CAP 10 – Prestazioni di Decollo, Atterraggio, Virata e Salita in

Corso di MECCANICA DEL VOLO
Modulo Prestazioni
CAP 10 – Prestazioni di
Decollo, Atterraggio, Virata e Salita in
accelerazione
Proff. F. Nicolosi / D. Coiro
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1
Cap.10 – DECOLLO
Sg : Corsa al suolo (rullaggio) (ground roll)
Sa : Corsa di involo (airborne distance)
50 ft
35 ft vel commerciali
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2
Cap.10 – DECOLLO
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3
Cap.10 – DECOLLO
velocità di stallo conf. Di decollo
Vstall
minima velocità di controllo al suolo, indicata con
Vmcgg
minima velocità di controllo in aria, indicata con
velocità di decisione,
decisione indicata con
V1
velocità di rotazione al decollo, indicata con
minima velocità di distacco, indicata con
velocità di decollo,
decollo indicata con
Vmca
L’aeroplano è ancora a terra
> Vmc
VR
Vmu
la coda può toccare il suolo
,
VLO
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4
Cap.10 – DECOLLO
Distanza bilanciata di decollo
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5
Cap.10 – DECOLLO
CORSA AL SUOLO Sgg
W
a = [T − D − μFz ]
g
Fz =(W-L)
μ = coeff.
coeff attrito volvente tra ruota e pista (≈ 0.020
0 020 ÷ 0.030)
0 030)
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6
Cap.10 – DECOLLO
Flap al decollo
CORSA AL SUOLO Sgg
C Dg
D = C D 0 + ΔC D 0 FLAP + ΔC D 0CARR +
2
C Lg
πA Re
⋅ K ES
suolo
Carrello estratto
Polare del velivolo in configurazione di decollo
(flap+carrello+effetto del flap sulla resistenza indotta)
- L’effetto suolo riduce la resistenza indotta
K ES
2
(
16h / b )
=
2
1 + (16h / b )
K ES = circa 0.75 - 0.90
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7
Cap.10 – DECOLLO
CORSA AL SUOLO Sgg
W
a = [T − D − μFz ]
g
a ⎡T D
L⎤
= ⎢ − −μ+μ ⎥
g ⎣W W
W⎦
2
⎛
⎞ ρ 0σS 2 ⎤
C Lg
a ⎡T
= ⎢ − μ − ⎜ C D 0 + ΔC D 0 TO +
K ES − μC Lg ⎟
V ⎥
⎜
⎟
πA Re
g ⎢⎣W
⎥⎦
⎝
⎠ 2W
σ =
ρ
ρ0
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8
Cap.10 – DECOLLO
CORSA AL SUOLO Sgg
2
⎛
⎞ ρ 0σS 2 ⎤
C Lg
a ⎡T
= ⎢ − μ − ⎜ C D 0 + ΔC D 0 TO +
V ⎥
K ES − μC Lg ⎟
⎜
⎟
g ⎢⎣W
πA Re
R
⎥⎦
⎝
⎠ 2W
Potrei trovare il CLgg ottimale derivando rispetto
p
al CLgg e =0
2
C Lg
πA Re
C Lg =
K ES − μ = 0
1
1
μ (π ⋅ AR ⋅ e )
2
K ES
= circa 0.40 per valori tipici di μ AR e KES
Sarebbe corrispondente ad alfa bassi (negativi con flap al decollo)
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9
Cap.10 – DECOLLO
CORSA AL SUOLO Sgg
a ⎡T
ρ 0σS 2 ⎤
= ⎢ − μ − (CDg − μCLg )
V ⎥
g ⎣W
2W
2W
⎦
VLO = 1.1 Vs TO = K Vs TO
SG =
VLO
VLO
0
0
∫ dS = ∫
VdV
a
