Flaggy

Guarda, dei botta e risposta farei volentieri a meno anche io, quindi rileggi bene e forse ti accorgerai che non c'è nulla di contraddittorio...perchè ciò che tu evinci da un articolo che non mi passa manco per l'anticamera del cervello di contestare, per me è la logica conseguenza non solo di "alcuni lati di aerotecnica non immediatamente comprensibili" ma di molto altro. Nulla in quell'articolo mi suona poi così nuovo, ma solo una naturale conseguenza di quanto successo finora. Nulla da difendere o sponsorizzare (l'F-35), nulla da sminuire (i problemi dell'aereo), nulla da contestare (le date). Semplicemente metto assieme quanto è noto e traggo conclusioni senza scomodare Paul Misraki... Senti, aver bisogno di rassicurazioni è una cosa, leggere quell'articolo e parlare di aerei che maturano nel 2040 (!!!) è un'altra... A Cameri si assembleranno gli aerei partendo da sottoassiemi prodotti in vari stabilimenti sparsi nei diversi paesi (Italia inclusa). I grossi ritardi che ci sono stati finora non sono nelle subforniture dei componenti, ma nell'assemblaggio degli stessi, visto che gli aerei restavano in linea per troppo tempo a montare e smontare componenti bisognosi di modifiche o sostituzioni. Già adesso le cose in linea vanno molto diversamente (sono anche già stati prodotti aerei britannici e olandesi) e comunque i pezzi che l'Italia non ha ancora ordinato saranno prodotti con tutte le modifiche strutturali e ai sistemi emerse, ma, viste le basse cadenze produttive e gli impianti necessariamente sottoutilizzati, non ci sarà di sicuro alcun "imbuto" produttivo a livello di sottoassiemi e nemmeno all'assemblaggio finale a Cameri che era stata pensata per qualche aereo in più. Quando sarà richiesto di produrre sarà quindi possibile farlo senza essere penalizzati dalle precedenze di altri. Poi, parliamoci chiaro, anche se qui dico che avere cellule di Harrier strutturalmente sicure "until after 2030" non significhi automaticamente tenere gli Harrier fino al 2035 né tantomeno vedere la maturità dell'F-35B nel 2040 (quando mettere un Lightning su un Cavour magari prossimo alla pensione sarebbe ben triste), sono il primo ad essere poco ottimista sulle date dei programmi e soprattutto sulla solidità dei convincimenti dei ministeri della difesa: in tanti anni ho visto date posticipate molto più spesso di quanto siano state anticipate e sinceramente penso che il futuro degli STOVL italiani, siano Harrier o F-35B, sia messo maggiormente in dubbio dai vari Di Pietro, Vendola e Grillo, piuttosto che da una corsa di decollo di 5 metri più lunga... Anche per questo penso veramente che il 2040 sia un po' lontano e sinceramente non vedo la necessità di spingere le elucubrazioni di un povero forumista così lontano nel tempo. Forse è veramente il caso di riparlarne nel 2035...

No, Scagnetti, io mi limito a spiegare che non c’è nulla di stano se l’Harrier resta in servizio fino al 2030 e fino a prova contraria finora non ho prodotto fuffa e anzi scriverei molto meno se non venisse prodotta da altri... Se questa è chiarezza...Il 2040 è tra 28 anni (un'eternità anche con l'attuale andazzo) e la prima Tranche è da un pezzo che è in produzione e noi sappiamo che il grosso della produzione dei nostri F-35B avverrà effettivamente tra qualche altro anno. La Marina non deve aspettare i Marines visto che questi son partiti da un pezzo e gli aerei l’Italia se li produrrà a Cameri e visto che la maturità del sistema non avverrà certo nel 2040 quando Hornet di prima generazione e Harrier (compresi quelli italiani) non saranno in volo nemmeno per opera dello Spirito Santo. L’Eurofighter, che da molti è ritenuto il salvatore della patria, ha volato per la prima volta nel ‘94 (dopo essere rimasto inchiodato a terra per 2 anni) è entrato in servizio nel 2005 e solo dopo altri 7 anni è riuscito a sostituire tutti gli F-16 presi in leasing per tappare i buchi dei Tornado ADV presi a loro volta per tappare i buchi dei ritardi del caccia Europeo...Sono passati 18 anni dal primo volo e 20 dall’uscita del prototipo, a sua volta in mostruoso ritardo considerato che l’EFA concettualmente è un aereo anni ottanta. L’F-35B ha fatto il suo primo volo nel 2008 e l’innovazione che porta è un tantino superiore a quella dell’EF-2000...Se da un lato questo significa dire che far volare qualche Harrier fino al 2030 non sia uno scandalo, dall’altro non significa che ci vogliano altri 28 anni per rendere maturo un aereo che ha volato per la prima volta 4 anni fa...

