INTRODUZIONE ROTORI, PRESTAZIONI DI VOLOwpage.unina.it/rtogna/SeminarioDiGiorgio2015.pdf ·...

.

INTRODUZIONE .

ALL’ELICOTTERO..

ROTORI, PRESTAZIONI DI VOLO

.

Dott. Ing. Giovanni Di Giorgio

Corso di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

Università degli Studi di Napoli Federico II

Seminario dell’Ing. Di Giorgio nell’ambito del Corso di Aerodinamica dell’Ala Rotante, A.A. 2014-2015 , Prof. Renato Tognaccini , Prof. Carlo de Nicola

Indice

• IL VOLO VERTICALE, I ROTORI E L’ELICOTTERO

- Introduzione – Il volo verticale, i rotori e l’elicottero

- Le configurazioni dell’elicottero

- I sistemi dell’elicottero

- I rotori applicati agli elicotteri

• LE PRESTAZIONI DELL’ELICOTTERO

- Potenza totale richiesta, Regimi di Potenza disponibile, Prestazioni

fondamentali

- Analisi di missione

- Autorotazione del rotore e manovra di autorotazione dell’elicottero

2A.A. 2014-2015. Seminario -Introduzione all’Elicottero. Rotori, Prestazioni di volo.

3

IL VOLO VERTICALE,

I ROTORI E L’ELICOTTERO

INTRODUZIONE

A.A. 2014-2015. Seminario -Introduzione all’Elicottero. Rotori, Prestazioni di volo.

Definizioni dai regolamenti e normativa civile

ENAC, Ente Nazionale per l’Aviazione Civile rif. www.enac.gov.it

Regolamento Tecnico TITOLO PRIMO - GENERALITÀCAPITOLO ATERMINOLOGIA NORMATIVA

Elicottero. Aerogiro che trae la propria sostentazione e propulsione principalmente dalla forza prodotta da uno o più rotori azionati da motore ed aventi asse praticamente verticale.

Aerogiro. Aerodina che trae la propria sostentazione da uno o più rotori.

FAA, Federal Aviation Administration rif. www.faa.gov

Department of Transportationfrom Current Federal Aviation Administration RegulationTitle 14: Aeronautics and Space PART 1 – DEFINITION AND ABBREVIATIONS

§ 1.1 General definitions.Helicopter means a rotorcraft that, for its horizontal motion, depends principally on its engine-driven rotors.


5

L’elicottero ed il volo verticale

L’elicottero può sostenere il volo traslato con velocità molto basse, fino alla condizione di

volo a punto fisso rispetto al suolo, ‘hover’, eseguibile per intervalli di tempo significativi.

L’elicottero può, inoltre, effettuare il

decollo e l’atterraggio verticale.

Tali caratteristiche gli conferiscono

la capacità di eseguire missioni

particolari e per certi

aspetti uniche.


• Contrasto della coppia di reazione rotore/fusoliera

• Soluzioni costruttive e configurazioni dei rotori e dell’aeromobile tali darisolvere, in termini di stabilità e controllo nelle condizioni di volo inavanzamento, gli effetti dovuti all’asimmetria nella distribuzione di caricotra l’area del rotore interessata dalla pala avanzante e l’area del rotoreinteressata dalla pala retrocedente

• Contenimento dei fenomeni di vibrazione dovuti alla natura dei carichigenerati dal/i rotore/i

• Capacità di esecuzione in sicurezza della manovra di autorotazione

6

Alcune problematiche tecniche fondamentali

dell’ala rotante


7

Alcune problematiche tecniche fondamentali

dell’ala rotante

• I rotori degli elicotteri operanoin un ambiente aeromeccanicocomplesso


8

Particolari caratteristiche richieste agli elicotteri

e direttamente correlate al progetto del rotore

Per l’elicottero:- Basso carico sul disco- Downwash contenuto- Capacità di volare in hover per tempi significativi

I velivoli S/VTOL a getto sono caratterizzati da elevativalori del parametro Carico sul disco (Disk loading)


