Flaggy

Considerate le sempre accese discussioni e le mai sopite critiche sulle prestazioni di questo velivolo, volevo fare alcune considerazioni sul confronto fra velivoli diversi, sperando che possa essere di stimolo a una valutazione delle informazioni più approfondita di quella che certe schede e certi commenti propongono. Il confronto fra velivoli molto diversi fra loro è sempre cosa estremamente difficile visto che è praticamente impossibile mettersi nelle stesse condizioni a causa di differenze dimensionali, di ruolo e progettuali. Per dire, uno degli argomenti preferiti della Figther mafia guidata da Spear & company è l'eccessivo peso di questo velivolo con conseguenti rapporti spinta/peso e carichi alari peggiori anche rispetto a quelli di un F-16, per semplicità e prestazioni considerato come metro di paragone... A mio avviso questo approccio è viziato da diversi errori di fondo. A parte il fatto che i dati letti in tabella non dicono tutto, è anche opportuno non fargli dire quello che ci pare... Per una volta quindi volevo proprio affrontare il discorso schede, nonostante i loro limiti intrinseci, proprio per vedere quanto possano essere fuorvianti. Il tipico confronto fra velivoli in combattimento aria-aria con il 50% del combustibile a bordo e qualche missile aria-aria (diciamo 6-8) è solo all'apparenza sensato... Siamo per esempio sicuri che un F-16 e un F-35 con il 50% di combustibile siano confrontabili? A ben vedere no, considerando che un F-16 in quel caso ha una frazione di combustibile di 0.17 (cioè il 17% del peso è il combustibile), mentre l'F-35A arriva a 0.3, con oltre 4 tonnellate di cherosene a bordo... Confrontando l'F-35 con alcuni velivoli scopriamo che regolarmente la frazione di combustibile del Lightning è superiore. Ma che succede se consideriamo il cacciabombardiere americano con la stessa frazione di carburante del velivolo con cui di volta in volta lo confrontiamo. Il risultato è già più interessante. In tabella sotto ci sono entrambi e si vede per esempio come un F-35 con una frazione di carburante del 17% come l’F-16, di chili di carburante ne avrebbe solo 2400 e non più 4000…Quindi sarebbe più leggero di oltre una tonnellata e mezza modificando favorevolmente il rapporto spinta peso e il carico alare.. Riportandoci per tutti i velivoli alla stessa frazione di combustibile dell’F-16 (0.17 quando il l’F-16 ha il 50% di carburante) e lo stesso armamento abbiamo dei valori più “confrontabili”. Che succede in questo caso agli usati ed abusati valori di rapporto spinta/peso e carico alare? Per dire l'F-16 viene superato sia per quanto riguarda il rapporto spinta/peso che per quanto riguarda il carico alare. Confrontando i valori anche con quelli di altri velivoli si scopre che il rapporto spinta/peso dell'F-35A sia competitivo e il carico alare sia allineato con quello di F-16, Su-35 ed F-18E, che come pianta alare si discostano dai delta candard e dall'F-22 che hanno un'architettura a elevata freccia e che comporta una grande superficie alare. Qui però non c’è nessuna pretesa di rilettura dei dati tabulati, ma come detto solo uno spunto a guardare ben oltre l’apparenza di certe informazioni che necessariamente sono sintetiche, oltre che essere la pallida ombra di quanto necessario per capire quello che un velivolo sia in grado di esprimere da un punto di vista prestazionale, per non dire operativo e logistico. Per esempio non stiamo nemmeno considerando i consumi specifici dei motori, diversi per tutti i concorrenti e che possono fare più o meno fruttare una determinata quantità di carburante a bordo e nemmeno stiamo considerando velocità, quote e missioni per le quali un velivolo è ottimizzato, assieme a molto altro. Il carico alare poi non è per nulla affidabile in merito alla valutazione del contributo portante della fusoliera (più facile considerarlo su un aereo a delta che non su un aereo con pianta alare trapezoidale come l'F-35 e l'F-16 (non a caso questo è manovrabilissimo nonostante il carico alare tutt’altro che basso...). I dati poi non parlano dei potenziali di sviluppo e per esempio non dicono che la Pratt & Whitney testerà l'XT68LF1, che è un F-135 con un 10-15% di spinta in più (e saremmo a oltre 21 tonnellate con AB). E non ci dicono che l'F-35 e l'F-22 portano tutto l'armamento interno (e l'F-35 anche EOTS e DASS) e che la perdita di prestazioni dovuta al carico (indicativamente si è considerato 800 kg di missili aria-aria) è percentualmente molto superiore nei velivoli tradizionali anche perché i piloni esterni danno pure loro un bel contributo alla resistenza aerodinamica (assieme a qualche decina di chili di peso in più). Tutto questo senza considerare la facilità di riconfigurazione dell’aereo, laddove un velivolo tradizionale logisticamente è penalizzato da pod e serbatoi esterni che vanno cambiati/spostati per adeguarsi ad ogni tipologia di missione. Quando si dice poi che un velivolo di quinta generazione come l'F-35 ha caratteristiche di volo che sono simili a quelle di un F-18 e un F-16 in configurazione pulita difficilmente si afferra la portata di questa affermazione. L'accelerazione dell'aereo non è eclatante a causa della configurazione massiccia della fusoliera, ma è comunque superiore a quella dei suddetti aerei sporcati da armi, serbatoi e pod che riducono di parecchio anche l'efficienza e quindi l'autonomia con una determinata quantità di carburante. L'F-35A inoltre ha un fattore di carico massimo superiore a quello dell'F-18 e uguale a quello dell'F-16 (9g), il che significa che nel campo altamente subsonico è in grado di virare più stretto dell'F-18 incassando 9g in virata. Il fatto però di poter raggiungere un angolo di incidenza di 55° (15 in più di un F-16 e il doppio di un EF-2000 che fortunatamente ha 50 metri quadri di ala...), significa che l'aereo vira più stretto di un F-16 alle basse velocità, laddove non si riesce a raggiungere il fattore di carico massimo perchè sopraggiunge prima lo stallo (e quello dell'F-35 avviene molto tardi). Tutto questo (e molto altro) nelle tabelle non c’è mai scritto...

