POLITECNICO DI MILANO PROGETTO DI UN ALIANTE BIPOSTO ...

POLITECNICO DI MILANO
Facoltà di Ingegneria
Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale
PROGETTO DI UN ALIANTE BIPOSTO
Relatore: Prof. Sergio De Ponte
Correlatore: Prof. Gian Luca Ghiringhelli
Anno Accademico 2003-2004
Tesi di Laurea di:
Marco di Pierro
Matr. N. 638819

Si ringraziano il relatore Professor
Sergio De Ponte, il correlatore
Professor Gian Luca Ghiringhelli e
l’Ingegner Ugo Celoria per la
disponibilità dimostrata nei miei
confronti durante lo svolgimento del
presente lavoro; si vogliono
parimente ringraziare anche i miei
Genitori che mi hanno permesso di
conseguire tale risultato e Anna che
mi ha affiancato durante questo
cammino.
i

Sommario
Nell’ambito del rilancio del Centro di Volo a Vela si studia la fattibilità di un aliante biposto
realizzabile sfruttando parti di stampi disponibili presso il Centro di Volo a Vela.
Questo porta alla necessità di inquadrare la macchina categoria ultraleggeri e se ne
sviluppa il progetto preliminare confermandone la fattibilità della realizzazione.
ii

iii

Indice
ELENCO DEI SIMBOLI …………………………………………………………………...…. 2
INTRODUZIONE ……………………………………………………………………………… 6
1 IL VOLO IN ALIANTE................................................................................................................9
1.1 EFFICIENZA E CURVE POLARI DI UN ALIANTE ........................................................................9
1.2 CORRENTI ATMOSFERICHE ASCENSIONALI ..........................................................................12
1.2.1 Correnti di natura termica.........................................................................................12
1.2.2 Correnti legate all’orografia .....................................................................................13
1.2.3 Correnti legate ai fronti freddi...................................................................................15
1.3 VOLO SOPRA UN TERRITORIO PIANEGGIANTE ......................................................................15
1.3.1 La termica ..................................................................................................................16
1.3.2 Volo di salita in termica.............................................................................................17
1.3.3 Volo intertermica .......................................................................................................18
1.3.4 Velocità media di volo su territorio pianeggiante .....................................................18
1.4 VOLO IN PROSSIMITÀ DI RILIEVI ..........................................................................................19
2 V 1/2 L’ALIANTE ITALIANO ..................................................................................................21
2.1 DESCRIZIONE DELL’ALIANTE V 1/2.....................................................................................21
2.1.1 Geometria del velivolo...............................................................................................21
2.1.2 Prestazioni del velivolo..............................................................................................22
3 UN NUOVO ALIANTE BIPOSTO............................................................................................25
3.1 UTILIZZO DEGLI STAMPI DEL V 1/2 .....................................................................................25
4 L’ALA ISOLATA ........................................................................................................................28
4.1 ALA.....................................................................................................................................28
4.1.1 Caratteristiche aerodinamiche dei profili..................................................................28
4.1.2 L’ala finita .................................................................................................................31
4.2 SISTEMA DI IPERSOSTENTAZIONE ........................................................................................36
4.2.1 Valutazione di un metodo per la riduzione della resistenza aerodinamica del flap in
via di sperimentazione ...............................................................................................................38
4.3 LE WINGLETS ......................................................................................................................39
5 LA FUSOLIERA..........................................................................................................................44
5.1 POSTURA E DISPOSIZIONE DEI PILOTI...................................................................................44
5.2 DISEGNO DELLA SUPERFICIE BAGNATA ...............................................................................46
5.3 DISEGNO DELL’ABITACOLO.................................................................................................50
5.4 CARATTERISTICHE AERODINAMICHE DELLA FUSOLIERA .....................................................51
5.4.1 Analisi di due fusoliere di un aliante monoposto.......................................................51
5.4.2 Coefficienti di momento della fusoliera.....................................................................53
5.4.3 Coefficiente di resistenza della fusoliera...................................................................54
6 IMPENNAGGI DI CODA...........................................................................................................58
6.1 IMPENNAGGIO ORIZZONTALE ..............................................................................................59
6.1.1 Caratteristiche aerodinamiche del Profilo DU 86-137 .............................................59
6.1.2 Caratteristiche aerodinamiche dell’impennaggio orizzontale ..................................60
iv

6.2 IMPENNAGGIO VERTICALE...................................................................................................61
6.2.1 Caratteristiche aerodinamiche del Profilo FX 71-L-150 ..........................................62
6.2.2 Caratteristiche aerodinamiche dell’impennaggio verticale ......................................62
7 STIMA DELLE MASSE .............................................................................................................66
7.1 STIMA DELLA MASSA DELLE SINGOLE COMPONENTI DEL VELIVOLO....................................66
7.2 STIMA DELLA POSIZIONE DEL BARICENTRO DEL VELIVOLO .................................................70
8 STABILITA’ STATICA DEL VELIVOLO..............................................................................73
8.1 STABILITÀ STATICA LONGITUDINALE..................................................................................73
8.1.1 Stabilità statica longitudinale in volo a velocità uniforme........................................73
8.1.2 Stabilità statica longitudinale in volo manovrato......................................................76
8.2 STABILITÀ STATICA LATERO-DIREZIONALE.........................................................................79
8.2.1 Stabilità statica direzionale .......................................................................................79
8.2.2 Stabilità statica del velivolo rispetto all’asse di rollio ..............................................81
9 PRESTAZIONI DEL VELIVOLO ............................................................................................86
9.1 POLARE CL-CD DEL VELIVOLO ............................................................................................86
9.2 POLARE IN VELOCITÀ DEL VELIVOLO ..................................................................................87
9.3 POLARE IN VIRATA DEL VELIVOLO ......................................................................................88
9.4 INVILUPPO DI VOLO DEL VELIVOLO .....................................................................................89
10 TRITTICO DEL VELIVOLO.................................................................................................93
CONCLUSIONI E POSSIBILI SVILUPPI FUTURI ………..…...……………………....… 96
APPENDICE A ………………………………………………………………………………... 98
APPENDICE B .…………………………………………………………………………….... 100
APPENDICE C …...…..…………………………………….………………………………... 102
BIBLIOGRAFIA ………………………………………………………………………..…… 106
v

Elenco dei simboli
ρ = densità dell'aria
g = accelerazione di gravità
Re = numero di Reynolds
E = efficienza
Vh = rapporto volumetrico dell'impennaggio orizzontale di coda
Vv = rapporto volumetrico dell'impennaggio verticale di coda
λ = allungamento alare
λ h = allungamento dell'impennaggio orizzontale di coda
λ v = allungamento dell'impennaggio verticale di coda
λ v = allungamento effettivo dell'impennaggio verticale di coda
eff
rr .. h = rapporto di rastremazione dell'impennaggio orizzontale di coda
rr .. v = rapporto di rastremazione dell'impennaggio verticale di coda
n = fattore di carico
t = tempo impiegato per la fase di volo di salita in termica
c
t g = tempo impiegato per la fase di volo intertermica
h = quota di volo
d = distanza percorsa durante il volo su territorio pianeggiante
r = raggio
l = lunghezza complessiva del velivolo
h = altezza complessiva del velivolo
l h = braccio di leva dell'impennaggio orizzontale di coda
l = braccio di leva dell'impennaggio verticale di coda
v
z v = punto di applicazione della portanza rispetto all'asse di rollio per il piano verticale
b = apertura alare
b h = apertura dell'impennaggio orizzontale di coda
b = apertura dell'impennaggio verticale di coda
v
b = altezza della winglet
w
b = apertura alare del tratto di ala aggiuntivo
agg
c = corda alare
cma . . . = corda media aerodinamica
c w = corda media della winglet
x ca . . = posizione del centro aerodinamico dell'ala
x = posizione del centro aerodinamico dell'impennaggio orizzontale di coda
ca . . h
x ca . . = posizione del centro aerodinamico dell'impennaggio verticale di coda
v
x = posizione del centro aerodinamico del velivolo parziale
ca . . v. p.
x = posizione del baricentro
cg . .
x N = punto neutro a comandi bloccati
( x N ) = punto neutro a comandi liberi
cl ..
2

( . . )
x = limite anteriore sulla posizione del baricentro
cg
ma . .
x = punto neutro per un manovra di richiamata stazionaria
Nrichiamata
x N = punto neutro per un manovra di virata corretta
virata
S = superficie alare
S h = superficie dell'impennaggio orizzontale di coda
S v = superficie dell'impennaggio verticale di coda
S = superficie bagnata della fusoliera
wet fus
γ = angolo di planata
φ = angolo di rollio
β = angolo di imbardata
α = angolo di incidenza
α h = angolo di incidenza dell'impennaggio orizzontale di coda
α = angolo di incidenza dell'impennaggio verticale di coda
v
α = angolo di incidenza a cui avviene lo stallo
st
Δ αh
=variazione dell'angolo di incidenza dell'impennaggio orizzontale di coda
δ = angolo di deflessione dell'equilibratore
0 C
= angolo di deflessione dell'equilibratore per ottenere =
CL 0
L
δ =
δ trim = angolo di deflessione dell'equilibratore per il velivolo trimmato
Δ δ =variazione dell'angolo di deflessione dell'equilibratore
ψ = angolo di deflessione del timone
ε = angolo di downwash
σ = angolo di sidewash
Λ=angolo di freccia alare
Γ=angolo di diedro alare
V = velocità di volo
V = velocità di volo orizzontale
x
V = velocità di volo verticale
z
V = velocità di volo in virata
k
V = velocità di volo verticale in virata
zc
V = velocità ascensionale in termica
t
V = velocità di salita durante il volo in termica
c
V = velocità media di volo su territorio pianeggiante
avg
V = velocità di volo con minima velocità di discesa
Vzmin
V = velocità di volo in assetto di volo a massima efficienza
st
Emax
V = velocità di stallo
V = velocità di stallo con flap estesi
st flap
V = velocità di manovra
man
( man ) U 15 [ m s]
V = = velocità di manovra con raffiche di tempo perturbato
V max = velocità massima consentita
3

ω y = velocità angolare attorno all'asse di beccheggio
T = modulo della forza di trazione
D = modulo della resistenza
i = vettore della resistenza indotta
D
L = modulo della portanza
W = modulo della forza peso
F c = modulo della forza centrifuga
M = modulo del momento di beccheggio del velivolo rispetto al baricentro
cg . .
N = modulo del momento di imbardata del velivolo
R = modulo del momento di rollio del velivolo
C = coefficiente di resistenza
D
C = coefficiente di resistenza passiva dell'ala
D0
C = coefficiente di resistenza di una lastra piana semi-infinita
D0l.
p.
C = coefficiente di resistenza passiva della fusoliera
D0
fus
Δ C =variazione del coefficiente di resistenza indotta
Di
Δ C =variazione del coefficiente di resistenza passiva
L
D0
C = coefficiente di portanza
C = coefficiente di portanza massima dell'ala
Lmax
C = coefficiente di portanza dell'impennaggi orizzontale di coda
Lh
C = coefficiente di portanza dell'impennaggi verticale di coda
Lv
C = coefficiente di momento di beccheggio del velivolo rispetto al baricentro
Mcg
. .
C = coefficiente di momento di beccheggio dell'ala rispetto al centro aerodinamico
Mca
. .
C = coefficiente di momento di beccheggio del piano orizzontale rispetto al centro aerodinamico
Mca
. . h
C = coefficiente di momento di beccheggio del piano verticale rispetto al centro aerodinamico
Mca
. . v
C = coefficiente di momento di beccheggio del velivolo parziale rispetto al centro aerodinamico
Mca
. . v. p.
C N = coefficiente di momento di imbardata del velivolo
C = coefficiente di momento di rollio del velivolo
R
C = coefficiente di momento dell'impennaggio verticale rispetto all'asse di cerniera
Hv
C = coefficiente di momento dell'impennaggio orizzontale rispetto all'asse di cerniera
Hh
W to = massa massima al decollo del velivolo
W vuoto = massa a vuoto in ordine di volo del velivolo
W min = massa minima del velivolo
W max = massa massima del velivolo
W ala = massa complessiva dell'ala
W = massa strutturale dell'ala
alastrut
.
4

INTRODUZIONE
Questo lavoro si inserisce nel tentativo di rilancio del Centro di Volo a Vela del Politecnico
di Milano. Il centro di volo a vela era molto attivo durante gli anni compresi tra il 1935 e il
1960, infatti durante questo periodo furono prodotti otto velivoli di cui alcuni molto famosi
in quegl’anni, come il C.V.V. 1 Pinguino o il C.V.V. 2 Asiago.
Sulla scia di questi successi passati si vuole riproporre la produzione di un velivolo
sviluppato all’interno dell’Ateneo; per fare ciò si è scelto di valutare la possibilità di
sviluppare una macchina biposto con disposizione affiancata dei piloti.
Questa scelta di configurazione risulta essere vantaggiosa rispetto alla classica
disposizione biposto in tandem, in quanto: permette di ridurre i momenti d’inerzia, riduce la
superficie bagnata della fusoliera, garantisce la medesima visibilità ad entrambi gli
occupanti e migliora la qualità di comunicazione tra i due piloti rendendo tale
configurazione ideale per le scuole di volo.
Al fine di rendere più agevole lo sviluppo futuro di tale velivolo si è scelto di inserirlo
all’interno della categoria dei velivoli ultraleggeri. Questa categoria non presenta una
certificazione del velivolo e ciò permette di effettuare modifiche sulla macchina senza
dover preventivamente richiedere l’autorizzazione alle autorità certificanti; permettendo
così una maggior velocità nello sviluppo del velivolo, grazie all’assenza dei lunghi tempi di
attese per ottenere le autorizzazioni alle modifiche da eseguire al fine di effettuare prove
sperimentali sul velivolo e modifiche per lo sviluppo della macchina.
L’aliante sviluppato all’interno del presente lavoro rispecchia le specifiche sopraccitate, ma
al fine di ridurre ulteriormente i tempi di realizzazione e di diminuire considerevolmente i
costi di produzione del primo prototipo; si andrà a valutare la fattibilità di realizzazione di
una macchina di tale tipologia a partire dagli stampi di un aliante monoposto esistente che
sono in possesso del Centro di Volo a Vela.
6

1 IL VOLO IN ALIANTE
In questo capitolo si presenterà una breve descrizione del volo in aliante suddividendolo in
due distinte categorie: il volo su aree pianeggianti ed il volo in pendio.
Prima di analizzare nello specifico queste due categorie si andranno a valutare le
caratteristiche principali di una macchina di questo tipo e le correnti atmosferiche a cui è
assoggettata durante il volo.
1.1 Efficienza e curve polari di un aliante
Un aliante è un velivolo privo di motorizzazione, quindi le equazioni di equilibrio del
velivolo non prevedono la presenza di una forza di trazione (T ) ad equilibrare la
resistenza ( D ); dunque al fine di garantire l’equilibrio un aliante percorre un traiettoria
inclinata rispetto all’orizzonte utilizzando così parte della forza peso (W ) per eguagliare la
resistenza (Figura 1-1, (1.1)).
Figura 1-1 Diagramma delle forze per un velivolo motorizzato e per un aliante.
⎧L=
Wcosγ
⎨
⎩D=
Wsenγ L’angolo rispetto all’orizzonte formato dalla traiettoria di volo del velivolo è detto angolo di
planata (γ ) e risulta essere pari all’arcotangente del rapporto tra la resistenza e la
portanza ( L ) (1.2).
(1.1)
⎛D⎞ γ = arctg ⎜ ⎟
⎝ L ⎠ (1.2)
Dalla relazione (1.2) si nota come minore è l’angolo di planata maggiore è la distanza
percorribile. Quest’ultima osservazione permette di definire un ulteriore valore
caratteristico detto efficienza ( E ) che risulta essere pari al rapporto tra al portanza e la
resistenza del velivolo (1.3).
L CL
1
E = = = (1.3)
D C tg γ
D
( )
9

Avendo definito l’angolo di planata (γ ) e l’efficienza ( E ) è ora possibile analizzare le
velocità di volo di un velivolo di questo tipo. La velocità di volo di un aliante risulta essere :
ρ W cosγ ρ W 1
V = ≅ (1.4)
2 S C 2 S C
L L
Dove l’approssimazione cosγ = 1 nella (1.4) è possibile poiché l’angolo di planata di un
aliante risulta essere piccolo; mantenendo questa approssimazione è possibile dedurre le
espressioni analitiche per le velocità di volo orizzontali ( V x ) e verticali ( V z ) (1.5).
V = V =
V
x
z
D
32
L
ρ W 1
2 SC
C ρ W 1 ρ W
= =
C 2 S E C 2 S
Le espressioni analitiche (1.5) evidenziano come le velocità di volo dipendano dal carico
alare (W S) e dalle caratteristiche aerodinamiche del velivolo; ciò permette di
parametrizzare rispetto al carico alare le velocità di volo e di tracciarne l’andamento su di
V V ) ottenendo così la polare delle velocità (Figura 1-2).
un piano ( ,
x z
Figura 1-2 Polare in velocità in funzione del carico alare.
La curva polare così parametrizzata evidenzia come al crescere del carico alare cresca la
pressione dinamica necessaria al volo e di conseguenza le velocità di volo orizzontali e
verticali. Dalla medesima curva tracciandone la tangente a partire dall’origine degli assi è
possibile individuare le velocità corrispondenti all’assetto di massima efficienza (Figura
1-3).
Figura 1-3 Polare in velocità dell’aliante V 1/2.
L
L
(1.5)
10

Analogamente a quanto fatto per descrivere la polare in velocità è possibile descrive
un’altra curva polare tipica di una macchina di questo tipo la polare in virata.
Questa curva descrive il variare della velocità verticale di discesa al variare del raggio di
virata; risulta dunque necessario conoscere le forze applicate al velivolo durante un virata
corretta (Figura 1-4, (1.6)).
Figura 1-4 Diagramma delle forze in virata.
⎧W
= Lcosφ
⎨
⎩Fc=
Lsenφ
Dalle equazioni di equilibrio (1.6) è possibile ricavare la velocità di volo ( V k ), la velocità
verticale di discesa ( V zc ) ed il raggio di virata ( r ) (1.7).
Vk
=
2 W 1
ρ SCLcosφ
2
Vk
r =
g⋅tgφ 2
−3/4
CD 2 W CD CD ( W/ S)
⎡ ⎛ 2 W 1 ⎞ ⎤
zc = = 1
32 32
k = ⎢ −⎜
⎟ ⎥
C cos cos
3/2 1
L φ ρ S CL φ ρ
C ρ
S rg C
2 ⎢ ⎝ L ⎠ ⎥
L
⎣ ⎦
V V
Le equazioni (1.7) permettono di tracciare l’andamento di zc V rispetto a Vk o rispetto ad φ ;
proprio dal secondo tipo di parametrizzazione è possibile tracciare la polare in virata, che
risulta essere data dall’inviluppo dei massimi di tali curva (Figura 1-5).
Figura 1-5 Polare in virata.
(1.6)
(1.7)
11

