Tradotto dal Gruppo SHIFTE-I	[ Paolo Vittozzi (pavittoz@libero.it)]
Versione 1.2	01 Settembre 2002

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5 Smorzamento verticale, di rollio e stalli

Il titolo originale del capitolo è Vertical Damping, Roll Damping, and Stalls. Il termine damping mi ha lasciato un po’ interdetto. La traduzione letterale è smorzamento, ma poiché alle mie orecchie "suona male", e personalmente l’ho sempre usato in inglese (e in linguaggio corrente si usa il termine inglese), nella traduzione ho deciso di lasciare il termine anglosassone. Inoltre, poiché smorzamento è un termine normalmente non usato in italiano corrente, di seguito ne ho aggiunto la definizione dal Devoto Oli per dare il significato esatto.
Smorzamento: attenuazione dell’intensità di un fenomeno con l’effetto di una diminuzione progressiva dell’efficacia. In fisica, progressiva attenuazione di un fenomeno o di una grandezza al variare del tempo: spesso riferito all’ampiezza dei moti oscillatori.

I piloti realmente bravi usano il loro superiore giudizio per rimanere fuori dalle situazioni che richiederebbero loro di dimostrare le loro superiori qualità.

5.1 Introduzione e riassunto

Lo scopo di questo capitolo esaminare il modo con cui l'aeroplano risponde alle sollecitazioni sull’asse verticale e di rollio. Vedremo che (ad esclusione dello stallo) l'aeroplano resiste a queste sollecitazioni.

Per un oggetto non aerodinamico come un pompom, se lo muovessimo nell'aria resisterebbe al moto per il suo naturale attrito. Anche un aeroplano ha attrito, ma vedremo che c'e un altro processo, lo smorzamento aerodinamico ("aerodynamic damping") che è enormemente più potente dell'attrito.

Questo "aerodynamic damping" non deve essere dato per scontato, poiché si può certamente giungere a situazioni in cui questo smorzamento va a zero oppure diventa negativo. Questo e il motivo per cui l'aeroplano è così difficile da volare vicino allo stallo. Ora discuteremo come trattare o prevenire tali situazioni.

5.2 Vertical Damping

5.2.1 Origini del Vertical Damping

Normalmente l'aeroplano è in equilibrio, tutte le forze si bilanciano. ¹ Ora consideriamo le forze verticali e vediamo come l'aeroplano mantiene il suo equilibrio rispetto ad esse.

Per vedere come l'ala reagisce inizialmente² per eliminare qualsiasi forza verticale sbilancata, consideriamo lo scenario della figura 5.1.

Figura 5.1: Improvviso aumento del peso

Inizialmente l'aereo vola in volo rettilineo, è livellato ed è trimmato correttamente. Le forze verticali sono in equilibrio. Poi immaginiamo che si verifichi un'improvvisa modifica del peso relativamente alla portanza. L'improvviso aumento della portanza rispetto al peso può avvenire per molti motivi, ad esempio la fuoriuscita di un paracadutista. Di contro un improvviso eccesso di peso rispetto alla portanza può avvenire per lo meno per tre motivi:

La portanza diminuisce per una perdita di velocità dovuta ad un'improvviso windshear.
Il carico sull'aeroplano (peso apparente) aumenta per una virata.
Il peso aumenta se un albatross attraversa il finestrino e ci si siede accanto.

Poiché analizziamo la reazione iniziale, assumeremo che non c'è ancora stato nessuna modifica sull'asse del beccheggio.

Per un brevissimo istante ci sarà una forza sbilanciata verso il basso. In accordo alla seconda legge di Newton, il risultato sarà un'accelerazione verso il basso: l'aereo inizierà a scendere.

Se la forza rimanesse sbilanciata, l'aereo continuerebbe ad accelerare verso il basso. Non scenderebbe soltanto, continuerebbe ad accelerare sempre più veloce. Ma questo non è proprio quello che accade per una ragione molto interessante. Appena l'ala aumenta di velocità verticale, il suo angolo di attacco cambia.