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10
Cap.10 – DECOLLO
CORSA AL SUOLO Sgg
SG =
VLO
VLO
0
0
∫ dS = ∫
1
SG =
2g
VLO
1
SG =
2g
∫
0
0
( )
dV2
ρ 0σS
⎡T
2⎤
⎢W − μ − 2W C D1V ⎥
⎣
⎦
VLO
∫
a ⎡T
ρ 0σS 2 ⎤
= ⎢ − μ − (CDg
V ⎥
D − μC Lg
L )
g ⎣W
2W
⎦
VdV
a
( )
d V2
A + BV 2
T
A=
−μ
W
C D1 = C Dg − μC Lg
B=−
ρ 0σS
2W
2W
C D1
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Cap.10 – DECOLLO
CORSA AL SUOLO Sgg
1
SG =
2g
VLO
∫
0
( )
d V2
A + BV 2
T
A=
−μ
W
B=−
2
⎛
+
A
BV
1
1
d
S G = ln A + BVd2 − ln A = ln⎜⎜
B ⎝
A
B
[ (
1
2W
SG =
2g ρ 0 σSC D1
)
]
ρ 0σS
2W
2W
C D1
⎞
⎟⎟
⎠
⎡
⎤
T
⎢
⎥
−μ
⎢
⎥
W
ln ⎢
⎥
C D1
T
⎢ −μ−
K2 ⎥
C L MAXTO
⎢⎣ W
⎥⎦
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Cap.10 – DECOLLO
CORSA AL SUOLO Sgg
SG =
1
2W
2g ρ 0 σSC D1
⎡
⎤
T
⎢
⎥
−μ
⎢
⎥
W
ln ⎢
⎥
C D1
T
2
⎢ −μ−
K ⎥
C L MAX
⎢⎣ W
⎥⎦
TO
VLOO
= 1.1
se K =
VS _ TO
1
2W
SG =
2g ρ 0 σSC D1
⎡
⎤
T
⎢
⎥
−μ
⎢
⎥
W
ln ⎢
⎥
C D1
T
⎢ −μ−
1.21⎥
C L MAXTO
⎢⎣ W
⎥⎦
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13
Cap.10 – DECOLLO
CORSA AL SUOLO Sgg
1
2W
SG =
2g ρ 0 σSC D1
⎡
⎤
T
⎢
⎥
−μ
⎢
⎥
W
ln ⎢
⎥
C D1
T
⎢ −μ−
1.21⎥
W
C L MAXTO
⎥⎦
⎣⎢
(TO-1)
La relazione (TO-1) (con K=1.1) quindi è stata ricavata
nell’approssimazione di spinta costante durante il decollo
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14
Cap.10 – DECOLLO
CORSA AL SUOLO Sgg
Si assume la T in corrisp. di 0.7 V
T = [T ]V =0.7 VLO
⎡ Π a ⋅ ηP ⎤
=⎢
⎥
⎣ 0.7 ⋅ VLO ⎦
ELICA
JET
T
T=
⋅ To
To
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15
Cap.10 – DECOLLO
CORSA AL SUOLO Sgg – Relazioni semplificate
p
1 dV 2
SG = ∫
2 a
g
[T − D − μ( W − L)]
a=
W
W
d 2
dV
SG =
2g ∫ [T − D − μ( W − L)]
SG =
W
1
2
⋅ VLO ⋅
[T − D − μ( W − L)]0.7 VLO
2g
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16
Cap.10 – DECOLLO
CORSA AL SUOLO Sgg – Relazioni semplificate
p
⎛2⎞
1
1
W
SG =
⋅ 1.21 ⋅ ( W / S) ⋅ ⎜⎜ ⎟⎟ ⋅
⋅
2g
⎝ ρ ⎠ CL MAX _ TO [T − D − μ( W − L)]0.7 VLO
(TO 2)
(TO-2)
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Cap.10 – DECOLLO
CORSA AL SUOLO Sgg – Relazioni semplificate
p
SG =
⎛2⎞
W
1
1
⋅ 1.21 ⋅ ( W / S) ⋅ ⎜⎜ ⎟⎟ ⋅
⋅
2g
⎝ ρ ⎠ CL MAX _ TO [T − D − μ( W − L)]0.7 VLO
(TO-2)
[T − D − μ(W − L)]
È abbastanza cost
ULTERIORE APPROSSIMAZIONE
[T − D − μ(W − L)] ≈ T
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18
Cap.10 – DECOLLO
CORSA AL SUOLO Sgg – Relazioni semplificate
p
ULTERIORE APPROSSIMAZIONE
T = [T ]0.7 VLO
[T − D − μ(W − L)] ≈ T
1.21 ⋅ ( W / S)
SG =
⎛T⎞
ρg ⋅ CL MAX _ TO ⋅ ⎜⎜ ⎟⎟
⎝W⎠
(TO-3)
(TO
3)
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Cap.10 – DECOLLO
CORSA AL SUOLO Sgg - Riepilogo
p g
1
2W
SG =
2g ρ 0 σSC D1