Il fatto che l’aereo non appaia poi così flessibile, rende più plausibile l’effettivo interesse della Cina per altre piattaforme di quinta generazione. Nei prossimi anni sicuramente i cinesi saranno più prolifici di noi occidentali e questo sia grazie alle risorse disponibili che per la determinazione che dimostrano nel bruciare le tappe facendo esperienza in un campo (quello aerospaziale) molto importante per sostenere le ambizioni strategiche di una potenza in crescita.

La marchesa non c’entra un tubo e il programma citato nell’articolo non ha nulla di oscuro, ma anzi è perfettamente comprensibile per chi ha ben chiaro cosa significhi gestire il phase in/ phase out di centinaia di mezzi. Lo stato attuale delle ipersfruttate cellule di AV-8B plus dei Marines (la gran parte ricostruzioni di vecchi AV-8B e non acquistati nuovi come i nostri), il periodo di probation appena concluso, i ritardi accumulati dal Lightning e la diluizione degli ordini (che non possono essere recuperati nemmeno con la positiva accelerazione dei test degli ultimi mesi) sono già di per se sufficienti a giustificare un simile programma. Sostituire centinaia di F-18 e Harrier con oltre 400 tra F-35B e C, fa il resto perché non è una cosa che può avvenire dall’oggi al domani e soprattutto non si completerà quando L’F-35B verrà dichiarato operativo (dopo il 2018), ma solo dopo una lunga coesistenza dei modelli che sicuramente si protrarrà fino al 2030. Il processo di acquisizione durerà tranquillamente una quindicina d’anni e fino ad allora gli Harrier devono volare per garantire il numero complessivo di piattaforme richieste. In questo contesto i pezzi di ricambio ottenuti cannibalizzando gli Harrier dalla RAF sono una vera manna per abbattere i costi manutentivi, che notoriamente salgono alle stelle verso la fine della vita utile di un velivolo a causa della maggior richiesta manutentiva e soprattutto a causa del difficile reperimento della ricambistica di un mezzo fuori produzione da tempo. Il sofisticato modello di previsione dell'usura per fatica consentirà poi di sfruttare al meglio la componentistica e ridurre le ore/uomo dedicate alla manutenzione.

Articolo molto interessante. Nella sostanza conferma le considerazioni fatte più di una anno fa in questa stessa discussione (pagina 11) in merito a prestazioni e ruolo in questo progetto cinese indubbiamente un po'anomalo.

Forse i tuoi dubbi si chiariranno un po' dicendo che moltissimi aerei, come F-15, F-16 ed F-18 in realtà sono tutti capaci di superare la velocità del suono senza AB, ma bisogna ricordare che lo fanno in configurazione esterna relativamente pulita e che raggiungono velocità dell'ordine di mach 1.1-1.2. Sebbene la supercrociera molti la intendano come superare mach 1 senza AB, in realtà gli americani la considerano come superare mach 1.5, e questo richiede, oltre che un'aerodinamica adatta, soprattutto dei motori adatti. La spinta a secco non è una costante e quella misurata al banco non è quindi la spinta effettiva nelle condizioni di quota e velocità in cui la supercrociera si ottiene, specie per motori a doppio flusso come quelli attuali, che perdono percentualmente più spinta nei confronti dei più assetati monoflusso dei vecchi caccia che comunque avevano un'aerodinamica spesso molto pulita, anche se altrettanto spesso erano dei ferri da stiro. In ogni caso quando leggi mach 2.23 con AB per un Phantom, quella velocià è ottenuta con AB, ma senza un grammo di carichi esterni o piloni a sporcarne l'aerodinamica. Alla fine, l'unico velivolo operativo che al momento sia in grado di raggiungere la supercrociera è l'F-22, che ha motori progettati per ottenerla, tanto che può benissimo fare a meno di inserire l'AB per accelerare oltre il muro del suono, come devono fare gli altri velivoli che poi, superato il picco di resistenza che si verifica intorno a mach 1, spengono l'AB e mantengono velocità blandamente supersoniche. Se a questo aggiungiamo che l'F-22 va oltre mach 1.5 armato, allora si capisce come la supercrociera sia appannaggio solo di questo aereo, mentre per gli altri superare mach 1 è una cosa più che altro teorica. L'unico che si difende attualmente è l'EF-2000 che è capace di mach 1.3 con 4-6 missili.

