Esercizio Esame di Stato

ISIS ARTURO MALIGNANI UDINE Sezione Aereonautica

Lorenzo Caffar Classe 5^ Aer D

Esercizio Esame di Stato

Traccia:

Tema di: STRUTTURA, COSTRUZIONE, SISTEMI E IMPIANTI DEL MEZZO AEREO Il candidato svolga il tema indicato nella prima parte e risponda a due soli quesiti tra i quattro proposti nella seconda parte

PRIMA PARTE

Sia dato un velivolo motoelica dalle seguenti caratteristiche:

• MTOW = 450 Kg

• Superficie alare S = 13,20 m²

• apertura alare b = 9,60 m

• capacità combustibile 2x28 lt

• potenza motore 81 HP

• cr0 = 0,030

• nlim = 3,8

• nlimR = -1

• Consumo orario Co = 17 lt/h con potenza al 75% e V(CAS)=178 Km/h

• Rendimento propulsivo elica ηp = 0,85

Il candidato, assumendo ragionevoli ipotesi per gli ulteriori dati necessari e motivandone le scelte:

1. determini le velocità caratteristiche ed esegua la stima dell’autonomia chilometrica e oraria massime.

2. esegua un dimensionamento di massima del sistema di trasmissione del comando dell’equilibratore, rappresentando i risultati con opportuni disegni schematici.

SECONDA PARTE

1) Illustrare i diversi tipi di comandi di volo e le loro caratteristiche.

2) Definire la quota di tangenza e illustrarne la dipendenza dalle caratteristiche del velivolo.

3) Illustrare le problematiche connesse alla formazione di ghiaccio sulle ali, le principali procedure manutentive per ridurne il rischio di formazione ed accumulo ed il funzionamento di un impianto antighiaccio su aerei di linea.

4) Descrivere l’esperienza di Alternanza Scuola Lavoro svolta indicandone i punti di forza e di debolezza nell’ambito della formazione del diplomato tecnico aeronautico.

Dati

m=450 Kg=4414,5 N a=9,6 m

S

=13,2 m

λ =

S

=6,98

c_totale

=2⋅28=56 litri

HP

=81=59616 W =59,6 Kw

=0,03

n_limi

=3,8

=−1

=17

h

=75 % max power

=178

η

=0,85

La prima operazione che andrò a svolgere sarà di calcolare alcuni valori che mi serviranno successivamente per trovare l’autonomia chilometrica dell’aereo e quella oraria. Andrò a tenere conto che le condizioni con cui calcolerò questi due valori, saranno quelle di un aereo moto elica in aria calma.

Il primo valore che andrò a trovare sarà quello del CP ad efficienza massima che è dato dalla radice del prodotto di pi greco per lambda per Cr0.

C_p

= √ ^π⋅λ⋅C

^{= √} π⋅6,98⋅0,03=0,81

Andrò poi a calcolare il Cr0 ad efficienza massima che è dato dal doppio prodotto di Cr0.

C_r

=2⋅C

=2⋅0,03=0,06

Andrò, successivamente, a calcolare l’efficienza massima del velivolo eseguendo il rapporto fra Cp ad efficienza massima e Cr ad efficienza massima.

E_max

=

C_r

= 0,81 0,06 =13,5

Successivamente andrò a calcolare il Cp ed il Cr per calcolare l’indice di quota massimo.

Per calcolare il Cp all’indice di quota massimo eseguirò il prodotto di tre per pi greco per lambda per Cr0

sotto radice.

C_p

= √ ^{3 ⋅ π⋅λ⋅C}

^{= √ 3} ⋅π⋅6,98⋅0,03=1,405

Vado a calcolare il Cr all’indice di quota massima che è dato da quattro volte Cr0. C_r

=4⋅C

=4⋅0,03=0,12

Calcolerò, quindi, l’efficienza attraverso l’utilizzo dei due valori appena calcolati eseguendo il rapporto tra Cp e Cr.

