“Note sulle Metodologie per la Progettazione dei Velivoli Leggeri Prof. D. P.Coiro
[email protected] www.dpa.unina.it/adag/ Corso di Manovre e Dimensionamento Anno Accademico 2004-2005 Università degli Studi di Napoli “Federico II” Dipartimento di Progettazione Aeronautica Aircraft Design & AeroFlightDynamic Group www.dpa.unina.it/adag/ Prof. D. Coiro - Ing. F. Nicolosi - Ing. A. De Marco Ing. N. Genito - Ing. F. ScherilloIng. U. Maisto – Ing. F. Bellobuono, S. Melone, F. Montella, S. Figliolia Attività di Ricerca (1) Progettazione velivoli Sperimentazioni in galleria del vento Prove di volo Attività di Ricerca (2) -6.00 VG1-13H airfoil alpha=15 Re=1.1 mil. -4.00 Numerical (TBVOR) DPA wind tunnel tests Cp -2.00 0.00 2.00 0.00 0.20 0.40 x/c 0.60 0.80 1.00 boundary-layer edge vortex leading-edge bubble T S R TS S R T wake Analisi e Design aerodinamico (numerico e sperimentale) α mid-chord bubble Simulazioni di volo e prove di caduta carrelli Analisi teorica e sperimentale del comportamento aero-strutturale delle Vele e delle Strutture Gonfiabili Ala Gonfiabile? Attività di Ricerca (3) Energie rinnovabili Progetto Come Compromesso!! NORMATIVE DI CERTIFICAZIONE Tipologie di Velivoli Commuter Wto < (19000 lbs) 2 o più 11-21 Illim. 1 o più 10 25000 ft Light Aircraft (Velivoli Leggeri) Wto < 5670 Kg (12500 lbs) FAR23 - Num. di motori : - Max num di passegeri : - Max quota operativa : Very Light Aircraft (VLA) Wto < 750 kg (1655 lbs) - Num. di motori : - Max num di passegeri : - Max quota operativa : Trasporto FAR25 Wto Illimitato 2 o più Illim. Illim. JAR-VLA 1 2 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 Normativa per velivoli leggeri ULM (legge 106) 1985 : biposto Wto non sup. a 450 Kg Vso non sup a 65 Km/h Wto non sup a 600 Kg POT non sup a 90 KW Vso non sup a 75 Km/h volo solo diurno Wto non sup a 750 Kg Vso non sup a 83 Km/h Dist decollo < 500 m RC > 2 m/s Severa per carichi e impianti Wto < 12500 lb = 5670 Kg V.EL. (solo Italiana) 2000 (costo circa 30000 €) JAR-VLA (Europea) (costo circa 80000 €) FAR/JAR 23 Un Progetto Vincente riesce a sposare al meglio le diverse tendenze in maniera direttamente proporzionale ai costi Estetica COSTO Sicurezza e Affidabilità Prestazioni e qualità di volo Concetto “iterativo” del progetto Analisi di mercato e dimensionamento di massima a partire da configurazioni simili Specifiche Progetto di dettaglio Progetto Fasi concettuali di un progetto Specifiche Quale specifica guida il progetto Peso e costo Estetica e tipologia Progetto concettuale Progetto preliminare Congelamento configurazione Sviluppo geometrie Analisi accurata (numerica e sperimentale) Stima dei costi Progetto di dettaglio Disegni CAD di dettaglio Ipotesi di “Industrializzazione” Test dei componenti principali Peso finale e prestazioni Sviluppo del progetto Specifiche Nuove idee Progetto aggiornato Tecnologie disponibili Aerodinamica Prima idea “estetica” di configurazione Disegno di massima Aerodinamica Struttura Propulsione Ottimizzazione Particolari e Dimensionamento Pesi Propulsione Costi Strutture Carrelli Ecc… Ottimizzazione Particolari e Dimensionamento Progetto preliminare Parametri di progetto - Allungamento Ala di basso allungamento S b - Peso a vuoto (- momento flettente) Ala di elevato allungamento - Resistenza indotta EFFICIENZA - Inerzia rollio (manovrabilità laterale) AERODINAMICA + Velocità di salita - Corsa di decollo Corsa di atterraggio(effetto minore) Allungamento alare AR=b^2/S Parametri di progetto: Superficie Superficie alare S (pari allungamento) Ala di bassa superficie Ala di elevata superficie Velocità massima Peso Inerzia rollio Costo Velocità di stallo Corsa di decollo Corsa di atterraggio Parametri di progetto - Forma in pianta dell’ala Ala rettangolare Ala rastremata Basso costo Non necessita svergolamento Costo elevato Leggera miglior efficienza aerodinamica Minore peso a vuoto (minore sollecitazione strutt.) Possibili problemi di stallo all’estremità =>Si sceglie quando le velocità Sono più elevate Un po’ di Nozioni Aerodinamica • Efficienza Massima L/Dmax E’ importante il parametro Allungamento Alare basato sulla superficie bagnata: AR bagnato = b2 S bagnata = AR S bagnata S wing • Questo è il parametro che principalmente influenza l’ Efficienza massima! Il carico alare W/S e T/W– valori tipici Andamento storico Aliante Fatti in casa Monomotore generale Bimotore generale Bi-turboelica Jet d’addestramento Jet da combattimento Jet da trasporto/bombardieri aviazione aviazione Tipico W/S in decollo [Kg/m2] 29 54 83 127 195 244 342 586 Tipico W/hp [Kg/hp] 11.3 5.4 6.3 2.7 2.3 2.5 [Kg/Kg spinta] 1.7 [Kg/Kg spinta] 4 [Kg/Kg spinta] Design numerico •Design Aerodinamico: necessita’ di tools di analisi e di design Design 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 avanzato E’ 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 2 1.8 1.6 1.4 1.2 1 cl 0.8 Examples of TBVOR capabilities -0.3 Present method with bubble Present method without bubble Data of Ref. 8 -0.25 Present method with bubble Present method without bubble Data of Ref. 8 -0.2 -0.15 cm -0.1 0.6 0.4 0.2 0 -10 -0.05 -5 0 5 alpha 10 15 20 25 0 -10 -5 0 5 alpha 10 15 20 25 boundary-layer edge vortex leading-edge bubble T S R S TS R T wake α mid-chord bubble Examples of TBVOR capabilities -1.5 -1 -0.5 S809 alfa=4 deg Re=10^6 Cl=.6 numerico speirmentale Cp 0 0.5 1 0 0.2 0.4 0.6 alfa [deg] 0.8 1 Examples of Desairf capabilities NLF(1) AIRFOIL -1 alpha=0° Re=4e6 initial optimized NLF(1) AIRFOIL 1.2 Cp -0.5 initial opt Cl .45 .43 Cmf -.100 -.102 Cd .0069 .0061 xtr up .38 .45 xtr low .45 .52 NLF(1) 1 DRAG POLAR Re=4 mill. Cl 0.8 0.6 initial optimized 0 0.4 0.5 0.2 1 0 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 x/c -0.2 Cd 0 0.002 0.004 0.006 0.008 0.01 0.012 0.014 1.2 1.4 SM701 airfoil - alpha=0° -1 Re=2.5e6 SM701 SM701 optimized SM701 SM701 opt Cl .52 .49 Cmf -.116 -.117 Cd .00634 .00535 xtr up .44 .56 xtr low .48 .47 1.2 SM701 DRAG POLAR Re= 2.5 mill. Cp -0.5 Cl 1 0.8 0 0.6 0.4 0.5 SM701 SM701 opt SM701 exp [ref.17] 0.2 SM701 airfoil (World Class Sailplanes) 1 0 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 x/c 1.2 -0.2 0 0.002 0.004 0.006 0.008 0.01 0.012 Cd 0.014 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 into account the viscosity. Its input is generated by a very easy and user-friendly geometry pre-processor and lofting 3D Numerical Tools: Example of Pressure Distribution 3 lifting surface airplane Bulb+Fin+Winglet of America’s Cup sailing Yacht Aereo Code • 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 AEREO Flow Chart Dati bidimensionali numerici codiceTbvor Dati bidimensionali Codice AEREO soluzione tridimensionale Stima semi empirica aerodinamica 3D dell’ala, piano orizzont. e vert. Dati bidimensionali Sperimentali(galleria) Dati geometrici NLWING aerodinamica 3D dell’ala, piano orizzont. e vert. Coefficienti e derivate di stabilità del velivolo completo Codice JDYNASIM soluzione equazioni del moto Dati di massa e inerzia 1.20 Examples of AEREO capabilities 1.20 1.00 1.00 CL 0.80 CL 0.80 0.60 0.60 0.40 P92J - Wing-body 0.20 0.40 Numerical Wind Tunnel 0.20 P92J - Complete Aircraft (stabilator defl. it=0°) 0.00 0.00 Numerical Wind Tunnel -0.20 -0.20 -0.40 -12.00 -8.00 -4.00 0.00 4.00 8.00 12.00 16.00 20.00 24.00 -0.40 0.00 0.01 0.02 0.03 0.04 0.05 0.06 0.07 0.08 0.09 0.10 alpha [deg.] 1.40 1.20 1.00 CD 1.20 1.00 CL 0.80 CL 0.80 0.60 0.60 0.40 0.20 0.00 -0.20 -0.40 -0.60 -12.0 -8.0 -4.0 0.0 4.0 8.0 12.0 16.0 20.0 24.0 28.0 0.40 P92J Aircraft it = stabilator defl. it = -15° it = -6° it = 0° Trimmed curve 0.20 P92J - Complete Aircraft (stabilator defl. it=0°) 0.00 Numerical Wind Tunnel -0.20 -0.40 0.00 0.01 0.02 0.03 0.04 0.05 0.06 0.07 0.08 0.09 0.10 alpha [deg.] CD Examples of AEREO capabilities 5 0 -5 de_eq [deg] -10 -15 -20 -25 -0.2 CM(CL) 0.4 0.3 0.2 0.1 CM 0 -0.1 -0.2 -0.3 -0.4 -0.5 -0.5 0 0.5 CL 1 1.5 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 CL eq 1 1.2 1.4 1.6 Pitch moment coefficient vs lift coefficient parameterised in δe (0[deg] 5 m/s VLA 530 Kg 320 Kg 100 hp (912S) 55 m 50 m < 83.4 Km/h > 150 Km/h 200 Km/h > 5 m/s Specifica di progetto (ulteriori obiettivi) •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 Analisi di mercato • 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 Mercato ultraleggeri in Italia Raccolta dati Velivolo Costruttore Tecnam www.tecnam.com Tecnam www.tecnam.com Materiale lega alluminio lega alluminio Ali Costo [K€] Configurazione (rispetto alla smontabili