⎡
⎤
T
⎢
⎥
−μ
⎢
⎥
W
ln ⎢
⎥
C D1
T
⎢ −μ−
1.21⎥
C L MAX
⎢⎣ W
⎥⎦
TO
⎛2⎞
W
1
1
SG =
⋅ 1.21 ⋅ ( W / S) ⋅ ⎜⎜ ⎟⎟ ⋅
⋅
2g
⎝ ρ ⎠ CL MAX _ TO [T − D − μ( W − L)]0.7 VLO
1.21 ⋅ ( W / S)
SG =
⎛T⎞
ρg ⋅ CL MAX _ TO ⋅ ⎜⎜ ⎟⎟
⎝W⎠
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20
Cap.10 – VOLO MANOVRATO
Fr = L − W = W (n − 1)
2
∞
2
∞
V
WV
Fr = m
=
R
g R
cabrata
n=
L
W
Fattore di carico n
V∞2
R=
g (n − 1)
ma
ω = V∞ / R
g (n − 1)
ω=
V∞
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21
Cap.10 – DECOLLO
CORSA DI INVOLO
W V2
L=W+
g R
Ld > W
V2
n = 1+
gR
R
V2
(n − 1) =
gR
n=
L
W
Fattore di carico n
V2
R=
g(n − 1)
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22
Cap.10 – DECOLLO
CORSA DI INVOLO
V2
R=
g(n − 1)
come dicevamo la V si può assumere costante e pari alla media tra la V al distacco (1.1
VS_TO) e la V al supermanto dell’ostacolo (1.2 VS_TO), quindi 1.15 VS_TO
Durante la traiettoria curvilinea di involo, si può assumere che il pilota si porti in
prossimità dello stallo, cioè degli angoli di salita massimi, ma ovvimamente con un
certo margine di sicurezza :
CL=00.90
CL
90 CLMAX_TO
CLMAX TO
2
1 ρ ⋅ (1.15 ⋅ V
)
⋅ S ⋅ (0.90 ⋅ CL MAX _ TO )
S _ TO
L
2
n=
=
W
W
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23
Cap.10 – DECOLLO
CORSA DI INVOLO
1 ρ ⋅ (1.15 ⋅ VS _ TO )2 ⋅ S ⋅ (0.90 ⋅ CL MAX _ TO )
L
n=
= 2
W
W
1
2
W = ρ ⋅ VS _ TO ⋅ S ⋅ CL MAX _ TO
2
n = (1.15) ⋅ (0.90) = 1.19
2
R=
(1.15 ⋅ V
S _ TO
)
2
g ⋅ (1.19 − 1)
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24
Cap.10 – DECOLLO
CORSA DI INVOLO
R=
(1.15 ⋅ V
S _ TO
)
2
g ⋅ (1.19 − 1)
Ricavato R si ppuò ricavare Sa
S A = R ⋅ sin θ OB
(R − H) = R ⋅ cos θ OB
θ OB
⎡ H⎤
= ACOS⎢1 − ⎥
⎣ R⎦
Angolo
g
ppiccolo … circa 4-5°
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25
Cap.10 – ATTERRAGGIO
CORSA DI ATTERRAGGIO
Velocità di approccio
Va = circa 1.3 VsL
- Approccio
- Flare
- Corsa di rullaggio
Sa
Sf
Sg
Velocità di Touch-Down
(intorno a 11.15
15 VsL
per vel commerciali)
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26
Cap.10 – ATTERRAGGIO
Distanza di approccio
pp
Angolo di approccio piccolo (circa 3°- 4°)
ma
Come ricavo R ? => traiettoria ed equazioni della richiamata
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27
Cap.10 – ATTERRAGGIO
Come ricavo R ? => traiettoria ed equazioni
q
della richiamata ((FLARE))
V∞2
R=
g (n − 1)
- Si assume per il flare una V pari alla media tra 1.3 VsL (la Va) e 1.15 VsL
(al touch down),
down) quindi una V
V=1
1.23
23 VsL
Vf =1.23 VSL
- Assumendo un fattore di carico n pari a n=1.2
Avendo quindi calcolato :
Oppure assunto
pari a pochi gradi (es = 3°)
