Tuttovola.org
GENERALE => PERSONE E AEREI => Topic aperto da: Drust - 05 Lug 2010, 14:21:23
-
http://digilander.libero.it/pa.poggio/SuSt/SuStIt.htm (http://digilander.libero.it/pa.poggio/SuSt/SuStIt.htm)
Qui è spiegato (e confermato per fortuna :smile:) quello che ieri sera accennavo ad alcuni di voi.
Il collegamento al fenomeno del nose-up (detto anche pitch up), il problema delle ali a freccia, della coda a T, e dell'impossibilità a volte di uscirne vivi.
Facile capire come e perchè l'F-104 risentisse molto di questo problema, e perchè venne chiamato widowmaker (fabbrica-vedove).
Ora il mio dubbio è relativo al P-38.
Luigi mi diceva (se ho capito bene) che dalle memorie di Bertolaso si evince che il P-38 risentisse del superstallo.
Il P-38 non ha ali a freccia, nè piano di coda T.
Qualcuno ha idea del perchè fosse soggetto al superstallo?
-
E' per questo che il Mig-15 (per esempio) ha le alette antiscorrimento??
(http://www.rcmodell.com/shop/images/Mig15_01.jpg)
-
yes :good:
-
...ora il mio dubbio è relativo al p38.
Luigi mi diceva (se ho capito bene) che dalle memorie di Bertolaso si evince che il P 38 risentisse del superstallo....
Anzi, in rete si legge che il P-38 aveva un buon comportamento di stallo alle basse velocità...
Non vedo come potesse giungere aria perturbata all'elevatore, immaginandomi un P-38 cabrato e in superstallo.
Piuttosto, è appurato che soffrisse di compressibility stall, che ai miei occhi pare quasi il contrario del superstallo. Cioè ad altissime velocità, e molto spesso in picchiata, i comandi non rispondevano più, la coda tremava violentemente e l'assetto diventava ancora più picchiato...
Test flights revealed problems initially believed to be tail flutter. During high-speed flight approaching Mach 0.68, especially during dives, the aircraft's tail would begin to shake violently and the nose would tuck under, steepening the dive. Once caught in this dive, the fighter would enter a high-speed compressibility stall and the controls would lock up, leaving the pilot no option but to bail out (if possible) or remain with the aircraft until it got down to denser air, where he might have a chance to pull out.
-
ah ecco... allora o io ieri sera ho capito male, o forse luigi ricordava male.
penso più la prima :lol:
sorry :blush2:
-
No, aspetta, io non sono mica un esperto di aerodinamica che possa chiarirti questi dubbi...mi sono solo affacciato su Wikipedia...
Magari Berto si riferiva al compressibility stall (che come mizzica si chiama in italiano?!?!), può essere, però magari meglio attendere altre risposte più autorevoli, da qualcuno dei nostri piloti reali magari.
-
Per il P-38, se capisci l'inglese prova a seguire sto video (http://www.zenoswarbirdvideos.com/P38.html) ... pero' dice che ha eccellenti doti a basse velocità, lo stallo circa a 95 mph e stalla piatto e fluido, anche perchè i motori controrotanti lo bilanciano.
parla solo di turbolenza sulla coda se ... decollando si lasciano i finestrini aperti :haha: :haha:
-
ma non si parlava del "Aircobra" P-39? :lol:
-
povero me... :pardon:
-
ma non si parlava del "Aircobra" P-39? :lol:
e si :sarcastic:
-
il super stallo del p39 non è di tipo aerodinamico come può accadere per velivoli con piani di coda a T, ma è generato da un CG molto arretrato... il motore del p39 è dietro il cockpit del pilota e ciò comporta un peso + spostato nella parte posteriore del velivolo.
pesi arretrati comportano instabilità statica la quale, in applicazioni aerodinamiche, genera difficoltà di uscita da stallo poichè il muso non tende verso il basso ma mantiene o addirittura incrementa il suo assetto a cabrare quindi non rope gli angoli critici.
chiaro? :mda: :mda:
ho provato a spiegare in poche parole ore e ore di lezione di stabilita statica e applicazioni al volo...
ciao ciao ciao
-
il super stallo del p39 non è di tipo aerodinamico come può accadere per velivoli con piani di coda a T, ma è generato da un CG molto arretrato... il motore del p39 è dietro il cockpit del pilota e ciò comporta un peso + spostato nella parte posteriore del velivolo.
pesi arretrati comportano instabilità statica la quale, in applicazioni aerodinamiche, genera difficoltà di uscita da stallo poichè il muso non tende verso il basso ma mantiene o addirittura incrementa il suo assetto a cabrare quindi non rope gli angoli critici.
chiaro? :mda: :mda:
ho provato a spiegare in poche parole ore e ore di lezione di stabilita statica e applicazioni al volo...
ciao ciao ciao
si si chiarissimo... so delle ore e ore di lezione che parli perchè da poco ho finito di seguire il corso di m manovre e stabilità statica :whistle:
il mio problema è nato dal fatto che avevo vapito che ieri sera si parlasse del p 38 :lol:
che sbadato :blush2:
chiedo scusa :smile:
-
Salve ragazzi.