o (pronto al volo) fusoliera) ripiegabili IVA esclusa ala alta ala bassa ala alta ala alta ala alta ala alta ala alta ala bassa NO NO SI NO SI NO NO NO 45 50 55 40 35 35 40 57 Elica diametro/passo [cm/cm] Bipala GT 166/146 Bipala GT 166/146 Motore P P [hp] [kW] 80 80 80 80 80 80 80 80 59.6 59.6 59.6 59.6 59.6 59.6 59.6 59.6 P92 ECHO 80 P96 GOLF 80 REMOS G-3 DF 2000 YUMA (STOL) SAVANNAH (STOL) Rotax 912 UL Rotax 912 UL Remos aircraft GmbH Carboniowww.remos.com Kevlar Coavioservice www.sasit.it DEA s.r.l www.deaaircraft.com I.C.P. s.r.l www.icp.it lega alluminio lega alluminio lega alluminio lega alluminio lega alluminio Bipala GT passo Rotax 912 UL fisso 166/146 Bipala 166/148 Bipala Tripala Tripala Tripala a passo variabile … Bipala a passo fisso (non certificata) Tripala in fibra a passo variabile meccanico 160 Bipala in carbonio passo registrabile in volo (vario) Bipala in legno passo fisso 150/95 Tripala Rotax 912 Rotax 912 Rotax 912 UL Rotax 912 Rotax 912 Czech Aircraft Works, ZENAIR CH 701 s.r.o (CZAW) (STOL) www.airplane.cz AMIGO ! I.C.P. s.r.l www.icp.it Storch Aviation SLEPCEV Australia lega STORCH Mk4 www.nor.com.au/busin alluminio (STOL) ess/storch/ Iniziative Industrie SKY ARROW Italiane composito 450T www.skyarrow.com Allegro 2000 Aviostar-Roma www.aviostar.com Pipistrel-Slovenia www.pipistrel.si lega alluminio ala alta NO SOLO KIT-30 Rotax 912 80 59.6 ala alta SI 50 Rotax 912 UL 80 59.6 ala alta NO 45 Rotax 912 UL 80 59.6 SINUS 912 Motoaliante composito ala alta NO 40 Rotax 912 UL2 80 59.6 AVIO J-Jabiru EV-97 EURO STAR Model 2001 JET FOX 97 Aviotech s.p.a www.aeroprogetti.net/ composito avio/avioj.htm Evektor-Aerotechnik www.evektor.cz Euroala s.r.l. www.euroala.it lega alluminio ala alta NO 40 Jabiru 2200cc 80 59.6 ala bassa SI … Rotax 912 UL2 80 59.6 TL 96 Star lega alluminiocomposito fibra di vetro TL Ultralight www.tlultralight.cz/96/ rinforzata (GFK) ala alta SI … Bipala Rotax 912 80 59.6 ala bassa NO … Tripala Rotax 912 UL 80 59.6 Velivolo WTO WTO [N] [Kg] 450 450 450 450 4414.50 4414.50 4414.50 4414.50 4414.50 4414.50 4414.50 4414.50 WE [Kg] WE [N] WE/WTO WTO /S WTO /S [Kg/m ] [N/m ] 2 2 S [m ] 2 b [m] AR VSFF Vcr Vmax RC Spazio di decollo Spazio di VS CLmax CLmaxFF [Km/h] [Km/h] [Km/h] [Km/h] [m/s] (corsa al suolo) [m] atterraggio [m] 71 71 75 66 55 50 53 74 61 61 63 56 50 45 48 64 185 195 195 180 150 145 129 180 210 225 220 215 175 160 153 250 5.5 4.5 6.5 5.5 6.0 6.0 7.0 6.5 110 110 80 110 40 50 50 80 100 100 140 100 55 50 50 100 1.40 1.52 1.38 1.79 2.30 2.91 2.92 1.31 1.90 2.06 1.95 2.48 2.78 3.59 3.56 1.75 P92 ECHO 80 P96 GOLF 80 REMOS G-3 DF 2000 281 281 281 280 282 272 263 286 2756.61 2756.61 2756.61 2746.80 2766.42 2668.32 2580.03 2805.66 0.62 0.62 0.62 0.62 0.63 0.60 0.58 0.64 34.09 36.89 37.38 37.50 33.48 35.05 39.47 34.62 334.43 361.84 366.65 367.88 328.46 343.81 387.24 339.58 13.20 12.20 12.04 12.00 13.44 12.84 11.40 13.00 9.30 8.40 9.80 10.00 9.75 8.98 8.20 8.25 6.55 5.78 7.98 8.33 7.07 6.28 5.90 5.24 YUMA (STOL) 450 SAVANNAH (STOL) 450 ZENAIR CH 701 450 (STOL) AMIGO ! SLEPCEV STORCH Mk4 (STOL) SKY ARROW 450T Allegro 2000 450 450 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 2.76 450 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 1.86 450 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 EV-97 EURO STAR Model 2001 JET FOX 97 450 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 2.45 450 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 2.25 450 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). 70 ZENAIR CH 701 (STOL) SLEPCEV STORCH Mk4 (STOL) SAVANNAH (STOL) VsFF [Km/h] YUMA (STOL) 60 JET FOX 97 SKY ARROW 450T P92 ECHO 80 DF 2000 50 Posizione orientativa del progetto Easy-Fly AVIO J-Jabiru REMOS G-3 Allegro 2000 SINUS 912 Motoaliante P96 GOLF 80 EV-97 EURO STAR Model 2001 40 140 160 180 200 220 240 260 AMIGO ! TL 96 Star Vmax [Km/h] Posizione del velivolo nel mercato attuale Prestazioni di atterraggio (non considerando l'ostacolo di 15 m) e di velocità massima Vmax. 180 160 140 120 100 80 60 40 20 140 ZENAIR CH 701 (STOL) SLEPCEV STORCH Mk4 (STOL) SAVANNAH (STOL) YUMA (STOL) JET FOX 97 SKY ARROW 450T P92 ECHO 80 DF 2000 AVIO J-Jabiru REMOS G-3 Allegro 2000 SINUS 912 Motoaliante P96 GOLF 80 EV-97 EURO STAR Model 