Figura 5.2: Vertical Damping

Come abbiamo discusso nella sezione 2.2, l'angolo di attacco è l'angolo con cui l'ala si muove nel vento (o il vento investe l'ala - motorelativo). Come vediamo dalla figura 5.2 la corrente d'aria investe l'ala con un angolo superiore durante la discesa. L'assetto dell'aeroplano non è cambiato, ma il vento relativo giunge da una nuova direzione, frontale e da sotto l'ala. A questo aumento di angolo di attacco corrisponde un aumento del coefficiente di portanza. La portanza in eccesso equilibra il peso superiore e l'equilibrio è conseguito di nuovo.

Questo fenomeno e chiamato vertical damping. Come vedremo l'aeroplano normalmente ha un vertical damping molto accentuato e questo è cruciale per il volo normale. ³

Figura 5.3: Meccanismo del Vertical Damping

Il processo è rappresentato nella figura 5.3. I passi successivi sono:

una forza non bilanciata verso il basso crea un'accelerazione verso il basso
l'accelerazione verso il basso porta ad un vettore velocità orientato verso il basso.
il risultato della somma dei vettori velocità verticale e orizzontale causa un aumento dell'angolo di attacco.
l'aumento dell'angolo di attacco causa un aumento della forza verso l'alto (aumento della portanza).
Questo processo continua finché le due forze, quella verso l'alto e quella verso il basso non si equilibreranno. Lo stato finale è di regolare discesa, come inizialmente, senza ulteriori accelerazioni poiché le forze sono di nuovo in equilibrio.

Se il peso in eccesso fosse rimosso, l’aeroplano tornerebbe al volo livellato all’originale angolo di attacco.

Questa forte attenuazione verticale è il motivo per cui quasi sempre assumiamo che la portanza equivalga il peso.⁴ Se le forze fossero squilibrate l'aeroplano accelererebbe in un senso oppure nell'altro, e l'angolo d'attacco cambierebbe fin quando l'equilibrio non fosse restaurato. In pratica l'equilibrio è raggiunto cosi rapidamente che il peso non è mai significativamente diverso dalla portanza.

Ricordo che questo capitolo considera solo la risposta iniziale dell'ala, la risposta a lungo termine dell’aeroplano nel suo insieme (includendo lo stabilizzatore orizzontale) è discusso nel capitolo 6.

5.2.2 Perdita del Vertical Damping

Questa capacità di "assorbimento verticale" può sembrare ovvia, ma non lo è. Non possiamo ritenerlo garantito, perché non esiste sempre: si perde con lo stallo.

Figura 5.4: Perdita del Vertical Damping

Ripetiamo l'esperimento precedente, ma supponiamo che l'aereo stia volando a bassa velocità (alto angolo di attacco) quando prende l'aumento di peso. Questo è analizzato nella figura 5.4; si noti il più alto angolo rispetto alla figura 5.3

Come prima il peso aggiunto causa un'accelerazione verso il basso.
Come prima il peso aggiunto causa un'accelerazione verso il basso.
Come prima ciò porta ad un aumento dell'angolo di attacco.
Sorpresa! L'aumentato angolo di attacco non causa un incremento della forza verso l'alto perché il coefficiente di portanza non aumenta sempre in funzione dell'angolo di attacco.
L'equilibrio non è ritrovato, l'aereo continua ad accelerare, scendendo sempre più veloce

Ora ci troviamo in una pessima situazione. Anche rimuovendo il peso in eccesso, l'aereo continuerebbe a volare al nuovo angolo di attacco; l'angolo di attacco molto elevato disegnato sul lato destro della figura 5.4. L'aereo continuerebbe a scendere e persino ad accelerare verso il basso.

5.3 Lo Stallo

5.3.1 Definizione di Stallo

La situazione appena descritta si chiama stallo. Con lo stallo si verificano un numero particolare di cose, inclusa la perdita del vertical damping.

