Pressione in G al decollo

[vihai]

Ho imparato sulla mia pelle che le prese di posizione su questioni di fisica di questo livello sono inutili, questa fisica non si presta a opinioni o interpretazioni.

Se si arriva a due conclusioni diverse o c'è un errore nell'applicazione delle formule oppure si stanno usando ipotesi e definizioni diverse.

Quindi, invece di scannarvi e fare delle questioni di orgoglio sulle definizioni, cercate qual è la definzione sulla quale non concordate.

Ad esempio, qual è la definizione di fattore di carico?

Perché se la definizione è "peso_apparente/peso_reale" allora in volo livellato vale 1.
Se la definizione è "portanza_ali/peso_reale" allora in volo livellato dipende dal CDG (con CDG avanzato e piano di coda deportante è > 1).

Allora, quale definizione state usando?

[zittozitto]

la seconda è la mia !!!!
ma se le leggi bene ... sono uguali.
portanza ali è peso apparente.

[vihai]

la seconda è la mia !!!!
ma se le leggi bene ... sono uguali.
portanza ali è peso apparente.

Allora definiamo il peso apparente. Tu come lo definisci?

[tartan]

Inserendomi in punta di piedi per non disturbare troppo vorrei aggiungere, riguardo all'effetto del CG, che le prestazioni di decollo certificate sono calcolate sulla posizione più avanzata possibile del baricentro. Questo perché, avendo necessità di una maggiore deportanza del piano di coda, si ha anche una maggiore resistenza e quindi la necessità di una maggiore spinta disponibile. Essendo le prestazioni di decollo basate sulla massima spinta disponibile nelle specifiche condizioni di pressione e temperatura, alla posizione di baricentro più avanzata corrispondono le prestazioni di decollo più basse e su queste vengono venduti gli aerei. Posizioni di baricentro più arretrate, fino al massimo consentito, comportano miglioramenti nelle prestazioni di decollo e consumi inferiori in crociera. La Boeing offre in alternativa alla certificazione base (baricentro più avanzato) altre certificazioni basate su posizioni di baricentro arretrate che potranno essere scelte dal cliente (a pagamento) per ottenere miglioramenti sulle prestazioni di decollo. Naturalmente poi si dovrà tenerne debito conto nel caricamento della macchina.
Riguardo al G o g subito dal passeggero al decollo credo che si tratti di un falso problema. L'uso generalizzato della spinta ridotta e del rolling takeoff ha ormai eliminato la sofferenza che poteva provare il passeggero quando veniva schiacciato (si fa per dire) contro lo schienale della poltrona. La spinta massima di decollo a punto fisso viene utilizzata solo in casi eccezionali e per decolli su piste ultra corte.
Comunque, in genere e a larghe spanne, senza conti precisi che precisi non sono quasi mai, potrei dire che i bimotori sono gli aerei che forniscono la maggiore sensazione di spinta, seguiti dai trimotori e dai quadrimotori. Lo dico considerando che essendo le prestazioni di decollo certificate con un motore in meno, Il bimotore usa normalmente il doppio della spinta usata nei calcoli, il trimotore il 50% in più e il quadrimotore solo terzo in più.
Spero di essere riuscito a sintetizzare senza impicciarmi troppo. Pino

[zittozitto]

Comunque, in genere e a larghe spanne, senza conti precisi che precisi non sono quasi mai, potrei dire che i bimotori sono gli aerei che forniscono la maggiore sensazione di spinta, seguiti dai trimotori e dai quadrimotori. Lo dico considerando che essendo le prestazioni di decollo certificate con un motore in meno, Il bimotore usa normalmente il doppio della spinta usata nei calcoli, il trimotore il 50% in più e il quadrimotore solo terzo in più.
Spero di essere riuscito a sintetizzare senza impicciarmi troppo. Pino

ricordiamo che nelle richieste di certificazione, ai velivoli con 3 e 4 motori, per garantire lo stesso margine di sicurezza si richiedono limitazioni superiori o prestazioni maggiori invitù del fatto che mensionavi ( 50%, 33% , 25% )

[tartan]

Comunque, in genere e a larghe spanne, senza conti precisi che precisi non sono quasi mai, potrei dire che i bimotori sono gli aerei che forniscono la maggiore sensazione di spinta, seguiti dai trimotori e dai quadrimotori. Lo dico considerando che essendo le prestazioni di decollo certificate con un motore in meno, Il bimotore usa normalmente il doppio della spinta usata nei calcoli, il trimotore il 50% in più e il quadrimotore solo terzo in più.
Spero di essere riuscito a sintetizzare senza impicciarmi troppo. Pino

ricordiamo che nelle richieste di certificazione, ai velivoli con 3 e 4 motori, per garantire lo stesso margine di sicurezza si richiedono limitazioni superiori o prestazioni maggiori invitù del fatto che mensionavi ( 50%, 33% , 25% )

Cioè?