2001 AMIGO ! TL 96 Star Spazio di atterraggio [m] Posizione orientativa del progetto Easy-Fly 160 180 200 220 240 260 Vmax [Km/h] Posizione del velivolo nel mercato attuale Carico alare WTO/S e velocità di crociera Vcr. 50 45 40 35 30 25 20 100 150 200 250 Posizione orientativa del progetto Easy-Fly ZENAIR CH 701 (STOL) SLEPCEV STORCH Mk4 (STOL) SAVANNAH (STOL) YUMA (STOL) JET FOX 97 SKY ARROW 450T P92 ECHO 80 DF 2000 AVIO J-Jabiru REMOS G-3 Allegro 2000 SINUS 912 Motoaliante P96 GOLF 80 EV-97 EURO STAR Model 2001 AMIGO ! TL 96 Star WTO/S [Kg/m2] Vcr [Km/h] Materiale adoperato in relazione al peso a vuoto del velivolo (WE/WTO ~ 0.6) Peso massimo al decollo WTO e peso a vuoto WE dei velivoli analizzati. 500 400 300 200 100 0 EC HO P9 80 6 G OL F RE 80 M O S G -3 D F Y UM 200 SA 0 VA A ( ZE NN STO N L) AH AI R (S CH TO L) 70 SL 1 EP (S CE TO V L) ST A M O RC IG O H ! M SK k4 Y (.. A . RR OW 45 SI A 0T N lle US gr o 91 20 2 EV 00 M ot -9 oa 7 EU lia A nt V RO e IO ST JJa AR bi ru M od el 20 01 JE M T ed FO ia ve X liv 97 TL ol ii M 96 n ed le St ia ga ar ve di liv al ol lu ii ... n co m po sit o P9 2 WTO [Kg] WE velivoli in lega di alluminio WE velivoli in composito WE velivoli in lega di alluminio-composito Velivolo POTo HP 100 120 140 20 40 60 80 0 160 165 Tucano V Savannah 175 175 180 185 Yuma 190 195 200 218 220 225 225 230 245 280 282 Vmax km/h Amigo P 92 Echo 100 Storm 280 SI P 92-S Echo 100 Storm 280 G MCR 01 ULM Storm 300 G 97 Spotter Storch Jaribu Storch Super P 92-S Echo 80 Jet Fox 97 80 Jet Fox 97 100 Gruppo1 (VDS) Storch Trainer Potenza massima al decollo in relazione alla Vmax dei velivolo nel mercato attuale (VDS) Potenza massima al decollo in relazione alla Vmax dei velivolo nel mercato attuale (VEL) Gruppo2 (VEL) 180 160 POTo HP 140 120 100 80 60 40 20 0 Nordic VI P92-JS (100 hp) S-6S Coyote II S-7 Courier S-6ES Coyote II P92-JS (80 hp) SeaRey Zodiac CH 601 ARV Super 2 Super Zodiac Zodiac CH 601 Pelican PL Cherry BX-2 Europa XS TriEuropa XS MonoCampana Cubmajor Vision 185 200 213 213 220 241 241 241 244 250 269 278 293 302 302 315 352 352 Vmax km/h 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 WE WPL WF peso massimo al decollo peso a vuoto peso del carico pagante (passeggeri con bagalio) peso del combustibile relativi bagagli) WTO = WE + WPL + WF + Wcrew Wcrew peso dell’equipaggio (pilota+assistenti di volo con 1) Stima del rapporto WE/WTO WE = 0.57 WTO stima iniziale statistica (vedi analisi di mercato) 2) Stima del rapporto WF/WTO QUOTA crociera 2 salita decollo 0 1 4 atterraggio 5 3 attesa TEMPO A fine missione: WF = W0 − W5 = WTO − W5 ⇒ ⎛ W ⎞ WF = 1.06⎜1 − 5 ⎟ ⎜ W ⎟ W0 0 ⎠ ⎝ Profilo di missione WF W = 1− 5 W0 W0 se consumo tutto il carburante con una riserva del 6% del carb. totale W5 W5 W1 W2 W3 W4 W5 = = * * * * W0 WTO W0 W1 W2 W3 W4 Rapporti fissati in base a dati statistici W1 = 0.998 W0 W2 = 0.998 W1 W4 =1 W3 W5 = 0.995 W4 Rapporto W3/W2 in base alla formula di Breguet W2 W2 c R 727 *10 −9 400 *103 R= ⇒ ln = = = 0.02596 ⇒ ln c D W3 W3 η pr L / D 0.80 14 ⇒ W W2 1 = e 0.02596 = 1.0263 ⇒ 3 = = 0.974 W3 W2 1.0263 η pr L η pr = rendimento propulsivo (elica passo fisso) = 0.80 ( L / D) max = (analisi velivoli simili) = 14 R = 400 km lb g litri = 200 = 0.25 hp * h hp * h hp * h c deve essere scritto in unità di misura congruenti kg kg kg 0.2 0.2 0.2 * 9.81 N c = 0.2 = = = = 727 *10 −9 m −1 hp * h 0.75 * 3600 kW * s 750 * 3600 N * m s 750 * 3600 N * m s s s c = consumo specifico = 0.4 Calcolo del rapporto WF/W0=WF/WTO W5 W5 W1 W2 W3 W4 W5 = = * * * * = 0.998 * 0.998 * 0.974 *1* 0.995 = 0.966 W0 WTO W0 W1 W2 W3 W4 ⎛ W5 ⎞ WF = 1.06⎜1 − ⎟ ⎜ W ⎟ = 1.06 * (1 - 0.966) = 0.0364 W0 0 ⎠ ⎝ 3) Calcolo di W0=WTO W0 = Wcrew + W pl 1 − WF / W0 − WE / W0 = 174 = 442 kg 1 − 0.0364 − 0.57 avendo ipotizzato un numero di passeggeri pari a 2 e relativi bagagli : Wcrew = 0 kg W pl = 2 * (77 kg + 10 kg) = 174 kg 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.Roskam al caso in esame •Definizione delle limitazioni per i velivoli ULM nel piano [W/S;W/P] di: - velocità di stallo (non è critica ai fini del progetto di uno STOL se confrontata con quella relativa alla lunghezza di atterraggio; inoltre ULM ⇒ VS ≤ 65 km/h) - lunghezza di decollo - lunghezza di atterraggio - velocità di salita (non critica: RC ~ 5 m/s > 2 m/s) - velocità massima di crociera •Scelta di un’opportuna superficie il rapporto (W/P)TO è già fissato e pari a 74 N/kW; infatti W=450 kg=9.81*450 N= 4414.5 N P=80 hp=59.6 kW (W/P)TO= 4414.5/59.6 N/kW=74 N/kW Limitazione relativa alla velocità di stallo •Disequazioni che individuano tale limitazione ⎛W ⎞ ⎛W ⎞ 2 ρ 2 ρ ⎜ ⎟ ≤ VS C L max ; ⎜ ⎟ ≤ VSL C L max L . 