limiti strutturali

[Ospite sacred]

qualcuno potrebbe togliermi un dubbio?

 

sappiamo che l'uomo è un limite per le prestazioni di un aereo, pertanto un uav privo di pilota è in grado di manovrare molto meglio.

 

però se non erro si dice che anche un uav ha alcuni limiti, perchè a un certo punto a molti mach la struttura subisce forti pressioni e i componenti elettronici e avionici interni ne possono risentire ed eventualmente guastarsi. Insomma a certe velocità e manove sotoposte a una forte forza G ci sarebbe uno stress del materiale e dei componenti più sofisticati vero?

 

sapreste dirmi di piu?

[blackout85]

se tu prendi una bacchetta di legno e la cominci a piegare tenendola alle estremità, noterai senz'altro che comincia a piegarsi(o meglio a deformarsi) fino a che si spezza. in altre parole hai raggiunto e superato il limite strutturale della bacchetta: hai applicato al pezzetto di legno una forza tale che la struttura interna della bacchetta non è stata in grado di resistere e quindi si è spezzata. un aereo ( o una qualsiasi struttura per intenderci) si comporta in modo analogo. un aeroplano in volo è sottoposto a varie sollecitazioni diverse per direzione ed intensità. finchè queste sollecitazioni rimangono al di sotto dei limiti strutturali dell'aeroplano ,ovvero delle forze massime che la struttura (ali+fusoliera+impennaggi vari e non componenti elettroniche interne)è in grtado di sopportare, l'aeroplano "vola", altrimenti semplicemente si rompe. i limiti strutturali di un aeroplano dipendono essenzialmente dal tipo di materiale e dal progetto della struttura. L'acciaio resiste a deformazione più dell'alluminio, e questo a sua volta resiste più del legno; a parità di materiale una trave di 10 Kg resiste di più di una da 5 Kg ( ammettendo, per farla breve, che il peso è indice delle dimensioni della trave), anzi a parità di peso e materiale una trave è più adatta di un'altra anche per la sua forma: se deve resistere a torsione, un tubo (ovvero una trave con sezione a forma di corona circolare) è più adatto di una trave per esempio con sezione a doppio T.

 

nel progetto di un velivolo si usa un parametro molto importante: il fattore di carico. esso è definito come il rapporto tra forze applicate su un dato elemento e in una data direzione ed il peso dell'aeroplano. la sua unità di misura è appunto il g, ovvero un fattore di carico ad esempio 3, vuold idre che sull'aeroplano agiscce una forza di intensità 3*m*g dove m è la massa dell'aeroplano. a seconda del segno di g quest forza è applicata in un verso o nell'altro. il fattore di carico più importante e caratteristico è quello verticale, quando è positivo vuol dire che le forze sono dirette verso "l'alto" ( o meglio le forze tendono a piegare all'insù le ali dell'aereo) quando è negativo vuol dire che le forze tendono a piegare all'ingiù le ali dell'aeroplano.

capirai quindi che tramite il fattore di carico si riesce a racchiudere la miriade di manovre e quindi sollecitazioni che può subire un aeroplano in pochi casi caratteristici: un fattore di carico positivo può indicare una manovra di richiamata o magari una virata. ai fini strutturali cosa sta facendo esattamente l'aeroplano non importa, interessa solamente valutare in maniera opportuna il campo di forze agente sul velivolo.

 

ora, come si impongo i limiti strutturali e quindi i fattori di carico???

è semplice, esistono le normative: quando si progetta una velivolo la prima cosa che si fa è stabilire quale missione dovrà effettuare. un aereo commerciale avrà missioni diverse da una aereo militare, ed un aereo militare con pilota verrà usato in maniera diversa da uno senza pilota.

quindi a seconda della missione dell'aereo la normativa ti indica quali fattori di carico dovrai utilizzare per progettare l'aereoe quindi la stessa normativa ti indica i limiti strutturali del velivolo.

ti faccio alcuni esempi: un aereo passengeri deve essere progettato con fattore di carico massimo 2.5, mentre un acrobatico arriva fino a 6!!! un aereo militare poi deve tollerare sollecitazioni ancora più elevate: l''f-35 mi sembri che arrivi fino a 8/9 fattore di carico massimo positivo, mentre ho letto da qualche parte che il su-27 è stato progettato per arrivare fino a 12!!!

 

naturalmente questi sono limiti strutturali ingegneristici, ovvero il progettista ti assicura che la struttura fino a quel limite ci arriva, poi il pilota o i passengeri....be è un'altro paio di maniche!!!!