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28
Cap.10 – ATTERRAGGIO Distanza di approccio e flare
Approccio
Vf =1.23 VSL
V∞2
R=
g (n − 1)
nn=1.2
1.2
Vf
Oppure angolo assegnato
Flare
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29
Cap.10 – ATTERRAGGIO
CORSA AL SUOLO DOPO IL TOUCH-DOWN
[
W
W dV
a=
= − D − μ (W − L)
g
g dt
]
Se Tr=0
L
Flap
D
Tr
suolo
Fa
W
Carrello estratto
VT = Velocità al touch-down
SL = Distanza al suolo necessaria a fermarsi completamente
Solitamente i velivoli sono in grado di sviluppare l’inversione di spinta con una Trev
(T reversed) che va dal 40% al 60% della To (spinta massima positiva).
1
2
L = ρ ∞V∞ SC L
2
1
2
D = ρ ∞V∞ SC D
2
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30
Cap.10 – ATTERRAGGIO
CORSA AL SUOLO DOPO IL TOUCH-DOWN
L
Flap
D
Tr
suolo
Fa
W
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Carrello estratto
31
Cap.10 – ATTERRAGGIO
CORSA AL SUOLO DOPO IL TOUCH-DOWN
L
Flap
D
Tr
suolo
Fa
W
Carrello estratto
L’equazione va applicata dalla fine del free-rolling (inizio frenatura) fino allo stop
Ipotesi JT e JA costanti con V
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32
Cap.10 – ATTERRAGGIO
CORSA AL SUOLO DOPO IL TOUCH-DOWN
Includendo anche il free-roll (dura N secondi)
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33
Cap.10 – ATTERRAGGIO
CORSA AL SUOLO DOPO IL TOUCH-DOWN
Forma analitica che mette in evidenza i
parametri
L
Flap
D
Tr
suolo
Fa
W
Carrello estratto
Free-roll
La forza
è abbastanza costante con la V
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34
Cap.10 – ATTERRAGGIO
CORSA AL SUOLO DOPO IL TOUCH-DOWN
Forma analitica che mette in evidenza i
parametri
Free-roll
L
Flap
D
Tr
suolo
Fa
W
Carrello estratto
VTD = 1.15 VSL = j VSL
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35
Cap.10 – ATTERRAGGIO
CORSA AL SUOLO DOPO IL TOUCH-DOWN
Forma analitica che mette in evidenza i
parametri
VTD = 1.15 VSL = j VSL
Free-roll
L
Flap
D
Tr
suolo
Fa
W
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Carrello estratto
36
Cap.10 – VOLO MANOVRATO
VIRATA
L cos φ = W
L
n≡
W
Fr = L2 − W 2
Fattore di carico
φ = 30° => n = 1.15
⎛1⎞
φ = a cos⎜ ⎟ φ = 45° => n = 1.41
⎝n⎠
φ = 60° => n = 2
Fr = W n 2 − 1
Traiettoria circolare raggio R
V∞2 W V∞2
Fr = m
=
R
g R
R=
V∞2
g n2 − 1
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37
Cap.10 – VOLO MANOVRATO
VIRATA
R=
2
∞
V
g n2 − 1
Raggio di virata
g n2 − 1
ω=
V∞
Rateo di virata
Per le prestazioni di manovra di un aeroplano, sia militare che civile, è
abitualmente vantaggioso avere il più piccolo R ed il rateo di virata maggiore
possibile.
