Swept wing e thickness to chord ratio

[AirGek]

Se ho capito bene:

Il sopraggiungere degli effetti di compressibilità inteso come wave drag è conseguenza del rapporto tra spessore e corda dell'ala. Come questo rapporto si riduce (l'ala si assottiglia) questi effetti sono ritardati e viceversa.

Ciò che non capisco è per quale motivo si dice che l'ala a freccia ha l'effetto di ridurre questo rapporto.

Ora perchè questo accade? E' un effetto oppure è effettivamente ridotto il rapporto?

[Luke3]

Il thickness to chord ratio e' un rapporto fisico, quindi non si puo' ridurre.
Le ali a freccia pero' riducono il wave drag perche' l'intensita' del fenomeno e' funzione del numero di mach perpendicolare alla corda media dell'ala. Quindi, a parita' di tutto, un'ala a freccia "vede" un numero di mach inferiore rispetto a un'ala dritta (il numero di mach a cui si sta volando moltiplicato per il coseno della freccia, per essere esatti, e siccome il coseno e' sempre meno di 1, questo numero sara' piu' piccolo), quindi produrra' meno wave drag.

[AirGek]

Non capisco quando dici "è funzione del numero di Mach perpendicolare alla corda media dell'ala". Come fa il flusso relativo ad essere perpendicolare alla corda?

[PizzOne]

L' argomento e' molto interessante, pero' bisogna stare attenti nel considerare alcune ipotesi.
Anch'io a suo tempo ho fatto un bel po' di confusione.
La base di partenza e' che, per ridurre l'effetto del wave drag (e quindi aumentare il Mcrit) abbiamo due possibilita':
- ridurre il rapporto spessore/corda dell'ala;
- aumentare la freccia dell'ala;
I due fenomeni sono pero' in qualche modo legati fra di loro e per fare un'analisi bisogna prima di tutto stabilire come viene visto il flusso con velocita' A(con flusso intendo un'ipotetica massa d'aria che impatta il bordo d'attacco dell'aria)

Come dice Luke3 (se ho capito bene), nell'ala a freccia si puo' pensare di scomporre il flusso principale, in due flussi:
- un flusso parallelo al bordo d'attacco (B=A sin fi)
- un flusso perpendicolare al bordo d'attacco (C=A cos fi)(componente che crea Wave drag)
Maggiore e' fi minore sara' la velocita' C, fin qui la teoria e' semplice; ma a questo flusso quale profilo facciamo attraversare?Quello perpendicolare al bordo d'attacco..

Se invece non adottiamo questa teoria, abbiamo un unico flusso con velocita' A che attraversa un profilo diverso da quello nella teoria precedente, e che in qualche modo puo' essere visto con una corda maggiore a parita' di spessore, e quindi con un rapporto ridotto.

Spero di essere stato il piu' chiaro possibile, altrimenti dobbiamo fare uso di schizzi.

Ps. nella pratica nessuna delle due teorie e' proprio giusta

[flyingbrandon]

Ps. nella pratica nessuna delle due teorie e' proprio giusta

La teoria aerodinamica che insegnano per spiegare i fenomeni di portanza e resistenza è semplificata e parte da modelli "ideali" ...per questo non è proprio giusta...ma la scomposizione vettoriale delle velocita nelle due componenti è corretta...e spiega in modo semplice e immediato la differenza del valore del Mach critico per un'ala a freccia...tant'è che è proprio così. La seconda teoria non l'ho capita molto bene invece....
Ciao!

[JT8D]

Anche secondo me la teoria della scomposizione vettoriale del flusso nelle due componenti, parallela al bordo d'attacco e normale ad esso, è corretta ed è quella che ho sempre letto sui testi: aumentando la frecciatura diminuisce la velocità della componente normale al bordo d'attacco. Non ho capito come mai questa teoria non sarebbe proprio giusta .

Paolo

[AirGek]

Dai ragazzi... da wikipedia

One of the simplest and best explanations of how the swept wing works was offered by Robert T. Jones: "Suppose a cylindrical wing (constant chord, incidence, etc.) is placed in an airstream at an angle of yaw - ie., it is swept back. Now, even if the local speed of the air on the upper surface of the wing becomes supersonic, a shock wave cannot form there because it would have to be a sweptback shock - swept at the same angle as the wing - ie., it would be an oblique shock. Such an oblique shock cannot form until the velocity component normal to it becomes supersonic.

Più facile di cosi...

[PizzOne]

La teoria aerodinamica che insegnano per spiegare i fenomeni di portanza e resistenza è semplificata e parte da modelli "ideali" ...per questo non è proprio giusta...ma la scomposizione vettoriale delle velocita nelle due componenti è corretta...e spiega in modo semplice e immediato la differenza del valore del Mach critico per un'ala a freccia...tant'è che è proprio così. La seconda teoria non l'ho capita molto bene invece....
Ciao!

Anche secondo me la teoria della scomposizione vettoriale del flusso nelle due componenti, parallela al bordo d'attacco e normale ad esso, è corretta ed è quella che ho sempre letto sui testi: aumentando la frecciatura diminuisce la velocità della componente normale al bordo d'attacco. Non ho capito come mai questa teoria non sarebbe proprio giusta .
Paolo

Credo di essermi spiegato male...
Con non proprio giusta intendevo che sperimentalmente ci sono devianze dovute ad altri fattori (viscosita',allungamento alare..) che modificano la semplice relazione scritta sopra...
La scomposizione vettoriale e' una cosa che matematicamente si puo' fare benissimo, e spiega gia' benissimo gli andamenti delle varie grandezze, ma se si vuole fare un calcolo preciso, la cosa non funzione piu' per i motivi gia' citati.

Con la seconda idea di pensiero, cercavo invece di dare una risposta a quanto affermato da AirGek.
Se non si applica una scomposizione vettoriale, e' come se il flusso attraversasse un profilo, il cui rapporto thickness to chord e' circa uguale a quello reale diviso il coseno dell'angolo di freccia.

[MatteF88]

E per un ala come quella del concorde, per dire, che ha la freccia che varia in continuazione, vale comunque lo stesso discorso no?