 

naturalmente a parità di aeroplano con o senza pilota la situazione cambia!!!per questo sugli aeroplani ci sono anche dei misuratori di g che dicono al pilota a quanto sta arrivando. parlando però di condizioni reali gli uav finora realizzati sono aerei piccoli che volano in regime molto al di sotto della velocità di mach (si parla di regime fortemente subosnico M<0.3) e quindi in quanto a limiti strutturali non reggono minimamente il confronto con aerei da caccia pilotati!!

in ogni caso i limiti strutturali non riguardano le apparecchiature elettroniche, perchè la funzione strutturale (quella di reggere l'aereo in volo) è depututata alle ali ali e alla cellula della fusoliera, ovvero alla struttura in senso stretto.

spero di aver, almeno in parte, chiarito i tuoi dubbi!!

Modificato 8 Marzo 2008 da blackout85

[Flaggy]

qualcuno potrebbe togliermi un dubbio?

 

sappiamo che l'uomo è un limite per le prestazioni di un aereo, pertanto un uav privo di pilota è in grado di manovrare molto meglio.

 

però se non erro si dice che anche un uav ha alcuni limiti, perchè a un certo punto a molti mach la struttura subisce forti pressioni e i componenti elettronici e avionici interni ne possono risentire ed eventualmente guastarsi. Insomma a certe velocità e manove sotoposte a una forte forza G ci sarebbe uno stress del materiale e dei componenti più sofisticati vero?

 

sapreste dirmi di piu?

 

Ancora con questi UAV scared?

Ma allora c'hai una fissa!

 

Comunque possiamo aggiungere alcune cose per chiarire ulteriormente il discorso...

E' ovvio che un aereo senza pilota potenzialmente possa essere progettato per raggiungere fattori di carico ben superiori a quelli di un velivolo pilotato.

Il fatto è però che a questi aerei solitamente non sono richieste prestazioni elevate e quindi è perfettamente inutile realizzare l'aereo e in particolare la sua struttura in modo tale da sopportarne le sollecitazioni...struttura che sarebbe più costosa da realizzare e più pesante, cosa che andrebbe inutilmente a penalizzare altri aspetti come per es consumi, autonomia e carico utile che sono invece maggiormente importanti.

 

Il fattore di carico è cioè limitato dai requisiti della macchina.

Per il confort dei passeggeri non ha senso realizzare un liner che incassa 5-6g visto che l'aereo non si sogna di raggiungerli, per un caccia non si va oltre 9-10g perché il pilota non li può reggere e per un UAV da ricognizione che vola lento e tranquillo e che non si sogna di fare manovre da dogfighter, il fattore di carico massimo è quindi ben più basso di quello di un cacca pilotato.

Per i futuri UACV da combattimento saranno più elevati ma, visto che sono aerei da attacco al suolo, i valori saranno comparabili con quelli degli aerei da attacco pilotati, anche perchè per raggiungere fattori di carico elevati, non serve solo una struttura in grado di reggerli, ma anche una aerodinamica in grado di generarli...con conseguenti scelte e compromessi che vanno come detto a penalizzare altri aspetti che magari sono ritenuti più importanti...

 

Una cosa interessante nei criteri di progettazione è che il fattore di carico massimo comunemente conosciuto (che so, per es 9g positivi per un F-16) è in realtà il "fattore di carico di contingenza"...cioè quello che può essere raggiunto dal velivolo senza danni permanenti (mantenendo i materiali della struttura entro i limiti elastici) e al quale può tranquillamente operare (stomaco del pilota permettendo)...

In realtà tutti i velivoli (compresi liner civili e cacciabombardieri) possono andare oltre e raggiungere carichi fino a 1,5 volte più elevati e chiamati "carichi di robustezza"...ma a prezzo di deformazioni e danni permanenti che però non devono essere tali da pregiudicare la funzionalità del velivolo impedendogli di riportare a terra sani e salvi gli occupanti.

 

Per la cronaca è quello che è stato fatto da certi velivoli russi ai saloni, in cui, con disinvoltura, è stato disattivato il sistema che automaticamente limita il fattore di carico...E' anche capitato che a questi aerei sia stato vietato di ripresentarsi in volo il giorno dopo...

In effetti superare il fattore di carico di contingenza richiede quantomeno una verifica strutturale del velivolo prima di permettersi il lusso di farlo tornare per aria...

 

In ogni caso, avere questo margine è importante per evitare spiacevoli conseguenze in caso di imprevisti in volo.