NO! E' FISICA!!! Molto OT, ma indispensabile per parlare di aerei con cognizione di causa.

Anche se ti hanno già risposto, mi sa che credi male...E' da quando hanno inventato le portaerei che sfruttano la velocità della nave e il vento e questo perchè sanno che la portanza è proporzionale al quadrato della velocità e la velocià del Cavour non è certo trascurabile rispetto a quella minima di sostentamento dell'F-35B. Il margine che si ha per il decollo da un ponte come quello del Cavour, dotato anche di trampolino, è quindi molto più elevato di quanto pensi.

Si, è probabilmente gli hanno tolto anche il radar davanti...Un aereo deve essere bilanciato e anche il SU-27 lo è con la sua fusoliera lunga e la sue elevata inerzia: il pungiglione caudale è solo la ciliegina sulla torta.. ???Perchè insisti con questi discorsi pasticciati? La stabilità non c'entra nulla. E la stabilità in ogni caso per un caccia non è un pregio...Chiudiamola qui, per favore, Unholy è stato chiaro mi pare... Veramente la notizia e quei dati sono antecedenti all'ultimo mese...e in effetti avevo postato il tutto ancora ai primi di marzo, compresi i 568 piedi... http://www.aereimilitari.org/forum/topic/2565-f-35-lightning-ii-discussione-ufficiale/page__view__findpost__p__286187 Aiuta anche che il Cavour si muove. Al momento comunque l'aereo ha bisogno di 5 metri in più di quanto fosse il requisito iniziale: il requisito è aumentato del 10%, fortunatamente non la prestazione effettiva... L'alternativa comunque è riprogettare e spendere altri soldi. Rilassare i requisiti è quindi un mezzuccio un po' squallido, ma comprensibile visto che il limite è superato di poco e i requisiti sono indubbiamente sfidanti. Anche il costosissimo C-17 ne ha beneficiato. Ne è venuto fuori comunque un ottimo velivolo.

Vogliamo polemizzare per il gusto di farlo? Che c’entra l’etica? Stai facendo una tempesta in un bicchier d'acqua...Resta il fatto che hai quotato un'affermazione fatta prima delle prove di volo, da parte di un utente che probabilmente non ti risponderà, superata da informazioni nel frattempo pervenute e delle quali abbiamo discusso poche pagine fa e tutto questo l’hai fatto senza capire nemmeno ciò che c’era scritto in quella frase. Ora insisti... Si, della serie la fisica è un’opinione... Allontanare le masse dagli assi d’inerzia è sempre e comunque negativo quando un velivolo deve essere maneggevole. Il SU-27 ha il baricentro spostato all’indietro come si conviene a un qualsiasi velivolo recente che deve essere manovrabile e ridurre la resistenza (il baricentro avanti si traduce in deportanza in coda e quindi in portanza alare "sprecata"). Questa però è aerodinamica: gli assi d'inerzia seguono il baricentro e un velivolo col baricentro arretrato è intrinsecamente instabile, cioè tende a reagiere a una perturbazione amplificandola! E' l'ideale per avere prontezza ai comandi...se c'è un FBW che evita di schiantarti...A questo si aggiunge che la coda non è deportante a tutto vantaggio di resistenza, consumi e manovrabilità. Ma questo è solo uno degli aspetti che favoriscono maneggevolezza e manovrabilità (il Mig 29 era nato persino come velivolo stabile) e da questo punto di vista l’F-35 è probabilmente intrinsecamente ancor più instabile del SU-27. Il baricentro però non si sposta di chilometri perchè comunque deve stare vicino al centro di pressione, ma le masse si che si possono distribuire in centomila modi diversi. Il SU-27 ha i motori molto arretrati e un lungo cono di coda, quindi masse che si trovano molto indietro rispetto ai piani di coda, il tutto però deve èssere compensato davanti e in questo caso con un bel muso, piuttosto lungo e pesante (tanto lungo e pesante che sul SU-30 hanno dovuto introdurre i canard...). Tutto ciò rende l’inerzia verso rotazioni intorno all’asse di beccheggio molto elevata. Questa non è un’opinione, è un dato di fatto! Guarda in pianta un F-22 o un F-35 e scoprirai che i motori sono più centrali e vicini al baricentro e che all’estremità posteriore ci sono le superfici di controllo di coda. Le fusoliere sono cioè più corte ma anche più strette visto che non ci sono gondole motrici distanziate in cui ci sono motori che pesano una tonnellata e mezza ciascuno solo loro. Ergo sugli aerei americani le masse sono vicine al baricentro e le superfici che variano l’assetto sono lontane e hanno un grande braccio. Come ho scritto questo non vuol dire che il Flanker sia un bidone e nemmeno che l’F-35 faccia le piroette da air show, ma solo che un progetto è frutto sempre di compromessi e anche il Flanker, pur con la sua eccellente aerodinamica, scende a compromessi. Scusa ho letto dopo. Si è pericoloso, ma tutto ciò che si fa nell'air show è conseguenza dell'impostazione aerodinamica adottata per affrontare quel combattimento e non una rappresentazione di ciò che è utile fare contro un avversario...anzi.