Questo l'ho detto anch'io...e nonostante ciò l'idea dell'inserto non mi entusiasma. Le pagine comunque su alcuni numeri si scollano con troppa facilità...Ovviamente dipende da come uno sfoglia la rivista (...) che è e resta la migliore pubblicazione del genere in Italia...

Non le rilego assieme, proprio per facilitare la consultazione. Mi riferivo alla bontà della rilegatura di ogni singola rivista. Quella di RID facilita "l'archiviazione"grazie al dorso piano e rigido su cui sono facilmente leggibili anno e numero. Poi però la qualità dell'incollaggio lascia un po' a desiderare e capita che le pagine si stacchino...

Nessuno... L’inserto non c’è tutti i mesi e Agosto è uno di quelli senza. Personalmente l’idea dell’inserto non la trovo entusiasmante. Preferisco conservare tutte le riviste, ciascuna con i suoi tanti articoli molto approfonditi e ben rilegate piuttosto che qualche extra “svolazzante” di poche pagine e per giunta saltuario. Oltre a questa considerazione, che è soggettiva, c’è da dire che in concomitanza dell’inserto la rivista ha oltre 15 pagine in meno del normale che poi sono quelle solitamente dedicate ad un buon articolo monografico, di quelli a cui RID ci ha abituato. Nell’X-tra’di luglio di una trentina di pagine gli articoli monografici erano 2 (Cobra a Juan Carlos)…e per ciascuno le pagine son più o meno quelle sottratte alla rivista. Presentando l’iniziativa hanno parlato di un modesto aumento del prezzo di copertina come “parziale” contributo a dei corposi speciali, ma hanno “sorvolato” sulle 15 pagine in meno nei numeri che li allegano e sulla bassa frequenza dell’iniziativa. Con 50 centesimi in più sul prezzo di copertina alla fine non c’è proprio nulla di regalato, anzi. Se non altro son sempre soldi ben spesi.

Contratto preliminare di 535 milioni di dollari per il sesto lotto di produzione di 38 velivoli. Comprende anche il primo velivolo italiano. http://www.defenseprocurementnews.com/2011/08/10/lockheed-receives-initial-order-for-next-production-lot-of-f-35/

