Decollo ed atterraggio del velivolo Preceptor N3 pup: sviluppo di un modulo software con visualizzazione 3D interattiva

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1 Università degli Studi di Palermo FACOLTÀ DI INGEGNERIA Corso di Laurea in Ingegneria Aerospaziale Decollo ed atterraggio del velivolo Preceptor N3 pup: sviluppo di un modulo software con visualizzazione 3D interattiva Tesi di Laurea di: Salvatore Isgrò Relatore: Prof. Caterina Grillo Anno Accademico

2 Presentazione del velivolo 1.1 Introduzione Il Preceptor N3 pup, oggetto di studio della presente tesi, si inserisce all interno della famiglia di aerei N3 pup; questa si riferisce agli ultraleggeri con struttura reticolare tubolare ad ala alta, prodotti dalla Preceptor aircraft di Rutherfordton, North Carolina. Tale categoria di velivoli è progettata nel rispetto delle norme FAR 103 Ultralight Vehicles e comprende diverse varianti, che differiscono per i motori e la tipologia di eliche utilizzate. 1.2 Caratteristiche dell ala del velivolo L ala del velivolo in questione ha la forma in pianta rettangolare, il profilo che la costituisce è un Gőttingen387 modificato; questo differisce dal profilo classico per la forma del ventre, che nel caso in questione risulta essere piatta. Gli alettoni posti come di consueto nella parte esterna dell ala, hanno una corda pari al 31% di quella alare ed una lunghezza di 80 in. 5

3 I parametri geometrici ed aerodinamici caratteristici dell ala in esame sono descritti dai seguenti valori: b (apertura alare) = 30,5 ft c (corda media geometrica) = 3,934ft S(superficie alare) = 120 ft 2 λ( allungamento alare)= 7,752 c t /c r ( rapporto di rastremazione) = 1 Λ( angolo di freccia) = 0 rad i w (angolo di calettamento dell ala)= 0,03216 rad α 0wing (angolo di incidenza di portanza nulla )= -0,1294 rad CL αw (gradiente angolare della retta di portanza)= 3, rad -1 CL max = 1,244 α- CLmax = 0,31416rad C mow = -0, Caratteristiche del piano di coda orizzontale Il design aerodinamico degli impennaggi è alquanto semplificato. La sezione di questi, infatti, non è un profilo classico, ma piuttosto una lastra sottile. 6

4 I parametri geometrici ed aerodinamici caratteristici del piano di coda orizzontale sono: b h (apertura alare)= 7,352 ft c h (corda media geometrica)= 2,369 ft S h (superficie) = 17,416 ft 2 λ h (allungamento alare)= 3,105 Λ h ( angolo di freccia misurato a c/2)= 0 rad I h (angolo di calettamento del piano di coda)= -0, rad -1 CL αh (gradiente della retta di portanza)= 3,42667 rad Caratteristiche della fusoliera La struttura della fusoliera è di tipo reticolare in tubi d acciaio. Il carrello ha una configurazione delle gambe a triciclo posteriore non retrattile. 7

5 Caratteristiche geometriche ed aerodinamiche della fusoliera: Lunghezza della fusoliera= 4,547 m Volume della fusoliera = 0,706 m 3 C mof = -0, Caratteristiche aerodinamiche del velivolo completo C Lα (gradiente della retta di portanza dell intero velivolo)= 4,07130 rad -1 La curva di portanza del velivolo completo, si può considerare lineare in un determinato range di angoli di incidenza. I limiti inferiore e superiore di tale range di incidenze, sono, rispettivamente, l angolo di incidenza di portanza nulla e l angolo di incidenza α A*. α 0 ( incidenza di portanza nulla)= -0,13430 rad -1 α A* = 0,14237 C Lmax = 1,3301 α CLmax = 0,282 rad In corrispondenza alla posizione di progetto del baricentro, ossia X ref = 0,25 il coefficiente di momento di portanza nulla è pari a: Cmo= -0,

6 1.6 Polare del velivolo La polare del velivolo in configurazione clean coincide con la polare del velivolo in configurazione take off ed altresì con la polare in configurazione landing, in quanto essendo il velivolo privo di carrello retrattile non si ha, né in decollo, né in atterraggio, aumento della resistenza aerodinamica dovuta all estrazione del carrello; inoltre il velivolo non è dotato di ipersostentatori, e pertanto, non si ha un aumento di resistenza dovuto alla consueta deflessione di essi nelle fasi di decollo e di atterraggio. L espressione della polare del velivolo mostrata in figura è la seguente: C D = 0, C L 3 + 0, C L 2 + 0, C L + 0, Polare del velivolo 1,4 Coefficiente di portanza 1,3 1,2 1,1 1 0,9 0,8 0,7 0,6 0,5 0,4 0,3 0,2 0,1 0 0,0000 0,0200 0,0400 0,0600 0,0800 0,1000 0,1200 0,1400 Coefficiente di re sistenza 9