Summary schematic notes

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EQUILIBRIO, CONTROLLO E STABILITA’ LONGITUDINALE Equilibrio ala isolata: ൝𝐶௅= ଶ ఘ ௐ ௌ ଵ ௏మ 𝐶ℳಸ = 0 → 𝐶ℳಸถ ୀ଴ = 𝐶ℳಲ − (𝜉ீ− 𝜉஺)𝐶௅→ (𝜉ீ− 𝜉஺) = ஼ℳಲ మ ഐ ೈ ೄ భ ೇమ impone la distanza tra 𝐴 e 𝐺. Punto neutro: 𝐶ℳಿ,ఈ = 0 → (𝜉ே − 𝜉௉) = ஼ℳು,ഀ ஼ಽ,ഀ , ∀𝑃 Punto di controllo: 𝐶ℳು,ఋ೐ = 0 → (𝜉஼− 𝜉௉) = ஼ℳು,ഃ೐ ஼ಽ,ഃ೐ , ∀𝑃 Trimmaggio longitudinale: ൜ 𝐿௔+ 𝐿௖= 𝑊 cos 𝛾 (𝑥ே − 𝑥ீ)𝐿௔+ (𝑥஼− 𝑥ீ)𝐿௖= 0 → ቐ 𝐿௔= ௫ಸି௫಴ ௫ಿି௫಴ 𝑊 cos 𝛾 𝐿௖= ௫ಿି௫ಸ ௫ಿି௫಴ 𝑊 cos 𝛾 → ቐ 𝛼 = ௫ಸି௫಴ ௫ಿି௫಴ ௐ ୡ୭ୱఊ ௅,ഀ + 𝛼଴ 𝛿௘= ௫ಿି௫ಸ ௫ಿି௫಴ ௐ ୡ୭ୱఊ ௅,ഃ೐ + 𝛿௘଴ Modello a due superfici: ቊ 𝐶௅= 𝐶௅ ௪௕+ 𝜂 𝜎 𝐶௅ ௛௧ 𝐶ℳು = 𝐶ℳು ௪௕+ 𝜂 𝜎 𝑘 𝐶ℳು ௛௧ dove ⎩ ⎪ ⎨ ⎪ ⎧𝜂 = ௤೏ ೓೟ ௤೏ 𝜎 = ௌ೓೟ ௌ 𝑘 = ௖೓೟ ௖ Per l’ala: ቊ 𝐶௅ ௪௕= 𝑎௪௕𝛼௪௕+ 𝑏௪௕𝛿௘௪௕ 𝐶ℳು ௪௕= 𝐶ℳಲೢ್ ௪௕ − ൫𝜉௉− 𝜉஺ೢ್൯𝐶௅ ௪௕ Per l’impennaggio orizzontale: ቐ 𝐶௅ ௛௧= 𝑎௛௧𝛼௛௧+ 𝑏௛௧𝛿௘ 𝐶ℳು ௛௧ = 𝐶ℳಲ೓೟ ௛௧ − ቀకುିకಲ೓೟ቁ ௞ 𝐶௅ ௛௧ Hp: ala e coda sufficientemente separati perché il campo aerodinamico del velivolo parziale non sia influenzato dalla presenza della coda: - 𝑏௪௕= డ஼ಽ ೢ್ డఋ೐ = 0, డ஼ℳು ೢ್ డఋ೐ = 0 quindi 𝐶௅ ௪௕ e 𝐶ℳು ௪௕ non dipendono da 𝛿௘ - 𝛼௪௕= 𝛼 + 𝑖௪௕ velocità asintotica del flusso che investe l’ala coincide con la velocità di volo. 𝑖௪௕ è l’angolo di calettamento (angle of incidence) Pertanto le leggi cost possono essere riscritte: ൝ 𝐶௅ ௪௕= 𝐶௅,ఈ ௪௕𝛼 + 𝐶௅బ ௪௕ 𝐶ℳು ௪௕= 𝐶ℳು,ഀ ௪௕ 𝛼 + 𝐶ℳುబ ௪௕ dove ⎩ ⎪ ⎨ ⎪ ⎧𝐶௅,ఈ ௪௕= 𝑎௪௕ 𝐶௅బ ௪௕= 𝑎௪௕𝑖௪௕ 𝐶ℳು,ഀ ௪௕ = −൫𝜉௉− 𝜉஺ೢ್൯ 𝐶ℳುబ ௪௕ = 𝐶ℳಲೢ್ ௪௕ − ൫𝜉௉− 𝜉஺ೢ್൯𝑎௪௕𝑖௪௕ Per quanto riguarda il campo aerodinamico che si sviluppa sulla coda, supponiamo che, sotto l’influenza della presenza dell’ala: 𝛼௛௧= 𝛼 − 𝜀 + 𝑖௛௧ , dove 𝜀(𝛼) = 𝜀,ఈ𝛼 + 𝜀଴, con 𝜀଴= 𝜀,ఈ𝑖௪௕. Le leggi costit poss essere riscr: ൝ 𝐶௅ ௛௧= 𝐶௅,ఈ ௛௧𝛼 + 𝐶௅,ఋ೐ ௛௧ 𝛿௘+ 𝐶௅బ ௛௧ 𝐶ℳು ௛௧ = 𝐶ℳು,ഀ ௛௧ 𝛼 + 𝐶ℳು,ഃ೐ ௛௧ 𝛿௘+ 𝐶ℳುబ ௛௧ , ⎩ ⎪ ⎪ ⎪ ⎪ ⎨ ⎪ ⎪ ⎪ ⎪ ⎧𝐶௅,ఈ ௛௧ = 𝑎௛௧(1 − 𝜀,ఈ) 𝐶௅,ഃ೐ ௪௕ = 𝑏௛௧ 𝐶௅బ ௛௧= 𝑎௛௧൫𝑖௛௧− 𝜀଴൯ 𝐶ℳು,ഀ ௛௧ = − ቀకುିకಲ೓೟ቁ ௞ 𝑎௛௧(1 − 𝜀,ఈ) 𝐶ℳು,ഃ೐ ௛௧ =…