Modificato 8 Marzo 2008 da Flaggy

[Captor]

In realtà tutti i velivoli (compresi liner civili e cacciabombardieri) possono andare oltre e raggiungere carichi fino a 1,5 volte più elevati e chiamati "carichi di robustezza"...ma a prezzo di deformazioni e danni permanenti che però non devono essere tali da pregiudicare la funzionalità del velivolo impedendogli di riportare a terra sani e salvi gli occupanti.

(....)

 

Solo per la precisione, nei velivoli militari il coefficiente di sicurezza è 1.2

 

[Gian Vito]

Forse avete ragione tutti e due. Però i Mig 15, 17 e 19 hanno un limite di 8G. Il carico di rottura è di 12G (1,5 volte). Tra 8 e 12G si hanno deformazioni strutturali di vario livello. (fonte: aeronautica ungherese)

[Flaggy]

Solo per la precisione, nei velivoli militari il coefficiente di sicurezza è 1.2

 

 

Captor, la tua precisazione è giusta, ma guarda che non ho parlato semplicemente di un fattore di sicurezza generico, ma del rapporto tra i carichi di robustezza e quelli di contingenza!!!

I carichi di robustezza vengono sempre definiti come 1,5 volte quelli di contingenza...indipendentemente dal velivolo. E applicandoli non si devono avere nè rotture, nè collasso della struttura per instabilità!

 

Il velivolo si dimensiona sempre a contingenza considerando però ulteriori fattori di sicurezza per alcuni elementi più critici come per es le giunzioni, per le quali può essere usato 1.2 per i velivoli civili e 1.15 per quelli militari...e questo perchè in certi elementi strutturali lo stato di sforzo è molto complesso non può essere determinato in modo univoco.

Poi si fa comunque una verifica a robustezza con carichi 1,5 volte superiori che però non lasciano alcun margine sulle deformazioni permanenti che così non vengono evitate...

 

Qui, dove parla di giunzioni, distingue chiaramente le due cose...

 

es giunzioni

 

EDIT: ti leggo solo ora gianvito...

Modificato 9 Marzo 2008 da Flaggy

[Ospite sacred]

Però i Mig 15, 17 e 19 hanno un limite di 8G. Il carico di rottura è di 12G

 

però un mig è pilotato da un pilota, se non vi fosse il pilota a bordo quanto è il limite di G?

[Flaggy]

però un mig è pilotato da un pilota, se non vi fosse il pilota a bordo quanto è il limite di G?

Lo stesso sacred... lo stesso!! Quelli sono i limiti della struttura!!

Non importa se quei limiti sono tali perchè l'aereo è stato pensato per trasportare un uomo, Topogigio o un alieno con le antennine!

Fatto sta che è progettato per rispettare quei limiti e la struttura non può andare oltre!

Vuoi togliere il pilota e andare oltre 8 g senza che il tuo Mig si storga come una banana, o oltre i 12 g senza che si accartocci o strappi come un foglio di carta? Bene, cambia aereo...e se non basta ancora mi sa che te ne devi progettare e costruire uno!

[Black Knight]

cosa sarebbe un carico di contingenza????

[Flaggy]

cosa sarebbe un carico di contingenza????

Ehmm...Sbaglio o lo si era detto? Eri un po' distratto?

Comunque...

CARICHI DI CONTINGENZA: carichi che sono sopportati dalla struttura senza deformazioni permanenti, ovvero una volta tolto il carico la struttura torna alla forma iniziale.

 

CARICHI DI ROBUSTEZZA: carichi che sono sopportati dalla struttura con deformazioni permanenti, ovvero tolto il carico la struttura non torna alla forma iniziale.

 

fonte

 

http://www.ale1978.altervista.org/tecno.pdf

 

Ogni aereo che decolla, atterra, fa una virata, si becca una folata di vento ecc ecc è sottoposto a delle forze o carichi che la struttura deve controbilanciare con delle sollecitazioni sugli elementi che la costituiscono...sollecitazioni che ovviamente cambiano al variare delle virtualmente infinite condizioni diverse in cui si può trovare il velivolo. I carichi di contingenza e di robustezza ci danno i limiti dell'aereo.

[Captor]

Fla, mi accorgo ora del discorso dell'1.2......sono abbastanza sicuro di quella cosa, perchè sulle MIL-1797 dice 80%, quindi il limit load dev'essere l'80% dell'ultimate load (seguendo le normative). Quindi se un velivolo è certificato per un carico di servizio di 9g, in realtà sopravvive a 11.25g, ovviamente riportando danni.