Non è così semplice: non basta dare una "pimpatina" ai motori. L'aereo ha già un eccezionale rapporto spinta/peso per un aereo senza AB, ma il numero di mach limite è intorno a 1.2, il che significa che l'M-346 non è specificatamente progettato per velocità supersoniche, per raggiungere le quali servirebbe molta più spinta di quanta ne servirebbe se fosse stato pensato come supersonico. Per raggiungere la velocità massima consentita, l'aereo, come raccontato dal collaudatore nel documento sotto a pag 17, va prima in picchiata di una decina di gradi (grazie ai quali arriva a mach 1.05) e poi in affondata di 35° fino al massimo consentito. http://www.aermacchi.it/files/amw_11.pdf Bene, già 10° di picchiata corrisponderebbero circa a un 20% di spinta in più. Sarebbe anche fattibile, ma sarebbe un upgrade dei motori poco giustificato vista la prestazione marginalmente supersonica, ma 35° corrispoderebbero a oltre il 60% in più della spinta fornita dai motori a livello del mare (e qui siamo a 27000 piedi e la spinta effettiva è anche minore). Un simile incremento di spinta è assolutamente incompatibile con un velivolo che fa del suo punto di forza la rinuncia ai postbruciatori. Le capacità supersoniche sono in questo caso solo i parte giustificate da ragioni addestrative e per il resto sono da intendersi come una sicurezza in più in caso di involontario superamento di mach 1 durante le manovre a regimi transonici in cui il Master si trova particolarmente a suo agio. Il volo supersonico, che di per se oggi non offre più un gran valore aggiunto, può quindi essere sperimentato dall'allievo nella sua parte più interessante (a cavallo di mach 1) con una leggera picchiata e senza condizionare l'impostazione subsonica dell'intero velivolo che è il suo punto di forza per quanto riguarda costi di acquisto, gestione e prestazioni "da caccia" nei campo più importante dell'inviluppo di volo (quello altamente subsonico).

Prime indiscrezioni sul guasto alla IPP. Problema a una valvola e possibile ripresa dei test la prossima settimana. http://www.flightglobal.com/blogs/the-dewline/2011/08/breaking-f-35-flight-tests-may.html

Te l'ho gia detto, i profili NACA che hai nominato per l'F-86 sono valutati lungo la direzione di fusoliera, ma questo non è affatto in contrasto con la formula da te esposta prima e non c'è nessuna incongruenza. Semplicemente quella formula ti consente di valutare l'effetto dell'angolo di freccia sulla portanza, ma non costringe a cambiare il riferimento del profilo alare, anzi. Il profilo alare è disposto lungo la fusoliera e, per evidenziare il diverso comportamento dell'ala a freccia rispetto a un'ala dritta, nella modellizzazione consideri l'ala in una direzione normale al bordo d'attacco per trattarla come dritta (quella di C'), riportandoti poi di nuovo nella direzione di V e C ottenendo che la portanza in un'ala a freccia viene ridotta del coseno dell'angolo di freccia rispetto a un'ala dritta di corda C. Dal punto di vista della modellizazione vedi cioè un'ala a freccia di corda C e investita da V che si comporta come un'ala dritta di corda C' investita da V'. Alla fine l'angolo di freccia si traduce in una riduzione del coefficiente di portanza. Il fatto di vedere l'ala come se avesse corda C', e anche associare ad essa un profilo NACA, non significa però che la corda sia quella, tanto comunque ti puoi riferire alla corda effettiva semplicemente moltiplicando C' per il coseno dell'angolo di freccia. PS: il fatto che i tuoi prof siano in vacanza spero non significhi che tu ti debba chiarire le idee qui, dove probabilmente sei arrivato con una motore di ricerca: poter comprendere appieno la materia presuppone una rigorosa esposizione dei concetti che richiede dimestichezza e soprattutto meno ruggine della mia.