Mah, non se ne parla più..Direi che sia rimasta nel cassetto dei sogni, un po’come gli ugelli orientabili. Si sa che delle modifiche aerodinamiche comportano una rivisitazione del software dei comandi di volo e nuove prove eseguite in varie condizioni (assetti e carichi esterni). Tutte cose che costano, mentre tutto sommato l’aereo ha già un comportamento in volo più che buono. In sostanza ci sono altre priorità... Tempo fa lessi poi su RID che tali appendici non erano nemmeno compatibili con l’aerodinamica della versione biposto: installandole solo sui monoposto si sarebbe avuto il risultato di avere due velivoli con un comportamento in volo differente. E siccome il primo serve a imparare a volare col secondo non è che la cosa sia particolarmente entusiasmante...

Qui non si parlava di sicuro di 15 secondi in relazione al tempo di applicazione del carico su un componente che entra in campo plastico: in effetti avevo sottolineato che anche 1 secondo oltre i limiti strutturali è più che sufficiente per fare danni. Basta superarli e i controlli vanno fatti. In ogni caso non è nè il tempo di applicazione ridotto e nemmeno particolari margini che si prende il progettista a comportare l'eventuale mancato danneggiamento del velivolo superando i carichi di contingenza. Come detto, in fase di progettazione, la struttura deve anche superare una verifica a robustezza (con carichi pari a 1.5 volte quelli a contingenza) senza che la struttura stessa collassi (e quindi ci siano rotture o instabilità) e questa solitamente porta a "sovradimensionare" gli elementi strutturali rispetto alle sezioni minime risultanti dal solo calcolo a contingenza.

Ciò che ha scritto Luigi052 è tutto giusto, anche se è una delle cose più contro-intuitive che insegnano... Il vero comando della velocità è la barra, non la manetta! http://www.aeronautico.net/lt03.htm

