Flaggy

NO! E' FISICA!!! Molto OT, ma indispensabile per parlare di aerei con cognizione di causa.

Anche se ti hanno già risposto, mi sa che credi male...E' da quando hanno inventato le portaerei che sfruttano la velocità della nave e il vento e questo perchè sanno che la portanza è proporzionale al quadrato della velocità e la velocià del Cavour non è certo trascurabile rispetto a quella minima di sostentamento dell'F-35B. Il margine che si ha per il decollo da un ponte come quello del Cavour, dotato anche di trampolino, è quindi molto più elevato di quanto pensi.

Si, è probabilmente gli hanno tolto anche il radar davanti...Un aereo deve essere bilanciato e anche il SU-27 lo è con la sua fusoliera lunga e la sue elevata inerzia: il pungiglione caudale è solo la ciliegina sulla torta.. ???Perchè insisti con questi discorsi pasticciati? La stabilità non c'entra nulla. E la stabilità in ogni caso per un caccia non è un pregio...Chiudiamola qui, per favore, Unholy è stato chiaro mi pare... Veramente la notizia e quei dati sono antecedenti all'ultimo mese...e in effetti avevo postato il tutto ancora ai primi di marzo, compresi i 568 piedi... http://www.aereimilitari.org/forum/topic/2565-f-35-lightning-ii-discussione-ufficiale/page__view__findpost__p__286187 Aiuta anche che il Cavour si muove. Al momento comunque l'aereo ha bisogno di 5 metri in più di quanto fosse il requisito iniziale: il requisito è aumentato del 10%, fortunatamente non la prestazione effettiva... L'alternativa comunque è riprogettare e spendere altri soldi. Rilassare i requisiti è quindi un mezzuccio un po' squallido, ma comprensibile visto che il limite è superato di poco e i requisiti sono indubbiamente sfidanti. Anche il costosissimo C-17 ne ha beneficiato. Ne è venuto fuori comunque un ottimo velivolo.

Vogliamo polemizzare per il gusto di farlo? Che c’entra l’etica? Stai facendo una tempesta in un bicchier d'acqua...Resta il fatto che hai quotato un'affermazione fatta prima delle prove di volo, da parte di un utente che probabilmente non ti risponderà, superata da informazioni nel frattempo pervenute e delle quali abbiamo discusso poche pagine fa e tutto questo l’hai fatto senza capire nemmeno ciò che c’era scritto in quella frase. Ora insisti... Si, della serie la fisica è un’opinione... Allontanare le masse dagli assi d’inerzia è sempre e comunque negativo quando un velivolo deve essere maneggevole. Il SU-27 ha il baricentro spostato all’indietro come si conviene a un qualsiasi velivolo recente che deve essere manovrabile e ridurre la resistenza (il baricentro avanti si traduce in deportanza in coda e quindi in portanza alare "sprecata"). Questa però è aerodinamica: gli assi d'inerzia seguono il baricentro e un velivolo col baricentro arretrato è intrinsecamente instabile, cioè tende a reagiere a una perturbazione amplificandola! E' l'ideale per avere prontezza ai comandi...se c'è un FBW che evita di schiantarti...A questo si aggiunge che la coda non è deportante a tutto vantaggio di resistenza, consumi e manovrabilità. Ma questo è solo uno degli aspetti che favoriscono maneggevolezza e manovrabilità (il Mig 29 era nato persino come velivolo stabile) e da questo punto di vista l’F-35 è probabilmente intrinsecamente ancor più instabile del SU-27. Il baricentro però non si sposta di chilometri perchè comunque deve stare vicino al centro di pressione, ma le masse si che si possono distribuire in centomila modi diversi. Il SU-27 ha i motori molto arretrati e un lungo cono di coda, quindi masse che si trovano molto indietro rispetto ai piani di coda, il tutto però deve èssere compensato davanti e in questo caso con un bel muso, piuttosto lungo e pesante (tanto lungo e pesante che sul SU-30 hanno dovuto introdurre i canard...). Tutto ciò rende l’inerzia verso rotazioni intorno all’asse di beccheggio molto elevata. Questa non è un’opinione, è un dato di fatto! Guarda in pianta un F-22 o un F-35 e scoprirai che i motori sono più centrali e vicini al baricentro e che all’estremità posteriore ci sono le superfici di controllo di coda. Le fusoliere sono cioè più corte ma anche più strette visto che non ci sono gondole motrici distanziate in cui ci sono motori che pesano una tonnellata e mezza ciascuno solo loro. Ergo sugli aerei americani le masse sono vicine al baricentro e le superfici che variano l’assetto sono lontane e hanno un grande braccio. Come ho scritto questo non vuol dire che il Flanker sia un bidone e nemmeno che l’F-35 faccia le piroette da air show, ma solo che un progetto è frutto sempre di compromessi e anche il Flanker, pur con la sua eccellente aerodinamica, scende a compromessi. Scusa ho letto dopo. Si è pericoloso, ma tutto ciò che si fa nell'air show è conseguenza dell'impostazione aerodinamica adottata per affrontare quel combattimento e non una rappresentazione di ciò che è utile fare contro un avversario...anzi.