* Definizioni:

Lo stalloavviene all'angolo di attacco critico.
L'angolo di attacco critico è il punto oltre il quale all'aumento dell'angolo di attacco non corrisponde un ulteriore aumento della portanza.
Il regime di non stallo si riferisce ad angoli di attacco inferiore all'angolo di attacco critico, il regime di stallo si riferisce ad angoli di attacco superiori all'angolo di attacco critico.

Lo stallo avviene in un punto particolare della curva del coefficiente di portanza. Non per coincidenza questo corrisponde ad un punto speciale sulla curva della potenza, come indicato nella figura 1.13. Vale la pena esplorare la relazione. La figura 5.5 mostra due curve: la velocità verticale con la velocità, ed il coefficiente di portanza con l'angolo di attacco. Come discusso nel paragrafo 2.12, c'è una profonda correlazione fra coefficiente di portanza e velocità, se il Cp è piccolo l'aereo deve volare ad alte velocità per sostenere il suo peso.

Figura 5.5: Curva della potenza correlata alla curva del coefficiente di portanza

Il coefficiente di portanza ha un massimo, quindi la velocità ha un minimo. Per la velocità questo minimo è chiamato velocità di stallo ed indicato con V_S.

5.3.2 Volare oltre lo stallo?

Ora siamo nella posizione di rispondere alla domanda che spesso causa molta confusione: possiamo volare "oltre" lo stallo? Alcune persone rispondono affermativamente, altre negativamente. La risposta dipende dalla curva cui ci riferiamo.

Sì, è definitivamente possibile volare ad un angolo di attacco più alto dell'angolo di attacco critico (Potrebbe richiedere abilità sovrumane per superare le caratteristiche patologiche della manovrabilità a questo regime, ma in via di principio è possibile mantenere un angolo di attacco "stallato" indefinitivamente).
No, non è possibile sostenere il volo a velocità inferiori a quella di stallo.

In figura 5.5, il coefficiente della curva di portanza non finisce allo stallo, semplicemente piega verso il basso. Egualmente la curva di potenza non finisce con lo stallo, ma torna indietro e in basso a forma di gancio. La forma a gancio di quest’ultima è correlata alla piega verso il basso della prima.

Lo possiamo dire in un altro modo: nel regime di stallo, la portanza diminuisce con l’aumento dell’angolo di attacco, sicchè la velocità richiesta per sostenere il peso dell’aeroplano deve aumentare mentre l’aeroplano è sempre più stallato.

Nel regime di stallo l’aereo ha un alto coefficiente di resistenza che tende ad aumentare.⁵ Quindi serve moltissima potenza per mantenere il volo livellato in questo regime. A potenza costante il rateo di salita diminuisce (o, più precisamente, diventa più negativo) man mano che l’aeroplano mantiene il regime di stallo.

Un punto tipico nel regime di stallo è indicato dalla stella a sei punte della figura 5.5. Il volo in questo regime "oltre lo stallo" è molto particolare. Se subentrasse una forza esterna che fornisse all’aeroplano una leggera velocità verso l’alto, esso accelererebbe verso l’alto, diminuiendo progressivamente il suo stato di stallo. Al contrario se la forza fornisse una leggera velocità verso il basso, l’paeroplano accelererebbe verso il basso aumentando il suo stato di stallo. Abbassando il muso dell’aeroplano questo salirebbe, alzandolo scenderebbe. Questa modalità di volo non è divertente.

Tuttavia, anche in regime di stallo, le ali producono abbastanza portanza da sostenere il peso dell’aeroplano. La portanza non va a zero nello stallo. Piuttosto il coefficiente di portanza raggiunge il suo massimo allo stallo.

Lo stallo è un problema non per la perdita di portanza, ma per la perdita del vertical damping, che è molto importante.

In certi aeroplani lo stallo si verifica improvvisamente, perché c’è un angolo piuttosto brusco nella curva del coefficiente di portanza, come mostrato nella figura 5.6. Appena sotto l’angolo critico di attacco, c’è un buon vertical damping, appena sopra esiste un forte vertical damping negativo.