9

Il parametro ‘Carico sul disco’ degli aeromobili V/STOL

Riprendendo la definizione di Carico sul Disco (‘DiskLoading’, pari al rapporto tra la spinta verticale e l’areadella superficie sulla quale la spinta stessa è prodotta),valgono le seguenti considerazioni:

- per gli elicotteri, il carico sul disco è dunque pari alrapporto tra la spinta prodotta dal rotore e l’area deldisco rotore; nel caso di un elicottero, viste ledimensioni significative del rotore principale, il caricosul disco è relativamente basso rispetto ad un velivolocon propulsione a getto verticale: in quest’ultimocaso, vista l’area contenuta dell’ugello di scarico, ilsistema di produzione della spinta è ad alto carico suldisco.

- In conclusione, una più alta efficienza di produzionedella spinta è particolarmente indicata per aeromobilicome gli elicotteri, per i quali è richiesta l’esecuzionedel volo a punto fisso rispetto al suolo (definito con iltermine hover) per tempi significativi.

- Una condizione di carico sul disco maggiore configurainvece un velivolo con velocità di crociera decisamentesuperiori rispetto a quelle degli elicotteri ed adatto altrasporto di un opportuno carico pagante e per unraggio di missione significativo.


10

Rif. NASA TM-81280

La classificazione

tipica e storica degli

Aeromobili V/STOL

e gli elicotteri


11

Aeromobili V/STOL e gli elicotteri

Le scelte di progetto preliminare ed il ruolo dell’aerodinamica


• L’aeromobile dovrà avere rotori? Eliche? Ducted fans? Propulsori a getto?

• Come dovranno essere configurati sia i motori sia gli organi/dispositivi digenerazione della portanza?

• E’ necessario dotare l’aeromobile di motori dedicati esclusivamente allefasi di volo verticale e di motori dedicati esclusivamente alle fasi di volo inavanzamento?

• Come verrà effettuato il controllo dell’aeromobile durante le fasi ditransizione dal volo verticale al volo in avanzamento? Quali sono i fattori ele variabili della potenza richiesta durante le fasi di transizione?

12

Aeromobili V/STOL e gli elicotteri

Considerazioni preliminari sulla fase di volo a punto fisso


• Le fasi di volo a punto fisso (hover) o a bassa velocità, particolarmente in prossimità del suolo,sono di particolare interesse e sono state oggetto, a partire dai primi velivoli V/STOL, di studispecifici per quanto riguarda la messa punto di tecniche analitiche di stima e di intense prove divolo.

• La configurazione del velivolo ed i sistemi di propulsione condizionano notevolmentefenomenologie e modalità di risposta dei velivoli.

• Relativamente a tali fasi, per gli aspetti aerodinamici, di prestazione e di propulsione sono diparticolare importanza i seguenti fenomeni:

a) effetti indotti dal sistema di propulsione;

b) sensibilità a raffica;

c) caratteristiche di stallo dell’ala e relazione spinta/resistenza aerodinamica.

• Per comprendere ed introdurre una delle fenomenologie elencate, per i velivoli ad ala fissa conpropulsione a getto è particolarmente insidioso il cosiddetto fenomeno di ingestione dei flussi digas caldi di scarico in prossimità del suolo, possibile in particolari combinazioni di altezza rispettoal suolo stesso, di velocità di discesa e di configurazione del velivolo. Per effetto dell’ingestione digas caldi si può infatti avere perdita sensibile della spinta o stallo del compressore.

• Per gli aspetti di dinamica e stabilità del velivolo sono di particolare importanza i seguenti aspetti:

a) necessità di sistemi SCAS (Stability and Control Augmentation System)

b) potenza disponibile adeguata in termini sia di rapidità di risposta ai comandi e sia di quantità.