1.2 Correnti atmosferiche ascensionali
Nel paragrafo 1.1 si sono esaminati alcuni parametri tipici degli alianti, questi sono stati
esaminati considerando il velivolo in moto all’interno di una massa d’aria in quiete, mentre
l’atmosfera terrestre, entro la quale questa tipologia di velivoli opera, è assolutamente in
moto, come dimostrato dalle innumerevoli varietà di fenomeni atmosferici osservabili
quotidianamente in ogni regione del globo terrestre.
La presenza di questi moti atmosferici non è però sfavorevole al volo in aliante, infatti
alcuni di questi fenomeni risultano essere vantaggiosi durante il volo con macchine di
questa categoria. Questo vantaggio è possibile grazie alle basse velocità verticali di
discesa, tipiche di questi velivoli, le quali sommandosi vettorialmente con le velocità
ascensionali prodotte da questi moti atmosferici permettono al velivolo di ottenere un
guadagno di quota. Di tutti i fenomeni atmosferici favorevoli al volo veleggiato si
analizzeranno solo quelli principalmente legati al volo in aliante, questi moti risultano
essere: le correnti di natura termica, le correnti di natura orografica e le correnti legate ai
fronti atmosferici.
1.2.1 Correnti di natura termica
Le correnti di natura termica, alle quali per brevità ci si riferirà con il nome di termiche,
sono delle correnti ascensionali che si originano per instabilità al suolo, dove l’aria a
contatto con il terreno si riscalda per effetto dell’irraggiamento solare e si arricchisce di
umidità. Ciò fa si che l’aria a contatto con il terreno presenti una minor densità in virtù della
maggiore temperatura e del maggior contenuto di umidità, infatti la massa molecolare del
vapore acqueo è pari a 18 mentre quella dell’aria può essere approssimata a 29 dato il
predominate contenuto di azoto e ossigeno di questa miscela gassosa.
La termica non è però generata da una singola zona di instabilità al suolo, ma risulta
essere originata dalla coalescenza di più instabilità presenti al suolo e relativamente vicine
tra loro; ciò spiega la non omogeneità delle velocità ascensionali all’interno delle termiche,
infatti all’interno di queste correnti è possibile individuare alcune regioni con velocità di
salita nettamente superiori alla velocità media ascensionale di tale fenomeno, queste zone
singolari della corrente vengono indicate con il nome di bolle.
Le correnti di natura termica hanno delle dimensioni trasversale estremamente variabili,
infatti si riscontrano termiche con dimensioni variabili tra le poche centinaia di metri e
qualche migliaio di metri.
Le termiche sono quindi molto importanti per il volo in aliante in quanto garantiscono delle
buone velocità ascensionali, che raggiungono i 5÷ 6 [ m/ s]
. Quindi i piloti di alianti cercano
sempre di raggiungere aree ove siano presenti correnti ascensionali di questo tipo; Queste
regioni sono individuabili in quanto l’aria calda e umida che sale all’interno dell’atmosfera
si raffredda originando delle nubi di natura cumuliforme (Figura 1-6), le quali possono a
loro volta evolvere in cumulonembi garantendo velocità ascensionali ancora più elevate.
L’intensità e la distribuzione di correnti di natura termica è fortemente variabile al variare
delle aree del globo terrestre dove si effettua il rilevamento di tali correnti. A titolo di
esempio si riporta la particolare distribuzione delle termiche che si può riscontrare nelle
vaste pianure africane e sudamericane, dove l’instabilità termica può dare luogo a correnti
ascensionali di tale natura disposte ai vertici di un reticolo a matrice esagonale. Questa
particolare disposizione è in analogia con l’instabilità di Bénard, di cui si riporta una
12

visualizzazione (Figura 1-7), tratta da [1] ottenuta dalla collocazione di un sottile strato di
olio di silicone su una superficie riscaldata in modo omogeneo.
Figura 1-6 Formazione di nuvole cumuliformi per convezione.
1.2.2 Correnti legate all’orografia
Figura 1-7 Instabilità di Bénard.
Le correnti legate all’orografia sono generate dalle perturbazioni prodotte dai rilievi; queste
sono di due nature: la prima è termica, mentre la seconda è legata alla deviazione dei
flussi atmosferici dovuta alla presenza delle montagne.
Le correnti di origine termica sono legate all’irraggiamento del pendio che genera una
instabilità analoga a quella descritta nel paragrafo 1.2.1 e come queste sono individuabili
grazie alla presenza di cumuli, che generalmente provocano precipitazioni durante le ore
pomeridiane.
Le correnti ascensionali legate alla deviazione dei venti da parte dei rilievi si possono
suddividere in due categorie: le correnti legate a pendii sopravento e quelle legate ai
pendii sottovento.
I pendii sopravento generano le correnti dinamiche di pendio, che sono provocate dalla
semplice deflessione del vento, che soffia in prossimità del pendio. Se il pendio
sopravento è anche irraggiato dal sole si possono verificare correnti ascensionali, che
combinano gli effetti delle termiche di pendio e delle correnti dinamiche.
I pendii sottovento invece danno luogo a due diversi tipi di correnti a seconda della forma
del pendio (Figura 1-8); infatti se il pendio è poco ripido si forma una semplice corrente
discendente, mentre se il pendio è molto ripido ha luogo la separazione dello strato limite
terrestre, che permette la formazione di strutture vorticose dette rotori (Figura 1-9); la
formazione di un sistema di queste strutture vorticose sottovento fa si che in quota il vento
possa assumere un andamento ondulatorio (Figura 1-10), individuabile dalla formazione di
nubi lenticolari (Figura 1-11). Questo vento a forma di sinusoide da luogo a correnti
13

ascensionali fra valle e cresta dell’onda individuabili anche a quote pari a due o tre volte
l’altezza dei rilievi sopra i quali si è sviluppato la corrente.
Figura 1-8 Rappresentazioni delle due possibili correnti su pendii sottovento.
Figura 1-9 Foto di rotori in alta montagna.
Figura 1-10 Rappresentazione delle tipiche correnti legate all’orografia.
Figura 1-11 Foto di nubi lenticolari.
14

1.2.3 Correnti legate ai fronti freddi
Con il nome di fronte freddo si indica una massa di aria fredda che si incunea sotto l’aria
calda circostante, la quale si solleva generando delle correnti ascensionali che possono
superare i 30 [ ms ] . Queste correnti sono facilmente individuabili grazie ai cumulonembi,
che si sviluppano sopra di esse e che danno luogo a forti precipitazioni a carattere
temporalesco con la possibile formazione di chicchi di grandine. Le precipitazioni
temporalesche generate da questi fronti sono influenzate dalla composizione dell’aria
calda, in quanto un fronte freddo generato in prossimità di una regione di aria calda e
umida genera delle precipitazioni decisamente più violente di quanto non accada in fronti
generati da regioni di aria calda e secca (Figura 1-12), oltre alla differente intensità delle
precipitazioni in queste due tipologie di fronti freddi si può anche riscontrare una diversa
intensità di correnti ascendenti.
Figura 1-12 Schematizzazione di fronti freddi.
1.3 Volo sopra un territorio pianeggiante
Il volo sopra un territorio pianeggiante sfrutta alcune particolari correnti ascensionali, le
termiche (1.2.1), al fine di poter percorrere la maggior distanza possibile; per raggiungere
tale obiettivo un volo di questo tipo viene suddiviso in due diverse fasi dette (Figura 1-13):
1. Volo di salita in termica
2. Volo intertermica
Questa suddivisione del volo su territorio pianeggiante richiede uno studio separato delle
due tipologie di volo ed una modellazione delle correnti ascensionali in gioco.
15

1.3.1 La termica
Figura 1-13 Traiettoria di un tipico volo veleggiato su territorio pianeggiante.
Queste correnti ascensionali descritte nel paragrafo 1.2.1 sono state rappresentate in
letteratura con vari modelli; qui si farà riferimento a due di questi, i quali modellano due
aspetti differenti delle termiche riscontrabili lungo un territorio pianeggiante.
Il primo modello è quello proposto da K. H. Horstmann [2], il quale presenta una
suddivisione dei profili di velocità delle termiche in quattro categorie:
• stretta debole ( A 1)
• stretta forte ( A 2 )
• larga debole ( B 1)
• larga forte ( B 2 )
Ognuno di questi profili è individuato dal valore della velocità di salita ( V t ) a r= 60[ m]
dal
centro della termica e dal gradiente della velocità rispetto al raggio (Figura 1-14, Tabella
1-1).
Figura 1-14 Profili di velocità delle termiche secondo il modello di Horstmann.
16

V
t r= 60[ m]
dVt ⎡ cm ⎤
dr ⎢
⎣m⋅s⎥ ⎦
⎡m ⎤
⎢
⎣ s ⎥
⎦
A1 A2 B1 B2
1.75 3.50 1.75 3.50
2.50 3.20 0.45 0.60
Tabella 1-1 Dati identificativi del profilo di velocità delle termiche.
Il secondo modello è quello proposto da A. Quast [3], il quale presenta un distribuzione
delle varie tipologie di profili di velocità lungo un percorso di trecento chilometri.
Questa distribuzione risulta così strutturata (Figura 1-15):
• 25 km con profilo di velocità del tipo A1
• 125 km con profilo di velocità del tipo A2
• 25 km con profilo di velocità del tipo B1
• 125 km con profilo di velocità del tipo A2
Figura 1-15 Modello di distribuzione dei profili di velocità di Quast.
1.3.2 Volo di salita in termica
Durante questa fase del volo su territorio pianeggiante il velivolo compie una traiettoria
spirale al fine di sfruttare la corrente ascensionale per ottenere un guadagno di quota.
Lungo questa traiettoria le forze in gioco e di conseguenza le velocità, sono le stesse
presenti durante un virata corretta ((1.6), (1.7)), ma data la presenza della velocità
ascensionale ( V t ), che si compone con la velocità verticale di discesa del velivolo in virata,
la velocità risultante V c risulta essere ascensionale.
La velocità di salita V c risulta crescere al decrescere della velocità verticale di discesa in
virata, quindi al fine di massimizzare le prestazioni durante il volo di salita in termica
bisogna minimizzare il carico alare a parità di efficienza aerodinamica del velivolo.
17

1.3.3 Volo intertermica
In questa fase del volo si percorre una traiettoria rettilinea a velocità elevata per
raggiungere una nuova termica al fine di effettuare un nuovo aumento di quota per
compensare la perdita verificatasi durante questa fase di volo; per massimizzare le
prestazioni durante il volo intertermica risulta quindi utile massimizzare il carico alare a
parità di angolo di planata come mostrato dalla (1.4).
1.3.4 Velocità media di volo su territorio pianeggiante
La velocità media di volo su territorio pianeggiante viene valutata al fine di poter
ottimizzare la velocità di percorrenza su un tragitto di lunghezza nota. Questo permette di
ottenere una stima del carico alare ideale da utilizzare; questo risulta essere un
compromesso tra i valori richiesti dalle due fasi di volo precedentemente analizzate.
Analiticamente la velocità media di volo su territorio pianeggiante ( V avg ) risulta essere il
rapporto tra la distanza da percorrere ( d ) e la somma del tempo impiegato per la fase di
volo intertermica ( t g ) e la fase di volo di salita in termica ( t c ) (Figura 1-16, (1.8)).
Figura 1-16 Idealizzazione di un tratto di volo su territorio pianeggiante.
h
tc= Vc ;
h
tg =
Vz ;
Vx
d = h
Vz
d
Vavg = =
t t
d
+ t
Vc
= Vx
V + V
c g c z
Il valore della velocità media di volo su territorio pianeggiante può essere ricavata
graficamente dalla polare in velocità del velivolo; infatti questa risulta essere data
dall’intersezione della retta tangente alla curva polare (a partire dal valore della velocità
V ) e l’asse delle ascisse (Figura 1-17).
c
(1.8)
18

Figura 1-17 Visualizzazione della V avg sulla polare in velocità.
1.4 Volo in prossimità di rilievi
Il volo in pendio sfrutta le correnti legate all’orografia del territorio (1.2.2,Figura 1-10);
quindi il volo in prossimità di rilievi prevede varie tipologie di condotta di volo al fine di
poter usufruire delle ascendenze presenti in tali regioni; per quanto riguarda le termiche di
pendio valgono le stesse considerazioni fatte nel paragrafo 1.3.2, mentre per la corrente
dinamica di pendio e l’onda si utilizza un condotta di volo detta volo delfinato. Questo
prevede una traiettoria rettilinea lungo la quale si varia la velocità di volo in modo sfruttare
le correnti ascendenti, che si formano in prossimità delle valli dell’onda; ciò impone di
ridurre la velocità di volo in prossimità dell’ascendenza, al fine di ridurre la velocità di
discesa e ottenere così il massimo guadagno di quota possibile, mentre si andrà ad
accelerare per attraversare la cresta dell’onda il più in fretta possibile al fine di ridurre al
minimo la perdita di quota (Figura 1-18).
Figura 1-18 Volo delfinato.
19

2 V 1/2 L’ALIANTE ITALIANO
In questo capitolo verrà presentato il l’aliante V 1/2 (Figura 2-1), in quanto essendo
disponibili gli stampi di tale macchina si è pensato di utilizzarli per realizzare un nuovo
velivolo biposto, riducendo così i tempi e i costi di realizzazione di tale macchina.
Il V 1/2 è un aliante di classe club di recente progettazione svolta interamente in Italia
dall’ingegner Vittorio Pajno. Il V1/2 è un velivolo monoposto costruito come aliante da
allenamento e divertimento e di conseguenza adatto all’impiego all’interno dei club.
Lo sviluppo di tale velivolo è avvenuto in collaborazione con il Centro di Volo a Vela, che
ha collaborato allo sviluppo generale della macchina ed ha effettuato le verifiche statiche
delle struttura di tale macchina [4]; a seguito di questa collaborazione sono stati donati al
Centro di Volo a Vela gli stampi di tale velivolo.
Figura 2-1 Aliante V 1/2.
2.1 Descrizione dell’aliante V 1/2
Il V 1/2 è un aliante monoposto con una apertura alare di 15 m e piani di coda a T, come
la maggior parte dei velivoli di classe club. Questa macchina presenta un peso a vuoto in
ordine di volo pari a 274 Kg e può alloggiare piloti con un peso tra i 65 Kg e i 110 Kg,
come previsto in [5].
2.1.1 Geometria del velivolo
In questo paragrafo si presentano in modo sintetico le principali caratteristiche
geometriche del V 1/2 analizzando le singole parti del velivolo.
21

• ALA
L’ala del velivolo presenta una tripla rastremazione con un allungamento ( λ ) pari a
22.96 e una superficie ( S ) di 9.8 m 2 . Il profilo alare è un DU 80-176 dalla radice
alare sino all’inizio dell’ultimo tratto di rastremazione, dove il profilo si raccorda con
quello dell’estremità alare che è un DU 80-141.
• IMPENNAGGIO ORIZZONTALE
Il piano orizzontale di coda presenta una apertura ( b h ) di 2.4 m, un allungamento
( λ h ) pari a 6, un rapporto volumetrico ( Vh ) pari a 0.596 ed una superficie ( S h ) di
0.96 m 2 , che presenta quindi un rapporto con la superficie alare ( ShS ) pari a
0.123. Il profilo dell’impennaggio è un DU 86-137/25.
• IMPENNAGGIO VERTICALE
L’impennaggio verticale ha una apertura ( b v ) di 1.3 m, un allungamento ( λ v ) pari a
1.85, un rapporto volumetrico ( Vv ) pari a 0.582 ed una superficie ( v S ) di 0.91 m2 ,
che presenta quindi un rapporto con la superficie alare ( SvS ) pari a 0.093. Il profilo
utilizzato è un FX 71-L-150.
• FUSOLIERA
La fusoliera presenta un lunghezza di 6.6 m, una larghezza massima di 0.64 m,
un’altezza massima di 0.84 m ed una superficie bagnata ( S wet ) di 7.08 m 2 .
2.1.2 Prestazioni del velivolo
Il V 1/2 è stato collaudato il 21 Agosto 2000, durante il collaudo sono anche state rilevate
la polare in velocità e la polare in virata (Figura 2-2).
Figura 2-2 Polare in velocità e polare in virata del V1/2.
Il risultato del collaudo è stato positivo sia per le prestazioni rilevate sia per la
maneggevolezza mostrata dal velivolo in tutte le fasi del collaudo; caratteristica,
22

quest’ultima, che rende il velivolo particolarmente adatto ai principianti e quindi all’utilizzo
all’interno dei club di volo a vela, come era nelle intenzioni del progettista.
Di seguito si presenta una tabella riassuntiva delle prestazioni del velivolo (Tabella 2-1 1 ).
Vzmin
V Vx[ km h ] Vz[ m s]
V 68.04 68 0.62
V Emax
89.05 89 0.82
V st 60 / /
V = 90
90 89.95 0.85
[ ]
z V km h
V =
[ ]
z V 110 km h
110 109.88 1.40
Tabella 2-1 Tabella riassuntiva prestazioni V1/2.
1 I dati sono stati riportati come forniti dal progettista del velivolo.
23

3 UN NUOVO ALIANTE BIPOSTO
Al fine di rendere nuovamente attivo il Centro di volo a Vela si vuole proporre lo sviluppo di
un aliante biposto a partire dagli stampi del V 1/2. Per raggiungere tale scopo si è scelto di
realizzare una macchina di categoria ultraleggera al fine di evitare i problemi relativi al
certificazione del velivolo, come spiegato nell’introduzione.
La scelta di creare una macchina biposto è dettata dalla possibilità di effettuare rilievi
sperimentale in modo molto più agevole di quanto non possa avvenire con un velivolo
monoposto; questo dipende dalla possibilità di avere due persone distinte che si occupano
del mantenimento dell’assetto del velivolo e dell’esecuzione delle prove sperimentali.
L’aliante non adotterà però la consueta configurazione biposto in tandem ma si andranno
a disporre i piloti in posizione affiancata come per alcuni velivoli già esistenti quali per
esempio: Caproni A-21, Akaflieg Berlin B-13, Stemme S2 e Pipistrel Taurus (Figura 3-1).
Figura 3-1 Alianti biposto affiancati esistenti.
Questa disposizione dei piloti non convenzionale presenta alcuni vantaggi rispetto
all’usuale configurazione biposto in tandem. Infatti la disposizione dei piloti affiancati
permette un campo visivo analogo per entrambi gli occupanti e una miglior comunicazione
tra essi; oltre a ridurre la superficie bagnata del velivolo ed i momenti d’inerzia.
3.1 Utilizzo degli stampi del V 1/2
Avendo scelto la strada del recupero di materiale già a disposizione del Centro di Volo a
Vela si è deciso di utilizzare gli stampi del V 1/2 come base per lo sviluppo di questa
nuova macchina. Gli stampi a disposizione risultano essere quelli delle ali e della fusoliera
e di questi è possibile utilizzare interamente quelli delle ali e la parte posteriore di quello
della fusoliera; dunque del velivolo progettato dal ingegner Pajno si è deciso di riutilizzare
le ali ed il cono di coda della fusoliera comprensivo dell’impennaggio verticale (Figura 3-2).
25

Figura 3-2 Parti del velivolo V1/2 utilizzate per realizzare l’aliante biposto.
Gli stampi dovranno quindi essere modificati; bisogna infatti sostituire la parte anteriore
dello stampo della fusoliera e modificare gli stampi delle ali, che nella nuova macchina
prevedono l’utilizzo di sistemi di ipersostentazione (paragrafo 4.2).
26

4 L’ALA ISOLATA
In questo capitolo si andranno ad analizzare le caratteristiche aerodinamiche dell’ala
isolata; quindi nello specifico si andranno ad analizzare le caratteristiche aerodinamiche
dell’ala, del sistema di ipersostentazione ad essa annesso e delle winglets.
4.1 Ala
La semiala che verrà utilizzata per il nuovo velivolo è quella del V 1/2, come detto nel
paragrafo 3.1. Questo fa si che la superficie alare di riferimento passi dai 9.8 m 2 a 10.28
m 2 , data la maggior porzione di ala che resta racchiusa nella fusoliera del velivolo, (Figura
4-1) e che l’apertura alare sia di 15.56 m; di conseguenza il nuovo velivolo presenta un
allungamento λ = 23.55 .
Figura 4-1 Semiala di riferimento V 1/2 e aliante biposto.
Dell’ala del V 1/2 si conoscono la geometria della pianta alare, il tipo di profili utilizzati e la
distribuzione di questi in apertura, ma risultano essere ignote le caratteristiche
aerodinamiche dell’ala e dei singoli profili; dunque si procederà al calcolo di queste nei
paragrafi successivi.
4.1.1 Caratteristiche aerodinamiche dei profili
Nella progettazione di velivoli veleggiatori la scelta dei profili è molto importante al fine
della ricerca delle prestazioni, di conseguenza negli anni si sono sviluppati profili specifici
per questa tipologia di macchine volanti. Le tappe salienti di questa evoluzione sono
segnante da due serie di profili: quelli della famiglia FX, sviluppati a partire dai profili
NACA negli anni ’60 e ’70, e quelli della famiglia DU, sviluppati presso l’università di Delft
negli ultimi decenni.
L’ala del V 1/2 utilizza i profili DU 80-176 e DU 80-141 studiati da L. M. M. Boermans
presso l’università di Delft, al fine di migliorare le prestazioni del velivolo ASW-19, che
utilizzava i profili FX 61-163 e FX 60-126.
Non essendo disponibili i dati sperimentali dei profili DU 80-176 e DU 80-141 si è utilizzato
il programma XFOIL per stimare tali caratteristiche; questo programma è stato valicato nel
6
6
riferimento [7] su vari profili a numeri di Reynolds pari a Re= 0.1⋅ 10 e Re= 0.3⋅ 10 ;di
questo lavoro si riportano a titolo di esempio le sole curve CL α − e CL − CD
relative al
profilo SD7003 (Figura 4-2).
28

Figura 4-2 Curve CL α
− e CL CD
− del profilo SD7003.
Questa validazione non copre però i numeri di Reynolds tipici degli alianti che si
6
6
estendono su di un intervallo compreso tra Re = 0.7⋅10e Re = 3⋅ 10 ; quindi al fine di
valutare l’attendibilità dei valori ottenuti con il programma di calcolo, si sono comparati i
dati numerici del profilo FX 61-163, usato sul velivolo ASW-19, con i risultati sperimentali a
6
Re= 1.5⋅ 10 relativi al medesimo profili e riportati in [8].
Da questa analisi si sono ottenuti dei risultati accettabili come mostrato in Figura 4-3.
Figura 4-3 Curve CL α
− e CL CD
− del profilo FX 61-163.
Un ulteriore conferma sull’attendibilità dei risultati numerici si è potuta ottenere dal
riferimento [9], infatti comparando i dati ottenuti per il profilo FX 61-163 e per il profilo
29