Figura 5.6: Pessimo comportamento allo stallo

La maggior parte degli aeroplani non sono così "scortesi". Per la curva del coefficiente di portanza della figura 5.5, il vertical damping diminuisce gradualmente man mano che ci si avvicina allo stallo. L’aereo si comporterà nello stesso modo un grado sotto o un angolo sopra l’angolo critico di attacco.

Rimanderemo fino al capitolo 18 una discussione su cosa causa lo stallo, cioè quali proprietà del flusso d’aria costringono a piegare la curva del coefficiente di portanza.

5.4 Roll Damping-Smorzamento di rollio

5.4.1 Origini del Roll Damping

Nella sezione 5.2abbiamo esaminato come l’aeroplano risponderebbe ad una forza sbilanciata puramente verticale. Consideriamo ora come risponderebbe ad una forza sbilanciata che causi un momento intorno all’asse di rollio.⁶ Per esempio si immaginino molti passeggeri pesanti che imporvvisamente si alzino e si muovano nel lato sinistro della cabina. Questa simulazione è disegnata nella figura 5.7.

Figura 5.7: Roll Damping

Per comprendere la situazione utilizzeremo la stessa logica della sezione precedente. Ricordiamo, l’angolo di attacco è l’angolo fra un vettore di riferimento attaccato all’ala, (mostrato in rosso in figura) e la direzione del volo nell’ala. Sebbene il muso del velivolo si sposti verso l’avanti, l’estremità alare sinistra si muove avanti ed in basso, mentre la destra si muove avanti ed in alto. Ciò significa che l’estremità sinistra sta lavorando ad un aumentato angolo di attacco, mentre la dentra con un angolo ridotto.

In qualsiasi situazione normale (es. non stallata), questa differenza in angolo di attacco si traduce in una maggiore portanza dell’ala che scende rispetto a quella che sale. Queste forze si oppongono al movimento di rollio. Questa situazione la descriviamo dicendo che il movimento di rollio del velivolo è attenutato considerevolmente.

Consideriamo il contrasto seguente:

La ruota anteriore di una bicicletta è smorzata (qui sarebbe più appropriato dire frenata, ma il concetto è dell’oscillazione) solo leggermente (assumendo che i cuscinetti siano in buono stato e la ruota non tocchi il terreno). Se si da una spinta alla ruota questa inizierà a ruotare e continuerà per un periodo lungo.		Il moto di rollio di un aeroplano (nel volo normale) è seriamente smorzato. Se diamo all’aeroplano una spinta (es. deflettiamo brevemente gli alettoni) non continuerà a ruotare. Il rateo di rollio cessa quasi immediatamente appena la forza che ha indotto il rollio termina.

Se si continua a spingere la ruota della bici, questa accelera ruotando sempre più velocemente. E’ la versione circolare della seconda legge di Newton: l’accelerazione angolare è proporzionale alla forza angolare.		Se si deflettono gli alettoni l’aereo accelererà intorno all’asse di rollio, ma solo per un breve periodo. Poi se si mantiene la stessa deflessione, la differenza in angolo di attacco da un’estremità alare all’altra genererà delle forze che prevengono qualsiasi ulteriore accelerazione angolare. L’aereo ruoterà ad un rateo costante, proporzionale alla deflessione degli alettoni.

Un piccolo aereo monomotore ha un’inerzia così piccola intorno all’asse di rollio che la si nota a fatica. Quindi il rateo di rollio è sempre proporzionale alla deflessione degli alettoni. Il compito degli alettoni è superare il roll damping.

Un aereo bimotore ha un’inerzia in rotazione decisamente superiore (poiché ha i motori montati sull’ala e magari anche delle tip alari di estremità). Si può notare che non risponde altrettanto velocemente alla deflessione degli alettoni. Per iniziare un rollio bisogna superare questa inerzia, durante questo periodo l’accelerazione rotazionale è proporzionale alla deflessione degli alettoni. Eventualmente il rateo di rollio aumenta al punto dove il roll damping diventa efficace, cioè quando la differenza in angolo di attacco fra le due estremità alari previene un’ulteriore accelerazione ed il rateo di rollio finale è proporzionale alla deflessione degli alettoni.