13

La classificazione

recente degli

Aeromobili V/STOL

e gli elicotteri


14

Velivoli con propulsori a getto orientabile

Controllo del volo verticale e fasi di transizione


Le caratteristiche di controllo e stabilitàdurante le fasi di transizione dal voloverticale al volo in avanzamento sonofondamentali

15

Aeromobili VTOL, convertiplani Tilt Rotor


Controllo in modalità elicottero

- Modalità elicottero

- Conversione

- Modalità aeroplano

L’ELICOTTERO, I ROTORI

ED IL VOLO VERTICALE

1.1 LE CONFIGURAZIONI DEGLI ELICOTTERI


17

Coppia di reazione rotore/fusoliera e configurazioni principali degli elicotteri


La rotazione imposta all’assieme rotore tramite un albero collegato (mediante un sistemadi trasmissione) al motore installato in fusoliera comporta la presenza di una coppia direazione che pone fusoliera e rotore in moto di reciproca ed opposta rotazione.Il disegno della configurazione costruttiva di un elicottero è ovviamente condizionatodall’azione di contrasto nei confronti di tale fenomeno; adottando una classificazione deglielicotteri secondo il tipo, il numero e la disposizione dei rotori, le configurazionifondamentali risultano essere le seguenti:

Nel primo caso, la coppia di reazione rotore/fusoliera è contrastata dal rotore anticoppia dicoda, mentre nei rimanenti casi è cancellata dalla mutua azione dei due rotori controrotanti.

· con singolo rotore principale e con rotore di coda anticoppia;· con due rotori controrotanti in tandem;· con due rotori controrotanti coassiali;· con due rotori controrotanti ‘side by side’.

18

Configurazione elicottero (convenzionale) con rotore principale e rotore anticoppia di coda

Configurazione elicottero con due rotori controrotanti in tandem

Configurazione elicottero con due rotori controrotanti coassiali

Configurazioni principali


19

Configurazioni principali

Seminario -Introduzione all’Elicottero. Rotori, Le Prestazioni.

Altre configurazioni

20

Rif.

NASA TP-3675

Seminario -Introduzione all’Elicottero. Rotori, Le Prestazioni.

Elicottero in configurazione NOTAR

X2, Elicottero in configurazione composta

Alcune comparazioni tra differenti configurazioni

21

Rif.

NASA TP-3675


22



1.2 I SISTEMI DEGLI ELICOTTERI


23

Fusoliera

Motore

destro

Rotore principale & Comandi

Pale, Ass. Testa Rotore,

Comandi Rotanti

Motore

destro

Rotore anticoppia di coda

Fusoliera

I sistemi dell’elicottero

L’elicottero è un aeromobile complesso, costituito dall’integrazione

di particolari sistemi


24

Il Rotore principale dell’elicottero genera le forze aerodinamiche necessarie perla sostentazione ed il controllo

Il Rotore anticoppia di coda genera la spinta laterale necessaria per contrastarela coppia di reazione rotore principale/fusoliera

I motori generano la potenza per la rotazione dei rotori, attraverso il sistema ditrasmissione

Il sistema di Trasmissione trasmette ai rotori la potenza in uscita dai motori,riducendo inoltre la velocità di rotazione degli alberi di potenza dei motori (migliaiadi giri/min) fino ai valori tipici di rotazione dei rotori (centinaia di giri/min)

La fusoliera contiene i motori ed il sistema completo di trasmissione in appositialloggiamenti, la cabina passeggeri ed il carico pagante, la cabina di pilotaggio.