2 2 ⎝ S ⎠ TO ⎝ S ⎠ TO •Curva relativa alla disequazione precedente (segno di uguaglianza) 84 82 80 78 (W/P)TO [N/kW] 76 74 72 70 68 66 64 750 CL_max=1.6 CL_max=1.8 800 850 900 950 1000 1050 2 1100 1150 1200 1250 (W/S)TO [N/m ] Limitazione relativa alla distanza di decollo •Definizione del parametro statistico TOPULM (Take Off Parameter) TOP = ULM (W P )TO (W S )TO σ ⋅ CL maxTO ; con σ = ρ ; ρ0 (W S )TO in [ N / m 2 ] e (W P )TO in [ N / W ] •Relazione statistica per la corsa di decollo al suolo 160 140 120 100 STOG [m] 80 60 40 20 0 6 8 10 12 TOP 14 16 18 20 FAR23: STOG [m]= 5,22922 TOP23 + 0,01025 TOP23 2 ULM: STOG [m] = 0,0649TOPULM + 5,0024TOPULM 2 •Disequazione che individua la limitazione relativa alla distanza di decollo TOPULM σ C L max TO ⎛W ⎞ ⎜ ⎟ ≤ (W / S ) TO ⎝ P ⎠ TO •Curva relativa alla disequazione precedente (segno di uguaglianza) 84 82 80 78 (W/P)TO [N/kW] CL_maxTO =2.4 76 74 72 70 68 66 64 250 CL_maxTO =2.6 CL_maxTO =2.8 260 270 280 290 300 310 320 330 340 350 (W/S)TO [N/m2] Limitazione relativa alla distanza di atterraggio •Relazione statistica per la corsa di atterraggio al suolo 180 160 140 120 SLG [m] 100 80 60 40 20 0 40 45 50 55 60 65 70 75 VSL [Km/h] FAR23: SLG [m] = 0,02354 VSL 2 ULM: SLG [m] = 0,038VSL - 0,641VSL 2 •Disequazione che individua la limitazione relativa alla distanza di atterraggio 1 2 ρ WL ⎛W ⎞ = k ∈ [0.95, 1]. ⎜ ⎟ ≤ VSL C L max L ; con 2 WTO ⎝ S ⎠TO k •Curva relativa alla disequazione precedente (segno di uguaglianza) 84 82 80 78 (W/P)TO [N/kW] CL_maxL =2.8 76 74 72 70 68 66 64 250 CL_maxL =3.0 CL_maxL =3.2 260 270 280 290 300 310 320 330 340 350 (W/S)TO [N/m2] •Relazioni che individuano tale limitazione 393.7 RC hp = = 0.0119 ; 33000 33000 lbs ⎧ ⎫ ⎪ ⎪ W /S ⎪ ηp ⎪ − RCP = ⎨ ⎬. 3 (W / P) TO ⎛ CL / 2 ⎞ ⎪ ⎪ 19 σ ⎜ ⎜ C ⎟ ⎪ ⎟ ⎪ ⎝ D ⎠ max ⎭ ⎩ RCP = 169 Limitazione relativa al rateo di salita •Curva relativa a tale limitazione 164 (W/P)TO [N/kW] 159 154 CD0=0.05 CD0=0.06 149 144 250 260 270 280 290 300 310 2 320 330 340 350 (W/S)TO [N/m ] Limitazione relativa alla velocità massima di crociera •Definizione dell’INDICE DI POTENZA Ip = 3 W /S W ⎛W ⎞ ; in [psf]; ⎜ ⎟ in [lbs/hp]; S σ (W / P) cr ⎝ P ⎠ cr •Potenza in crociera (per motore a pistoni: kz = σ1.22; kv=1): Pcr = kz * kv * ϕ * PTO 230 •INDICE DI POTENZA in base ai velivoli analizzati Vmax a livello del mare 220 210 200 190 180 170 0,7 0,75 0,8 0,85 0,9 0,95 Ip •Equazione che individua la limitazione relativa alla crociera (W / S )TO ⎧⎛ W ⎞ ⎜ ⎟ = ⎪ P σIp 3 kz kv ϕ ⎛ W ⎞ ⎪⎝ ⎠ cr ⎛W ⎞ ⇒⎜ ⎟ = ⎜ ⎟ ⎨ σIp 3 ⎝ S ⎠TO ⎛ ⎞ W ⎝ P ⎠TO ⎛W ⎞ ⎪⎜ ⎟ = ⎜ ⎟ ⎪⎝ P ⎠ cr ⎜ kz kv ϕ PTO ⎟ ⎝ ⎠ ⎩ •Curva relativa all’equazione precedente 84 79 74 (W/P)TO [N/kW] 69 64 59 54 49 44 250 Cruise Ip=0.75 Cruise Ip=0.8 Cruise Ip=0.85 260 270 280 290 300 310 320 330 340 350 (W/S)TO [N/m2] Scelta del punto di progetto •Intervallo (A,B) di possibili superfici 84,0 CL (W/P)TO N kW max = 2,90 TO 79,0 CL max = 2,30 TO CL CL max max = 3,20 =L 2,60 TO Take-Off Distance ∆ T = 0 deg C Maximum Cruise Speed Landing Distance ∆ T = 0 deg C AEO-RC: FAR 23.65.a (W/S)TO = 324,12 N (W/P)TO = 74,0 N m 2 CL 74,0 CL = 2,60 L max = 2,90 L kW A B max 69,0 64,0 250,00 275,00 300,00 325,00 (W/S)TO N 350,00 2 m •Scelta 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 •Ala rettangolare, controventata ed alta sia rispetto al piano orizzontale di coda che alla fusoliera •Minimizzare la potenza necessaria in crociera ⎡ W2 1 ⎤ si introduce l' area parassita f = SC D = A + ⎢C D 0 w S + 2 ⎥ , si fissano V e c e si impone q π Ae S ⎦ ALA ⎣ la derivata rispetto a b pari a zero W2 1 si fanno le seguenti posizioni : B = 2 ; be = b e; A indica i termini non relativi all' ala; q πe 1 Ae = AR e ; q = ρV 2 2 W2 1 1 si esplicita l' area parassita in termini di b : f = SC D = A + C D 0 wbc + 2 = A + C D 0 wbc + B 2 ; q πbe2 b si deriva la precedente relazione rispetto a