Flaggy

Il canard fornisce sempre è comunque un contributo instabilizzante, il che però non significa automaticamente che il velivolo che lo adotti sia instabile. Ad esempio il Viggen svedese era un velivolo stabile (l’ala che sta dietro comunque dava un contributo stabilizzante più grande) mentre tutti gli attuali 3 eurocanard sono intrinsecamente instabili. Su alcuni velivoli sono stati aggiunti in seguito, ma non certo senza conseguenze. Ad esempio sul velivolo di test F-15 STOL/MTD furono aggiunti dei pianetti canard (erano i piani di coda dell’F-18), ma il risultato fu che l’aereo da stabile divenne instabile e furono incrementate sia la manovrabilità che le doti STOL, anche per via dell’introduzione degli ugelli orientabili. Sull’F-16 AFTI, anche questo un velivolo di test, furono aggiunti i piani canard ai lati della presa d’aria rendendo il velivolo decisamente più instabile. Immaglino che il problema del superstallo sia stato superato anche se l’aereo aveva dei piani di coda di superficie non incrementata del 25%, tanto era sempre possibile ridurre l’incidenza usando una rotazione a picchiare dei canard. Sui Su-30 e Su-34 furono aggiunti dei canard alla conficurazione del Su-27 da cui derivavano, ma quest'ultimo era già un velivolo intrinsecamente instabile: semplicemente questi due aerei avevano il muso molto pesante e l’aggiunta di superfici portanti anteriori era volta all’evitare di creare dei ferri da stiro con la coda deportante e incapace di realizzare in manovra dei momenti di beccheggio sufficienti. Il successivo Su-35 non ha il muso così pesante e dei canard ne fa a meno. Anche per il Kfir israeliano (rielaborazione del Mirage III), l’aggiunta di piccoli “baffi” fissi anteriori era volta a compensare un baricentro rirenuto altrimenti troppo avanzato, pur rimanendo in una configurazione intrinsecamente stabile governata da tradizionali comandi meccanici e non certo da fly by wire.

https://www.military.com/defensetech/2018/03/27/army-unveils-family-future-vertical-lift-helicopters.html Posto qui, non perchè ci siano particolari novità sul Defiant o in generale sul programma FVL, ma perchè il Brig. Gen. Thomas Todd, Program Executive Officer Aviation, parlando di FVL, ha colto l'occasione per ricordare qualcosa di tanto scontato quanto di spesso e volentieri dimenticato o disatteso nei programmi, che vedono i loro costi andare fuori controllo e i tempi allungarsi a dismisura. Che forse si può sintetizzare con uno stringato "l'ottimo è nemico del buono". Non dimentichiamoci però che nelle competizioni vincono, o dovrebbero vincere, i migliori (da cui un discreto contributo al fare il passo più lungo della gamba), ma su costi e tempi i competitor non aiutano il committente perchè sparano al ribasso e comunque non ci azzeccano quasi mai (a pensar male si fa peccato...). Sta quindi anche (e sempre più) al committente avere le competenze adeguate per fare un'analisi dei costi e dei tempi corretta e indipendente, per arrivare alla scelta giusta e prima ancora per stilare delle specifiche coerenti con il timing e i costi che si è disposti ad accettare. Più facile dirsi che a farsi...e infatti il ricorso del perdente è quasi garantito a prescindere...

C'è ancora un bel po' di lavoro prima di dichiarare la IOC della variante C, ma almeno si conferma una volta di più che le iniziali difficoltà di appontaggio legate al gancio erano state usate in passato un po' maldestramente per attaccare il programma sulla base di presunti grossolani errori progettuali (il gancio troppo vicino al carrello principale). Intanto prove di dofight in Giappone (un paese a caso da convincere a non sviluppare un caccia indigeno...). A parlare un pilota di F-35 (scontato l'entusiasmo) e uno di F-15 che in maniera un po' criptica fa capire che l'F-22 sia una bestia nera in dogfight (ma guarda un po'...), che l'F-35 vada affrontato in modo molto diverso dall'F-22 (vira in modo diverso) e che può comunque andar male all'Eagle (o meglio "sometimes" gli va bene). Il dogfight, come si è sempre cercato di sottolineare ad ogni sortita dei pasdaran delle capriole in aria, resta un gioco pericoloso per chiunque (anche perchè già coi velivoli di quarta generazione si era arrivati ai limiti dell'inviluppo di volo compatibile con un cristiano a bordo)...e se non hai il manico sei morto anche ai comandi di un F-22. https://www.defensenews.com/smr/kadena-air-base/2018/03/27/how-is-the-f-35-improving-its-dogfighting-skills-in-japan/

