Esercitazione Dimensionamento del piano di coda orizzontale di …wpage.unina.it/.../5_Piano_Orizzontale_Esercitazione.pdf · 2016-05-26 · Esercitazione Dimensionamento del piano

Esercitazione Dimensionamento del piano di coda

orizzontale di un velivolo Corso di Progetto Generale di Velivoli

25/05/2016 [email protected] 1


Condizioni

1. Stabilità in fase di crociera 2. Equilibrio (controllabilità) in fase di

atterraggio

Si impongono due equazioni che definiscono due curve limite (St/Sw) al di sopra delle quali le condizioni sono soddisfatte.


Velivolo bimotore ad elica

Il piano di coda orizzontale è assente. Bisogna preliminarmente scegliere forma in pianta e posizione. Questi parametri hanno influenza su peso, prestazioni e costi del velivolo.


Dimensionamento preliminare


Dimensionamento preliminare (cont.)


'

, ,t t t

tt w

A M a

VS S

l c

Λ →

→

La scelta del volumetrico e della posizione del piano (distanza fuoco ala – fuoco piano) permette un dimensionamento di massima che semplifica i calcoli successivi.

La scelta della forma in pianta influenza il peso e l’aerodinamica (insieme al numero di Mach) del piano orizzontale.

Condizione 1 - Stabilità

0 MSScgM

L

xdC NdC c

= − ≤

MSS 1 1wbaccg t h tt

h w

xx a C Sd lc c a d C c S

α

δ

εη τα

+ = + − −

Per un velivolo di aviazione generale (comandi reversibili) è importante valutare la stabilità a comandi liberi.

Incognita del problema


Condizione 1 – Stabilità (cont.)

0.00

0.05

0.10

0.15

0.20

0.25

0.30

0.35

0.40

0.45

0.50

0.00 0.10 0.20 0.30 0.40 0.50 0.60

St/S

w

xcg/c

Cond. 1


MSSwbacx −

Condizione 1 – Stabilità (cont.)


h w


α

δ

εη τα

+ = + − −

Variabile indipendente

Margine di stabilità statica È un dato del problema (es. 0.05)

Centro aerodinamico del velivolo parziale

Effetto downwash

Riduzione della stabilità a causa della reversibilità del comando

Da assegnare!


Condizione 1 – Stabilità (cont.) Centro aerodinamico velivolo parziale

/42

2

2

/ ( )1.8 0.273 tan1 ( 2.15 )

57.34.0 motori avanti l'ala2.5 motori dietro l'ala

wb w body nac

body

nac

ac ac ac ac

ac f f fn f fc

w f

ac n nnac

w

nac

x x x x

x b h l b S b b bc a Sc c b b

x b lKc Sca

K

λ

= + ∆ + ⋅∆

∆ −= − ⋅ + ⋅ Λ

+ +

∆=

⋅

−= −

Effetto destabilizzante di fusoliera e gondole motori.


Condizione 1 – Stabilità (cont.) Pendenza retta di portanza (M≈0)


Condizione 1 – Stabilità (cont.) Pendenza retta di portanza

In alternativa ai grafici si può usare la formula seguente (rad-1).


Condizione 1 – Stabilità (cont.) Contributo del piano orizzontale

0.85 piano in fusoliera0.95 piano sul verticale1.00 configurazione a T

tη=

Rapporto delle pressioni dinamiche sul piano di coda. È un indice di efficienza del piano.

1 1t tw t

w w

a S da aa S d

εηα

= + −

Pendenza della retta di portanza del velivolo.

Valore di primo tentativo da velivoli simili.


Condizione 1 – Stabilità (cont.) Effetto downwash (M≈0)

La posizione scelta del piano orizzontale influenza il valore del downwash. Esistono altri effetti dovuti alla forma in pianta dell’ala.

( )

0

1.19

/40

0

4.44 cos

M

M

A H cM

w

M M w

d K K Kd

ad dd d a

λεα

ε εα α

=

=

=

= Λ

=

Formulazione proposta da Roskam. I tre K sono definiti nella prossime slide.


Condizione 1 – Stabilità (cont.) Effetto downwash (M≈0) (cont.)


Condizione 1 – Stabilità (cont.) Effetto dei comandi liberi

CL

ClCl

δδ δ δ δ

δ

ατ α η α η

α= =

αδ = lastra piana 2D in funzione del rapporto delle corde + correzione 3D

ηδ = correzione per un plain flap 2D ed effetti non lineari

Attenzione: in questa fase si è in campo lineare, deflessione massima 10°.

