Elementi di ingegneria aerospaziale:

Appunti di
Istituzioni di ingegneria aerospaziale
Simone Ceola
Settembre 2021
Indice
1 Lezione 1: Storia aeronautica 4
2 Lezione 2: Aerodinamica 4
2.1 Introduzione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4
2.2 Numero di Mach . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5
2.3 Numero di Reynolds . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5
2.4 Galleria del vento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6
2.5 Flusso attorno ad una lastra piana . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6
2.6 Flusso attorno ad un prolo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6
3 Lezione 3 6
3.1 Flusso attorno ad un proiettile . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6
3.2 Principio di conservazione della massa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6
3.3 Principio di conservazione dell’energia . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7
4 Lezione 4 8
4.1 Misura della velocit a . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8
4.2 Tubo di Venturi . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8
4.3 Tubo di Pitot . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8
4.4 Il prolo alare . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9
4.4.1 Flusso attorno al prolo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9
5 Lezione 5 9
5.1 Andamento della velocit a e della pressione sul prolo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9
5.2 Distribuzione di pressione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9
5.3 Coecienti aerodinamici . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10
6 Lezione 6 11
6.1 Curve C
L
-  . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 11
6.2 Strato limite . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 11
6.2.1 Spessore strato limite laminare . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12
6.2.2 Stallo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12
7 Lezione 7 12
7.1 Scia . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12
7.2 Resistenza aerodinamica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12
7.3 Curve di un prolo con ap esteso . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12
7.4 Curva polare . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12
8 Lezione 8 13
8.1 Vortici di estremit a . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13
8.2 Forze aerodinamiche . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13
8.3 Ala con distribuzione di portanza ellittica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14
8.4 Polare del velivolo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 15
19 Lezione 9: Volo orizzontale rettilineo uniforme 15
9.1 Volo orizzontale rettilineo uniforme . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 15
9.1.1 Graco resistenza in funzione della velocit a . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 15
10 Lezione 10 16
10.1 Velocit a minima di sostentamento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16
10.2 Ecienza massima . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16
10.3 Graco D-V e rache . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16
11 Lezione 11 17
11.1 Graci (T, D) - V . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17
12 Lezione 12 19
12.1 Volo rettilineo uniforme in salita . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19
13 Lezione 13 20
13.1 Salita rapida e ripida . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21
13.2 Volo in discesa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21
13.3 Planata a motore spento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21
14 Lezione 14 22
14.1 Autonomie . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22
14.1.1 Propulsore a getto . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22
14.1.2 Propulsore ad elica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22
15 Lezione 15 22
15.1 Comandi di volo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22
15.1.1 Superci di controllo primarie . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23
16 Lezione 16 23
16.1 Decollo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23
16.2 Manovre di volo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23
17 Lezione 17 24
17.1 Richiamata . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24
18 Lezione 18 24
18.1 Manovra di virata . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24
18.2 Fattore di carico durante una virata . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25
19 Lezione 19 25
19.1 Diagramma n-V . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25
19.1.1 Rache . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26
20 Lezione 20 26
20.1 Catena di comando . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26
20.2 Caratterizzazione meccanica dei materiali . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26
20.3 Comandi di volo secondari . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27
20.3.1 Servoalette . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27
20.3.2 Alette di trim . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27
20.3.3 Diruttore . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27
20.4 Fly by wire . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28
21 Lezione 21 28
21.1 Motore a scoppio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28
21.2 Propulsore a getto . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28
21.2.1 Prese d’aria . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28
21.2.2 Compressore . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28
21.2.3 Camera di combustione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29
21.2.4 Turbina . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29
221.2.5 Post-bruciatore . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29
21.2.6 Ugello di scarico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29
21.2.7 Turboelica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29
21.2.8 Turbofan . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29
22 Lezione 22 29
22.1 Propulsore ad elica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29
22.1.1 Angolo di calettamento e passo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29
22.1.2 Velocit a di rotazione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29
22.1.3 Condizioni di funzionamento dell’elica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30
22.1.4 Forze e momenti sviluppati . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30
22.1.5 Coecienti importanti e rendimento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30
22.1.6 Elica a passio vario . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30
23 Lezione 23 30
23.1 Strutture aeronautiche . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30
23.1.1 Componenti strutturali . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31
23.2 Materiali compositi . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31
24 Lezione 24 31
24.1 Giunzioni . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31
24.2 Trattamenti termici . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 32
24.3 Elicottero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 33
24.3.1 Passo collettivo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 33
24.3.2 Moto avanzato . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 33
31 Lezione 1: Storia aeronautica
Cayley (1800):
Scopre che una supercie piana inclinata con un certo angolo genera una forza sostentatrice e che se la
supercie era curva la forza aumentava. Si rende conto che sull’ala ci sono due forze: resistenza nella
direzione dell’aria e portanza perpendicolare al usso del vento. Cap  che l’aeromobile doveva avere delle
caratteristiche sse:
• ala principale con incidenza per la portanza (inclinata verso l’alto);
• coda regolabile per la stabilit a;
• fusoliera con carrello di atterraggio;
• equilibratori e timone governabili dal pilota.