Ricollegandomi alla questione del CG del P-39, originariamente Kelly Johnson pensava che spostando verso dietro il CG il velivolo sarebbe stato molto piu' manovrabile, ed in un certo senso aveva ragione tant'e' che oggi l'F16 adotta questo sistema ma...insorgevano molti e più gravi problemi al tempo.
Il primo era dovuto al fatto che avere CG e CP così vicini rendeva l'aereo molto instabile, come lo è l'F16, solo che l'F16 ha un computer che controlla centinaia di volte al secondo i parametri di volo e regola di conseguenza l'assetto del velivolo per mantenerlo entro valori umani. Il P38 non lo aveva un computer per cui si accorsero che sto fatto di avere il CG molto indietro era più una penalità che un vantaggio ed allora decisero di rimetterlo più avanzato come era quello della maggiranza degli aerei del tempo. Per fare ciò riempirono i compartimenti rimasti vuoti (perche' il motore non era li) dietro l'elica, con ogni genere di cosa per portare più peso avanti e ricentrare il CG. Facendo cosi' pero' l'aereo divenne troppo pesante e molto meno maneggevole di come si era sperato, vanificando totalmente il lavoro che si era cercato di fare. Alla fine il P39 risultò un aereo molto mediocre, pesante, lento nelle manovre e non di meno con problemi al motore ed alla trasmissione (l'albero motore attraversava l'abitacolo).
Sicuramente tutte queste cose come le so io le sapevate anche voi ma...ho qualche minuto di tempo da spendere :dance1: ciao
-
no no, grazie invece per queste delucidazioni.
si più il baricentro di una ereo è arretrato, più l'aereo tende all'instabilità, che vuol dire acnhe più manegevolezza... viceversa se il baricentro è molto avanzato.
si capisce che a seconda del tipo di aereo che si vuole ottenere, bisogna trovare il giusto compromesso.
per quanto riguarda gli aerei moderni, io so solo che l'eurofighter ad esempio è un aereo di natura instabile e che ci sono 5 computer che lavorano per renderlo staticamente stabile. morti i computer, l'aereo non può volare.... magari Gianapaolo ci potrà dire qualcosa di più.
Clouds, l'unica cosa che non mi trovo con te è quando dici
Il primo era dovuto al fatto che avere CG e CP così vicini rendeva l'aereo molto instabile
che io sappia l'aereo tende all'instabilità non quando si avvicina al CP(centro di pressione), ma quando arretrando, ci avvicina al PUNTO NEUTRO del velivolo, la cui posizione dipende dall'aerodinamica del velivolo, e che per definizione è il punto in cui se si trovasse il baricentro, l'aereo risulterebbe instabile sull'assetto longitudinale: si dice che l'aereo ha MMS(margine di stabilità statica ) nullo.
cioè l'aereo, non sarebbe in grado di rispondere ad un disturbo( una raffica di vento ad esempio), in modo da annullare il suo effetto.
detto in altri termini(spero di non annoiare nessuno) l'aereo non è in grado di avere un assetto tale che la risultante dei momenti presi rispetto ad un punto qualsiasi dell'aereo(in genere per comodità il baricentro) sia nulla.
se il momento è positivo(dipende dalla convenzione scelta per quanto riguarda i segni) l'aereo continuerà a cabrare fino allo stallo... :swoon:
-
Il problema è invero piuttosto semplice e vale per tutti gli aerei. Gli aerei di una volta avevano tutti il CG piu avanti del CP. la conseguenza era che il piano di coda dovesse essere per forza deportante per mantenere l'aereo in equilibrio. In caso di aumento dell'incidenza (cabrata) mentre l'ala si avvicinava al suo stallo, il piano di coda dimunuendo la sua incidenza si allontanava dal suo stallo. Continuando a cabrare ad un certo punto l'ala stallava, ma il piano di coda no, e questo faceva si che fosse facile picchiando portare il piano di coda in situazione di portanza il che in concomitanza della forza peso facesse picchiare l'aereo riportando l'incidenza dell'ala a bassi valori e facendo aumentare la velocità portando così l'aereo fuori dallo stallo. Un aereo così fatto è aereodinamicamente stabile tanto che se lo cabriamo fino a stallare basta lasciare i comandi per uscire dallo stallo. I lati negativi di un sistema siffatto sono principalmente 2: bassa manovrabilità, che si aumenta avvicinando il centro di gravità e il centro di pressione, e consumi, perchè il piano di coda deportante ha anche una resistenza aerodinamica all'avanzamento che aumenta i consumi.