E

=

C_r

= 1,405

0,12 =11,71

Infine per calcolare l’indice di quota massimo andrò a moltiplicare l’efficienza che avevo appena trovato per la radice del CP calcolato per l’indice di quota massimo.

(E⋅ √

^{) =(11,71⋅ √ 1,405 ) =13,88}

Come richiesto andrò poi ad eseguire il calcolo delle velocità caratteristiche che sono la velocità di stallo, la velocità di crociera e la velocità di manovra,

Per calcolare la velocità di stallo andrò ad eseguire il rapporto sotto radice il prodotto di due volte il peso del velivolo fratto il prodotto della densità dell’aria per la superficie alare per il CP massimo, ipotizzato a 1,47.

V_{s 0}

= √ ^{ρ⋅S⋅C 2 ⋅P}

^{= √ 1,225 2⋅4414,5 ⋅13,2⋅1,47 =19,3}

Per il calcolo della velocità ad efficienza massimo andrò ad applicare la stessa formula per la velocità di stallo, in questo caso però, il Cp che andrò ad utilizzare sarà quello ad efficienza massima.

V_Emax

= √ ^{ρ⋅S⋅C 2 ⋅P}

^{= √ 1,225 2⋅4414,5 ⋅13,2⋅0,81 =26}

Per calcolare la velocità all’indice di quota massimo andrò ad applicare la stessa formula per la velocità di stallo, in questo caso però considerò che il Cpda utilizzare sarà quello ad indice di quota massimo.

V_indmax

= √ ^{ρ⋅S⋅C 2 ⋅P}

^{= √ 1,225 2 ⋅4414,5} ⋅13,2⋅1,405 =19,7

Per calcolare la velocità limite andrà ad eseguire la stessa formula per il calcolo della velocità di stallo, in questo caso, andrò a considerare il Cp è equivalente a Cr 0, questo perché, il Cp è uguale a 0 mentre il Cr è uguale a Cr 0

V_lim¿

√ ^{ρ⋅S⋅C 2 ⋅P}

^{= √ 1,225 2 ⋅4414,5 ⋅13,2⋅0,03 =135}

Per calcolare la velocità di crociera andrò a moltiplicare il valore 27,67 per la radice del rapporto fra il peso del velivolo e la superficie alare. Successivamente andrò a dividere il valore calcolato per 3,6 per ottenere un risultato in metri al secondo.

Vc

=27,67⋅ √

^=27,67⋅ √ ^{4414,5 13,2 =506,01}

^=140,56

Per calcolare la velocità di manovra andrò a moltiplicare la velocità di stallo per il fattore di carico, tenendo conto che la virata sia compiuta a 45°.

V_man

=V

⋅n=19,3⋅1,4142=27,3

per calcolare il consumo orario, del mio velivolo, andrò a considerare, e a calcolare, la potenza al 75%. Per fare questo andrò a moltiplicare la potenza erogata dal motore per 0,75, In questo modo troverò la potenza al 75%.

Il passaggio successivo è quello di trasformare il consumo di litri ora in kilogrammi ora, per fare questo, andrò a moltiplicare il consumo orari litri per 0,72, la densità del combustibile.

Infine per calcolare il consumo specifico andrà ad eseguire il rapporto tra il consumo orario in kilogrammi ora e la potenza al 75%.

c_orario

=17

h

=17⋅0,72=12,24

=P⋅0,75=44,7 Kw

C_sp

=

P₇₅

= 12,24

44,7 =0,27

Per calcolare l’autonomia chilometrica andrò ad eseguire il prodotto tra 367 per il rapporto tra il rendimento dell’elica per l’efficienza massima fratto il consumo specifico, che sarà pari a 0,25 tenendo in considerazione che l’aereo è di basse medie potenze, per il logaritmo della rapporto tra il peso dell’aereo fratto la differenza del peso dell’aereo meno la massa del carburante, che dovrà prima essere convertito in chilogrammi e quindi moltiplicato per 0,72 che è la densità del combustibile.