Siamo d'accordo...ma ribadico che 1 secondo è tantino...specie se si va parecchio oltre il carico di contingenza... L'F-35 hanno tirato fino a 10g, quando il carico di progetto è 9...Danni non ce ne sono stati, ma siamo appena poco oltre il limite di progetto. Beh insomma, per come si progettano gli aerei qualcosa lo implica... Un ingegnere strutturista progetta il velivolo intorno a quel 1.5 (usato nella grande maggioranza dei casi) e non è che si tenga margini particolari, se non le considerazioni sulla sicurezza di qualche specifico componente critico e sulla vita a fatica che portano necessariamente a qualche sovradimensionamento più localizzato che generale...Oltre i carichi di contingenza il progettista non ha vincoli particolari a che il velivolo non subisca deformazioni permanenti e superando tali carichi di una volta e mezza i danni solitamente ci sono. In realtà c'è un motivo preciso per cui spesso tali danni non ci sono e sicuramente ha un peso ancor maggiore del tempo di applicazione del carico. Forse è utile dire che molto spesso il dimensionamento è imposto più che altro dalla verifica a robustezza che spesso è condizionata dall'aspetto dell'instabilità più che da quello della rottura. Se il pezzo regge a un determinato carico senza instabilizzarsi e questo carico, come spesso accade, è molto più basso di quello di rottura, è molto probabile che per carichi una volta e mezza più bassi sia ben lontano dal deformarsi permanentemente. E' più che altro questo che consente il superamento del fattore di carico massimo senza il minimo danno. Se però nella condizione di carico ritenuta dimensionante a contingenza il pezzo è vicino al limite di snervamento e/o a robustezza a quello di rottura, allora quel pezzo è probabile che superando il fattore di carico di contingenza si danneggi in modo più o meno grave e sarà in particolare questo pezzo a dover essere controllato. Tempo fa ad esempio lessi che l'F-18, con qualche modifica localizzata sarebbe stato in grado di reggere a 9g senza danni, questo proprio perchè solo alcuni componenti superavano il limite di snervamento, mentre la maggior parte avrebbe retto di più perchè il loro dimensionamento era fatto per resistere all'instabilità con carichi una volta e mezza superiori ai 7.5g per i quali l'aereo è garantito. PS...L'importante è capirsi...ma spero non stiamo annoiando troppo chi legge. Ni, è la massima accelerazione che sicuramente non determina conseguenze strutturali.

Non ho detto che non sia rilevante, ho detto che un secondo è più che sufficiente a far danni non accettabili. La deformazione plastica, anche relativamente piccola, non è accettabile a prescindere perchè implica una deformazione permanente della struttura e come tale il velivolo può alterare la sua aerodinamica e avere un comportamento non più rispondente a quello previsto. Che l'aereo voli tranquillamente e non si riduca la resistenza meccanica è un'altra questione. Se l'aereo supera il fattore di carico limite, deve essere ispezionato a prescindere per verificare che i danni non ci siano o siano del tutto trascurabili. No, io ho parlato del superamento dei limiti a robustezza e di collasso strutturale: si ottiene anche per instabilità del materiale e senza raggiungere i carichi di rottura. Intendiamoci...Col passare del tempo e delle sollecitazioni variabili si riduce il valore massimo di carico sopportabile da un velivolo che infatti può cedere anche applicando carichi nettamente inferiori a quello originario che portava a rottura. Se il velivolo è sottoposto a carichi elevati arriverà ben prima alla fine della propria vita utile perchè ben prima capiterà di essere sottoposto a un carico che supera le residue capacità di resistenza. Applicando carichi sufficientemente bassi un pezzo potrebbe anche non avere un limite a fatica.

I vecchi post vecchi non vanno in prescrizione, sono le cose scritte dopo che ti dovrebbero far capire che se nè già discusso e tu dovresti partire dai commenti già fatti e non da quelli eventualmente superati dagli eventi e soprattutto da maggiori informazioni divulgate dal 2006 ad oggi...Senza contare che Gianni è da un sacco di tempo che praticamente non partecipa attivamente al forum e dubito possa risponderti... Parlano chiaro ma tu non ascolti... Non sono inutili tecnicismi. L'apertura alare del Flanker e le gondole motrici distanziate rendono rarei di rollio e accelerazioni di rollio dell'aereo per nulla entusiasmanti. Questo, se non l'hai capito, non significa che l'aereo sia un bidone, ma solo che se deve impostare una virata al massimo fattore di carico, verrà lasciato indietro da uno che è più veloce a rollare e modificare l'incidenza per raggiungere lo stesso fattore di carico massimo. In altre parole questi non sono inutili tecnicismi: si parla di accelerazione e maneggevolezza e i 27 primati sono una cosa diversa. Ma che cavolo dici? Cosa c'entrano le simmetrie? Hai una vaga idea di cosa sia il momento d'inerzia o no?