DU 80-176, da esso derivato, si sono potute osservare le migliorie apportate da L. M. M.
Boermans al profilo originale. Da questa analisi si può infatti notare che il profilo modificato
all’università di Delft presenta una tazza di laminarità più ampia, un coefficiente di
portanza massimo più elevato ed uno stallo più dolce rispetto al profilo FX 61-163 (Figura
4-4 e Figura 4-5).
Figura 4-4 Curve CL α
− e CL CD
− dei profili FX 61-163 e DU 80-176.
Figura 4-5 Profili DU 80-176 e FX 61-163.
Analogamente a quanto fatto per il profilo DU 80-176, si sono confrontate le curve CL α −
e CL − CD
del profilo DU 80-141 con quelle del profilo FX 60-126 da cui deriva (Figura 4-6
e Figura 4-7); da questa comparazione si può notare come la modifica del profilo FX abbia
permesso di accrescere la tazza di laminarità del profilo e di migliorare le caratteristiche
dello stallo, anche se queste migliorie hanno portato ad una riduzione del valore massimo
del C L .
30

4.1.2 L’ala finita
Figura 4-6 Curve CL α
− e CL CD
− dei profili FX 60-126 e DU 80-141.
Figura 4-7 Profili DU 80-141 e FX 60-126.
L’ala di un velivolo, essendo di dimensioni finte, presenta una resistenza aerodinamica
maggiore rispetto ad un profilo per via della presenza della scia di Prandtl.
L’aumento di resistenza dovuto a questo fenomeno viene detto resistenza indotta e risulta
essere predominante, rispetto alla resistenza passiva, alle basse velocità di volo; ciò
impone di porre molta attenzione a tale fenomeno nella realizzazione dell’ala di un aliante.
Al fine di ridurre la resistenza indotta su questa tipologia di macchine si utilizzano ali di
elevata apertura 2 e piante alari opportunamente rastremate ([11]).
L’ala del nuovo velivolo è ricavata a partire da quella del V 1/2 e come questa presenta
una pianta alare a tripla rastremazione (Figura 4-1). Su tale pianta alare sono distribuiti i
profili DU 80-176 e DU 80-141 analizzati nel paragrafo 4.1.1; tra questi il profilo DU 80-176
è predominante in quanto si estende dalla radice alare sino al 80% dell’apertura alare,
mentre il profilo DU 80-141 si trova solo all’estremità alare formando così un tratto di
variazione di sezione alare pari al 20% dell’apertura alare. Lungo l’apertura alare non varia
solo la forma della sezione, ma è anche presente uno svergolamento lineare dei profili
alari lungo l’apertura.
2 Una elevata apertura alare porta ad avere un elevato allungamento alare, in quanto
2
λ = b S .
31

Conoscendo la geometria alare è possibile ricostruire le curve CL α − e CL − CD
dell’intera
ala utilizzando il metodo della linea portante.
Questo metodo è basato sull’equazione integro-differenziale di Prandtl, che in questo caso
è stata risolta per via numerica con uno sviluppo in serie di Fourier; questo metodo di
calcolo presenta però alcune limitazioni, infatti può essere applicato solo su fluidi
incomprimibile e su ali diritte di elevato allungamento.
Dall’utilizzo di questo metodo di calcolo si sono potuti ottenere il coefficiente di portanza
C α ), il coefficiente di portanza locale ad un
dell’ala in funzione dell’angolo di incidenza ( ( )
L
dato angolo di incidenza ed in funzione della apertura alare ( CL( , y)
resistenza indotta in funzione dell’angolo di incidenza ( ( )
α ) e il coefficiente di
CD α ).
i
Questo metodo di calcolo non permette però di valutare il coefficiente di resistenza
passiva ( 0 D C ) dell’intera ala, quindi questo è stato stimato ricostruendo il coefficiente di
resistenza passivo locale ad un dato angolo di incidenza ed in funzione della apertura
alare ( CD( α , y)
), che moltiplicato per la distribuzione di corda alare in apertura ( c( y ) ) ed
0
integrato sull’apertura alare e successivamente adimensionalizzato sulla superficie alare
(4.1).
C
D0
( α )
=
∫
b
D0
( α,
) ⋅ ( )
C y c y dy
Dall’aplicazione di queste due metodologie di calcolo è stato possibile ricavare le curva
C − α e la polare dell’ala finita riportate qui di seguito (Figura 4-8 e Figura 4-9).
L
Figura 4-8 Curva CL − α dell’ala.
S
(4.1)
32

Figura 4-9 Polare dell’ala.
Dal utilizzo del metodo della linea portante è stato possibile calcolare la distribuzione del
coefficiente di portanza in apertura; questo rende possibile una verifica a posteriori della
scelta dei profili effettuata per la realizzazione dell’ala del V 1/2. Infatti una buona scelta di
profili alari prevede un impiego di questi all’interno della tazza di laminarità durante le
principali fasi del volo, riducendo così la resistenza passiva dell’ala.
Analizzando la distribuzione di portanza in apertura per dei coefficienti di portanza tipici del
volo in aliante e compresi tra C L = 0.3 e C L = 1.02 , si può osservare come i profili vengano
utilizzati all’interno della tazza di laminarità (Figura 4-10). Questa verifica è compiuta in tre
stazioni dell’apertura alare, che risultano essere al 40%, al 80% e al 90% della
semiapertura alare. La scelta è caduta su queste tre stazioni in quanto:
• la prima è in una zona dell’ala che non risente pesantemente dell’influenza della
fusoliera.
• la seconda si trova all’inizio del tratto di variazione del profilo alare e quindi è
l’ultima stazione in cui si trovi il profilo DU 80-176.
• La terza è collocata a metà del tratto di variazione del profilo e può quindi essere
rappresentativa dei coefficienti di portanza ai quali viene impiegato il profilo
DU 80-141.
33

Figura 4-10 Verifica della scelta dei profili alari.
Durante la progettazione di una ala è importante valutare come si propaga lo stallo su tale
superficie portante, in quanto lo stallo dovrà cominciare nella zona centrale dell’ala.
Questo permette alla scia separata di disturbare il flusso su piani di codi trasmettendo così
delle vibrazioni alla barra di comando, che avvisano il pilota dell’imminente perdita di
portanza, e consente ancora di manovrare con gli alettoni in quanto il flusso d’aria nella
porzione di ala interessata da queste superfici di comando non è ancora separato.
La valutazione della propagazione dello stallo sull’ala al variare dell’angolo di incidenza è
possibile in quanto si conoscono le distribuzioni di coefficienti di portanza in apertura.
Dalla conoscenza della curva CL − α dell’ala è possibile ricavare l’angolo di stallo
dell’intera ala che risulta essere pari a α st = 21°;
questo permette di analizzare la
distribuzione di portanza in apertura nell’intorno di questo valore (Figura 4-11), più
precisamente in un intervallo compreso tra α = 19°
e α = 22°,
all’interno di questo
intervallo di angoli di incidenza si trovano: due angoli ( α = 19°e
α = 20°)
al di sotto
dell’angolo di stallo dell’ala, l’angolo di stallo ( α st = 21°)
e un angolo di incidenza oltre
l’angolo di stallo ( α = 22°).
Analizzando singolarmente ogni angolo di incidenza si può
osservare che:
• per α = 19°
non si presenta alcuna stazione alare soggetta a stallo.
• per α = 20°
non si riscontra ancora lo stallo di nessuna stazione alare, ma la zona
compresa tra il centro dell’ala ed il 20% della semiapertura è al massimo
coefficiente di portanza possibile.
• per α = 21°
si ha lo stallo dell’ala e dal punto di vista locale l’ala risulta essere
soggetta a stallo nella regione compresa tra il centro dell’ala ed il 40% della
semiapertura alare, lasciando così fuori dalla porzione di ala stallata gli alettoni.
• per 22
α = °, quindi oltre l’angolo di stallo dell’ala, si ha lo stallo locale del tratto di
ala compreso tra il centro dell’ala e il 90% della semiapertura.
34

Figura 4-11 Progressione dello stallo sull’ala.
La propagazione dello stallo sull’ala risulta quindi corretto, come corretto risulta essere il
comportamento allo stallo del V 1/2 ([10]) da cui si è ricavata quest’ala. Oltre alla
propagazione dello stallo in apertura risulta utile valutare il propagarsi della scia alare
verso gli impennaggi di coda; per effettuare tale valutazione si è utilizzato un programma
di calcolo sviluppato all’interno del dipartimento, che permette di effettuare un calcolo di
scia vorticose tridimensionale instazionarie basato su un metodo a potenziale a reticolo di
vortici. Da questa analisi si è potuto tracciare l’andamento della scia nel piano individuato
dall’asse di imbardata e di rollio del velivolo; tale risultato riportato in Figura 4-12 mostra
come la scia vorticosa all’angolo di stallo si sovrappongo solo lievemente con il bordo di
uscita dell’impennaggio orizzontale e considerando che in apertura la corda di questo
diminuisce e che per raggiungere l’angolo di stallo l’equilibratore risulta deflesso verso
l’alto; quindi è lecito supporre che in questo caso, come per il V 1/2, l’impennaggio
orizzontale non sia investito dalla scia dell’ala, garantendo così la possibilità di manovrare
anche durante lo stallo.
Figura 4-12 Scia vorticosa dell’ala nel piano di simmetria verticale della fusoliera.
Al fine di definire in modo esaustivo le caratteristiche dell’ala bisogna ancora valutare due
parametri, che risulteranno fondamentali nel calcolo della stabilità del velivolo; questi
parametri sono il centro aerodinamico dell’ala ( x ca . . ) ed il coefficiente di momento
35

aerodinamico dell’ala rispetto a tale punto ( C M ). Per calcolare i valori di tali
ca . .
caratteristiche dell’ala si è usato il metodo utilizzato nel report NACA 824 ([12],[13]);
questo metodo si basa sulla teoria della linea portante e necessita della conoscenza della
geometria alare e dei coefficienti di momento aerodinamico valutati rispetto al centro
aerodinamico del profilo. Applicando questo metodo di calcolo all’ala si ottengono i
seguenti risultati : x ca . . = 26.3% in percentuale di corda media aerodinamica
cma . . . = 0.702 m ) e C =− 0.139 .
. .
( [ ]
Mca
4.2 Sistema di ipersostentazione
Sul velivolo biposto risulta essere necessario l’utilizzo di un sistema di ipersostentazione al
fine di rientrare nelle velocità di stallo richieste dal decreto legge che definisce le
caratteristiche richieste per i velivoli ultraleggeri [14].
Questa necessità è dettata dal voler riutilizzare l’ala del V 1/2, infatti se non si installasse
un sistema di ipersostentazione bisognerebbe incrementare la superficie alare del 30%,
per ottenere una velocità di stallo pari a Vst = 18 [ m s]
come richiesto in [14].Questo
incremento della superficie alare imporrebbe l’introduzione di un tronco alare aggiuntivo
tra le due semiali del V 1/2 con una apertura pari a bagg = 3.48 [ m]
; ciò porterebbe l’ala ad
avere una apertura pari a b= 17.84 [ m]
(Figura 4-13), questo valore è eccessivo per una
macchina ultraleggera, in quanto la giunzione tra la semiala ed il tronco alare aggiuntivo
presenterebbe una eccessiva concentrazione di sforzi e di conseguenza un eccessivo
aggravio di peso per poter sopportare tale concentrazione di sforzi; quindi al fine di poter
riutilizzare gli stampi delle semiali risulta meno penalizzante l’utilizzo di un sistema di
ipersostentazione.
Figura 4-13 Ala allungata per evitare l’utilizzo di un sistema di ipersostentazione.
Il sistema di ipersostentazione dovrà essere collocato su ogni singola semiala nel tratto
disponibile tra la radice della semiala e l’inizio dell’alettone e dovrà essere in grado di
garantire un aumento del coefficiente di portanza dell’ala pari almeno al 30%. Al fine di
poter garantire un così cospicuo aumento di coefficiente di portanza si è scelto di utilizzare
un sistema di ipersostentazione a fessura.
Il sistema di ipersostentazione è stato sviluppato scegliendo di utilizzare una percentuale
di corda alare pari al 35 % e coprendo l’intero tratto di ala disponibile. Per il flap si è scelta
una deflessione di 25° ottenendo così la geometria mostrata in Figura 4-14.
36

Figura 4-14 Geometria del flap completamente esteso e chiuso.
Il profilo con il flap esteso è stato sviluppato utilizzando due programmi di calcolo che
hanno permesso di valutare le velocità sul profilo del flap con un calcolo a potenziale, che
ha così reso possibile il disegno di una geometria, che non presenta eccessive
decelerazioni del flusso sul bordo di attacco del flap permettendo di formulare l’ipotesi di
corrente non separata all’interno della fessura. Il secondo programma utilizzato oltre a
permettere una analisi a potenziale della corrente attorno al profilo, ha anche permesso di
calcolare, in prima approssimazione, l’andamento dello spessore dello strato limite
permettendo così di riscontrare la separazione dei due strati limiti all’interno della fessura.
Questi due programmi di calcolo non hanno però permesso di valutare in maniera
attendibile la variazione dei coefficienti di portanza, resistenza e momento dovuta alla
deflessione del flap; in quanto questi valori erano ricavati dal calcolo su una corrente a
potenziale che presenta quindi delle stime eccessivamente ottimistiche di questi
coefficienti. Quindi al fine di ottenere una stima maggiormente realistica si è utilizzato il
metodo di stima empirico riportato in [15].
Dall’utilizzo di questa metodologia si sono ricavate le seguenti curve CL α − e CL − CD
(Figura 4-15).
Figura 4-15 Curve CL α
− e CL CD
− del profilo con flap completamente esteso e retratto.
37

Da questa stima si può notare che il coefficiente di portanza massimo è pari a C L = 2.29
max
che risulta essere maggiore del 30% richiesto al fine di soddisfare la velocità di stallo
prevista da [14]. Con lo stesso metodo di calcolo è stato anche possibile stimare la
posizione del centro aerodinamico, in percentuale di corda media aerodinamica, e il
coefficiente di momento rispetto a tale punto; ottenendo i seguenti valori :
x = 38.16% e C =− 0.6532 .
. .
ca . .
Mca
4.2.1 Valutazione di un metodo per la riduzione della resistenza
aerodinamica del flap in via di sperimentazione
Attualmente al fine di ottenere delle migliori valutazioni e prestazioni dal profilo
ipersostentato si è avviata una campagna di prove sperimentali. Tali prove saranno
effettuate a partire dal profilo mostrato in Figura 4-14 e si andrà principalmente ad
ottimizzare la fessura; in quanto è possibile controllare la separazione dello strato limite
grazie all’utilizzo di vortici intrappolati all’interno di cavità. Un esempio di correnti
contenenti vortici intrappolati si è riscontrato sul riferimento [19] dove si è compiuta una
analisi teorica atta a modellare il fenomeno naturale delle cornici di neve; queste sono
delle particolari strutture che si formano per opera del vento sulle creste dei monti, dove la
particolare distribuzione che assume la neve fa si che nasca un vortice intrappolato sul
versante sottovento della cresta del monte che permette di evitare la separazione della
corrente che lambisce il rilievo (Figura 4-16).
Figura 4-16 Cornice di neve.
Queste particolari formazione nevose possono essere schematizzate con una corrente a
potenziale bidimensionale (Figura 4-17), che nel caso specifico risulta essere una corrente
a potenziale su una curva contenente una cuspide.
Figura 4-17 Schema di una cornice di neve.
38

Analizzando tali correnti è stato possibile ricavare una relazione univoca tra la posizione
del vortice e le singolarità della trasformazione conforme della curva attorno al quale si
calcola il flusso a potenziale. Tramite questa relazione è stato possibile tracciare vari tipi di
cornici di neve (Figura 4-18).
Figura 4-18 Cornici di neve calcolate analiticamente.
Osservando tali cornici di neve è possibile notare una certa rassomiglianza tra le curve f ,
g e h della Figura 4-18 e l’apertura lasciata nel profilo dall’apertura del sistema di
ipersostentazione; in particolar modo la curva g si presta ad una modica della fessura
(Figura 4-19) che dovrà però essere analizzata ed ottimizzata durante i test in galleria del
vento sopraccitati al fine di valutare l’effettiva possibilità di intrappolare un vortice in tale
regione del profilo, potendo così controllare lo strato limite e ridurre la resistenza
aerodinamica generata in questa zona dall’apertura del flap.
Figura 4-19 Profilo con fessura modificata sulla base delle curve raffiguranti le cornici di neve.
4.3 Le winglets
Le winglets sono delle superfici aerodinamiche, poste alle estremità alari, che permettono
di ridurre la resistenza indotta generata dall’ala. Questo miglioramento delle prestazioni
dell’ala favorisce molto gli alianti; in quanto permette di ridurre le velocità di discesa
durante le fasi del volo a bassa velocità, migliorando così notevolmente le prestazioni di
queste macchine durante le fasi di volo all’interno di correnti ascensionali.
La riduzione della resistenza indotta generata dalle winglets è dovuta all’induzione
reciproca che si instaura tra queste superfici e l’ala e può essere ben evidenzia da una
39

semplice visualizzazione dei vettori delle velocità e delle forze che si instaurano tra due
vortici a staffa che schematizzano le superfici in esame. Per valutare i vettori in esame
risulta utile scomporli in quattro distinti contributi dovuti all’induzione che si instaura tra i
due vortici a staffa:
a. Induzione dell’ala su se stessa.
b. Induzione dell’ala sulla winglet.
c. Induzione della winglet su se stessa.
d. Induzione della winglet sull’ala.
Figura 4-20 Visualizzazione dei vettori delle velocità e delle forze sul complesso ala-winglet.
Da questa analisi qualitativa si può osservare come nei casi di autoinduzione della
superfici (a, c) il vettore della resistenza indotta ( D i ) presenta verso positivo, mentre nei
casi di induzione reciproca (b, d) il verso della resistenza indotta risulta essere negativo,
quindi il risultato complessivo della resistenza indotta presentare verso negativo
garantendo così una riduzione complessiva di tale forza.
Le winglets sono molte utilizzate grazie alla loro efficacia nel miglioramento delle
prestazioni a fronte della loro semplicità costruttiva. Questa peculiarità ha fatto si che si
siano effettuati vari studi sulle winglets ([22], [23]); quindi al fine di stimare le prestazioni di
tali superfici si è utilizzato il metodo presentato da L. M. M. Boermans durante una
conferenza presso il Politecnico di Milano.
Questo metodo di analisi permette di stimare sia la variazione complessiva di resistenza
passiva sia la variazione complessiva di resistenza indotta fornita dalle wingelts (4.2).
40

w 2
⋅ CL
b 2
Δ CD
=
i πλ
bw
⋅ λ
b 2 ⎛ 0.011972 ⎞
Δ CD= ⋅ 0.00486 cw
0 ⎜ ⋅ + ⎟
b ⎝ V ⎠
(4.2)
Quindi al fine di poter quantificare l’effetto delle winglets sull’ala risulta necessaria la scelta
di alcuni parametri quali l’altezza della singola winglet ( b w ) e la sua corda media ( c w ).
L’altezza della winglet è stata valutata nel 10% della semiapertura alare ottenendo così un
valore pari a bw= 0.78 [ m]
, mentre per quanto riguarda la scelta della corda media questa
viene valutata a partire dalla scelta del valore del coefficiente di portanza e della velocità di
volo a cui si vuole ottenere il medesimo valore in modulo della variazione di coefficiente di
resistenza indotta e passiva dovuto alla presenza della winglet. Avendo scelto per tale
condizione un valore del coefficiente di portanza pari a C L = 0.3 ed una velocità di volo
V = 165 Km h si è potuto ottenere un valore della corda media pari a
pari a [ ]
cw0.154 [ m]
= . Conoscendo i parametri b w e c w è stato possibile valutare le prestazioni
delle winglegts (Figura 4-21).
Figura 4-21 Curva polare della variazione della resistenza dovuta alle winglets.
L’utilizzo di queste appendici alari permette di migliorare le prestazioni del velivolo
ottenendo un incremento pari al 2.8% dell’efficienza massima e una riduzione pari al 4%
della velocità minima di discesa. Avendo stabilito le dimensioni e le prestazioni delle
winglets è stato possibile fornirne un primo disegno (Figura 4-22).
41

