Flaggy

Coma da te sottolineato il Flyer dei Wright è un caso a parte. Non appena si capirono le dinamiche alla base della stabilità dei velivoli la soluzione dei Wright venne scartata, perchè inconciliabile con i futuri sviluppi dell'aeroplano (il Flyer era poco più di un lentissimo aliante a motore). L'instabilità intorno all'asse di imbardata invece, non era e non è tuttora ricercata dai progettisti: se si manifesta è cioè un difetto e non certo un pregio dei velivoli e in ogni caso ha dinamiche decisamente meno pericolose e più gestibili di quella longitudinale. Ti ringrazio per la definizione, ma non fai che confermare ciò che diciamo io e Captor...Gli aerei senza fly-by-wire si progettano stabili (più o meno a seconda delle caratteristiche e capacità che si vogliono ottenere) E chi ha detto che non lo sia...infatti se l'ala è bassa il diedro è spesso positivo (es aerei di linea), se alta è negativo (es Jaguar, Alpha jet, Tornado ecc) mentre se intermedia è praticamente nullo es F-16)...Bassa e a diedro negativo spesso non è una grande idea. Quando si parla di aerei instabili ci si riferisce all'instabilità sull'asse di beccheggio...e non al diedro che interessa l'instabilità lungo quell'asse e non intorno a quell'asse. Se l'aereo cioè è investito da vento laterale un diedro positivo è stabilizzante mentre se negativo è destabilizzante... Che cambi poco avrei seri dubbi...e comunque si parla di assi di rollio o di beccheggio e non di piani... Attenzione, bisogna distinguere tra stabilità a comandi liberi e a comandi bloccati... Tutti i velivoli (privi di fly-by-wire) sono staticamente stabili a comandi bloccati...ma in realtà le superfici mobili tendono a disporsi secondo la direzione del vento a causa di una perturbazione e non rimangono fisse... A comandi liberi la stabilità di un velivolo si riduce e si possono avere casi di velivoli in cui il pilota deve lavorare di più per contrastare le perturbazioni: è anche in considerazione di ciò che su alcuni aerei si può avere quel fastidioso andamento serpeggiante intorno all'asse di imbardata con un continuo intervento da parte del pilota...

Arpino, per favore, leggi bene i messaggi e non ragionare a compartimenti stagni... Io ho scritto... Un aereo per essere agile o avere una bassa resistenza aerodinamica ha bisogno di tante cose... E' la somma di tutte queste cose che rende un aereo migliore di un altro, non le singole cose!!! L'instabilita' intrinseca ti consente migliori prestazioni a parita' di tutto il resto, ma se il resto e' inferiore...

Ma che cavolo c'e' da capire? Fly-by-wire significa solo che i comandi vengono inviati tramite segnali elettrici ai martinetti idraulici che muovono le superfici e non tramite comandi meccanici (aste, cavi ecc). Possono adottarlo sia velivoli stabili che instabili. L'instabilita' e' solo lo step successivo, e per essere adottata da un aereo richiede un fly-by-wire e un computer che annulli gli aspetti negativi l'instabilita' (incontrollabilita' da parte del pilota) mantenendone i pregi (estrema agilita' e riduzione della resistenza aerodinamica).

Un aereo instabile ha il fly-by-wire, ma un aereo con il fly-by-wire non e' detto che sia instabile. L'F-15 ha il fly-by-vire, ma non e' instabile, mentre i primi mig-29 erano stabili e non lo avevano, ma erano piu' manovrabili dell'F-15 e dell'F-16. L'instabilita' intrinseca e il fly-by-wire aiutano un aereo, ma non bisogna dimenticare che dietro ci sta un'aerodinamica e un motore... Se le doti aerodinamico-propulsive di un velivolo sono eccellenti un aereo puo' anche essere eccellente senza essere instabile. L'elettronica ti da semplicemente quel vantaggio in piu'...Quantificarlo non e' facile, perche' non e' immediato sapere quanto attribuire all'aerodinamica e quanto all'elettronica, visto che sono anche strettamente collegate... In dogfight l'F-16 e' micidiale per un F-15, ma e' anche vero che tutto l'F-16 e' stato espressamente progettato per eccellere in questo: l'instabilita' intrinseca del velivolo e' solo uno dei fattori.

