Corso di PROGETTO GENERALE DEI VELIVOLI Determinazione del punto di progetto. Fabrizio Nicolosi

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1 Corso di PROGETTO GENERALE DEI VELIVOLI Determinazione del punto di progetto Fabrizio Nicolosi 1

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22 1 -BAC L11 2 -B Ilyiuschin 4 -A MD11 6 -B747 22

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27 PROGETTO PRELIMINARE STIMA DEI PESI DETERMINAZIONE DEL (superficie alare e spinta/potenza massima necessaria) DIMENSIONAMENTI IPERSOSTENTATORI MOTORI FUSOLIERA ALA IMPENNAGGI ALETTONI POLARI AERODINAMICHE PRESTAZIONI DI DECOLLO E ATTERRAGGIO PRESTAZIONI DI VOLO STABILITA E CONTROLLO LONGITUDINALE E LATERO-DIREZIONALE CONTROLLO LATERALE 27

28 PROGETTO PRELIMINARE STIMA PRELIMINARE DEI PESI RICERCA DEL 28

29 INPUT REQUISITI DI NORMATIVA REQUISITI DI SPECIFICA PROFILO DI MISSIONE DETERMINAZIONE PESI CONDIZIONI PUNTO DI PROGETTO TO OUTPUT /S /P T/ AR CLmax S AR PTO/TTO CLmax 29

30 REQUISITO > CONDIZIONE > RESTRIZIONE 30

31 REQUISITI Velocità di stallo Lunghezza di decollo Lunghezza di atterraggio Prestazioni di salita Velocità di crociera o massima 31

32 32 CONDIZIONI ELICA GETTO wing TO TO TO S f P wing TO TO TO S f T

33 VELIVOLI AD ELICA 33

34 VELIVOLI A GETTO 34

35 STUDIO DEI REQUISITI E DELLE CONDIZIONI 35

36 VELOCITA DI STALLO (per velivoli ad elica) V stall 2 ρ S C 1 Lmax S TO 2 ρ Vstall L C 2 Configurazione di atterraggio Lmax - L S TO V 2 stall ρ C 2 Lmax Configurazione pulita 36

37 VELOCITA DI STALLO (per velivoli ad elica) 37

38 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 Equilibrio delle forze nella direzione orizzontale g dv dt T D μ r ( L) 38

39 DISTANZA DI DECOLLO (alcuni passaggi) g dv dt T D μ r ( L) dv dt g μr [ T D ( L) ] ds ds dt dt V dt V dt dv dv V dv dv / dt 1 2 d dv ( 2 V ) / dt 39

40 DISTANZA DI DECOLLO (alcuni passaggi) ds 1 2 g d ( 2 V ) [ T D μ ( L) ] r s ground V LOFF g d ( 2 V ) [ T D μ ( L) ] r 40

41 DISTANZA DI DECOLLO (alcuni passaggi) Hp. [ T D μ ( )] [ ( )] r L cos t T D μr L V 0. 7VLOFF ( L) T >> D + μr S ground g V V ρ C LOFF STO L maxto 2 T S V 0.7 V LOFF 41

42 DISTANZA DI DECOLLO Equilibrio delle forze nella direzione orizzontale g dv dt T D μ r ( L) S ground g V V ρ C LOFF STO LmaxTO 2 T S V 0.7 V LOFF 42

43 DISTANZA DI DECOLLO Equilibrio delle forze nella direzione orizzontale g dv dt T D μ r ( L) V k V LOFF STO S tipico 1.1 ground o 1.2 g ρ C k 2 LmaxTO S T V 0.7 V LOFF 43

44 44 DISTANZA DI DECOLLO T C S S TO L ground max ρ V LOFF V TO L ground T C g S k S 0.7 max 2 ρ

45 DISTANZA DI DECOLLO FAR25 S ground g V V ρ C LOFF STO L maxto 2 T S V 0.7 V LOFF Meccanica del Volo Parametro statistico TOP 25 σ C S L max - TO TO T TO 45