Evidentemente non ci siamo capiti se hai pensato che io mettessi in dubbio le bibbie dell’aerodinamica. Non mi passa manco per l’anticamera del cervello. Tu hai quotato un mio messaggio in cui riportavo la definizione di profilo presupponendo che fosse errata e proponendo di sostituirla con il profilo normale al bordo d’attacco o alla linea che congiunge i punti al 25% della corda, quella che nella immagine da te postata ha corda C'. Bene, quello che si fa da un punto di vista computazionale non cambia la definizione di profilo alare. Si, tu puoi scomporre la velocità ed evidenziare la componente normale al bordo d’attacco e valutare le caratteristiche dei profili NACA in quella direzione, ma la corda del profilo alare continua ad essere C e non C’: non è un caso se l’apice l’abbiano messo sul profilo normale al bordo d’attacco e la portanza l’abbiano alla fine “ricondotta” in funzione della velocità V e della corda C. Ovvero della velocità di volo e della corda del profilo alare, come è giusto che sia, anche senza andare a scomodare modelli fluidodinamici che sono uno step superiore e sono pane per i calcolatori. Quello che si fa per modellizzare l’ala a freccia con un approccio al problema bidimensionale è necessariamente semplificato e non a caso è un’estensione dell’approccio all’ala ad apertura infinita. Che questa modellizzazione implichi una diversa denominazione del profilo alare è un’altra questione e l’esempio del Lightning serviva a evidenziarlo. So bene che il profilo C’ in quel caso non finisce nell’altra seminala, ma il profilo C’ reale in questo caso non è completo in quella direzione, il che evidenzia la lontananza del modello dal caso reale e la validità della scelta univoca della direzione di riferimento dei profili. Per quanto poi concerne le centine, il porle perpendicolari alla linea dei quarti anteriori è legata ad aspetti strutturali (l’ala è una trave) ed esula dalla definizione di profilo alare e infatti, come detto da te è solo una tipologia costruttiva. Comunque da quel che vedo non credo proprio tu abbia bisogno delle risposte di un ingegnere arrugginito...Meglio se continui ad affidarti come hai sempre fatto alle bibbie e se hai dei dubbi ai tuoi prof.

NO! Estendere lungo la linea media il profilo aerodinamico? Questa frase non ha senso. Non è questione di intendersi o meno su cosa sia il profilo, perchè il profilo è sempre e comunque diretto come la fusoliera. L’angolo di freccia convenzionalmente si misura al 25% della corda, o anche rispetto al bordo d’attacco, ma i profili sono sempre e comunque valutati lungo la fusoliera. Non è che prendi un’ala dritta al 25% della corda, la inclini all’indietro e i profili sono sempre gli stessi: non devi mica continuare a considerarli normali alla linea al 25% della corda... E' un concetto che sta anche alla base degli aerei a freccia variabile: all'aumentare della velocità aumenta la freccia e i profili aumentano la corda. Si riduce così il mach critico e la resistenza ai regimi transonici e supersonici, tipicamente inadatti ad ali a forte allungamento e spessore relativo elevato. Io il rischio sonico lo valuto in base alle onde d’urto. Con l'ala a freccia le onde d’urto sono inclinate e si riduce la componente di velocità normale all’onda d’urto stessa? Bene, ma questo non mi costringe a studiare l’ala secondo quella direzione e nemmeno a dimenticarmi che il profilo è definito lungo la fusoliera e lungo la fusoliera lo devo studiare. La riduzione della componente normale al bordo d’attacco alare non ti autorizza a studiare il profilo in direzione normale al bordo d’attacco o a qualunque altra linea tra bordo d’attacco e d’uscita, compresa quella al 25% che è si una linea importante per la distribuzione di portanza del profilo sull'ala, ma che non obbliga affatto a considerarlo normale ad essa. La ragion d’essere dell’ala a freccia è essenzialmente quella di far nascere onde d’urto oblique che determinano una minore resistenza proprio perché la componente di velocità normale all’onda stessa è responsabile della perdita di energia attraverso l’onda stessa. Di qui a valutare il profilo in quella direzione ce ne passa. Non devi confondere i vantaggi aerodinamici dell’ala a freccia con lo studio dell’ala e dei suoi profili in una “presunta” direzione di comodo che nulla ha a che vedere con la definizione di profilo. Non si commette quindi nessun errore a lasciare i profili dove stanno e a valutare la velocità lungo il profilo anche se essa all’atto pratico è la composizione di quella normale all’onda d’urto e parallela all’onda d’urto stessa. Nemmeno a velocità ampiamente subsoniche si studia l'ala in questo modo. Tu non a caso parli di ala ad apertura infinita e poi di freccia. Ma queste sono modellizzazioni ed è opportuno che l’approccio sia il medesimo dei casi reali. Per esempio, in un’ala reale come quella del Lightning che fai?. La studi perpendicolarmente al bordo d’attacco alare? Come vedi il “tuo” profilo, normale al bordo d’attacco, inizia al bordo d’attacco su una semiala e finisce al bordo d’attacco di quell’altra. Al 25% non sarebbe molto meglio... Ben strano come profilo.Ma quello è un aereo reale e va studiato con modelli che lo rappresentano. Penso sia il caso di considerare che il profilo è quello lungo la fusoliera anche se la valutazione dalla velocità normale al bordo d'attacco (o alla linea al 25% della cord) consente di visualizzare macroscopicamente vantaggi e svantaggi dell'ala a freccia.

