Diagrammi
Cl-α e Cl-Cd
ala
isolata
In
questo passaggio, viene riportata la procedura da seguire per passare
dai diagrammi/curve aerodinamiche del profilo medio a quelle dell’ala
isolata.
Con
l’ala isolata, si prende in considerazione la geometria della pianta
alare e la resistenza indotta dovuta ai vortici che si generano alle
estremità alari.
Una
delle principali modifiche che avvengono in questo passaggio, risulta
essere la variazione della pendenza del tratto rettilineo della curva
CL-α.
Passo
A.
La pendenza dell’ala isolata si può calcolare nel
seguente modo:
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Dove per pendenza si intende, dal punto di vista
matematico, la derivata della funzione rispetto l’angolo di incidenza α. Praticamente risulta essere
il coefficiente angolare del tratto rettilineo della curva in esame.
PendenzaPM
= Pendenza profilo medio = coefficiente angolare del tratto rettilineo
= derivata della funzione rispetto l’angolo di incidenza α .
f = coefficiente correttivo.
b = apertura alare.
λ =
allungamento alare
S = superficie alare del velivolo.
P = semiperimetro ala = A + C + D
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Per
determinare la pendenza (coefficiente angolare) del profilo medio, è
sufficiente effettuare il rapporto tra le ordinate e le ascisse di due
punti del tratto rettilineo della curva stessa.
![Il progetto aeroplano progettazione aereo aeroplani aerei velivolo velivoli Aircraft Design progettazione aeroplani velivolo velivoli progetto aereo aeroplano polare ala isolata curva curve CL-alfa CL-Cd](http://www.lightairplanes1.com/TRACCIAMENTO%20_CURVE%20_CL-alfa%20_CL-Cd_polare_ala%20isolata_html_175cf5b3b8ee9be.png)
Ossia:
Pendenza
= coefficiente angolare = (Y espresso con valori di CL) / (X espressa
con valori di α)
Supponendo
ad esempio che il punto 1 presenti le coordinate 1(-4,0:0,0), mentre il
punto 2 possegga le seguenti coordinate: 2(0,0:0,6).
si ha che
X
= 0 – (-4.0) = 4,0 Y = 0,6 – 0,0 = 0,6
In questo caso, il coefficiente angolare/pendenza
risulta essere quindi pari a:
pendenza
= coefficiente angolare = 0,6 / 4,0 = 0.15
Riguardo il valore del coefficiente correttivo, si
utilizza il seguente diagramma per la sua determinazione.
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Il
valore del coefficiente correttivo si individua in base al valore
dell’allungamento alare (Aspect Ratio), riportato sull’asse delle
ascisse e del valore del rapporto di rastremazione (Taper Ratio); il
quale determina la differenziazione tra le varie curve riportate sul
diagramma.
Rapporto
di rastremazione = Taper Ratio = (corda estremità alare)/(corda radice
alare) = C2/C1
Per
calcolare il valore del coefficiente f, si individua il valore
dell’allungamento alare sopra l’asse delle ascisse e si sale in
verticale, fino ad intercettare la curva che rappresenta il rapporto di
rastremazione dell’ala del nostro velivolo.
Nell’esempio
in figura, si è considerato un allungamento alare pari a 6.5 ed un
rapporto di rastremazione con valore di 0.8. A tale coppia di valori
corrisponde un coefficiente f avente valore di 0.993.
Passo
B.
Come è noto, per tracciare una retta è necessario
conoscere il suo coefficiente angolare ed un punto di passaggio della
retta.
Di conseguenza, per disegnare il tratto rettilineo
della curva CL-α dell’ala
isolata, dobbiamo conoscere il suo coefficiente angolare (che non è
altro che la sua pendenza calcolata nel punto precedente) ed un suo
punto di passaggio.
Come punto di passaggio, si considera l’intersezione
del tratto rettilineo con l’asse delle ascisse.
Tale
intersezione la possiamo determinare tramite la seguente formula.
(Valore
di α per
cui CL=0 nell’ala isolata) = (Valore di α per
cui CL=0 nel profilo medio) + J×εe
J
è un fattore correttivo, che si ricava con il seguente diagramma, in
base all’allungamento alare (Aspect Ratio) ed al rapporto di
rastremazione (Taper Ratio).
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Per
calcolare il valore del coefficiente J, si individua il valore
dell’allungamento alare sopra l’asse delle ascisse e si sale in
verticale fino ad intercettare la curva che rappresenta il rapporto di
rastremazione dell’ala del nostro velivolo.
Nell’esempio
in figura, si è considerato (a titolo di esempio) un allungamento alare
pari a 6.5 ed un rapporto di rastremazione con valore di 0.8. A tale
coppia di valori corrisponde un coefficiente J avente valore di –0.425.
