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Corso Manovre e Stabilità - Marzo 2010
Dipartimento Ingegneria Aerospaziale
Corso Manovre e Stabilità
Equilibrio LONGITUDINALE
DocenteFabrizio Nicolosi
Dipartimento di Ingegneria AerospazialeUniversità di Napoli “Federico II”
e.mail : [email protected]
Corso Manovre e Stabilità - Marzo 2010
Dipartimento Ingegneria Aerospaziale
FORZE AERODINAMICHE
Corso Manovre e Stabilità - Marzo 2010
Dipartimento Ingegneria Aerospaziale
Forze Aerodinamiche
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Dipartimento Ingegneria Aerospaziale
Forze Aerodinamiche
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Dipartimento Ingegneria Aerospaziale
Forze Aerodinamiche
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Dipartimento Ingegneria Aerospaziale
Forze Aerodinamiche
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Dipartimento Ingegneria Aerospaziale
Forze Aerodinamiche
DISACCOPPIAMO il Longitudinale col Latero-direzionale
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Dipartimento Ingegneria Aerospaziale
Forze Aerodinamiche
Longitudinale
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Forze Aerodinamiche
Longitudinale - DRAG
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Longitudinale - DRAG
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Longitudinale - DRAG
POLARE PARABOLICA
Il CDo è sovrasegnato per Indicare che è il CD a CL=0e non ad alfa=0
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Dipartimento Ingegneria Aerospaziale
Longitudinale - DRAGPOLARE PARABOLICA
f è l’area parassita equivalente, vera misura della resistenza di un velivolo
f = Swet * Cf_eqSwet è l’area bagnata del velivolo (circa 5-6 volte S)Cf_eq è il Cf equivalente (dipende dal Re e dalla rugosità sup.)
Swet/S
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Longitudinale - DRAG
Essendo Swet = circa 6 * SViene =>
f = Swet * Cf_eq
= 6 * Cf_eq
Il Cf_eq vale:
- Velivolo trasp. Jet = circa 0.0030- Velivolo turboelica = circa 0.0037- Bimotore elica = circa 0.0045
Per cui , nel caso di vel. Trasp. Jet =>
= 6 * 0.0030 = 0.018
NB : Si parla solitamente di drag counts1 drag count = 0.0001Quindi il CDo in tal caso vale 180 counts
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Longitudinale - DRAG
Ma solitamente si usa l’approccio della polare parabolica :
=>
E comunque la derivata rispetto ad alfa
derivata NON COSTANTE con α !!!
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Longitudinale - DRAG
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Longitudinale - DRAG
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Longitudinale - LIFT
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Longitudinale - LIFT
Trascurando l’entità della resistenza sul piano di coda
E ponendo
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Longitudinale - LIFT
La fusoliera ha un effetto piccolo (dipendedalla dimensione relativa tra ala e fusoliera)
=>
CL0wf=CLαwf * (iw + α0L)FRL
V
0L
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Longitudinale - LIFT
V
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Longitudinale - LIFT
V
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Longitudinale - LIFT
Il primo termine è=0 se il profilo del piano di coda orizzontale è simmetrico.Ci sono velivoli che hanno il piano a curvatura negativa. In quel caso è <0.
FRL
V
0L
Vh
(α − ε)
Indice di efficacia dell’equilibratore (tip. 0.4 - 0.5)
Deflessione dell’equilibratore (positiva se verso il basso)>0
w
LL0w
w
LL0w0 eAR
C2)i(
eARC
2 )i(dd wf0
⋅π=α−⋅
⋅π=α−⋅
αε
=ε α
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Longitudinale - LIFT
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Longitudinale - LIFT
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Longitudinale - LIFT
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Longitudinale - Momento
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Longitudinale - Momento
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Longitudinale - Momento
= CM ac_w + CM oLf
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Longitudinale - Momento
=>
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Longitudinale - Momento
=>
Coefficiente volumetrico del piano di coda orizzontale