S_max

=367⋅ η⋅E

c

⋅ln⋅(

Q−G

)=367⋅ 0,85 ⋅13,5

0,27 ⋅ln⋅ 4414,5

4414,5−(40,3⋅9,81) =1576,35 Km

Per il calcolo dell’autonomia oraria del nostro velivolo andremo ad eseguire il prodotto tra 160 per il rapporto del rendimento dell’elica fratto il consumo orario del velivolo per l’indice di quota massimo per gamma, che corrisponde a uno, ed è data dal rapporto della densità dell’aria alla ad una certa quota e la densità dell’aria a livello del mare, per il rapporto tra uno è la radice della rapporto tra il peso dell’aereo e la superficie alare per la differenza tra la radice della rapporto tra il peso dell’aereo fratto la differenza del peso dell’aereo e della massa del carburante, che dovrà prima essere convertito in chilogrammi e quindi

moltiplicato per 0,72 che è la densità del combustibile, tutto meno uno.

t_max

=160⋅η

c

⋅( E √

⁾

^⋅

^{γ⋅ 1}

√

^⋅( √

^{−G −1)}

160 ⋅ 0,85

0,27 ⋅(11,71 √ ^{1,405 )}

⋅ √ ^{1 ⋅ 1}

√ ^{4414,5 13,2 ⋅(} √ 4414,5−(40,3⋅9,81) ^4414,5 −1)=18,36 h

Un altro semplice calcolo per calcolare dopo quanto tempo finiremo nel nostro carburante del velivolo sarà quello di eseguire il rapporto tra i litri totale del combustibile presenti all’interno del serbatoio del nostro aereo, che sono pari a 56 lt, e il consumo orario del nostro velivolo con una potenza al 75%, dato presente all’interno dei dati forniti.

t_max

=

= 56

17 =3,3 h

Dimensionamento aste

Per entrambe le aste lo sforzo normale sarà pari a 300N, entrambe le aste sono sottoposte ad una trazione perché in questo caso la leva di comando viene tirata verso il pilota altrimenti esse saranno sottoposte a compressione. Entrambe le aste sono sottoposte a flessione e a taglio ma dato che non viene richiesto non le andremo a calcolare. Aggiungo solamente che il momento flettente sarà fari al prodotto della lunghezza dei vari bracci per la forza applicata sull’asta di comando.

1° asta

Per eseguire il calcolo della forza agente sulla mia sta, e quindi lo snervamento, andrò ad eseguire la

proporzione tra la forza applicata ed i due bracci. Per fare questo andrò ad eseguire il rapporto tra il prodotto della forza applicata per la distanza del braccio, della forza applicata, fratto la distanza del braccio della forza da calcolare.

F₁

= 300 ⋅0,33

0,2 =495 N

Ipotizzo di prendere un estruso S275, prendendo in considerazione il suo snervamento equivalente a 275.

σ

=275

Per eseguire il calcolo dell’area dovremo prima calcolare la sigla ammissibile. Essa è data dalla rapporto della sigma di snervamento e il fattore di carico.

σ

= σ

n

= 275

5 =55

Per calcolare l’area andrà ad eseguire il rapporto tra la forza applicata sulla mia asta e la sigma ammissibile, appena calcolata.

A= N

σ

= 495

55 =9 mm

Per eseguire il calcolo del diametro della mia asta andrò ad eseguire la radice quadra del rapporto tra il prodotto di quattro volte l’aria e pi greco.

d

= √ ^{4 ⋅A π =} √ ^{4 π =3,39mm ⋅9}

Calcolo il momento di inerzia minimo eseguendo il rapporto tra il prodotto dello sforzo normale per il primo segmento, pari a 1900 mm, al quadrato fratto il prodotto tra pi greco al quadrato e il modulo di elasticità dell’alluminio.