Henson (1842):
Primo brevetto di aereo: motore a vapore per propulsione, ma le superci di comando erano sse e non
variabili quindi non ha funzionato.
Penaud (1871):
Velivolo con baricentro nella parte anteriore, quindi stabile. In un altro progetto introduce il carello allog-
giabile all’interno della fusoliera e questo porta ad un notevole vantaggio dal punto di vista aerodinamico.
Felix Du Temple (1874):
Sempre superci sse, perch e si pensava che l’aria fosse ferma.
Phillips (1884):
Prima galleria del vento a circuito aperto (aria  e poi libera di tornare nell’ambiente).
Fratelli Wright (1913):
Primo volo. Introducono:
• timone di direzione mobile sulla coda;
• due eliche spingenti collegate con una catena ai motori;
• equilibratore anteriore.
2 Lezione 2: Aerodinamica
2.1 Introduzione
Introduciamo le caratteristiche siche principali del uido con cui lavoreremo e con cui abbiamo a che
fare tutti i giorni: l’aria, ovvero la miscela di sostanze aeriformi che costituiscono l’atmosfera terrestre.
• Temperatura: un gas  e visto come un gran numero di piccole particelle (atomi o molecole) che
sono in costante movimento casuale. Le particelle muovendosi urtano tra di loro e con le pareti del
contenitore e quindi hanno un’energia cinetica: la temperatura  e una misura dell’energia cinetica
media del movimento delle molecole.
• Densit a:  e descritta come il numero di particelle per unit a di volume e si misura in kg=m
3
. La
densit a dell’aria a condizioni standard  e di 1,225 kg=m
3
, mentre per l’acqua  e di 988 kg=m
3
. Inoltre
la densit a  e una propriet a locale e pu o variare da punto a punto.
• Pressione:  e una grandezza sica che esprime il rapporto tra la forza peso della colonna d’aria che
grava su una supercie, presente in un qualsiasi punto dell’atmosfera terrestre e la misura dell’area
della supercie stessa. La direzione della forza  e sempre perpendicolare alla supercie su cui agisce
ed  e sempre entrante (non esiste una pressione negativa). Nel caso di pressione nulla siamo nel
vuoto. Nel S.I. si esprime in Pascal (Pa).
• Viscosit a:  e una grandezza sica che misura la resistenza di un uido allo scorrimento. La viscosit a
dinamica di un uido  e una misura della sua resistenza a uire quando  e applicato uno sforzo
tangenziale. La causa di tale resistenza  e dovuta agli strati adiacenti di uido che si muovono con
velocit a diversa.
La viscosit a dinamica pu o essere calcolata:
 =
Fd
SU
4dove:
{ F  e la forza applicata al piano mobile;
{ d  e la distanza tra i due piani;
{ S  e la supercie di ogni piano;
{ U  e la velocit a del piano mobile.
Alcuni valori di :
{ Aria: 17; 8 10
6
Pa s;
{ Acqua: 1; 14 10
3
Pa s;
{ Olio: 1; 53 Pa s.
2.2 Numero di Mach
E’ un numero adimensionale denito come il rapporto tra la velocit a di un oggetto in moto in un uido
e la velocit a del suono nel uido considerato. Si denisce:
Ma =
v
a
=
v
p
RT
dove:
• v  e la velocit a del corpo;
• a  e la velocit a del suono (circa 340 m=s nell’aria);
•   e il coeciente di dilatazione adiabatica, pari a 1,4;
• R  e la costante specica del gas;
• T  e la temperatura (in Kelvin).
Questo numero  e importante perch e un uido pu o essere considerato incomprimibile (quindi con densit a
costante) solo sotto alla velocit a di Mach 0,3. Il numero di Mach denisce i regimi di volo:
Ma < 1 Subsonico
Ma = 1 Sonico
0,8 < Ma < 1,2 Transonico
Ma > 1 Supersonico
Ma > 5 Ipersonico
Il tempo nel transonico deve essere pi u piccolo possibile perch e  e una zona che crea turbolenze.
2.3 Numero di Reynolds
Numero adimensionale che esprime il rapporto tra le forze d’inerzia e le forze viscose:
Re =
  v L
 dove:
•   e densit a;
• v  e la velocit a del usso;
• L  e la lunghezza del fenomeno considerato (es. diametro cavit a);
•   e la viscosit a dinamica.
