Effetti sul piano longitudinale

Il primo effetto riguarda la derivata CLq. La derivata adimensionale CLq ha influenza diretta sulla derivata aerodinamica Zq come si nota nelle formule A.3 in appendice. Tra le ipotesi che sono alla base del modello lineare del piano longitudinale, sviluppato nel capitolo 1, c’`e l’ipotesi che Zq sia trascurabile rispetto ad U0. dato che Zq puo’

presentare valori elevati questa ipotesi potrebbe non essere valida in alcune condizioni di volo, ci`o ha portato a sviluppare il modello 1.8 che ne tiene conto. Lo stesso effetto che influenza CLq contribuisce anche a Cmq e quest’ultima derivata, se confrontata con quella di aerei convenzionali, risulta essere pi`u elevata.

L’effetto `e dovuto principalmente alla disposizione delle superfici portanti e puo’ essere spiegato come di seguito: nella configurazione Prandtlplane le superfici portanti sono lontane dal baricentro ed una rotazione q intorno ad esso provoca una variazione di incidenza, positiva o negativa, a seconda che che la superficie si trovi dietro o davanti al baricentro rispettivamente. La variazione di incidenza provoca una variazione di portanza. Data la distanza delle superfici dal baricentro, si viene a creare un momento che si oppone alla rotazione, contribuendo alla derivata Cmq.

Dai dati della tabella precedente si nota che aerei con margine di stabilit`a pi`u elevato (Cmα di modulo maggiore), tendono ad avere CLq pi`u elevati.

Per spiegare la dipendenza di CLq dal margine di stabilit`a si puo’ ricorrere al ragionamento successivo .

Si ricorda che CLq `e indice della variazione di portanza in seguito ad una rotazione q del velivolo e la sua espressione `e riportata nelle formule A.1 in appendice.

Come gi`a esposto, una rotazione intorno all’asse Y baricentrale provoca una variazione di incidenza sulle superfici portanti descritta dalla formula:

∆α = −qx U0

dove con x si `e indicata la distanza dal baricentro misurata lungo l’asse stabilit`a x (rivolto in avanti).

Si Ipotizza per semplicit`a di avere una configurazione con ali dritte e si trascurano gli effetti di interferenza tra le ali. Si indicano con la la distanza dal baricentro

del centro aerodinamico dell’ala anteriore e con lp quella dell’ala posteriore. Si

indicano inoltre con ∆La ed ∆Lp le variazioni di portanza dell’ala anteriore e di quella posteriore dovute alla velocit`a q, queste sono esprimibili attraverso la formula:

∆Li = 1 2ρSV

2_{CLα · ∆α} i

Date queste premesse, considerando le ali di uguale forma in pianta, si ha che la risultante delle forze dovute alla variazione di incidenza conseguente alla velocit`a di beccheggio q `e data da:

∆L = ∆La + ∆Lp = 1 2ρSV 2_{CLα · ∆α} a+ 1 2ρSV 2_{CLα · ∆α} p = = 1 2ρSV 2 CLα · (∆αa+ ∆αp) = 1 2ρSV 2 CLα q U0 · (lp − la) In figura 5.1 riporta uno schema delle forze citate.

Figura 5.1: Schema forze dovute a q

Dall’ultima uguaglianza si nota che se il baricentro `e posto a met`a tra i centri aerodinamici delle ali si ha lp = la e non si ha variazione di portanza a seguito di una rotazione con velocit`a q. Per ali uguali e trascurando l’interferenza reciproca si ha perci`o che il punto rispetto al quale si annulla il CLq coincide con il punto neutro.

Non `e per`o possibile realizzare un aereo di questa geometria con CLq nullo perch`e questo requisito comporterebbe un margine di stabilit`a nullo.

Questa affermazione deriva dal fatto che per la geometria scelta il punto centrale tra i centri aerodinamici delle due ali `e anche il punto neutro della configurazione e scegliendo lp = la si posiziona il baricentro proprio sul punto neutro ottenendo un margine di stabilit`a nullo.

Si sposta allora il baricentro in avanti per ottenere un margine di stabilit`a (h − hn)

adeguato.

Osservando la figura 5.1 risulta evidente che (lp − la) = (h − hn)c, quindi se si

vuole ottenere un aereo con tale configurazione e stabile in beccheggio (−(h − ha> 0))

Di seguito si riporta una tabella riguardante l’analisi condotta con il VLM sulla geometria di figura 5.2. L’analisi `e stata effettuata variando la posizione del baricentro misurata dal bordo d’attacco dell’ala anteriore. Gli andamenti delle derivate aerodinamiche sono mostrati nel grafico 5.3.

Figura 5.2: Geometria di prova

Prova Xcg CLα Cmα CLq Cmq P1 2.6875 3.621 0.486 6.373 −25.04 P2 2 3.621 −1.178 9.692 −29.04 P3 1.2 3.621 −2.385 12.102 −33.86 P4 1.5 3.621 −3.109 13.554 −37.52

Il punto neutro, per tutti i casi, si trova a 2.4879m dal bordo d’attacco dell’ala anteriore, mentre il punto di mezzo tra i centri aerodinamici teorici delle due ali `e a 2.6875m, questo significa che gli effetti della geometria e dell’interferenza spostano avanti il punto neutro. Anche il fatto che il CLq non si annulli quando il baricentro transita sul punto neutro `e da attribuire all’interferenza tra le ali. Tale interferenza sposta il punto di annullamento del CLq pi`u indietro rispetto al punto centrale. Rimane comunque valida la tendenza all’aumento del CLq con l’aumento del margine di stabilit`a (e perci`o del modulo di Cmα).

Ottenuto questo risultato si puo’ ricavare anche il contributo del Cmq; infatti il momento risultante dovuto alla velocit`a q puo’ essere espresso come:

Figura 5.3: Andamento d CLq ed Cmq al variare della posizione del baricentro = 1 2ρSV 2_{CLα · (∆α} ala − ∆αplp) = − 1 2ρSV 2_CLα q U0 · (lp2_{+ la}2₎

Risulta quindi un momento negativo per una perturbazione positiva in q, cio`e un momento smorzante.

L’effetto aerodinamico su Cmq qui riportato, contribuisce all’aumento del mo- dulo della derivata M q. Va ricordato che la derivata M q `e divisa per il momento d’inerzia Iyy. Nella configurazione Prandtlplane tale momento `e maggiore rispetto

alle configurazioni tradizionali a causa della distribuzione spaziale della struttura. Ciononostante l’effetto aerodinamico sembra prevalere nelle configurazioni analizzate. Un elevato valore di M q ha influenza sul modo di corto periodo di cui si riportano di seguito le espressioni delle sue caratteristiche

ωSP =p−Mα+ ZwMq

ζSP = (Zw+ Mq+ Mα˙)/(2ωSP)

Concentrandosi in particolare sulla pulsazione di corto periodo, si ricorda che questa `e limitata entro un valore massimo ed uno minimo dalle qualit`a di volo. Tutte le derivate che compaiono nell’espressione di ωSP sono negative, quindi ad un

aumento del modulo della derivata M q rispetto alle configurazioni tradizionali deve corrispondere una diminuzione del modulo di una delle altre due. In particolare il progettista puo’ intervenire su M α variando il margine di stabilit`a con lo spostamento del baricentro. Questo significa che la configurazione Prandtlplane per rispettare i requisiti delle qualit`a di volo dovr`a avere margini di stabilit`a ridotti rispetto alle configurazioni tradizionali. Alla riduzione del margine di stabilit`a corrisponder`a una riduzione del modulo di Zq per gli effetti mostrati in precedenza.