Equazioni di equilibrio al beccheggio

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Promemoria lezione
Meccanica del Volo
AA 2007-2008
Volo rettilineo,uniforme, orizzontale e simmetrico.
Equilibrio
Controllo
Stabilità
Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale
Politecnico di Milano
Volo rettilineo,uniforme, orizzontale, simmetrico
Meccanica del Volo
L’analisi dell'equilibrio relativamente alle condizioni di volo rettilineo,
uniforme, orizzontale e simmetrico rappresenta una delle condizioni
di volo in assoluto più importanti per comprendere le qualità di volo
del velivolo in generale, a partire dalle quali si estende l'analisi alle
altre condizioni di volo rettilineo e curvilineo cioè del volo manovrato.
Controllo
modo in cui si realizza l'equilibrio
Stabilità
tendenza naturale a mantenere l'equilibrio
Scopo didattico
condizioni di volo ad incidenze moderate
assunzione dell’ipotesi di angoli piccoli
Stabilità statica
tendenza iniziale a seguito di piccole
perturbazioni di incidenza
Assunzioni classiche che rappresentano il punto di partenza
fondamentale per l'analisi del comportamento di qualsiasi velivolo.
Equazioni generali del volo rettilineo
Meccanica del Volo
g
ra
velocità di volo
L if t
D
volo simmetrico
per cui tutte
le azioni latero-direzionali sono nulle
e le equazioni di equilibrio alla
traslazione laterale, al rollio e
all'imbardata si riducono ad identità
banali.
f orc e
Side
Tr
us
t
angolo di incidenza
angolo di rampa
spinta, trazione
trust
Portanza
lift
resistenza
aerodinamica
drag
Peso
weight
momento di beccheggio
delle forze aerodinamiche
pitching moment
Polo di riferimento dei momenti
Momento del peso
baricentro
l'asse corpo longitudinale coincidente con l'asse orientato del vettore spinta.
Equazioni di equilibrio al beccheggio
momento di beccheggio delle forze
aerodinamiche e propulsive
Polo di riferimento dei momenti, scelto per comodità sull’asse longitudinale
Meccanica del Volo
Il contributo al momento aerodinamico in beccheggio dovuto alla resistenza e
alle azioni propulsive risulta, in generale, trascurabile.
Il contributo al momento aerodinamico
sostanzialmente dovuto alle forze portanti.
in
beccheggio
è,
Legge di trasporto del momento di beccheggio
efficienza aerodinamica
incidenze moderate
quindi,
Equazioni del volo livellato
ad incidenze moderate
Lift
g
ra
D
ad efficienze aerodinamiche
medie o elevate
t
us
Tr
Meccanica del Volo
Condizioni di volo livellato
weight
Condizione di centraggio
Equazioni costitutive
Meccanica del Volo
Forma generale che include le dipendenze da
pressione dinamica
numero di Mach
numero di Reynolds
Assegnate quota e velocità
Il problema risulta sovracondizionato
3 equazioni in 2 incognite
In generale, non ammette soluzione
Occorre una ulteriore variabile di controllo
equilibratore
Condizione di centraggio
Equazione di definizione della manetta
Indispensabile per la valutazione delle prestazioni
Meccanica del Volo
Equilibrio in volo livellato
Il problema risulta sovracondizionato
due equazioni nella sola incognita
determinata dalla 1a equazione
portanza che, ad assegnate velocità
e quota, deve uguagliare il peso
Occorre una ulteriore variabile di controllo come l’equilibratore per
controllare l’equilibrio attorno all’asse di beccheggio.
Una ulteriore possibilità è costituita dallo spostamento relativo del
baricentro, come capita per i deltaplani ed in generale per un’ala
isolata.
Equilibrio dell’ala isolata
Meccanica del Volo
Otto Lilienthal
Studiando il volo degli uccelli capì il
vantaggio di adottare superfici curve
per la costruzione delle ali e nel 1891
riuscì ad effettuare il primo volo con
risultati positivi.