Se portassimo il CG e il CP sullo stesso punto, avremmo un aereo molto manovrabile e che in crociera avrebbe il piano di coda neutro e quindi con la resistenza minima, ma avremmo altresì un aereo aerodinamicamente instabile praticamente impossibile da pilotare senza l'ausilio di computer che decifrando le richieste che il pilota da ai comandi, intervengono sulle superfici aerodinamiche. Per comprendere la stabilità immaginate una pallina da ping pong che sta all'interno di un imbuto. Se spostate la pallina verso l'alto e la lasciate questa cadrà sempre verso la fine dell'imbuto. Questo è un equilibrio stabile che in presenza di qualunque variazione riporta le cose a com'erano prima. Se ora rovesciamo l'imbuto e mettiamo la pallina sulla cima della cannula d'uscita, ogni spostamento della pallina da questa posizione la farebbe cadere e non tornerebba mai da sola alla situazione precedente. Questo è l'equilibrio instabile in cui si trova, aerodinamicamente parlando, un aereo che ha CG e CP sullo stesso punto o addirittura il CP avanti al CG con conseguente piano di coda portante. Sull' MD11 per diminuire la deportanza del piano di coda diminuendone così la resistenza si mette nella coda del carburante sostituendo così la forza deportante con la forza peso. Questo espediente comporta una diminuzione di consumo del 2% che su un volo Roma Buenos Aires, vuol dire fare la diretta senza dover fare carburante a Rio de Janeiro. Il sistema però è talmente delicato dal punto di vista dell'equilibrio aerodinamico che non è gestibile dal pilota ma solo da un computer, che è programmato in caso di dubbi, a vuotare la coda nel serbatoio centrale con aumento dei consumi del 2%. Una volta andando a Rio abbiamo dovuto programmare un extrascalo a Portalegre per fare carburante perché un ragazzino giocando con un Game Boy in una zona dell'aereo vicino ai cablaggi delle pompe di coda, interferendo col computer aveva fatto si che questo ci spostasse il carico della coda nel centrale senza che noi si potesse far nulla per evitarlo. Gli aerei moderni tendono sempre più ad avere aerodinamiche instabili sia per la grande manovrabilità che ne deriva utile soprattutto ai militari, sia per la riduzione dei consumi utile soprattutto ai civili. Questi risultati certamente positivi ed entusiasmanti da un punto di vista tecnico, sono possibili proprio grazie all'uso sempre più massiccio di computer nel campo aeronautico.
Lo stallo di compressibilità o stallo di alta velocità, è invece quel fenomeno aerodinamico per il quale quando i filetti fluidi dell'aria che scorrono sulle superfici dell'aereo raggiungono la velocità del suono si staccano dalla superficie mandandola in stallo. Oltre la velocità del suono le leggi dell'aerodinamica si modificano e quindi per volare oltre Mach 1 è necessario un aereo con profili diversi non idonei al volo subsonico. Un aereo supersonico, quindi, deve avere le superfici aerodinamiche mobili in modo che possano modificare il loro profilo in funzione della velocità. Le soluzioni tecniche pe raggiungere questo scopo sono molteplici ma il principio è lo stesso. Un aereo supersonico, è come se avesse in se 2 aerei uno in grado di volare sotto Mach 1 ed un'altro sopra Mach 1. ma questo è un'altro discorso....
ciao
-
Quindi vuol dire che se un aereo ha ali "a geometria variabile" (Tornado, F/14, etc...) è supersonico?
Cioè quello è il motivo: ali "aperte" per volo subsonico e "chiuse" per volo supersonico?
:blush2: scusate l'ignoranza...
Però nei vari airshow, si vede spesso il passaggio (relativamente) lento ad ali retratte...o con ali comunque in transizione...La portanza è comunque garantita anche a basse velocità??
Per quanto riguarda il P-39 Airacobra della domanda originaria, ci ho volato in IL-2 un po' (parecchio tempo fa), e mi ricordo che era/è un aereo "particolare" che entrava facilmente in vite piatta...cioè, più che una vite, cadeva proprio a foglia morta...era questa la simulazione del superstallo? Mi ricordo anche che nel doc si parlava proprio del particolare CG del P-39, che portava a questa situazione.