46 DISTANZA DI DECOLLO FAR25 46

47 DISTANZA DI DECOLLO FAR25 Relazione statistica ft S TO. 5 Field Length 37 TOP 25 lb 2 ft Si assegna T TO TO f S TO wing 47

49 DISTANZA DI DECOLLO FAR25 TOP 25 σ C L max S - TO TO T TO Nel caso di un velivolo ad elica con base di certificazione FAR25 (es. ATR42) è necessario far comparire la potenza al posto della spinta. Si usa T 2. 8 TO P TO lb hp P TO TO f S TO wing 49

52 DISTANZA DI DECOLLO FAR23 S ground g V V ρ C LOFF STO L maxto 2 T S V 0.7 V LOFF Meccanica del Volo Parametro statistico TOP 23 S σ TO C P L max - TO TO 52

53 DISTANZA DI DECOLLO FAR23 S 1.66 TO S TOGround 53

54 DISTANZA DI DECOLLO FAR23 ft S TO Relazione statistica.9top Ground 23 2 lb 2 ft hp S 1.66S TO TO Ground 4 TOP 2 23 Si assegna STO Ground oppure STO P TO TO f S TO wing 54

55 DISTANZA DI DECOLLO FAR23 TOP 23 S TO σ C P L max - TO TO Nel caso di un velivolo a getto con base di certificazione FAR23 è necessario far comparire la potenza al posto della spinta. In questo caso si usa T 2. 8 TO P TO lb hp T TO TO f S TO wing 55

58 DISTANZA DI ATTERRAGGIO Equilibrio delle forze nella direzione orizzontale g dv dt T reverse D μ r ( L) S ground k V 2 2 TD SL ( ) 2 g Treverse + D + μr L V V TD 58

59 DISTANZA DI ATTERRAGGIO S ground k V 2 2 TD SL ( ) 2 g Treverse + D + μr L V V TD S V 2 ground SL 59

60 DISTANZA DI ATTERRAGGIO FAR25 60

61 DISTANZA DI ATTERRAGGIO FAR25 S L 2 ft S 0. 3V 2 L Field Length A kts S L S L Field Length Field Length VA VA V V SL SL V V A A V SL ρ 2 S C L L max L 61

65 DISTANZA DI ATTERRAGGIO FAR23 ft S S S L L Ground V 2 L Ground SL 2 kts Si assegna SL Ground oppure SL V SL ρ 2 S C L L max L 65

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69 SALITA DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE REQUISITI DI NORMATIVA REQUISITI DI SPECIFICA 69

70 SALITA DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE C D C D0 + π C 2 L AR e??? 70

71 SALITA DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE CD0 La fase di salita di un velivolo avviene ad assetti elevati. C << C D parassita D indotto Le prestazioni di salita sono maggiormente influenzate dal termine indotto della resistenza aerodinamica. 71

72 SALITA DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE CD0 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. 72

73 SALITA DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE C D 0 f S 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 73

74 SALITA VELIVOLO N passeggeri to [lb] to/s [psf] S [ft^2] AR Airbus A Airbus A Airbus A Airbus A Airbus A Boeing B Boeing B Boeing B Boeing B Boeing B Embraer ERJ McDonnel Douglas MD McDonnel Douglas MD

75 SALITA DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE C D 0 f S TO S wet 75

76 SALITA DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE C D 0 TO f S log S c + d log 10 wet 10 TO S wet 76

77 SALITA DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE C D 0 f S S wet f 77

78 SALITA DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE C D 0 f S log f a + b log S wet S wet f 78

80 SALITA DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE 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. 80

81 SALITA VELIVOLO N passeggeri to [lb] to/s [psf] S [ft^2] AR Airbus A Airbus A Airbus A Airbus A Airbus A Boeing B Boeing B Boeing B Boeing B Boeing B Embraer ERJ McDonnel Douglas MD McDonnel Douglas MD