Nel corso dei successivi cinque anni
compì oltre duemila voli, morì nel
1896 in seguito alle ferite riportate in
un incidente di volo.
Il deltaplano è costituito di un telaio
in alluminio rivestito di una vela di
stoffa. Il pilota guida il deltaplano
spostando il peso del corpo e
cambiando posizione all'interno di
una specie di imbragatura simile a
un'amaca, il deltaplano, sostenuto
dalle correnti aeree, può percorrere
distanze superiori ai 300 chilometri.
deltaplano
Equilibrio dell'ala isolata
Meccanica del Volo
Scelta arbitraria del polo di riferimento del momento di beccheggio
coordinata
adimensionale
Scelta conveniente del polo di riferimento del
momento di beccheggio, centro aerodinamico
Posizione del centro
aerodinamico A
Punto caratteristico dell’ala nel
regime lineare con l’incidenza
Equilibrio dell'ala isolata
Equazioni di equilibrio
Meccanica del Volo
La posizione del baricentro può essere utilizzata come controllo.
Trasporto dei momenti dal baricentro G al centro aerodinamico A
In forma adimensionale
costante per definizione
l’equilibrio al beccheggio comporta
caratteristica dell’ala
Per l’equilibrio il centro di massa deve trovarsi ad una precisa distanza dal centro
aerodinamico che, sotto opportune ipotesi, è un punto materiale. Al variare di quota
o velocità deve variare di conseguenza la posizione del baricentro.
Morphing dell'ala isolata
Meccanica del Volo
Oltre alla possibilità di variare significativamente
la posizione del centro di massa esiste la
possibilità di far variare il coefficiente di momento
di beccheggio rispetto al centro aerodinamico.
Questo può essere ottenuto mediante:
• deformazione distribuita di una
porzione della superficie alare
• introduzione dell’equilibratore
Il concetto di morphing dell’ala fu utilizzato dai fratelli Wright nei loro Flyer per
realizzare il controllo in rollio, ossia al posto degli alettoni, mediante
deformazione elastica della struttura alare attuata da tiranti.
Attualmente il controllo mediante deformazione dell’ala è allo studio per lo sviluppo
di progetti avanzati di velivoli morphing, ossia capaci di cambiare la loro forma in
relazione alle manovre da eseguire.
L’utilizzo dell’equilibratore rappresenta oggi la soluzione adottata per la stragrande
maggioranza dei velivoli fino ad ora costruiti.
Equilibratore - Elevone
Meccanica del Volo
Velivoli ada ala a delta
Equilibratore - Elevone
Equazioni costitutive linearizzate
Meccanica del Volo
Variabile linearmente con
Trasporto del momento aerodinamico al baricentro
Equazioni di equilibrio
In forma adimensionale
Garantisce l’equilibrio al beccheggio
Meccanica del Volo
The Flying Wing
Flying wing is the generic designation given for a fixed-wing aircraft configuration which is
capable of stable, controllable flight without the aid of lifting surfaces other than the main
wing itself, that is, without any auxiliary horizontal stabilizing surface such as a "tail plane",
canard "foreplane", or a second wing mounted in tandem.
A flying wing also lacks a fuselage, though it may have one or more
rudimentary 'pods' or 'nacelles' barely extending from the wing
itself. In this layout, most of the payload is transported inside the
main wing, the latter comprising most of its structural volume. A
pure flying wing also lacks any vertical stabilizer or "fin", although
XB-35
aircraft having such fins are commonly also referred to as flying
wings.
The less restrictive designation of "tailless aircraft" includes the
flying wing type and any other aircraft without stabilizers or
canards or a second wing in tandem, but allows a full-length
payload bearing fuselage.
The Northrop YB-49 was a prototype jet-powered flying wing
medium bomber aircraft developed by Northrop for the United
YB49
States Air Force shortly after World War II. It was a development of
the piston-engined YB-35, and the two YB-49s actually built were
both converted YB-35 test aircraft. The aircraft was never to enter
production,
Interest in the flying wing configuration was renewed in the 1980s
as a way to design aircraft with low radar reflection cross-sections.