Mah, non se ne parla più..Direi che sia rimasta nel cassetto dei sogni, un po’come gli ugelli orientabili. Si sa che delle modifiche aerodinamiche comportano una rivisitazione del software dei comandi di volo e nuove prove eseguite in varie condizioni (assetti e carichi esterni). Tutte cose che costano, mentre tutto sommato l’aereo ha già un comportamento in volo più che buono. In sostanza ci sono altre priorità... Tempo fa lessi poi su RID che tali appendici non erano nemmeno compatibili con l’aerodinamica della versione biposto: installandole solo sui monoposto si sarebbe avuto il risultato di avere due velivoli con un comportamento in volo differente. E siccome il primo serve a imparare a volare col secondo non è che la cosa sia particolarmente entusiasmante...

Qui non si parlava di sicuro di 15 secondi in relazione al tempo di applicazione del carico su un componente che entra in campo plastico: in effetti avevo sottolineato che anche 1 secondo oltre i limiti strutturali è più che sufficiente per fare danni. Basta superarli e i controlli vanno fatti. In ogni caso non è nè il tempo di applicazione ridotto e nemmeno particolari margini che si prende il progettista a comportare l'eventuale mancato danneggiamento del velivolo superando i carichi di contingenza. Come detto, in fase di progettazione, la struttura deve anche superare una verifica a robustezza (con carichi pari a 1.5 volte quelli a contingenza) senza che la struttura stessa collassi (e quindi ci siano rotture o instabilità) e questa solitamente porta a "sovradimensionare" gli elementi strutturali rispetto alle sezioni minime risultanti dal solo calcolo a contingenza.

Ciò che ha scritto Luigi052 è tutto giusto, anche se è una delle cose più contro-intuitive che insegnano... Il vero comando della velocità è la barra, non la manetta! http://www.aeronautico.net/lt03.htm

Siamo d'accordo...ma ribadico che 1 secondo è tantino...specie se si va parecchio oltre il carico di contingenza... L'F-35 hanno tirato fino a 10g, quando il carico di progetto è 9...Danni non ce ne sono stati, ma siamo appena poco oltre il limite di progetto. Beh insomma, per come si progettano gli aerei qualcosa lo implica... Un ingegnere strutturista progetta il velivolo intorno a quel 1.5 (usato nella grande maggioranza dei casi) e non è che si tenga margini particolari, se non le considerazioni sulla sicurezza di qualche specifico componente critico e sulla vita a fatica che portano necessariamente a qualche sovradimensionamento più localizzato che generale...Oltre i carichi di contingenza il progettista non ha vincoli particolari a che il velivolo non subisca deformazioni permanenti e superando tali carichi di una volta e mezza i danni solitamente ci sono. In realtà c'è un motivo preciso per cui spesso tali danni non ci sono e sicuramente ha un peso ancor maggiore del tempo di applicazione del carico. Forse è utile dire che molto spesso il dimensionamento è imposto più che altro dalla verifica a robustezza che spesso è condizionata dall'aspetto dell'instabilità più che da quello della rottura. Se il pezzo regge a un determinato carico senza instabilizzarsi e questo carico, come spesso accade, è molto più basso di quello di rottura, è molto probabile che per carichi una volta e mezza più bassi sia ben lontano dal deformarsi permanentemente. E' più che altro questo che consente il superamento del fattore di carico massimo senza il minimo danno. Se però nella condizione di carico ritenuta dimensionante a contingenza il pezzo è vicino al limite di snervamento e/o a robustezza a quello di rottura, allora quel pezzo è probabile che superando il fattore di carico di contingenza si danneggi in modo più o meno grave e sarà in particolare questo pezzo a dover essere controllato. Tempo fa ad esempio lessi che l'F-18, con qualche modifica localizzata sarebbe stato in grado di reggere a 9g senza danni, questo proprio perchè solo alcuni componenti superavano il limite di snervamento, mentre la maggior parte avrebbe retto di più perchè il loro dimensionamento era fatto per resistere all'instabilità con carichi una volta e mezza superiori ai 7.5g per i quali l'aereo è garantito. PS...L'importante è capirsi...ma spero non stiamo annoiando troppo chi legge. Ni, è la massima accelerazione che sicuramente non determina conseguenze strutturali.