Gli attuali clienti si direbbero soddisfatti ma il mercato resta stitico. Di buono c'è che la Polonia ne ordina altri 4 più 4 in opzione. Un po' di ossigeno per la linea ed è un segnale comunque positivo da un punto di vista commerciale quando un cliente piazza un secondo ordine. http://www.portaledifesa.it/index~phppag,3_id,2268.html

Per fare una manovra a un certo fattore di carico la portanza deve avere un certo valore e non credo alla fine cambi moltissimo se a generarla sia l’ala o se questa si faccia aiutare dalla coda (in fondo la resistenza è proporzionale alla superficie per quanto questa venga spartita in modo diverso fra ala e coda a seconda del velivolo). Certo, dipende da come l’ala e i piani orizzontali di coda sono progettati, ma credo che alla fine quello che conti di più è che tutta la portanza sia usata per fare la manovra e non per equilibrare il momento picchiante dovuto al peso e sprecata per vincere la maggiore inerzia che rallenta le manovre di un velivolo stabile. Questo si che ha effetti tangibili sia in crociera che in manovra. L’efficienza è resta un rapporto portanza/resistenza e avere meno resistenza a parità di portanza (o meglio della risultate della portanza alare e di coda) porta comunque ad una maggiore efficienza: è questo a cui si punta per avere una tangibile riduzione dei consumi. Poi, in ogni caso quando si parla di efficiente utilizzo del carburante ci si riferisce più che altro al volo di crociera dove un velivolo intrinsecamente instabile a parità di prestazioni può avere un’ala più piccola, con conseguente minore peso e resistenza (sia indotta che di forma).

Il problema che mi risulta avere l’F-16 è forse più complesso: al velivolo non è che sia precluso lo stallo, ma il pilota deve fare attenzione a non entrare nel successivo deep stall (condizione pericolosa, ma da cui comunque può ancora uscire). E’ vero che la coda potrebbe non avere sufficiente autorità di controllo per uscire dalla condizione di stallo, ma questa situazione di mancanza di autorità di controllo, ha origini più profonde della sola configurazione di stabilità rilassata che di per se non sarebbe sufficiente a determinarla. All’aumentare infatti dell’incidenza l’ala si avvicina allo stallo, ma, proprio perché portanza e peso hanno punti di applicazione molto vicini, il piano di coda resta comunque poco caricato e ruotato all’ingiù rispetto all’asse di fusoliera se il velivolo è in equilibrio: la coda può quindi ancora realizzare portanza o deportanza (anche con l'ala in stallo) e con esse momenti sia cabrare che picchiare per variare quell'equilibrio. Il problema però capita in determinate condizioni di carico e comunque ad elevatissime incidenze (credo siamo oltre i 50° di AOA) e quando ormai l’ala è stallata (quanto meno la parte non investita dai vortici dei lerx). A questo punto le LERX (le generose estensioni di bordo d’attacco di cui l’F-16 è dotato) sono tutto fuorché stallate, anzi generano un maggior contributo portante e, a causa della loro posizione avanzata, un momento cabrante che continua ad aumentare con l’incidenza fino al punto che la coda non riesce più a controbilanciarlo con una rotazione verso l’alto. Benché l’avere delle generose estensioni di bordo d’attacco non sia certo una prerogativa del solo F-16, nel caso di questo velivolo il pilota si ritrova a fronteggiare il cosiddetto deep stall. Il pilota però può ancora uscirne attivando una modalità manuale di controllo della coda: con una procedura forse contro-intuitiva, invece che cercare subito di far picchiare l’aereo tira la barra a se aumentando ulteriormente l’incidenza (così stallano anche le LERX) e quindi immediatamente dopo la spinge avanti e innesca una rotazione a picchiare che porta a recuperare il velivolo al di sotto dell’incidenza di deep stall: questa procedura sull’F-16 block 60 diventa automatica e gestita dal FBW. https://www.flightglobal.com/news/articles/flight-test-lockheed-martin-f-16ef-block-60-bridging-the-gap-174510/ Da notare che tutto ciò è possibile perché la coda ha comunque una sufficiente superficie per generare la portanza richiesta, ma non è sempre stato così… Forse qualcuno si sarà chiesto come mai l’F-16 abbia quello strano disallineamento o gradino fra aerofreni e piani orizzontali di coda. Ebbene, il deep stall fu una spiacevole sorpresa durante i test sull’YF-16 che quel gradino non ce l’aveva: sugli aerei di serie si decise quindi di incrementare del 25% la superficie dei piani di coda arretrandone il bordo d’uscita. Una maggore superficie forniva un maggiore controllo sull'asse di beccheggio. https://www.globalsecurity.org/military/systems/aircraft/f-16-history.htm Velivoli più recenti come l’F-22 o l’F-35, col baricentro ancor più arretrato, hanno in verità ancora un vantaggio notevole in efficienza (oltre che in manovra) rispetto ad un velivolo stabile, perché nessuna superficie è deportante e quindi non si crea uno “spreco di portanza” alare per controbilanciarla e con essa ulteriore inutile resistenza indotta. Anzi, sul Silent Eagle si pensò di ricorrere a tale soluzione (arretrando il baricentro rispetto all'F-15E standard) anche per ridurre il consumo di carburante e compensarne la riduzione legata alla creazione delle stive all'interno dei fast pack, prima riempiti di solo carburante. Comunque tali velivoli sono però progettati perché il piano di coda stalli dopo l’ala e ad esempio le LERX dell'F-35, per quanto presenti, sono più piccole e vicine all’ala. A questo punto un aereo come il Lightning II riesce a raggiungere anche incidenze di 50°, ma con ancora la capacità di orientare il muso in ogni direzione benché abbia l’ala sia in stallo e non abbia nemmeno gli ugelli orientabili come l’F-22.