5.4.2 Perdita del Roll Damping (smorzamento di rollio)

Il roll damping è cruciale per il volo quotidiano. Non dovrebbe essere considerato assicurato, poiché lo si perde con lo stallo o avvicinandosi ad esso. (Fenomeno analogo alla perdita del vertical damping discusso nella sezione 5.2.)

Figura 5.8: Perdita del Roll Damping

Come illustrato nella figura 5.8, il roll damping si riduce avvicinandosi alle condizioni di stallo:

Il lato sinistro della figura mostra un aeroplano in rollio, ad una normale velocità. Per il movimento l’estremità alare sinistra (che si muove verso il basso) vola ad un più alto angolo di attacco che (a questo regime) produce più portanza dell’ l’estremità alare destra. Forze significative si oppongono al movimento di rollio.

Il lato destro mostra la stessa cosa, ma l’angolo di attacco è decisamente superiore a, o appena oltre, l’angolo critico di attacco. Ancora una volta per il movimento di rollio l’estremità alare sinistra (che si muove verso il basso) vola ad un più alto angolo di attacco ma purtroppo questo nn significa più che produca più portanza. Infatti potrebbe benissimo produrre meno portanza dell’estremità destra. Le forza aerodinamiche non si oppongono al movimento di rollio iniziale, anzi potrebbero benissimo amplificarlo.

La perdita del roll damping che accade con lo stallo è una situazione molto diversa da un comportamento normale. Questo è precisamente come si entra in una vite oppure in un Snap roll: basta far accadere che un’estremità voli sopra l’angolo critico di attacco, mentre l’altra vola sotto.

5.4.3 Schemi per aumentare il Roll Damping

Poiché la perdita non intenzionale del roll damping (vite orizzontale) è ancora più subdola e pericolosa della perdita non intenzionale del vertical damping (stallo dritto), i progettisti di aeroplani fan di tutto per aumentare il roll damping. Essi si avvalgono dei due seguenti fatti:

1) Tutti i pezzettini (superfici elementari) dell’ala contribuiscono egualmente alla portanza e al vertical damping.

2) I pezzettini dell’ala vicino alla radice della stessa contribuiscono in maniera inferiore al roll damping, mentre i pezzettini vicino all’estremità contribuiscono maggiormente (per la leva più lunga).

Sicchè il trucco è: vogliamo che la radice dell’ala stalli per prima. Se si pone l’angolo di attacco della radice dell’ala ad un angolo di incidenza superiore a quello dell’estremità quando l’ala, nel suo insieme, raggiunge il suo massimo coefficiente di portanza, la radice sarà stallata e le estemità non lo saranno, ci sarà così ancora un positivo apporto di roll damping. Allo stallo l’aeroplano cadrà col muso dritto, piuttosto che cadere su un’ala. Questa è una caratteristica di manovrabilità altamente desiderabile.

Questo trucco progettuale (diminuire l’incidenza lungo l’apertura dalla radice all’estremità) è chiamato svergolamento negativo. L’opposta nozione (avere un’incidenza minore alla radice che all’estremità) è chiamata svergolamento positivo. Nessuno disegnerebbe mai un aeroplano con lo svergolamento positivo.⁷

Per aiutare a compensare l’effetto della resistenza dell’elica (come discusso nella sezione 9.5), a volte ad un’ala è assegnata uno svergolamento negativo maggiore dell’altra. Ciò è chiamato semplicemente incidenza asimmetrica.⁸

Finalmente: estendere i flaps ha l’effetto di aumentare il washout. Ciò accade perché i flaps sono installati solamente nella parte interiore dell’ala. Quando essi sono estesi essi aumentano l’incidenza di quella sezione, come discusso a seguire.

5.5 L’effetto dei flaps

I flaps sono importanti. Vengono usati durante l'atterraggio (sezione 12.7.1), in fase di decollo (sezione 13.2) e durante altre manovre a bassa velocità (sezione 12.10 e sezione 17.2.8).