83 SALITA DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE e Il valore del fattore di Oswald deve essere assegnato sulla base di dati statistici. Tipicamente esso è compreso tra 0.80 e

84 SALITA DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE Config. pulita (no effetti compressibilità in fase di salita) Config. decollo con carrello retratto Config. decollo con carrello estratto Config. atterraggio con carrello retratto Config. atterraggio con carrello estratto C D C D C C D D0 C C C D 0 + ΔC D D0 C C D + ΔC D0 flap to D 0 + ΔC C D 0 D 0 flap to + ΔC + ΔC D0flapl + + D0 gear D 0 flap l + ΔC π C 2 L AR 84 e 2 C L π AR e + D0gear to 2 CL π AR e to 2 C L π AR e 2 CL π ARe l l

85 SALITA DETERMINAZIONE PRELIMINARE DELLE POLARI AERODINAMICHE 85

86 86 SALITA CONDIZIONI + γ γ sin cos D T L DV TV V RC D T CGR γ γ γ sin sin Climb Gradient Climb Rate L T D g

87 SALITA CONDIZIONI - velivoli ad elica ηp RC ηp CGR ( / P) σ ( / P) ( / S ) 19 C ( / S ) σ C L L 3/ 2 L 1 / D / C D in fpm in rad 87

88 SALITA CONDIZIONI - velivoli ad elica RC RCP CGR CGRP C L in fpm L 1 / D in rad 88

89 SALITA REQUISITI DI NORMATIVA FAR23 89

90 SALITA CONDIZIONI - velivoli ad elica FAR23.65 RCP RC/33000 RCP η ( P) ( / S) P 3/ 2 / 19 σ CL / C D es. : η P 0.80 P P max cont. 1.1 P TO σ 1 at S.L. C C 3/ 2 L D max puntop 90

92 SALITA CONDIZIONI - velivoli ad elica FAR RCP V s , opt RCP η ( P) ( / S) P 3/ 2 / 19 σ CL / C D V S, opt 2 ρ S TO 1 C Lmax C C 3/ 2 L D max 92

93 SALITA CONDIZIONI - velivoli ad elica FAR23.67 RCP η ( P) ( / S) P 3/ 2 / 19 σ CL / C D P N TO S.L. TO 5000 ft N 1 P TO 5000ft N 1 PTO 5000 ft TO N P P S.L. 93

94 SALITA CONDIZIONI - velivoli ad elica FAR23.77 CGRP 18.97η P σ ( / P) ( / S ) C C 1/ 2 L D max 94

95 SALITA 95

96 96 SALITA CONDIZIONI - velivoli a getto D L T CGR C S D L T RC L / / 1 ρ

98 SALITA Velivolo turboelica FAR 25 (tipo ATR42) FAR CGRP 18.97η P σ CGR + ( / P) ( / S ) E CL 1 1 P OEI N N P 1 ( ) 2 TO C L C Lmax TO

99 SALITA Velivolo turboelica FAR 25 (tipo ATR42) FAR CGRP 18.97η P σ CGR + ( / P) ( / S ) E CL 1 1 P P OEI max cont. N N 1 P 0.93 P TO TO C L C Lmax ( 1.25) 2 99

101 SALITA Velivolo turboelica FAR 25 (tipo ATR42) FAR CGRP 18.97η P σ CGR + ( / P) ( / S ) E CL 1 1 P OEI N N P Lmax A L 1 ( ) 2 TO C C 1.5 media tra C Lmax TO C Lmax L 101

102 FAR SALITA Velivolo turboelica FAR 25 (tipo ATR42) Le prestazioni dell impianto propulsivo possono essere significativamente influenzate dalla temperatura atmosferica. Quindi, in caso di giornata calda si può ricorrere alla seguente relazione. P TO P TO + 50 F st

103 SALITA 103

104 104 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 C S V T C S V ρ ρ

105 105 VELOCITA DI CROCIERA velivoli ad elica La condizione di crociera è caratterizzata da piccoli assetti e quindi da valori contenuti dei coefficienti di portanza e di resistenza indotta. Tipicamente può assumersi D L C S V T C S V ρ ρ D D C C C D S P V σ ρ