Che il trattamento antiscivolo (perché di questo si tratta) fosse inadeguato ai nuovi velivoli si sa effettivamente da anni (se ne parlò anche a una conferenza nel 2009), ma la domanda era un’altra ed è relativa alle caratteristiche di questi materiali. I vari materiali testati devono svolgere la funzione antiscivolo e resistere a una certa abrasione meccanica. Già con l’Harrier però questi materiali venivano messi in crisi dal calore dei 2 getti posteriori del Pegasus. Con l’F-35 si è acuito il problema, non tanto per le temperature (l’ordine di grandezza è sempre quello dei 900°) e la durata (7-20 secondi), quanto per l’entità del getto da oltre 8 tonnellate concentrato in un unico punto. Con l’M-22 il problema è invece differente perché le temperature sono più basse e il getto delle turbine meno “intenso” e veloce, ma la resistenza richiesta è di parecchi minuti durante i quali il convertiplano può restare in attesa sul ponte coi rotori in moto e...gli scarichi puntati sul ponte. La richiesta è di resistere ad oltre 200°C per 90 minuti. Come si vedeva nel link che ho postato qualche giorno fa, tra i vari materiali provati si è visto che solo il Thermion riesce a soddisfare entrambi i requisiti (fosse solo per l’M-22 ce ne sarebbero altri). Quello che deve fare il rivestimento comunque non è “assorbire” il calore, ma limitarne il trasferimento all’acciaio sottostante. Visti gli spessori in gioco (qualche millimetro) non è infatti pensabile che uno strato così sottile possa accumulare una tale quantità di calore. Tra le proprietà dei materiali ceramici come il thermion ci sono una elevata riflessione del calore e una bassa conducibilità termica. In soldini assorbe e trasmette poco calore oltre a dilatarsi pochissimo: insomma quello che serve per restare attaccato all’acciaio sottostante e non fargli raggiungere temperature assurde.

Il fatto che non sembri non significa che non sia applicata… Le sezioni di fusoliera degli aerei moderni sono un po’più elaborate che in passato e il restringimento della fusoliera in corrispondenza dell’ala è meno evidente. Fermo restando che la regola delle aree non ha la pretesa di costringere a mantenere le sezioni costanti, ma solo di farle variare con un andamento più lineare possibile, nell’immagine qui sotto, relativa all’EF-2000, puoi per esempio vedere che la sezione C di fusoliera davanti all’ala è maggiore delle sezioni E ed F che corrispondono a sezioni dell’ala piuttosto ampie. Discorso analogo vale per il Rafale Poi in effetti carichi esterni e magari serbatoi conformi possono annullare i benefici di un attento design di ala e fusoliera e costringere gli aerei ad usare la forza bruta dei moderni motori per superare i problemi che emergono nei regimi transonici. L’F-35 invece, anche se di base è più tozzo dei due caccia europei e parte svantaggiato, a causa dei serbatoi interni molto capienti e della presenza delle stive, riesce a ribaltare a suo favore il confronto in configurazione da combattimento.

Mi pare di averti risposto. Dire è infinito è ...riduttivo. Dire che è chiuso e infinito e che oltre c'è...il nulla, presuppone concetti che fanno venire un po' il mal di testa e che comunque sfociano in teorie che sono materia di studio per gli astrofisici. Noi tendenzialmente abbiamo un approccio con l'universo che è da fisica Newtoniana, peccato che per affrontare lo studio dell'universo e afferrare certi concetti bisogna ingranare una marcia in più e farci "aiutare" da Einsteiin e soci...

Dire solo che è infinito presupporrebbe che c'è qualcosa e cioè dello spazio che posso percorrere in un certo tempo. In realtà oltre c'è il nulla, nemmeno lo spazio e il tempo...per questo si è detto che l'universo è chiuso. Lo spazio si crea a mano a mano che l'universo si espande.

Che il profilo alare sia la sezione di un'ala secondo un piano verticale e parallelo alla mezzeria è un dato di fatto ed è indipendente da che l’ala sia o meno a freccia. Che l’ala sia a freccia per ridurre la componente di velocità perpendicolare al bordo d’attacco è un’altra questione e non obbliga affatto a considerare il profilo come normale al bordo d’attacco nè tanto meno a studiare il flusso d’aria in quella direzione per avere un qualche vantaggio. Il flusso d’aria è sicuramente tridimensionale ma studiarlo in direzione perpendicolare al bordo d’attacco non è corretto, basta considerare che un filetto fluido si troverebbe sicuramente ad attraversare trasversalmente un profilo perpendicolare al bordo d’attacco invece che disporsi preferenzialmente lungo il piano su cui si trova il profilo stesso, specie se l’ala è a forte freccia. C'è poi da considerare che ad alta velocità le onde d'urto mica si dispongono parallelamente al bordo d’attacco alare e quindi la componente di velocità normale ad esso non è necessariamente normale alle onde d’urto, attraversando le quali i flusso d’aria cambia anche di direzione.

