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Confronti tra velivolo rigido ed elastico
8. CONFRONTO TRA I RISULTATI OTTENUTI CON
L’IPOTESI DI VELIVOLO INFINITAMENTE RIGIDO ED
ELASTICO.
8.1 - INTRODUZIONE.
In questo capitolo viene presentato un confronto tra alcuni significativi risultati ottenuti rispettivamente nell’ipotesi di velivolo infinitamente rigido e nel caso in cui si consideri la reale elasticità della struttura. I confronti vengono proposti facendo riferimento a medesime condizioni operative di volo. Ciò è volto ad evidenziare quali siano gli effetti della flessibilità della struttura sulle caratteristiche aerodinamiche, sulla dinamica e sui possibili stati di sollecitazione della coda orizzontale del velivolo.
8.2 - CONFRONTO TRA LE CURVE
( )
CL wb = f( )
αwb ,(
CM025)
wb = f(
( )
CL wb)
RELATIVE AL VELIVOLO “RIGIDO” ED “ELASTICO”.Le curve
( )
CL wb = f(
αwb)
,(
CM025)
wb = f(
( )
CL wb)
corrette per effetto dell’elasticità mostrano differenze rispetto alle corrispondenti del “caso rigido”. L’analisi delle curve ottenute per il velivolo considerato elastico consente di trarre delle conclusioni di carattere generale. L’effetto dell’elasticità strutturale comporta delle differenze che aumentano all’aumentare della velocità di volo e quindi del numero di mach. In particolare rispetto al “caso rigido” l’ala del velivolo a parità d’incidenza ad elevate quote ha una minore capacità portante e inoltre diminuisce in valore assoluto l’entità del momento aerodinamico che su di essa si genera.A titolo di esempio nelle figure 8.1, 8.2 che seguono sono riportate le curve suddette per i due casi: “rigido” ed “ elastico”. La condizione di volo considerata è per mach 0.75 e le correzioni vengono mostrate per le quote di 20000 Ft e 30000 Ft.
In figura 8.3 è rappresentato l’andamento del C in funzione del mach di volo per il velivolo sia ipotizzato infinitamente rigido che elastico per distinti valori della quota e della posizione del baricentro.
MAX L
Fig. 8.1: Curva di portanza del sistema ala-fusoliera corretta per il velivolo elastico in condizioni di volo per mach 0.75 alle quote indicate.
Fig. 8.2: Coefficiente di momento aerodinamico del sistema ala-fusoliera corretto per il velivolo elastico in condizioni di volo per mach 0.75 alle quote indicate.
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Fig. 8.3: Andamento del C corretto per il velivolo elastico in funzione del mach di volo per distinti valori della quota e della posizione del baricentro.
MAX L
8.3 - CONFRONTO TRA I DIAGRAMMI DI MANOVRA RELATIVI AL VELIVOLO “RIGIDO” ED “ELASTICO”.
Le diverse caratteristiche aerodinamiche complessive del velivolo generano minori valori del massimo coefficiente di portanza C . Ciò comporta diagrammi di manovra diversi a parità di condizione operativa nei due casi.
MAX L
A titolo di esempio nelle figure 8.4, 8.5 sono rappresentati due diagrammi di manovra che evidenziano maggiormente le differenze tra i due casi per una condizione operativa in cui il peso velivolo è di 77700 Lb, la quota di 30000 Ft e la posizione del baricentro della macchina coincidente con il 25 % della corda media aerodinamica dell’ala. In particolare si riscontra che in tale condizione operativa il velivolo elastico non raggiunge il limite positivo del fattore di carico pari a 2.5 consentito dalla normativa, a causa degli effetti della riduzione del massimo coefficiente di portanza complessiva dovuti all’effetto combinato della deformabilità strutturale e dell’incremento del numero di mach (comprimibilità del flusso).
Fig. 8.4: Diagramma di manovra per il velivolo ipotizzato rigido nella condizione di volo di riferimento indicata.
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Fig. 8.5: Diagramma di manovra per il velivolo considerato elastico nella condizione di volo di riferimento indicata.
8.4 - CONFRONTO TRA LE RISPOSTE TEMPORALI RELATIVE AL VELIVOLO “RIGIDO” ED “ELASTICO”.
Il confronto tra le risposte del velivolo “rigido” ed “elastico” ad uno stesso comando di equilibratore consente di fare delle considerazioni di carattere generale sul comportamento dinamico della macchina.
Nelle figure 8.6 – 8.9 che seguono, a titolo di esempio, sono riportate sovrapposte le risposte del velivolo ipotizzato rigido e quelle del velivolo considerato strutturalmente elastico. Si considera una condizione operativa con peso velivolo pari a 77700 Lb, posizione del baricentro in corrispondenza del 25 % della corda media aerodinamica e mach 0.75 alla quota di 20000 Ft. Il comando d’equilibratore applicato nella simulazione delle manovre segue un andamento sia a rampa sia sinusoidale con ampiezza massima pari a 1 [deg] tale che il velivolo vada in cabrata.