Non è esattamente così...Se si superano i limiti strutturali del materiale anche per poco, gli sforzi superano istantaneamente il limite elastico e comportano danni permanenti alla struttura: per dire un secondo di applicazione in un componente metallico è più che sufficiente a deformare un pezzo in modo evidente, se questo effettivamente supera il suo sforzo di snervamento. I materiali compositi si comportano in modo simile perchè, anche se le fibre hanno un comportamento elasto-fragile (cioè si rompono direttamente e senza prima deformarsi permanentemente), la matrice in cui sono immerse può avere scorrimenti e fessurazioni ben prima di arrivare alla rottura delle fibre. Poi , tramite verifica strutturale si può vedere se tali danni si sono effettivamente verificati su qualche componente. L’applicazione frequente di carichi elevati va invece a discapito della vita a fatica del velivolo, che inevitabilmente si riduce e alla lunga può anche comportare la riduzione del fattore di carico massimo ammissibile poichè la struttura è ormai lesionata da microcricche. Non parliamo poi del superamento dei limiti a robustezza (1.5 volte quelli massimi). Farlo anche per un istante può comportare il collasso strutturale.

Non so se ti rendi conto che hai quotato una frase scritta più di 6 anni fa, che l’hai estrapolata dal contesto e che probabilmente non l’hai nemmeno capita... L’accelerazione dell’F-35 ai regimi subsonici abbiamo appena detto che è a livello di quella dell’F-16, cioè ai vertici della categoria, mentre la maneggevolezza è la rapidità con cui un velivolo riesce a modificare il proprio assetto e non corrisponde alla manovrabilità che è la capacità di compiere determinate manovre (sicuramente più esasperate per il SU-27). Il Su-27 ha infatti una distribuzione di masse molto lontane dal baricentro e quindi tale per cui i momenti di inerzia sono molto elevati e di conseguenza l’accelerazione di beccheggio e soprattutto quella di rollio (e quindi l’agilità nel compiere manovre intorno a questi assi) non sono certo esaltanti, ergo l’aereo è sicuramente eccezionalmente manovrabile, ma non è un fulmine di guerra in fatto di maneggevolezza.

Beh, se ha postato la domanda in un forum di aeronautica, si suppone si riferisca non al limite del corpo umano, ma a quello dell’aereo e che viene indicato in quasi in tutte le schede riassuntive. g limite o fattore di carico massimo e il massimo valore del rapporto fra portanza e peso sopportabile dalla struttura del velivolo. Tipicamente per un caccia è di 9g positivi e 3 o 4g negativi (in questo caso l’ala è deportante). Sono entrambe condizioni dimensionanti per la struttura, cioà la struttura del velivolo è dimensionata per resistere a queste 2 condizioni di carico che sono molto più gravose di altre. Nel primo caso significa che il velivolo è sottoposto a una portanza pari a 9 volte il peso e di conseguenza a un’accelerazione che sarà pari a 9 volte quella di gravità, indicata come “g”e pari a 9.81m/s2. Quando invece il velivolo è in crociera la portanza equaglia il peso e tale rapporto è pari a 1. Ovviamente anche il pilota sarà sottoposto a tale accelerazione e come detto sopra, non è che sia particolarmente piacevole e nemmeno possibile sopportarla senza svenire, a meno di non utilizzare degli aiutini come la tuta anti g. Negli aerei civili tali valori sono ovviamente molto più bassi, perché è inutile ai fini del compito assegnato al velivolo e controproducente per i passeggeri non addestrati e tantomeno equipaggiati per manovre tanto violente. Comunque esistono varie discussioni nel forum e credo si sia già detto tutto in merito sia alle capacità strutturali dei velivoli che a quelle fisiologiche dei piloti.

Guarda che hai capito male: quelli sono solo i livelli di potenza più importanti, non gli unici adottabili e mi pare che sia chiaro dalla discussione. Gli unici valori a step, vista la difficoltà a mantenere una combustione stabile a valle della turbina, sono proprio quelli in regime di postcombustione inserita, ma anche qui si sono fatti passi avanti e oggi esistono motori, come l’F-135, che hanno dei postbruciatori completamente modulabili. In sostanza il pilota ha la possibilità di regolare il motore avendo a disposizione tutto il campo di escursione della manetta, dalla posizione di minimo a quella di piena postcombustione senza soluzione di continuità.