- Fattore di carico n + alto possibile
- Velocità più bassa possibile
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38
Cap.10 – VOLO MANOVRATO
VIRATA – EQ
Q APPROSSIMATE
R=
2
∞
V
g n2 − 1
g n2 − 1
ω=
V∞
Raggio di virata
Se n è grande
V∞2
R=
gn
n +1 ≈ n e n −1 ≈ n
1
L = ρ ∞V∞2 SC L
2
Rateo di virata
gn
ω=
V∞
2L
V =
ρ ∞ SC L
2
∞
2L
2 W
R=
=
ρ ∞ SC L g (L / W ) ρ ∞ C L g S
ω=
gn
2 L / (ρ ∞ SC L )
=
gn
[2n / (ρ ∞ C L )](W / S )
=g
ρ∞CL n
2(W / S )
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39
Cap.10 – VOLO MANOVRATO
VIRATA – EQ
Q APPROSSIMATE
2 W
R=
ρ ∞CL g S
ω=g
ρ ∞CL n
2(W / S )
Velivoli con W/S + piccolo => migliori prestazioni virata
Tuttavia il progetto del carico alare di un aeroplano è determinato di
solito da fattori diversi da quelli di manovra, come il carico pagante,
l’
l’autonomia
i e la
l velocità
l i à massima.
i
Di conseguenza, i carichi
i hi alari
l i per
aerei leggeri dell’aviazione generale sono relativamente bassi, ma
quelli per aerei militari ad alte prestazioni sono abbastanza grandi.
grandi
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40
Cap.10 – VOLO MANOVRATO
VIRATA – EQ
Q APPROSSIMATE
R=
2 W
ρ ∞CL g S
ω=g
ρ∞CL n
2(W / S )
Aeroplani
Wright Flyer
Beechcraft Bonanza
W/S, kg/m2
5.86
91.79
Mc Donnell Douglas F-15
322.24
General Dynamics F-16
361.30
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41
Cap.10 – VOLO MANOVRATO
VIRATA – EQ
Q APPROSSIMATE
R=
2 W
ρ ∞CL g S
ω=g
ρ∞CL n
2(W / S )
Per fissato velivolo , quali condizioni danno R piccolo ed ω grande
Rmin
2
W
=
ρ ∞ gC L ,max S
ω max = g
ρ ∞ C L ,max nmax
2(W / S )
1
ρ ∞V∞2 SC L
L 2
n=
=
W
W
n max
Bisogna considerare anche
se la spinta riesce ad
eguagliare
eguag
a e laa resistenza
es ste a cchee è
aumentata perché L=nW
C L ,max
1
2
= ρ ∞V ∞
2
W /S
Allee basse ve
velocità
oc tà
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42
Cap.10 – VOLO MANOVRATO
DIAGRAMMA DI MANOVRA
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43
Cap.10 – VOLO MANOVRATO
DIAGRAMMA DI MANOVRA
n_max
Velivoli da trasporto
civili (CS25) = 2.5
Velivoli CS23
=4
Velivoli leggeri = 4
Velivoli acrobatici =7-8
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44
Cap.10 – VOLO MANOVRATO
DIAGRAMMA DI MANOVRA
W
2
Rmin =
ρ ∞ ggC L ,max S
ω max = g
∗
V =
ρ ∞ C L ,max nmax
2(W / S )
2n max W
ρ ∞ C L ,max S
In corrisp. Di tale
velocità si avrà R
piccolo e rateo grande
Velocità critica , anche comunemente detta velocità di MANOVRA
(chiamata anche VA)
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45
Cap.10 – VOLO MANOVRATO