Non ho detto che non sia rilevante, ho detto che un secondo è più che sufficiente a far danni non accettabili. La deformazione plastica, anche relativamente piccola, non è accettabile a prescindere perchè implica una deformazione permanente della struttura e come tale il velivolo può alterare la sua aerodinamica e avere un comportamento non più rispondente a quello previsto. Che l'aereo voli tranquillamente e non si riduca la resistenza meccanica è un'altra questione. Se l'aereo supera il fattore di carico limite, deve essere ispezionato a prescindere per verificare che i danni non ci siano o siano del tutto trascurabili. No, io ho parlato del superamento dei limiti a robustezza e di collasso strutturale: si ottiene anche per instabilità del materiale e senza raggiungere i carichi di rottura. Intendiamoci...Col passare del tempo e delle sollecitazioni variabili si riduce il valore massimo di carico sopportabile da un velivolo che infatti può cedere anche applicando carichi nettamente inferiori a quello originario che portava a rottura. Se il velivolo è sottoposto a carichi elevati arriverà ben prima alla fine della propria vita utile perchè ben prima capiterà di essere sottoposto a un carico che supera le residue capacità di resistenza. Applicando carichi sufficientemente bassi un pezzo potrebbe anche non avere un limite a fatica.

I vecchi post vecchi non vanno in prescrizione, sono le cose scritte dopo che ti dovrebbero far capire che se nè già discusso e tu dovresti partire dai commenti già fatti e non da quelli eventualmente superati dagli eventi e soprattutto da maggiori informazioni divulgate dal 2006 ad oggi...Senza contare che Gianni è da un sacco di tempo che praticamente non partecipa attivamente al forum e dubito possa risponderti... Parlano chiaro ma tu non ascolti... Non sono inutili tecnicismi. L'apertura alare del Flanker e le gondole motrici distanziate rendono rarei di rollio e accelerazioni di rollio dell'aereo per nulla entusiasmanti. Questo, se non l'hai capito, non significa che l'aereo sia un bidone, ma solo che se deve impostare una virata al massimo fattore di carico, verrà lasciato indietro da uno che è più veloce a rollare e modificare l'incidenza per raggiungere lo stesso fattore di carico massimo. In altre parole questi non sono inutili tecnicismi: si parla di accelerazione e maneggevolezza e i 27 primati sono una cosa diversa. Ma che cavolo dici? Cosa c'entrano le simmetrie? Hai una vaga idea di cosa sia il momento d'inerzia o no?