Imin

=

⋅BC

π

⋅E = 495 ⋅1900

π

⋅206000 =878,9 mm

Successivamente utilizzo il metodo di dimensionamento a carico di punta di Eulero, dove lambda deve essere maggiore di Lambda p e maggiore di 10. eseguo quindi il calcolo di landa attraverso la radice del prodotto tra pi greco al quadrato e il modulo di elasticità dell'acciaio fratto lo snervamento.

λ

= √ ^{π σ}

^⋅E

⁼ √ ^π

^{⋅206000 275 =52,23}

A questo punto vado a calcolare raggio d’inerzia eseguendo la radice del rapporto tra il momento d’inerzia minimo e la superficie alare dell’asta.

ρ

= √

⁼ √ ^{878,9 9 =9,88}

E per concludere andrò a calcolare la snellezza eseguendo il rapporto tra la prima asta, lunga 1900 mm, e il raggio d’inerzia minimo appena calcolato.

λ =

ρ

= 1900

9,88 =192,3

2° asta

Per eseguire il calcolo della forza agente sulla mia sta, e quindi lo snervamento, andrò ad eseguire la proporzione tra la forza applicata alla prima asta per i due bracci. Per fare questo andrò ad eseguire il rapporto tra il prodotto della forza applicata sulla prima asta per la distanza del braccio, della forza applicata sulla prima asta, fratto la distanza del braccio della forza da calcolare. In questo, avendo due bracci della stessa lunghezza, la forza che viene applicata sulla seconda asta e pari a quella della prima, ovvero di 495 Newton.

F₂

=

⋅0,1

0,1 = 495 ⋅0,1

0,1 =495 N

Ipotizzo di prendere un estruso S275, prendendo in considerazione il suo snervamento equivalente a 275.

σ

=275

Per calcolare l’area andrà ad eseguire il rapporto tra la forza applicata sulla mia asta e la sigma ammissibile, appena calcolata.

A

=

σ

= 495

55 =9 mm

Per calcolare il diametro interno del nostro tubolare andrà ad eseguire la radice della differenza fra il diametro esterno, che ipotizzo che sia di 10 mm e il rapporto di quattro volte l’area fratto pigreco.

d_i

= √

^{− 4 ⋅A π =} √ ¹⁰

^{− 4 π =9,4 mm ⋅9}

Calcolo il momento di inerzia minimo eseguendo il rapporto tra il prodotto dello sforzo normale per il primo segmento, pari a 1900 mm, al quadrato fratto il prodotto tra pi greco al quadrato e il modulo di elasticità dell’alluminio.

I_min

=

π

⋅E = 495 ⋅1900

π

⋅206000 =878,9 mm

Successivamente utilizzo il metodo di dimensionamento a carico di punta di Eulero, dove lambda deve essere maggiore di Lambda p e maggiore di 10. eseguo quindi il calcolo di landa attraverso la radice del prodotto tra pi greco al quadrato e il modulo di elasticità dell'acciaio fratto lo snervamento.

λ

= √ ^{π σ}

^⋅E

⁼ √ ^π

^{⋅206000 275 =52,23}

A questo punto vado a calcolare raggio d’inerzia eseguendo la radice del rapporto tra il momento d’inerzia minimo e la superficie alare dell’asta.

ρ

= √

^{= √ 878,9 9 =9,88}

E per concludere andrò a calcolare la snellezza eseguendo il rapporto tra la prima asta, lunga 2700 mm, e il raggio d’inerzia minimo appena calcolato.

λ =

ρ

= 2700

9,88 =273,3

SECONDA PARTE 1

Comandi di volo

Gli assi su cui agiscono i vari comandi di volo sono 3:

L’asse longitudinaleL’asse trasversaleL’asse verticaleIl componente che andrà a variare l’angolo sull’asse longitudinale sono gli alettoni che sono posizionati all’estremità delle due seminari, per aumentare il braccio.

Questo comando permette all’aereo di eseguire un rollio attorno all’asse longitudinale.