Figura 4-22 Disegno della winglets.
42

5 LA FUSOLIERA
La fusoliera di questo nuovo velivolo, come detto nel capitolo 3, è costruita al fine di
alloggiare due piloti affiancati e mantenere inalterato il cono di coda del V 1/2.
Al fine di realizzare il disegno della fusoliera è necessario prendere in esami vari aspetti:
• postura e disposizione dei piloti
• disegno della superficie bagnata
• disegno dell’abitacolo
• valutazione delle caratteristiche aerodinamiche
Questi argomenti verranno trattati singolarmente nei paragrafi seguenti.
5.1 Postura e disposizione dei piloti
In questo paragrafo si analizzerà la postura che il pilota dovrà tenere all’interno della
cabina di pilotaggio.
Il primo passo da compiere in questa analisi è la valutazione delle misure dei piloti da
alloggiare all’interno del velivolo; ciò ha portato alla scelta di utilizzare come modello di
pilota un individuo con peso variabile tra i 60 e i 90 Kg ed una altezza massima di 1.87 m.
Questi valori sono stati scelti a partire dai requisiti indicati in [16] per quanto riguarda
l’escursione di peso del occupante tipo, mentre per quanto riguarda la statura del pilota si
è scelto un valore superiore a quella comunemente usato nel progetto di alianti che si
attesta a 1.8 m; questa scelta è stata dettata dall’aumento della statura media della
popolazione osservato negli ultimi anni e dalla considerazione che i maggiori acquirenti di
macchine di questo tipo sono appassionati tedeschi, che presentano una statura media
nettamente superiore a quella italiana.
Avendo identifica il pilota tipo è ora possibile valutare quale sia la miglior postura da
impiegare all’interno dell’abitacolo, al fine di definirla bisognerà tenere in considerazione
alcuni importanti aspetti quali: l’aerodinamica, il confort e la visibilità del pilota.
Ogni velivolo presenta una propria soluzione specifica a questo problema, ma tutte queste
possono essere raggruppate in tre categorie: eretta, semi-reclinata e reclinata (Figura
5-1).
Figura 5-1 Tipiche posture all’interno dell’abitacolo di un aliante
Ogni tipologia di postura presenta dei vantaggi rispetto alle altre, infatti la posizione
definita come eretta privilegia il confort e la visibilità del pilota, la posizione reclinata
privilegia invece la sola aerodinamica permettendo di ridurre al minimo la sezione maestra
della fusoliera, mentre la posizione semi-reclinata risulta essere una soluzione di
44

compromesso sacrificando parte della visibilità e del confort a favore dell’aerodinamica;
quindi non a caso quest’ultima soluzione è quella più utilizzata negli ultimi anni.
Oltre agli aspetti fin qui analizzati non bisogna dimenticare la sicurezza passiva degli
occupanti del velivolo, questa impone alcune condizioni al contorno alla definizione della
postura del pilota. Infatti risulta utile mantenere la colonna vertebrale in una posizione il più
possibile simile a quella che si ottiene restando fermi in piedi; questo atteggiarsi della
colonna vertebrale le permette di sopportare dei carichi maggiori e quindi situando delle
strutture scarificali al disotto del sedile, allineate alla colonna vertebrale, è possibile ridurre
i danni all’occupante durante un impatto al suolo. Questa considerazione porta alla
realizzazione di un sedile che impone al pilota una posizione reclinata di 45° rispetto alla
verticale come indicato in [17] e illustrato in Figura 5-2.
Figura 5-2 Postura del pilota dettata dall’utilizzo di una struttura sacrificale.
Un’ulteriore aspetto legato alla sicurezza passiva è la valutazione dei movimenti (Figura
5-3) a cui è soggetto il pilota durante l’impatto; questi devono esseri analizzati al fine di
evitare impatti tra gli arti dell’occupante e la plancia.
Figura 5-3 Analisi dei movimenti del pilota durante un impatto.
A seguito di tutte queste considerazioni si è scelto di utilizzare una postura che prevede
una inclinazione del pilota di 45° rispetto alla verticale e un angolo di visione centrale pari a
14° ottenendo la postura indicata in Figura 5-4.
Figura 5-4 Postura e angolo di visione centrale del pilota.
Essendo il velivolo da realizzare un aliante biposto si deve valutare anche la disposizione
degli occupanti; questa come si è detto nel capitolo 3 è affiancata e non in tandem come
nella maggior parte dei velivoli biposto esistenti. La scelta di questa configurazione
45

permette una miglior visuale per entrambi i piloti, infatti nella configurazione biposto in
tandem il pilota occupante il sedile posteriore ha un campo visivo estremamente ridotto
(Figura 5-5), mentre con una configurazione biposto affiancata entrambi gli occupanti
hanno un campo visivo molto ampio (Figura 5-6) oltre a poter comunicare in modo più
rapido ed efficace; aspetto quest’ultimo che risulta essere estremamente favorevole se si
consultano delle carte di navigazione o se si utilizza il velivolo come macchina scuola.
Figura 5-5 Campo visivo dal sedile posteriore di un aliante biposto in tandem.
Figura 5-6 Campo visivo del pilota di un aliante biposto affiancato.
Oltre a questi vantaggi dal punto di vista ergonomico una macchina biposto affiancata
presenta dei vantaggi per quanto riguarda la dinamica del volo e l’aerodinamica, infatti un
velivolo di questo tipo presenta dei minori momenti di inerzia rispetto agli assi di
beccheggio ed imbardata e una superficie bagnata minore nei confronti di un aliante
biposto in tandem.
5.2 Disegno della superficie bagnata
Il disegno della superficie bagnata della fusoliera richiede una attenzione particolare, in
quanto in un velivolo di questo tipo la fusoliera è l’elemento che maggiormente degrada le
prestazioni essendo questa l’elemento con minor efficienza presente sul velivolo. Quindi al
fine di ridurre al minimo il contributo della fusoliera alla resistenza si prende spunto per il
disegno di queste dai profili alari. Utilizzando questa procedura si è utilizzata la
distribuzione di spessore di un profilo NACA della serie a 4 cifre per tracciare la forma in
pianta della fusoliera. Partendo quindi da un profilo che fosse in grado di contenere i due
occupanti nella regione di spessore massimo, si è potuto procedere alla realizzazione del
raccordo tra il profilo in esame e la forma in piante del cono di coda del V 1/2.
Il raccordo è stato disegnato utilizzando un ellisse con l’asse minore pari allo spessore
massimo del profilo ed una eccentricità e = 0.85 , unita al cono di coda tramite una retta; i
punti così ottenuti sono stati successivamente interpolati per garantire la continuità della
curva che individua la forma in pianta dell’ala (Figura 5-7).
46

Figura 5-7 Disegno della pianta della fusoliera.
Nota la forma in pianta bisogna ora valutare il disegno della sezione della fusoliera
individuata dal piano formato dagli assi di rollio e di imbardata, che per semplicità verrà
chiamata vista laterale della fusoliera. Questa, per gli alianti, è disegnata a partire dalla
distribuzione di spessore di un profilo alare, come per la forma in pianta, ma in questo
caso non si mantiene la simmetria di tale distribuzione; infatti la linea media della fusoliera
viene curvata per poter applicare la distribuzione di spessore causando la minor
perturbazione possibile alle linee di corrente generate dall’ala isolata nel piano in cui giace
la vista laterale (Figura 5-8).
Figura 5-8 Schema costruttivo della vista laterale della fusoliera.
Questa ottimizzazione della forma della fusoliera viene effettuata per le fasi del volo a
velocità più elevata, in quanto è proprio in queste che il contributo della resistenza passiva
è più marcato rispetto a quello della resistenza indotta.
Alla luce di ciò e tenendo presente che sia l’ala che il cono di coda sono i medesimi del
V 1/2, risulta conveniente utilizzare la linea media della fusoliera del V 1/2, mentre la
distribuzione di spessore dovrà essere variata vista la diversa ubicazione degli occupanti e
la maggior statura di questi.
47

La variazione dello spessore è stato ottenuto sommando alla distribuzione di spessore
della fusoliera del V 1/2 una ulteriore distribuzione opportunamente scelta al fine di
garantire la continuità della curva e della sua derivata prima. La distribuzione aggiunta
risulta essere composta da tre funzioni raccordate in due punti mantenendo la continuità
della curva e della derivata prima. Le tre funzioni raccordate sono a partire dal estremo
anteriore della fusoliera:
• una parabola con vertice nel punto di massimo spessore della fusoliera
2
• una funzione del tipo ( )
⎡ π ⎤
y = a( 1−sen ϑ ) con ϑ∈ ⎢
0;
⎣ 2 ⎥
⎦
• una retta parallela all’asse delle ascisse.
Dall’utilizzo di questa distribuzione aggiuntiva di spessore è stato possibile ricavare la
vista laterale della fusoliera mostrata in Figura 5-9.
Figura 5-9 Vista laterale V 1/2 e aliante biposto.
Al fine di poter definire adeguatamente la superficie della fusoliera risulta ora necessario
stabilire la forma delle ordinate che la compongono. Queste risultano essere disegnate
con quattro archi di conica, che presentano tangenti orizzontali nei punti di intersezione
con la curva rappresentante la vista laterale e tangenti verticali nei punti di intersezione
con la curva rappresentante la forma in pianta della fusoliera (Figura 5-10).
Figura 5-10 Disegno di una ordinata della fusoliera.
Avendo ora a disposizione il disegno delle viste e delle singole ordinate della fusoliera è
possibile interpolarle per ottenere la superficie della fusoliera (Figura 5-11).
48

Figura 5-11 Interpolazione della superficie della fusoliera a partire dalle viste e dalle ordinate
A questo si deve ancora aggiungere il tratto di superficie che raccorda l’ala alla fusoliera;
questa parte risulta essere particolarmente critica per gli alianti [18], in quanto in questa
zona è particolarmente facile ottenere delle indesiderate separazioni della vena fluida, le
quali vanno a modificare il campo di moto intorno all’ala causando una perdita di
prestazioni.
Nel caso del velivolo in esame l’ala è posta poco sopra la mezzeria della fusoliera e il
raccordo ala fusoliera è stato solo abbozzato introducendo una lamina sulla quale
sviluppare una adeguata superficie di raccordo per riuscire a garantire delle prestazioni
analoghe a quelle dell’ala isolata nonostante la mancanza del tratto di ala che resta
racchiuso nella fusoliera; quindi per non aumentare eccessivamente l’angolo di incidenza
del profilo in tali zone risulta più vantaggioso ampliare la corda alare mantenendo così
circa costante il prodotto cC L nei due casi descritti. Questa parte del velivolo non è stata
analizzata nello specifico, in quanto questa richiederebbe una analisi progettuale di
dettaglio, che non rientra quindi negli aspetti valutati all’interno di un progetto preliminare.
Figura 5-12 Particolare raccordo ala fusoliera
49

5.3 Disegno dell’abitacolo
L’abitacolo di un velivolo si definisce a partire dalla visione in soggettiva del pilota, quindi
la prima cosa da valutare è il cono di visione centrale; per la direttrice del cono si è scelto
un angolo di 14° rispetto all’orizzontale (Figura 5-4). Dalla scelta del valore di tale angolo è
possibile dimensionare il trasparente, che nel caso del velivolo in esame risulta essere
molto ampio grazie alla collocazione affiancata dei piloti (Figura 5-13).Il trasparente risulta
essere costituito da un unico pezzo, in quanto l’utilizzo di più parti porta ad un aumento
della resistenza totale della fusoliera e alla nascita di molte giunzioni per l’inserimento dei
vari componenti del trasparente che risultano essere possibili sedi per la separazione del
vena fluida che scorre attorno alla fusoliera.
Figura 5-13 Dimensionamento del trasparente.
Avendo individuato l’area occupata dal trasparente è ora possibile disegnare la cabina di
pilotaggio del velivolo; all’interno di questa dovranno trovare posto la strumentazione e i
comandi di volo.
La strumentazione sarà composta dal minor numero possibile di elementi al fine di
contenere i pesi e i costi, quindi all’interno del cruscotto si andranno ad inserire i seguenti
strumenti: altimetro, anemometro, variometro, bussola, orologio ed in aggiunta si è
previsto lo spazio per un variometro di precisione ed un piccolo sistema GPS.
Tutti gli strumenti sono collocati sul cruscotto in posizione centrale, cosicché questi siano
ben leggibili da entrambi gli occupanti permettendo così di evitare inutili ridondanze nella
strumentazione di volo (Figura 5-6).
I comandi di volo al pari degli strumenti dovranno prevedere il minor numero possibile di
ridondanze; quindi salvo i principali comandi di volo, quali: la barra di comando, la
pedaliera, il comando dei diruttori ed il comando dello sgancio del cavo di traino, gli altri
comandi, ovvero quelli dei flap, del carrello d’atterraggio e dei freni, sono posti sul tunnel
compreso tra i due sedili in modo tale che siano accessibili ad entrambi gli occupanti
(Figura 5-14).
Figura 5-14 Cabina di comando del velivolo
50

Avendo definito una possibile configurazione dell’abitacolo risulta ancora più evidente la
miglior comunicazione tra i due piloti, che in velivolo di questo tipo riescono a conversare
più agevolmente e a controllare reciprocamente i propri movimenti; permettendo così un
notevole vantaggio durante i rilevamenti sperimentali sul velivolo, durante la fase di
istruzione dei piloti e durante un tranquillo volo in compagnia.
5.4 Caratteristiche aerodinamiche della fusoliera
I velivoli biposto esistenti risultano essere nella maggior parte degli alianti con una
configurazione biposto in tandem, questo fa si che in letteratura non si trovino metodi
specifici per la valutazione delle caratteristiche aerodinamiche della fusoliera di un velivolo
che presenti una configurazione biposto affiancata. Quindi si è scelto di compiere una
analisi numerica realizzata tramite il programma COMPA, che è stato realizzato all’interno
del dipartimento, e permette di calcolare le caratteristiche aerodinamiche di un intero
velivolo tramite l’implementazione del metodo di Hess. L’utilizzo di un metodo di calcolo di
questo tipo permette di valutare il comportamento di una corrente a potenziale attorno al
corpo in esame; ciò non consente di tenere in considerazione la natura viscosa della
corrente, quindi il programma può essere impiegato all’interno di un intervallo di angoli
d’incidenza limitato e tale da poter garantire una modesta influenza della natura viscosa
del fluido sui valori calcolati. Per valutare l’attendibilità dei risultati ottenuti si sono
comparati i dati riportati in [18] con quelli ottenuti dal programma di calcolo sulle medesime
geometrie analizzate nel testo di riferimento.
5.4.1 Analisi di due fusoliere di un aliante monoposto
Presso l’università di Delft si sono effettuati dei test in galleria del vento su otto diverse
configurazioni di modelli costituiti dalla fusoliera di un aliante monoposto e uno spezzone
di ala [18]; lo scopo di tale analisi è di valutare quale si la combinazione ala fusoliera che
garantisca il minor incremento di resistenza. I modelli utilizzati in questi test sono costituiti
da tre diverse fusoliere sulle quali si è collocato lo spezzone di ala in varie posizioni
(Figura 5-15).
Figura 5-15 Configurazioni dei modelli analizzati nei test.
51

Nel riferimento [18] vengono però riportati i soli risultati per la fusoliera numero 1 in
configurazione numero 2 e per la fusoliera numero 3 in configurazione numero 3 (Figura
5-16).
Figura 5-16 Caratteristiche aerodinamiche dei modelli analizzati
Analizzando i dati sperimentali è possibile osservare come la fusoliera numero 3 sia quella
che presenta il minor incremento di resistenza, ciò giustifica il forte restringimento della
fusoliera del nuovo velivolo al fine di poter riutilizzare il cono di coda del V 1/2.
Al fine di validare il metodo di calcolo si andranno ad implementare le due geometrie di cui
si conoscono i risultati sperimentali sopra riportati. Dalla relazione del lavoro svolto presso
l’università di Delft è stato possibile ricavare le griglie di calcolo dei due modelli da
analizzare (Figura 5-17).
Figura 5-17 Griglia di calcolo per l’analisi con il metodo di Hess.
Dall’utilizzo del programma di calcolo si sono ottenuti i valori del L C e del C M al variare
dell’angolo di incidenza; questi valori sono stati confrontati con i risultati sperimentali
rilevando un analogo andamento dei coefficienti al variare dell’angolo di incidenza, ma con
un valore decisamente più basso; quindi al fine di ottenere dei dati più realistici si è
calcolato l’errore medio percentuale e si è sommato alla distribuzione ottenuta dal
programma di calcolo (Figura 5-18). Questo permette di stabilire un criterio per ottenere
dei dati che presumibilmente ben approssimano i risultati sperimentali; quindi si andranno
a calcolare i coefficienti di momento della fusoliera del velivolo biposto seguendo la
medesima procedura.
52

Figura 5-18 Caratteristiche aerodinamiche della fusoliera sperimentali, calcolate e corrette.
5.4.2 Coefficienti di momento della fusoliera
Con il procedimento di calcolo esposto nel paragrafo 5.4.1 è possibile calcolare i
coefficienti di momento di beccheggio e di imbardata della fusoliera del velivolo biposto,
mentre non si prende in considerazione il coefficiente di portanza, in quanto la fusoliera è
un corpo non progettato al fine di generare portanza.
Il primo passo al fine di valutare i coefficienti sopraccitati è quello di definire la griglia di
calcolo (Figura 5-19). Questa risulta essere composta da quattro blocchi distinti:
• Fusoliera che è stata identificato come un corpo non portane su cui si sono collocati
374 nodi.
• Raccordo ala fusoliera che è stato identificato come corpo portante ed è stato
modellato con due blocchi costituiti da 123 nodi ciascuno.
• Tratto di ala in fusoliera che è modellato in modo tale da permettere una miglior
valutazione delle caratteristiche aerodinamica nella zona di intersezione tra un
corpo non portante (fusoliera) ed un corpo portante (raccordo ala fusoliera).Su tale
corpo si sono collocati 81 nodi.
53

Figura 5-19 Griglia di calcolo della fusoliera.
Utilizzando il programma sulla griglia di calcolo descritta sopra si sono ottenuti i valori dei
coefficienti di momento di beccheggio e di imbardata, che sono successivamente stati
incrementati di circa il 35% , seguendo il medesimo procedimento descritto nel paragrafo
5.4.1; ciò ha portato alla realizzazione delle seguenti curve dei coefficienti di momento di
beccheggio e di imbardata in funzione dell’angolo di incidenza (Figura 5-20). Da queste è
stato anche possibile ricavare le seguenti derivate :
dCM
= 0.611
dα
dCN
=−0.333
dβ
Figura 5-20 Coefficienti di momento di beccheggio e di imbardata della fusoliera.
5.4.3 Coefficiente di resistenza della fusoliera
Il coefficiente di resistenza non può essere calcolato con il programma COMPA in quanto
questo programma utilizza un metodo di calcolo a potenziale e siccome in una corrente di
questo tipo vale il paradosso di D’Alembert si ottiene che il coefficiente di resistenza è
nullo; risulta quindi necessario percorre un'altra via al fine di calcolare il valore di tale
coefficiente.
(5.1)
54

In prima approssimazione, il coefficiente di resistenza della fusoliera di in un aliante è
valutabile tramite il coefficiente di resistenza di una lastra piana semi-infinita ( C D0
) l. p.
immersa in una corrente ad elevato numero di Reynolds. Questa stima che risulta essere
data dalla relazione :
C
D0l.
p.
= 0.005
1
C = C ⋅S
2
D0fus D0l. p. wetfus
(5.2)
dove Swet indica la superficie bagnata della fusoliera.
fus
Questa stima risulta essere una buona approssimazione per una fusoliera immersa in una
corrente ad un angolo di incidenza nullo, mentre al variare dell’angolo di incidenza tale
valore del coefficiente di resistenza risulta essere troppo ottimistico, in quanto il flusso
attorno alla fusoliera presenta delle ampie zone di corrente separata. Quindi al fine di
ottenere una stima più realistica dell’andamento del coefficiente di resistenza si è scelto di
utilizzare l’andamento di tale coefficiente ricavato per la fusoliera numero 3 analizzata nel
paragrafo 5.4.1 traslandolo al fine di mantenere, per α = 0°,
il valore del C D0
calcolato
fus
tramite la (5.2). Si è scelto di utilizzare la curva rilevata per tale fusoliera, in quanto questa
presenta un forte restringimento delle sezioni nella parte di fusoliera subito alle spalle
dell’abitacolo, come avviene per la fusoliera del velivolo biposto in esame.
La fusoliera numero 3 presenta un andamento del coefficiente di resistenza
approssimabile con un polinomio di secondo grado (Figura 5-21), quindi si utilizzerà tale
interpolazione dei dati con intercetta pari a C D0
= 0.02519 per descrivere l’andamento del
fus
coefficiente di resistenza della fusoliera del velivolo biposto (Figura 5-22).
Figura 5-21 Coefficiente di resistenza della fusoliera numero 3 e su interpolazione.
55

Figura 5-22 Stima del coefficiente di resistenza della fusoliera del velivolo biposto
56