-
Capitankarl scusami, ma con CP intendi il centro di pressione dell'intero velivolo?
se è cosi, non mi trovo :blush2: quando dici
Se portassimo il CG e il CP sullo stesso punto, avremmo un aereo molto manovrabile e che in crociera avrebbe il piano di coda neutro e quindi con la resistenza minima, ma avremmo altresì un aereo aerodinamicamente instabile praticamente impossibile da pilotare senza l'ausilio di computer che decifrando le richieste che il pilota da ai comandi, intervengono sulle superfici aerodinamiche.
perchè il problema non è la posizione del centro di gravità rispetto al centro di pressione del velivolo...
(anzi quando il CG e il CP coincidono, vuol dire che l'aereo è perfettamente trimmato)
Non lo dico io, ma il cap 7 dell 'Anderson che tratta proprio la stabilità statica di cui vi ho allegato 3 pagine(se volete l'intero capitolo fatemi sapere) che appuntano riassumono che per avere stabilità statica devi avere:
- il CG davanti al punto neutro del velivolo
- oppure vista in un'altra maniera: il CP deve spostarsi dietro il CG se l'aereo sta cabrando, e viceversa se l'aereo sta picchiando, affinchè l'aereo sia stabile staticamente.
confermate???
non lasciatemi confuso, perchè giovedì ho l'orale proprio di manovre e stabilità statica
lo scritto è andato molto bene. aiutatemi a fare bella figura anche all'orale :wink:
ciao
-
Quando si parla di fisica del volo sono l'uomo piu' felice del mondo. Ringrazio voi tutti del contributo che date per placare la mia voglia di sapere.
Grazie infinite.
-
lla situazione di superstallo su F-104 , se mi ricordo correttamente una spigazione tecnica, si verifica nel momento in cui l'aria che lambisce l'ala si stacca vorticosamente da essa per causa del suo stallo aerodinamico (vedi forte angolo d' attacco) e questi vortici vanno ad investire i piani orizzontali rendendoli da parzialmente a totalmente inefficaci.
fatemi sapere e comunque...
Good Luck!
-
Purtroppo mi trovo in vacanza e non ho con me manuali da scannare né il tempo di mettermi a fare disegni, visto che ho solo un portatile ed una connessione a chiavetta molto costosa
Comunque se guardi i disegni postati ti accorgerai che manca il vettore della forza aerodinamica esercitata dai piani di coda. Un aereo che vola in orizzontale è aerodinamicamente stabile quando il momento esercitato dalla portanza rispetto al peso è equilibrato da quello esercitato dal piano di coda. Parlando per semplicità di un monomotore, se il peso è avanti nei pressi del motore e la portanza è dietro, più o meno a metà dell'ala l'aereo tenderebbe a cadere in avanti per effetto del momento tra queste due forze. Per far volare l'aereo orizzontalmente bisogna applicare ai piani di coda una deportanza verso il basso che equilibri la tendenza del muso a cadere in avanti. Un aereo con questa configurazione di forze è aerodinamicamente stabile. Tanto più peso e portanza sono lontani tanta più forza dovremo applicare sul piano di coda per creare la deportanza necessaria. Se avviciniamo peso e portanza il momento diminuisce e basterà una deportanza minore del piano di coda per equilibrare. Se facessimo coincidere peso e portanza il piano di coda non dovrebbe esercitare nessuna forza. Se il peso ora lo spostiamo dietro alla portanza l'aereo tenderebbe a cabrare e allora i piani di coda dovrebbero essere portanti per raggiungere l'equilibrio. L'aereo è stabile solo nel primo caso e lo è tanto più quanto peso e portanza sono lontani. Questa stabilità però si paga in aumentata resistenza all'avanzamento del piano di coda che deve essere molto deportante e in minore manovrabilità.
Se non vi è ancora chiaro lasciamo per ora il problema in sospeso e ne riparleremo in autunno quando potrò postare grafici e disegni esplicativi.
ciao
-
Purtroppo mi trovo in vacanza.....
:swoon: Non sai che pena mi fai.....
:sarcastic: :sarcastic: :sarcastic:
Buon divertimento/riposo Carlo!!!