Il componente che andrà a variare l’angolo sull’asse trasversale è il piano di coda orizzontale costituito da uno stabilizzatore ed un equilibratore o timone di profondità. Questo comando permette all’aereo di eseguire un beccheggio attorno all’asse trasversale.

Il componente che andrà a variare l’angolo sull’asse verticale è il timone di direzione composto da una deriva, parte fissa, e da una parte mobile denominata timone di direzione. Questo comando permette all’aereo di eseguire un’imbardata sull’asse verticale.

Piano orizzontale di coda

In piano orizzontale di coda è normalmente costituito da una superficie fissa alle quale viene incernierata una mobile che può ruotare verso l’alto verso il basso.

La prima funzione del piano di coda orizzontale è quello di stabilizzare l’assetto del velivolo, concessa dalla parte fissa chiamata stabilizzatore.

La seconda è quella di equilibrare la tendenza del velivolo a cabrare o picchiare a seconda di come variano le forze applicate all’ala, la parte movimento viene chiamata equilibratore o timone di profondità.

Piano stabilizzatore

Il peso viene applicato nel baricentro, il punto in cui viene applicata la risultante di tutte le forze peso. Il baricentro può traslare avanti o indietro lungo l’asse longitudinale a seconda di come vengono predisposti i pesi a bordo dell’aereo.

La portanza invece applicata in un punto detto centro di pressione, il quale si sposta avanti o indietro al variare dell’angolo di incidenza.

Il piano di coda orizzontale impedisce all’aereo di abbassare continuamente il muso e quindi non

permettendogli di volare. Lo stabilizzatore permette di tenere la coda spinta verso il basso, in modo da creare un momento carburante che contrasta ed equilibrio quello picchiante. Questo effetto viene chiamato

deportanza.

Piano equilibratore

Esso ha la funzione di far variare il momento picchiante l’aereo variando la portanza. Nel caso in cui venga spinta la barra o il volantino l’equilibratore ruota verso il basso, aumentando in questo modo la portanza della coda, ovvero diminuendo nella portanza delle ali, costringendo in questo modo alla coda ad alzarsi.

L’inverso accade quando il pilota porta la barra o il volantino verso di sé.

Il timone di profondità e la barra o volantino al quale è collegato costituiscono nel loro insieme il comando dell’angolo di incidenza, poiché permettono all’aereo di variare il suo angolo di incidenza e quindi di cabrare e di picchiare.

Il timone di direzione

La superficie che andremo a muovere sarà quella del piano verticale di coda che è costituito da una parte fissa detta deriva e da una parte mobile detta timone di direzione, il quale può muoversi a destra e a sinistra.

L’aereo ruoterà verso destra quando andremo a dare piede destro mentre a sinistra quando andremo a dare piede sinistro.

La deriva ha il funzionamento di dare la stabilità del velivolo intorno all’asse verticale, mentre il timone ha la funzione di effettuare o impedire il movimento di imbardata attorno all’asse verticale.

Oltre all’effetto primario il velivolo è soggetto anche ad un movimento di rollio intorno all’asse

longitudinale, denominato rollio indotto, che costituisce l’effetto secondario della pedaliera. Questo effetto secondario è causato da una maggiore quantità d’aria che investe una delle due seminali poiché c’è una rotazione sull’asse verticale. Ad esempio nel caso in cui si agisce sul pedale sinistro ci sarà il sommarsi della velocità periferica e quella di traslazione mentre nella semiala sinistra ci sarà una sottrazione della velocità di traslazione.

Vi sarà quindi un abbassamento dell’ala nella direzione del pedale su cui avremmo agito ed un innalzamento della semina ala opposta questo porterà le due seminali ad eseguire un rollio attorno all’asse longitudinale.

