posizione del punto neutro e la posizionedel punto di controllo.

2Dotato cioe` di ala, fusoliera, impennaggi orizzontali e verticali con rispettive superficiimobili

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appartiene alla pezza aerodinamica CAERO1 200 (tipicamente le pezzeaerodinamiche sono ordinate in modo tale che allala siano riservatii valori da 200 a 299): in questo caso si sta` considerando un nodoappartenente ad una pezza aerodinamica situata sulla semiala sinistra;

La corda (2.244m), lapertura alare (27.18m) e la superficie alare (61m2)di riferimento. Si presti attenzione al fatto che la corda di riferimen-to utilizzata non e` la MAC ma quella dichiarata nella schedaAEROS opportunamente definita nel file contenente anche lascheda TRIM;

Il numero di Mach di volo. In questo caso la specifica imponeva unvalore di 0.4;

La quota di volo. In questo caso la specifica imponeva un valore di 0m;

Il vettore delle incognite di trimmaggio: esso include gli angoli di bank,sideslip, incidenza, rollio, imbardata e beccheggio, le accelerazioni an-golari corrispondenti (URDD da 4 a 6) e quelle traslazionali (URDD da1 a 3) e le deflessioni delle superfici mobili considerate. Tutti gli angoli(compreso quello di incidenza), le velocita` angolari e le deflessioni dellesuperfici mobili sono state imposte nulle dalle specifiche3.

Dopo lelaborazione il programma riporta i seguenti risultati:

Architettura CL0 CL CM0 CM xn xcAla isolata 0.241313 5.57405 -0.0547376 -1.55817 5.60158 0

Ala e fusoliera 0.24657 5.41398 -0.0976748 0.06061 5.31084 0Velivolo completo 0.227701 6.05533 0.0146682 -3.74607 5.94068

11.42981

Tabella 1: Coefficienti di portanza e di momento con le loro derivate rispettoallangolo di incidenza e posizioni dei punti neutri e di controllo adimensio-nalizzati rispetto alla corda di riferimento per le varie architetture di velivoloconsiderate.

3In particolare nel file contenente la scheda TRIM si e` badato solo a impostare co-me nulle le deflessioni delle superfici mobili MASTER, cioe` quelle che regolano, tramiteopportuni guadagni, le posizioni delle altre superfici mobili ad esse correlate.

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Si ricorda che le posizioni del punto neutro e del punto di controllo perogni configurazione sono adimensionalizzate rispetto alla corda di riferimento.Le lunghezze ottenute dal prodotto di tali valori per la corda di riferimentostessa sono:

Per la sola ala isolata: xn = 12.57m e xc = 0m; Per lala e la fusoliera: xn = 11.92m e xc = 0m; Per il velivolo completo: xn = 13.33m e xc = 25.65m;

Si ricorda che lorigine del sistema di riferimento in cui tali lunghezze sonostate calcolate e` situata sul naso del velivolo, con lasse X rivolto in sensopositivo dal naso stesso verso la coda.Da una prima osservazione di tali coefficienti emerge che:

Il velivolo completo possiede un CL0 minore delle altre architettu-re: laggiunta degli impennaggi di coda (e delle relative superfici mo-bili) ha quindi aggiunto al velivolo un contributo iniziale (con an-goli dincidenza e di deflessione delle superfici mobili nulle ovvero)deportante;

La pendenza della curva CL per il velivolo completo e` aumentata; Per il velivolo completo il coefficiente di momento iniziale e` positivo,

indice del fatto che il velivolo per angoli di incidenza e deflessioni nulletende a cabrare;

Per larchitettura ala e fusoliera si e` riscontrata una derivata del CMpiu` bassa degli altri casi;

Naturalmente, considerando il fatto che solo il velivolo completo e` do-tato di equilibratori, solo per questultima architettura e` stato possibileritrovare la posizione del punto di controllo, mentre quella del puntoneutro e` stata rintracciabile per tutte le architetture4. In particolarequestultima risulta essere piu` arretrata nel caso di velivolo completo;

4Si ricorda che il punto neutro e` quel punto lungo lasse di rollio del velivolo rispettoal quale il momento di beccheggio non dipende dallangolo di incidenza.

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2.1 Risultati ottenuti con una discretizzazione piu` finedel numero di pannelli aerodinamici

Al fine di ottenere una stima piu` precisa dei vari parametri si e` optato peruna discretizzazione piu` fitta della mesh aerodinamica sullala, sulla derivae sugli impennaggi orizzontali (ovviamente si sono discretizzate in misuramaggiore anche tutte le superfici mobili associate). I risultati ottenuti sonoriportati nella seguente tabella:

Architettura CL0 CL CM0 CM xn xc

Ala isolata 0.239043 5.57447 -0.055044 -1.55794 5.60152 0Ala e fusoliera 0.244284 5.41441 -0.097981 0.06089 5.31079 0

Velivolo completo 0.225491 6.05553 0.0139001 -3.74428 5.94036 11.42914

Tabella 2: Coefficienti di portanza e di momento con le loro derivate rispettoallangolo di incidenza e posizioni dei punti neutri e di controllo adimensio-nalizzati rispetto alla corda di riferimento per le varie architetture di velivoloconsiderate con mesh aerodinamica piu` fine.