La nave è una LHD e non una LHA il che significa che ha una minore capacità di supportare l’elemento aereo come spazi nell’hangar che per il supporto (officine e depositi di carburante e armamenti). Una componente ad ala fissa è piùttosto impegnativa (più di quella elicotteristica) sotto questo punto di vista e quindi è comprensibile un numero ridotto di aerei. Caricare aerei e giocare a tetris nell’hangar è sempre possibile, anche sul Cavour, ma non ha molto senso perchè le navi devono essere in grado di supportare gli aerei che caricano. Metteresti in un’auto 5 persone per fare un viaggio di 15 giorni se nel bagagliaio non ci stanno le valigie per tutti? Quanto al fatto che sarà o meno la nuova ammiraglia, boh, penso farà da vice al Cavour.

Stringi stringi è quello che succede.

Temo lo sembri solo a te... Autonomia è l'ultima parola che può essere messa in relazione con le armi di distruzione di massa.

In entrambii casi forze e momenti si annullano, perchè il velivolo è in equilibrio statico longitudinale, ma la differenza nei due casi è in cosa succede quando l’equilibrio viene perturbato. Per capire se un velivolo sia stabile o meno ci sarebbe da divertirsi col diagramma del Crocco: in effetti a una domanda apparentemente semplice non sempre si può dare una risposta tanto esaustiva quanto semplice...e se fai una ricerca finirai col trovare dei bei testi universitari che parlano di tale diagramma e dell’influenza sulla stabilità dei punti di applicazione di peso e portanza, piuttosto che della distanza ala-coda o delle dimensioni delle suddette superfici portanti. Cercando qualcosa di più semplice possibile... http://www.e-ser.eu/Aeronautica/sta110.htm

Quando i buoni propositi si scontrano con i ritardi... http://www.portaledifesa.it/index~phppag,3_id,2248.html Gli F-18 di prima generazione della Navy andranno in pensione e di fatto a sostituirli non saranno gli F-35C, ma ulteriori Super Hornet di seconda generazione, mentre altri saranno aggiornati per tirare avanti in attesa che arrivi lo stealth LM. Per un po' la linea caccia dell'US Navy diventerà praticamente monotipo. Niente male per una soluzione che aggiungendo il block III all'interim F-18E, lo trasforma in qualcosa di niente affatto interim...ma anche niente di cui andar particolarmente fieri. Ora si cerca di avvicinarsi a ciò che si chiede all'F-35 con ulteriore autonomia, migliore sensoristica, rinnovata interfaccia aereo-pilota e qualche ritocchino a vernici e rivestimenti per abbassare un altro po' la RCS. Manca qualcosina, ma è più di quanto abbiano altri.