Consente di valutare se il usso di scorrimento di un uido  e in un regime laminare (basso Re, quando
il moto del uido avviene con scorrimento di strati gli uni sugli altri, in modo regolare) o in un regime
turbolento (alto Re, in cui il moto delle particelle del uido avviene in maniera caotica, senza seguire
traiettorie ordinate).
52.4 Galleria del vento
E’ un apparecchiatura che viene utilizzata per studiare l’andamento di un usso di un uido (aria) attorno
ad un corpo, simulando la realt a. Si misurano tutte le forze aerodinamiche che agiscono su un corpo.
Valgono le trasformazioni galileiane, ovvero che le azioni aerodinamiche che un uido in quiete esercita
su un corpo in movimento sono uguali a quelle esercitate su un corpo fermo con uido in movimento.
2.5 Flusso attorno ad una lastra piana
La resistenza (R)  e la forza aerodinamica agente in direzione parallela (e con verso opposto) alla direzione
del moto, essa  e data sia dalla viscosit a del uido, sia dalla dierenza di pressione tra la zona davanti al
corpo (maggiore) e quella dietro al corpo (minore). Se la dierenza di pressione fosse nulla saremmo nel
caso di corpo fermo in uido fermo.
Le particelle di uido avvertono la presenza del corpo ancor prima di arrivare ad esso, quindi ci troviamo
nel caso di uido incomprimibile.
2.6 Flusso attorno ad un prolo
Quando il uido incontra un prolo si vengono a formare due diversi ussi: un usso laminare sotto al
prolo, in cui la pressione  e uguale alla pressione lontana dal corpo, e un usso turbolento sopra al prolo
che va a creare una zona di bassa pressione. In questo modo si crea una dierenza di pressione tra la
parte sopra e sotto al prolo, generando una forza aerodinamica detta portanza che "risucchia" l’aria
verso l’alto alzando il prolo alare.
Nella parte del prolo che incide con il usso pu o formarsi un punto di ristagno, ovvero un punto del
campo di usso in cui la velocit a istantanea locale  e zero e in cui la pressione diventa massima.
Inoltre, andando a modicare l’ angolo di incidenza (angolo che si forma tra la direzione del usso di
aria e la corda dell’ala, ovvero il segmento immaginario che unisce il bordo d’attacco con il bordo d’uscita
del prolo) si pu o osservare come cambia il usso sul prolo.
3 Lezione 3
Riprendendo il discorso della lezione precedente:
il usso del uido nella parte sopra al prolo compie un moto laminare no alla zona di transizione,
in cui esso passa al moto turbolento. Inoltre, aumentando l’angolo di incidenza lo strato di transizione si
avvicina sempre di pi u al bordo d’attacco del prolo.
Strato limite: zona molto vicina al prolo, in cui si pu o avere strato laminare o turbolento.
3.1 Flusso attorno ad un proiettile
La parte iniziale del proiettile sembra quasi essere avvolta dal usso del uido, quindi c’ e un moto laminare
dell’aria. Pi u il proiettile viene fatto ruotare (per simulare la realt a) pi u lo strato di transizione si avvicina
al bordo d’attacco.
3.2 Principio di conservazione della massa
Equazione di continuit a : stabilisce che la portata attraverso un tubo di sezione resta costante, cosicch e
al diminuire della sezione aumenta la velocit a del uido.
Consideramo un uido non comprimibile, quindi con densit a costante. Visto che la massa non si crea e
non si distrugge, nell’unit a di tempo la quantit a di massa che passa per il punto 1 deve essere uguale a
quella che passa per il punto 2:
Quindi scriveremo :
_ m
1
= _ m
2
con _ m =
m
dt
.
La portata al punto 1  e data dal prodotto tra la velocit a del uido, la supercie della sezione e la densit a
del uido:
v
1
 A
1
  1
6e possiamo scrivere lo stesso per il punto 2:
v
2
 A
2
  2
Visto che consideriamo un uido a densit a costante, i due valori  possono essere semplicati per arrivare
alla seguente equazione:
v
1
A
1
=v
2
A
2
3.3 Principio di conservazione dell’energia
Consideriamo uidi incomprimibili e non viscosi. Trascurando attriti, un uido di massa m e volume V
che percorre una linea di usso ha un’energia meccanica totale che si conserva:
1
2
mv
2
+pV =cost (1)
dove pV deriva da L =Fs =pAs =pV .
Dividiamo l’equazione (1) per V e otteniamo:
1
2
mv
2
V
+
pV
V
=
cost
V
1
2
v
2
+p =k
Quest’ultima  e chiamata equazione di Bernoulli, in cui
1
2
v
2
 e la pressione dinamica ep  e la pressione
statica. Si pu o anche denire la pressione totale o di ristagno:
P
0
=p +
1
2
v
2
:
7