Dapprima sono riportati gli andamenti temporali delle variazioni , , , , seguiti dalle conseguenti oscillazioni delle sollecitazioni complessive agenti sulla coda orizzontale
tail
L , . Dall’analisi di tali risposte è possibile riscontrare per il velivolo elastico un comportamento dinamico qualitativamente simile a quello identificato nell’ipotesi di velivolo rigido.
tail
M
Nelle risposte al comando a rampa la variazione per il velivolo elastico raggiunge un valore di picco positivo superiore al corrispondente “rigido” ed un valore di regime nella dinamica di corto periodo di poco maggiore. La variazione q presenta valori di picco
positivi e di regime di corto periodo maggiori. L’accelerazione angolare di “pitch” subisce solo un moderato sfasamento in ritardo. L’andamento del fattore di carico per il velivolo elastico si mantiene sempre al di sopra del corrispondente nell’ipotesi di struttura rigida: a seguito di una minore accelerazione negativa iniziale, quasi contemporanea all’azionamento dell’equilibratore, per si hanno un valore di picco positivo ed un valore di regime nella dinamica di corto periodo maggiori rispetto ai corrispondenti “rigidi”.
w
Z n
Nelle risposte al comando sinusoidale d’equilibratore relative al velivolo elastico per tutte le variabili di stato si riscontrano picchi positivi e negativi maggiori in valore assoluto, con modesti sfasamenti in ritardo rispetto al caso rigido.
Per quanto concerne le sollecitazioni della coda in risposta ad un comando a rampa, l’elasticità della struttura comporta per un picco inferiore in valore assoluto minore al quale corrisponde un minor valore in modulo del momento aerodinamico rispetto al “caso
rigido”. Anche il picco superiore dell’ diminuisce in valore assoluto
contemporaneamente alla diminuzione in modulo del picco inferiore dell’M . Nelle condizioni di regime per la dinamica di corto periodo le sollecitazioni risultano complessivamente minori in valore assoluto rispetto al “caso rigido”.
tail
L
tail
L
tail
Nel velivolo elastico in risposta ad un comando sinusoidale d’equilibratore le oscillazioni dell’ e dell’ mostrano uno sfasamento in ritardo con valori di regime nella dinamica di corto periodo minori in valore assoluto rispetto al “caso rigido”: si riscontrano per entrambi le sollecitazioni picchi superiori ed inferiori minori in valore assoluto rispetto ai corrispondenti “rigidi”.
tail
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Fig. 8.6: Sovrapposizione delle risposte temporali ad un comando d’equilibratore a rampa del velivolo rigido ed elastico nella condizione di volo indicata.
Fig. 8.7: Sovrapposizione degli andamenti temporali delle sollecitazioni agenti sulla coda orizzontale del velivolo rigido ed elastico nella condizione di volo indicata indotte da un comando d’equilibratore a rampa.
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Fig. 8.8: Sovrapposizione delle risposte temporali ad un comando d’equilibratore sinusoidale del velivolo rigido ed elastico nella condizione di volo indicata.
Fig. 8.9: Sovrapposizione degli andamenti temporali delle sollecitazioni agenti sulla coda orizzontale del velivolo rigido ed elastico nella condizione di volo indicata indotte da un comando d’equilibratore a rampa.
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8.5 - CONFRONTO TRA L’INVILUPPO DI CARICO RELATIVO AL VELIVOLO “RIGIDO” ED “ELASTICO”.
L’inviluppo di carico della coda orizzontale considerata l’elasticità del velivolo risulta diverso da quello ottenuto nell’ipotesi di struttura infinitamente rigida. Una prima differenza è data dal fatto che per l’elasticità strutturale la manovra “scontrata”, effettuata alla velocità equivalente V per ogni condizione operativa analizzata simulata mediante un comando d’equilibratore di tipo sinusoidale “nose-up”, non porta a determinare un “punto di carico” limite che individui un vertice dell’inviluppo medesimo come invece avviene nell’ipotesi di velivolo rigido. Si tratta del punto 3 indicato sull’inviluppo di carico della coda orizzontale del velivolo ipotizzato rigido riportato in figura 8.10.
D
Nella figura 8.10 che segue è rappresentata la sovrapposizione degli inviluppi di carico per la coda nei due casi considerati. L’”area di carico” delimitata per il “caso elastico” risulta minore e sostanzialmente interna all’”area di carico” delimitata per il “caso rigido”. Si riscontra una riduzione della massima escursione dei valori della forza portante e del momento aerodinamico agenti in coda, sebbene il valore massimo positivo della forza di portanza cui la superficie dello stabilizzatore è sottoposta rimanga quasi inalterato.
tail
L
tail
M
La sovrapposizione rappresentata consente la seguente considerazione: rispetto al caso riferito all’ipotesi di struttura rigida l’elasticità strutturale comporta, a parità di forza portante agente, una riduzione della massima ampiezza del campo di valori del momento delle forze aerodinamiche corrispondente. Analogamente, a parità di momento , per il velivolo considerato elastico si riscontra una riduzione della massima ampiezza del campo di valori della forza portante corrispondente.
tail L tail M tail M tail L
Fig. 8.10: Sovrapposizione degli inviluppi di carico della coda orizzontale del velivolo rigido ed elastico.