Buona fortuna! Questo next step richiederà cliente (e con l'India il "buona fortuna" non basta...)e soluzione di problemi tecnici in una configurazione per la quele il know how è quello che è. Per mettere in pratica quanto fatto preliminarmente bisognerà raffinare ben di più il progetto strutturale (per ora "only a design")e ci vorranno tempo e una discreta montagna di soldi per concretizzarlo. L'aereo comunque pesa 500kg più del modello base e devono ancora trovare il modo di limare 200kg. Ma mai dire mai. Sono curioso.

Sempre riguardo alle estremità alari ripiegabili: saranno affidabili, ma siccome non si sa mai ci sono ridondanze e procedure da seguire se il sistema non funzionasse. https://www.flightgl...wingtip-446789/ No?

A quanto pare le esternazioni del capo della Luftwaffe sulla preferenza della forza armata a favore l'F-35 gli sono costate il posto... http://www.janes.com/article/78644/luftwaffe-chief-dismissed-over-f-35-support#.Wqvisn0LK6Q.twitter

Tutto? Direi che ci tengono a dire che hanno avuto un ruolo attivo. Ognuno ha fatto una parte...tirando acqua al suo mulino come la tira ora. I francesi ce li vedo a cercare di vendere NH-90 e anche a far in modo che quanti più possibile siano TTH fabbricati in Francia. http://www.ilsole24ore.com/art/notizie/2018-03-14/leonardo-super-commessa-28-elicotteri-qatar-080908.shtml?uuid=AE73IbGE&refresh_ce=1

Questi due aerei è richiesto abbiano lo stesso carico pagante, la stessa velocità di crociera e la stessa autonomia? Hanno gli stessi profili e superfici alari? Sono dotati degli stessi ipersostentatori? Hanno entrambi il carrello fisso o retrattile? Hanno entrambi eliche a passo fisso o variabile? Sono pensati per volare alla stessa quota di crociera (la potenza cala all'aumentare della quota), per fare le stesse manovre con gli stessi fattori di carico? Se i due velivoli non hanno le stesse specifiche (target di costo incluso), e sicuramente è così, al di là del rapporto potenza/peso potranno avere prestazioni diverse ed efficienze propulsive diverse in una determinata condizione. Come vedi sono tante le caratteristiche che concorrono alle scelte propulsive: come detto non è una questione della sola velocità massima, nemmeno con lo stesso peso e le stesse dimensioni (cose di per se un po' troppo generiche per definire un velivolo). Il P-92 non ha un’aerodinamica da velocista e forse 20 cavalli non farebbero una gran differenza per farlo correre di più (magari più utile sarebbe un carrello retrattile e un’ala a bassa resistenza per questo scopo), ma potresti dire lo stesso delle prestazioni in decollo, o di quelle di virata, piuttosto che di salita o l’accelerazione per uscire da uno stallo? La potenza è un aspetto di primaria importanza per qualunque velivolo e da essa, tanto quanto dalla struttura e dall'aerodinamica, dipende il suo inviluppo di volo che altro non è che la sintesi del confronto fra potenza necessaria e potenza disponibile per fare qualunque cosa gli si chieda di fare. Il cielo sopra la testa e la pista dietro le spalle non servono a un tubo quando si mette male, mentre la potenza in più è utile anche quando non è in grado di farti andare veloce a causa di tutte le scelte progettuali che hanno reso il velivolo quello che è.

La potenza non è mai una cosa secondaria: il motore è sempre in stretta correlazione con il velivolo e con le prestazioni richieste, che sono ben più della semplice velocità massima. Ad esempio un velivolo STOL potrebbe avere un’aerodinamica non particolarmente adatta alle alte velocità per tenere bassa la velocità di stallo, ma potrebbe comunque avere una potenza elevata per accorciare la corsa di decollo. Questo indipendentemente dal fatto che l’aerodinamica non gli consenta velocità massime che su altri aerei quelle potenze potrebbero garantire. La velocità di rotazione, il diametro, la forma e il numero delle pale dell’elica sono tutte cose in stretta correlazione fra loro e la scelta dell’elica dipende dalle prestazioni richieste: solitamente un’elica viene dimensionata ottimizzandone le caratteristiche sulla velocità di crociera dove deve generare la trazione richiesta con la più alta efficienza possibile. Dato un certo peso e una certa aerodinamica è nota la potenza necessaria per mantenere la velocità di crociera alla quota di crociera e con essa si sceglie il motore. Nota la velocità, la quota, la potenza del motore e il numero di giri ottimale dell’albero di quel motore+riduttore, si sceglie la famiglia di eliche con una forma e numero di pale definito (e qui la scelta non è che sia univoca) e si ricava il diametro dell’elica in modo che il numero di Mach all’estremità sia intorno a 0.75 e 0.8 per le applicazioni più...umane. Non è che sia un procedimento così semplice: bisogna sbattersi con formule e grafici in cui “divertirsi” andare a trovarsi cose simpatiche come il coefficiente di scelta, il rapporto di funzionamento e l’angolo di pala al 75% del raggio.