[zittozitto]

intendo che, per esempio, il secondo segmento di decollo ( caratteristica limitazione di peso per il decollo ) richiede gradienti diversi a seconda del numero di motori.
esempio : gradiente minimo secondo segmento per bimotore = 2.4% ; trimotore 2.7%
alzando il gradiente minimo fa si che, anche se tiene conto di una perdita di un 33% della spinta ( un motore su tre ) anzichè un 50%, il margine tra spinta e peso rimane sempre alta.
anche a livello di separazione ostacoli si richiede uno 0.9% di riduzione del Gross Gradient per ottenere la Net take off Flight Path ad un trimotore, invece si richiede uno 0.8% se parliamo di un bimotore.

insomma, numeri a parte, è vero che in caso di engine failure chi ha più motori perde meno spinta ( cosa dovrebbe ridurre l'esubero generante l'accelerazione ), ma aumentando le richieste dei minimi da garantire otteniamo che lo scarto tra spinta e la massa è comunque alta.

mi sono capito da solo

[tartan]

Quindi se ho capito bene, secondo te il secondo segmento ha una pendenza minima del 2.4% o 2.7% o 3% a seconda del numero dei motori?

[zittozitto]

Quindi se ho capito bene, secondo te il secondo segmento ha una pendenza minima del 2.4% o 2.7% o 3% a seconda del numero dei motori?

non secondo me ... secondo la legge!

[zittozitto]

Quindi se ho capito bene, secondo te il secondo segmento ha una pendenza minima del 2.4% o 2.7% o 3% a seconda del numero dei motori?

non secondo me ... secondo la legge!

mi quoto da solo !

comunque le trovi qui : JAR 25.121 subpart B

buona lettura

[tartan]

Sei sicuro di aver letto bene?

[zittozitto]

si letto bene. tu letto ?

[tartan]

Supponendo quindi che tu l'abbia anche capito, ora puoi rispondere alla domanda che ti avevo fatto.

[air.surfer]

Supponendo quindi che tu l'abbia anche capito..

ROTFL

Comunque uno stralcio di sto JAR 25.121 subpart B, potreste anche postarlo visto che mi connetto con il cellulare proletario ed ho solo 50mega al giorno...

[Beorn]

Non so se può essere utile:

JAR-25, Change 13 - PUBLISHED 5 OCTOBER 1989 (l'unica cosa che sono riuscito a trovare)
http://www.jaa.nl/publications/jar_amdts.html
http://www.jaa.nl/publications/crd/jar-25-change13.pdf (32 Mb)

A pag. 83:

JAR 25.121 Climb: one-engine-inoperative (See ACJ 25.121)

[ (a) Take-off landing gear extended. (See ACJ 25.121(a).) In the critical take-off configuration] existing along the flight path (between the points at which the aeroplane reaches VLOF and at which the landing gear is fully retracted) and in the configuration used in JAR 25.111 but without ground effect, the steady gradient of climb must be positive for two-engined aeroplanes, and not less than 0.3% for three-engined aeroplanes or 0.5% for four-engined aeroplanes, at VLOF and with —

(1) The critical engine inoperative and the remaining engines at the power or thrust available when retraction of the landing gear is begun in accordance with JAR 25.111 unless there is a more critical power operating condition existing later along the flight path but before the point at which the landing gear is fully retracted (see ACJ 25.121 (a)(1)); and

(2) The weight equal to the weight existing when retraction of the landing gear is begun determined under JAR 25.111.

(b) Take-off; landing gear retracted. In the take-off configuration existing at the point of the flight path at which the landing gear is fully retracted, and in the configuration used in JAR 25.111 but without ground effect, the steady gradient of climb may not be less than 2.4% for two-engined aeroplanes, 2.7% for three-engined aeroplanes and 3.0% for four-engined aeroplanes, at V2 and with —

(1) The critical engine inoperative, the remaining engines at the take-off power or thrust available at the time the landing gear is fully retracted, determined under JAR 25.111, unless there is a more critical power operating condition existing later along the flight path but before the point where the aeroplane reaches a height of 400 ft above the take-off surface (see ACJ 25.121 (b) (1)); and

(2) The weight equal to the weight existing when the aeroplane's landing gear is fully retracted, determined under JAR 25.111.