6 IMPENNAGGI DI CODA
In questo capitolo si andranno ad analizzare gli impennaggi di coda; questi presentano
una configurazione a T come per la maggior parte degli alianti (Figura 6-1-C). La scelta di
tale configurazione è dettata dalla necessità di avere degli impennaggi molto efficienti, al
fine di poter ridurre le superfici bagnate di questi e dalla necessità di avere una
collocazione di queste in zone dove siano protette da possibili urti durante un atterraggio
fuori campo.
Dunque la scelta ricade quasi obbligatoriamente sulla configurazione a T in quanto:
• una configurazione di tipo convenzionale (Figura 6-1-A) porterebbe ad una
collocazione dell’impennaggio orizzontale troppo vicina al terreno esponendolo
eccessivamente agli urti durante un atterraggio fuori campo
• una configurazione a V (Figura 6-1-D), risulterebbe troppo pericolosa in quanto lo
stallo di tale configurazione rende ingovernabile il velivolo attorno agli assi di
beccheggio ed imbardata, essendo i momenti attorno a tali assi originati dalla
medesime superficie di comando.
• Una configurazione cruciforme (Figura 6-1-B) risulta essere un buon compromesso,
anche se questa configurazione presenta una minor efficienza dell’impennaggio
verticale rispetto a degli impennaggi con configurazione a T.
Figura 6-1 Tipiche configurazioni degli impennaggi di coda.
Alla luce di queste considerazioni si è scelta la configurazione a T per il velivolo in esame
(Figura 6-2); quindi avendo scelto la disposizione degli impennaggi è ora possibile
analizzare separatamente l’impennaggio orizzontale e l’impennaggio verticale.
Figura 6-2 Configurazione degli impennaggi di coda.
58

6.1 Impennaggio orizzontale
L’impennaggio orizzontale di coda è stato studiato specificatamente per questo velivolo in
quanto l’introduzione del sistema di ipersostentazione aumenta considerevolmente il
momento aerodinamico di beccheggio, imponendo così l’utilizzo di una superficie
dell’impennaggio orizzontale di coda maggiore rispetto a quanto avviene per un velivolo
non ipersostentato; quindi per tale ragione non è stato possibile utilizzare il medesimo
impennaggio presente sul velivolo V 1/2, ma si è dovuto valutarne uno che potesse
garantire un rapporto volumetrico pari a Vh = 0.9 con un braccio di leva pari a [ ] 4.11 lh= m .
Per lo sviluppo di tale superficie di coda si è utilizzato il profilo DU 86-137, questo è stato
utilizzato su tutto l’impennaggio che presenta le seguenti caratteristiche geometriche:
• apertura b = 3 [ m]
• allungamento λ h = 5.6
h
• rapporto di rastremazione rr . . h = 0.78
• superficie
2
⎡ ⎤
S = 1.6 ⎣m ⎦ .
h
Al fine di calcolare le caratteristiche aerodinamiche di tale superficie si è utilizzata la
stessa metodologia vista nel capitolo 4; quindi analogamente si andranno ad analizzare: le
caratteristiche del profilo DU 86-137 e quelle della superficie di allungamento finito.
6.1.1 Caratteristiche aerodinamiche del Profilo DU 86-137
Il profilo DU 86-137 è un profilo studiato all’università di Delft da L. M. M. Boermans;
questo profilo specificatamente studiato per gli impennaggi orizzontali è stato derivato dal
profilo FX 71-L-150 (Figura 6-3).
Figura 6-3 Profili DU 86-137 e FX 71-L-150.
Dall’ottimizzazione del profilo Wortmann si è ottenuta una riduzione della resistenza di
forma del profilo dovuta alla scomparsa delle bolle di separazione presenti su questo
profilo. Al fine di valutare le caratteristiche aerodinamiche di tale profilo si è eseguita un
6
analisi ad un numero di Reynolds pari Re = 1.5⋅ 10 con il programma XFOIL; i valori
ottenuti sono stati poi paragonati a quelli del profilo FX 71-L-150 per valutare se tali
59

isultati rispecchiassero i miglioramenti descritti da L. M. M. Boermans in [21], ottenendo
un buon riscontro di tali migliorie (Figura 6-4).
Figura 6-4 Curve Cl −α e Cl − Cd dei profili DU 86-137 e FX 71-L-150.
Il profilo DU 86-137 oltre a presentare una minor resistenza passiva mostra anche una
tazza di laminarità più ampia che permette di ridurre la resistenza dell’impennaggio
all’interno di buona parte degli assetti di volo.
6.1.2 Caratteristiche aerodinamiche dell’impennaggio orizzontale
Avendo valutato le caratteristiche aerodinamiche del profilo è ora possibile valutare quelle
dell’impennaggio completo. Queste sono state valutate con le stesse metodologie usate
per l’ala nel paragrafo 4.1.2 potendo così ricavare le curve Cl −α e Cl − Cd (Figura 6-5), la
corda media aerodinamica cma . . . = 0.54[
m]
, la posizione del centro aerodinamico in
percentuale di corda media aerodinamica x ca . . = 23% ed il coefficiente di momento
h
aerodinamico rispetto al centro aerodinamico C =− 0.0076 .
. .
Mcah
Figura 6-5 Curve Cl −α e Cl − Cd dell’impennaggio orizzontale.
60

Essendo l’impennaggio orizzontale la superficie del velivolo atta a garantire la stabilità
longitudinale e la manovrabilità attorno all’asse di beccheggio, questa risulta essere divisa
in due parti ben distinte:
• lo stabilizzatore, la parte fissa dell’impennaggio orizzontale, che garantisce la
stabilità longitudinale del velivolo.
• l’equilibratore, la parte mobile dell’impennaggio orizzontale, che garantisce la
possibilità di manovrare attorno all’asse di beccheggio.
Nell’impennaggio in esame l’equilibratore si estende per il 35% della corda
dell’impennaggio a partire dal bordo di uscita e ha una deflessione pari a δ h =± 30°;
questi
valori così elevati risultano necessari al fine di poter garantire la stabilità statica
longitudinale a comandi liberi ed il mantenimento dell’escursione del baricentro all’interno
del limite anteriore previsto per tale escursione.
Presumibilmente la dimensione dell’equilibratore potrà essere ridotta, in quanto il
coefficiente di portanza dell’impennaggio orizzontale nelle condizioni più sfavorevoli
possibili, quindi con il baricentro in posizione avanzata e con i flap completamente estesi,
risulta essere compreso tra i valori di C L =− 0.61 e C 0.73
h
L =− , i quali risultano
h
corrispondere alle velocità di stallo e alla velocità di volo massima ammissibile. Essendo la
massima velocità di volo con flap estesi minori della massima velocità di volo ammessa
per il velivolo, il coefficiente di portanza in coda sarà sicuramente inferiore del valore di
C L =− 0.73,
ciò garantisce la fattibilità di generazione di tali valori di portanza negativa
h
poiché il coefficiente di stallo negativo dell’impennaggio orizzontale risulta essere pari a
circa CL ≅− 1,
lasciando così ancora un margine maggiore al 27% permettendo quindi di
h
ipotizzare una possibile riduzione delle dimensioni dell’equilibratore.
6.2 Impennaggio verticale
L’impennaggio verticale è la superficie del velivolo atta a garantire la stabilità
latero-direzionale del velivolo e la manovrabilità attorno all’asse di imbardata. Per il
velivolo in esame si è scelto di mantenere il medesimo impennaggio del V 1/2, quindi la
geometria di questo presenta:
• apertura b = 1.3 [ m]
• allungamento λ v = 1.85
v
• rapporto di rastremazione rr .. v = 0.75
• superficie
2
⎡ ⎤
Sv= 0.91 ⎣m ⎦
• profilo FX 71-L-150
61

Tali dati geometrici fanno si che l’impennaggio presenti un rapporto volumetrico pari a
Vv = 0.53 con un braccio di coda [ ] 4.23 lv= m . Dalla conoscenza di questi dati è ora
possibile valutare le caratteristiche aerodinamiche di questa superficie.
6.2.1 Caratteristiche aerodinamiche del Profilo FX 71-L-150
Il profilo FX 71-L-150 (Figura 6-6) già citato nel paragrafo 6.1.1 è un profilo simmetrico
studiato da F. X. Wortmann come profilo per impennaggi di coda di alianti. La scelta di un
profilo con uno spessore così elevato è dettato da due necessità: la prima è che
l’impennaggio verticale funge da sostegno per lo stabilizzatore, mentre la seconda
dipende dalla necessità che al suo interno devono trovare alloggio le aste di comando
dell’equilibratore e un piccolo serbatoi di acqua da utilizzarsi per il centraggio del velivolo
nel caso in cui si preveda l’utilizzo di una zavorra d’acqua all’interno dell’ala.
Figura 6-6 Profilo FX 71-L-150.
Al fine di calcolare le caratteristiche aerodinamiche del profilo si è utilizzato il programma
6
XFOIL compiendo una analisi ad un numero di Reynolds pari a Re = 1.5⋅ 10 ; ottenendo
così le curve Cl −α e Cl − Cd del profilo FX 71-L-150 (Figura 6-7).
Figura 6-7 Curve Cl −α e Cl − Cd del profilo FX 71-L-150.
6.2.2 Caratteristiche aerodinamiche dell’impennaggio verticale
L’impennaggio verticale di coda è una superficie di basso allungamento 1.85
v
λ = , ciò
comporta una completa inefficacia del metodo della linea portante; però la configurazione
a T degli impennaggi di coda permette di avere un allungamento effettivo della superficie
più elevato in virtù della modificazione della scia di Prandtl dovuta alla presenza
62

dell’impennaggio orizzontale posto alla sommità della superficie in esame, questa
particolarità di tale configurazione a T la rende preferibile alla configurazione cruciforme
degli impennaggi come detto all’inizio del capitolo.
La valutazione di questo aspetto è stata realizzata basandosi sull’analisi effettuata da J.
Rotta e riportata in [6] ed utilizzando i diagrammi tracciati all’interno di questo lavoro, e
riportati in Figura 6-8, è stato possibile ricavare il valore dell’allungamento effettivo
dell’impennaggio.
λv
λ v = = 3.43
(6.1)
eff k
Figura 6-8 Diagrammi per valutare il valore dell’allungamento effettivo.
La conoscenza di questo dato ha permesso di effettuare una prima stima delle
caratteristiche aerodinamiche della superficie in esame. Questa stima è stata effettuata
con il metodo della linea portante nonostante il valore decisamente esiguo
dell’allungamento alare effettivo. Questa analisi ha però permesso di ottenere dei risultati
che si possono ritenere sufficientemente attendibili in questa fase di progetto preliminare,
ma che necessiteranno di un miglior valutazione durante lo sviluppo del progetto.
Con questa analisi si è quindi effettuata la stima delle curve Cl − α e Cl − Cd riportate in
Figura 6-9.
Figura 6-9 Curve Cl − α e Cl − Cd dell’impennaggio verticale.
Essendo l’impennaggio verticale la superficie aerodinamica utilizzata al fine di garantire la
stabilità latero-direzionale e la manovrabilità attorno all’asse di imbardata, questa risulta
essere suddivisa in due parti una mobile ed una fissa dette rispettivamente: deriva e
timone. Dato che l’impennaggio risulta essere il medesimo utilizzato sul V 1/2, le
63

proporzioni tra timone e deriva sono le medesime; quindi il timone si estende per il 45%
della corda a partire dal bordo di uscita dell’impennaggio e presenta una deflessione pari a
ψ =± 30°.
64

7 STIMA DELLE MASSE
Per un velivolo ultraleggero la stima della massa del velivolo è una fase molto importante
del progetto, in quanto la massa massima della macchina è fissato dalla categoria di
appartenenza del velivolo [14]. Al fine di compiere una stima della massa dell’aliante è
necessario stimare le masse delle singole parti che la compongono valutando
attentamente il singolo valore di queste. Oltre alla stime delle masse delle singole
componenti risulta necessario effettuare la stima della posizione del baricentro, in quanto
questa influisce sulla dinamica del volo.
Quindi all’interno di questo capitolo si affronterà la valutazione di tali caratteristiche della
macchina esaminandole separatamente in due distinti paragrafi.
7.1 Stima della massa delle singole componenti del velivolo
Il calcolo della massa complessivo del velivolo richiede una stima delle massa delle
singole parti di questo. Al fine di ottenere tale risultato si è scelto di analizzare
separatamente la massa delle componenti strutturali e di quelle non strutturali; definendo
come strutturali le masse di tutte le componenti del velivolo atte a sopportare le
sollecitazioni a cui è sottoposto il velivolo durante la sua vita operativa e definendo come
non strutturali le parti del velivolo non progettate per assolvere tale compito. Non essendo
disponibili in letteratura delle metodologie specifiche per la valutazione delle masse di un
aliante si è scelto di effettuare una stima di queste a partire dalla stima delle masse del
V 1/2, poiché queste risultano essere note dal riferimento [4] e sono state riportate nella
Tabella 7-1 e nella Tabella 7-2.
Pesi strutturali
Fusoliera 30.87 Kg
Ala 131.37 Kg
Alettone 2 x 4.78 Kg
Winglet 2 x 0.54 Kg
Timone 3.72 Kg
Impennaggio orizzontale 9.10 Kg
Totale 185.70 Kg
Tabella 7-1 Pesi strutturali.
66

Pesi non strutturali
Comando timone 1.41 Kg
Pedaliera 4.18 Kg
Gancio traino 0.90 Kg
Trasparente 8.51 Kg
Cruscotto 10.55 Kg
Ordinata cruscotto 1.66 Kg
Carrello principale retrattile 12.03 Kg
Ruotino di coda 1.66 Kg
Barra di comando 3.28 Kg
Squadrette, tubi, rompitratta 3.56 Kg
Squadrette e rinvii 4.04 Kg
Spine 2.64 Kg
Sedile e varie 17.79 Kg
Trim 0.90 Kg
Comando diruttori 1.90 Kg
Rompitratta ala 0.84 Kg
Diruttore 2 x 5.16 Kg
Comando alettone 2.38 Kg
TOTALE 88.54 Kg
Tabella 7-2 Pesi non strutturali.
Volendo riutilizzare gli stampi del V 1/2 risulta necessario utilizzare la medesima tipologia
costruttiva per la nuova machina e ciò fa si che le masse del velivolo risultino essere
grossomodo proporzionali a quelle del V 1/2. Questo aspetto rende possibile una stima
delle masse strutturali della nuova macchina, le quali risultano essere ottenuta da una
riduzione delle masse strutturali del V 1/2 proporzionale alla riduzione dell’ampiezza
dell’intervallo di fattori di carico a cui risulterà essere assoggetto il nuovo velivolo durante
la sua vita operativa, rispetto all’ampiezza del medesimo intervallo per il V 1/2, la quale
risulta essere definita in [5]. I fattori di carico entro i quali il velivolo dovrà essere in grado
di operare non sono fissati da alcuna normativa per quanto concerne i velivoli ultraleggeri
quindi questi sono stati fissati entro i valori massimi di n = 4 e n =− 2 , come accade per
macchine simili di tale categoria; mentre per il V 1/2 tali valori limite fissati dalla normative
JAR 22 ([5]) risultano essere fissati nei valori di n = 5.3 e n =− 2.65.
Quindi la stima delle
masse strutturali condotta seguendo tale metodo richiede che tali masse per il nuovo
velivolo siano pari al 75% delle masse previste per il velivolo V 1/2, ottenendo così i valori
riportati nella Tabella 7-3.
67

Pesi strutturali
Fusoliera 23.30 Kg
Ala 99.15 Kg
Alettone 2 x 3.61 Kg
Winglet 2 x 0.41 Kg
Timone 2.80 Kg
Impennaggio orizzontale 6.87 Kg
Totale 140.15 Kg
Tabella 7-3 Masse strutturali del velivolo biposto.
Per quanto riguarda le masse non strutturali del velivolo si partirà anche in questo caso
dalle masse del V 1/2, ma queste non potranno essere solamente scalate come la masse
strutturali in quanto queste presentano un peso più elevato rispetto a velivoli di pari
categoria (come evidenziato in [4]) e di conseguenza tali valori saranno da ritenersi ancora
più elevati per un velivolo di categoria ultraleggera come quello in esame. Infatti
considerando che il velivolo in esame è biposto e scalando le masse non strutturali del
V 1/2 considerando che il velivolo è di una diversa categoria si ottiene una valore
complessivo delle masse non strutturali pari a 110 Kg che per una macchina di questo tipo
risulta decisamente eccessivo, in quanto stimando le masse non strutturali di una
macchina analoga, quale il Taurus, si è ottenuto un valore complessivo pari a 71 kg; tale
valore può essere considerato attendibile in quanto la massa strutturale della macchina
risulterebbe essere pari a 148 kg risultando quindi molto simile al valore stimato per il
velivolo in esame. Quindi al fine di ottenere una stima più verosimile si è deciso di
considerare un valore complessivo delle masse non strutturali pari alla media delle due
stime ottenute dalle masse del V 1/2 e dall’analisi del Taurus, si è quindi scelto un valore
pari a 90.5 Kg. Avendo stimato il valore complessivo delle masse non strutturali è possibile
ora effettuare una stima delle singole masse non strutturali basandola sui valori di tali
masse previste per il V 1/2; da questa stima si sono ottenuti i valori riportati nella Tabella
7-4.
68

Pesi non strutturali
Comando Timone 1.05 Kg
Pedaliera 2 x 3.09 Kg
Gancio traino 0.74 Kg
Trasparente 10.49 Kg
Cruscotto 8.66 Kg
Ordinata Cruscotto 2.05 Kg
Carrello principale retrattile 8.89 Kg
Ruotino di coda 1.22 Kg
Barra di comando 2 x 2.02 Kg
Squadrette, tubi, rompitratta 3.95 Kg
Squadrette e rinvio 4.48 Kg
Spine 1.63 Kg
Sedile e Varie 2 x 10.96 Kg
Trim 2 x 0.67 Kg
Comando diruttori 2.11 Kg
Rompitratta ala 0.62 Kg
Diruttore 2 x 4.24 Kg
Comando alettone 2.64 Kg
TOTALE 90.48 Kg
Tabella 7-4 Masse non strutturali del velivolo biposto.
Conoscendo ora i valori delle masse strutturali e non strutturali è possibile valutare la
massa complessiva del velivolo a vuoto in ordine di volo che risulta essere pari a
W vuoto = 230.63 [ Kg]
e da questa si ottengono la massa con un singolo pilota leggero, detta
configurazione di massa minima, e con due piloti pesanti, detta configurazione di massa
massima, le quali risultano essere pari a W min = 290.63 [ Kg]
e W max = 410.63 [ Kg]
; la massa
massima del velivolo risulta quindi essere inferiore di circa 40 kg rispetto a quanto previsto
dalle normative per poter permettere l’utilizzo di zavorra o per una possibile configurazione
motorizzata del velivolo.
Il tipo di valutazione delle masse utilizzato non prende in esame la variazione del numero
di occupanti del velivolo rispetto al V 1/2, questo aumento porta ad un incremento del
momento flettente che l’ala dovrà sopportare; quindi per prendere in considerazione
questo aspetto si è pensato di effettuare una seconde stima della massa strutturale
dell’ala scalando questo valore in modo analogo a quanto descritto poco sopra e
moltiplicando tale valore per il rapporto tra le masse delle due fusoliere comprensive dei
piloti di massa più elevata. Tale stima ha permesso di ottenere una massa strutturale
dell’ala pari a W alastrut
. = 129.71[
Kg]
valore che risulta essere molto prossimo a quello del V
1/2; dunque al fine di valutare l’attendibilità di tale valore si è condotta una analisi storico
statistica su alcuni alianti biposto con certificazione JAR 22, questa analisi ha permesso di
valutare il rapporto tra la massa alare e la massa massima al decollo per tali velivoli
(Tabella 7-5).
69