Non è esattamente così...Se si superano i limiti strutturali del materiale anche per poco, gli sforzi superano istantaneamente il limite elastico e comportano danni permanenti alla struttura: per dire un secondo di applicazione in un componente metallico è più che sufficiente a deformare un pezzo in modo evidente, se questo effettivamente supera il suo sforzo di snervamento. I materiali compositi si comportano in modo simile perchè, anche se le fibre hanno un comportamento elasto-fragile (cioè si rompono direttamente e senza prima deformarsi permanentemente), la matrice in cui sono immerse può avere scorrimenti e fessurazioni ben prima di arrivare alla rottura delle fibre. Poi , tramite verifica strutturale si può vedere se tali danni si sono effettivamente verificati su qualche componente. L’applicazione frequente di carichi elevati va invece a discapito della vita a fatica del velivolo, che inevitabilmente si riduce e alla lunga può anche comportare la riduzione del fattore di carico massimo ammissibile poichè la struttura è ormai lesionata da microcricche. Non parliamo poi del superamento dei limiti a robustezza (1.5 volte quelli massimi). Farlo anche per un istante può comportare il collasso strutturale.

Non so se ti rendi conto che hai quotato una frase scritta più di 6 anni fa, che l’hai estrapolata dal contesto e che probabilmente non l’hai nemmeno capita... L’accelerazione dell’F-35 ai regimi subsonici abbiamo appena detto che è a livello di quella dell’F-16, cioè ai vertici della categoria, mentre la maneggevolezza è la rapidità con cui un velivolo riesce a modificare il proprio assetto e non corrisponde alla manovrabilità che è la capacità di compiere determinate manovre (sicuramente più esasperate per il SU-27). Il Su-27 ha infatti una distribuzione di masse molto lontane dal baricentro e quindi tale per cui i momenti di inerzia sono molto elevati e di conseguenza l’accelerazione di beccheggio e soprattutto quella di rollio (e quindi l’agilità nel compiere manovre intorno a questi assi) non sono certo esaltanti, ergo l’aereo è sicuramente eccezionalmente manovrabile, ma non è un fulmine di guerra in fatto di maneggevolezza.

Beh, se ha postato la domanda in un forum di aeronautica, si suppone si riferisca non al limite del corpo umano, ma a quello dell’aereo e che viene indicato in quasi in tutte le schede riassuntive. g limite o fattore di carico massimo e il massimo valore del rapporto fra portanza e peso sopportabile dalla struttura del velivolo. Tipicamente per un caccia è di 9g positivi e 3 o 4g negativi (in questo caso l’ala è deportante). Sono entrambe condizioni dimensionanti per la struttura, cioà la struttura del velivolo è dimensionata per resistere a queste 2 condizioni di carico che sono molto più gravose di altre. Nel primo caso significa che il velivolo è sottoposto a una portanza pari a 9 volte il peso e di conseguenza a un’accelerazione che sarà pari a 9 volte quella di gravità, indicata come “g”e pari a 9.81m/s2. Quando invece il velivolo è in crociera la portanza equaglia il peso e tale rapporto è pari a 1. Ovviamente anche il pilota sarà sottoposto a tale accelerazione e come detto sopra, non è che sia particolarmente piacevole e nemmeno possibile sopportarla senza svenire, a meno di non utilizzare degli aiutini come la tuta anti g. Negli aerei civili tali valori sono ovviamente molto più bassi, perché è inutile ai fini del compito assegnato al velivolo e controproducente per i passeggeri non addestrati e tantomeno equipaggiati per manovre tanto violente. Comunque esistono varie discussioni nel forum e credo si sia già detto tutto in merito sia alle capacità strutturali dei velivoli che a quelle fisiologiche dei piloti.

Guarda che hai capito male: quelli sono solo i livelli di potenza più importanti, non gli unici adottabili e mi pare che sia chiaro dalla discussione. Gli unici valori a step, vista la difficoltà a mantenere una combustione stabile a valle della turbina, sono proprio quelli in regime di postcombustione inserita, ma anche qui si sono fatti passi avanti e oggi esistono motori, come l’F-135, che hanno dei postbruciatori completamente modulabili. In sostanza il pilota ha la possibilità di regolare il motore avendo a disposizione tutto il campo di escursione della manetta, dalla posizione di minimo a quella di piena postcombustione senza soluzione di continuità.