Stealth technology relies on shapes which only reflect radar waves
in certain directions, thus making the aircraft hard to detect
B-2
Velivolo convenzionale
Stick-fixed
Meccanica del Volo
Deflessione dell’equilibratore
controllo in posizione, ossia, il pilota agisce sulla barra ed impone il valore della
deflessione dell'equilibratore
sotto l'ipotesi di angoli d'incidenza e di deflessione dell'equilibratore moderati le
leggi costitutive possono essere considerate lineari rispetto ad
e possono
essere ottenute i modi diversi in dipendenza della accuratezza e delle fasi di
progettazione in cui sono richieste
attraverso stime derivanti dai diversi contributi associati alle componenti del
velivolo (ali, impennaggi, fusoliera, etc.);
attraverso analisi numeriche, utilizzando metodi che fanno riferimento ad
una gerarchia di modelli di aerodinamica computazionale di complessiità
crescente
attraverso la riduzione al velivolo in esame dei dati dedotti da prove in
galleria del vento su modelli in scala
attraverso prove di volo effettuate con il velivolo stesso
Meccanica del Volo
Forma dimensionale
Forma adimensionale
Stick-fixed
Equazioni costitutive Velivolo convenzionale
Pressione dinamica
Meccanica del Volo
Ipotesi di linearità
Forma non omogenea
Corda media aerodinamica
Coefficienti di portanza e momento
corrispondenti valori di incidenza e di
deflessione dell’equilibratore nulli
La scelta dell’origine di misura per
l’incidenza e per la deflessione dei
piani di coda non è univoca.
Da questa scelta dipendono
Forma omogenea
dipende anche dalla scelta del polo
Angoli corrispondenti a
coefficienti di portanza e
momento entrambi nulli
non dipendono dalla scelta del polo
Meccanica del Volo
Passaggio dalla forma non omogenea alla forma omogenea
Angoli corrispondenti a
coefficienti di portanza e
momento entrambi nulli
La condizione di portanza nulla implica che il momento
non dipenda dal polo P, si riduca, cioè, ad una pura
coppia, in quanto per la regola di trasporto dei momenti
di beccheggio si ha:
Dimostrazione di indipendenza dal polo
Meccanica del Volo
non dipendono dalla scelta
del polo
Col medesimo argomento si dimostra anche l'indipendenza dal polo P dei numeratori
Punti caratteristici
Meccanica del Volo
punto neutro neutral point
punto di controllo control point
Il punto neutro è anche indicato come centro aerodinamico del velivolo.
I punti neutro e di controllo sono di fatto dei punti materiali del velivolo, il primo posizionato
nell’intorno del centro aerodinamico dell’ala, il secondo praticamente coincidente con il
centro aerodinamico della coda.
La posizione del punto neutro risente della posizione del centro aerodinamico dell’ala che in
regime subsonico si trova intorno al 25% della c.m.a., mentre in regime supersonico si trova
all’incirca al 50% della c.m.a.
Espressioni del momento di beccheggio
Meccanica del Volo
Def. punto neutro
Def. punto di controllo
Separazione delle variabili
P coincidente con N
Il momento attorno al punto
neutro dipende solo dalla
deflessione dei piani di coda
P coincidente con C
Il momento attorno al punto
di controllo dipende solo
dall’incidenza
lunghezza aerodinamica
Interpretazione del momento di beccheggio
Forma adimensionale
Meccanica del Volo
Forma dimensionale
portanza d'incidenza attitude lift
portanza di controllo control lift
Condizioni di equilibrio
Momento attorno a N
Momento attorno a C
Meccanica del Volo
Condizione staticamente sabile
Nei velivoli subsonici, il punto neutro ed il punto di controllo sono da considerarsi
alla stregua di punti fissi rispetto al velivolo.