Gli Impianti e l’avionica (impianto elettrico, impianto combustibile, impianto dicondizionamento; strumentazione di volo e di navigazione, sistemi di missione)

I sistemi dell’elicottero


Il Sistema Rotore/Trasmissione/Motore

25

Fonte NASA TM-104000


Turboshaft engine

26

Rif.FAA-H-8083-21


Sistema trasmissione

27

Rif. NASA TM-104000


28

I comandi rotanti,variazione passo collettivo


Rotore di coda ed equilibrio intorno all’asse velivolo z


30



1.3 I ROTORI APPLICATI AGLI ELICOTTERI


Nel volo in avanzamento dell’elicottero, la velocità del flusso relativo risultante cheinveste il generico elemento di pala è funzione sia della posizione radiale sia della posizione nelgiro di rotazione (posizione in azimuth) dell’elemento stesso; in altri termini, la velocità ditraslazione si somma (o si sottrae) alle velocità lineari dovute alla rotazione della pala. Nescaturisce una condizione di asimmetria che non si riscontra nel volo puramente verticale e checomporta l’insorgere di problemi di dinamica e di aerodinamica tipici soltanto degli aeromobilidotati di ala rotante.

31

Volo in avanzamento


• Restando inalterata la forza centrifuga lungo il giro di rotazione completo,l’asimmentria di portanza (già identificata da De la Ciervia) viene contrastatainserendo una cerniera di flappeggio che consenta alla pala, in pratica, di sollevarsio abbassarsi, quindi di flappeggiare.

• La pala avanzante, per il flappeggio verso l’alto, è sottoposta ad una diminuzionedell’angolo di incidenza dovuta alla componente di velocità relativa verticale versoil basso; al contrario, la pala retrocedente, per il flappeggio verso il basso, èsottoposta ad un aumento dell’angolo di incidenza causato dalla componente divelocità verticale relativa verso l’alto;

• Pertanto, si può concludere che le suddette variazioni di incidenza dovute al motodi flappeggio, consentono di eliminare i momenti di rollio ed alleviano lacondizione di carico alla radice delle pale.

32

Volo in avanzamentoIl moto di flappeggio delle pale


• Le differenti velocità relative del flusso che interessano la pala avanzante e la palaretrocedente nel volo in avanzamento, oltre a comportare gli effetti descritti sullaportanza, implicano l’insorgere di una condizione analoga per la resistenzaaerodinamica.

• E’ presente un’altra causa che contribuisce, in misura maggiore, all’oscillazionedella pala nel piano di rotazione: l’insorgere delle forze di Coriolis in conseguenzadel moto di flappeggio delle pale rotanti.

• L’inserimento delle cerniere di anticipo-ritardo fornisce un grado di libertà perl’oscillazione, con conseguente annullamento dell’elevato momento flettente chesi avrebbe alla radice della pala se essa fosse collegata rigidamente al mozzo.

33

Volo in avanzamentoIl moto di anticipo/ritardo delle pale


34

Classificazione dei rotori applicati agli elicotteri

• In configurazioni recenti il collegamentotra il mozzo e le pale è costituito da ununico componente di tipo elastomerico(uno per ogni pala), realizzato mediantestrati sovrapposti di un elastomero e diun metallo; tale soluzione tecnica è lapiù avanzata.

Il componente elastomerico, indicatonella pratica tecnica anche con ilnome di cuscinetto elastomerico(elastomeric bearing), è una cernierache consente i tre gradi di libertà dipasso, flappeggio e ritardo.


35

Flappeggio del rotore hingeless,eccentricità equivalente

Momento di controllo di beccheggio emomento di controllo di rollio (per unità diflappeggio) per rotori con eccentricità dellacerniera di flappeggio

Classificazione dei rotori applicati agli elicotteri,alcune proprietà


Testa Rotore principale e Comandi Rotanti, Mozzo completamente articolato


37

Moto di variazione passo collettivo delle pale


38

Inclinazione assieme piatto oscillante


39

Cerniera di flappeggio delle pale


40

Cerniera di anticipo/ritardo delle pale


41

Assi e piani fondamentali


42



1.4 IL SISTEMA ROTORE NEL SISTEMA ELICOTTERO


43

Analisi preliminare: flusso di calcolo in volo livellato dall’equilibrio dell’elicottero al calcolo della trazione


44

Analisi preliminare, andamento tipico dei parametri fondamentaliper un elicottero ipotetico in configurazione convenzionale


45

Analisi preliminare, andamento tipico dell’angolo di incidenza locale e della trazione