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Longitudinale - Momento
=>
COEFFICIENTE VOLUMETRICO
cl
SS
c)xx(
SSV hhcgach
_
hh =
−= lh è la distanza
del ac della coda dal CG
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Longitudinale - Momento
=>
COEFFICIENTE VOLUMETRICO
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Longitudinale - Momento
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Longitudinale - Momento
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Longitudinale - Momento
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Dipartimento Ingegneria Aerospaziale
Longitudinale - Momento
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Longitudinale - Momento
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Longitudinale - MomentoCentro aerodinamico del velivolo , detto anche PUNTO NEUTRO a comandi bloccati => stessa definizione del ac _ wing
Impongo
XN =
detto anche XN
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Longitudinale - Momento
Facendo qualche passaggio si può vedere che :
NB : Abbiamo trascurato l’effetto sul momento delle forze propulsive !!In velivoli ad elica monomotori (elica in prua) i momenti dovuti alle componenti che nascono fanno variare di qualche punto % Xac_wf
XN =
= CLα *(Xcg – XN)
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Dipartimento Ingegneria Aerospaziale
Longitudinale - MomentoCASO PIU’ GENERALE di ALA-Piano Orizz e Canard
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Longitudinale - MomentoCASO PIU’ GENERALE di ALA-Piano Orizz e Canard
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Longitudinale - MomentoCOMANDI LIBERI
Momento di cerniera
SI PUO’ NOTARE CHE ilmomento (e quindi il coeff)di cerniera dovuta ad alfa e deSONO ENTRAMBI NEGATIVI(momento antiorario sulla cerniera)
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Longitudinale - MomentoCOMANDI LIBERI
Momento di cerniera
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Longitudinale - MomentoCOMANDI LIBERI
Momento di cerniera
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Dipartimento Ingegneria Aerospaziale
Longitudinale - MomentoCOMANDI LIBERI
Angolo di flottaggio (floating)
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Longitudinale - MomentoCOMANDI LIBERI
Angolo di flottaggio (floating)
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Longitudinale - MomentoCOMANDI LIBERI
Angolo di flottaggio (floating)
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Longitudinale - MomentoCOMANDI LIBERI
Angolo di flottaggio (floating)
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Longitudinale - MomentoCOMANDI LIBERI
Nel caso di comandi liberi l’angolo dell’equilibratore è funzione di alfa_h (che a sua volta è funzione di alfa_body).
fl (αh)
Quindi, rispetto al caso a comandi bloccati viene ad essere variato :
(ad alfa =0 il de questa volta, dipendente da alfa NON E’ NULLO)
(la dipendenza da alfa c’è anche nel termine dipendente da de(alfa))
(1)
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Longitudinale - MomentoCOMANDI LIBERI
fl (α)
( ) 0'
0 __0_
)( εηα
⋅−⋅⋅+−+= cghachhwfaccg
wfacxx
SSCxxCCC h
LLMM
( ) [ ])(_ αδτηα fl
cghachh eh
L xxSSC ⋅⋅−⋅⋅−
eHhHH eCCC δα
δα⋅+⋅=ma
( ) ( ) 00 0per εεδααδδ
α
δ
α
δ
α ⋅=−⋅−==>=⋅−=ee
fl
e
flH
H
H
Heh
H
He C
CCC
CC
(1)
(2)
(3)
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Longitudinale - MomentoCOMANDI LIBERI
( ) 0'
0 __0_
)( εηα
⋅−⋅⋅+−+= cghachhwfaccg
wfacxx
SSCxxCCC h
LLMM
( ) [ ])0(_ =⋅⋅−⋅⋅− αδτηα fl
cghachh eh
L xxSSC
( ) 0'
0 __0_
)( εηα
⋅−⋅⋅+−+= cghachhwfaccg
wfacxx
SSCxxCCC h
LLMM
( )⎥⎥⎦
⎤
⎢⎢⎣
⎡⋅⋅−⋅⋅− 0_ ετη
δ
α
αH
HhL C
Cxx
SSC cghachh
Quindi :
( )⎥⎥⎦
⎤
⎢⎢⎣
⎡−⋅−⋅⋅+−+=
δ
α
ατεη
H
HhLLMM C
Cxx
SSCxxCCC cghachh
wfaccgwfac
1)( 0'
0 __0_
(2)
(4)
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Longitudinale - MomentoCOMANDI LIBERI
( )⎥⎥⎦
⎤
⎢⎢⎣
⎡−⋅−⋅⋅+−+=
δ
α
ατεη
H
HhLLMM C
Cxx
SSCxxCCC cghachh
wfaccgwfac
1)( 0'
0 __0_
⎥⎥⎦
⎤
⎢⎢⎣
⎡−=
δ
ατH
H
CC
F 1
( ) FxxSSCxxCCC cghachh
wfaccgwfac
hLLMM ⋅⋅−⋅⋅+−+= 0
'0 __
0_)( εη
α
(5)(6)
(7)
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Longitudinale - MomentoCOMANDI LIBERI
Vediamo l’effetto sul CM_alfa
fl(αh)
( ) ( ) hH
Hhe
e
fl CC
ααδδ
α ⋅−=
La parentesi quadra diventa:
⎥⎥⎦
⎤
⎢⎢⎣