Per tutta una serie di buone ragioni. L’ugello dell’F-22 sarà anche stracollaudato ma si è rivelato pesante rispetto a soluzioni più moderne con petali mobili, che tra l’altro consentono il vettoramento della spinta in tutte le direzioni e non solo in senso verticale, permettono di sfruttare in modo “duale” i normali dispositivi di variazione della sezione dell’ugello e soprattutto consentono una maggiore efficienza perché evitano l’altrimenti sicura perdita di energia determinata dal passaggio dalla sezione circolare del motore a quella rettangolare dell’ugello. A tutto questo si aggiunge l’incompatibilità di tale ugello con il sistema di deflessione della spinta della variante STOVL. La filosofia alla base del velivolo tende poi a ottenere il massimo da soluzioni di compromesso e un ugello orientabile (di qualunque tipo esso sia) non è stato ritenuto tale per ragioni di costo, peso, affidabilità e campo di utilizzo relativamente ridotto rispetto alla porzione di inviluppo di volo considerata più importante. Sia chiaro comunque che un velivolo solitamente non ha tra le sue specifiche di progetto l’ugello orientabile, ma invece una serie di parametri prestazionali. Se i progettisti li riescono ad ottenere anche senza complicarsi la vita è ovvio che eviteranno di farlo. Nel caso specifico di questo velivolo si è ottenuta una notevole controllabilità anche ad elevati angoli d’attacco e quindi i residui vantaggi del vettoramento della spinta non sono stati ritenuti così determinati da penalizzare altri parametri chiave. In ogni caso, se in futuro si cambierà idea, penso che si andrà in un altra direzione ancora, preferendo magari il controllo della spinta tramite variazione delle velocità periferiche verso vicino alle pareti dell'ugello, piuttosto che con organi meccanici. La soluzione è più leggera, semplice, efficiente e soprattutto stealth.

L’entrata in servizio è prevista intorno al 2018. Il velivolo si può considerare in sviluppo fino a quel momento anche se in realtà la gran parte del lavoro di R&D si conclude ben prima e gli anni che precedono l’entrata in servizio servono essenzialmente ad omologare sistemi e procedure, creare la struttura logistica e ad addestrare il personale. Quanto al costo, è destinato a calare quello di produzione, come sta già facendo, ma quello totale a regime deve tenere conto del numero di velivoli acquistati su cui spalmare le spese di sviluppo e dei famigerati concurrency cost. Sono aspetti che fanno storcere il naso a tutti quelli che vorrebbero sapere quanto costeranno i velivoli acquistati e finora non hanno risposte certe: purtroppo, se è facile vedere ritardi e problemi tecnici, ai più sfugge che se le scelte dei clienti dipendono dal costo, è ancor più vero che il costo dipende (e parecchio) dalle scelte dei clienti... Il fatto che i vari paesi non siano partner di un consorzio che stabilisca in modo più o meno ingessato le quote del programma e il numero di velivoli da acquistare, se da un lato non crea problemi di penali per l’uscita dal programma stesso e favorisce la competizione per i componenti non single source, dall’altro non da garanzie sul costo (che come dimostrato dal programma EF-2000 porta comunque a “splafonare” se non si rispettano i tempi e si diluiscono gli acquisti nel tentativo di spalmare la spesa su più anni). L’efficienza della produzione industriale, da cui dipende gran parte del costo di produzione, non va mai molto d’accordo con questo tipo di operazioni...ed è anche per questo che i costi dei nuovi velivoli sono inferiori a quelli che li hanno preceduti, ma il costo previsto a regime viene regolarmente rivisto al rialzo. In sostanza è il mercato stesso a influire sul prezzo finale e il mercato dipende da fattori politico-economici anche esterni al programma stesso. Per dire, il taglio italiano a 90 velivoli, riduce la competitività della produzione nazionale (con maggiore difficoltà a piazzare set alari per la produzione estera), fa costare di più i nostri velivoli e aumenta il costo di tutti i componenti prodotti in numero inferiore per una flotta mondiale comunque in generale contrazione. Si risparmia ma si aumentano gli sperchi e le inefficienze produttive. Fin qui, nulla di nuovo sotto il sole: l’elemento negativo in più è stata la scarsa efficienza produttiva legata all’immaturità progettuale: se un velivolo sta nella catena di montaggio il doppio del tempo previsto per cambiar o modificare pezzi e poi dovrà subire altre modifiche è ovvio che i costi salgono. Come ormai noto si è avviata la produzione di preserie troppo presto. Da questo punto di vista il peggio pare superato e con ulteriori concurrency cost si è assunta una linea un po’ più rigida. I prezzi dovrebbero quindi calare...Intendo quelli a regime, perchè quelli della produzione LRIP stanno già calando. Se siano raggiungibili i valori (ottimistici) indicati in sede di commissioni parlamentari dipenderà ora essenzialmente dai numeri in gioco e dalla determinazione politica a concretizzarli. Altro elemento importante saranno i costi di gestione: anche per questi si sono viste tantissime stime, spesso molto negative, ma queste non possono basarsi sul quanto già visto coi velivoli precedenti, né per i numeri e le comunanze logistiche in gioco, né soprattutto, per il nuovo sistema di gestione della logistica e della manutenzione. Intanto i primi risultati in termini di disponibilità e manutenzione sono estremamente positivi e qui parliamo della variante più complessa, la B. http://www.flightglobal.com/blogs/the-dewline/2012/05/us-marine-corps-col-arthur.html