Il 104 non e' un aereo instabile longitudinalmente...Il piano di coda e' deportante come in qualsiasi aereo stabile. L'F-104 era una tragedia greca per quanto riguarda gli accoppiamenti inerziali e il comportamento in caso di stallo... Le instabilita' nascevano quando l'aereo usciva dal suo inviluppo di volo. Era un aereo che non perdonava gli errori ed era difficile da pilotare, non era certo un aereo che usava l'instabilita' per cercare la manovrailita', che non e' mai stato un requisito di quell'aereo. In ogni caso un aereo puo' essere piu' o meno stabile, ma il fatto che non sia un ferro da stiro non implica automaticamente che sia difficile da pilotare come in fatto che sia difficile da pilotare non implica che sia instabile. Un aereo in volo incontra molte perturbazioni che tendono ad alterarne le condizioni di volo e l'assetto e se non e' sufficientemente stabile richiede un maggior lavoro da parte del pilota. Il Mig-29 per es e' un aereo stabile, solo che ha dei margini sufficientemente ridotti da renderlo molto manovrabile, ma non abbastanza da renderlo difficilmente pilotabile. PS:diedro negativo significa avere le ali all'ingiu'...non c'entra nulla con la stabilita' longitudinale...Aerei con il diedro negativo (instabilizzante nei riguardi della stabilita' laterodirezionale) hanno anche l'ala alta, che al contrario e' stabilizzante.

Ehmm...Se si usa il computer per controllare l'aereo e' perche' nessun pilota e' in grado di tenerlo per aria... Aerei intrinsecamente instabili sull'asse longitudinale controllati dal solo pilota non esistono...Puoi giocare finche' ti pare con i limiti di stabilita', ma non puoi oltrepassarli, altrimenti trasformi il pilota in un attuatore idraulico...

Che senza un computer che gestisce le superfici mobili ti schianti...

Focus scrive tante sciocchezze...facendo apparire come fossero dietro l'angolo cose che non lo sono affatto... Il progresso in campo aeronautico non sta affatto subendo un'accelerazione, anzi i tempi di sviluppo dei un nuovi velivoli sono biblici, le novità sono sempre meno e i costi di sviluppo sono alle stelle... Tu però non scrivere in maiuscolo, perchè equivale a gridare...

No. Come dice Enherjar sono di meno...Come ordine di grandezza siamo intorno ai 12g o poco più... Nemmeno questo è vero...Ogni eiezione provoca uno stress fisico non indifferente (e in certi casi traumi più o meno gravi e magari nemmeno a carico della colonna vertebrale), ma l'unica cosa che stabilisce se un pilota possa o non possa volare ancora sono delle valutazioni del suo stato di salute e quindi di eventuali danni causati da un'eiezione, ma non esiste alcun automatismo che colleghi il numero di eiezioni effettuate all'abilitazione al volo. Comunque di eiezioni si è parlato anche QUI, con dovizia di link...

E hai fatto male a non leggere tutta la discussione...ti saresti reso conto che il tuo piccolo contributo e' un insieme di sciocchezze che non stanno in piedi e che da tempo sono state smentite... Balle! Non e' stata trovata una briciola di materiale riconducibile a un missile, ma solo tracce di esplosivo tipiche di una bomba senza involucro e senza elementi metallici che potessero produrre alcun tipo di scheggia. Bugger...lascia perdere...

UCAV da caccia non esistono e al momento non possono esistere perchè l'intelligenza artificiale non l'hanno ancora inventata e il controllo da terra, via satellite, non è affidabile al 100% e implica ritardi di trasmissione incompatibili con le esigenze di un caccia... Dovremmo cioè parlare di qualcosa che nemmeno esiste... Comunque non sono tanto i compositi o il titanio che ti consentono di andare a 11 o 12G, ma quanto, come e dove metti il materiale... Che sia lega di titanio, di alluminio, acciaio o compositi è un'altra questione... Comunque quella degli aerei senza pilota che fanno manovre ad altissimo numero di G è un argomento già affrontato nella discussione "si può fare?" iniziata da uno "simpatico" personaggio che alla fine è stato bannato dal forum... In effetti di queste cose si è parlato lì fino a sfinimento (il ragazzo era piuttosto duro di comprendonio...), e forse è meglio evitare doppioni qui...anche se quella era una discussione con risvolti esilaranti...Quindi se ti vuoi fare quattro risate...