25/05/2016 16 [email protected]

Condizione 1 – Stabilità (cont.) Momenti di cerniera

( )

ref

ref

ref

ref

2

Effetti 3D

D

hh h

h

hh h

h

th h

t

h h h h

cc cc

cc cc

aC ca

C c C c

αα α

α

δδ δ

δ

α α

δ δ α ατ

=

=

=

= + −

Definizione di overhang cb/cf

Pendenza della retta di portanza del profilo.


Condizione 1 – Stabilità (cont.) Momenti di cerniera (cont.)

0.0

0.5

1.0

1.5

2.0

2.5

3.0

0 0.2 0.4 0.6 0.8cf/c

ch_alfa / ch_alfa_refch_delta / ch_delta_ref -0.014

-0.012

-0.010

-0.008

-0.006

-0.004

-0.002

0.000

0.002

0.004

0 0.2 0.4 0.6

cb/cf

ch_alfa_ref ch_delta_ref


Condizione 1 – Stabilità (cont.) Bilanciamento aerodinamico

In genere NON si applica in fase di progetto, è una correzione che si fa a valle.


Condizione 1 – Stabilità (fine)

0.00

0.05

0.10

0.15

0.20

0.25

0.30

0.35

0.40

0.45

0.50

0.00 0.10 0.20 0.30 0.40 0.50 0.60

St/S

w

xcg/c

Cond. 1


MSSwbacx −

Condizione 2 – Equilibrio


0wb

cg wb w t

cg acM M L t t L

x xC C C V C

cη

−= + − =

Equilibrio alla rotazione intorno al baricentro nel piano longitudinale

Condizione 2 – Equilibrio (cont.)


Con opportuni passaggi (e nuova trattazione con introduzione del CL del velivolo completo) si arriva alla seguente formulazione:

( ) ( )

' '0

0 0 0

1

1

1 1

wb

cg acwb

cg ac tM M t t L t t t t

t t w t w lt t

w

x x a dC C V C V ac a d

i K i Ka S da S d

εη η αα

α α αεα

− = + − − −

= − = − = − Γ + −

0t t ei i τδ= +

Condizione 2 – Equilibrio in condizioni di atterraggio

Semplificazioni dovute all’effetto suolo: • il downwash si riduce del 10% (quindi quello calcolato in precedenza a

M=0 va moltiplicato per 0.9); • la pendenza della retta di portanza aumenta leggermente e

nell'ultimo termine sarà 1.02at, ma il rapporto at/a si mantiene costante.

Il coefficiente di portanza in condizione di equilibrio CLe può essere approssimato come CL w max/1.22 (con CL w max coefficiente di portanza in fase di atterraggio, rilassato del 20% rispetto allo stallo, ed assegnato).

( ) ( )0 0

1

1.02 0

acwb

cg acwb

flapcgflap t t

M M t Lege w

flaptt t t e w

w

x x a Sd lC C Cc a d c S

SlK a ic S

εηα

η τδ α

− = + − −

− + − =Effetto suolo

23 25/05/2016 [email protected]



Esplicitando xcg si ha (GE sta per ground effect):

Wing-body: posizione baricentro che soddisfa l’equilibrio alla rotazione in assenza di piano di coda

< 1 (≈ 0.70)

−Γl O(101) circa −22 deg

O(10-1) ≈ 0.05 in 1/deg

O(100) ≈ 0.9

Contributo del piano di coda all’equilibrio longitudinale

Il termine in parentesi quadre risulta quindi negativo. Ne consegue che, in condizioni di equilibrio, la superficie del piano orizzontale è una funzione decrescente con la posizione del baricentro.

Angolo fortemente negativo, pari a circa = 0.35×(-25)−13=−22 deg

(≈ −1.00)



0.000.050.100.150.200.250.300.350.400.450.50

0.00 0.05 0.10 0.15 0.20 0.25 0.30 0.35 0.40

St/S

w

xcg/c

Cond. 2

acwb wbM accg

Le

C xxc C c

= − −

Condizione 2 – Equilibrio (cont.) Deflessione dei flap

max

ac

ac acwb wb

flapMflap

L

Cx x

C∆

= +∆

Spostamento del centro aerodinamico

Differenza tra il massimo coefficiente di portanza dell’ala flappata e quello dell’ala pulita.