Fr = L − W = W (n − 1)
cabrata
V∞2 W V∞2
Fr = m
=
R
g R
V∞2
R=
g (n − 1)
ma
ω = V∞ / R
g (n − 1)
ω=
V∞
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46
Cap.10 – VOLO MANOVRATO
Fr = L + W = W (n + 1)
Affondata in volo rovescio
V∞2 W V∞2
Fr = m
=
R
g R
V∞2
R=
g (n + 1)
g (n + 1)
ω=
V∞
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47
Cap.8 – QUOTA ENERGIA ED ECCESSO DI POTENZA
SPECIFICO
Overview
•
•
•
•
Energy Height (quota energia)
Specific Excess Power
Ps Charts
Applicazioni
– Minimo
Mi i
tempo
t
di salita
lit
– Confronto velivoli
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48
Motivo di He e Ps
• Il diagramma V-n mostra i limiti delle
prestazioni
t i i dei
d i velivoli
li li
• Ad ogni
g modo, mostra solo una pprestazione
istantanea. Non si può determinare la
sostenibilità di una manovra dal V-n
diagram
• Energy height e specific excess power sono
una misura di “sustained performance”
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49
Energy Height
Energy Height è misura dell’energia meccanica totale posseduta
(potenziale + cinetica) da un velivolo.
1
2
E = mgh + mV
2
Per confrontare velivoli possiamo normalizzare rispetto al peso(mg).
2
V
He = h +
2g
Energy Height
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50
Energy Height
Plot di curve a costante energy height.
h
H e = const
1
2
3
V
E’ quello che ogni pilota sa: si può trasformare velocità in quota
e viceversa e più si ha di entrambe le cose meglio è !
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51
Specific Excess Power
Un pilota vuole iniziare un combattimento con quanta maggiore
energia possibile.
Il velivolo che riesce a cambiare la propria “Energy height” più
rapidamente avrà un significativo vantaggio:
Guardiamo la derivata rispetto al tempo di He:
dHe dh V dV
= +
dt
dt g dt
Questa è una misura della capacità del velivolo di salire e/o
accelerare.
l
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52
Specific E
Excess
cess Power
Po er
dHe
dh V dV
≡ Ps =
+
dt
dt g dt
(T − D)V
=
W
(TA − TR )V
≈
W
PA − PR
≈
W
Specific
Excess
Power,
P
Ps
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53
Specific Excess Power
•
•
•
•
Se Ps è positiva, il velivolo può:
– Salire
– Accelerare
A l
– O entrambe le cose
If Ps is negative, il velivolo può:
– Scendere (perdere quota)
– Decelerare
– O entrambe le cose
Se Ps =0, il velivolo si stabilizza in volo diritto e livellato, non
accelerato.
Noii plottiamo
l i
Ps all di sopra di un plot
l di He (visto
( i prima)
i )
(energy height plot).