Allora la domanda è: cosa fanno i flaps? Bene la domanda ha per lo meno cinque buone e diverse risposte:

Estendendo i flaps diminuisce la velocità di stallo
Estendendo i flaps aumenta l’angolo di incidenza della loro sezione d’ala.
Estendendo i flaps aumenta effettivamente il washout, poiché la maggior parte degli aeroplani ha i flaps solo nella parte interna e non in quella esterna.
Estendendo i flaps aumenta la resistenza. Questo aiuta durante l’atterraggio, ma non aiuta durante la salita e la crociera.
Estendere i flaps disturba la velocità di trim. Questo è un effetto non desiderabile. Vedi di seguito ed anche la sezione 12.10.

5.5.1 Effetto sulla velocità di stallo

L’estensione dei flaps assegna al flusso d’aria una forma che è più resistente allo stallo. L' ala può quindi volare ad un superiore angolo di attacco senza stallare. Questo è mostrato nella figura 5.9, soprattutto nella parte sinistra. Ma più importante, essa può produrre un superiore coefficiente di portanza, addirittura di 2,5 volte, laddove la stessa ala senza flaps stallerebbe prima che il suo coefficiente di portanza avesse raggiunto più o meno il valore 1.3. A questo superiore coefficiente di portanza corrisponde una inferiore velocità di stallo (assumendo che gli altri parametri come il peso siano tenuti costanti).

Figura 5.9: Come i Flaps influenzano il Coeff. di portanza e l’incidenza

5.5.2 Effetto sull’incidenza

L’estensione dei flaps aumenta l’incidenza dell’ala nel suo insieme. Voi avrete effettivamente ruotato l’intera ala di pochi gradi. Il bordo di attacco è nello stesso posto, ma il bordo di uscita è più in basso, relativamente al resto dell’aereo. Questo è mostrato nella parte destra della figura 5.9. Bisognerà tenere conto di questa variazione di incidenza, in modo da poter giudicare l’angolo di attacco guardando fuori dal finestrino come discusso nella sezione 2.4.

Io sogghigno sempre quando sento qualcuno dire: "l’estensione dei flaps aumenta la portanza". Beh, spero proprio di no. Io spero che la portanza eguagli il peso durante tutto il processo di estensione dei flaps. Ovviamente la portanza aumenterebbe se si mantenesse lo stesso angolo di assetto aumentando l’incidenza, ma la tecnica appropriata richiede che il velivolo abbassi la prua mentre i flaps si estendono per mantenere la portanza eguale al peso. E’ anche vero che poco dopo la velocità verrà ridotta, e in quel momento avremo bisogno di un maggiore coefficiente di portanza per lo stesso quantitativo di portanza. Un corretto modo di dire è il seguente: l’estensione dei flaps permette un superiore coefficiente di portanza. Il modo migliore di dirlo è abbastanza semplice: l’estensione dei flaps diminuisce la velocità di stallo.

5.5.3 Effetto sullo svergolamento

L’estensione dei flaps aumenta l’incidenza della radice dell’ala relativamente al resto dell’ala. Cioè aumenta lo svergolamento negativo.

Si verifica che questo aumento di incidenza é, in un certo senso, superiore dell’aumento dell’angolo di attacco di stallo. Ciò ha conseguenze importanti ed abbastanza sorprendenti. Si consideri la tipica situazione in cui i flaps sono installati solo su parte di ogni ala. Quando i flaps vengono estesi, la parte influenzata dell’ala vola ad un superiore angolo di incidenza rispetto alla parte senza flaps. Quindi la sonza con i flaps stallerà prima!

So che questo suona come un paradosso, ma è vero al 100%: anche se la zona con i flaps ha una forma che è intrinsecamente più resistente allo stallo, stallerà prima della sezione senza flaps.

Questo comportamento di stallo è abbastanza utile. Come discusso nella sezione 5.4, per avere buone caratteristiche di controllabilità a bassa velocità, noi desideriamo che la radice dell’ala stalli per prima. Ciò assicura che non si rimanga senza roll damping prima che finisca il vertical damping. Quindi tipicamente i progettisti installano i flaps solo nella parte interna dell’ala.