⎡+++−+−− h
H
H
H
H
H
H
H
Hh i
CC
dd
CC
CC
CC
idd
δ
α
δ
α
δ
α
δ
α τααετετατα
αεεα 00
( ) ( ) ⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ +−−⋅−=⋅−= h
H
Hh
H
Hhe i
dd
CC
CC
ee
flα
αεεαααδ
δ
α
δ
α0
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ +−−=+−= hhh i
ddi ααεεαεαα 0
(8)
(9)
(10)
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COMANDI LIBERI Vediamo l’effetto sul CM_alfa
fl(αh)
Isolando i termini dipendenti da alfa (alfa_body) :
( )+−⋅= wfaccgwf
xxCC LM __
'αα
⎥⎥⎦
⎤
⎢⎢⎣
⎡+−−⋅−−
αεττ
αεη
δ
α
δ
α
α dd
CC
CC
ddxx
SSC
H
H
H
HhL cghachh
1)( _
⎥⎥⎦
⎤
⎢⎢⎣
⎡+++−+−− h
H
H
H
H
H
H
H
Hh i
CC
dd
CC
CC
CC
idd
δ
α
δ
α
δ
α
δ
α τααετετατα
αεεα 00
(10)
(11)
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COMANDI LIBERI Vediamo l’effetto sul CM_alfa
fl(αh)
Isolando i termini dipendenti da alfa (alfa_body) :
( )+−⋅= wfaccgwf
xxCC LM __
'αα
⎥⎥⎦
⎤
⎢⎢⎣
⎡⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛−⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛ −⋅−−
δ
α
ατ
αεη
H
HhL C
Cddxx
SSC cghachh
11)( _
( ) Fddxx
SSCxxCC cghachh
wfaccgwf
hLLM ⋅⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛ −⋅−−−⋅=
αεη
ααα1)( __
_
'
(12)
(13)
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COMANDI LIBERI Vediamo l’effetto sul CM_alfa
( ) Fddxx
SSCxxCC cghachh
wfaccgwf
hLLM ⋅⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛ −⋅−−−⋅=
αεη
ααα1)( __
_
'
Ricordo che a comandi bloccati :
( ) ⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ −⋅−−−⋅=
αεη
ααα ddxx
SSCxxCC cghachh
wfaccgwf
hLLM 1)( __
_
In definitiva il termine del piano di coda (che rende il negativo , cioè stabile)viene ad essere ridotto per la presenza di F (< 1) αMC
1 1 <⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛−=
δ
ατH
H
CC
F Infatti, tipicamente 50.040.0 −=τe
80.070.0 −≈δ
α
H
H
CC
0.70≈F
(13)
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COMANDI LIBERI A Comandi liberi si modifica anche il CM_ih
FVCFxxSSCC hL
hLM hh
cghachhih⋅−=⋅−−= ηη
αα)( _
'
Ricordo che a comandi bloccati :
Quindi :
1 1 <⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛−=
δ
ατH
H
CC
F Infatti, tipicamente 50.040.0 −=τe
80.070.0 −≈δ
α
H
H
CC
0.70≈F
Andando a raccogliere nella equazione (10) i termini dip da ih:
(14)
hLM VCC hhihη
α−= (15)
FCCihih MM ⋅='
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COMANDI LIBERI Equazione
hMMMM iCCCCih
⋅+⋅+= ''''0
αα
Infatti non ho più il termine dipendente da de in quanto l’equilibratore flotta e non risulta più una variabile indipendente.
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COMANDI LIBERI Termini derivate a comandi liberi (confronto con der com blocc)
( ) FxxSSCxxCCC cghachh
wfaccgwfac
hLLMM ⋅⋅−⋅⋅+−+= 0
'0 __
0_)( εη
α
( ) 00 __0_
)( εηα
⋅−⋅⋅+−+= cghachhwfaccg
wfacxx
SSCxxCCC h
LLMM
( ) Fddxx
SSCxxCC cghachh
wfaccgwf
hLLM ⋅⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛ −⋅−−−⋅=
αεη
ααα1)( __
_
'
( ) ⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ −⋅−−−⋅=
αεη
ααα ddxx
SSCxxCC cghachh
wfaccgwf
hLLM 1)( __
_
FVCC hLM hhih⋅−= η
α
'
hLM VCC hhihη
α−=
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Dipartimento Ingegneria Aerospaziale
COMANDI LIBERI
Risoluzione del problema relativo al calcolo dell’alfa di equilibrio (per dato ih).A comandi liberi l’equazione del momento ha una sola soluzione in alfa per dato ih.Infatti :
fl(αh)
⎥⎥⎦
⎤
⎢⎢⎣
⎡+++−+−− h
H
H
H
H
H
H
H
Hh i
CC
dd
CC
CC
CC
idd
δ
α
δ
α
δ
α
δ
α τααετετατα
αεεα 00
Per dato ih CM’ =0 ha una sola soluzione in alfa. In effetti è equivalente a :
0''''0
=⋅+⋅+= hMMMM iCCCCih
αα
E si può risolvere in alfa
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COMANDI LIBERI
Risoluzione del problema relativo al calcolo dell’alfa di equilibrio (per dato ih).ALTERNATIVA (Mi permette di non calcolare anche le derivate a comandi liberi):
0)(0
' =⋅+⋅+⋅+= heMhMMMM fleihCiCCCC αδα
δα
Esplicitato il de di flottaggio come funzione di alfa:
⎥⎦⎤
⎢⎣⎡ +−−⋅−= h
H
He i
dd
CC
flα
αεεατδ
δ
α0
⎥⎦
⎤⎢⎣
⎡+−⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛ −⋅⋅−= h
H
He i
dd
CC
fl 01 εαεατδ
δ
α
L’equazione sopra (dove compaiono ancora le derivate di stabilità a com bloccati) può essere risolta in alfa e trovare quindi l’alfa body di equilibrio a comandi liberi.(VEDERE ESERCIZI SVOLTI).