106 VELOCITA DI CROCIERA velivoli ad elica V ρ 0 3 P 3 S 3 1 σ 3 1 C D 0 Indice di potenza V 3 P 3 S 3 1 σ I P 3 σ cr ( / S ) cr ( / P) cr 106

107 VELOCITA DI CROCIERA velivoli ad elica P cr ϕ k v k z P TO P cr P TO cr TO P P TO cr I P 3 σ cr ( / S ) cr ( / P) cr 107

108 VELOCITA DI CROCIERA velivoli ad elica VELIVOLI (/S) T0 (/P) T0 V cr [kts] z cr [ft] ó cr k z k v ö I p V cr /I p DORNIER DE HAVILLAND DHC LET L-410UVP I P 3 σ cr ( / S ) cr ( / P) cr 108

109 VELOCITA DI CROCIERA velivoli ad elica 109

110 VELOCITA DI CROCIERA velivoli ad elica Ricerca della relazione statistica mediante l uso del codice ADAS Scelta di un velivolo appartenente alla stessa categoria di quello analizzato Scelta del valore di CDo Scelta del valore del rendimento dell elica 110

111 VELOCITA DI CROCIERA velivoli ad elica Ricerca della relazione statistica mediante l uso del codice ADAS Potenza disponibile Potenza necessaria Alt ft 111

112 VELOCITA DI CROCIERA velivoli ad elica Ricerca della relazione statistica mediante l uso del codice ADAS ATR42 Velivolo Peso [lb] cr/to S [ft^2] P max [hp] P cr [hp] P cr/p max Gr. Amm Eta p Quota [ft] Velocità [kts] Sigma Ip CD Eta 0.80 ATR ATR ATR ATR ATR ATR ATR ATR ATR

113 VELOCITA DI CROCIERA velivoli ad elica Ricerca della relazione statistica mediante l uso del codice ADAS Ip ATR Speed [kts] 113

114 VELOCITA DI CROCIERA velivoli ad elica Ricerca della relazione statistica mediante l uso del codice ADAS Scelta di altri velivoli bimotori ad elica Velivolo Peso [lb] S [ft^2] P max [hp] ATR Saab EMB Beechcraft C90A

115 VELOCITA DI CROCIERA velivoli ad elica Ricerca della relazione statistica mediante l uso del codice ADAS Ip ATR 42 SAAB 200 EMB 120 BEECHCRAFT C90A Speed [kts] 115

116 VELOCITA DI CROCIERA velivoli ad elica Ricerca della relazione statistica mediante l uso del codice ADAS La linea di tendenza cambia se si prendono valori differenti di CD0 ηp 116

117 VELOCITA DI CROCIERA velivoli ad elica Ricerca della relazione statistica mediante l uso del codice ADAS Ip CD eta0.80 ATR42 - CD ATR42 - eta Speed [kts] 117

118 VELOCITA DI CROCIERA velivoli ad elica P cr ϕ k v k z P TO P cr P TO cr TO P P TO cr I P 3 σ cr ( / S ) cr ( / P) cr 118

120 120 VELOCITA DI CROCIERA velivoli a getto + e AR C C C C S V T C S V L D D D L π ρ ρ cond cond D cond S e AR q S q C T + π 1 0

121 VELOCITA DI CROCIERA velivoli a getto 121

122 122 VELOCITA DI CROCIERA velivoli a getto cond cond D cond S e AR q S q C T + π 1 0 ( ) ( ) TO TO S T / / Serve una relazione nel piano + TO cond cond TO TO cond TO cond TO TO D TO T T S e AR q S q C T π 1 0

124 RICERCA DEL velivoli ad elica 124

125 RICERCA DEL velivoli ad elica 125

126 RICERCA DEL velivoli a getto 126

127 RICERCA DEL velivoli a getto 127