Gli alettoni

Gli alettoni sono comandati dalla barra o dal volantino nel suo movimento laterale ruotano in senso contrario l’uno all’altro. Un esempio è quello che se sposteremo la nostra barra o volantino a destra, l’alettone destro si muoverà verso l’alto mentre quello sinistro verso il basso. In questo modo avremmo un’incidenza minore sull’ala destra e una maggiore sull’ala sinistra. Quella destra avrà meno portanza e si abbasserà, mentre quella sinistra avrà più portanza e si alzerà, e quindi si avrà una rotazione verso destra dell’aereo intorno all’asse longitudinale.

L’effetto secondario prodotto dagli alettoni consiste in un iniziale rotazione di imbardata di lieve entità da parte dell’ala che si alza. Esso è subito seguito da un movimento di imbardata di ben maggiore ampiezza dalla parte dell’ala che si abbassa.

L’effetto secondario degli alettoni di lieve entità viene detto imbardata inversa, o indotta ed è provocata da un aumento della resistenza sull’ala che si alza ed anche un aumento della resistenza indotta sull’ala che si alza.

2

Quota di tangenza

All’aumentare della quota dell’aereo esso sarà soggetto ad un aumento della potenza necessaria e ad una diminuzione della potenza disponibile, provocando in questo modo una diminuzione del supero di potenza.

In questo modo si avrà anche una riduzione progressiva della velocità verticale, ovvero quella di salita.

Raggiunta una certa quota le due curve di potenza invece di avere due punti in comune arriveranno a toccarsi in un solo punto il quale viene chiamato quota di tangenza teorica. Questa è l’altezza oltre la quale l’aereo con quel motore e con quell’elica non può andare.

Essendo uno solo il punto di tangenza tra le due curve anche la velocità alla quale è possibile mantenere il volo livellato sarà una sola. Al di fuori di questo valore la velocità dell’aereo non può essere mantenuta a questa quota, poiché a velocità maggiori e a velocità minori si entra nel campo in cui è ammessa solo della discesa.

Facendo riferimento alla polare della velocità essa si appiattisce, facendo arrivare sempre di più fino al loro raggiungimento della quota di tangenza, dove si avrà augurato di salita pari a zero.

3

La formazione di ghiaccio sulla superficie di un velivolo altera il flusso aerodinamico: in particolare provoca una riduzione della portanza ed un aumento della resistenza, la cui azione congiunta può portare la velocità di stallo a valori talmente elevati da rendere impossibile non solo la salita.

La formazione di ghiaccio sulla superficie di un velivolo modifica le sue prestazioni e le caratteristiche di manovrabilità.

La formazione di ghiaccio è influenzata dalla geometria del velivolo, dalle condizioni di volo, dalle condizioni meteorologiche e dal tempo di esposizione alle condizioni ghiaccianti. Conseguentemente, non solo la formazione di ghiaccio è difficile da predire, ma anche i suoi effetti sono difficilmente prevedibili.

Bisogna tener presente che il comportamento di un profilo cambia anche con la variazione della durata di esposizione.

Vi sono due procedure comunemente usate per proteggere i velivoli dal ghiaccio che si può formare durante le operazioni al suolo: la procedura di sghiacciamento e quella anti-ghiaccio.

Procedura di Sghiacciamento: questa operazione consente di rimuovere completamente ghiaccio, neve o brina dal velivolo per permettere l’involo con superfici prive di qualsiasi tipo di contaminazione.

Procedura Anti-ghiaccio: questa operazione permette al velivolo di essere protetto da eventuali nuovi accumuli di particelle contaminanti sulle superfici dell’aeromobile per un limitato periodo di tempo: tale periodo è detto, con terminologia anglosassone “holdover time”.

L’ “holdover time” è funzione di alcune variabili: temperatura ambiente, temperatura superficiale del velivolo, vento, tipo di fluido, sua concentrazione e tipo di precipitazione; i predetti elementi influiscono sul rateo con cui la precipitazione è in grado di diluire la pellicola di fluido protettivo, fino a renderlo

completamente saturo di particelle d’acqua e quindi inefficace.