-
il vettore portanza del piano di coda non manca, perchè nel disegno è diagrammato il vettore portanza di tutto il velivolo (wings, fuselage,tail,etc... è scritto nel terzo capoverso della prima pagina) applicato nel centro aerodinamico dell'intero velivolo(detto anche punto neutro)
vabbè allora ne riparliamo in autunno. :good:
grazie mille come sempre per la tua disponibilità nel chiarire i dubbi :clapping:
Buone vacanzeeeeeeeeeeee ciao
-
Drust, hai scritto che giovedì, cioè oggi, avevi l'esame?? Com'è andata??
O è giovedì prossimo??
-
Drust, hai scritto che giovedì, cioè oggi, avevi l'esame?? Com'è andata??
O è giovedì prossimo??
ah bene!!!
ho accettato il 28 dello scritto, considerando che ieri mi sono tolto un molare e sono ancora un po' stonato :lol:, ma soprattutto dopo lo scritto avevo già cominciato a studiare il prossimo esame, perchè in tutte le università italiane ci sono forte agitazioni.... pensate che da me non si son fatti esami per 9 giorni e la cosa probabilmente si ripeterà....
quindi meglio fare le valige al piu presto.
-
Bene per il 28 congratulations!
Ho dato una scorsa al documento che hai postato, e mi sono bruciato la dotazione giornaliera di connessione da chiavetta per postarti questa risposta.
Se lo leggi a fondo vedrai che si parla di una figura n° 7.17 dove viene mostrata la forza aerodinamica del piano di coda che è deportante. Il documento in conclusione è troppo parziale per essere esauriente. Quello che dice è parte di quello che dico io, e lo dice introducendo una semplificazione tanto utile per capire il discorso in via teorica, quanto assurda dal punto di vista pratico. Infatti la lift force come la chiama lui non è applicata in un solo punto dell'aereo, ma è distribuita sulle varie superfici dell'aereo carlinga compresa, e la forza illustrata nel documento è la risultante di tutte le forze in un preciso istante. Basta una pur minima variazione che la forza aerodinamica equivalente applicata all'aereo, che è la somma algebrica di tutte le forze aerodinamiche, cambia non solo nell'intensità, ma soprattutto nel punto di applicazione. Lo stesso discorso vale anche per la forza peso che varia continuamente di valore, ed il baricentro si sposta man mano che la forza varia. Pensa che basta fare una virata di 30° di bank perché il g (forza di gravità) passi da 1 ad 1,3 sballando tutto il discorso. Infatti se da volo livellato facciamo una virata di appena 30° di bank dovremo necessariamente cabrare un pochino per recuperare l'aumentato peso apparente e dare un po' di motore per compensare l'aumentata resistenza aerodinamica all'avanzamento dell'ala dovuta alla cabrata. Parlare di un velivolo partendo dal presupposto che le forze coinvolte nella sua dinamica siano fisse in valore ed in posizione è una semplificazione che ha solamente uno scopo didattico e va utilizzata in un più largo contesto allo scopo di chiarire un certo fenomeno che avviene in un preciso momento. Il documento accenna pure ai casi in cui centro di pressione e centro di gravità coincidono, chiarendo che in quel caso il piano di coda non produce nessuna forza di portanza o deportanza, avendo quindi in quel caso la resistenza all'avanzamento minima possibile. Più avanti accenna anche al caso di un aereo che abbia il centro di pressione avanti al CG e dice che in tal caso la coda diventa portante e contribuisce al sollevamento dell'aereo. Sono i concetti cui ho accennato nel mio primo post, quando dicevo che lo spostamento in avanti del CP fino a coincidere col CG o addirittura a superarlo, ha il grande vantaggio a pari portanza di diminuire la resistenza all'avanzamento e quindi il consumo. Lo scotto da pagare è l'instabilità aerodinamica che viene risolta col pilotaggio filtrato da appositi computer. Tale tecnica oggi è applicata ad aerei ultramoderni mentre la maggior parte della flotta civile mondiale è ancora del tipo ad aerodinamica tradizionale. L'articolo che hai citato e di cui hai postato una parte, mi pare proprio che parli di questo.
Penso che si tratti di un articolo tecnico che illustrando la tendenza delle nuove tecnologie, sia rivolto a persone che hanno già padronanza delle vecchie tecnologie, più o meno come un articolo di tecnica chirurgica si rivolge essenzialmente a chirurghi lasciando peraltro chiunque libero di leggerlo.
Il futuro come vedi è nei computer che con le loro applicazioni stanno risolvendo alcuni dei problemi della nostra era tecnologica, ed il futuro chissà cosa ci riserverà.
[plane]
Certo credo che prima che vedremo il piano di coda portante applicato ad un piccolo Cessna dovrà passare molta acqua sotto i ponti.
ciao