Come si diceva qualche tempo fa Pratt&Whitney sta sviluppando una versione evoluta dell’F-135, anzi due. La prima è il l’XTE68/LF1. Interventi alla camera di combustione consentiranno di incrementare la temperatura di ingresso in turbina, mentre un sistema di raffreddamento di nuova generazione e interventi aerodinamici sugli statori della turbina eviteranno che la turbina sia sollecitata maggiormente. Il risultato sarà un incremento della spinta tra il 5 e il 10%. Poiché l’intervento riguarda turbina e camera di combustione significa che il motore sarà in grado di incrementare soprattutto la spinta a secco. Il beneficio dovrebbe essere anche a livello di consumi, perchè si richiederà un minor impiego del postbruciatore e ci sarà una minor richiesta di aria spillata per il raffreddamento della turbina. Un motore capace di resistere meglio alle elevate temperature sarà poi anche più duraturo. Essendo requisiti legati fra loro, minor consumo, maggior durata e maggior spinta potranno essere opportunamente bilanciati, da cui la scelta se incrementare la spinta del 5 o del 10% (oltre 21 tonnellate con AB). Questo motore sarà testato entro l’anno. Entro il 2014 sarà invece la volta dell’ XTE69/LFU1. Questa volta il focus sarà tutto sulla durata, con l’introduzione di tutte le soluzioni definitive alle varie problematiche emerse durante i test. Ci saranno quindi attuatori nuovi per gli ugelli di controllo al posto di quelli attuali con protezioni termiche aggiuntive, una nuova frizione e una nuova trasmissione per il lift fan per eliminare i problemi di attriti e temperature eccessive in particolari condizioni di carico per ora superati in modo non ottimale con adattamenti degli attuali componenti (compresi i famosi spacers per l'albero). http://www.flightglobal.com/news/articles/in-focus-civil-engines-to-drive-pw-military-upgrades-372070/

Temo che lo stai sembrando...Gli aerei si riparano da quando sono stati inventati. I pezzi rotti si sostituiscono e quelli che si sa si romperanno si irrobustiscono. I guasti capitano per milioni di motivi. Compito dei manutentori è prevenirli e compito degli ingegneri è trovare soluzioni. Te l'ho detto, questo è un problema di fatica strutturale e come tale va un po' oltre il concetto di "intero" o "rotto" del profano. E' un fenomeno il cui procedere viene monitorato, ma che riguarda qualsiasi velivolo. Ogni cellula è pensata per un certo numero di ore di volo, perchè ogni cellula è sottoposta ad affaticamento strutturale. Quello del A380 è solo precoce e va corretto per consentire alla cellula di durare quanto previsto in piena sicurezza. Comunque si, la fatica è un processo se vogliamo probabilistico. Pezzi apparentemente uguali sottoposti a cicli identici di carico si rompono in momenti diversi. Nel valutare la vita a fatica di un componente si fanno dei calcoli e delle simulazioni per stabilire una durata di sicurezza e poi si fanno dei controlli periodici per verificare che effettivamente l'affaticamento strutturale sia quello previsto. Questo non deve scandalizzare, perchè gli aerei sono pensati per essere leggeri e non si possono mica usare i fattori di sicurezza di un ponte, perchè altrimenti gli aerei peserebbero come TIR e non riuscirebbero manco a staccarsi da terra. La manutenzione dei velivoli è una cosa seria, le esperienze passate vanno valutate e non generalizzate e l'attenzione rivolta a questo specifico caso non c'entra un tubo con quanto successo ad altri velivoli che per le più svariate ragioni sono stati sottoposti a errate manutenzioni oppure non sono manco stati riparati.