Il ponte è in acciaio…E’quello che ci sta sopra che non lo è ed è cosi su tutte le portaerei che hanno sul ponte un rivestimento...d’altra parte l’acciaio non è la superficie pià adatta per una pista di decollo... Questo è il ponte del Cavour: è evidente che quella “roba”ondulata non sia acciaio. E’ proprio il rivestimento quello che, oltre a dare la superficie più adatta alle operazioni con velivoli, deve reggere al calore e per il quale si parla in futuro del Thermetic con i (costosi) lavori che dovranno subire le navi che adotteranno l’F-35 ma anche il V-22 che scalda discretamente il ponte pure lui... Una portaerei non basta che sia in grado parcheggiare e di far decollare gli aerei. Devono operare efficacemente e la nave deve riuscire a garantirne il supporto (carburante, armamento, manutenzione, movimentazione, operazioni di volo, hangaraggio ecc...). 24 cacciabombardieri senza elicotteri è un assudo logistico e soprattutto operativo. Se poi li si vuole parcheggiare sicuramente un parcheggiatore abusivo sarebbe capace di "incastrarne" anche una quarantina sul ponte e in hangar, ma sarebbe di dubbia utilità... Beh, anche se oggi si è scesi a 70/80 aerei, non credo entrano ancora tutti nell’hangar dove si tendono a concentrare i mezzi in manutenzione. Ampie zone del ponte sono tuttora utilizzate per il parcheggio e una buona metà dei velivoli resta sempre sopra.

Infatti ha detto "aeromobili" e non F-35B. La sua intenzione era quella di tenere nel conto anche degli elicotteri. Un NH-90 piegando rotore e trave di coda sta dentro un rettangolo di circa 13 x 5 m... Un F-35B ha sempre e comunque una lunghezza di oltre 16 metri e un'apertura alare di oltre 10... Caricarne un numero esagerato senza la possibilità di farli operare efficacemente e soprattutto senza la possibilità di sostenerli logisticamente non ha comunque molto senso.

A marzo erano andati in avaria in volo i due generatori elettrici ed era intervenuto il back up di emergenza della IPP (che funge da APU, sistema di controllo ambientale e generatore elettrico di emergenza). Stavolta e stata proprio la IPP ad avere il problema. L'alimentazione elettrica è vitale in questo velivolo anche nella trasmissione della potenza agli attuatori delle superfici mobili e non solo nel loro controllo tramite il fly by wire. In effetti si parla di power by wire perchè gli attuatori sono a comando elettroidraulico cioè è l'elettricità fornita dai generatori che trasmette la potenza necessaria all'azionamento delle pompe idrauliche che si trovano direttamente su ciascun martinetto (il circuito idraulico è limitato al solo martinetto). Vantaggi? Niente impianto idraulico generale con una riduzione del costo e del peso totale di qualche punto percentuale (6%) e (al momento teorica) maggiore affidabilità, minor manutenzione e minore vulnerailità ai danni. Il sistema, per quanto innovativo, efficiente e a tripla ridondanza nella generazione di potenza (2 generatori e la IPP) va evidentemente messo a punto. Boeing a suo tempo aveva invece proposto per il concorrente F-32 un sistema idraulico tradizionale ma con pressione portata a 3000 PSI dichiarando altrettanto ottimi risultati in termini di peso, costo e affidabilità.