Per vedere come la sezione provvista di flaps può produrre più portanza (anche se può operare vicino ed anche oltre il proprio ancoglo critico di attacco), ci si riferisca⁹ alla figura 5.10. In questa figura l’asse orizzontale non è l’angolo di attacco, ma piuttosto l’angolo di attacco meno l’incidenza. Questa quantità ha una semplice interpretazione fisica: è l’angolo con cui il vento relativo impatta la fusoliera. Ha la proprietà che non dipende da quale parte dell’ala viene considerata, e non cambia quando l’incidenza cambia per l’estensione dei flaps.

Figura 5.10: Flaps più stallati, eppure maggiore portanza.

Prima che i flaps vengano estesi, l’estremità alare e la radice hanno la stessa forma e le stesse prestazioni, come indicato dalla curva blu. Quando i flaps vengono estesi, la parte posteriore del flusso d’aria ruota verso il basso. Ciò significa che la sezione flappata è stata ruotata ad un superiore angolo di incidenza. Per misurare l’incidenza, si può osservare il punto dove ogni curva del coefficiente di portanza passa attraverso lo zero. Osserviamo che la curva magenta è stata spostata verso sinistra. Un’altro modo di osservazione è guardare la parte alta della figura: la direzione di zero-portanza (marcata LZD) della sezione flappata ora punta di più verso l’alto. La direzione di massima portanza (marcata MLD) ha ruotato nella stessa direzione di una quantità anche superiore.

Nella situazione mostrata in figura, la sezione flappata vola oltre il suo angolo critico di attacco (curva magenta) mentre l’estremità alare vola sotto il suo angolo critico di attacco. La situazione corrisponde ad una bassa velocità all’aria, come quella che potrebbe essere usata per l’avvicinamento per un atterragigo corto.

In questa situazione anche se la sezione flappata è stallata, il suo coefficinete di portanzaa è ancora abbastanza alto, sicuramente superiore du qiello che la sezione non flappata potrebbe produrre a qualsiasi angolo di attacco.

5.5.4 Effetto sulla resistenza

L’estensione del primo scatto di flaps (sulla maggior parte delgi aeroplane) aggiunge una relativamente piccola resistenza. L’estensione dell’ultimo ne aggiunge molta di più.

5.5.5 Effetto sul trim

Sulla maggior parte degli aerei, l’estensione dei flaps tende a diminuire la velocità di trim, come se si fosse dato un po’ di trima cabrare. Ci sarà bisogno di dare un po’ di trim a picchiare per compensare.

Il maggiore contributo del cambiamento di trim a cabrare è che la coda vola nella scia dell’ala. L’estension dei flaps aggiunge un ulteriore angolo verso il basso al downwash, che quindi colpisce la coda. Negli aerei con la coda a T, come il Seminole, la coda è influenzata molto meno dal downwash delle ali, e c’è una variazione minima di trim con l’estensione dei flaps.

Un altro contributo arriva dalla resistenza. Su un velivolo ad ala bassa l’estension dei flaps tende a portare la pancia del velivolo verso il basso, forzando il muso verso il basso. Quest cancella parzialmente il citato effetto del downwash sulla coda.

Al contrario, negli aerei ad ala alta, la resistenza dei flaps tende a trattenere la parte alta del velivolo, forzando il muso verso l’alto. Ciò aggiunge forza al citato effetto del downwash. Quindi in un velivolo ad ala alta, ci aspetteremo un’influenza superiore sul trim dall’estensione dei flaps.