Smontare tutto e rifare? Non diciamo sciocchezze. Il problema è noto e monitorato. Non è che gli aerei perderanno un ala in volo e le compagnie aeree e Airbus non stanno giocando alla roulette russa sulla testa dei passeggeri. Questo è un problema di fatica e la propagazione delle cricche può essere anticipata e tenuta sotto controllo. I correntini aggiuntivi ridurranno il carico sui rimanenti abbassando così i picchi di sforzo ed evitando l'innesco delle cricche, mentre la soluzione definitiva sarà più roburta fin dall'inizio. L'ingegneria strutturale è una cosa seria: evitiamo le sparate da bar dello sport.

Diciamo che eventuali materiali esotici nel rivestimento sono solo in alcuni punti specifici e non ovunque. Il punto è che nemmeno la vernice RAM li resisterebbe a causa della temperatura eccessiva. Effettivamente queste sono cose che siamo abituati a vedere su un F-15 o un Su-27 ma qui stona un po'... Diciamo che il Pak Fa risponde a specifiche un po’ meno stringenti in termini di riduzione della traccia radar (rispetto ad aerei come F-22 ed F-35) e in questo caso anche infrarossa, visto che i vani sono un tantino caldi e le carenature dei motori piuttosto "attillate". C’è da dire comunque che quello è un prototipo e che i motori non sono nemmeno quelli definitivi. Solitamente, a uno stadio più avanzato dello sviluppo, compaiono altri gadget che in una prima fase non è opportuno inserire per non mettere troppa carne al fuoco e non introdurre troppi elementi critici.

Ulteriori dettagli. http://www.flightglobal.com/news/articles/airbus-admits-no-quick-fix-for-a380-wing-rib-crack-issue-372288/ I software di simulazione disponibili al momento della progettazione non avevano ovviamente individuato il problema, come nemmeno i test strutturali a terra che non hanno evidenziato che il materiale dei correntini alari, pur garantendo il risparmio di qualche decina di chili, fosse vulnerabile agli stress termici alle basse temperature e a quelli derivanti dalle procedure di montaggio. Il retrofit degli aerei in servizio comincerà a partire dal prossimo anno, installando 23 correntini aggiuntivi in lega di alluminio 7010, ma a quel punto ci saranno 110-120 aerei da recuperare. Nel 2014 usciranno di fabbrica gli aerei con la soluzione definitiva che prevede irrobustimenti intorno ai pozzetti di ispezione e correntini di nuovo materiale (lega 7010 al posto dell’attuale 7449) e con una forma che riduce gli stress meccanici e allunga la vita a fatica dei correntini che ora manifestano delle cricche. Non deve stupire che su aerei in servizio si scoprano cricche...nonostante nuovi e sempre più sofisticati software di simulazione dei carichi strutturali abbinati al programma di progettazione 3D CATIA. Purtroppo le simulazioni e i test hanno un limite e non sempre riescono prevedere e riprodurre tutto, specie nel comportamento a fatica, mentre la necessità di contenere il peso porta a risparmiarlo ovunque e ad avvicinarsi al limite del materiale nelle condizioni di carico dimensionanti.