L'equilibrio alla rotazione impone che la portanza d’assetto e la portanza di controllo
siano proporzionali al peso con coefficienti dipendenti dalla sola posizione del
baricentro.
La portanza d’assetto e la portanza di controllo non dipendono dalla velocità di volo.
Nei velivoli convenzionali il baricentro è posto anteriormente al punto neutro.
La portanza d’assetto è maggiore del peso.
La portanza di controllo è negativa.
Condizioni di equilibrio
Meccanica del Volo
Rapporto tra il margine statico e la
lunghezza aerodinamica del velivolo.
Calcolo incidenza e deflessione equilibratore
indipendentemente dall'architettura del velivolo, dato che comunque
l'incidenza aumenta all'aumentare del carico alare ed al diminuire della velocità
equivalente
Alcuni esempi
Static margin
Meccanica del Volo
Aerodynamic margin
Control parameter
In condizioni supersoniche il
centro aerodinamico dell’ala
arretra a causa della diversa
distribuzione di pressione
lungo le corde alari
In misura significativa
arretra il punto neutro
La distanza baricentro
punto di controllo non
risulta influenzata dagli
effetti di comprimibilità
Concorde
Manufacturers
Meccanica del Volo
Sud Aviation (now EADS) - BAC (now BAE Systems)
Maiden flight
2 March 1969
Introduction
21 January 1976
Retired
26 November 2003
Primary users
Air France
Number built
20
British Airways
First flown in 1969, piloted by Andre Turcat,[2] Concorde
service commenced in 1976 and continued for 27 years.
It flew regular transatlantic flights from London Heathrow
(British Airways) and Paris Charles de Gaulle (Air France) to
New York JFK and Washington Dulles, flying these routes at
record speeds, in under half the time of other airliners.
The distribution of fuel along the aircraft was shifted during
acceleration and deceleration to move the center of gravity,
effectively acting as an auxiliary trim control.
Meccanica del Volo
Civil supersonic transport (SST)
The only SST to see regular international service was Concorde,
and the only other design built in quantity was the Tupolev Tu144. The first passenger flight of the Tu-144 was in June 1978,
and Concorde's last flight was on November 26, 2003. Following
the permanent cessation of flying by all Concorde, there are no
SSTs in commercial service.
The Oklahoma City sonic boom tests refer to a controversial
experiment in which 1,253 sonic booms were unleashed on
Oklahoma City, Oklahoma over a period of six months in 1964.
The experiment, which ran from February 3 through July 29
inclusive, intended to quantify the effects of transcontinental
supersonic transport (SST) aircraft on a city.
The negative publicity associated with the tests partially
influenced the 1971 cancellation of the Boeing 2707 project and
led to the United States' complete withdrawal from SST design.
TU 144
mockup 2707-200
Concorde
Meccanica del Volo
Sonic Boom
Because of sonic boom intensity, many
countries
now
prohibit
supersonic
overflight over land or population centres.
The FAA prohibits supersonic flight over
land, except in special military flight
corridors.
The Quiet Spike is a key enabling
technology, but alone is not enough to
reduce sonic booms sufficiently to lift the
current
prohibition
on
supersonic
overflight.
Various structural approaches have been
proposed to mitigate sonic booms, mainly
focusing around changes to aircraft noses,
changes in aircraft planform and even
creating pathways through the aircraft
structure to mitigate parasitic drag that
leads to shockwaves.
A sonic boom produced by an aircraft moving at
twice the speed of sound. An observer hears the
boom when the shock wave, on the edges of the
cone, crosses his location Sonic booms generate
enormous amounts of sound energy, sounding a
lot like an explosion. Thunder is a type of natural
sonic boom, created by the rapid heating and
expansion of air in a lightning discharge[
Sukhoi-Gulfstream S-21
Meccanica del Volo
Ali a geometria
variabile
Panavia Tornado
B-1 Lancer
EF-111A Raven
F-14 Tomcat
General Dynamics F-111
Mikoyan-Gurevich MiG-23
Mikoyan-Gurevich MiG-27
Panavia Tornado
Sukhoi Su-17
Sukhoi Su-24
Tupolev Tu-22M
Tupolev Tu-160
United Kingdom, West Germany and Italy.