Già calcolato in precedenza con la condizione 1.

', , , ,...

ac ac acwb wb

ac

flap flapM M M

flap flapflapM

wing

C C C

S c cC f MS c c

= + ∆

∆ =

Il calcolo dell’incremento del coefficiente di momento dovuto alla deflessione dei flap deriva dal progetto dei flap.


Effetto deflessione dei flap sul CM

ac ac acwb wb

flap flapM M MC C C= + ∆


Questo riportato è un diagramma generale e fornisce un effetto di variazione coefficiente di momento 2D. Il valore 3D per l’ala, può essere per grosse linee ottenuto moltiplicando tale valore per la porzione di ala coperta dai flap. Orientativamente, per il velivolo, siamo solitamente su valori pari a: Con deflessioni del flap all’atterraggio (es. 35-40 deg)

0.25 0.35ac

flapMC∆ = − ÷−

0.21 0.23ac


Valori tipici della variazione di Cm dovuto al flap (3D)

Double slotted flap cf/c=0.30 Fowler flap cf/c=0.30 0.28 0.33

ac



ac ac acwb wb



In alternativa, il diagramma a destra riporta il ΔCm rapportato al ΔCl (2D). Con un flap con cf/c pari a 0.30, si avrebbe un rapporto pari a circa -0.16. Essendo il ΔCl (2D) dovuto al flap anche pari a circa 2.0-2.2, sia arriva ad un ΔCm (2D) pari a circa −0.30÷−0.35, come nella slide precedente. Passando al 3D, tale valore si riduce a circa −0.20 o −0.25.

0.25 0.35ac



ac ac acwb wb



Il diagramma a destra rappresenta dati sperimentali che mostrano il ΔCM sull’ala (calcolato rispetto a c/4) per vari velivoli e rispetto alla variazione di coefficiente di portanza sull’ala. Come si vede, a valori di ΔCL dell’ala che vanno da 1.0 a 1.5 (massimo CL da 2.5 a 3.0) per la condizione full-flap in atterraggio, sono associati valori di ΔCM che vanno da −0.30 a −0.50.

Effetto deflessione dei flap sul CM ac ac acwb wb



4/1max3

maxmax12

tan/21

7.0

1''81)1('

4/1

Λ∆+

+

−

−∆+−∆−=∆

l

lLlm

CA

Acc

cc

SSwfCC

ccCC

µ

µµ

Attenzione al punto di riferimento! Il contributo del flap è qui calcolato rispetto a ¼ MAC. Bisognerebbe poi trasportarlo nel centro aerodinamico usando la seguente relazione:

The wing lift coefficient at landing (all flaps deployed)

The increase in airfoil Cl max generated by flaps, at landing setting

Effetto deflessione dei flap sul CM ac ac acwb wb



2µ 3µ

Condizione 2 – Equilibrio (cont.) Contributo del piano orizzontale

( )

cruise

0 0

0 0

'

...

0

1

1 1

ac Cwb L

flapt e w

M Mw tee L

M M

M t t t

t t

w

aK i

C Ci CC C

C a V K

Ka S da S d

δ δ

δ

τδ α

αδτ

η τ

εα

− + −

−= − − =

= −

= + −

Assegnato come dato del problema.

Calcolati in condizioni di crociera (comandi bloccati), fissando il baricentro in condizioni di progetto.


Condizione 2 – Equilibrio (cont.) Nota sul calcolo di it0


cruise

0 0 0ac Cwb LM Mw tee L

M M

C Ci CC C

δ δ

αδτ−

= − − =

Velivoli da trasporto hanno it0 regolabile secondo le condizioni di volo. Calcolarlo da δee può portare a dei valori di St troppo grandi. In tal caso, assumerlo piccolo a piacere (al limite it0 = 0).

Condizione 2 – Equilibrio (cont.) Effetti non lineari e calcolo di it0

Attenzione che in fase di atterraggio il τ è non lineare e va ricalcolato sulla base della deflessione assegnata (cambia il fattore ηδ linea rossa). Per l’angolo di equilibrio e la potenza di controllo invece è lineare (linea blu).


( )

cruise

0 0

0 0

'

...