Solo nei caccia, per ovvi motivi, si cerca di raggiungere fattori di carico elevati e a quel punto i fatidici 9G, decimale in più, decimale in meno, sono il limite sul quale si tara la struttura a causa dei vincoli imposti dalla fisilogia umana. I futuri UACV sono invece tutti velivoli da attacco al suolo e non hanno nessum notivo per raggiungere fattori di carico così elevati, che servirebbero solo ad appesantire inutilmente la struttura. I limiti saranno quindi simili a quelli dei velivoli pilotati da attacco al suolo, ma anche più bassi (la famiglia dei ricognitori armati Predator per es non arriva a tanto).

Lo si e' detto fin dall'inizio e ribadito con il link fornito da Rick che la struttura posteriore e' dimensionata per...

Rifare mezzo aereo e' piu' conveniente????!!! Tommy che pizza, l'aereo non e' da rifare e l'integrazione (che non riguarda affatto la struttura ma in caso il fly-by-wire e il fadec dei motori) non la faranno perche' non ci sono i soldini e non ne vale la candela... Il problema non si pone.

Non c'e' da riprogettare un tubo nel velivolo nudo e crudo: e' stato detto in tutte le salse...evitiamo di girare intorno a questioni inesistenti... Gli ugelli (con una "g"...) orientabili non comportano nessuna modifica strutturale o aerodinamica alla cellula dell'Eurofighter, mentre il motore e' gia' definito! Si tratta di sobbarcarsi i costi di integrazione del sistema sul velivolo, comprensivi di sperimentazioni in volo, riprogrammazioni del software di bordo, congelamento del progetto dei motori, nonche' di acquisto e messa in produzione di tutto il pacchetto: Ci vuole tempo, soldi e non ne vale la candela in un aereo che gia' cosi' com'e' sul piano aerodinamico-propulsivo surclassa quasi tutto quello che oggi vola...con e senza ugelli orientabili, mentre al resto ci pensa un'avionica e un sistema d'arma che hanno ancora potenzialita' enormi (quelle si da sfruttare). Gli ugelli non serebbero comunque stati integrati sui primi velivoli (troppa carne al fuoco) e sarebbero comunque stati introdotti sugli ultimi lotti...Senza che ci fosse la necessita' di metterceli anche sui primi, che comunque non sarebbero stati da buttare... Da che mondo e' mondo, aerei che restano in produzione per decenni sono spesso e volentieri presenti in linea in diverse versioni...Usarle assieme non e' il massimo, ma nemmeno una tragedia... In ogni caso e' peggio avere standard avionici diversi che motori identici a parte un cavolo di ugello...

Bravo Rick, in effetti quella pagina e' stata varie volte postata in questo forum...io almeno l'ho fatto 2 volte... Per esempio QUI dove guarda caso gli ugelli orientabili dell'EF-2000 erano l'argomento di discussione...

