Come calcolare la Polare di un velivolo

tramite: O2O
Difficoltà: media
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Introduzione

In questa guida vi spiegherò come calcolare la polare di un velivolo. È un argomento molto trattato e molto importante per la fisica, in quanto grazie a questi calcoli vengono progettati gli attuali velivoli, i quali riescono ad essere sempre più veloci sia per l'aumento della potenza dei motori, sia per i miglioramenti dell'aerodinamica, grazie alla quale il velivolo riesce a ridurre la resistenza che si viene a creare tra esso e l'aria. La curva polare di un velivolo è la curva che esprime il coefficiente di resistenza (Cd) in funzione del coefficiente di portanza (Cl) ed è molto importante per valutare l' efficienza del velivolo studiato. Esiste un numero infinito di polari e tra queste, quelle più importanti sono quelle di crociera, di decollo e di atterraggio. In questa guida vedremo come si calcola una curva polare in fase di crociera.

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Occorrente

  • Basi di aerodinamica
  • Basi di matematica
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La curva polare dipende da un elevato numero di parametri: numero di Mach (il quale è un gruppo adimensionale definito come il rapporto tra la velocità di un oggetto in un moto in un fluido e la velocità del suono nel fluido considerato); numero di Reynolds (che permette di calcolare se il flusso di scorrimento di un fluido è lineare o turbolento); Cl, configurazione (ad esempio la forma del velivolo, posizione dei flaps) e dal motore. Per questo motivo si può dire che non esiste un' unica curva polare rappresentativa del velivolo. Nel calcolo della polare di crociera, la formula che puoi usare per il calcolo del Cd è la seguente:

Cd=Cd0 "più" Cl^2/(pi*AR*e)

Il "più" è rappresentativo del simbolo matematico di addizione.

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Il Cd0 è il coefficiente di resistenza per Cl=0 ed è dovuto, ad esempio, agli effetti viscosi. Il secondo termine rappresenta il coefficiente di resistenza indotta dalla portanza ed è un termine dovuto alla finitezza dell'ala. Il parametro AR è l' allungamento alare che è pari a b^2/S dove b è l' apertura alare ed S la superficie in pianta alare; il parametro e è il cosiddetto fattore di Oswald che è pari ad 1 solo nel caso di carico ellittico o ad esempio per le ali a delta. Invece pi rappresenta il pi greco che è pari a 3.14.

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Per calcolare il Cd0 in genere puoi usare il principio di sovrapposizione degli effetti secondo il quale si vanno a sommare i contributi dei vari componenti del velivolo (ad esempio la fusoliera, l'ala, le gondole dei motori). In tal caso devi anche tener conto della superficie di riferimento dell'elemento, considerato andando a moltiplicare il Cd0 del singolo elemento per la superficie dell' elemento considerato e dividendolo per una superficie di riferimento (in genere è quella alare). Inoltre, è opportuno tenere in considerazione il fattore interferenza ed il fattore forma. Sono stati comunque creati valori standardizzati di riferimento, come ad esempio il numero di Oswald.  

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