0

1

1 1

ac Cwb L

flapt e w

M Mw tee L

M M

M t t t

t t

w

aK i

C Ci CC C

C a V K

Ka S da S d

δ δ

δ

τδ α

αδτ

η τ

εα

− + −

−= − − =

= −

= + −

Condizione 2 – Equilibrio (fine)

0.000.050.100.150.200.250.300.350.400.450.50

0.00 0.05 0.10 0.15 0.20 0.25 0.30 0.35 0.40

St/S

w

xcg/c

Cond. 2


acwb wbM accg

Le

C xxc C c

= − −

Esempio – Tecnam P2012


Dati ed assunzioni preliminari

37

Assumendo un piano orizzontale rettangolare ARt = 5 Λc/4 = 0° l = 6 m (distanza fuoco-fuoco) St/Sw = 0.25 (valore di primo tentativo)

25/05/2016 [email protected]

Esempio – Condizione 1

0 MSScgM

L

xdC NdC c

= − ≤


h w


α

δ

εη τα

+ = + − −

Per un velivolo di aviazione generale (comandi reversibili) è importante valutare la stabilità a comandi liberi.

Incognita del problema


Esempio – Condizione 1 Centro aerodinamico velivolo parziale

Effetto destabilizzante di fusoliera e gondole motori. Il termine stabilizzante della fusoliera scompare con ala dritta.


( )

2 2

1.8 1.8 1.6 1.6 4.43 0.1057.3 0.081 57.3 25.4 1.73

0.9 1.474 0.0357.3 25.4 1.73 0.081 57.3

2 0.25 0.10 2 0.03 0.09

body

nac

bodywb w nac

ac f f fn

w

ac n nnac

w

acac ac ac

x b h lc a Sc

x b lKc Sca

xx x xc c c c

∆ ⋅ ⋅= − ⋅ = − ⋅ = −

⋅ ⋅ ⋅∆ ⋅

= = − ⋅ = −⋅ ⋅ ⋅ ⋅

∆ ∆= + + ⋅ = − + ⋅ − =

Esempio – Condizione 1 Contributo del piano di coda oriz.

0.85 piano in fusoliera0.95 piano sul verticale1.00 configurazione a T

tη=

Rapporto delle pressioni dinamiche sul piano di coda. È un indice di efficienza del piano.

1 1t tw t

w w

a S da aa S d

εηα

= + −

Pendenza della retta di portanza del velivolo.

0.25

Dai grafici mostrati in precedenza:

1

1

1

0.081 deg

0.065 deg

0.090 deg

w

t

aaa

−

−

−

=

=

=

7.75

w

t

ARAR

==


Esempio – Condizione 1 Effetto downwash (M≈0)

La posizione scelta del piano orizzontale influenza il valore del downwash. Esistono altri effetti dovuti alla forma in pianta dell’ala.

( )1.19

/44.44 cosA H cd K K Kd λεα= Λ

Formulazione proposta da Roskam. I tre K sono definiti nelle prossime slide.


25/05/2016 42

( )( )

1.19

/4

1.19

4.44 cos

4.44 0.10 1.12 1.01 0.33

A H cd K K Kd λεα= Λ

= ⋅ ⋅ =

[email protected]

Esempio – Condizione 1 Effetto dei comandi liberi

αδ = lastra piana 2D in funzione del rapporto delle corde + correzione 3D ηδ = correzione per un plain flap 2D

Attenzione: in questa fase si è in campo lineare, deflessione massima 10°.

1.05 0.68 0.90 0.61CL

ClCl

δδ δ

δ

ατ α η

α= = ⋅ ⋅ =


Esempio – Condizione 1 Momenti di cerniera

0.0

0.5

1.0

1.5

2.0

2.5

3.0

0 0.2 0.4 0.6 0.8cf/c

ch_alfa / ch_alfa_refch_delta / ch_delta_ref -0.0140

-0.0120

-0.0100

-0.0080

-0.0060

-0.0040

-0.0020

0.0000

0.0020

0.0040

0 0.2 0.4 0.6

cb/cf

ch_alfa_ref ch_delta_ref


Esempio – Condizione 1 Momenti di cerniera (cont.)

Definizione di overhang cb/cf

Supponendo un NACA 0009, la pendenza della retta di portanza 2D è 0.109/deg.


