Velocità

[blinking]

Wing span 15m
Wing area 10.58 m²
Aspect ratio 21.3
Empty mass ca. 230 kg
water ballast 190 kg
Maximum mass 525 kg
Wing loading ca. 31 – 49.6 kg/m²
Maximum speed 250 km/h
Stall speed 66 km/h
Minimum sink rate ca. 0.59 m/s
Best glide ratio 42.5 at 100 km/h (con circa 350kg di peso)

attendo

Originalmente inviato da francescob

Se mi dite peso, efficienza ad una velocità, la velocità e la superficie alare si può calcolare ma di sicuro è molto-molto bassa...penso dell'ordine del 0,01.
Provo a vedere in bibliografia se si trova qualcosa e vi faccio sapere.

[francescob]

Originalmente inviato da blinking

Wing span 15m
Wing area 10.58 m²
Aspect ratio 21.3
Best glide ratio 42.5 at 100 km/h (con circa 350kg di peso)

A- Prima di tutto...dal peso, superficie alare e velocità ti calcoli il Cl...dunque:
W=350 kg= 3433N
S=10.58 mq
V=100 km/h=27.77 m/s
A=21.3

Cl=(2*3433)/(1.225*27.77*27.77*10.58)=0.68
Dunque alla massima efficienza il Cl dell'aereo è 0.68

B- Adesso sai che E=Cl/Cd da cui ottieni che:
E=42.5 e Cl=0.68, perciò....

Cd=Cl/E =0.016

Fai conto che in questo Cd è contenuta la resistenza di:
Fusoliera + ala, resistenza indotta, interferenze, varie altre.....

C- Le interferenze sono valutabili in circa Cdt=0.001
Lo stab è talmente piccolo che si trascura, dunque Cds=0
La resistenza indotta si può eliminare considerando che vale:
Cdi= (Cl^2)/(3,14*A*e)
Prendendo e=0.95 (ma non è questo il valore corretto - è solo stimato)
Otteniamo che: Cdi=0.0072

D- Ora sappiamo che la resistenza complessiva di ala e fusoliera (Cdo),resistenza indotta (Cdi),interferenze (Cdt) e stab (Cds) è pari alla resistenza calcolata sopra (Cd)....dunque:
Cdo+Cdi+Cdt+Cds=Cd , da cui abbiamo che:
Cdo=Cd-Cdt-Cdi-Cds----->Cdo=0,016-0.001-0.007-0=0.008

Perciò la resistenza del gruppo ala e fusoliera dovute alla sola resistenza di pressione (e dunque a Cl=0) è pari a Cd0=0.008
Valore in pratica identico a quello calcolato per l'aliante SB11.

E- Se vogliamo esagerare possiamo togliere anche la resistenza dei profili Cdp=0.004/0.005 (per quelli laminari moderni)...otteniamo allora che:
Cdo=Cdp+Cdfus , dunque:

Cdfus=0.008-0.005=0.003/0.004
In pratica la fusoliera considerata, per quell'aereo ha un coefficiente di resistenza di 0.003/0.005

F- Vi faccio notare che per evitare tutti i calcoli si sarebbe potuto ricavare Cdo dalla velocità massima.....infatti in quelle condizioni il Cdi si trasura pari a 0 perchè Cl è circa pari a 0...però....

F1 - Nel caso di un aereo a motore (ad elica) il Cdo lo ricavi dalla formula:
Cdo= (2*Peng)/(1.225*Vmax^3*S)
dove Peng è la potenza del motore in Watt, cioè:
Peng=Peng (Cv)*736
e Vmax è la massima in volo livellato

Se invece l'aereo è a turbina (che produce una spinta T):
Vi riportate la T in N
T=T(kg)*9,81
e poi applicate la formula:
Cdo=(2*T(N))/(1.225*Vmax^2*S)

F2- Nel caso di un aliante, la Vmax riportata - nel nostro caso 250 km/h non è quella massima effettiva ma è quella massima per la quale l'aereo è certificato, ovvero la Vne cioè la Velocity never Exceed (quella da non superare)...