Meglio ancora: ti sei inventato una modifica perfettamente inutile! L'F-35B non ha certo problemi a decollare a pieno carico da una nave che ha pure lo sky jump. I problemi di peso e temperature nascono in appontaggio che, avvenendo verticalmente, porta il motore (spremuto al massimo come temperature e meccanica) a sostenere tutto il peso dell'aereo e del suo bring back (che deve essere il più alto possibile) e il ponte della nave a subire le elevate temperature del getto di scarico del motore. Che l'F-35B riesca a decollare corto lo si sa da un pezzo (per giunta senza manco l'AB inserito) mentre per le temperature sul ponte si sa già cosa fare: la soluzione a quanto pare si chiama thermion... http://www.nstcenter.com/docs/PDFs/MR2010/Tuesday-1-Presentations/11-Lemieux.pdf

Qualcuno aveva già proposto di segare in due la nave... http://www.aereimilitari.org/forum/topic/2107-portaerei-cavour-discussione-ufficiale/page__view__findpost__p__267936 E tu avevi scritto questo... Si era anche scritto che la cosa più che inutile non era proprio proponibile... http://www.aereimilitari.org/forum/topic/2107-portaerei-cavour-discussione-ufficiale/page__view__findpost__p__267964 Prima di cambiare idea sul suddetto allungamento, non mi pare che tu abbia replicato alle problematiche che nascerebbero allungando la nave e nemmeno a quali UCAV imbarcare qualora si scegliesse una strada di questo tipo (cosa già proposta e di cui s'è discusso sopra). Rinnovo quindi l’invito: forse è il caso di motivare le proprie affermazioni, per non ridurci a un mero riproporre le stesse affermazioni senza valore aggiunto nella discussione. PS. Ovviamente non serve allungare il Cavour per l’F-35B. Penso tu intendessi il C... In ogni caso vale quanto sopra.

Beh, che il Cavour sia l’ultima delle portaerei STOVL è tutto da dimostrare, se non altro perché c’è un certo fermento attorno a navi che possono utilizzare velivoli STOVL come la più recente Juan Carlos spagnola e le due analoghe navi acquistate dall’Australia, che si è comunque dimostrata interessata al velivolo assieme ad altre nazioni. Poi c’è la LHA America che a quanto pare non avrà il bacino allagabile e quindi si affiderà in toto ad elicotteri, V-22 e…F-35B. Discorso acquisto di F-18 e portaerei CATOBAR. Beh, mi pare improponibile. Costruire su licenza un F-18E o peggio acquistare gli aerei off the shelf non da maggior valore aggiunto rispetto a costruire su licenza un cacciabombardiere di quinta generazione in cui l’Italia ha contribuito allo sviluppo. Semplicemente si porterebbe ad uccidere l’industria aeronautica italiana che con l’EF-2000 non camperebbe certo a lungo. E non è affatto vero che l’F-35 possa tornare utile solo nel caso si volesse fare in futuro un velivolo analogo. L’esperienza e il mantenimento del know how tecnologico (materiali, tecnologie costruttive ecc) ha ricadute che arrivano su velivoli con ruoli e compiti differenti (non necessariamente in ambito militare). Non necessariamente chi meno spende, meglio spende...anzi. Ma poi il discorso che convince meno di tutti è quello relativo alle necessità italiane. Se è inaccettabile l’acquisto di 131 cacciabombardieri moderni (e non sproporzionati o fantascientifici, ma semplicemente moderni), non si capisce come possa essere maggiormente accettabile quello di una portaerei a propulsione nucleare, la cui valenza strategica e soprattutto i costi di gestione sono ben oltre la portata e le esigenze italiane. Le navi hanno costi di gestione che vanno ben al di là del mero consumo di gasolio e una nave CATOBAR, più grande e con catapulte, cavi d’appontaggio ed equipaggio ben più numeroso, costa molto di più di una STOVL sia nell’acquisto che nella gestione. La ragion d’essere del reattore non è poi nel risparmio (che non c'è), ma nella maggiore persistenza operativa garantita da serbatoi di carburante dedicati interamente alla componente aerea piuttosto che ad alimentare i motori della nave. E poi un reattore nucleare su una nave italiana? Penso che il recente referendum sia stato abbastanza chiaro in merito a come la pensano gli italiani sull’argomento... Lasciando anche perdere il nucleare, non si capisce poi come 38 milioni risparmiati ad aereo possano permettere l’acquisto di una nave come la Prince of Wales. Anche supponendo che 22 F-18E valgano quanto 22 F35B (il che non è vero) gli 836 milioni risparmiati non consentirebbero certo l’acquisto di una nave che agli inglesi costerà almeno 4 miliardi di sterline e non ci si arriverebbe nemmeno se ce la vendessero nuova a prezzi stracciati e nemmeno se noi vendessimo a caro prezzo il Cavour...che è usato...E a chi poi? Chi ci paga una portaerei al prezzo di una portaerei se poi la deve usare come portaelicotteri? Lasciamo stare questi sogni o meglio incubi. La strada scelta dall’Italia non è sbagliata e certi ripensamenti all’inglese lasciamoli agli inglesi che prima spendono e poi buttano dalla finestra i miliardi rimanendo senza portaerei.