( )

ref

ref

ref

ref

0.0060 / deg

0.0100 / deg

Effetti 3D

0.0039 / deg0.109

0.0087 / deg

hh h

h

hh h

h

th h

h h h h

cc cc

cc cc

aC c

C c C c

αα α

α

δδ δ

δ

α α

δ δ α ατ

= = −

= = −

= = −

= + − = −

Esempio - Condizione 1


0

punto neutro a comandi liberi

valore inizialesenza piano di coda

1 1 MSS

MSS 1 1

wb

wb

accg t h tt

h w

accg t ht

h


xx a Cd lc c a d C c

α

δ

α

δ

εη τα

εη τα

<

= + − − +

= − + − −

( )

pendenza della retta di stabilità

"termine noto"della retta di stabilità coefficiente angolare della retta di

0.065 0.0060 60.09 0.05 0.85 1 0.33 1 0.610.090 0.0100 1.73

t

w

cg

SS

xc

⋅

= − + ⋅ ⋅ − ⋅ − ⋅ ⋅

stabilità

0.04 1.05

t

w

cg t

w

SS

x Sc S

⋅

= + ⋅

0.00

0.05

0.10

0.15

0.20

0.25

0.30

0.35

0.40

0.45

0.50

0.00 0.10 0.20 0.30 0.40 0.50 0.60

St/S

w

xcg/c

Cond. 1

Esempio - Condizione 1



Semplificazioni dovute all’effetto suolo: • il downwash si riduce del 10%. Dunque , con l'effetto downwash

calcolato in precedenza (a basso numero di Mach); • la pendenza della retta di portanza aumenta leggermente e

nell'ultimo termine sarà 1.02at, ma il rapporto at/a si mantiene costante;

• il coefficiente di portanza in condizione di equilibrio CLe può essere approssimato come CL_w_max/1.22 (con CL_w_max coefficiente di portanza in fase di atterraggio, assegnato).

( )0 0

1

0

acwb

cg acwb

flapcgflap t t

M M t Lege w

flaptt t t e w

w

x x a Sd lC C Cc a d c S

SlK a ic S

εηα

η τδ α

− = + − −

− + − =Effetto suolo



( )

max

2

0 0

1 0.91.2

0.9 1.02 0

acwb

cg acwb

flap flapcg Lflap t t

M M tw

flaptt t t e w

w

x x Ca Sd lC Cc a d c S

Sla ic S

εηα

η τδ α

− = + − −

− ⋅ + − =

Molti di questi fattori sono già stati calcolati in precedenza. Altri sono assegnati.

max

max

1.5

2.4L

flapL

C

C

=

=0 12

0.291acwb

flapwflap

MC

α = °

= −25/05/2016 [email protected] 49

Esempio – Condizione 2 Effetti non lineari e calcolo di it0

0 0 cr

'

0

0.027

ac Cwb LM Mw tee L

M M

M t t t

C Ci CC C

C a V Kδ δ

δ

αδτ

η τ

−= − − =

= − = −

land 0.68 0.57 0.39δ δτ α η= = ⋅ =

0

lineare

0 fixed

cr

0

30.61

0.25 in design condition

0.110

C 0.50.45

CL

w

cg

M cg

L

t

x c

C x c N

i

ατ

= °=

=

= − = −

== °

Nel valutare la condizione di equilibrio, l’efficienza τ della superficie mobile viene rivalutata per una deflessione di 25° (freccia rossa). Viceversa, nel calcolo di it0, si applica il τ lineare calcolato in precedenza (freccia verde).

[email protected] 50 25/05/2016

51

( )max max

0 02 2

valore iniziale senza pendenza della retta di equilibriopiano orizzontale

0.9 11.02 1 0.9/1.2 /1.2 1.02acwb wb

w w

flapflapMaccg flap

t t t e wflap flapL L

Cxx l da ic c C c C a d

εη τδ αα

= − + + − + −

( )

( )

( )

2 2

0.544

0.2910 6 0.90.09 1.02 0.065 0.85 0.45 0.39 25 122.4 /1.2 1.73 2.4 /1.2

1 1 0.9 0.331.02 0.090

0.26 0.195 10.41 7.63

t

w

cg

t

w

cg t

w

SS

xc

SS

x Sc S

=−

⋅

− = − + ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ − ⋅ −+ − ⋅ ⋅⋅

= + ⋅ − + ⋅

( )

0

noto da calcoli precedenti

1

0.065 60.25 0.85 1 0.33 0.25 0.1100.090 1.73

CL

CL

cg cg t tM t

w

M

x x a Sd lC Nc c a d c S

C

εηα

= − = − −

= − ⋅ ⋅ − ⋅ ⋅ = −

cruise

0 00.0564 0.11012 0.61 0.45

0.027ac Cwb LM M L

t wM

C C Ci

Cδ

α τ+ ⋅ − −

= − = − = ° −

' 0.85 0.065 0.88 0.9 0.61 0.027 / degM t t tC a V Kδ

η τ= − = − ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ = −

25/05/2016 [email protected]