Per tutta una serie di buone ragioni. L’ugello dell’F-22 sarà anche stracollaudato ma si è rivelato pesante rispetto a soluzioni più moderne con petali mobili, che tra l’altro consentono il vettoramento della spinta in tutte le direzioni e non solo in senso verticale, permettono di sfruttare in modo “duale” i normali dispositivi di variazione della sezione dell’ugello e soprattutto consentono una maggiore efficienza perché evitano l’altrimenti sicura perdita di energia determinata dal passaggio dalla sezione circolare del motore a quella rettangolare dell’ugello. A tutto questo si aggiunge l’incompatibilità di tale ugello con il sistema di deflessione della spinta della variante STOVL. La filosofia alla base del velivolo tende poi a ottenere il massimo da soluzioni di compromesso e un ugello orientabile (di qualunque tipo esso sia) non è stato ritenuto tale per ragioni di costo, peso, affidabilità e campo di utilizzo relativamente ridotto rispetto alla porzione di inviluppo di volo considerata più importante. Sia chiaro comunque che un velivolo solitamente non ha tra le sue specifiche di progetto l’ugello orientabile, ma invece una serie di parametri prestazionali. Se i progettisti li riescono ad ottenere anche senza complicarsi la vita è ovvio che eviteranno di farlo. Nel caso specifico di questo velivolo si è ottenuta una notevole controllabilità anche ad elevati angoli d’attacco e quindi i residui vantaggi del vettoramento della spinta non sono stati ritenuti così determinati da penalizzare altri parametri chiave. In ogni caso, se in futuro si cambierà idea, penso che si andrà in un altra direzione ancora, preferendo magari il controllo della spinta tramite variazione delle velocità periferiche verso vicino alle pareti dell'ugello, piuttosto che con organi meccanici. La soluzione è più leggera, semplice, efficiente e soprattutto stealth.

L’entrata in servizio è prevista intorno al 2018. Il velivolo si può considerare in sviluppo fino a quel momento anche se in realtà la gran parte del lavoro di R&D si conclude ben prima e gli anni che precedono l’entrata in servizio servono essenzialmente ad omologare sistemi e procedure, creare la struttura logistica e ad addestrare il personale. Quanto al costo, è destinato a calare quello di produzione, come sta già facendo, ma quello totale a regime deve tenere conto del numero di velivoli acquistati su cui spalmare le spese di sviluppo e dei famigerati concurrency cost. Sono aspetti che fanno storcere il naso a tutti quelli che vorrebbero sapere quanto costeranno i velivoli acquistati e finora non hanno risposte certe: purtroppo, se è facile vedere ritardi e problemi tecnici, ai più sfugge che se le scelte dei clienti dipendono dal costo, è ancor più vero che il costo dipende (e parecchio) dalle scelte dei clienti... Il fatto che i vari paesi non siano partner di un consorzio che stabilisca in modo più o meno ingessato le quote del programma e il numero di velivoli da acquistare, se da un lato non crea problemi di penali per l’uscita dal programma stesso e favorisce la competizione per i componenti non single source, dall’altro non da garanzie sul costo (che come dimostrato dal programma EF-2000 porta comunque a “splafonare” se non si rispettano i tempi e si diluiscono gli acquisti nel tentativo di spalmare la spesa su più anni). L’efficienza della produzione industriale, da cui dipende gran parte del costo di produzione, non va mai molto d’accordo con questo tipo di operazioni...ed è anche per questo che i costi dei nuovi velivoli sono inferiori a quelli che li hanno preceduti, ma il costo previsto a regime viene regolarmente rivisto al rialzo. In sostanza è il mercato stesso a influire sul prezzo finale e il mercato dipende da fattori politico-economici anche esterni al programma stesso. Per dire, il taglio italiano a 90 velivoli, riduce la competitività della produzione nazionale (con maggiore difficoltà a piazzare set alari per la produzione estera), fa costare di più i nostri velivoli e aumenta il costo di tutti i componenti prodotti in numero inferiore per una flotta mondiale comunque in generale contrazione. Si risparmia ma si aumentano gli sperchi e le inefficienze produttive. Fin qui, nulla di nuovo sotto il sole: l’elemento negativo in più è stata la scarsa efficienza produttiva legata all’immaturità progettuale: se un velivolo sta nella catena di montaggio il doppio del tempo previsto per cambiar o modificare pezzi e poi dovrà subire altre modifiche è ovvio che i costi salgono. Come ormai noto si è avviata la produzione di preserie troppo presto. Da questo punto di vista il peggio pare superato e con ulteriori concurrency cost si è assunta una linea un po’ più rigida. I prezzi dovrebbero quindi calare...Intendo quelli a regime, perchè quelli della produzione LRIP stanno già calando. Se siano raggiungibili i valori (ottimistici) indicati in sede di commissioni parlamentari dipenderà ora essenzialmente dai numeri in gioco e dalla determinazione politica a concretizzarli. Altro elemento importante saranno i costi di gestione: anche per questi si sono viste tantissime stime, spesso molto negative, ma queste non possono basarsi sul quanto già visto coi velivoli precedenti, né per i numeri e le comunanze logistiche in gioco, né soprattutto, per il nuovo sistema di gestione della logistica e della manutenzione. Intanto i primi risultati in termini di disponibilità e manutenzione sono estremamente positivi e qui parliamo della variante più complessa, la B. http://www.flightglobal.com/blogs/the-dewline/2012/05/us-marine-corps-col-arthur.html

