Come accennato nel Capitolo 1, questa tesi ha l’obiettivo di analizzare il comportamento in imbardata del velivolo, con particolare attenzione alla stabilità direzionale per le condizioni Nelle seguenti figure sono riportati i risultati sperimentali, ottenuti a , circa gli andamenti in dei coefficienti di forza laterale (CY), momento di rollio (Cl) e momento di imbardata (Cn). -0.02 0.00 0.02 0.04 0.06 0.08 0.10 0.12 0.14 0 2 4 6 8 10 12 14 CY Beta [deg] 0.00 0.01 0.01 0.02 0.02 0.03 0.03 0.04 0.04 0 2 4 6 8 10 12 14 Cl Beta [deg]
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Figura 27 – CY, Cl e Cn ricavati dalle prove sperimentali
E’ evidente notare come, nonostante gli andamenti di CY e Cl siano tendenti alla linearità, nell’intervallo la derivata Cnβ subisca delle significative variazioni, fino ad
assumere valori positivi che indicano una perdita di stabilità. Si possono fare le seguenti considerazioni al riguardo:
Se CY non è influenzato dal fenomeno significa che il disturbo è di tipo locale, ed in particolare situato in una zona sufficientemente distante dal baricentro;
Se Cl non è influenzato dal fenomeno significa che le superfici portanti principali non sono la causa di quanto osservato e dunque il disturbo si trova sempre distante dal baricentro, ma non sulle ali.
Alla luce delle precedenti considerazioni si può concludere che le zone di interesse possibili sono quelle che si trovano in prossimità dell’ asse x corpo e alla massima distanza possibile dal centro di gravità.
Le aree imputate risultano due: la regione anteriore, in corrispondenza della chiglia, e la coda verticale.
Circa la prima, si può osservare che la sezione della chiglia è caratterizzata spigoli che causano la separazione nel flusso quando il velivolo è posto a (v. Figura 28).
Come mostrato in Figura 29, invece, la coda verticale risente della doppia interferenza con fusoliera e ala posteriore ed è aerodinamicamente influenzata dalla presenza delle fences posteriori. Il flusso che la investe, dunque, è alquanto complesso e pertanto è stato approfonditamente analizzato.
Il primo passo è stato il ricercare tra i video registrati durante le prove di galleria eventuali particolari fenomeni. Nella fattispecie è stato analizzato un video girato durante alcune
-0.006 -0.005 -0.004 -0.003 -0.002 -0.001 0.000 0.001 0 2 4 6 8 10 12 14 Cn Beta [deg]
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prove in condizioni di imbardata del velivolo, inquadrante la zona posteriore. In questa occasione la coda era stata per gran parte ricoperta di fili di lana, al fine di individuare separazioni del flusso o altri disturbi (v. Figura 30). I fili di lana, comunemente utilizzati in aerodinamica sperimentale, possono evidenziare eventuali fenomeni di stallo. In particolare, in condizioni di separazione il filo passa da una condizione in cui è praticamente aderente alla superficie e orientato nella direzione del flusso, ad una di moto caotico che asseconda il flusso separato che lo investe.
Figura 28 – Vista frontale e geometria dello scafo
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Figura 30 - Fili di lana applicati sul modello
L’analisi del suddetti video non ha consentito di giungere ad alcuna particolare conclusione in quanto i fili di lana non indicavano alcun fenomeno di separazione o altro disturbo, rimanendo adesi alle superfici e allineati alla direzione del flusso.
Un altro effetto importante si verifica ad incidenza per tutti i testati. In questo caso la coda e le fences posteriori sono completamente immerse nella scia dell’ ala anteriore e soprattutto della fusoliera, il che riduce significativamente l’efficienza aerodinamica delle superfici posteriori, come evidenziato dal seguente grafico:
Figura 31 – Comparazione del Cn tra α=1° e α=12° -0.01 -0.01 0.00 0.00 0.00 0.00 0.00 0.00 0 2 4 6 8 10 12 Cn Beta [deg] Alfa 1 Alfa 12
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Figura 32 – Viste del velivolo α=12°
Nella situazione ad il fenomeno è qualitativamente analogo ad una situazione di
deep stall
Figura 33 – Deep stall
Nel deep stall , situazione tipica per velivoli con coda a T, si ha che l’aereo non riesce a richiamarsi ad una condizione di volo livellato in quanto, stallata l’ala, la superficie
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orizzontale di coda e gli elevatori risultano completamente immersi nella scia fortemente turbolenta della superficie principale. Questo porta quindi ad un’ incontrollabilità ed instabilità del velivolo che diventa ingovernabile.
Va sottolineato che, per quanto la configurazione di IDINTOS sia approssimativamente simile ad una di coda a T, il deep stall è un fenomeno che non può verificarsi in ragione del notevole contributo portante dell’ ala posteriore e della differenza di incidenza a cui sono posti i profili delle due ali (l’incidenza geometrica della parte posteriore è inferiore di 1.4°). Ad ogni modo la situazione che porta la deriva e le fences a perdere di efficacia aerodinamica è qualitativamente simile a quanto descritto sopra e correlata alla scia che genera la fusoliera, la quale in questo caso ha caratteristiche assimilabili a quelle di un corpo tozzo.
Figura 34 – Deriva isolata investita da un flusso a U = 40 m/s, β = 12°
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Figura 36 – Studio CFD per U = 40 m/s, α=12 e β=8: sulla deriva giunge un flusso mediamente più lento e meno energizzato.
Dalla Figura 34 si può notare come nel caso di deriva isolata il picco di aspirazione sia notevolmente più forte (di quasi del 30%), generando di conseguenza una portanza ed un’ imbardata superiori, come nel caso ad α = 1°. Quando invece il velivolo, come in Figura 36 è posto ad incidenze maggiori la scia rende il flusso molto più povero di energia, con conseguenti minori picchi di aspirazione e minore efficacia aerodinamica
3.1.1 Pianificazione delle prove
Al fine di riprodurre tramite la CFD le problematiche osservate nel comportamento in imbardata del velivolo, è stata impostata la seguente campagna di simulazioni.
Set di prove Scopo
Prove in condizioni reali. Scala 1:1 , crociera in quota 1000m , con velocità 64 m/s, incidenze α = 1°, β = 0° – 10°.
Verificare l’eventuale presenza di fenomeni simili a quelli di galleria anche in condizioni reali di crociera.
Prove in scala 1:4 con modello di turbolenza k-ε, in presenza e in assenza del pilone e delle pareti di galleria.
Verificare l’interferenza dovuta alle
strutture della galleria. Verificare l’eventuale presenza di un effetto scala dovuto al
variare del numero di Reynolds. Prove in scala 1:4 con modello di turbolenza
k-ω a transizione fissata, in presenza del pilone e delle pareti di galleria.
Verificare l’importanza della presenza di ampie zone a flusso laminare sul velivolo.
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