Il riduttore lo usi a prescindere se vuoi ottimizzare le velocità di rotazione del motore (alta) e dell’elica (necessariamente più bassa) e di per se stesso non è che sia indice di un’elica che all’estremità abbia problemi apocalittici. Quando dico che ci sono margini, non intendo dire che puoi prendere il riduttore e buttarlo facendo girare l’elica 2.43 volte più veloce di quello per cui è stata progettata… Se fai girare a 5800 giri al minuto un’elica come quella, la mandi decisamente dove non deve andare…con le estremità che si ritrovano a ruotare a ben oltre 500m/s quando la velocità del suono è intorno ai 340 a 20°C e quota 0. Se però ci metti il riduttore ti ritrovi ben sotto, a poco più di 200m/s, con un bel margine anche per aggiungerci 50-80 m/s della velocità di avanzamento. Non ho detto che un’elica piccola possa impunemente aumentare la velocità di rotazione, ma come naturale su quell’aereo non si son spremuti particolarmente per farla girare più veloce e certo non hanno fatto le pale a scimitarra (a che pro incasinarsi la vita?), segno che, oltre a poter lavorare su tutti gli altri fronti per adeguare l’elica a potenze diverse (il P92 ad esempio lo si vede con elica a 2 o 3 pale), potrebbero farlo lavorando anche sulla velocità di rotazione. Come detto è poco utile per questi velivoli, che hanno modi più semplici ed efficaci per farlo. La velocità di rotazione incide parecchio, perché la portanza generata da una sezione di pala va col quadrato della velocità in quella sezione, quindi è ovvio che si cerchi di farla girare più veloce possibile, ma questo viene fatto compatibilmente col suo diametro e ovviamente con il design più o meno sofisticato delle pale scelte. Comunque, tornando al punto iniziale, il Tecnam P92 è un aereo con carrello fisso e ala controventata: dico solo di non stupirti più di tanto se con lo stesso motore si possa fare un aereo che vada più veloce.

Gli ultraleggeri sono una categoria molto particolare che vede aerei molto grezzi e dall’aerodinamica non particolarmente avanzata nello stesso calderone di capolavori di aerodinamica e materiali compositi col carrello retrattile e velocità più elevate (magari anche di stallo però). I motori gira e rigira son sempre quelli (spesso e volentieri dei Rotax), ma l’aerodimamica può essere molto diversa. Si può puntare sulla velocità massima oppure sulla controllabilità a bassa velocità e sulle velocità di stallo ridicole. Comunque per aerei relativamente lenti il problema della velocità del suono alle estremità delle pale non è presente proprio perchè alla velocità di rotazione dell’elica, si somma una velocità di avanzamento bassa. Fermo restando che un motore più potente pesa e consuma di più (e quindi magari non è compatibile con il peso che si vuole avere) oppure anche solo costa di più, mettere più potenza sotto il cofano di un piccolo aereo è una cosa (quanto meno dal punto di vista propulsivo) relativamente facile da fare, scaricandola su un’elica più grande, a maggiore corda, con più pale o con una velocità di rotazione più grande. Insomma c’è margine prima di arrivare alla frutta. Alla frutta ci arrivi con aerei più grossi e veloci (oltre i 700km/h). Lì ti giochi tutte le carte: aumenti il diametro dell’elica, la corda e il numero delle pale (e quando sono tante metti pure due eliche controrotanti) e usi pesino delle pale a forma di scimitarra per massimizzare la velocità di rotazione tenendo lontani i problemi di comprimibilità alle estremità, un po’ come si fa con con le ali dei velivoli veloci che sono a freccia. É al di sopra dei 500-600 km/h che aumenti considerevoli di potenza non portano a variazioni di velocità pazzesche proprio perchè più ti avvicinarsi ai limiti di questa formula propulsiva e meno questa diviene efficiente (non a caso si passa al turbofan). Quando si stà ben sotto tali limiti, giocando con aerodinamica, pesi, potenze e costi del prodotto si possono anche ottenere risultati molto diversi dal punto di vista delle prestazioni.