Valori ottenuti dall’analisi di equilibrio in volo livellato(Elicottero ipotetico, WG = 50000, b = 4, in configurazione convenzionale)


46

Volo in avanzamento, limitazioni

Rif.NASA TN D-3936


47

LE PRESTAZIONI

DELL’ELICOTTERO


LE PRESTAZIONI

DELL’ELICOTTERO

2.1 Potenza totale richiesta, Regimi di Potenza disponibile,

Prestazioni fondamentali


Prestazioni dell’elicottero in configurazione convenzionale(con rotore principale e rotore anticoppia di coda)

49

Rotore principale

Rotore anticoppia di coda

Sistema di Trasmissione

(Sistemi ausiliari)

Motore/i

Fusoliera

Caratteristiche aerodinamiche

(Potenza richiestasostanzialmentecostante e di bassa entità)

Potenza disponibile al banco

Perdite di installazione(Consumi combustibile)

Limitazioni strutturali

Potenza

richiesta

totale

Potenza disponibilee consumi

Limitazioni

di potenza

Co

nd

izio

ni

amb

ien

tali

e d

i vo

loA.A. 2014-2015. Seminario -Introduzione all’Elicottero. Rotori, Prestazioni di volo.

Prestazioni fondamentali

• Velocità massima in volo livellato

• Autonomie di volo

(massima autonomia oraria,

massima autonomia chilometrica)

• Prestazioni nel volo in salita

(Ratei di salita,

Quota massima di tangenza in hover

Quota massima di tangenza)

• Prestazioni in missioni di volo

• Prestazioni in autorotazione


Regimi di Potenza disponibile del motore

• Potenza di decollo massima disponibile, con due motori operativi: impiegabile con limite di 5 minuti;

• Potenza massima continua disponibile, con due motori operativi: impiegabile senza limitazioni di tempo;

• Potenza massima continua disponibile OEI (one engine inoperative):impiegabile senza limitazioni di tempo, con un motore non funzionante;

• Potenza di contingenza disponibile OEI (one engine inoperative):impiegabile con limite di 2,5 minuti, con un motore non funzionante.


Limitazioni dal motore e limitazioni dal sistema trasmissione

52

• le potenze erogabili dai motori possono superare i limiti di resistenza strutturale della trasmissione;

• i limiti di potenza imposti dalla trasmissione possono, in generale, costituire i fattori limitanti alle quote basse;

• invece, con l’aumento di altitudine, il decadimento delle prestazioni del motore (e l’invariabilità della resistenza strutturale della trasmissione) consente al pilota di poter sfruttare a pieno la potenza disponibile.


Il sistema elicottero completo, la Potenza totale richiesta

53

(PRP) la potenza richiesta del rotore principale, (Prc) la potenza richiesta del rotore di anticoppia di coda, (PAUX) la potenza richiesta dei sistemi ausiliari di bordo (ηt) il coefficiente che introduce le perdite di trasmissione (essenzialmente

perdite per attrito tra ingranaggi; in genere, (ηt) assume valori compresi tra 1,03 e 1,04).


Il sistema elicottero completo, le Potenze richieste dal rotore principale e dal rotore di coda

Potenza indotta

Potenza di profilo

Potenza parassita

Potenza indotta

Potenza di profilo

54

(PRP) la potenza richiesta del rotore principale


(Prc) la potenza richiesta del rotore di anticoppia di coda

55

ISA sea level, no wind

Il sistema elicottero completo, la Potenza totale richiesta e relative componenti


56

Weights Main Rotor

. Max Gross Weight for take-off 3000 kg . Tip Speed (100%), ΩR 221 m/s

. Min Gross Weight for flight

(with fuel reserve, flight crew)

2200 kg . No. of blades 4

. Fuel capacity 300 kg

Transmission (dual engine) Power Plant (2 engines)

. Maximum Continuous Power 670 kW . Number of Engines, N 2

. Transmission loss factor TRLF 1,04 . Maximum Continuous Power,

(0ft pressure altitude, OAT=+15°C)