Se si è in volo livellato a 90 knots e gradatamente¹⁰ si estendono i flaps (lasciando inalterati i controlli di potenza e di trim), ci si possono aspettare le seguenti riduzioni nella velocità di trim:

	Cherokee	C-152 (2200 RPM)
First notch	5 knots	10 knots
Second notch	10 knots	25 knots
Third notch	trascurabile	5 knots
Total	15 knots	40 knots

In un C-152, l’estensione dei flaps con il motore a bassa potenza causa una variazione molto inferiore di trim, sicchè nelle operazioni quotidiane non si familiarizza con le ampie variazioni monstrate nella tabella. Tuttavia quando si inizia una riattacata, si avrà piena potenza e tutti flaps, e quindi una pericolosa velocità di trim (qualcosa come 45 K_IAS). Si ponga molta attenzione per una pericolosa tendenza al muso verso l’alto durante questa fase. Lo Skyhawk (C-172) e lo Skylane (C-182) si comportano male tanto quanto il C-152. Si veda il sezione 12.10.

5.6 Riassunto

Lo stallo avviene ad un angolo critico di attacco, che è il punto oltre il quale un ulteriore aumento di angolo di attacco non crea un ulteriore aumento del coefficiente di portanza.
La portanza non va a zero con lo stallo. Infatti il coefficiente di portanza raggiunge il suo massimo allo stallo.
Il vertical damping allo stallo va a zero.
Il roll damping va a zero all’incirca nello stesso momento e per ragioni analoghe. Tuttavia un aereo ben disegnato mantiene un pochino di roll damping anche dopo aver perso quello verticale.
Un aereo si comporta malissimo vicino allo stallo per la perdita del vertical damping e del roll damping.
E’ possibile volare ad un angolo superiore a quello dell’angolo critico di attacco, ma non è possibile mantenere il volo livellato a velocità inferiori a quelle di stallo.
I flaps influenzano il velivolo in cinque modi diversi: velocità di stallo, resistenza, incidenza, svergolamento e trimmaggio.

1: Vedi il capitolo 10.1 per una discussione generale sull’equilibrio, la stabilità lo smorzamento e i concetti correlati.
2: Questo capitolo si concentra sulla reazione iniziale dell’aereo, considerando soltanto l’ala. In un lasso temporale più lungo, l’aeroplano reagisce all’aumentato carico picchiando ed aumentando la velocità, ma ciò accade dopo e per gli effetti qui discussi, e perché la coda entra nell’azione, come discusso nel capitolo 6.
3: Vedi il capitolo 10 per una discussione sullo smorzamento in generale.
4: Per sapere di più sulla relazione portanza e peso vedi il capitolo 4.
5: La resistenza indotta sarà più o meno la stessa nel volo non stallato alla stessa velocità, ma la resistenza di forma sarà molto maggiore. Vedi la sezione 4.3 per una discussione sui tipi di resistenza.
6: Per semplicità consideriamo il puro moto di rollio. Movimenti più complessi come quelli indotti dal dutch roll danno un contributo (negativo) al bilancio del damping. Vedi la sezione 10.6.1.
7: Si può provare svergolamento positivo volando a testa in giù. Un aereo che ha svergolamento negativo nel volo normale, proverà effettivamente quello positivo durante il volo rovescio.. Per questo motivo i velivoli acrobatici ad alte prestazione sono spesso costruiti con svergolamento zero.
8: A causa di un passaggio ambiguo nel libro di addestramento di volo della FAA, alcune persone sembra che si siano convinte che il termine washin (svergolamento positivo) fosse un termine stravagante per incidenza asimmetrica. Non lo è, nessun ingegnere (o pilota ben informato), userebbe il termine in quel modo. Voi dovete utilizzare la definizione fornita qui.
9: Nei libri come quello del riferimento 5, voi vedrete curve che ricordano la figura 5.10, nella quale la curva del coefficiente di portanza interseca l’asse delle ascisse in qualche punto a sinistra dell’origine degli assi. La loro intersezione non è correlata all’incidenza tranne che coincidano. Si veda la sezione 2.14 per una discussione sulle scelte effettuate.
10: Nel C-152, V_FE, la velocità massima per le operazioni con i flaps completamente estesi, è 85 nodi. Si può brevemente tirare il volantino per avere la velocità sotto gli 85 kts prima di estendere la prima tacca dei flaps. Dopo quello non ci sarà bisogno di tirare ancora, per la variazione della velocità di trim che è il punto della dimostrazione.

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