RID sullo stesso argomento. http://www.portaledifesa.it/index~phppag,3_id,2241.html

Minor consumo vuol anche dire che decollando comunque col pieno il velivolo può aumentare il tempo in zona di operazioni, potendo magari raggiungere più target distanti fra loro e vuol dire che ha una minor necessità di ricorrere al rifornimento in volo. Vien da se che per raggiungere un certo numero di obiettivi possono servire meno bombardieri, meno aerocisterne e comunque meno velivoli e personale di supporto, con un evidente vantaggio economico e logistico che va al di là del semplice risparmio di combustibile imbarcato dal bombardiere. Tutto il sistema diventa quindi meno oneroso e questo è un aspetto particolarmente importante e che per i pianificatori giustifica (anche se fa accapponare la pelle un progetto che si avvia al secolo di età) la presenza dello “spartano” B-52 anche quando i più recenti B-1 e B-2 verranno ritirati. In fondo per fare il camion portabombe i due tipi più recenti saranno sempre più onerosi e con sempre meno pezzi di ricambio, mentre come bombardieri di punta saranno comunque non più adeguati e quindi bisognosi di sostituzione col B-21. E’ comunque innegabile che nell’inventario dei bombardieri USAF qualcosa di forzato e di poco lineare ci sia...

Magari anche si, perché intubando l'elica non perderesti energia per l’aria che scorre via (quella si) radialmente senza fornire spinta. Il problema è che le eliche, a differenza dei motori a reazione o delle ventole (più che eliche) intubate come i fantail (finestron) di certi elicotteri, hanno dei diametri relativamente grandi rispetto alla spinta che forniscono e quindi per intubarle avrebbero bisogno di una struttura relativamente grande, pesante e che offre a sua volta resistenza all'avanzamento. In sostanza quel poco che guadagni in efficienza propulsiva, te lo mangi in peso e resistenza aggiuntivi (che richiedono potenza aggiuntiva) al punto da diventare controproducente ricorrervi.

Perchè dici flusso d'aria che se ne va? Quel flusso viene accelerato dal rotore collegato al motore e proprio il fatto che "se ne vada" con una velocità superiore a quella con cui ci è entrato comporta l'aumento di quantità di moto che si traduce in spinta. Potresti aumentare il diametro del rotore aggiuntivo e creare una sorta di propfan che crea una sorta di doppio flusso e quindi aumenta la portata, ma a che pro? Hai già qualcosa che fornisce energia (il motore) e non hai bisogno di introdurre una "turbina" che come tale ha una sua efficienza e fa perdere energia. Se vuoi aumentare la portata d'aria fai prima ad aumentare il diametro del rotore che hai già, con tutte le conseguenze del caso però perchè il rotore si suppone già dimensionato per quel motore e per quella velocità di rotazione ottimale: cambiando rotore tutto il sistema va ottimizzato e magari la potenza e giri del motore cambiati. Ti consigerei di lasciare il drone com'è...

Già.

Quando è in autorotazione un elicottero perde quota e trasforma l’energia potenziale e la sua eventuale energia cinetica legata al moto orizzontale in portanza che rallenta la discesa e in energia cinetica del rotore che resta in moto per generarla nonostante la resistenza tenderebbe a rallentarlo. La parte vicino al mozzo tipicamente è in stallo, quella intermedia genera portranza e quella di estremità fornisce l’energia per mantenere il rotore in rotazione. Mettendo un rotore libero al di sotto del rotore collegato al motore generi anche un po’ di portanza, ma quel rotore è mediamente investito da aria con incidenza negativa e da qualche parte la prende quell’energia per vincere la resistenza alla rotazione: sfortunatamente la prende dal rotore collegato al motore di fatto riducendone la portanza prodotta. La pressione totale e quindi l’energia posseduta dal flusso d’aria (che si esprime in pressione e velocità dell’aria) è inferiore perchè hai perso dell’energia senza nemmeno incrementare quel flusso aumentando la portata d’aria che più o meno è la stessa del rotore superiore. Hai in sostanza aggiunto una turbina, il cui scopo è prelevare energia dal flusso, non fornirla e tu la stai prelevando per metterla in rotazione.