0.000.050.100.150.200.250.300.350.400.450.50

0.00 0.05 0.10 0.15 0.20 0.25 0.30

St/S

w

xcg/c

Cond. 2



Diagramma a forbice (scissors plot)

53 25/05/2016 [email protected]

0.000.050.100.150.200.250.300.350.400.450.50

0.00 0.05 0.10 0.15 0.20 0.25 0.30 0.35 0.40 0.45 0.50

St/S

w

xcg/c

Stabilità in crociera Equilibrio in atterraggio

Δxcg desiderato

Minima superficie del piano orizzontale che assicura l’escursione desiderata.

Rotazione al decollo


Rotazione al decollo (cont.)


( ), , , , , , ,...wb

acwb

acgeart TM L R

w

xxS zTf C C VS W c c c

θ

=

A rigore andrebbero incluse anche la resistenza aerodinamica e la forza di inerzia.

Si trascurano perché per la prima non si conosce il braccio , per la seconda non è nota l’accelerazione. In ogni caso sono termini che innescano un momento cabrante, quindi trascurarli è conservativo.

Diagramma generale (Scissors Plot)


Il diagramma utile per il progetto del piano orizzontale, può anche includere delle ulteriori condizioni progettuali che si riferiscono ai gradienti della deflessione e dello sforzo. Inoltre si dovrebbero anche includere gli effetti propulsivi sulle condizioni di stabilità e controllo viste precedentemente, se rendono più critico il funzionamento del piano orizzontale stesso. Nel diagramma qui di lato, sono ad esempio riportate le curve limite che si possono ottenere considerando i gradienti di sforzo (per V e per “-g”) minimi e massimi.



Teoricamente, si dovrebbero anche considerare aspetti legati alle caratteristiche dinamiche (stabilità dinamica di corto periodo), considerando smorzamento e frequenza in funzione della grandezza del piano orizzontale e della posizione del CG.



Alla fine si ottiene il diagramma finale, che sarà utile a definire la superficie di piano necessaria unitamente alla posizione relativa ala-fusoliera che mi garantisce un ottimale escursione di CG (in termini di posizione massima avanzata e massima arretrata).

Condizioni critiche di stabilità (con e senza prop) , controllo atterraggio, rot decollo, gradiente sforzi…

L’escursione di CG, di base dovuta alla variazione di carico pagante in fusoliera, viene ad essere spostata in corda (rimanendo in entità più o meno invariata) attraverso lo spostamento relativo tra ala e fusoliera. Il diagramma è opportunamente fatto per il velivolo privato della coda, proprio per non tenere dentro l‘ulteriore spostamento del CG che si avrebbe variando la superficie del piano orizzontale (il cui peso è proporzionale ad Sh).



Il diagramma finale, ottenuto dalla sovrapposizione dei due diagrammi, ci consente di stabilire il corretto valore del rapporto Sh/S (ottimizzato) e la posizione ottimale dell’ala rispetto alla fusoliera. I diagrammi sono opportunamente sfalsati proprio per tenere in conto che al variare di Sh/S, il CG si sposta leggermente più dietro proporzionalmente ad Sh.

Osservazioni


2bARS

=

E’ possibile fissare la posizione del baricentro ed assumere l’apertura del piano come variabile indipendente.

Conclusioni

• Il dimensionamento visto sinora è aerodinamico;

• A valle di questo bisogna calcolare i carichi di bilanciamento ed i carichi di manovra;

• Questi ultimi costituiscono i carichi dimensionanti della struttura.


Tecnam P2012 balancing Loads at n=1 effect of C.G. variation, maximum Weight


-500

-400

-300

-200

-100

0

10080 130 180 230

Lt (daN)

V (kts)

Xcg @ 10%MAC

Xcg @ 15%MAC

Xcg @ 20%MAC

Xcg @ 25%MAC

Xcg @ 30%MAC

VS

VA VC VD

Circa 100 Kg di deportanza in crociera per 3 tonnellate di velivolo.

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Esercitazione Dimensionamento del piano di coda orizzontale di …wpage.unina.it/.../5_Piano_Orizzontale_Esercitazione.pdf · 2016-05-26 · Esercitazione Dimensionamento del piano