b : W2 3 2 1 3 si ricava la relazione : b = 3 2 q πe C D 0 wc si definisce la superficie alare S in termini dell' apertura b e della corda c; ala rettangolare : S = b ⋅ c; W2 3 2 1 3 sostituisco nella (1) : S = c 3 2 q πe C D 0 wc (2). df 1 1 = C D 0 w c − 2B 3 = 0 ⇒ C D 0 wcb = 2B 2 ; db b b (1) Dimensionamento dell’ala •Curve relative all’equazione (2) 1 W2 3 2 3 S =c3 2 πe CD 0 wc q 35 30 25 c c=1.1 c=1.2 c=1.3 c=1.4 c=1.5 c=1.6 c=1.7 c=1.8 c=1.9 c=2.0 Easy-Fly q= 1 ρV 2 2 S [m2] 20 15 10 5 100 120 140 160 180 200 V [Km/h] 220 240 260 Fissati i valori di S=13.6 m2 e V=165 Km/h ricavo il valore di c=1.4 •Curve relative all’equazione (1) 1 W2 3 2 3 b=3 2 πe C D 0 wc q 20 18 16 14 b [m] 12 10 8 6 4 100 120 140 160 180 200 V [Km/h] 220 240 260 c c=1.1 c=1.2 c=1.3 c=1.4 c=1.5 c=1.6 c=1.7 c=1.8 c=1.9 c=2.0 Easy-Fly q= 1 ρV 2 2 Fissati i valori c=1.4 m e V=165 Km/h ricavo il valore di b=9.71 Dimensionamento dell’ala •Ala rettangolare, controventata ed alta sia rispetto al piano orizzontale di coda che alla fusoliera •Minimizzare la potenza necessaria in crociera (V=165 Km/h) ⎡ W2 1 ⎤ si introduce l' area parassita f = SC D = Α + ⎢C D 0 w S + 2 , si fissano V e c e si impone ⎥ q πAeS ⎦ ALA ⎣ la derivata rispetto a b pari a zero 20 c=1.1 c=1.2 c=1.3 c=1.4 c=1.5 c=1.6 c=1.7 c=1.8 c=1.9 c=2.0 Easy-Fly 35 30 25 c 18 16 14 b [m] 12 10 8 6 4 c 20 15 10 5 100 120 140 160 180 200 V [Km/h] 220 ⇒ c=1.1 c=1.2 c=1.3 c=1.4 c=1.5 c=1.6 c=1.7 c=1.8 c=1.9 c=2.0 Easy-Fly S [m2] 240 260 100 120 140 160 180 200 V [Km/h] 220 240 260 S=13.6 m2 V=165 Km/h ⇒ c=1.4 m c=1.4 m V=165 Km/h ⇒ b=9.71 m Selezione del profilo dell’ala •Raccolta dati in una database di profili esistenti e non •Requisiti profilo •Clmax (Re=1700000): 1.6 – 1.7 •Cdmin in crociera: -0.08 •Possibili profili che potrebbero soddisfare i requisiti richiesti Analisi comparativa 2D: coeff. di portanza Retta di portanza dei profili (Re=1.7e06, M=0) 2.00 1.50 1.00 Cl 0.50 0.00 G1 G398m2 nlf0115 (13.5%) sm13-m1 -0.50 -5.00 0.00 5.00 alfa 10.00 15.00 20.00 Analisi comparativa 2D: polare Polare dei profili (Re=4e06, M=0) 0.800 0.400 sm13-m1 nlf0115 (13.5%) G398m2 G1 Cl 0.000 -0.400 0.0040 0.0060 0.0080 0.0100 Cd Analisi comparativa 2D: coeff. momento Retta di momento dei profili (Re=4e06, M=0) 0.04 0.00 -0.04 C m (c/4) -0.08 -0.12 G1 G398m2 nlf0115 (13.5%) sm13-m1 -0.16 -5.00 0.00 5.00 10.00 15.00 20.00 alfa Selezione del profilo dell’ala •Requisiti profilo •Clmax (Re=1700000): 1.6 – 1.7 •Cdmin in crociera: -0.08 •Analisi comparativa 2D Retta di portanza dei profili (Re=1.7e06, M=0) Polare dei profili (Re=4e06, M=0) Retta di momento dei profili (Re=4e06, M=0) 2.00 0.04 0.800 1.50 0.00 1.00 Cl nlf0115 (13.5%) G398m2 0.50 G1 C m (c/4) -0.08 0.400 -0.04 sm13-m1 Cl 0.000 0.00 G1 G398m2 nlf0115 (13.5%) sm13-m1 -0.12 G1 G398m2 nlf0115 (13.5%) sm13-m1 -0.50 -5.00 0.00 5.00 10.00 15.00 20.00 -0.400 -0.16 alfa 0.0040 0.0060 0.0080 0.0100 Cd -5.00 0.00 5.00 alfa 10.00 15.00 20.00 Analisi comparativa in termini di prestazioni Confronto tra le polari equilibrate al variare del profilo considerato 0.6 0.5 0.4 0.3 CL_eq 0.2 0.1 0 -0.1 -0.2 0.02 profilo G1 profilo G398m2 profilo NLF0115 profilo SM13m1 0.025 0.03 CD_eq 0.035 0.04 1.8 1.6 1.4 1.2 1 CL 0.8 0.6 0.4 0.2 0 -0.2 -10 -5 0 5 Alfa [deg] 10 15 20 profilo G1 profilo G398m2 profilo NLF0115 profilo SM13m1 CL_eq per i profili analizzati Livello del mare 60 50 40 30 20 10 0 160 Pnec [hp] G1 Pnec [hp] G398m2 Pnec [hp] NLF0115 Pnec [hp] SM13m1 P_disp [hp] 165 170 175 180 185 V [Km/h] 190 195 200 205 7 210 Livello del mare 6 5 4 3 2 RC [m/s] G1 RC [m/s] G398m2 RC [m/s] NLF0115 RC [m/s] SM13m1 60 80 100 120 140 160 180 200 1 0 V [Km/h] Efficienza del velivolo 20 15 10 5 E 0 EFF-eq G1 EFF-eq G398m2 EFF-eq NLF0115 EFF-eq SM13m1 -5 0 5 Alpha [deg] 10 15 5 -5 -10 -10 20 Livello del mare 0 de_eq [deg] -5 -10 -15 -20 60 80 100 120 140 160 Speed [km/h] profilo G1 profilo G398m2 profilo NLF0115 profilo SM13m1 180 200 Confronto carichi di bilanciamento per i vari profili. 