Questo tu hai scritto... mentre la "revisione" riguardava l'aerodinamica di coda... Mi sono limitato a dire che nell'Eurofighter non ci sarebbero ne' l'una, ne' l'altra in caso di installazione di ugelli orientabili. Nel caso dell'EF-2000 la deriva non e' mai stato previsto che subisse modifiche, mentre la posizione ventrale della presa d'aria, i pannalli mobili sul labbro inferiore della stessa, il fly-by-wire che evita automaticamente di uscire dall'inviluppo di volo ammissibile e la notevole resistenza allo stallo del compressore da parte del motore, dovrebbero fornire i sufficienti margini di sicurezza per consentire il corretto funzionamento del motore in tutte le nuove situazioni in cui si potrebbe venire a trovare e causa dei nuovi ugelli. Quanto alle prese d'aria ausiliarie di F-35B e Harrier (se e' a quelle che ti riferisci), non sono legate a problemi causati da assetti inusuali, ma alla necessita' di incrementare la portata d'aria e la potenza del motore nelle fasi critiche STOVL in cui il propulsore e' spremuto al massimo. Il vettoramento della spinta invece avverrebbe mantenendo il motore a regimi piu' "umani" e compatibili con la capacita' delle prese d'aria in ciascun specifico assetto, evitando lo stallo del compressore, ma questo e' compito del FADEC. In genere le modifiche eventuali agli impennaggi dei velivoli sono legate alla necessita' di avere ulteriore potenza di controllo alle basse velocita' e non sono strettamente correlate agli ugelli orientabili, tanto che F-16, F-18 ed F-15, non hanno subito alcuna modifica alla velatura di coda a seguito del montaggio degli ugelli, tralaltro di tre tipi completamente diversi(EF-2000 style, con pagaie e F-22 style). E' vero invece che modifiche alle superfici aerodinamiche e controllo della spinta possono essere usate in abbinata per massimizzare un certo risultato. E' ovvio che un aereo progettato per un certo inviluppo di volo poi puo' avere un'aerodinamica che non si adatta perfettamente introducendo nuove potenzialita', ma questo succede per ogni cosa, compreso un semplice aumento di peso. Sta ai progettisti e all'acquirente valutare il livello delle modifiche in base ai risultati che si vogliono ottenere. Per esempio si possono vedere SU-27 e dervati con e senza canard, con e senza ugelli orientabili (di vario tipo), in tutte le possibili combinazioni. Qui comunque parliamo di un aereo, l'EF-2000, espressamente progettato tenendo conto di eventuali sviluppi al motore, che a loro volta sono stati concepiti in modo da essere il meno possibile "invasivi". PS: Per favore, cerchiamo di tenere il piu' basso possibile il livello polemico e di essere chiari nell'esporre le proprie posizioni, in modo da eviare quantomeno i fraintendimenti... A quel punto, non essere d'accordo penso sia lecito...

L'installazione di ugelli a spinta vettoriale comporta doverose prove e collaudi in volo, che seguono studi, simulazioni e prove a terra, ma non necessariamente modifiche di tipo aerodinamico che vadano al di là delle immediate vicinanze degli ugelli di scarico, o almeno così è stato per aerei come il Mig-29, il Su-27 o anche l'F-16 (solo in un aereo sperimentale) che inizialmente non li prevedevano. Nel caso dei nuovi (e per ora accantonati) EJ-200 con spinta vettoriale questi sono concepiti espressamente per avere gli stessi ingombri dei motori standard, mentre il peso non è sensibilmente superiore perché il nuovo ugello, progettato dalla ITP spagnola, sfrutta in modo opportuno i petali dell'ugello di scarico. Soluzioni alla russa, con uno snodo a monte dell'ugello interamente mobile, o all'americana con rampe mobili e ugello a sezione rettangolare (F-22), sarebbero meno indolori e più pesanti. I problemi sono semmai di costo, manutenzione e affidabilità e son tutti legati alla complessità dell'ugello. La struttura della parte posteriore del velivolo poi, non deve subire alcuna modifica sostanziale nel caso dell'EF-2000. Siccome di spinta vettoriale su quest aereo si parla da un pezzo, da prima che entrasse in produzione, la parte posteriore è stata progettata tenendo in considerazione fin dall'inizio sia i previsti incrementi di spinta del motore che l'introduzione della spinta vettoriale. Le prese d'aria invece non subirebbero alcuna modifica, figuriamoci un riposizionamento, che non è mai stato fatto in nessuna delle applicazioni postume della spinta vettoriale (Mig-29, su-27 e i dimostratori basati su F-16 ed F-15). Più che altro il fadec del motore deve essere programmato per adattarlo a tutte le condizioni (anche le più estreme) in cui si troverebbe a operare il propulsore che peraltro ha già dimostrato di poter essere "maltrattato"senza sgradite sorprese. In sostanza, almeno nel caso dell'EF-2000, servirebbero tante prove e farsi il mazzo con il fly-by-wire dell'aereo...La solita elettronica che richiede molto tempo e soldi per essere messa a punto, e quando c'è di mezzo l'aerodinamica di un velivolo instabile tutto si complica... In ogni caso il rapporto costo/efficacia di questo intervento è stato giudicato eccessivo... Ora come ora l'aereo deve ancora maturare parecchio nell'avionica di bordo (e questo richiede ancor più tempo e soldi), infatti il caccia opera ancora con il sistema DASS a mezzo servizio, mentre il Pirate montato sui block 5 non è ancora funzionante... Il Radar AESA invece sarebbe tutt'altro che inutile (la concorrenza lo usa già...), e lo stesso si può dire del Meteor e dell'Iris-T che ora funziona solo con un interfaccia analogica...Senza contare tutto il lavoro da fare per integrare gli armamenti aria-suolo e per estendere ulteriormente l'inviluppo di volo. Come diceva Gianni (4 anni fa!!!), l'aereo ha ancora un enorme potenziale di sviluppo, che richiede tantissimo lavoro e soldi per essere sfruttato, anche senza andare a toccare l'aerodinamica o i motori, che sono l'ultimo dei problemi... Comunque l'unica modifica aerodinamica di cui si parla ora è quella di aggiungere dei piccole estensioni alla radice alare, per incrementare ulteriormente l'angolo d'incidenza massimo... E' una modifica relativamente semplice ed economica ed è indipendente dagli ugelli a geometria variabile anche se va nella stessa direzione di estendere l'inviluppo di volo del velivolo.