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54
Ps Charts
F-16C
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55
80000
70000
Lines of Constant Energy Height
50000
Ps
40000
30000
Lift
=
s
10000
t/s
f
0 Minimum Time to
20 Climb Profile
=
Ps
t/s
f
0
40
=
s
P
t/s
f
0
60
=
Ps
80
0f
t/s
Maxi
mum
20000
=
t/s
f
0
P
Altitude an
nd Energy He
eight, ft
60000
CONFIGURATION
50% Internal Fuel
2 AIM-9 Missiles
Maximum Thrust
Weight: 21737 lbs
n=1
qL
im
it 8
00
KC
AS
Ps Charts
0
0
200
400
600
800
1000
1200
True Airspeed, V, knots
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57
Corso Meccanica del Volo(Prestazioni) - Prof. F. Nicolosi - CAP 10 (Decollo, Atterraggio, Virata)
58
Ps Charts
Un Ps chart è valido pper:
• 1 Peso (ad es. 21737 lbs)
– Se incremento il peso Ps=0 contour “shrinks”
shrinks
• 1 configurazione (ad es. 2 AIM-9 missiles)
– “Dirty” configuration shrinks plot
• 1 Throttle setting
g (Maximum
(
power)
p
)
– Lower throttle setting shrinks plot
• 1 Load factor (1 g)
– Increased “g” shrinks plot
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Ps Charts
Che informazioni posso ricavare da un Ps chart?
•
•
•
•
•
Absolute ceilings (subsonic and supersonic)
Maximum speed
Maximum “zoom” altitude
“Reachability” (sinistra di max He)
Sustainability (On or inside Ps
Ps=0)
0)
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Applicazione:
Minimum Time to Climb
R ll
Recall:
dHe dh V dV
Ps =
=
+
dt
dt g dt
Per ottenere
P
tt
il minimo
i i
t
tempo
di salita
lit bisogna
bi
massimizzare il climb rate (dHe/dt). Quindi bisogna
attraversare
tt
ognii energy height
h i ht curve (curva
(
a costante
t t
He) alla massima possibile specific excess power Ps.
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Applicazione:
Mi i
Minimum
Time
Ti to
t Climb
Cli b
F 16C
F-16C
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Applicazione:
Maneuvering
M
i Ps
P
(Come cambia il Ps plot in caso di n=5)
80000
80000
CONFIGURATION
50% Internal Fuel
2 AIM-9 Missiles
M i
Maximum
Thrust
Th
Weight: 21737 lbs
n=1
10000
200
400
im
qL
600
800
True Airspeed, V, knots
s
=
2
40 00
0 f ft/
t/s s
20000
0
0
0
Ps
=
80
=
s
P
10000
f
30000
s
=
Ps
0
60
t/s
0f
t/s
Lift
Ps
mum
20000
0
s
ft/
0
=
P
=
40
Lift
30000
Climb Profile
s
ft/
40000
P
=
Ps
0
20
AS
40000
s
ft/ Minimum Time to
50000
KC
=
s
00
Ps
0
ft/
60000
it 8
50000
Maxi
Altitude
e and Energy Heig
ght, ft
60000
Maxi
mum
Lines of Constant Energy Height
70000
Altitud
de and Energy Height, ft
70000
CONFIGURATION
50% Internal Fuel
2 AIM-9 Missiles
Maximum Thrust
Weight: 21737 lbs
n=5
1000
1200
0
200
400
600
800
1000
1200
True Airspeed, V, knots
Corso Meccanica del Volo(Prestazioni) - Prof. F. Nicolosi - CAP 10 (Decollo, Atterraggio, Virata)
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Applicazione:
Confronto fra velivoli
• Overlay(Sovrapporre) Ps charts per 2
velivoli
li li
• Determinare chi ha un vantaggio
gg
• Dove può volare e come ad esempio un
velivolo vuole combattare.
• Tanti altri fattori da considerare
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80000
Both Aircraft
Max Thrust
50% Internal Fuel
2 x IR Missiles
n=1
70000
50000
for
B
No Advantage
40000
30000
Ad
va
nta
ge
for
A
Ex
clu
siv
e
Altitude and
d Energy Heig
ght, ft
60000
Advantage
g
for B
20000
Exclusive
for A
10000
0
0
200
400
600
800
1000
1200
True Airspeed, V, knots
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