100 50 0 -50 Lh [Kg] -100 -150 -200 -250 -300 -350 0 50 100 150 200 250 G1 G398m2 NLF0115 SM13m1 V [Km/h] •Tabelle riassuntive profilo G1 G398m2 NLF0115 SM13m1 Vmax [Km/h] Vs [Km/h] Vsff slat slot[Km/h] Vsff slat fowler 194.526 64.926 47.568 193.095 69.457 49.266 194.769 67.456 48.537 191.508 62.172 46.453 [Km/h] RCmax [m/s] CLh/Sh (Vmax) Lh (Vmax) [N] Lh (Vmax) [kg] 45.565 6.69 -0.218 -1572.92 -160.34 47.051 6.85 0.058 413.42 42.14 46.414 6.78 -0.142 -1027.82 -104.77 44.581 6.63 -0.435 -3048.29 -310.73 Distanza di atterraggio [m] G1 G398m2 NLF0115 SM13m1 slat+single slot slat+fowler 51.015 47.024 54.586 49.959 53.030 48.682 48.761 45.163 Modifica del profilo G1 •Necessità di ottenere un valore più basso per il carico di bilanciamento in coda (fattore di carico =1) conservando le prestazioni del velivolo Analisi 2D Confronto tra il profilo G1 ed il G1 modificato; retta di portanza (Re=1.7e06, M=0) Confronto tra il profilo G1 ed il G1 modificato; polare (Re=4e06, M=0) Confronto tra il profilo G1 ed il G1 modificato; retta di momento (Re=4e06, M=0) 2.00 0.00 0.80 1.50 -0.02 1.00 0.40 Cm Cl 0.50 G1-3 G1 G1-3 Cl -0.04 0.00 G1-3 G1 -0.06 G1 0.00 -0.50 -5.00 0.00 5.00 10.00 15.00 20.00 -0.40 -0.08 alfa 0.0050 0.0060 0.0070 Cd 0.0080 0.0090 0.0100 -5.0000 0.0000 5.0000 10.0000 15.0000 20.0000 alfa Analisi 3D CL_eq per i profili G1 e G1 modificato 2 G1 modificato G1 2 Polare equilibrata per i profili G1 e G1 modificato G1 modificato G1 1.5 1.5 1 CL_eq 0.5 CL 1 0.5 0 0 -0.5 -10 -5 0 5 Alfa [deg] 10 15 20 -0.5 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12 0.14 0.16 0.18 0.2 CD_eq de per i profili G1 e G1 modificato 2 0 -2 -4 de_eq [deg] -6 -8 -10 -12 -14 -16 G1 modificato G1 CM per i profili G1 e G1 modificato per de=0 [deg] 0.1 G1 modificato de=0 [deg] G1 de=0 [deg] 0 -0.1 CM -0.2 -0.3 -0.4 -0.5 -10 -18 -5 0 5 Alpha [deg] 10 15 20 60 80 100 120 140 160 180 200 Speed [km/h] Prestazioni Confronto carichi di bilanciamento per i due profili. 0 -20 -40 -60 Lh [Kg] -80 -100 -120 -140 -160 -180 0 50 1 00 150 200 G1 G1 modificato 250 V [Km/h] profilo G1 G1modificato Vmax [Km/h] 194 195 Vs [Km/h] 64.9 64.7 RCmax [m/s] 6.69 6.72 Profilo dell’ala Profilo G1 2 2 1,5 1,5 1 1 Cl Cl 0,5 Re = 1,7e6 Re = 4,0e6 0,5 Re = 1,7e6 Re = 4,0e6 0 0 -0,5 -5 0 5 -0,5 α [deg] -0,03 -0,035 -0,04 -0,045 -0,05 10 15 20 25 0 0,01 0,02 0,03 0,04 0,05 0,06 0,07 0,08 0,09 Cd Re = 1,7e6 Re = 4,0e6 Cm -0,055 -0,06 -0,065 -0,07 -0,075 -0,08 -0,5 0 0,5 1 1,5 2 Cl Dimensionamento del sistema di ipersostentazione •Slat esteso su tutta l’apertura alare (cs/c=0.15) •Single slot oppure fowler (cf/c=0.30; estensione lungo l’apertura da definire in base alle prestazioni di decollo ed atterraggio richiesti ed all’estensione di alettone necessaria) Single-slot e Slat 15° Fowler e Slat decollo atterraggio 15° 20° 15° decollo 15° 40° 15° 40° atterraggio •Calcolo delle prestazioni 2D degli ipersostentatori e della superficie necessaria al flap di bordo d’uscita (metodologia J.Roskam) •Calcolo delle prestazioni di decollo ed atterraggio del velivolo (codice fortran NLWING sviluppato al DPA) Dimensionamento del sistema di ipersostentazione •Prestazioni 2D in termini di Cl (Re=1.3*106) Clmax DECOLLO ATTERRAGGIO configurazione pulita 1,65 "" single slot 2,23 3,03 fowler 2,28 3,45 slat 2,07 "" single slot+slat 2,65 3,46 fowler+slat 2,70 3,87 •Vantaggi del fowler rispetto al single slot •Clmax ottenibile maggiore •Superficie di ala richiesta minore (56% contro 73% del single slot) •Maggiore appetibilità del velivolo •Svantaggi del fowler rispetto al single slot •Momento di cerniera elevato (struttura del sistema più pesante e sistema di attuazione elettrico più potente) •Elevato momento di beccheggio (opportuno dimensionamento del piano di coda orizzontale) •Guadagno non eccessivo in termini di distanza di atterraggio (47 m contro i 52 m del single slot) Dimensionamento degli alettoni •Dimensioni fissate dell’alettone -rapporto tra corda dell’alettone e corda alare pari a 0.30 -deflessione massima di ±20° -alettone di tipo frise _ •Stima dell’indice di efficacia degli alettoni p=pb/(2V) mediante le metodologie semiempiriche di Perkins e McCormick (tradotte in linguaggio fortran; estensione degli alettoni pari al 30% dell’apertura alare⇒ ⇒ pb/(2V) ~ 0.07) •Ulteriore analisi effettuata mediante il codice fortran NLWING basato sulla teoria della linea portante di Prandtl applicato ad una manovra di rollio stabilizzato (estensione degli alettoni pari al 30% ⇒ pb/(2V) ~ 0.11) & rollio