Secondo te, se devo trasformare in bombardiere 2 aerei nati dalla stessa specifica per un caccia da superiorita' aerea, cosa mi costa di meno: modificare l'aereo che ha vinto il concorso e che costruiro' anche come caccia o quello che ha perso, col risultato che mi ritrovero' in linea due aerei completamente diversi? In realta' l'F-23 era inferiore all'F-22 sotto svariati punti di vista e non e' che si prestasse meglio di questo ad essere modificato in bombardiere. La configurazione della stiva (piu' profonda) era forse l'unica cosa che avvantaggiava l'F-23 per il ruolo strike...ma sarebbe stato un vantaggio inutile: in ogni caso l'aereo andava riprogettato e la stiva ingrandita. A quel punto anche l'F-22 sarebbe andato bene e in effetti un ipotetico FB-22 e' stato pensato, con una nuova ala e una nuova porzione centrale di fusoliera... Insomma, nessuna valida ragione per tenere in vita l'F-23...

no

L’aereo non aveva ugelli a spinta orientabile, ma solo ugelli a geometria variabile (dotati di rampe mobili) per variare la sezione (rettangolare) degli stessi in base al regime di funzionamento dei motori. La particolare conformazione degli scarichi, con un bordo inferiore molto pronunciato, serviva a schermare gli stessi per renderli meno visibili dal basso nel campo dell’infrarosso, favorendo il rimescolamento con l’aria fredda esterna. Cio’ pero’ precludeva la possibilita’ di orientare la spinta (anche solo verticalmente come sull’F-22). Anche l'aereo definitivo probabilmente non li avrebbe avuti, non di sicuro con una impostazione similare degli scarichi.... D’altra parte le specifiche richiedevano una determinata manovrabilita’(superiore a quella dell’F-15), ma non imponevano l’uso degli ugelli orientabili. In effetti l’F-22 era molto meno condizionato dalla stealthness, quantomeno nell’impostazione generale della macchina, e non a caso il confronto in volo ne ha decretato la superiorita' sul rivale.

Non essendoci una piastra di separazione dello strato limite come per es. nell'F-22 e su altri aerei, dovrebbe trattarsi di una specie di griglia che lo aspira evitando che venga inghiottito dalla presa d'aria. In questo modo a valle della griglia si forma un nuovo strato limite più sottile e veloce che scorre sulle superfici del condotto e che consente al motore di lavorare con una qualità del flusso d'aria migliore.

