2.5.1 Velivolo completo
La configurazione di crociera è stata valutata per valori di incidenza pari a -1°, 0°, 2°, 4° e 8° ad una velocità di 67.29 m/s e ad una quota di 1000m (?=1.11kg/m^3). L’ incidenza a è riferita all’asse lo ngitudinale del velivolo, e le forze di portanza e di resistenza sono riferite, alla direzione ortogonale e parallela al flusso, rispetti- vamente. Con i valori della portanza ottenuti per tutte le incidenze esaminate, si è tracciata la curva di portanza = f(a), (figura 2.23), dalla quale risulta:
• atrim=0.148° a 500kg di peso totale
• CLa=5.21/rad.
Il valore di atrim è riferito all’asse della fusoliera; rispetto alla direzione di
portanza nulla, risulta αtrim≅1.86°. Il valore CLa=5.21/rad si riferisce alla interpo-
lazione dei punti a piccoli angoli di attacco .
Nel campo 4-8 gradi risulta CLa˜4.72/rad; nel campo 0-8 gradi risulta
CLa˜4.98/rad.
Curve sperimentali CL-a per il velivolo in esame sono state ottenute presso la
Figura 2.23 Curva di portanza del biplano
Con i dati Fluent è stata tracciata la polare relativa alle incidenze menzionate (figura 2.24). Tale polare non tiene conto della resistenza di attrito (il fluido è non viscoso).
La figura 2.25 illustra la polare ottenuta su un modello in scala. In realtà il modello numerico e quello sperimentale differiscono nei seguenti particolari:
i. l’ala anteriore del modello in galleria ha la corda alla radice di 1200 mm anziché 900 mm come quella attuale;
ii. l’ala posteriore è calettata a 2°, come già evidenziato in precedenza.
Con tali limitazioni, in mente, la figura 2.26 illustra la polare numerica e quella sperimentale.
Figura 2.26 Confronto fra polare numerica e polare sperimentale
Si osserva che, nel campo: CL<0.5÷0.6, la differenza nella valutazione della
resistenza è notevole, mentre le polari si avvicinano molto nel campo delle inci- denze per cui CL>0.6. Ciò, a parte le differenze geometriche di cui sopra, potrebbe
essere spiegato dal fatto che il modello presenta un flusso turbolento indotto dalle strisce sul bordo di attacco delle ali, mentre nel modello numerico il flusso è eule- riano.
La curva di resistenza è illustrata in figura 2.27; essa presenta una resistenza viscosa tipica del modello Euleriano del FLUENT, di tipo numerico, dovuta al fat- to che nelle equazioni del moto i termini viscosi, teoricamente nulli, sono sostituiti dall’ errore di troncamento dipendente dalla griglia.
Figura 2.27 Curva di resistenza non viscosa
Prendendo a riferimento i dati ottenuti relativi all’incidenza di trim, nelle stesse condizioni precedenti, dalla tabella seguente si nota una quasi perfetta ripar- tizione della portanza tra l’ ala inferiore e l’ ala superiore, risultato in linea con la teoria esposta in [2].
Superfici del velivolo Portanza (N) Coefficiente di portanza
Ala inferiore 1183.4 0.083 Ala superiore 1068.2 0.074 Fusoliera 130.2 0.009 Paratia (1) 114.48 0.008 Deriva -38.76 -0.003 TOTALE 2457.52 0.171
(1) La portanza generata dalla paratia è da intendersi nella direzione della portanza del velivolo ed è dovuta al fatto che è comprensiva di una parte di raccordo con l’ala.
In merito alla tabella sopra, la superficie di riferimento in pianta del velivolo completo vale 11.4 m2 e la corda media vale 1.27 m.
Nelle visualizzazioni successive sono presentate le velocità e i coefficienti di pressione. Dalle figure 2.28 e 2.31, risulta che sul dorso dell’ala anteriore le velo- cità sono maggiori rispetto al dorso dell’ala posteriore. Questo è dovuto al fatto che l’ala anteriore ha un’efficienza maggiore di quella posteriore; infatti la stessa portanza è gene rata da una superfici di circa 4 m2 per l’ala anteriore e 5.54 m2 per quella posteriore. Dalle stesse figure, e dal dettaglio della paratia presente ne lle figure 2.32 e 2.33, si deduce la caratteristica del PrandtlP lane, consistente nell’avere l’integrale della distribuzione di pressione a risultante nulla sulla para- tia; sono infatti evidenti i picchi d’aspirazione sulla stessa, posizionati sulla parte esterna alta e sulla parte interna bassa. Tali aspirazioni contribuiscono a mantene- re l’aspirazione anche sul dorso al tip delle due ali e quindi ad avere una distrib u- zione di portanza che non si annulla ai tip stessi.
La fusoliera ha un picco di aspirazione avanzato e una ricompressione in co- da e presenta, a differenza dei profili bidimensionali, un momento cabrante di va- lore elevato.
Rispetto al centro di massa, posizionato ad una distanza di 2.22 m dal naso del velivolo, il contributo all’equazione di equilibrio alla rotazione risultano in cond izioni di trim ad alta velocità:
Componente Momento [Nm] Deriva 112 Ala posteriore -2268 Ala anteriore 753 Fusoliera 1423 Paratia -20 Totale 0 Tabella 2.10
In particolare per la fusoliera, risulta: • xpn=1300 mm dal naso
• Cm0=0.072.
Le figure 2.28-2.33 illustrano il campo aerodinamico ottenuto.
Figura 2.28 Andamento velocità sul dorso del velivolo
Figura 2.30 Andamento pressioni sul dorso del velivolo
Figura 2.32 Andamento velocità sull’ interno della paratia
Figura 2.33 Andamento velocità sull’ esterno della paratia
L’analisi CFD, con FLUENT, ha permesso anche lo studio della stabilità del volo in crociera.
Stabilità del volo in crociera
Lo studio della stabilità del volo, disponendo di un codice CFD, può essere con- dotta in modo diretto, utilizzando la seguente relazione :
α α α ≅ ∆∆ =∆∆ ∆∆ L L m m m C C C C C
Per questo, dato il campo delle pressioni ad a=atrim, si deve disporre del cam-
po ad a=atrim+? a, con ?a arbitrario nel campo lineare delle incidenze.
La figura 2.34 illustra la curva Cm-a ottenuta; il velivolo è stabile e risulta
Cma pari a -0.021.
2.5.2 Ali isolate Ala anteriore isolata
I calcoli condotti consentono una valutazione delle singole ali isolate dal punto di vista aerodinamico. Questa valutazione si è resa necessaria per poter fornire una stima dell’induzione aerodinamica, valutazione che verrà illustrata nel paragrafo successivo.
L’ala anteriore è stata analizzata per valori di a pari a 0°, 2° e 4°, per i quali l’andamento è lineare, ad una velocità di 67.29 m/s e ad una quota di 1000 m (?=1.11kg/m^3), con flusso euleriano, prescindendo quindi dalla resistenza. L’ in- cidenza a è riferita alla corda dell’ ala in esame, mentre le forze di portanza sono state calcolate rispetto alla direzione ortogo nale al flusso.
La curva CL=CL(a) è riportata in figura 2.35 e da essa si deduce:
CLa=5.59/rad.
Risulta:
L(a=0)=1029 N
Ala posteriore isolata
L’ala posteriore è stata analizzata con gli stessi criteri di quella anteriore. Ri- sulta:
• CLa=5.22/rad
• L(a=0)=1552 N