850 kW

Il sistema elicottero completo, Potenza totale richiesta; condizioni estratte da un modello matematico di un elicottero

ipotetico e rappresentativo del tipo biturbina leggero


57

Weights Main Rotor

. Max Gross Weight for take-off 3000 kg . Tip Speed (100%), ΩR 221 m/s

. Min Gross Weight for flight

(with fuel reserve, flight crew)

2200 kg . No. of blades 4

. Fuel capacity 300 kg


. Maximum Continuous Power 670 kW . Number of Engines, N 2

. Transmission loss factor TRLF 1,04 . Maximum Continuous Power,

(0ft pressure altitude, OAT=+15°C)

850 kW

Il sistema elicottero completo, Torque/Airspeed CurvesCondizioni estratte da un modello matematico di un elicottero ipotetico e rappresentativo del tipo biturbina leggero


58

La Velocità massima in volo livellato


La Velocità massima in volo livellato èdeterminata dal confronto trala Potenza disponibile (e le limitazioni dipotenza della trasmissione)e la Potenza totale richiesta, fissate le condizioni di peso dell’elicottero e le condizioni ambientali

Al lato:Vmax, Velocità massima in corrispondenza del regime di Potenza Massima Continua (MCP, Maximum continuous powerrating)


59

Autonomie di volo(massima autonomia oraria)


VBE, Velocità di massimaautonomia oraria

Fissato il peso e le condizioniambientali, la massimaautonomia oraria si ottiene incorrispondenza del valoreminimo di potenza richiesta


60

Autonomie di volo(massima autonomia chilometrica)


VBR, Velocità di massimaautonomia chilometrica

Fissato il peso e le condizioniambientali, la massimaautonomia chilometrica siottiene in corrispondenza delvalore minimo del rapportopotenza richiesta/velocità


61

Prestazioni in volo traslato in salita


62

Prestazioni in volo traslato in salita

Si definisce quota di tangenzateorica la quota, per undeterminato peso, alla quale lavelocità di salita è nulla, ovvero laquota massima (teorica)raggiungibile per il peso fissato.Si definisce la quota di tangenzapratica la quota, per undeterminato peso, alla quale lamassima velocità di salita è di 100ft/min (nel senso che la massimavelocità di salita è ‘ridotta’ a 100ft/min).


63

LE PRESTAZIONI

DELL’ELICOTTERO

2.2 Analisi di missione


64

• Analizzare e verificare la capacità di un elicottero di eseguire una determinata missione nell’ambito di determinati vincoli e requisiti

Analisi di missione

Missione

e

Requisiti di missione

Configurazione elicottero

Analisi di missione

Esempi:

- Range mission (con carico pagante assegnato)

- Carico pagante massimo (su tratta assegnata)

- Tempo max di permanenza in volo

- Condizioni ambientali

Risoluzione (in funzione dellamissione):

- Velocità tratto i (i=1,…,n)

- Quota di volo tratto i (i=1,…,n)

- Peso totale elicottero al decollo

- Altri parametri

Metodologia classica:

suddivisione missione completa in n segmenti


65

Analisi di missione. Esempio di un profilo di missione estratto da un modello matematico di un elicottero ipotetico e rappresentativo del tipo biturbina leggero


Weights Main Rotor

. Max Gross Weight for

take-off

3000

kg

. Tip Speed (100%), ΩR 221 m/s

. Min Gross Weight for

flight

(with fuel reserve, flight

crew)

2200

kg

. No. of blades 4

. Fuel capacity 300

kg


. Maximum Continuous

Power

670

kW

. Number of Engines, N 2

. Transmission loss factor

TRLF

1,04 . Maximum Continuous

Power,

(0ft pressure altitude,

OAT=+15°C)

850 kW

66

Analisi di missioneDiagramma carico pagante/distanza

Payload(kg)

Range (nm)