F3-Vorrei ricordare che i calcoli di prima sono validi solo nel subsonico e in particolare per M<0.3...infatti sopra le resistenze aumentano a causa della compressibilità dell'aria e della nascita di resistenze aggiuntive.

That's all folks....

Ciao
Francesco

Originalmente inviato da francescob

A- Prima di tutto...dal peso, superficie alare e velocità ti calcoli il Cl...dunque:
W=350 kg= 3433N
S=10.58 mq
V=100 km/h=27.77 m/s
A=21.3

Cl=(2*3433)/(1.225*27.77*27.77*10.58)=0.68
Dunque alla massima efficienza il Cl dell'aereo è 0.68

B- Adesso sai che E=Cl/Cd da cui ottieni che:
E=42.5 e Cl=0.68, perciò....

Cd=Cl/E =0.016

Fai conto che in questo Cd è contenuta la resistenza di:
Fusoliera + ala, resistenza indotta, interferenze, varie altre.....

C- Le interferenze sono valutabili in circa Cdt=0.001
Lo stab è talmente piccolo che si trascura, dunque Cds=0
La resistenza indotta si può eliminare considerando che vale:
Cdi= (Cl^2)/(3,14*A*e)
Prendendo e=0.95 (ma non è questo il valore corretto - è solo stimato)
Otteniamo che: Cdi=0.0072

D- Ora sappiamo che la resistenza complessiva di ala e fusoliera (Cdo),resistenza indotta (Cdi),interferenze (Cdt) e stab (Cds) è pari alla resistenza calcolata sopra (Cd)....dunque:
Cdo+Cdi+Cdt+Cds=Cd , da cui abbiamo che:
Cdo=Cd-Cdt-Cdi-Cds----->Cdo=0,016-0.001-0.007-0=0.008

Perciò la resistenza del gruppo ala e fusoliera dovute alla sola resistenza di pressione (e dunque a Cl=0) è pari a Cd0=0.008
Valore in pratica identico a quello calcolato per l'aliante SB11.

E- Se vogliamo esagerare possiamo togliere anche la resistenza dei profili Cdp=0.004/0.005 (per quelli laminari moderni)...otteniamo allora che:
Cdo=Cdp+Cdfus , dunque:

Cdfus=0.008-0.005=0.003/0.004
In pratica la fusoliera considerata, per quell'aereo ha un coefficiente di resistenza di 0.003/0.005

F- Vi faccio notare che per evitare tutti i calcoli si sarebbe potuto ricavare Cdo dalla velocità massima.....infatti in quelle condizioni il Cdi si trasura pari a 0 perchè Cl è circa pari a 0...però....

F1 - Nel caso di un aereo a motore (ad elica) il Cdo lo ricavi dalla formula:
Cdo= (2*Peng)/(1.225*Vmax^3*S)
dove Peng è la potenza del motore in Watt, cioè:
Peng=Peng (Cv)*736
e Vmax è la massima in volo livellato

Se invece l'aereo è a turbina (che produce una spinta T):
Vi riportate la T in N
T=T(kg)*9,81
e poi applicate la formula:
Cdo=(2*T(N))/(1.225*Vmax^2*S)

F2- Nel caso di un aliante, la Vmax riportata - nel nostro caso 250 km/h non è quella massima effettiva ma è quella massima per la quale l'aereo è certificato, ovvero la Vne cioè la Velocity never Exceed (quella da non superare)...

F3-Vorrei ricordare che i calcoli di prima sono validi solo nel subsonico e in particolare per M<0.3...infatti sopra le resistenze aumentano a causa della compressibilità dell'aria e della nascita di resistenze aggiuntive.

That's all folks....

Ciao
Francesco

Mammamia.......... che lavoro certosino !
Appena possibile lo assumerò nella mia Azienda.

Depron