(c) Final take-off. In the en-route configur- ation at the end of the take-off path determined in accordance with JAR 25.111, the steady gradient of climb may not be less than 1.2% for two-engined aeroplanes, 1.5% for three-engined aeroplanes, and 1.7% for four-engined aeroplanes, at not less than 1.25 Vs and with —

(1) The critical engine inoperative and the remaining engines at the available maximum continuous power or thrust; and The weight equal to the weight existing at the end of the take-off path, determined under JAR 25.111.

(d) Discontinued Approach. In a config- uration in which Vs does not exceed 110% of the Vs for the related all-engines-operating landing configuration, the steady gradient may not be less than 2.1% for for two-engined aeroplanes, 2.4% for three-engined aeroplanes, and 2.7% for four-engined aeroplanes, with —

(1) The critical engine inoperative, the remaining engines at the available take-off power or thrust;

(2) The maximum landing weight; and

(3) A climb speed established in connection with normal landing procedures, but not exceeding 1.5 Vs.

(4) Landing gear retracted.

A pag. 276

ACJ 25.121
Climb: One-engine-inoperative (Acceptable Means of Compliance and Interpretative Material) [ See JAR 25.121]

[1 In showing compliance with JAR 25.121 it is accepted that bank angles of up to2º to 3º toward the operating engine(s) may be used. ]

[2 The height references in JAR 25.121 should be interpreted as geometrical heights.]

ACJ 25.121 (a)
Climb: One-engine-inoperative (Interpretative Material)
See JAR 25.121 (a)

The configuration of the landing gear used in showing compliance with the climb requirements of JAR 25.121(a) may be that finally achieved following "gear down" selection.]


ACJ 25.121(a)(1)
Climb: One-engine-inoperative (Interpretative Material)
See JAR 25.121(a)(1)

A 'power operating condition' more critical than that existing at the time when retraction of the landing gear is begun would occur, for example, if water injection were discontinued prior to reaching the point at which the landing gear is fully retracted.

ACJ 25.121(b)(1)
Climb: One-engine-inoperative (Interpretative Material)
See JAR 25.121(b)(1)

A 'power operating condition' more critical than that existing at the time the landing gear is fully retracted would occur, for example, if water injection were discontinued prior to reaching a gross height of 400 ft.

[Black Magic]

Grazie Beorn.

My 2 pence:
A parte che le JAR non sono legge, ma devono essere recepite dalla regolamentazione nazionale.

Nel testo si legge "may...", che non è perentorio.
Nel caso fosse un obbligo ci sarebbe "should" o, ancora meglio "must".

May non indica un mandatory...è un suggerimento.

PS...qualcuno mi dice come si misura la pressione in "g" ?!??
Ho finito le unità di misura...

[zittozitto]

(b) Take-off; landing gear retracted. In the take-off configuration existing at the point of the flight path at which the landing gear is fully retracted, and in the configuration used in JAR 25.111 but without ground effect, the steady gradient of climb may not be less than 2.4% for two-engined aeroplanes, 2.7% for three-engined aeroplanes and 3.0% for four-engined aeroplanes, at V2 and with —

(1) The critical engine inoperative, the remaining engines at the take-off power or thrust available at the time the landing gear is fully retracted, determined under JAR 25.111, unless there is a more critical power operating condition existing later along the flight path but before the point where the aeroplane reaches a height of 400 ft above the take-off surface (see ACJ 25.121 (b) (1)); and

non so che hai letto tu.

Ps: se tu, Tartan, hai modo di consultare gli opetations manual della biblioteca Alitalia, nel capitolo delle certified performance le trovi anche li.

poi ... se hai qualcosa da dire per insegnare a noi poveri ingoranti, non ti vergognare dillo pure, ma occhio !!! io sono stato redarguito per aver usato i tuoi modi per stimolare le discussioni.

@ blackmagic, io pure ho finito i "g" c'ho un po di juole spicci, ti servono ?

[tartan]

Infatti ho copiato i tuoi modi. Ora, se vuoi, puoi rispondere alla mia domanda.