Diagramma Carico pagante/Distanzaper un elicottero biturbina intermedio

- ISA condition, no wind- Altitude of flight: 5000 ft

1000

750

500

250

100 200 3000


67

Light utility multi-role helicopter:- Maximum take-off gross weight: 3175 kg - single main rotor (four blades)

- anti-torque tail rotor (two blades)

Analisi di missione, risultati finali di un processo di simulazione ed ottimizzazione multi-obiettivo

Rif.Di Giorgio G. , Longo M. . ‘Application of Genetic Algorithms to Helicopter FlightTest Planning and Mission Analysis. Verification for a Light Utility Helicopter’.Presented at 22° Symposium of Society of Flight Test Engineers , EuropeanChapter, Tolouse, France (2011)


68

LE PRESTAZIONI

DELL’ELICOTTERO

2.3 Autorotazione del rotore

e manovra di autorotazione dell’elicottero


69

L’autorotazione del rotore sifonda sul concetto di trarre forzamotrice e sostentatrice daun’opportuna l’inclinazione dellaforza risultante aerodinamica inmaniera tale da presentare unacomponente lungo la verticaleche contrasti il peso ed unacomponente diretta in avantiche sia motrice-autorotativa(autorotative force, e chepertanto fa aumentare lavelocità di rotazione).

Autorotazione del rotore

Si comprende che la scelta dellalegge di svergolamento dellapala è effettuata anche in basealle caratteristiche autorotativeche si richiedono all’elicottero.

Rif. FAA-H-8083-21A.A. 2014-2015. Seminario -Introduzione all’Elicottero. Rotori, Prestazioni di volo.

70

Alcune considerazioni sulla manovra di autorotazione

Fissato il peso dell’elicottero, larelazione

consente una prima stima delrateo di discesa in funzione dellavelocità di avanzamento,ottenendo un andamento tipicocosì come rappresentato al lato (ivalori di Vda sono espressi con ilsegno positivo). Si ottengonofacilmente sia il rateo minimo chel’angolo minimo di discesa; incorrispondenza di quest’ultimo siottiene la massima distanzapercorribile in autorotazione (maxglide distance).


Diagrammi Altezza-Velocità e manovra di autorotazione

71

Rif.

NASA TN D-4536

Nell’ambito delle ipotesi fissate dalla Nota NASA TN D-4536,

si ottiene la seguente relazione per il parametro hlo:


Bibliografia

72

• Anderson S.B., ‘Historical Overview of V/STOL Aircraft Technology’. NASA TM-81280 (1981)

• Alastair K.C., Fitzpatrick E.W.H., ‘Helicopter Test and Evaluation’. AIAA, Virginia (2002)

• FAA-H-8083-21, ‘Rotorcraft flying handbook’. (2000)

• Coleman C.P., ‘A Survey of Theoretical and Experimental Coaxial Rotor Aerodynamic Research’.NASA TP-3675, (1997)

• Di Giorgio G., ‘Teoria del volo dell’elicottero. Aerodinamica - Meccanica del volo’. Seconda Edizione.Aracne, Roma (2009)

• Johnson W., ‘Helicopter theory’, Dover, New York (1994)

• Pegg R. J., ‘An investigation of the helicopter heght-velocity diagram showing effect of densityaltitude and gross weight’. NASA TN D-4536 (1968)

• Prouty R.W., ‘Helicopter Performance, Stability, and Control’. Krieger Publishing Company, Florida(1990)

• Scheiman J., Kelley H. L., ‘Comparison of flight-mesasured helicopter rotor blade chordwisepressure distributions with static two domensional airfoil characteristic‘. NASA TN D-3936


INTRODUZIONE ROTORI, PRESTAZIONI DI VOLOwpage.unina.it/rtogna/SeminarioDiGiorgio2015.pdf ·...

Documents

Transcript of INTRODUZIONE ROTORI, PRESTAZIONI DI VOLOwpage.unina.it/rtogna/SeminarioDiGiorgio2015.pdf ·...