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MOM CERNIERA
80.070.0 −≈δ
α
H
H
CC
Possiamo facilmente vedereche come segno sono entrambi negativi.
I loro valori ( e quindi il rapporto) dipendono principalmente dal rapporto della corda dell’equilibratore sulla corda del piano di coda)
Tipicamente l’equilibratore si fa 0.30 – 0.35 della corda, quindi
013.0 008.0 −≈−≈δα HH CC
CODA del B747
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MOM CERNIERA
Effetto importante è anche la posizione della cerniera.
Tipicamente l’Overhang è0.10 -0.20
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MOM CERNIERA
L’Horn fa variare sensibilmente il coeff di cerniera.
Nella zona esterna il coeff di momcerniera diviene addirittura positivo.
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COMANDI LIBERI
Com bloccati al variare di de
α
CM
δe=0
Curva del velivolo a com liberi
NB:Esiste solo 1 valore di alfa al quale il velivolo è equilibrato a comandi liberi
δe=-10
δe=-5
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COMANDI LIBERI
Ovviamente si modifica quindi il margine statico di stabilità ed il punto neutro a comandi liberi:
Fddxx
SS
C
Cxx cghach
wf
hwfac
h
L
LN ⋅⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛ −⋅−+=
αεη
α
α 1)( _
_
_'
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ −⋅−+=
αεη
α
α
ddxx
SS
C
Cxx cghach
wf
hwfac
h
L
LN 1)( _
_
_
Ricordiamo che l’espressione (approssimata) del punto neutro di stab a com bloccati era:
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ −⋅+= ⋅
αεη
α
α
ddV
C
Cxx h
L
LN h
wf
hwfac 1
_
_
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COMANDI LIBERI
Questa è una espressione approssimata
Fddxx
SS
C
Cxx cghach
wf
hwfac
h
L
LN ⋅⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛ −⋅−+=
αεη
α
α 1)( _
_
_'
Se ricaviamo'
αMC
Possiamo ricavare'
Nx in altro modo :
( ) Fddxx
SSCxxCC cghachh
wfaccgwf
hLLM ⋅⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛ −⋅−−−⋅=
αεη
ααα1)( __
_
'
α
α
L
MN
CC
xx cg
'' −= = CLα *(Xcg – XN)
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COMANDI LIBERI
A rigore l’espressione corretta è :
'
''
α
α
L
MN
CC
xx cg −=
Fdd
SSCCC h
hLLL hwf
⋅⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ −+=
αεη
ααα1'
La pendenza della retta di portanza del velivolo completo cambia tra com bloccati e com liberi
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ −+=
αεη
ααα dd
SSCCC h
hLLL hwf
1 com bloccati
com liberi
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EQUILIBRIO , Effetti Propulsivi
Se si inserisce anche il contributo della spinta dei motori va aggiunto all’equazione del CM il contributo dei motori.
cg
T
La spinta T può essere ricavata dall’equilibrio spinta = resistenza.Conoscendo il CL dalla polare parabolicaRicavo il CD e quindi :
T=D=q S CDzt
Il momento dovuto alla forza T èMt=T * zt(in tal caso cabrante) , quindi positivo.
Si può stimare poi il coefficiente di momento equivalente :Che va aggiunto nelle equazioni precedenti per ricavare i corretti valori di de o alfa con inclusi gli effetti della forzapropulsiva.
cSqzTC T
MT ⋅⋅⋅
=