A formation including a USAF F15C, West German Tornado and
RAF Tornado.
Meccanica del Volo
Ali a geometria variabile
F-14 Tomcat
General Dynamics F-111
MiG-23 Flogger K
Meccanica del Volo
The Mikoyan-Gurevich MiG-23 is a swing-wing
fighter aircraft, designed by the MikoyanGurevich bureau in the Soviet Union
Production started in 1970 and reached large
numbers with over 5,000 aircraft built. Today
the MiG-23 remains in limited service with
various export customers.
The MiG-27 shares the basic airframe of the
MiG-23,
Mig23
Mig27
Meccanica del Volo
The B-1 Lancer is a supersonic strategic
bomber with variable-sweep wings. Its
origins began in the 1960s as a supersonic
bomber with sufficient range and payload
to replace the B-52 Stratofortress
The Tupolev Tu-160 (NATO reporting
name Blackjack) is a supersonic, variablegeometry heavy bomber designed by the
Soviet Union. Similar to the B-1 Lancer but
with far greater speed and range, it is the
heaviest combat aircraft ever built.
The Tu-160's massive internal fuel capacity of 130 tons, giving a flight endurance of roughly 15
hours at a cruise speed of around 530 mph (850 km/h Mach 0.77) at 30,000 ft (9,145 m).[
Meccanica del Volo
Posizione di barra?
Condizione di stabilità statica
Meccanica del Volo
La componente tangenziale del peso si
oppone alla perturbazione dell’equilibrio
La variazione di momento è opposta
alla variazione di posizione angolare
Posizione di
equilibrio
stabile
La componente tangenziale del peso è in
favore della perturbazione dell’equilibrio
Posizione di
equilibrio
instabile
La variazione di momento è concorde
alla variazione di posizione angolare
Non esiste alcuna componente di forza
nella direzione della perturbazione
Posizione di
equilibrio
differente
Meccanica del Volo
Il criterio di stabilità statica richiede che in conseguenza
della perturbazione d’incidenza, nasca un momento
baricentrico che si opponga alla perturbazione
condizione di centraggio
valore dell'incidenza di equilibrio dati i valori di quota e velocità
Meccanica del Volo
Analisi della stabilità dell'equilibrio quando si perturbi l’incidenza
si oppone alla perturbazione
a condizione che
condizione di stabilità statica longitudinale
Meccanica del Volo
perturbazione
Condizione centrata
Condizione di stabilità
perturbazione
Alcuni esempi
Static margin
Meccanica del Volo
Aerodynamic margin
Control parameter
In condizioni supersoniche il
centro aerodinamico dell’ala
arretra a causa della diversa
distribuzione di pressione
lungo le corde alari
In misura significativa
arretra il punto neutro
La distanza baricentro
punto di controllo risulta
poco influenzata dagli
effetti di comprimibilità
Diagramma di Crocco
Meccanica del Volo
Equazione bilineare
Crocco, Gaetano Arturo (1877-1968)
Meccanica del Volo
Nato a Napoli (da genitori siciliani) il 26 ottobre 1877, è morto a Roma il 19 gennaio
1968. Dopo gli studi classici, frequentò il biennio fisico-matematico all'Università di
Palermo e a Torino la Scuola di Applicazione d'artiglieria e Genio, uscendone
tenente del genio nel 1900.
Nel 1908 fondò - con l'aiuto determinante di Vito Volterra - l'Istituto Centrale
aeronautico, dove furono tenuti i primi corsi aeronautica in Italia. Nel 1912 costruì
(dopo una prima rudimentale) una seconda galleria aerodinamica e nel 1914 una
terza, per velocità fino a 200 Km all'ora (funzionante fino al 1935, quando sorse
Guidonia, la città dell'aria, di cui Crocco definì il piano e promosse la costruzione:
fino al 1943 Guidonia fu uno dei maggiori complessi sperimentali aeronautici
d'Europa).