ALIANTE Anno di produzione W to W ala W ala W to
Twin II acro 1986 600 kg 182 kg 0.30
DG 500 S 1989 750 kg 240 kg 0.32
DG 500 Trainer 1989 615 kg 180 kg 0.29
Janus Ce 1992 700 kg 210 kg 0.30
Duo-Discus 1993 700 kg 200 kg 0.29
D-41 1993 650 kg 192 kg 0.30
ASH 25 1978 750 kg 290 kg 0.39
Nimbus 3D - T 1978 800 kg 305 kg 0.38
B 13 1978 820 kg 340 kg 0.41
Tabella 7-5 Masse massime al decollo e alari per alcuni velivoli biposto certificati con la normativa
JAR 22.
Riportando i valori dei rapporti tra le masse massime al decollo e alari in funzione
dell’anno di produzione del velivolo si è potuta tracciare una retta di regressione
tecnologica che ha permesso di valutare quale dovrebbe essere il valore di tale rapporto
nell’anno in corso; tale valore si attesta a W ala / W to = 0.28 che dunque per un velivolo con
massa massima al decollo pari a W to = 450 [ Kg]
porta ad un valore della massa alare
complessiva pari a W ala = 126 [ Kg]
, che risultano ben allinearsi con la massa alare
complessiva ottenuta dal primo metodo di stima che ha portato ad ottenere un valore pari
a W ala = 121[
Kg]
che rapportati alla massa massima al decollo paria a W to = 410.63 [ Kg]
porta ad ottenere un rapporto pari a W ala / W to = 0.295 , mentre la seconda stima porta ad
un valore della massa alare complessiva paria a W ala = 154 [ Kg]
con una massa massima
al decollo di W to = 443.67 [ Kg]
, che porta ad un rapporto paria a W ala / W to = 0.35.
Questa
analisi mette in evidenza come il momento flettente non di un macchina di questo tipo non
sia particolarmente influenzato da un aggravio della massa complessiva della fusoliera
come avviene per il velivolo in esame nei confronti del V 1/2; alla luce di tali risultati si è
scelto di procedere nel analisi delle caratteristiche del velivolo mantenendo la stima della
massa strutturale dell’ala ottenuta dal primo metodo.
7.2 Stima della posizione del baricentro del velivolo
Avendo stabilito la massa delle singole componenti del velivolo è ora possibile stabilire la
posizione del baricentro del velivolo per le configurazioni di massa a vuoto, minima e
massima. La stima della posizione del baricentro del velivolo è utile poiché questo deve
essere collocato in una posizione tale da generare un momento rispetto al centro
aerodinamico del velivolo parziale, che si contrapponga al momento aerodinamico del
velivolo parziale, in moda tale da poter ridurre le dimensioni dell’impennaggio al fine di
garantire la stabilità longitudinale del velivolo.
Risulta quindi necessario valutare la posizione del centro aerodinamico del velivolo
parziale nelle configurazioni a flap retratti e completamente estesi. Il centro aerodinamico
ed il coefficiente aerodinamico rispetto a tale punto risultano essere dati dalle equazioni
(7.1) e (7.2).
70

xca . . v. p.
xca
. .
C
CL α
= −
∂
∂
∂
∂α
M fus.
( . . . . )
Mca . . M
. . ca . . L c a
v p vp . . c a ala M fus.
ca . .
(7.1)
C = C + C ⋅ x − x + C
(7.2)
Dall’applicazione di tali relazioni si sono potuti ottenere i risultati riportati nella Tabella 7-6.
Flap retratti Flap estesi
x 19% cma . . . x 31% cma . . .
ca . . v. p.
C − 0.223
Mca
. . v. p.
ca . . v. p. Flap
C − 0.737
Mca
. . v. p. Flap
Tabella 7-6 Posizione del centro aerodinamico e coefficiente di momento aerodinamico del velivolo
parziale.
Conoscendo il valore del coefficiente di momento aerodinamico del velivolo parziale è ora
possibile valutare che la posizione ottimale del baricentro si quella che prevede una sua
collocazione più arretrata rispetto al centro aerodinamico in quanto questo permette di
ottenere una riduzione del momento totale poiché il momento aerodinamico è negativo
rispetto ai versi convenzionali riportati in Figura 7-1.
Figura 7-1 Convenzioni di segno dei vettori delle forze e dei momenti per il velivolo parziale
individuati sulla corda media aerodinamica.
Bisogna quindi valutare la posizione del baricentro del velivolo e al fine di ottenere tale
stima si è utilizzato un programma, sviluppato all’interno del dipartimento, che permette di
effettuare tale analisi tramite l’utilizzo di una discretizzazione a elementi finiti del velivolo.
Con tale programma si sono analizzate varie configurazioni di massa e geometria, queste
configurazioni risultano essere date dalla combinazione di tre configurazioni di massa
(massa a vuoto, minima e massima) con quattro tipologie di geometria nelle quali si è
variata la freccia alare da un minino di Λ=− 7.5°ad
un massimo di Λ= 0°.
Per poter utilizzare tale programma è necessario ipotizzare la distribuzione delle masse
strutturali del velivolo per poterle poi discretizzare. Dunque al fine di distribuire le masse
strutturali dell’ala e degli impennaggi di coda e degli alettoni si è scelto di distribuirle
proporzionalmente alla corda locale della superficie e analogamente si è distribuita la
massa strutturale della fusoliera proporzionalmente alla dimensione orizzontale della
sezione di fusoliera in esame; mentre per le masse non strutturali si è scelto l’utilizzo di
masse concentrate per le masse di cui fosse nota la collocazione mentre per quelle masse
non strutturali che risultano essere distribuite si è scelto di distribuire tali masse con la
medesima distribuzione utilizzata per l’elemento strutturale in cui si vanno a collocare.
71

Da queste distribuzioni si è potuta ottenere la discretizzazione (Figura 7-2) del velivolo che
ha permesso di stimare la posizione del baricentro.
Figura 7-2 Discretizzazione del velivolo in configurazione di massa massima e freccia alare pari a
0
Λ= °
Avendo implementato il programma sulle configurazioni di massa e geometria sopraccitate
si sono potute ricavare le posizioni del baricentro in percentuale di corda media
aerodinamica riportate nella Tabella 7-7.
Freccia alare Λ= 0°
Λ=− 2.5°
Λ=− 5°
Λ=− 7.5°
Massa xc.g. xc.g xc.g xc.g
Massa massima 410.63 Kg -15.9 % c.m.a. 10.4 % c.m.a. 27.1 % c.m.a. 43.4 % c.m.a
Massa minima 290.63 Kg 10.7 % c.m.a. 34.7 % c.m.a. 49.1 % c.m.a. 63.2 % c.m.a.
Massa a vuoto 230.63 Kg 34.3 % c.m.a. 56.3 % c.m.a. 68.6 % c.m.a. 80.8 % c.m.a.
Tabella 7-7 Posizione del baricentro per varie configurazioni di massa e geometria.
La conoscenza di tali valori permette ora di valutare la possibilità di mantenere il baricentro
delle configurazioni di massa minima e massima in una posizione più arretrata rispetto al
centro aerodinamico del velivolo valutato nelle due configurazioni di volo a flap retratti e
completamente estesi; da questa analisi si può osservare (Figura 7-3) come tale
condizione risulta verificata solo nella configurazione geometrica con freccia alare pari a
Λ=− 7.5°,
quindi il velivolo in esame dovrà prevedere l’utilizzo di tale angolo di freccia
alare negativo per poter avvalersi di una minor superficie del piano di coda orizzontale.
Figura 7-3 Escursione dei baricentri rispetto alla posizione del centro aerodinamico in percentuale di
corda media aerodinamica.
72

8 STABILITA’ STATICA DEL VELIVOLO
All’interno di questo capitolo si andrà ad analizzare la stabilità statica del velivolo
valutando separatamente la stabilità statica longitudinale e lastabilità statica
latero-direzionale. Questi due problemi di stabilità, che per ipotesi si considerano
disaccoppiati, saranno esaminati in due distinti paragrafi.
8.1 Stabilità statica longitudinale
Un velivolo si definisce stabile longitudinalmente se: perturbando l’angolo di incidenza il
velivolo produce un momento di beccheggio atto a contrastare tale variazione di incidenza;
quindi la condizione di stabilità risulta essere espressa dalla relazione (8.1).
dM
dα
cg . .
< 0
(8.1)
La stabilità statica longitudinale deve essere valutata in due distinte condizioni di volo
ovvero in volo a velocità uniforme e in volo manovrato.
8.1.1 Stabilità statica longitudinale in volo a velocità uniforme
La condizione di stabilità longitudinale del velivolo in volo a velocità uniforme risulta essere
data dal valore negativo della derivata del momento di beccheggio del velivolo; tale
condizione può essere rielaborata al fine di ottenere una forma dalla quale poter stimare il
valore di tale derivata a partire dalla conoscenza delle caratteristiche aerodinamiche delle
varie parti del velivolo e dalla conoscenza della posizione del baricentro. Tale forma della
condizione di stabilità risulta essere espressa nella formula (8.2):
dC F l
( xcg xca)
v. p.
dC F c m a
Mcg . .
h
= . . − . . − < 0
L
1 + . . .
dCLh
Shd dove : F dα
⎛ ε ⎞
= 1
dC ⎜ − ⎟
L S ⎝ dα⎠
dα
All’interno di tale formula i singoli termini sono tutti noti dai capitoli precedenti tranne il
termine dε dα,
il quale indica la variazione dell’angolo di downwash in funzione
dell’angolo di incidenza; tale valore è stato stimato grazie al programma COMPA che ha
permesso di calcolare il campo vettoriale delle velocità in prossimità dell’impennaggi
verticale, tale valore è stato poi comparato con quello ottenuto dal metodo teorico
proposto nel riferimento [24] verificando la bontà dei valori ottenuti dal metodo di calcolo.
Applicando quindi la formula (8.2) alle quattro configurazioni limite di volo, ovvero flap
retratti con baricentro il più possibile avanzato e arretrato e le medesime configurazioni di
massa con flap completamente estesi, si ottengono i valori riportati nella Tabella 8-1.
(8.2)
73

Massa massima
Massa minima
Flap retratti Flap estesi
dCM
cg . .
0.33
dC L
=−
dCM
cg . .
0.46
dC L
=−
dCM
cg . .
0.13
dC =−
dCM
cg . .
0.26
dC =−
L
Tabella 8-1 Derivate di stabilità statica longitudinale a comandi bloccati.
In questa analisi si sono considerati i comandi di volo bloccati in una determinata
posizione, ma al fine di evitare che il pilota durante il volo non sia obbligato ad applicare
continuativamente una forza sui comandi di volo, bisogna garantire la stabilità
longitudinale del velivolo anche a comandi liberi, quindi aggiungendo all’analisi di stabilità
il grado di libertà dovuto alla deflessione dell’equilibratore. L’analisi a comandi liberi risulta
essere espressa dal soddisfacimento della disequazione (8.3):
⎛dCM ⎞ cg . .
fF lh
⎜ ⎟ = ( xcg . . −xca . . ) − < 0
v. p.
⎝ dCL ⎠
1 + fF c. m. a.
cl ..
dove :
⎛
⎜
f = 1−⎜ ⎜
⎜
⎝
dCLh
dδ
dCLh dαh ⋅
dCHh
dα
h
dCHh dδ
⎞
⎟
⎟
b1
= 1−τ
⎟ b2
⎟
⎠
L
(8.3)
Dall’utilizzo di questa formula è stato possibile ottenere valutare i valori delle derivate di
stabilità per le configurazioni limite già analizzate nella valutazione delle stabilità
longitudinale a comandi bloccati. Tale analisi ha permesso di ottenere i valori riportati nella
Tabella 8-2.
Flap retratti Flap estesi
⎛dCM ⎞ cg . .
Massa massima ⎜ ⎟ =−0.21
⎝ dCL
⎠cl
..
⎛dCM ⎞ cg . .
⎜ ⎟ =−0.34
⎝ dCL
⎠cl
..
Massa minima
⎛dCM ⎞ cg . .
⎜ ⎟
⎝ dC ⎠
=−0.01
⎛dCM ⎞ cg . .
⎜ ⎟
⎝ dC ⎠
=−0.14
L cl ..
L cl ..
Tabella 8-2 Derivate di stabilità statica longitudinale a comandi liberi.
I dati ottenuti mostrano come la stabilità sia garantita in tutte le configurazioni esaminate
anche se la derivata di stabilità della configurazione a massa minima e con flap retratti
risulta essere molto prossima a zero; questo valore così esiguo presumibilmente deriva
dalla difficile valutazione del termine f , che esprime l’effetto del grado di libertà legato alla
deflessione dell’equilibratore e che non è stato possibile stimare con esattezza data la
mancanza di dati sperimentali per il profilo con equilibratore deflesso.
L’analisi di stabilità longitudinale del velivolo permette anche di collocare i cosiddetti punti
neutri, che risultano essere le posizioni limite del baricentro oltre le quali il velivolo diventa
staticamente instabile. La valutazione di tali punti risulta dunque utile al fine di stabilire se
l’escursione del baricentro risulti anteriore rispetto a tali punti. I punti neutri risultano
essere dati dalle espressioni (8.4) e (8.5) riportate qui di seguito.
74

F lh
xN = xc.
a.
+ v. p.
1 + Fcma . . .
fF lh
= + .. 1 + fF cma . . .
( xN) xc.
a.
v. p.
cl
Dall’utilizzo di tali espressioni è stato possibile valutare i punti neutri a comandi liberi e
bloccati in percentuale di corda media aerodinamica; tali valori sono stati riportati nella
Tabella 8-3.
Flap retratti Flap estesi
Punto neutro a comandi bloccati x = 77% cma . . . x = 90% cma . . .
Punto neutro a comandi liberi ( x ) 65% cma . . .
..
N
N cl
= ( x ) = 78% cma . . .
..
N
N cl
Tabella 8-3 Punti neutri a comandi liberi e bloccati.
L’escursione del baricentro non è limitata solo dai punti neutri ma è limitata anche dal
cosiddetto limite anteriore ( x cg . . ) ; questo risulta essere il limite oltre il quale la
ma . .
deflessione dell’equilibratore non risulta più in grado di generare un momento di
beccheggio sufficiente ad imporre una variazione di assetto del velivolo. La posizione di
tale limite risulta essere espressa dalla (8.6).
h h Lh
( xcg . . ) = xca . . + − ⋅ CM+ ⋅ ⋅( iala−ih−τδ max )
ma . .
F l 1 ⎡ V ∂C
⎤
Fcma C
⎢
F
⎥
⎣ ⎦
ca . .
1 + . . . L 1+
∂α
stallo
h
Tale limite deve essere calcolato per il velivolo in configurazione con i flap retratti e in
configurazione con flap estesi. quest’ultima configurazione viene usata principalmente
durante le fasi di atterraggio dove risulta necessario raggiungere il massimo coefficiente di
portanza possibile, essendo però in prossimità del suolo la scia di Prandtl del velivolo
risente delle presenza del terreno sottostante; questa perturbazione permette di ottenere
delle prestazioni migliori dalle superfici portanti, che in tali condizioni presentano un
comportamento aerodinamico che durante una normale fase di volo in quota sarebbe
ottenibile solo con superfici portanti di maggior allungamento; questo impone di valutare il
limite anteriore a flap estesi nella condizione di effetto suolo. Utilizzando la formula è stato
possibile ottenere il valore del limite anteriore per il velivolo in configurazione a flap retratti
e in configurazione a flap estesi in condizione di effetto suolo ottenendo i valori riportati
nella Tabella 8-4 ed espressi in percentuale di corda media aerodinamica.
( . . )
Flap retratti
volo in quota
Flap estesi
volo in effetto suolo
x -16.59 % c.m.a. 43.96 % c.m.a.
cg
ma . .
Tabella 8-4 Limiti anteriori a flap retratti e volo in quota ed a flap estesi e volo in effetto suolo.
Conoscendo ora la percentuale di corda aerodinamica effettivamente utilizzabile è ora
possibile diagrammare tali limiti di escursione e l’effettiva escursione del baricentro sopra
(8.4)
(8.5)
(8.6)
75

la corda media aerodinamica. Da questi diagrammi (Figura 8-1 e Figura 8-2) si può
osservare come l’escursione del baricentro risulti all’interno dei limiti calcolati.
Figura 8-1 Escursione del baricentro, punti neutri e limite anteriore per il velivolo in configurazione a
flap retratti.
Figura 8-2 Escursione del baricentro, punti neutri e limite anteriore per il velivolo in configurazione a
flap estesi.
8.1.2 Stabilità statica longitudinale in volo manovrato
La stabilità longitudinale del velivolo non deve essere garantita solo durante un volo a
velocità costante ma anche durante un volo manovrato, ovvero quando il velivolo percorre
traiettorie approssimabili con archi di cerchio e dunque in fasi di volo all’interno delle quali
il velivolo è assoggettato ad un fattore di carico maggiore di quello unitario. Per effettuare
l’analisi di stabilità statica longitudinale in volo manovrato si analizzeranno due distinte
manovre:
• La richiamata stazionaria, durante la quale il velivolo percorre una traiettoria
circolare giacente nel piano perpendicolare all’asse di beccheggio del velivolo.
• La virata corretta, durante la quale il velivolo percorre una traiettoria circolare
giacente in un piano parallelo al suolo.
Durante tali manovre il velivolo è soggetto ad una velocità angolare che agisce attorno
all’asse di beccheggio del velivolo generando una variazione dell’angolo di incidenza
dell’impennaggio verticale producendo così un momento di beccheggio (Figura 8-3). Al
fine di contrastare tale momento di beccheggio e quindi mantenere il velivolo in una
condizione di volo manovrato stazionario bisogna imporre una variazione deflessione
dell’equilibratore tale da annullare l’aumento di angolo di incidenza (8.7).
76

ω l ω l
V τV
y h y h
Δ αh+ τΔ δ = + τΔδ ⇒ Δ δ =− (8.7)
Figura 8-3 Visualizzazione della velocità angola dovuta alle due manovre e generazione della
variazione dell’angolo di incidenza sull’impennaggio orizzontale.
Conoscendo il valore Δ δ e sommandolo al valore della deflessione dell’equilibratore
utilizzata al fine di garantire un dato assetto in volo a velocità uniforme si ottiene la
deflessione dell’equilibratore che permette di garantire la permanenza del velivolo in una
manovra stazionaria di richiamata (8.8) o di virata (8.9).
W
2n
S ⎛dCM ⎞ cg . . glh
δtrim = δ
richiamata CL
= 0 − 2 ⎜ ⎟−
2
ρVCMδ⎝ dCL ⎠ τV
n −
dove :
dCL
V
h h
CMδ
=− τ
dα1+ F
h
( 1)
W
2n
S ⎛dCM ⎞ cg . . glh
⎛ 1 ⎞
δtrim = δ
virata CL
= 0 − 2 ⎜ ⎟− n 2 ⎜ − ⎟
ρVCMδ⎝ dCL ⎠ τV⎝
n⎠
dCL
V
h h
dove : CMδ
=− τ
dα1+ F
h
(8.8)
(8.9)
Risulta quindi necessario valutare se tali valori di deflessione dell’equilibratore risultano
essere stabili rispetto ad un variazione del fattore di carico, in quanto se così non fosse
una variazione positiva di fattore di carico porterebbe all’aumento dell’angolo di
deflessione dell’equilibratore il quale a sua volta farebbe aumentare il fattore di carico,
innescando così un fenomeno di instabilità; quindi al fine di garantire la stabilità risulta utile
garantire che la derivata dell’angolo di deflessione dell’equilibratore rispetto al fattore di
carico sia negativa e che si annulli per posizione del baricentro che risultino essere al di
fuori delle posizioni che questo può assumere. Le espressioni relative a tali caratteristiche
da garantire per la stabilità sono riportate nella (8.10) per quanto concerne la richiamata
stazionaria e nella (8.11) per quanto concerne la virata corretta.
77

⎡ W ⎤
2
⎛dδtrim ⎞ 1 ⎢ S ⎛dCM ⎞ cg . . gl ⎥ h
⎜ ⎟ = 2
dn V
⎢− ⎜ ⎟−
ρC richiamata
MδdCL τ
⎥
⎝ ⎠ ⎢ ⎝ ⎠ ⎥
⎣ ⎦
1 ⎡ ⎛ lh ⎞⎤
xN = x
richiamata
N + r ⎜ + xc. a.
⎟
1 + r
⎢
cma . . .
⎥
⎣ ⎝ ⎠⎦
dove :
gρCMδ r =− ⋅
W
2τ
S
c. m. a.
( )
(8.10)
⎡ W ⎤
2
⎛dδtrim ⎞ 1 ⎢ S ⎛dCM ⎞ cg . . glh⎛
1 ⎞⎥
⎜ ⎟ = 1
2 2
dn virata V
⎢− ⎜ ⎟−
⎜ + ⎟
ρCMδdCL τ n
⎥
⎝ ⎠ ⎢ ⎝ ⎠ ⎝ ⎠⎥
⎣ ⎦
(8.11)
1 ⎡ ⎛ 1 ⎞ ⎛ lh ⎞⎤
xN = x 1 virata
N + r ⋅ x 2
c. a.
1
⎜ + ⎟⋅ ⎜ + ⎟
⎛ ⎞
⎢
n cma . . .
⎥
1+ r 1 ⎣ ⎝ ⎠ ⎝ ⎠⎦
⎜ + 2 ⎟
⎝ n ⎠
dove :
gρCMδ r =− ⋅(
c. m. a.
)
W
2τ
S
Da queste formule è stato possibile verificare che la stabilità statica longitudinale in volo
manovrato è garantita come mostrato dai valori riportati nella Tabella 8-5 e nella Tabella
8-6, dove si espongono per brevità solo i valori più critici che vengono evidenziati nella
Figura 8-4 e nella Figura 8-5.
⎛dδ⎞ ⎜ ⎟
⎝ dn ⎠
[ ]
richiamata V= 80 m s
Flap retratti Flap estesi
-0.016
-0.020
x 102 % c.m.a. 114 % c.m.a.
Nrichiamata
Tabella 8-5 Punto neutro per una manovra di richiamata stazionaria e derivata dell’angolo di
deflessione dell’equilibratore rispetto al fattore di carico per la medesima manovra.
⎛dδ⎞ ⎜ ⎟
⎝ dn ⎠
[ ]
virata V= 80 m s
Flap retratti Flap estesi
-0.022
-0.026
x 103 % c.m.a. 116 % c.m.a.
Nvirata
Tabella 8-6 Punto neutro per una manovra di virata corretta e derivata dell’angolo di deflessione
dell’equilibratore rispetto al fattore di carico per la medesima manovra.
78