 

Anche le dispense che hai riportato sulle giunzioni (che sono dispense della mia uni, che studiai alla triennale) riportano che i carichi di robustezza sono i carichi di contingenza moltiplicati per il coefficiente di sicurezza ultimo, di norma uguale ad 1.5 (vedi qui a pagina 10).

 

Io la interpreto che i carichi di contingenza, sono l'italianizzazione dei carichi limite, mentre i carichi di robustezza lo sono dei carichi ultimi (come detto anche nelle dispense), quindi sono differenti a meno del fattore di sicurezza, che varia in base alle normative (1.5 civili, 1.25 militari, 3 in edilizia, ecc)

 

Per il MiG non ti so dire.... In quegli anni in URSS non credo seguissero le MIL-STD.... Inoltre, per come lavoravano le industrie sovietiche, era meglio mettersi dalla parte dei bottoni....

[Flaggy]

Io la interpreto che i carichi di contingenza, sono l'italianizzazione dei carichi limite, mentre i carichi di robustezza lo sono dei carichi ultimi (come detto anche nelle dispense), quindi sono differenti a meno del fattore di sicurezza, che varia in base alle normative (1.5 civili, 1.25 militari, 3 in edilizia, ecc)

Captor, quella pagina, secondo me, conferma quello che ho scritto...

I carichi di robustezza sono 1,5 volte quelli di contingenza.

In ogni caso, in quelle dispense, un valore da 1 a 1.25 mi pare che sia indicato in relazione ai “carichi di snervamento”.

Quindi stando dentro quel 1-1.25 (maggiore o minore a seconda che il velivolo sia militare o civile) il velivolo potrebbe non snervarsi (e’ cioe’ un coefficiente di sicurezza sui carichi a contingenza).

Andando oltre e avvicinandosi a 1,5 la struttura riporta sicuramente danni...e superando 1,5 non avrai piu' un aereo ma un rottame accartocciato che precipita al suolo...

Gli aerei Russi agli airshow giocavano spesso su quel margine oltre i carichi di contingenza dato dal fattore di sicurezza che tu citi...I piloti andavano oltre 9g contando sul fatto che la struttura non avrebbe comunque riportato danni...

Altra cosa e’ pero’ il famoso 1,5 che entra nella definizione stessa dei carichi di rottura.

Francamente che per i velivoli militari fosse meno di 1,5 a me nessuno l’ha mai detto all’universita’...

Comunque quello che e’ ancora all’universita’ e che puo’ chiedere a chi ne sa di piu’ sei tu...Posso sempre ricordare male io.

Modificato 17 Marzo 2008 da Flaggy

[Ospite sacred]

una curiosità!

 

ad oggi qual'è l'aereo che ha la maggiore resistenza strutturale? i Mig 15, 17 e 19 o forse il B2??? Bo non saprei fatemi sapere...

[Dave97]

Verifica dei limiti strutturali nelle vecchie officine reggiane.

Mi chiedevo quale tecnica si adottata oggi.

Grazie.

[Blue Sky]

 

 

Wow Dave, una foto veramente eloquente!!! (Penso che in quei frangenti nelle officine Reggiane si respirasse aria di lavoro artigianale più che industriale )

Modificato 27 Aprile 2008 da Blue Sky

[Flaggy]

Mi chiedevo quale tecnica si adottata oggi.

Grazie.

 

http://www.flightglobal.com/articles/2006/...imate-load.html

 

Queste prove si riferiscono alla verifica dei carichi di robustezza dell'ala dell'Airbus A-380...Prove non superate visto che l'ala ha ceduto con un carico compreso tra 1.45 e 1.5 volte quello limite a contingenza, ma la cosa non ha rappresentato un problema per gli aerei di serie che erano già dotati di una struttura più affinata e robusta....

 

Le prove di fatica sono invece di tipo dinamico e vengono effettuate sfruttando dei martinetti idraulici o anche piezoelettrici che simulano (con tempistiche molto ridotte) i carichi variabili cui sarà sottoposta la cellula nel corso di tutta la sua vita.

 

http://www.swri.org/3pubs/brochure/d18/Static/home.htm

[Dave97]

Queste prove si riferiscono alla verifica dei carichi di robustezza dell'ala dell'Airbus A-380...

Mi sfuggiva la tecnica adottata per l’applicazione dei carichi statici.

Per le prove di Fatica avevo visto la tecnica nel documentario dedicato al XB70

Grazie

 

Penso che in quei frangenti nelle officine Reggiane si respirasse aria di lavoro artigianale più che industriale

....che era la stessa aria che si respirava in casa FIAT, visto che le prove per il G55 le facevano allo stesso modo