Nel 1920 lasciò, con il grado di colonnello, la direzione dell'Istituto e dal 1923 al 1925 fu Direttore generale
dell'Industria al Ministero dell'Economia nazionale. Nel 1926 fu incaricato di Teoria e costruzioni dei dirigibili
nella nuova scuola di Ingegneria aeronautica dell'Università di Roma. L'anno dopo fu nominato professore
ordinario per meriti eccezionali e ingegnere ad honorem. Tenne la Cattedra di Aeronautica generale, la sua
materia prediletta, dal 1929. Fu Preside dal 1935 al 1945, fuori ruolo dal 1948 al 1952, quando venne collocato a
riposo.
A lui si deve l'organizzazione del famoso `Convegno Volta' del 1935, cui intervennero i massimi cultori del
tempo e in cui si discusse a fondo il problema delle alte velocità in aviazione. Di Crocco restano più di 170
pubblicazioni scientifiche, alcune delle quali, fino al 1915, sono raccolte nel volume Problemi aeronautici,
mentre altre sono raccolte nel volume Ex bello 1923-1926.
Egli fu autore altresì del primo trattato italiano di meccanica del volo, Elementi di aviazione del 1930, in cui
predominano i metodi grafici.
I suoi contributi principali in meccanica del volo si hanno nelle ricerche (precedenti il primo volo dei fratelli
Wright) sulla stabilità laterale, in cui dimostrò per la prima volta l'esistenza di una stabilità laterale intrinseca
che invece era stata negata da Poincaré. Altri problemi di meccanica del volo di cui Crocco si è occupato
riguardano l'autonomia, l'involo e l'atterraggio, l'avvitamento, la stabilità degli elicotteri, il volo senza visibilità
e il volo strumentale
Diagramma di Crocco
Condizioni di equilibrio, posizione del baricentro
Portanza uguale al peso
Momento uguale al momento del peso
Meccanica del Volo
Retta baricentrica
Diagramma di Crocco
Condizioni estreme di equilibrio e stabilità
baricentro massimo avanzato
Escursione baricentrica
Meccanica del Volo
motivi di controllabilità
baricentro massimo arretrato
motivi di stabilità
Modello a due superfici
Equazioni costitutive della portanza
Schema semplificato per caratterizzare
l'aerodinamica del velivolo nel piano di
simmetria
Meccanica del Volo
Il velivolo è idealizzato come composizione di un velivolo parziale wing-body, composto da ala
e fusoliera, ed un impennaggio orizzontale horizontal tail.
wing-body
horizontal tail
Equazioni costitutive parziali e adimensionalizzazioni
Portanza del velivolo parziale
Portanza dell’impennaggio orizzontale
angoli d'incidenza aerodinamici delle due superfici.
