Ste1volo

dal basso della mia preparazione mi sovvengono delle considerazioni. la tecnologia DSI è stata testata da LM nel 96, il brevetto è del 98. non ho trovato altre applicazioni prima. quindi tale tecnologia è più recente dei prototipi dell yf-22 e yf-23, che infatti non la incorporano ed usano sistemi tradizionali (se quello del yf-23 si può definire cosi) per evitare l'ingestione dello strato limite. ora tali sistemi in teoria aumentano la superficie bagnata e soprattutto la RCS. per ovviare a tutto ciò si è ricorsi in quella specifica area a uso esteso e avanzato di materiali e vernici RAM. progetti americani più recenti quali f-35 e xf-32 invece fanno uso della tecnologia DSI. con i vantaggi scritti nelle risposte precedenti. quello che vorrei mettere bene a fuoco è a quanto ammontano veramente questi vantaggi. visto che gli aerei più invisibili al mondo (b-2 e f-22) non incorporano queste tecnologia. (per il b-2 il discorso è un pelo più complesso perchè le prese sono sul dorso alare, quindi nascoste dai radar terrestri dalla struttura stessa dell aereo, ma l'f-22 non ha scusanti.) altro motivo di riflessione è il fatto che il progetto del su-50, anche se recente, non incorpora la tecnologia DSI. sempre considerazione personale credo che i russi se ne intendano più di aerodinamica che di materiali e vernici ram. quindi avrebbero fatto meno "fatica" ad usare una presa d'aria DSI e progettare di conseguenza i condotti che portano l'aria al motore piuttosto che fare ricerche sui materiali e vernici RAM che difficilmente saranno performanti come quelle occidentali in tempi brevi. continuando coi motivi di riflessione passiamo al caso cinese. il j-20 fa uso del DSI. e "sembrerebbe" (è un prototipo e le virgolette ci stanno tutte) il primo aereo con tecnologia DSI capace di supercruise. il discorso si fa più interessante pensando al jf-17 ed al j-10b. aerei che sono nati senza questa tecnologia e ne sono stati dotati successivamente. sicuramente non sono aerei stealth ma hanno accorgimenti per ridurre la traccia radar, almeno quella frontale. non conosco le stime della loro RCS ma le ritengo poco superiori a raffale e ef-2000 (anche loro a bassa osservabilità e senza tecnologia DSI). l'implementazione di queste tecnologie su jf-17 e j-10b quanto ha modificato l'RCS e quanto ha modificato le prestazioni dell aereo? (dati credo impossibili da reperire). ma sarebbe interessante fare un confronto prima e dopo l'implementazione. in conclusione credo che si la tecnologia DSI porti dei vantaggi per quanto riguarda rcs. ma minimi, credo che il vantaggio principale sia nella semplicità costruttiva e nella mantenibilità non dovendo ricorrere a paratie e soprattutto a uso esteso ed intensivo di vernici ram.

metto un disegno estrapolato dal brevetto LM sul DSI (il link del brevetto è stato postato da flaggy nel 2 post) ora se non ho capito male. il rigonfiamente (bump, in figura il punto 20) crea una sovrapressione appena davanti a esso e quindi alla presa d'aria, la forma e la presenza della presa d'aria (in figura punto 36, 32) aiutano a mantenere questa sovrapressione dietro ad esso. tranne che hai lati della stessa. (in figura nel punto 42) lo strato limite incontra la sovrapressione e devia, devia soprattutto ai lati grazie alla depressione li creata dalla presa d'aria (sempre punto 42) a questo punto mi par di capire che l'aria aggira lo strato limite da sotto (nds. perdonatemi i termini non tecnici) ed entra dove indica la freccia 11 facendo piu o meno il percorso della freccia. giusto?

vorrei chiedere ai più esperti il principio di funzionamento di questa presa d'aria. nello specifico mi interessa sapere come fa ad evitare l'ingestione dello strato limite? le uniche informazioni a riguardo le ho trovate su questo sito ma sono spiegazioni striminzite : " The DSI bump functions as a compression surface and creates a pressure distribution that prevents the majority of the boundary layer air from entering the inlet at speeds up to Mach 2" un disegno che spiega il fenomeno avrebbe risolto tutti i miei dubbi ma nella rete non lo ho trovato. quindi chiedo a voi quale è il suo principio di funzionamento? quale è il suo rendimento rispetto agli altri tipi di presa? quale sono i suoi vantaggi e gli svantaggi? per onor di cronaca la presa è presente sui j-10b cinesi , jf-17, f-35, j-20 ed è stata testata (non per implementarla ma per il programma jsf) sul f-16