Boh, visto che l'articolo non lo chiarisce, sarei curioso di sapere da Massimiliano Lincetto quale sia la sua ricetta per “preservare le ricadute industriali” acquistando 20 aerei... Capisco il desiderio di andar “oltre la polemica F-35”, ma per farlo bisognerebbe conoscere i fatti ed evitare possibilmente di mettere gli F-35 sul Garibaldi... In effetti il curriculum non sembrerebbe quello di un esperto...ma quello di uno studente di 22 anni... Intanto ecco qualche impressione sul velivolo di uno dei primi piloti USAF non di test a volare sull’F-35. USAF Lt Col Lee Kloos

Infatti ho aggiunto "Sono investimenti, si pagano...preferibilmente se le forze armate non sono uno stipendificio..." Che siano comunque troppi e mal spesi è, come sopra visto, opinione di molti, ciò non significa che non si debba accettare le sfide e lavorare per evitare gli scenari più foschi, soprattutto se la posta in palio è alta, e qui non parlo di F-35 e basta...ma di perdita di competitività di un intero sistema nei confronti di chi oggi si affaccia al mondo con più intraprendenza e determinazione di noi occidentali e nel mio lavoro lo tocco con mano quotidianamente. Purtroppo l'aeronautica è sempre stata materia di discussioni accese e previsioni rosee o fosche, regolarmente smentite alla prova dei fatti.... Basta leggere una qualsiasi rivista del settore di 5/10 anni fa per ritrovare una visione futura un po' discordante con il presente che viviamo. E quasi sempre impossibile dare il giusto peso a fattori necessariamente complessi e in divenire..anche se ultimamente le cassandre sono avvantaggiate. Tutto questo comunque mi sa tanto di déjà vu.

Le specifiche parlano chiaro: è un velivolo di compromesso: questo da notevoli vantaggi, ma anche innegabili svantaggi. Sta alle dottrine di impiego valorizzare i primi e ridurre i secondi. Il giudizio finale e insindacabile ai posteri, che si divertiranno anche col senno del poi... Probabilmente no (non condivido i 180 Raptor)... Ma l'ottimo è nemico del buono. Perchè? Ne vogliamo aggiungere qualche altro? Per molti sarebbe più che sufficiente l'EF-2000 che non ci hanno regalato di sicuro...Sono investimenti, si pagano...preferibilmente se le forze armate non sono uno stipendificio... Si, e si è fatta anche tutta la Guerra Fredda con gli F-4 senza missili a medio raggio. Sono scelte dettate da situazioni e necessità contingenti. No, la Gran Bretagna non ha tagliato gli ordini, ha "solo" deciso di decidere più avanti... Noi comunque non abbiamo ancora staccato l'assegno per 90 F-35 ma solo per qualche velivolo. E ovviamente cerca di vendere disperatamente il Rafale, anche sotto costo, perchè sa che sennò Dassault chiude baracca come costruttore indipendente. No, come non lo sono tutti gli altri che faranno scelte ancora diverse in base a situazione specifica, esigenze, disponibilità economiche, ragioni politiche ecc...più o meno condivisibili.

Madmike, sinceramente trovo abbastanza insensata questa infinita voglia di spaccare il capello a metà rinfacciandomi ciò che scrivo. Smettiamola di giochicchiare con le parole. Ciò che ho scritto è lì nero su bianco e non mi risulta che quanto hai copiaincollato finora lo smentisca: sono opinioni e come tali non è raro siano..opinabili...ma ciò che più conta è che non entrano manco nel merito delle osservazioni che ho fatto... Giriamo intorno al problema...Avere i dubbi è un conto, buttare tutto nel calderone per alimentare la buriana e dire per esempio che il costruttore stesso afferma che il suo aereo nell'aria aria è un F-18 resta sbagliato a prescindere. Madmike, lo conosciamo il tuo punto di vista, da molti mesi...Per molti versi lo trovo interessante e condivisibile, ma non è che ripeterlo all'infinito dia un valore aggiunto... Abbiamo capito, lasciami solo il piacere personale di fare il guastafeste e di mettere in evidenza anche dove certi ragionamenti secondo me fanno fanno abbondantemente acqua. I dubbi sono leciti, ma è giusto alimentarli con i fatti e sull'F-35 ce ne sono abbastanza anche senza la necessità di inventarseli. Insomma ogni tanto sarebbe opportuno che anche Sweetman e Kopp scrivessero qua e là "a mio avviso"...