La procedura di sghiacciamento viene realizzata sempre in una singola fase (“one step procedure”), mentre la procedura anti-ghiaccio può essere attuata in una o in due fasi (“one or two step procedure”).

Procedura antighiaccio/sghiacciamento in una unica fase (“one step deicing/anti-icing”):

Tale procedimento permette di sghiacciare la superficie dell’aeromobile e contemporaneamente di proteggerlo da ulteriori formazioni di particelle contaminanti. Ciò è ottenuto applicando il fluido anti- ghiaccio caldo direttamente in un’unica soluzione sul velivolo. Il calore del fluido e l’energia cinetica con cui esso viene applicato sghiacciano le superfici dell’aeromobile, mentre la viscosità del fluido fornisce limitate capacità anti-ghiaccio.

Procedura antighiaccio in due fasi (“two step deicing/anti-icing”):

La prima fase - di sghiacciamento -è usata per rimuovere ogni tipo di contaminante congelatosi sul velivolo, la seconda fase - anti-ghiaccio -invece prevede l’applicazione di un altro tipo di fluido per estendere al massimo il tempo di “holdover”.

Per evitare la formazione di ghiaccio, gli aerei sono provvisti di impianti che, a seconda del modo di intervento, si distinguono in:

Impianti antighiaccio veri e propri (anti-ice), che hanno una funzione preventiva e con opportuni sistemi impediscono la formazione di ghiaccio; Con i sistemi di sghiacciamento (de-ice) si agisce per alimentare lo strato di ghiaccio una volta che questo si è già formato su alcune superfici del velivolo.In particolare per lo sghiacciamento sulle superfici del bordo d’attacco sono utilizzate delle sacche pneumatiche. Tale sistema di sghiacciamento è costituito da una serie di sacche gonfiabili collegate al bordo d’attacco dell’ala, costituite da canali che corrono nel senso dell’apertura alare o perpendicolarmente a tale direzione.

Il gonfiaggio delle sacche è effettuato ciclicamente, utilizzando l’aria prodotta da un compressore dedicato o spillata direttamente dal compressore del motore del velivolo. La sequenza di gonfiamenti e sgonfiamenti, realizzati per rompere e rimuovere il ghiaccio, è controllata da un sistema centrale di distribuzione o da valvole controllate da solenoidi.

Le sacche sono gonfiabili simmetricamente, al fine di minimizzare le asimmetrie del flusso aerodinamico ed il conseguente effetto imbardante. Le sacche sono costituite da un’apposita gomma, morbida e flessibile, o da un tessuto gommato di pari caratteristiche, che contiene le celle gonfiabili.

Lo strato più esterno è costituito da neoprene, un materiale elettricamente conduttivo, al fine di conferire una buona resistenza al deterioramento e dissipare l’elettricità statica che potrebbe danneggiare le sacche o creare interferenze con l’equipaggiamento radio, per via delle scariche elettriche che si verrebbero a generare.

In condizioni particolarmente critiche la quantità di ghiaccio che si forma fra i vari cicli di gonfiaggio della sacca può essere sensibile; se inoltre il ghiaccio si forma in condizioni non cristalline è possibile avere uno scorrimento del ghiaccio ed un suo allontanamento dalla sacca senza rottura; l’ulteriore formazione di ghiaccio avviene quindi su una superficie che non può più essere fessurata dalla formazione della sacca.

I sistemi antighiaccio per il bordo d’attacco, ipersostentatori e antenne hanno un sistema ad aria calda per la prevenzione della formazione del ghiaccio.

L’impianto ha lo scopo di prevenire o rimuovere le formazioni di ghiaccio sulle superfici, in modo da impedire l’aumento di peso e di mantenere il profilo dei bordi aerodinamicamente accettabile.

Esso funziona utilizzando l’aria calda fornita dall’impianto pneumatico, la quale viene inviata per mezzo di condotti di distribuzione all’interno dei pannelli delle semiali e dell’antenna.