Dai risultati si puo` osservare come sia i coefficienti di portanza e dimomento iniziali del velivolo che le derivate di stabilita` non presentanovariazioni molto marcate, cos` come le posizioni dei punti neutri e di controllo.

2.2 Indici di stabilita` statica

Una volta ottenute le posizioni dei punti neutri e di controllo del velivolocompleto, nota la posizione del suo baricentro e` possibile ricavare lindice dimargine statico per tutte le nove configurazioni ottenute nellesercitazioneprecedente:

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Configurazione Indice di stabilita` statica

1 0.0544612 0.0481673 0.0652864 0.0527245 0.0539026 0.0718587 0.0682388 0.0311759 0.031725

Tabella 3: Indici di stabilita` statica del velivolo completo al variare delle sueconfigurazioni.

Si precisa che tali margini sono stati calcolati utilizzando le posizionidei punti neutri e di controllo ottenute utilizzando la mesh aerodinamicameno fine: si e` evitato di riproporre gli indici ottenuti con quella piu` radain quanto questi ultimi risultano essere praticamente uguali a quelli soprariportati; infatti, come precedentemente evidenziato, le posizioni dei punti dicontrollo e neutri del velivolo cambiano di poco al variare della mesh stessa.Dalla Meccanica del Volo e` noto che se gli indici di stabilita` sono positivi ilvelivolo e` stabile, pertanto si puo` asserire dai risultati raggiunti che il velivoloin esame e` stabile in tutte e nove le configurazioni considerate.

3 OBIETTIVO 2: calcolo della curva CL del velivolo trimmato

Per il secondo obiettivo consideriamo il velivolo trimmato in VORU e tenia-mo conto delle seguenti assunzioni:

Esso e` a quota 0m e vola a Mach 0.4, cioe` ad una velocita` di circa136.12m/s;

In questo caso, a differenza di prima, laccelerazione lungo gli assi Z eX del velivolo (imposte rispettivamente pari a 9.81m/s2 e 0m/s2 nellasezione precedente) sono delle incognite del problema, in quanto lan-golo dincidenza e` variabile tra -4 e 8. Come ulteriore incognita per

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rendere il sistema risolvibile e` stata scelta la deflessione dellelevator su-gli impennaggi orizzontali: il pilota quindi agira` su tali superfici mobiliper tenere il velivolo in volo orizzontale rettilineo uniforme;

Tutte le restanti variabili del problema sono settate a zero, in accordocon la condizione di volo selezionata;

Il calcolo della curva CL verra` eseguito per due configurazioni: lanumero uno e la numero quattro (rispettivamente quella a massimopeso in assenza di carburante, MZFW, e quella con il massimo numerodi passeggeri e carburante fino a MTOW considerando un vano bagagliche va dall 0% al 100% della fusoliera): per tenere conto delle massee delle inerzie tipiche di queste configurazioni si sono pertanto inseritenei baricentri5 le matrici di massa inerenti alle configurazioni stesse,ricavate gia` nellesercitazione precedente. Tali matrici sono riportatenella seguente figura:

Figura 1: Matrici di massa per le varie configurazione del velivolo rispettoagli assi principali dello stesso.

Si noti come, ovviamente, le masse e le inerzie della configurazionequattro siano maggiori di quelle della configurazione uno. Questa banaleosservazione servira` in seguito a giustificare la buona coincidenza dellecurve ottenute tramite lelaborazione dei risultati forniti da NeoCASS

I calcoli delle incognite sono stati effettuati su un solutore di NeoCASS dif-ferente rispetto a quello del precedente esercizio. Si specifica inoltre che e`utilizzata la mesh aerodinamica meno rarefatta.Dopo lelaborazione le accelerazioni lungo Z fornite dal software sono ripor-tate qui di seguito:

5Ovviamente la posizione del baricentro del velivolo cambia da configurazione aconfigurazione

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Figura 2: Accelerazioni lungo lasse Z solidale al velivolo al variare degli angolidi incidenza per le configurazioni 1 e 4.

Tali accelerazioni andranno moltiplicate per la massa, in modo da ottenerela forza di portanza totale agente sul velivolo ( si ricordi che la condizionedi volo esaminata e` quella di VORU) e andranno infine adimensionalizzateper la pressione dinamica e la superficie di riferimento (61m2). Effettuatatale operazione si ottengono i seguenti valori dei coefficienti di portanza alvariare dellangolo dincidenza:

Figura 3: Coefficienti di portanza del velivolo completo al variare degli angolidi incidenza per le configurazioni 1 e 4.

Si puo` notare come tali valori risultino coincidenti, in accordo con los-servazione precedentemente fatta sulla massa del velivolo nelle due configu-razioni considerate: infatti le accelerazioni per la configurazione uno sonomaggiori rispetto a quelle della configurazione quattro, originando una for-za di portanza, e quindi dei coefficienti di portanza, molto simili per le dueconfigurazioni, come confermato dalle curve riportate qui di seguito:

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4 2 0 2 4 6 80.2

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2Confronto tra le curve delle due manovre

Configurazione 1Configurazione 4

Figura 4: Curve CL del velivolo completo al variare degli angoli diincidenza considerati per le configurazioni 1 e 4.

Le due curve sono perfettamente coincidenti, in accordo con quanto dettosopra.

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