Figura 8-4 Escursione del baricentro, punti neutri, punti neutri in manovra e limite anteriore per il
velivolo in configurazione a flap retratti.
Figura 8-5 Escursione del baricentro, punti neutri, punti neutri in manovra e limite anteriore per il
velivolo in configurazione a flap estesi.
8.2 Stabilità statica latero-direzionale
La stabilità statica latero-direzionale sarà suddivisa nell’analisi di stabilità direzionale e
nella analisi di stabilità al rollio; quindi queste due analisi prevedono rispettivamente la
valutazione della stabilità del velivolo attorno all’asse di imbardata e all’asse di rollio.
8.2.1 Stabilità statica direzionale
La stabilità statica direzionale garantisce che il velivolo in presenza di una perturbazione,
causata da una componete di velocità diretta come l’asse di beccheggio, non muti la
propria direzione di volo grazie alla nascita di un momento imbardante, che sia in gradi di
neutralizzare gli effetti imposti da tale perturbazione.
La condizione di stabilità direzionale risulta essere espressa dalla (8.12), dove con N si
indica il momento attorno all’asse di imbardata, con C N si indica il coefficiente di momento
attorno all’asse di imbardata e con β si indica l’angolo compreso tra l’asse di rollio del
velivolo e la direzione della velocità asintotica di volo, come indicato in Figura 8-6.
dN dCN
< 0 ⇒ < 0
(8.12)
dβ dβ
79

Figura 8-6 Velivolo soggetto ad una perturbazione rispetto alla direzione di volo.
Al fine di verificare la condizione di stabilità direzionale (8.12), bisogna valutare l’effetto
che una perturbazione di questo tipo genera sulle parti che compongono il velivolo.
L’impennaggio verticale risulta la componente del velivolo deputata al controllo e alla
stabilità attorno all’asse di imbardata quindi risulta essere la parte del velivolo che
maggiormente contribuisce alla stabilità direzionale; tale contributo risulta essere espresso
dalla (8.13), dove σ risulta essere la variazione dell’angolo di sidewash rispetto all’angolo
di imbardata β .
⎛dCN ⎞ dCL
⎛ dσ
⎞
v
⎜ 1 V
dβ ⎟ =− ⋅
dα ⎜ − ⋅
v dβ
⎟
⎝ ⎠ ⎝ ⎠
v
v
(8.13)
Un altro componete considerevole della condizione di stabilità risulta essere fornito dalla
fusoliera ed è stato stimato tramite l’utilizzo del programma COMPA, mentre i contributi
dell’ala e dell’impennaggio orizzontale di coda risultano essere trascurabili a questo livello
del progetto.
Avendo stimato i contributi delle singole componenti del velivolo alla condizione di stabilità
direzionale risulta ora possibile verificare se tale velivolo garantisca tale caratteristica di
stabilità. Questa risulta essere verificata poiché il contributo dell’impennaggio verticale
stabilizzante risulta essere decisamente prevalente rispetto a quello instabilizzante fornito
dalla fusoliera; tali valori assieme al valore della condizione di stabilità direzionale
dell’intero velivolo risultano essere riportati nella Tabella 8-7.
Impennaggio verticale
⎛dCN ⎞
⎜ =−2.200
dβ
⎟
⎝ ⎠v
Fusoliera
⎛dCN ⎞
⎜
dβ
⎟
⎝ ⎠fus
= 0.014
Ala
⎛dCN ⎞
⎜
dβ
⎟
⎝ ⎠Ala
≅ 0
Impennaggio orizzontale
⎛dCN ⎞
⎜ ≅ 0
dβ
⎟
⎝ ⎠
Velivolo
2.184
dβ =−
Tabella 8-7 Valori della condizione di stabilità per il velivolo e per le singole componenti di questo.
Analogamente a quanto fatto per la stabilità statica longitudinale anche per la stabilità
statica direzionale risulta necessaria l’analisi della stabilità a comandi liberi; per quanto
dCN
h
80

concerne la stabilità direzionale il grado di libertà da aggiungere risulta essere quello
legato alla deflessione del timone indicata con ψ , questo comporta quindi la variazione
del solo termine legato all’impennaggio verticale che risulta essere espresso nella formula
(8.14), lasciando inalterati tutti gli altri termini prima analizzati.
⎛dCN ⎞
⎜
dβ ⎟
⎝ ⎠vcl ..
dCL
⎛ dσ
⎞
v =− ⋅ 1 Vvf
dα ⎜ −
v dβ
⎟⋅⋅
⎝ ⎠
dove :
⎛
⎜
f = 1−⎜ ⎜
⎜
⎝
dCLv
dψ
dCLv dαv ⋅
dCHv
dα
v
dCHv dψ
⎞
⎟
⎟
b
= 1−τ
⎟ b
⎟
⎠
Conoscendo ora come varia il termine legato all’impennaggio verticale di coda a seguito
dell’introduzione del grado di libertà legato alla deflessione del timone risulta possibile
effettuare la valutazione della stabilità statica a comandi liberi i cui risultai sono riportati
nella Tabella 8-8.
Impennaggio verticale
⎛dCN ⎞
⎜
dβ
⎟
⎝ ⎠vcl
..
=−1.725
Fusoliera
⎛dCN ⎞
⎜
dβ
⎟
⎝ ⎠fus
= 0.014
Ala
⎛dCN ⎞
⎜
dβ
⎟
⎝ ⎠Ala
≅ 0
Impennaggio orizzontale
⎛dCN ⎞
⎜ ≅ 0
dβ
⎟
⎝ ⎠h
Velivolo
⎛dCN ⎞
⎜
dβ
⎟
⎝ ⎠
=−1.711
Tabella 8-8 Valori della condizione di stabilità a comandi liberi per il velivolo e per le singole
componenti di questo.
8.2.2 Stabilità statica del velivolo rispetto all’asse di rollio
cl ..
1
2
(8.14)
La stabilità statica del velivolo rispetto a perturbazione atte a generare momenti attorno
all’asse di rollio risulta essere frutto garantita dall’effetto che tali perturbazioni provocano
sull’ala sulla fusoliera e sull’impennaggio verticale. L’analisi di tali contributi è stata
suddivisa in due parti riguardanti rispettivamente il complesso ala-fusoliera e
l’impennaggio verticale di coda.
Il contributo del complesso ala-fusoliera risulta esser generato dall’angolo di diedro alare
( Γ ) e dall’interferenza prodotta dalla fusoliera sul flusso d’aria che investe l’ala. Il
momento stabilizzante dovuto all’angolo di diedro dell’ala risulta essere prodotto dalla
differenza di portanza che si istaura sulle due singole semiali; tale differenza di portanza
dipende dalla composizione della velocità sull’ala assoggettata ad un angolo di rollio ϕ ed
81

un angolo di imbardata β , dove la presenza dell’angolo di diedro impone una differenza
dell’angolo di incidenza tra le due semiali come si può verificare dalla Figura 8-7.
Figura 8-7 Variazione di portanza dovuta alla presenza dell’angolo di diedro.
Il momento di rollio dovuto all’angolo di diedro dipende dunque dalla componete della
velocità di volo diretta parallelamente all’asse di beccheggio del velivolo, questo impone
che il momento di rollio sia influenzato dalla presenza di un angolo di freccia alare. Tale
dipendenza dall’angolo di freccia impone una riduzione del momento di rollio a fronte di un
angolo di freccia negativo, in quanto questo angolo prevede una variazione delle
componenti di velocità parallele al bordo d’attacco dell’ala (Figura 8-8); quindi in presenza
di un angolo di freccia negativo risulta conveniente aumentare l’angolo di diedro alare, che
nel caso del velivolo in esame risulta essere pari a Γ= 3.5°.
Figura 8-8 Effetto della freccia alare sulle componenti della velocità asintotica di volo.
Il momento di rollio generato dall’ala risulta però influenzato dalla presenza della fusoliera,
la quale perturba il flusso che investe l’ala, modificando così il campo delle velocità attorno
ad esse, variando di conseguenza il momento di rollio generato dall’ala; la fusoliera
genererà oltretutto una ulteriore variazione del momento di rollio dovuto alla nascita di un
momento attorno a tale asse generato dalla fusoliera stessa. Quindi al fine di valutare il
contributo dell’ala e della fusoliera al stabilità statica rispetto a tale asse si è valutata la
variazione del coefficiente di momento di rollio rispetto all’angolo di imbardata del velivolo
parziale tramite l’utilizzo del programma COMPA; tale analisi ha permesso di ottenere una
stima della derivata di stabilità statica rispetto all’asse di rollio che risulta essere riportata
nella Tabella 8-9.
82

Complesso ala-fusoliera
⎛dCR ⎞
⎜
dβ
⎟
⎝ ⎠
vp . .
=−0.087
Tabella 8-9 Derivata di stabilità statica rispetto all’asse di rollio del complesso ala-fusoliera.
Il contributo offerto dall’impennaggio verticale di coda risulta essere invece generato dal
momento fornito dalla portanza di tale superficie, la quale presenta un punto di
applicazione collocato più in alto dell’asse di rollio del velivolo (Figura 8-9); questo
permette di valutare la derivata di stabilità statica rispetto all’asse di rollio 3 per tale
impennaggio che risulta essere data dalla (8.15) e il cui valore per il velivolo in esame è
riportato nella Tabella 8-10.
Figura 8-9 Punto di applicazione della portanza dell’impennaggio verticale rispetto all’asse di rollio
⎛dC ⎞ dCL
⎛ dσ ⎞ S z
v
⎜ 1
dβ ⎟ =− ⋅
dα ⎜ − ⋅
v dβ ⎟
⎝ ⎠ ⎝ ⎠ Sb
R v v
v
⎛dCR ⎞
Impennaggio verticale ⎜ =−0.010
dβ
⎟
⎝ ⎠
v
(8.15)
Tabella 8-10 derivata di stabilità statica rispetto all’asse di rollio dell’impennaggio verticale di coda.
Conoscendo i contributi dati dal complesso ala-fusoliera ed dall’impennaggio verticale di
coda risulta ora possibile stimare il valore della derivata di stabilità per l’intero velivolo,
questa risulta essere data dalla somma dei due contributi precedentemente stimati; quindi
la stima della derivata di stabilità statica rispetto all’asse di rollio del velivolo risulta essere
riportata nella Tabella 8-11.
3 A rigore si dovrebbe utilizzare l‘asse principale di inerzia del velivolo, ma in mancanza di una stima
attendibile di questo si è utilizzato come riferimento l’asse di rollio ipotizzando che questo risulti essere
abbastanza vicino all’asse principale di inerzia del velivolo.
83

Complesso ala-fusoliera
⎛dCR ⎞
⎜ 0.087
dβ
⎟ =−
⎝ ⎠vp
. .
Impennaggio verticale
⎛dCR ⎞
⎜ =−0.010
dβ
⎟
⎝ ⎠
Velivolo
dCR
v
0.097
dβ =−
Tabella 8-11 Derivate di stabilità statica rispetto all’asse di rollio del velivolo e delle singole
componenti.
84

9 PRESTAZIONI DEL VELIVOLO
In questo capitolo si andranno a stimare le prestazioni che il velivolo è in grado di offrire;
tali prestazioni saranno esaminate tramite la valutazione delle curve polari descritte nel
capitolo 1 e dell’inviluppo di volo, questi diagrammi saranno esaminati nei paragrafi
successivi.
9.1 Polare CL-CD del velivolo
La curva polare CL − CD
del velivolo è un importante indicatore delle prestazioni del
velivolo, in quanto permette di valutare il rapporto esistente tra il coefficiente di portanza e
resistenza del velivolo per ogni possibile assetto di volo rettilineo; quindi risulta facilmente
individuabile il valore della massima efficienza fornita dal velivolo, che risulta essere
individuata dal punto di tangenza tra la polare e una retta con intercetta nell’origine degli
assi.
Questa curva risulta essere ottenuta dalla somma delle curve polari CL − CD
dei singoli
elementi che compongono il velivolo e valutando l’efficienza massima della curva ottenuta
si è riscontrato un valore pari a E max = 36.59 per il velivolo privo di winglets mentre
utilizzando tali appendici aerodinamiche si ottiene un valore pari a E max = 37.62 con un
miglioramento della massima efficienza pari al 2.82 %, risulta quindi utile utilizzare le
winglets al fine di incrementare le prestazioni della macchina. Quindi la cura polare
C − C del velivolo con winglets risulta essere quella riportata in Figura 9-1.
L D
Figura 9-1 Polare CL − CD
del velivolo con winglets.
86

9.2 Polare in velocità del velivolo
Un’altra importante curva per definire le prestazioni del velivolo risulta essere la polare in
velocità del velivolo, la quale permette di valutare il rapporto tra la velocità orizzontale di
volo con quella verticale di discesa; quindi dall’analisi di questa curva è possibile valutare
la velocità di volo orizzontale alla quale si ottiene la massima efficienza del velivolo e la
velocità orizzontale di volo a cui si ottiene la velocità di minima discesa.
Essendo un aliante velivolo privo di motore l’equilibrio delle forze lungo la direzione della
velocità di volo risulta essere garantita dalla componente di forza peso allineata con tale
direzione, risulta quindi utile valutare la polare in velocità per le configurazioni di massa
minima e massima del velivolo. Tale analisi ha permesso di ottenere le curve polari
riportate in Figura 9-2.
Figura 9-2 Polare in velocità del velivolo per il carico alare massimo e minimo.
Conoscendo la curva polare è possibile individuare le velocità di volo di massima
efficienza e di minima discesa per le due configurazioni di massa, queste velocità risultano
essere riassunte nella Tabella 9-1. Dalla conoscenza delle velocità di minima discesa è
stato possibile anche valutare il miglioramento delle prestazioni introdotte dalle wingelts
nelle condizioni di volo alla velocità di discesa minima ottenendo una riduzione della
velocità di discesa minima pari al 4 %.
Carico alare massimo Carico alare minimo
V 27.93 m s ; V 0.742 m s V = 23.50 m s ; V = 0.625 m s
V Emax
x = [ ] z = [ ] x [ ] z [ ]
V V = 23.95 [ m s] ; V = 0.689 [ m s]
V = 20.15 [ m s] ; V = 0.580 [ m s]
Vzmin
x z
x z
Tabella 9-1 Valori delle velocità orizzontali e verticali di volo per le condizioni di volo alla massima
efficienza e alla minima velocità di discesa.
Risulta utile valutare anche la polare in velocità del velivolo considerando la deflessione
dell’equilibratore utilizzato al fine di garantire l’equilibrio longitudinale di volo del velivolo
per i vari assetti utilizzati. Questa analisi è stata effettuata sul solo tratto lineare della curva
CL − α ottenendo così le curve polari in velocità per il velivolo trimmato riportate in Figura
9-3.
87

Figura 9-3 Polare in velocità del velivolo trimmato per il carico alare minimo e massimo.
Analizzando le curve così ottenute si può notare come la variazione dell’angolo di
deflessione dell’equilibratore vari la resistenza complessiva del velivolo e di conseguenza
le sue prestazioni. Calcolando quindi la massima efficienza del velivolo si può osservare
come questa sia variata rispetto a quanto valutato per il velivolo privo della deflessione
dell’equilibratore, infatti il valore della massima efficienza risulta essere pari a
E ⎛W⎞ = 37.54 e E ⎛W⎞ = 37.53 . Oltre al valore di massima efficienza risulta essere
max
⎜ ⎟
⎝ S ⎠max
max
⎜ ⎟
⎝ S ⎠min
variata anche la velocità di minima discesa che però in questo caso risulta essere
migliorata rispetto a quella precedentemente valutata, come mostrato nella Tabella 9-2.
Vzmin
Carico alare massimo Carico alare minimo
V V = 23.95 [ m s] ; V = 0.689 [ m s]
V = 20.15 [ m s] ; V = 0.580 [ m s]
( V ) z
min
trim
x z
x z
V Vx = 24.21 [ m s] ; Vz = 0.682 [ m s]
Vx = 20.37 [ m s] ; Vz = 0.576 [ m s]
Tabella 9-2 Valori delle velocità di discesa minima per il velivolo trimmato e non trimmato in
configurazione di massa minima e massima.
Quindi a fronte di una perdita di efficienza massima pari al 0.25 % si è ottenuto un
miglioramento della minima velocità di discesa pari al 0.85 %, quindi complessivamente si
possono ritenere invariate le prestazioni del velivolo.
9.3 Polare in virata del velivolo
La polare in virata del velivolo indica la velocità minima di discesa in virata con cui il
velivolo è in grado di percorrere un virata corretta di un dato raggio r come già descritto
nel paragrafo 1.1. Dalla utilizzo delle relazioni (1.7) è stato possibile ottenere la curva
polare in virata riportata in Figura 9-4.
88

Figura 9-4 Polare in virata del velivolo.
Tale curva è stata calcolata per virate corrette che prevedono un angolo di rollio compreso
tra ϕ = 10°
e ϕ = 75°
in quanto avendo scelto un fattore di carico massimo pari a n = 4 il
massimo angolo di rollio ammissibile risulta essere pari a ϕ = 75.52°.
Analizzando i valori
ottenuti da tale curva è possibile valutare se tali velocità di discesa permettono di sfruttare
al meglio le velocità ascensionali presenti nelle correnti di natura termica; utilizzando le
velocità proposte nel modello di termica di Horstmann (paragrafo 1.3.1) per un raggio di
virata pari a r = 60 [ m]
si può notare come la più bassa di queste è la velocità
ascensionale fornita dalle termiche di tipo A 1 e B 1 che risulta essere pari a
Vt = V 1.75 [ ]
A1 t = m s . Tale valore di velocità ascensionale risulta esser nettamente
B1
superiore in modulo rispetto alle velocità di discesa previste per il velivolo che risultano
essere pari a Vzc = 1.441
[ ] [ m s]
per il carico alare massimo ed a V r= 60 m
zc = 0.685
[ ] [ m s]
r= 60 m
per il carico alare minimo; quindi il velivolo risulta essere in grado di sfruttare anche
correnti ascensionali di natura estremamente debole garantendo così delle buone
prestazioni del velivolo.
9.4 Inviluppo di volo del velivolo
L’inviluppo di volo di un velivolo definisce i fattori di carico di contingenza e le velocità
entro cui la macchina deve poter eseguire manovre con carichi di natura simmetrica in
sicurezza. Per velivoli di categoria ultralleggera non esiste una normativa che definisca i
limiti dell’inviluppo di volo, quindi questi sono stati fissati analizzando i limiti imposti sui
velivoli già presenti sul mercato ed i carichi da raffica. I fattori di carico massimo positivo e
negativo sono stati fissati rispettivamente in n = 4 e n =− 2 , come già esposto nel capitolo
7, mentre le velocità di volo sono state fissate tramite l’utilizzo di quanto imposto dal
riferimento [14] e dai limiti imposti dai carichi di raffica, i quali sono stati stimata utilizzando
il metodo descritto nel riferimento [5]. Con l’utilizzo di tali criteri è stato possibile disegnare
gli inviluppi di volo per il velivolo in configurazione di massa massima e minima riportati
nella Figura 9-5 e nella Figura 9-6.
89

Figura 9-5 Inviluppo di volo per il velivolo in configurazione di massa massima.
Figura 9-6 Inviluppo di volo per il velivolo in configurazione di massa minima.
Dagli inviluppi di volo per le due configurazioni è stato possibile ricavare le velocità
caratteristiche della macchina per le configurazioni di massa valutate, queste sono state
riportate nella Tabella 9-3.
90

Configurazione di massa
massima
Velocità di stallo con flap estesi Vst flap 60 [ Km h]
Velocità di stallo con flap retratti Vst 73.4 [ Km h]
Velocità di manovra Vman 146.8 [ Km h]
Velocità di manovra con raffiche
di tempo perturbato
Vman U 15 m s 127.12 Km h
Velocità massima consentita V 254.2 [ Km h]
Configurazione di massa
minima
V = 50.5 Km h
= st flap [ ]
= Vst = 61.77 [ Km h]
= Vman = 123.5 [ Km h]
( ) = [
=
] [ ] ( V ) [
= 90.09
] [ Km h]
max
man U= 15 m s
= V = 196 [ Km h]
Tabella 9-3 Velocità caratteristiche del velivolo in configurazione di massa minima e massima.
Dalla analisi dei valori della tabella si può notare come il valore della velocità di stallo
imposta dal riferimento [14] sia rispettata solo tramite l’utilizzo dei flap per quanto riguarda
la configurazione di massa massima, mentre risulta rispettata a prescindere dall’utilizzo di
flap per la configurazione di massa minima. La velocità massima di volo per le due
configurazioni risulta essere estremamente differente per le due configurazioni di massa,
ma è possibile ipotizzare che la velocità massima di volo per la configurazione di massa
minima possa essere aumentata; in quanto il fattore di carico massimo valutato per la
massa minima si riferisce al peso del velivolo in tale configurazione, quindi la struttura del
velivolo risulta essere in grado di sopportare carichi più elevati, in quanto dimensionata sui
quelli ottenuti con l’inviluppo di volo del velivolo in configurazione di massa massima.
Quindi la struttura è in grado di sopportare carichi più elevati e di conseguenza risulta
possibile pensare di aumentare la velocità massima di volo per la configurazione di massa
minima a seguito di una accurata analisi strutturale, in quanto la distribuzione di carico che
si ottiene con un aumento della velocità massima di volo, per la configurazione di massa
minima, è diversa dalla distribuzione di carico che si ottiene per la configurazione di massa
massima alla velocità di volo massima ammessa.
max
91