pendenze delle curve di portanza rispetto
alle incidenze
pendenze delle curve di portanza rispetto alla
deflessione dell’impennaggio orizzontale
Equazioni costitutive del momento
Meccanica del Volo
Momento aerodinamico di beccheggio del velivolo parziale
Momento aerodinamico di beccheggio dell’impennaggio orizzontale
corde medie aerodinamiche mean aerodynamic chord, MAC delle due superfici
Coefficienti di momento aerodinamico di beccheggio
delle due superfici e trasporto dei momenti
Centri aerodinamici del velivolo parziale e dell'impennaggio orizzontale
Coefficiente di momento relativo al centro aerodinamio del velivolo parziale
Coefficiente di momento relativo al centro aerodinamio dell'impennaggio orizzontale,
Portanza e momento dell'intero velivolo
Meccanica del Volo
pressione dinamica, superficie e
corda di riferimento
Prestare attenzione alla
adimensionalizzazione
Meccanica del Volo
Intero velivolo
Velivolo di architettura tradizionale
incidenza velivolo parziale
incidenza velivolo completo
calettamento dell'ala
Angle of attack
Meccanica del Volo
Angle of incidence
Velivolo parziale
Interferenza aerodinamica
ala piano orizzontale
Impennaggio
orizzontale
Incidenza impennaggio orizzontale
angolo di calettamento
impennaggio orizzontale
angolo di downwash
Velivolo di architettura tradizionale
Meccanica del Volo
variabile indipendente
incidenza dell’ala
Espressione coefficiente di portanza
Espressione coefficiente di momento
Meccanica del Volo
Meccanica del Volo
Posizione del punto neutro del velivolo completo
L’introduzione dell'impennaggio orizzontale comporta che il centro
aerodinamico del velivolo completo, ossia il punto neutro, si trovi
arretrato rispetto al centro aerodinamico del velivolo parziale.
Semplificazioni
Meccanica del Volo
•
il coefficiente di portanza ed il coefficiente di momento di beccheggio dell'ala
non dipendono dalla deflessione dell'equilibratore
• l'impennaggio orizzontale è spesso costituito da profili simmetrici, e quindi,
il coefficiente di momento al centro aerodinamico dell'impennaggio stesso,
per deflessione dell'equilibratore nulla, è identicamente nullo
Meccanica del Volo
Posizione del punto di controllo del velivolo
essendo
certamente negativo, il punto
di controllo si trova arretrato rispetto al centro
aerodinamico dell'impennaggio orizzontale.
impennaggio orizzontale tutto mobile stabilator
Stick-free
Comandi liberi
Meccanica del Volo
Ulteriore equazione costitutiva per il momento di cerniera
V
V
Floating tendency
Restoring tendency
Nella trattazione a comandi liberi si assume come variabile dipendente la deflessione
dell’equilibratore, mentre, assieme all’incidenza del velivolo, si assume come variabile indipendente il momento di cerniera
Momento di cerniera
variabile dipendente
Deflessione equilibratore
variabile indipendente
Meccanica del Volo
Sforzi di barra?
Meccanica del Volo
Boeing 727– 223
serial number 21370
•
•
•
•
•
•
•
•
•
1977 - 2001 :
American Airlines
American registration : N865-AA
2001 - 2003 :
stored in the Mojave desert (California)
Jan 2003 :
bought by the Financial Advisory Group
15 Jan 2003 :
ferry flight to Kabul (Afghanistan)
Ariana Afghan Airlines Afghan registration : YA-FAK
23rd June 2003:
registered in Swaziland : 3D-FA
operated by Alpha Omega Airways
8th July 2003:
leased to UTA by Alpha Omega
9th July 2003:
arrival in Beirut from Sharjah (UAE)
13rd October 2003: leased to UTA by FAG
15th October 2003: registered in Guinea : 3X-GDO
UTA Union des Transport Aériens de Guinée
Meccanica del Volo
?
Meccanica del Volo
UTA Flight 141
•
TORA = 2400 m
•
Selected TOW = 78 t
•
Actual airplane weight 85,5 t
•
Flaps 25°
•
Actual CG: 14% Required trim setting 7¾
•
Trim 6 ¾ (CG: 19%)
•
Selected and recorded V1 = VR = 137 kt
•
Computed VR 130 kt
•
The misleading T-O performance margins
•
Captain’s decision w/o weight and balance
•
Severity = a non-frangible building on extended centerline
DIRECT CAUSE:
• overloaded plane with a forward CG unknown to the crew
ROOT CAUSES:
• operator’s organization and documentation
Meccanica del Volo
• oversight (Guinea and Swaziland)
Meccanica del Volo
UTA Flight 141 Data Crash Recorder
“pull,
pull”
Meccanica del Volo
“rotate”
UTA Flight 141 Lift off

Equazioni di equilibrio al beccheggio

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