[zittozitto]

Quindi se ho capito bene, secondo te il secondo segmento ha una pendenza minima del 2.4% o 2.7% o 3% a seconda del numero dei motori?

se la domanda è questa, si.

il peso massimo di decollo dovrà avere la possibilità con la spinta massima e il motore critico in avaria di sviluppare i gradienti sopraindicati.
non significa che deve volarli ma che deve avere un esubero da poterlo fare.

gradiente = (spinta disp. - spinta necess.)/peso. ... fissati tutti i valori ottengo il max T.O.W. limitato sul secondo segmento.

[tartan]

Hai perfettamente definito il climb limit, che si calcola come descritto nelle JAR quotate. Ma la mia domanda riguardava la pendenza minima del secondo segmento, non come si calcola il climb limit, uno dei pesi massimi da rispettare al decollo.

[zittozitto]

Hai perfettamente definito il climb limit, che si calcola come descritto nelle JAR quotate. Ma la mia domanda riguardava la pendenza minima del secondo segmento, non come si calcola il climb limit, uno dei pesi massimi da rispettare al decollo.

è scritto nelle ultime 2 righe del mio post precedente.

[tartan]

Quindi se si decolla al peso massimo che dici tu e si va ad accelerare ad una quota di 1500 piedi sul QFE si avranno sempre quei gradienti che hai citato a seconda dei motori?

[tartan]

Qualche tempo fa mi ero gia iscritto con un altro nick, poi, per motivi familiari, non ho più partecipato. Ora che i motivi familiari si sono, purtroppo, aggravati e sono costretto a passare molto del mio tempo a casa, ho ripreso a frequentare questo interessante sito ma mi sono dimenticato di ripresentarmi. Non ho più usato il vecchio nick perché me lo sono dimenticato (viaggio per i 66 anni e i miei pochi neuroni fanno sempre più fatica a collegarsi fra loro).
Ho lavorato al tecnico operativo di Alitalia dal 1966 al 1996, anno in cui l’AZ ha pensato bene di inserirmi negli esuberi e mandarmi a casa. Zittozitto starà pensando che ha fatto bene ed io posso anche essere d’accordo con lui.
Ho avuto la fortuna di aver partecipato alla crescita di AZ nel periodo più bello e importante della sua presenza sul mercato aeronautico e vivo con estrema sofferenza i momenti attuali.
Ora, considerando che non devo dimostrare niente a nessuno, considerando che posso anche non intervenire perché non mi cambia niente nella vita e considerando che comportarmi come zittozitto è per me una fatica improba e già mi sono stufato e, soprattutto, considerando che non ho alcuna intenzione di insegnare qualcosa a qualcuno, chiunque esso sia, ritorno quello che sono e mi metto a vostra disposizione con l’intento di fornire a chi vuole elementi utili di crescita e carpire da tutti voi quanto più possibile di nuovo per mantenermi comunque aggiornato e con la mente possibilmente vigile.
Grazie, Pino

[zittozitto]

Quindi se si decolla al peso massimo che dici tu e si va ad accelerare ad una quota di 1500 piedi sul QFE si avranno sempre quei gradienti che hai citato a seconda dei motori?

non ho detto questo, ne tantomeno è scritto così nella normativa jaa citata.

quello che la limitazione richiede è che all'inizio del secondo segmento sia garantito il gradiente menzionato, questo comporterà che ogni aeromobile, nel rispetto dei gradienti richiesti, si limiti nel peso tanto da avere un esubero sufficiente. Ovviamente se tale limitazione è la più gravosa sarà questa a determinare il Performance take off weight. Per quello che riguarda gli ostacoli, anche in questo caso, più motori si hanno e maggiore sarà la limitazione. questo lo si può osservare dalla penalizzazione che si applica alla GrossFlightPath per ottenere la Net.
Per quello che riguarda la prima fase, anche nella fase compresa dal lift off fino al gear up abbiamo richieste diverse che cambiano in funzione del numero di motori.

insomma, con tali differenze, anche un quadrimotore ha, per soddisfare i maggiori gradienti, un bell'esubero di spinta anche se con l'avaria del motore critico perde solo il 25% della spinta totale.

poi nella vita pratica in caso di avaria motore, si salirà con la spinta di decollo fino alla quota di accelerazione che l'ente tecnico operativo avrà definito ( e scritto da qualche parte ... lo so dove è scritta in AZ .. è per essere generici ) che spesso è 1500ft ( il minimo è 400ft ) poi si accelerà il velivolo per la retrazione flaps/SLAT e raggiungimento di velocità necessarie per la salita, nel frattempo saranno passati una decina di minuti che ci richiedono il passaggio da spinta massima di decollo a spinta massima continuativa (MCT) che terremo come livello massimo fino all'avvicinamento.