εe è
invece il valore dello svergolamento aerodinamico equivalente.
Esso
può essere calcolato con la seguente formula:
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dove
b = apertura alare
C2 = corda all’estremità alare
pendenzaPM
= pendenza del profilo medio, ossia il suo coefficiente angolare
(derivata della funzione), che era stato calcolato nel precedente passo
A.
Riguardo
il termine Sa, nel caso in cui si siano adottati due profili per l’ala
del velivolo (uno per la radice alare e l’altro per l’estremità alare),
esso si determina nel modo seguente:
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con
ε =[(α per cui CL=0 nel
profilo alla radice)–( α per cui CL=0 nel
profilo all’estremità)]
ε è quindi
lo svergolamento geometrico dell’ala, che è diverso dallo svergolamento
geometrico equivalente εe.
Per
la pendenza del profilo all’estremità alare, è necessario prendere in
esame il diagramma del profilo NACA adottato per l’estremità alare, che
avevamo ipotizzato fosse ad esempio il NACA 63210. Tale pendenza, non è
altro che il coefficiente angolare del tratto rettilineo della curva CL-α.
Per
determinare la pendenza della curva, ossia il coefficiente angolare del
tratto rettilineo (derivata della funzione), è sufficiente effettuare
il rapporto tra le ordinate e le ascisse di un punto del tratto
rettilineo della curva del profilo NACA 63210, (in modo analogo a
quanto fatto per il profilo medio).
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Pendenza
NACA 63210 = (Y espresso con valori di CL) / (X espresso con valori di α)
Si è quindi riusciti a determinare la pendenza del
tratto rettilineo della curva CL-α,
ossia il suo coefficiente angolare, ed un suo punto (precisamente il
suo punto di intersezione con l’asse delle ascisse).
Si hanno quindi tutti i parametri necessari per
tracciare la parte rettilinea della curva dell’ala isolata.
In
pratica, si individua sopra l’asse delle ascisse il punto di
intersezione del tratto rettilineo (punto 1); successivamente si
considera un intervallo M (come indicato in figura) e moltiplicando per
il coefficiente angolare (pendenza ala isolata) si ottiene il segmento
K, che individua il secondo punto del tratto rettilineo (punto 2).
Avendo ora due punti, è possibile disegnare il tratto rettilineo del
diagramma.
La figura seguente fa comprendere meglio la procedura
indicata nelle righe precedenti.
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Tracciando
in questo modo il tratto rettilineo della curva si evidenzia che,
passando dal profilo medio all’ala isolata, la pendenza del diagramma
diminuisce.
![Il progetto aeroplano progettazione aereo aeroplani aerei velivolo velivoli Aircraft Design progettazione aeroplani velivolo velivoli progetto aereo aeroplano polare ala isolata curva curve CL-alfa CL-Cd](http://www.lightairplanes1.com/TRACCIAMENTO%20_CURVE%20_CL-alfa%20_CL-Cd_polare_ala%20isolata_html_d5082ba52264257d.png)
Passo
C
Occorre ora tracciare la parte non rettilinea della
curva CL-α dell’ala
isolata, ossia la parte prossima alla zona dello stallo.
In
questa zona, i valori di CL dell’ala isolata coincidono con i valori
dei CL del profilo medio; essi però subiscono una traslazione a destra,
a causa dell’aumento dei corrispondenti angoli di incidenza α.
Tale aumento dell’angolo di incidenza può essere
calcolata con la seguente formula:
![Il progetto aeroplano progettazione aereo aeroplani aerei velivolo velivoli Aircraft Design progettazione aeroplani velivolo velivoli progetto aereo aeroplano polare ala isolata curva curve CL-alfa CL-Cd](http://www.lightairplanes1.com/TRACCIAMENTO%20_CURVE%20_CL-alfa%20_CL-Cd_polare_ala%20isolata_html_287888f210859d31.gif)
dove
αai =
valore dell’angolo di incidenza α dell’ala isolata.
αpm =
valore dell’angolo di incidenza α letta sulla curva
del profilo medio.
PendenzaPM
= pendenza della curva del profilo medio = coefficiente angolare del
tratto rettilineo del profilo medio = derivata della funzione che
fornisce CL in funzione di α.
PendenzaAI
= pendenza della curva dell’ala isolata = coefficiente angolare del
tratto rettilineo dell’ala isolata = derivata della funzione che
fornisce CL in funzione di α.
Entrambe le due pendenze erano state calcolate nel
Passo A.
In
pratica si può costruire una tabella che rende agevole il tracciamento
della parte non rettilinea della curva dell’ala isolata.