10 TRITTICO DEL VELIVOLO
In questo capitolo si andranno ad esporre il trittico e una proiezione prospettica del velivolo
al fine di presentare una visione di assieme di tale macchina, che sino ad ora è stata
analizzata componente per componente.
L’aliante esaminato all’interno del lavoro presenta li seguenti dimensioni complessive:
• Apertura alare b= 16 [ m]
• Lunghezza l = 6.6 [ m]
• Altezza h= 1.92 [ m]
Il trittico del velivolo risulta essere riportato in Figura 10-1.
Figura 10-1 Trittico del velivolo.
Per avere una più completa visione di assieme del velivolo si riporta in Figura 10-2 una
visone prospettica del velivolo.
93

Figura 10-2 Visione in proiezione prospettica del velivolo.
94

CONCLUSIONI E POSSIBILI SVILUPPI FUTURI
Il presente lavoro ha permesso di verificare la possibilità di realizzare un aliante
appartenente alla categoria degli ultraleggeri grazie all’utilizzo degli stampi del velivolo
V 1/2 in possesso del Centro di Volo a Vela. La macchina che si è progettato risponde alle
specifiche richieste per tale velivolo ovvero:
• Velivolo di categoria ultraleggera
• Disposizione dei piloti affiancata e non in tandem
• Utilizzo di materiale già in possesso del centro di volo a vela
• Prestazioni adeguate a quanto richiesto dal mercato
Queste specifiche risultano essere rispettate in quanto l’aliante proposto presenta un
massa massima al decollo inferiore di circa 40 Kg rispetto a quanto richiesto per velivoli
ultraleggeri, una velocità di stallo inferiore a 65 Km/h ottenuta grazie all’introduzione di un
sistema di ipersostentazione, i piloti sono stati disposti in posizione affiancata, si sono
potuti riutilizzare gli stampi delle due semiali e la parte di stampo delle fusoliera
corrispondente al cono di coda ed all’impennaggio verticale e si sono potute stimare delle
prestazioni del velivolo che presentano un valore delle massima efficienza pari a circa
37.5, valore questo che risulta essere adeguato rispetto a quelli dei velivoli attualmente sul
mercato.
Il velivolo proposto all’interno di questo lavoro dovrà però essere sede di ulteriori analisi
più approfondite al fine di poter ottimizzare alcuni aspetti per poter migliorare nel suo
complesso tale macchina prima di passare alla realizzazione di primo prototipo volante.
Una di queste analisi come già detto nel paragrafo 4.2.1 è già in via di sviluppo e verte
sulla sperimentazione ed ottimizzazione a seguito di prove in galleria del vento del profilo
ipersostentato. Oltre a questo sviluppo già in corso, il presente lavoro propone molti altri
spunti per possibili lavori futuri come una sperimentazione in galleria di un modello di
fusoliera per produrre una stima delle caratteristiche aerodinamiche e la loro
ottimizzazione, focalizzando l’attenzione principalmente sull’analisi e l’ottimizzazione dei
flussi attorno al raccordo ala-fusoliera.
Una ulteriore ampia varietà di lavori può essere compiuta in ambito strutturale dove risulta
possibile un primo dimensionamento strutturale delle macchina con una conseguente più
accurata analisi delle masse e del posizionamento del baricentro del velivolo permettendo
così anche miglior valutazione della meccanica del volo; sempre in ambito strutturale
saranno necessarie delle analisi di tipo aeroelastico.
Un ultimo spunto di analisi che si può trarre dal presente lavoro è la possibile
motorizzazione del velivolo che risulta possibile dato lo scarto presente tra la massa
massima al decollo del velivolo e quella richiesta dalla categoria di appartenenza.
In conclusione questo lavoro presenta un progetto preliminare di velivolo che si attiene alle
specifiche richieste, ma che in quanto progetto preliminare fornisce delle stime delle
prestazioni di una macchina di tale tipologia che dovranno essere successivamente
validate ed incrementate durante lo sviluppo del progetto di tale velivolo.
96

Appendice A
In questa appendice si vuole fornire un breve richiamo all’attuale stato delle
normative italiane relativamente ai velivoli ultraleggeri.
Nel nostro paese non esiste una vera e propria normativa per questa categoria di
velivoli, ma ci si riferisce a delle leggi statali che impongono il tipo di impiego di tali
macchine, che risulta essere ridotto al volo al volo al di fuori dei centri abitati e con
una quota massima operativa inferiore ai 300 m nei giorni festivi ed ai 150 m nei
giorni feriali; le altre limitazioni imposte da tali leggi risultano essere legate
all’idoneità psico-fisiche necessarie al conseguimento dell’attestato di volo per tali
velivoli e le caratteristiche che un velivolo di tale categoria deve presentare; queste
si limitano ad identificare la massa massima al decollo e la velocità di stallo in
assenza di una forza di trazione. La rispondenza del velivolo a tali limiti di legge
deve essere autocertificato dal produttore del velivolo non esistendo un ente
certificatore per tali macchine.
Dunque in Italia non esistono delle norme di riferimento sulle quali basare la
progettazione di un velivolo, mentre negli altri stati europei e non si sono sviluppate
delle normative statali che permettono un maggior controllo dei limiti di sicurezza di
tali macchine; al fine di poter realizzare anche in Italia una vera e propria normativa
per tali macchine si era effettuato una riunione presso il Politecnico di Milano al fine
di poter trovare un possibile punto di incontro tra leggi che regolano la categoria dei
velivoli ultraleggeri e la normative E.N.A.C. per i velivoli elementari [25]; ad oggi
però tale tavola rotonda non ha portato alcun apporto alle leggi sopraccitate e non
esistendo ancora una normativa europea per tali macchine si continua a far
riferimento alle leggi statali lasciando alla completa discrezione del progettista la
valutazione dei margini di sicurezza con cui la macchina viene costruita.
98

Appendice B
In questa appendice si vuole riportare la valutazione delle prestazioni del velivolo
V 1/2 eseguita con la medesima metodologia descritta all’interno del presente
lavoro fornendo anche un paragone tra le caratteristiche calcolate e quelle rilevate
in volo [10]. Questa valutazione delle prestazioni è stata compiuta valutando la
2
polare in velocità del velivolo con una carico alare pari a W S = 378.6 ⎡⎣N m ⎤⎦
(Figura B-1); questa analisi ha permesso di verificare come il metodo analizzato
permetta di stimare con uno scarto minimo la massima efficienza del velivolo e il
tratto di polare nel suo intorno, mentre si riscontra uno scostamento tra la curva
sperimentale e quella calcolata nel tratto a basse velocità dove il fenomeni in
esame diventano non lineari e nel tratto ad elevata velocità dove la resistenza
passiva risulta predominate e di conseguenza le stime effettuate risultano essere
attendibili solo nell’ambito di un progetto preliminare, oltre a ciò bisogna tener
presente che la polare calcolata è stata valutata per il velivolo non trimmato e di
conseguenza nel tratto ad elevata velocità non si prende in considerazione il
contributo alla resistenza passiva dovuto alla deflessione dell’equilibratore ed in
aggiunta la polare sperimentale potrebbe essere stata valutata utilizzando di sistemi
che forzano la transizione dello strato limite in determinati punti dell’ala
permettendo un miglioramento delle prestazioni del velivolo alle basse velocità di
volo.
Figura B-1 Polare in velocità sperimentale e calcolata del velivolo V 1/2.
100

101

Appendice C
In questa appendice si andrà ad illustrare brevemente il metodo utilizzato al fine di
ottenere il coefficiente di momento rispetto ala centro aerodinamico dell’ala e la
collocazione di tale punto. La metodologia usata si basa sul metodo della linea
portante e permette di valutare le caratteristiche sopraccitate per ali che presentano
le seguenti caratteristiche:
• linea congiungente i centri aerodinamici dei singoli profili rettilinea
• ala diritta o con moderato angolo di freccia
• svergolamento lineare dei profili in apertura
• più tipologie di profili in apertura
• rastremazione della corda alare in apertura
L’ala del velivolo esaminato all’interno del presente lavoro presenta tutte le
caratteristiche sopraccitate.
Il metodo utilizzato prevede la divisione della portanza alare in due contributi detti
distribuzione di portanza di base ed addizionale; il primo tipo di distribuzione risulta
essere riferito alla distribuzione di portanza ottenuta grazie all’angolo di incidenza
locale ottenuto grazie allo svergolamento alare nella condizione di portanza
complessiva dell’ala nulla, mentre la distribuzione di portanza addizionale dipende
direttamente dall’angolo di incidenza a cui l’ala è assoggettata (Figura C-1).
Figura C-1 Distribuzioni di portanza complessiva, addizionale e di base per una semiala.
La distribuzione di portanza addizionale ammette una forza risultante, quindi è
possibile individuare il punto di applicazione di tale forza; questo punto risulta
appartenere al piano di simmetria dell’ala in quanto tale distribuzione di portanza è
di tipo simmetrico e risulta coincidere con il centro aerodinamico dell’ala.
Al fine di calcolare il centro aerodinamico dell’ala e il coefficiente di momento
rispetto a tale punto risulta necessario definire un sistema di riferimento; questo ha
origine nel centro aerodinamico della profilo in mezzeria alare e prevede un asse x
diretto parallelamente alle corde alari e con verso positivo diretto dal bordo di
102

attacco al bordo di uscita del profilo alare, mentre l’asse y risulta essere diretto
perpendicolarmente al piano di simmetria alare e con verso positivo diretto da
sinistra a destra osservando l’ala dal dorso.
Essendo la risultante della distribuzione di portanza addizionale pari alla forza di
portanza generata dall’ala risulta dunque possibile valutare la posizione del centro
aerodinamico dell’ala che risulta essere dato dalla relazione seguente:
x
ca . .
b
2
2b
C 2 L cxdy
b 0 add . S ∫
= ⋅
S C
Conoscendo il centro aerodinamico dell’ala è ora possibile traslare l’origine del
sistema di riferimento in tale punto, potendo così valutare il coefficiente di momento
dell’ala rispetto al centro aerodinamico come somma del coefficiente di momento
risultante dal contributo dei coefficienti di momento rispetto ai centri aerodinamici
C e del coefficiente di momento dovuto alla distribuzione
dei singoli profili alari ( M )
di base di portanza ( M )
seguenti relazioni:
L b
s
L
C . Tali coefficienti risultano essere valutabili tramite le
2b
CMs b
2 2
= C 2 M c dy
0 c. a.
S ∫
CMLb b
2b
2 = C 2 ∫ L cxdy
0 b
S
Al fine di valutare il valore di tali coefficienti e del centro aerodinamico si introduce
uno sviluppo in serie di seni in quanto le distribuzioni di portanza in esame sono
simmetriche; tale sviluppo in serie risulta essere espresso dalla seguente
espressione:
∞
g ϑ = ∑ Anen nϑ
( ) s ( )
n=
1,3,5,...
Lo sviluppo in serie introdotto risulta essere valutato in alcune sezioni della
semiala, data la simmetria delle funzioni introdotte nello sviluppo, ed individuate
tramite la relazione:
b
y = cos(
ϑ)
2
Nota tale relazione risulta possibile calcolare i coefficienti della serie numerica
utilizzata dalla valutazione dell’angolo di incidenza in alcune sezioni alari grazie
all’utilizzo delle seguenti relazioni :
103

( ϑ)
L n
c n=
1,3,5,...
−1
⎛∂CL⎞ αA = αi + CL⋅
⎜ ⎟
⎝ ∂α
⎠
= αAS+ ε cos(
ϑ)
∞ nAn sen( nϑ
)
αi
= ∑
n=
1,3,5,... sen( ϑ)
C =
4b
⋅
∞
A sen n
∑
( ϑ)
Da queste ultime relazioni troncando lo sviluppo in serie ad un determinato numero
di termini e considerando un analogo numero di sezioni è possibile ricavare il valore
dei coefficienti dello sviluppo in serie risolvendo il sistema lineare ricavato dalle
precedenti relazioni e di cui se ne riporta un esempio con sviluppo in serie troncato
al terzo e termine a valutato in tre sezioni della semiala dette r, s, t .
−1 −1 −1
⎡ ⎛ 1 4b ∂C ⎞ ⎛ 3 4b ∂C ⎞ ⎛ 5 4b
∂C
⎞⎤
L L L
⎢sen ( ϑ) ⋅
( ) ( ) ( ) ( )
( ) ( ) ( ) ( 5 )
r ⎜ + ⋅ ⎟ sen ϑ ⋅ r ⎜ + ⋅ ⎟ sen ϑ ⋅ r ⎜ + ⋅ ⎟⎥
sen ϑ c ϑ ∂α sen 3ϑ
c ϑ ∂α sen ϑ c ϑ ∂α
r r r r r r
⎢
⎝ ⎠ ⎝ ⎠ ⎝ ⎠
⎥ A ⎡α + εcos ( ϑ)
⎤
−1 −1 −1
1 A r
S
⎢ ⎛ 1 4b ∂C ⎞ ⎛ 3 4b ∂C ⎞ ⎛ 5 4b
∂C
⎞⎥
⎡⎤
L L L
sen ( ϑ) ⋅ + ⋅
( ) ( ) ( ) sen ( ϑ) ⋅ + ⋅
( ) ( ) ( ) sen ( 5ϑ)
⎢
⋅ + ⋅
s ⎜ ⎟ s ⎜ ⎟ s ⎜
( ) ( ) ( ) ⎟
( )
⎥
⎢ ⎥
⎢⎥ A = α + εcos ϑ
3 A s
S
⎝sen ϑ c ϑ ∂α sen 3ϑ
c ϑ ∂α sen ϑ c ϑ ∂α
s s ⎠ ⎝ s s ⎠ ⎝ s s ⎠
⎢ ⎥
⎢ ⎥
⎢⎥
A ⎢α + εcos ( ϑ)
⎥
5 A t
1 1 1
S
⎢
⎣⎦⎣ ⎦
− − −
⎛ 1 4b ∂C ⎞ ⎛ 3 4b ∂C ⎞ ⎛ 5 4b
∂C
⎞⎥
L L L
⎢sen ( ϑ)
⋅ + ⋅
( ) ( ) ( ) sen ( ϑ) ⋅ + ⋅
( ) ( ) ( ) sen ( 5ϑ)
⋅ + ⋅
t ⎜ ⎟ t ⎜ ⎟ t ⎜
( ) ( ) ( ) ⎟⎥
⎣ ⎝sen ϑ c ϑ ∂α sen 3ϑ
c ϑ ∂α sen ϑ c ϑ ∂α
t t ⎠ ⎝ t t ⎠ ⎝ t t ⎠⎦
( ) ( ) ( )
I valori ottenuti per i coefficienti dello sviluppo in serie vengono poi ripartiti nel
seguente modo:
A = Bα + C ε
n n AS n
I coefficienti così ottenuti possono finalmente essere inseriti nelle relazioni che
permetteranno di ottenere i valori del coefficiente di momento della distribuzione di
portanza di base rispetto al centro aerodinamico e la collocazione di tale punto.
Le formule che permettono quindi di calcolare definitivamente tali valori risultano
essere le seguenti:
π π
sen( n − 2) ⋅ sen( n + 2)
⋅
∞
b 4 B
n
2 2
x = ⋅( λ t g(
Λ) ) ⋅
c. a.
∑ ⋅ −
S B n n
2 π n = 1,3,5,... 4 − 2 + 2
1
−1
∞
∞
C
2 2
C
1
2 2
=−ε λ ⋅t Λ ⋅ ⋅ ⋅
M 0
∑
− − ⋅
n ∑
−
n
L
b
4 ∂αn= 1,3,5,... n − 2 n + 2 B n = 1,3,5,... n − 2 n + 2
1
2λ
∂
L ( ) ( )
⎡
⎢
⎢
⎢⎣ ⎤
⎥
⎥
⎥⎦
⎡
⎢
⎢
⎢⎣ π ⎛ sen( n − 2) ⋅
⎜
⎜
⎝
π
sen( n + 2) ⎞ ⋅
⎟
⎟
⎠
⎛
⎜
⎜
⎝
π ⎛ sen( n − 2) ⋅
⎜
⎜
⎝
π
sen( n + 2)
⎞⎞⎤
⋅
⎟⎟⎥
⎟⎟⎥
⎟⎟
⎠⎠⎥⎦
C a g C B
Tramite questo metodo di calcolo risulta dunque possibile valutare le caratteristiche
desiderate dell’ala.
104

105

Bibliografia
[1] M. Van Dyke, An Album of Fluid Motion. THE PARABOLIC PRESS Stanford,
California.
[2] K. H. Horstmann, Neue Modellaufwindverteilungen und ihr Einfluss auf die
Auslegung von Segelflugzeugen. OSTIV Publication XIV 1976.
[3] A. Quast, Mittlere Reisegeschwdigkeit vermessener Segelflugzeuge unter
gleichzeitiger Berucksichtigung von vier Modellaufwindverteilungen. Aerokurier, pagg.
137-140 1978.
[4] C. Balestri, M. Presotto, Verifiche statiche delle strutture di un aliante di classe club.
Tesi di laurea Anno Accademico 2000-2001.
[5] JAR 22, Sailplanes and powered sailplanes. Civil Aviation Autority.
[6] F. Thomas, J. Milgram, Fundamentals of sailplane design. College Park Press.
[7] M. S. Selig, C. A. Lyon, P. Giguère, C. P. Ninham, J.J. Guglielmo, Summary of Low-
Speed Airfoil Data. SoarTech Publications Virginia Beach, Virginia.
[8] D. Althaus, F. X. Wortmann, Stuttgarter Profilkatalog I. Friedr. Vieweg & Sohn
Braunschweig/Wiesbaden.
[9] L. M. M. Boermans, H.J.W. Selen, On the design of some airfoils for sailplane
application. Technical Soaring, September 1981.
[10] A. Ghelfi, Test Flight del nuovo Aliante Italiano. VOLO A VELA n.262,
Settembre/Ottobre 2000, pagg. 26-29.
[11] W. Schuemann, A new wing platform with improved low-speed performance.
Soaring February 1983.
[12] I.H. Abbott, A.E. Von Doenhoff, Theory of Wing Sections. Dover,
New York 1959.
[13] R. Marini di Villa Franca, Aerodinamica dell’ala in basso subsonico. Libreria tecnica
editrice 1971.
[14] DECRETO 19 novembre 1991, Modificazioni ed integrazioni all’allegato annesso
alla legge 25 marzo 1985, n. 106, sulla disciplina del volo da diporto o sportivo, e
concernente le caratteristiche degli apparecchi per il volo da diporto sportivo.
[15] R. Picardi, Aeronautica generale guida alle esercitazioni. Clup Milano 1977
[16] STANDARD RAI - A.EL, Standard di aeronavigabilità per alianti elementari. Ente
Nazionale Aviazione Civile (ENAC).
[17] P. Kousal, What price for safety? Technical Soaring, October 2000.
106

[18] L. M. M. Boermans, D. C. Terleth, Wind tunnel tests of eight sailplane wing-fuselage
combinations. Technical Soaring, February 1984.
[19] F. O. Ringleb, Separation control by trapped vortices. G. V. Lachmann, Boundary
layer and flow control Vol I pagg. 265-294.
[20] W. Eichenberger, Métérologie Cours pour pilotes, navigateurs, agents techniques
d’exploitation. Schweizer Verlagshaus AG, Zürich 1973.
[21] L. M. M. Boermans, G. Waibel, Aerodynamic design of the standard class sailplane
ASW-24. Technical Soaring, April 1989.
[22] R. T. Jones, Minimizing induced drag. Technical Soaring, October 1989.
[23] U. Drebler, Aerodynamic design of winglets for a standard-class glider. Technical
Soaring, July 1984.
[24] P. Morelli, Static stability and control of sailplanes. Organisation scientifique et
technique internazionale du vol a voile, May 1976.
[25] Sintesi delle relazioni alla tavola rotonda V.EL velivoli elementari e nuove licenze di
volo. Utopia o possibile risposta europea alla sport pilot americana? Dipartimento di
ingegneria aerospaziale Politecnico di Milano 10 Maggio 2002
107