Piacere di sapere che hai una lunga esperienza, Mr.Tartan, non penso che Az abbia fatto bene a pre-pensionarti visto che non so nemmeno chi sei.

[tartan]

Per completare la tua analisi sufficientemente corretta, sarebbe il caso che ti andassi a leggere anche La JAR 25.111 dove sono specificati i gradienti minimi che devono essere disponibiliin ogni punto della traiettoria di decollo.
Questi gradienti 1.2/1.5/1.7 a seconda del numero dei motori condizionano la quota massima a cui si può arrivare con il secondo segmento. Ad esempio il DC9-30 era limitato ad una quota di accelerazione (puramente indicativa) di 800 ft QFE perché il limite di impiego della spinta di decollo era ed è di 5 min. L'MD80 può usare la spinta di decollo per 10 min (ma questo è un optional acquistato a suo tempo da AZ in sede di contratto, quindi negoziato) che consente quote di accelerazione fino a 1500ft QFE e anche superiori con conseguente studio di procedure di decollo con avaria motore più semplici e meno limitative.
In genere le macchine che nascono con certificazione FAA (DACO BOEING e anche Embraer) hanno 5 min di impiego della spinta massima di decollo, e l'uso dei 10 min fa parte di appendici che devono essere acquistate a parte, mentre le macchine che nascono con certificazione JAA (AIRBUS) hanno i 10 min di base.
Naturalmente questi tempi di impiego si riferiscono all'uso della spinta in caso di avaria motore. Nella normalità dei decolli, quando l'avaria motore non esiste, l'uso massimo di impiego resta di 5 min.

Torniamo ora per un attimo al mio intervento che ha causato la tua risposta sui gradienti e che quoto di seguito.

Riguardo al G o g subito dal passeggero al decollo credo che si tratti di un falso problema. L'uso generalizzato della spinta ridotta e del rolling takeoff ha ormai eliminato la sofferenza che poteva provare il passeggero quando veniva schiacciato (si fa per dire) contro lo schienale della poltrona. La spinta massima di decollo a punto fisso viene utilizzata solo in casi eccezionali e per decolli su piste ultra corte. Comunque, in genere e a larghe spanne, senza conti precisi che precisi non sono quasi mai, potrei dire che i bimotori sono gli aerei che forniscono la maggiore sensazione di spinta, seguiti dai trimotori e dai quadrimotori. Lo dico considerando che essendo le prestazioni di decollo certificate con un motore in meno, Il bimotore usa normalmente il doppio della spinta usata nei calcoli, il trimotore il 50% in più e il quadrimotore solo terzo in più.
Spero di essere riuscito a sintetizzare senza impicciarmi troppo. Pino

Considerando un decollo con un bimotore ad un peso attuale limitato solo dal carico disponibile e che sviluppi un gradiente di salita (con un motore in meno) all'inizio del secondo segmento pari al 5% e confrontandolo con un decollo di un quadrimotore che sviluppa, sempre per gli stessi motivi un gradiente identico del 5%, pensi che il mio intervento sia fuori posto per i motivi legati alla certificazione di cui si discuteva prima o forse ha una sua sia pur generica validità?

[zittozitto]

Per completare la tua analisi sufficientemente corretta,
Considerando un decollo con un bimotore ad un peso attuale limitato solo dal carico disponibile e che sviluppi un gradiente di salita (con un motore in meno) all'inizio del secondo segmento pari al 5% e confrontandolo con un decollo di un quadrimotore che sviluppa, sempre per gli stessi motivi un gradiente identico del 5%, pensi che il mio intervento sia fuori posto per i motivi legati alla certificazione di cui si discuteva prima o forse ha una sua sia pur generica validità?

forse impostando prima i paletti come li hai messi ora, potevo darti ragione da subito.

ma sottolineo la maggiore richiesta di performance per aerei con 3 / 4 motori che, tolti i tuoi paletti, fanno si che anche i tri/quadrimotori abbiano un adeguato esubero.

[tartan]

Va bene, i diversi requisiti fanno si che i margini siano sempre il più possibile adeguati.