-
1
|
2
|
3
|
αpm
|
αai
|
CL ala isolata = CL profilo medio
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Riportando
sull’asse delle ascisse i valori della colonna 2, e sull’asse delle
ordinate i valori della colonna 3, si riesce a tracciare la parte non
rettilinea della curva CL-α dell’ala isolata.
![Il progetto aeroplano progettazione aereo aeroplani aerei velivolo velivoli Aircraft Design progettazione aeroplani velivolo velivoli progetto aereo aeroplano polare ala isolata curva curve CL-alfa CL-Cd](http://www.lightairplanes1.com/TRACCIAMENTO%20_CURVE%20_CL-alfa%20_CL-Cd_polare_ala%20isolata_html_40ddaab46acdea08.gif)
Passo
D
Rimane da tracciare la curva polare CL-CD dell’ala
isolata.
Passando
dal profilo medio all’ala isolata, ai fini della resistenza
aerodinamica, è necessario prendere in considerazione anche la
resistenza indotta, causata dai vortici che si formano alle estremità
alari.
Il coefficiente di resistenza indotta Cdi, viene
calcolato con la seguente formula:
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dove
PendenzaPM
= pendenza della curva del profilo medio = coefficiente angolare del
tratto rettilineo del profilo medio = derivata della funzione che
fornisce CL in funzione di α.
λ =
allungamento alare
εe =
svergolamento aerodinamico equivalente
P = semiperimetro
b = apertura alare
u = coefficiente correttivo individuabile sui seguenti
diagrammi in base al rapporto di rastremazione ed all’allungamento
alare.
υ =
coefficiente correttivo individuabile sui seguenti diagrammi in base al
rapporto di rastremazione ed all’allungamento alare.
w = coefficiente correttivo individuabile sui seguenti
diagrammi in base al rapporto di rastremazione ed all’allungamento
alare.
Nell’esempio
seguente che illustra la determinazione dei coefficienti correttivi, si
sono considerati un allungamento alare (Aspect Ratio) avente valore 6.5
ed un rapporto di rastremazione (Taper Ratio) pari a 0.8. Di
conseguenza si hanno, nell’esempio considerato, i seguenti valori dei
coefficienti correttivi
u = 0.9825
υ = 0.0031
w = 0.0038
Coefficiente correttivo u
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Coefficiente correttivo υ
![Il progetto aeroplano progettazione aereo aeroplani aerei velivolo velivoli Aircraft Design progettazione aeroplani velivolo velivoli progetto aereo aeroplano polare ala isolata curva curve CL-alfa CL-Cd](http://www.lightairplanes1.com/TRACCIAMENTO%20_CURVE%20_CL-alfa%20_CL-Cd_polare_ala%20isolata_html_8d51005c96912a9d.png)
Coefficiente
correttivo w
![Il progetto aeroplano progettazione aereo aeroplani aerei velivolo velivoli Aircraft Design progettazione aeroplani velivolo velivoli progetto aereo aeroplano polare ala isolata curva curve CL-alfa CL-Cd](http://www.lightairplanes1.com/TRACCIAMENTO%20_CURVE%20_CL-alfa%20_CL-Cd_polare_ala%20isolata_html_d8b7111bf9819fae.png)
A questo punto è possibile tracciare la curva polare
Cp-Cr dell’ala isolata.
Ai
fini pratici, conviene riportare i calcoli in forma tabellare.
4
|
5
|
6
|
7
|
CL= CLai = CLpm
|
Cdpm
|
Cdi
|
Cdai = Cdpm+Cdi
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Dove:
CLai
= CL dell’ala isolata.
CLpm
= CL del profilo medio.
Cdpm
= Cd del profilo medio.
Cdi
= Cd dovuto alla resistenza indotta.
Nella
colonna 5 si riportano i valori di Cdpm, corrispondenti ai valori di
CLpm letti sulla polare CL-Cd del profilo medio, ossia sulla polare
determinata nel capitolo precedente.
Riportando
sopra l’asse delle ascisse i valori della colonna 4 e sull’asse delle
ordinate i valori della colonna 7, si riesce a tracciare la curva
polare CL-Cd dell’ala isolata. Disegnando la curva polare CL-Cd
dell’ala isolata si evidenzia che essa, rispetto all’analoga curva del
profilo medio, tende a chiudersi.
![Il progetto aeroplano progettazione aereo aeroplani aerei velivolo velivoli Aircraft Design progettazione aeroplani velivolo velivoli progetto aereo aeroplano polare ala isolata curva curve CL-alfa CL-Cd](http://www.lightairplanes1.com/TRACCIAMENTO%20_CURVE%20_CL-alfa%20_CL-Cd_polare_ala%20isolata_html_f92b4278ff4eb835.png)
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