1. 2.

1.

2.

RIFERIMENTO.

3.1 - INTRODUZIONE.

La macchina in riferimento alla quale si sviluppa il seguito di questo lavoro è un velivolo da trasporto per un massimo di 90 passeggeri e tratta massima consentita di circa 1600 chilometri.

Su questo velivolo sono stati adottati due motori turbofan con rapporto di by-pass

(

)

1.07, caratterizzati da un basso consumo specifico ed elevata silenziosità. La massima spinta garantita in decollo al livello del mare è 14000 Lb, mentre la massima spinta erogabile in crociera, alla quota di 35000 Ft a mach 0.80, è pari a 4100 Lb.

3.2 - CARATTERISTICHE TECNICHE.

La macchina è caratterizzata da un’architettura convenzionale con coda a “T” e due motori montati in fusoliera. Nella tabella 3.1 riportata nella pagina seguente sono indicate le caratteristiche geometriche fondamentali.

GRANDEZZA GEOMETRICA DIMENSIONE ALA

SUPERFICIE ALARE DI RIFERIMENTO 934.30 [ Ft^2 ]

APERTURA ALARE 89.43 [ Ft ]

CORDA MEDIA AERODINAMICA 12.04 [ Ft ]

ALLUNGAMENTO ALARE 8.56 [ ]

ANGOLO DI FRECCIA AL 25 % DELLA CORDA 24.00 [ deg ]

CODA

SUPERFICIE ALARE DELLA CODA ORIZZONTALE 275.60 [ Ft^2 ]

APERTURA ALARE DELLA CODA ORIZZONTALE 36.86 [ Ft ]

CORDA MEDIA AERODINAMICA DELLA CODA ORIZZONTALE 7.20 [ Ft ]

ALLUNGAMENTO ALARE DELLA CODA ORIZZONTALE 4.93 [ ]

ANGOLO DI FRECCIA AL MASSIMO SPESSORE DEL PROFILO 35.00 [ deg ]

DISTANZA ORIZZONTALE C.A. CODA – C.G. VELIVOLO 38.39 [ Ft ]

DISTANZA VERTICALE C.A. CODA – C.G. VELIVOLO 20.55 [ Ft ]

MOTORE

ANGOLO DI CALETTAMENTO DEL MOTORE 21.10 [deg ]

DISTANZA ORIZZONTALE C.G. MOTORE – C.G. VELIVOLO 18.50 [ Ft ]

DISTANZA VERTICALE C.G. MOTORE – C.G. VELIVOLO 0.84 [ Ft ]

PESI

CONDIZIONE DI “ZERO PAYLOAD WEIGHT“ 48500 [ Lb ]

CONDIZIONE DI “MAX ZERO FUEL WEIGHT“ 66400 [ Lb ]

I dati sperimentali di cui si fa uso in questo lavoro sono relativi alle caratteristiche aerodinamiche della macchina nell’ipotesi di velivolo infinitamente rigido. Inoltre sono noti parametri correttivi tali da modificare i dati riferiti al modello rigido al fine di includere gli effetti della elasticità strutturale relativamente alla aerodinamicea sia del sistema ala-fusoliera che della coda isolata. Questo ultimo aspetto viene trattato in dettaglio nel paragrafo 7.2. I dati di cui si fa uso sono:

1. Coefficiente di portanza del sistema ala-fusoliera in funzione dell’incidenza dell’ala per numeri di mach compresi tra 0.20 e 0.75 (C_Lwb = f(α_wb)).

2. Coefficiente di momento in beccheggio (“pitch”) del sistema ala-fusoliera in funzione del coefficiente di portanza del sistema ala-fusoliera per numeri di mach compresi tra 0.20 e 0.90 ( C_M025wb = f(C_Lwb,M)).

3. Coefficiente di resistenza del velivolo in funzione del coefficiente di portanza del velivolo e dell’angolo di deflessione dei dispositivi di ipersostentazione per basse velocità di volo ( ( 2, )).

F L D f C

C = δ

4. Coefficiente di resistenza del velivolo in funzione del numero di mach, per mach compresi tra 0.40 e 0.85, e del parametro W/δ (C_D = f(M,W/δ)).

5. Variazione del coefficiente di portanza del velivolo dovuto alla spinta erogata dall’apparato propulsivo in funzione dell’angolo di deflessione dei dispositivi di ipersostentazione _     = ∂ ∂ ) ( _F T L _f C C _δ  .

6. Angolo di “downwash” in corrispondenza della coda orizzontale per incidenza nulla dell’ala e relativa variazione con il variare dell’incidenza dell’ala per valori del mach fino a 0.90 (ε₀,ε_αw).

7. Variazione del coefficiente di momento di beccheggio del velivolo al variare dell’angolo d’incidenza della superficie orizzontale di coda per valori del mach fino a 0.90 ( C f(M)).

S

Mα =

8. Variazione del coefficiente di momento di beccheggio del velivolo al variare dell’angolo di deflessione della superficie mobile del comando di equilibratore per valori del mach fino a 0.90 ( C f(M)

S

Mα = ).

9. Variazione dell’angolo d’incidenza della superficie orizzontale di coda al variare dell’angolo di deflessione dell’equilibratore per valori del mach fino a 0.90 (∂α_s /∂δe).

10. Effetti della velocità di “pitch” del velivolo e della variazione temporale dell’angolo d’incidenza dell’ala (

q w

α_{& ) sui coefficienti di portanza e di momento di}

del velivolo. Tali effetti sono rappresentati in termini di coefficienti relativi sia all’intero velivolo sia separatamente al sistema ala-fusoliera ed alla sola coda orizzontale. Questi sono riferiti ad una posizione del baricentro del velivolo coincidente con il punto individuato sull’asse longitudinale di fusoliera corrispondente al 25% della corda media aerodinamica dell’ala a partire dal proprio bordo d’attacco.