ni. la stabilità (convenzionale) di un aereo è data dalla differenza di angolo di incidenza tra le 2 superfici portandi dell aereo (ala e piani di controllo). più precisamente la superficie che sta dietro deve avere un angolo di incidenza inferiore rispetto alla superficie che sta d'avanti. piu è ampia la differenza tra i 2 angoli di incidenza e più un aereo è stabile. l'ala vola con un angolo di incidenza positivo, per garantire stabilità l'angolo delle superfici di controllo poste dietro deve essere piu basso, e se diventa talmente basso da diventare negativo ( come nel caso che il baricentro cada davanti al punto neutro), va bene lo stesso, ma questo non è sempre necessario. anche se la maggior parte degli aerei vola normalmente con questa configurazione. cmq per maggiori informazioni consiglio questo link

non sono del tutto convito sullo statore della turbina a geometria variabile, anche perchè andando su wikipedia (ing) sulla scheda l' f135-pw-600 viene descritto in questa manira: A major feature of the F135 STOVL engine is flow multiplication, which enhances the lift thrust available. Flow multiplication is obtained by the addition of airflow from a remote shaft-driven fan, in the lift mode. A clutch is engaged, to extract around 35000shp extra power from the LP turbine. Power is transferred through a bevel gearbox, to drive a vertically mounted contra-rotating fan. The uppermost fan is fitted with variable inlet guide vanes, whilst the fan efflux discharges through a thrust vectoring nozzle, on the underside of the aircraft. Owing to the significant increase in LP turbine expansion ratio, implied by the large power off-take, the exhaust of the basic turbofan is switched from a mixed to unmixed configuration cioè dice che in cima al fan c'è uno statore a geometria variabile. che effettivamente si vede anche nella foto: inoltre quando legolas ha accennato per la prima volta al'VIGV il contesto era appunto il fan. quindi in assenza di altre prove ritengo questa la soluzione per il controllo della ripartizione della spinta tra il fan e l'ugello anche perche dal punto di vista tecnico, progettuale, costruttivo, e manutentivo è la piu semplice che si potesse adottare.

a quanto mi sembra di capire dal mio scarso inglese mi avete dato risposte differenti: che semprerebbe il variare l'incidenza degli statori dell FAN. mentre qui si parla di statori della turbina. per le mie conoscenze ho sempre saputo che, coi materiali oggi disponibili è praticamente impossiblile fare statori variabili delle turbine causa elevatissime temperature nell punto specifico, elevate pressioni e giochi a freddo da considerare, anche se la turbina di bassa pressione ed il suo statore sono cmq sottoposti a temperature e pressioni meno forti della turbina ad alta pressione.

ciao a tutti, sono un nuovo iscritto del forum anche se vi leggo da parecchio tempo ormai. ovviamente prima di aprire un nuovo topic ho fatto una ricerca, rivelatasi poi infruttuosa, sull'argomento che vado a proporre: ho letto parecchie schede tecniche sul f-35b ma nessuna di esse spiega come viene controllata e distribuita la spinta tra la ventola dietro il pilota e l'ugello di scarico orientabile. riformulando meglio la domanda: cosa controlla il beccheggio durante il volo a punto fisso? logica vuole che deve essere una diversa distribuzione della spinta tra il fan e l'ugello di scarico posteriore. Nelle varie descrizioni che si trovano del velivolo si parla semplicemente di un contralbero che, tramite una frizione, collega una turbina (che in volo normale gira "folle") all' lifting fan dietro il pilota. ma ovviamente questi sistemi devono avere un certo margine di controllo: ci saranno determinate condizioni in cui il fan deve produrre piu o meno spinta per mantenere l'areo con un assetto orizzontale, cosa che non si può ottenere semplicemente dando più gas perchè ciò aumenterebbe la spinta anche all'ugello di scarico. il metodo più ovvio sembrerebbe ridurre o aumentare i giri del fan ma cio comporterebbe l'implemento di una CVT (continuos variable trasmission) che non mi sembra implementata. l'unica alternativa che mi viene in mente è variare il passo delle pale del fan, ma da nessuna parte ho trovato riscontri in merito. qualcuno di voi sa realmente come è stato risolto il problema? grazie in anticipo per le risposte!