Mi sa che hai bisogno di un ripassino, ma questa non è la sede adatta... Il C non è affatto uno STOVL nè tantomeno uno S/VTOL che è un profilo di missione ridicolo (chi vuoi che decolli verticalmente con poco carburante/armi). Il C è un velivolo in configurazione CATOBAR. Ti consigio comunque di leggere l'intera discussione, o comunque una buona parte di essa prima di intervenire.

La versione C non è STOVL... La A è quella convenzionale, la B è STOVL e la C è imbarcata. Questo sarebbe l'ABC dell'F-35. Di C al momento ne son stati consegnati 3 (e infatti è il CF-3 quello lanciato con catapulta) di B siamo almeno a 5 (http://www.codeonemagazine.com/news_item.html?item_id=412) mentre per la variante A sono stati consegnati L'AF-8 e l'AF-9 a distanza di in una settimana l'uno dall'altro (http://snafu-solomon.blogspot.com/2011/07/two-f-35s-delivered-in-one-week.html). Il dato però è in continuo aggiornamento perchè ormai l'aereo è in produzione di serie a basso ritmo (basso per gli standard americani...). Quanto alla riduzione della stealthness la notizia del peggioramento della RCS è stata smentita e si è confermata "solo" la necessità di rivedere i processi produttivi onde evitare interventi e rilavorazioni per raggiungere i risultati richiesti. Qualche pagina fa era stato posta ti questo. http://www.bloomberg.com/news/2011-05-04/lockheed-martin-s-f-35-fighter-jet-passes-initial-stealth-hurdle.html Quella più penalizzata nella traccia radar è comunque intrinsecamente la versione B che ha un profilo più condizionato dai dispositivi STOVL ed è letteralmente piena di grandi portelli (9 in più...) per i quali è francamente impossibile grantire le tolleranze eccezionali dei pannelli fissi della altre due versioni e in particolare della A. Questa foto credo chiarisca ciò che intendo... Però è difficile immaginare che intorno alla RCS di questa versione ci siano le aspettative delle altre due versioni.

E' effettivamente un limite delle schede che sono troppo generiche e vanno interpretate: il raggio d'azione è troppo dipendente dal profilo di missione e dal carico per essere riassunto in un numero. Nel caso dell'F-35 dovrebbe riferirsi al max carico di combustibile e al massimo carico interno (2 bombe e 2 missili) che non incide apprezzabilmente sulle prestazioni per via del fatto che non "sporca" il velivolo come succede ai carichi esteri di un aereo convenzionale (Tornado incluso). Sono comunque effettivamente state ventilate delle riduzioni di autonomia di tutte le versioni rispetto a quanto inizialmente ipotizzato, ma comunicazioni ufficiali non ci sono. Forse, ma forse no, visto che il costruttore vuole ulteriormente limare il peso piuttosto che aumentare la spinta come offerto da P&W. Su dai, ancora con la storia dei 2 missili aria aria. S'è detto in tutte le salse che non è vera. In stiva da specifica ce ne stanno 4, poi 6, senza contare i piloni esterni. Non capisco bene cosa intendi. In una catobar il rifornimento in volo viene fatto comunque con il concetto Buddy-Buddy. Teoricamente non credo ci sarebbero difficoltà a farlo anche con l'F-35B con un pod ad hoc al posto di quello per il cannone, ma non penso si farà una cosa del genere per il profilo tipico delle missioni che verranno richieste. In ogni caso la sonda di rifornimento in volo sul B c'è. Si, ma il punto è proprio questo, per sostituire velivoli tattici servono UCAV un po' più impegnativi di certi drone che si sono visti fino adesso, e che, come si sta cominciando a capire, non sarebbero poi così economici o rapidissimi da sviluppare (specie quelli per una portaerei STOVL). Anche se è fuor di dubbio che i costi spaventosi dell'F-35 non sarebbero raggiunti e nemmeno accettati per un UCAV STOVL, l'Italia non sarebbe in grado di affrontarli a fronte di una mancanza di iniziative multinazionali che al momento non ci sono.

Torniamo agli aerei veri. Primo lancio con catapulta dell'F-35C (l'esemplare CF-3) http://www.youtube.com/watch?v=NkNZfu3EdvA http://www.navair.navy.mil/index.cfm?fuseaction=home.NAVAIRNewsStory&id=4712