Grazie dei complimenti, un po' meno delle bacchettate che io (come altri) prendo proprio come tali... In effetti ti invito anch'io a stare attento: e non tanto perchè hai parlato di resistenza dei materiali, riportando poi i valori di modulo di Young che ha a che fare con la rigidezza (e questo può creare confusione), quanto perchè qua, per quanto a volte si vada anche in profondità negli argomenti tecnici, i campi minati li si deve evitare per forza di cose, perchè non siamo all'università. A meno che non sia strettamente necessario, tirar fuori sforzi di snervamento, momenti d'inerzia, carichi di contingenza o verifiche a robustezza (dove gli sforzi di rottura li usi eccome...) ottieni solo di fare un bel monologo che fa capire che l'università la si è fatta, ma in cui pochi ti seguiranno (l'età media del forum è alquanto bassa...). Se non si vuol fare un corso di strutture e materiali aerospaziali o di tecnologie aeronautiche, il modo migliore per spiegare le cose è esporre i concetti più importanti e strettamente inerenti all'argomento in discussione e limitarsi a dire che ci sono molti fattori che concorrono nella progettazione di un velivolo e nella scelta dei materiali, altrimenti si ottiene solo il risultato di incasinare le idee a chi non ha gli strumenti per capire. Questo è ciò che ho fatto, mi pare senza dire cose inesatte e senza nascondere la complessità che ci sta dietro. Dopo un po' di tempo nel forum si impara quale sia il limite entro il quale bisogna stare per evitare i campi minati, ma anche le eccessive semplificazioni.

Se rapportiamo lo sforzo di rottura al peso specifico otteniamo valori differenti per le varie leghe di titanio, di alluminio e per gli acciai (a seconda degli elementi che costituiscono la lega e dei trattamenti termici che subisce), ma quelle di titanio escono meglio. Ciò non significa però che siano meglio in assoluto, infatti avere un’elevata resistenza specifica è solo una delle cose richieste a un materiale. Il peso specifico così basso delle leghe di alluminio e ancor più delle leghe di magnesio permette infatti di aumentare considerevolmente lo spessore degli elementi strutturali, consentendo un comportamento anche migliore di quello delle leghe di titanio di fronte a carichi instabilizzanti. In questo senso è importante il rapporto fra radice quadrata o cubica del modulo di Young e il peso specifico, due rapporti che sono più elevati per le leghe di alluminio e di magnesio di quanto non lo siano per quelle di titanio. Se per es. ho un pannello sottoposto a taglio o un corrente sottoposto a compressione è meglio averli di sezione elevata per evitare che si “accartoccino”sotto carico. Alla fine gli aerei sono un’accozzaglia di materiali diversi, proprio perché ciascuno ha le sue peculiarità che meglio si adattano alle singole applicazioni, da aereo ad aereo e anche da componente a componente in uno stesso aereo. Tutto ciò valutando resistenza, rigidezza, resistenza alla corrosione, alla fatica e alle elevate temperature, peso specifico, tenacità, tecnologie costruttive e produttive utilizzabili, costo e via discorrendo... L’imperativo è comunque resistere ai carichi di progetto minimizzando il peso. Proprio facendo una valutazione globale, per tanti anni le leghe di alluminio sono state le preferite, visto che erano un ottimo compromesso fra le varie esigenze, ma oggi, nuovi materiali (tra cui i compositi) e la necessità di andare oltre, ha spinto a una maggiore diversificazione dei materiali usati in campo strutturale. L’F-22 è solo uno degli esempi di questo “arlecchino” strutturale.

Non mi pare proprio che il motore sia un semplice (si fa per dire) statoreattore incapace di funzionare a bassa velocità o da fermo e l'articolo presenta anche i link relativi al propulsore... http://www.reactionengines.co.uk/lapcat_scim.html http://www.reactionengines.co.uk/sabre.html Al di là di questo mi sa che il mondo dell'aviazione commerciale sia un po' troppo conservatore per accettare simili mostri...E in effetti 25 anni per farglielo digerire basteranno a malapena... Poi, col costo dei trasporti e dell'energia che sta aumentando, lo sviluppo delle telecomunicazioni (anche i manager viaggiano meno...) e il poco politically correct volo supersonico, vai a sapere cosa succederà da qui a qualche decennio... Guardare avanti comunque non fa mai male...