stabilizzato : p = 0 ⇒ cl p p + cl δ δ a = 0 ⇒ a ⇒ −cl δ a δ a = cl p p (momento motore = momento smorzante) ⇒ cl δ pb ⇒ p= = − a δa 2V cl p Manovra di rollio stabilizzato (1/2) ala isolata 0.5 0.45 0.4 0.35 0.3 0.25 0.2 0.15 0.1 0.05 0 -1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5 deflessione alettoni 0.5 0.4 0.3 0.2 0.1 0 -0.1 -0.2 -0.3 -0.4 -0.5 -1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5 CL + CL = y/(b/2) 1 0.8 0.6 y/(b/2) = 0.4 0.2 0 -0.2 -1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5 distribuzione parziale CL y/(b/2) Manovra di rollio stabilizzato (2/2) distribuzione parziale 1 0.8 0.6 0.4 0.2 0 -0.2 -1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5 0.4 0.3 0.2 0.1 0 -0.1 -0.2 -0.3 -0.4 -1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5 velocità angolare di rollio + = CL y/(b/2) 1 0.8 0.6 CL y/(b/2) = 0.4 0.2 0 -0.2 -1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5 distribuzione totale in rollio stabilizzato CL y/(b/2) Dimensionamento del piano di coda orizzontale •Stabilatore (piano tutto mobile) (ciò per avere maggiore potenza di controllo soprattutto alle basse velocità) •Metodo volumetrico Vh = S h ( xach − xcg ) Sw c •Valori di scelti in base ai velivoli STOL analizzati ARh 3,90 λ h Λ c/4h [deg] xcg [m] 1,00 0,00 2,05 xach [m] 6,12 Vh medio 0,43 cw media [m] 1,40 Sw [m2] 13,60 •Forma in pianta calcolata (baricentro supposto al 25% della corda media aerodinamica) Sh [m2] 2,01 Cr = 0,72 m h nmgc = 0,00 m h c h = 0,72 m Ct = 0,72 m h y mgc = 0,70 m h bh/2 = 1,40 m Dimensionamento del piano di coda orizzontale •Verifica della correttezza del dimensionamento effettuato -condizione critica di stabilità longitudinale: minimo margine di stabilità a comandi liberi con baricentro massimo arretrato ⎛ ∂cm ⎞ a ⎛ dε ⎞ ' ⎜ ⎟ = xa − t ⎜1 − ⎟ F Vt ⎜ ∂c ⎟ a ⎝ dα ⎠ ⎝ L ⎠CL xa = xCG − xacwb Vt ' = St l S wc CL - comandi liberi (1) C ⎛ c ⎞ τ = Lδ a F = ⎜1 − τ hα ⎟ ⎜ c hδ ⎟ C Lα ⎠ ⎝ l − distanza tra il fuoco del velivolo parziale e quello del piano di coda orizzontale ⎛ ∂c ⎞ impongo un valore di ⎜ m ⎟ ≤ valore fissato (es. − 0.05) ⎜ ∂c ⎟ ⎝ L ⎠CL ottengo dalla (1) una funzione f (bt , St ) ≤ valore fissato, che disegno in un piano (b t , St ) -condizione critica di stabilità longitudinale: minimo margine di stabilità a comandi liberi con baricentro massimo arretrato f (bt , St ) = xa − xa = xCG − xacwb 2.8 2.6 2.4 2.2 St [m2] 2.0 1.8 1.6 1.4 1.2 1.0 1 2 3 4 bt [m] 5 6 7 Piano orizzontale scelto Cond. critica di stabilità logitudinale (cond. 1) at ⎛ dε ⎞ ' ⎜1 − ⎟ F Vt ≤ -0.05 a ⎝ dα ⎠ Sl Vt = t S wc ' CL - comandi liberi ⎛ c ⎞ F = ⎜1 − τ hα ⎟ ⎜ chδ ⎟ ⎝ ⎠ τ= C Lδ a C Lα -condizione critica di equilibrio in atterraggio: baricentro massimo avanzato, in effetto suolo e flap deflessi ⎡ at ⎛ dε ⎞ ' ⎤ ' CmCG = 0 = Cacwb + ⎢ xa − ⎜1 − ⎟Vt ⎥C Le − at Vt k [it 0 + τδ e − α 0 w ] a ⎝ dα ⎠ ⎦ ⎣ k ≅ 0.90 4.5 4.0 3.5 St [m2] 3.0 2.5 2.0 1.5 1.0 1 2 3 4 bt [m] 5 6 7 Cond. critica di equilibrio (caso single slot-slat; cond. 2) Cond. critica di equilibrio (caso fowler-slat; cond. 2) Piano orizzontale scelto Dimensionamento del piano di coda orizzontale •Verifica 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 4,5 4,0 3,5 St [m ] 3,0 2,5 2,0 1,5 1,0 1 2 3 4 bt [m] 5 6 7 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 •Metodo volumetrico Vv = S v ( xacv − xcg ) S wbw λv 0,70 Dimensionamento del piano di coda verticale •Valori di scelti in base ai velivoli STOL analizzati ARv 2,00 Λc/4v [deg] 20,00 xcg [m] 2,05 xacv [m] 6,06 Vv medio 0,032 ARw 6,93 Sw [m2] 13,60 •Forma in pianta calcolata (baricentro supposto al 25% della corda media aerodinamica) nmgc = 0,28 m v Sv [m2] 1,08 ΛLEv [deg] 22,20 ΛTEv [deg] 13,00 Cr = 0,87 m v c v = 0,74 m Ct = 0,61 m z mgc = 0,69 m v v bv = 1,47 m Dimensionamento della fusoliera Dimensionamento della fusoliera •Buona visibilità in decollo ed atterraggio •Angolo di seduta opportuno •Ergonomia Posizione piano di coda orizzontale m - distanza del piano di riferimento dal punto ad un quarto del piano di coda orizzontale h - distanza del piano di riferimento dalla mezzeria della scia dell'ala m+h - distanza del punto ad un quarto del piano di coda orizzontale dalla mezzeria della scia dell'ala piano di riferimento iw h>0 m