Come si diceva qualche tempo fa Pratt&Whitney sta sviluppando una versione evoluta dell’F-135, anzi due. La prima è il l’XTE68/LF1. Interventi alla camera di combustione consentiranno di incrementare la temperatura di ingresso in turbina, mentre un sistema di raffreddamento di nuova generazione e interventi aerodinamici sugli statori della turbina eviteranno che la turbina sia sollecitata maggiormente. Il risultato sarà un incremento della spinta tra il 5 e il 10%. Poiché l’intervento riguarda turbina e camera di combustione significa che il motore sarà in grado di incrementare soprattutto la spinta a secco. Il beneficio dovrebbe essere anche a livello di consumi, perchè si richiederà un minor impiego del postbruciatore e ci sarà una minor richiesta di aria spillata per il raffreddamento della turbina. Un motore capace di resistere meglio alle elevate temperature sarà poi anche più duraturo. Essendo requisiti legati fra loro, minor consumo, maggior durata e maggior spinta potranno essere opportunamente bilanciati, da cui la scelta se incrementare la spinta del 5 o del 10% (oltre 21 tonnellate con AB). Questo motore sarà testato entro l’anno. Entro il 2014 sarà invece la volta dell’ XTE69/LFU1. Questa volta il focus sarà tutto sulla durata, con l’introduzione di tutte le soluzioni definitive alle varie problematiche emerse durante i test. Ci saranno quindi attuatori nuovi per gli ugelli di controllo al posto di quelli attuali con protezioni termiche aggiuntive, una nuova frizione e una nuova trasmissione per il lift fan per eliminare i problemi di attriti e temperature eccessive in particolari condizioni di carico per ora superati in modo non ottimale con adattamenti degli attuali componenti (compresi i famosi spacers per l'albero). http://www.flightglobal.com/news/articles/in-focus-civil-engines-to-drive-pw-military-upgrades-372070/

Temo che lo stai sembrando...Gli aerei si riparano da quando sono stati inventati. I pezzi rotti si sostituiscono e quelli che si sa si romperanno si irrobustiscono. I guasti capitano per milioni di motivi. Compito dei manutentori è prevenirli e compito degli ingegneri è trovare soluzioni. Te l'ho detto, questo è un problema di fatica strutturale e come tale va un po' oltre il concetto di "intero" o "rotto" del profano. E' un fenomeno il cui procedere viene monitorato, ma che riguarda qualsiasi velivolo. Ogni cellula è pensata per un certo numero di ore di volo, perchè ogni cellula è sottoposta ad affaticamento strutturale. Quello del A380 è solo precoce e va corretto per consentire alla cellula di durare quanto previsto in piena sicurezza. Comunque si, la fatica è un processo se vogliamo probabilistico. Pezzi apparentemente uguali sottoposti a cicli identici di carico si rompono in momenti diversi. Nel valutare la vita a fatica di un componente si fanno dei calcoli e delle simulazioni per stabilire una durata di sicurezza e poi si fanno dei controlli periodici per verificare che effettivamente l'affaticamento strutturale sia quello previsto. Questo non deve scandalizzare, perchè gli aerei sono pensati per essere leggeri e non si possono mica usare i fattori di sicurezza di un ponte, perchè altrimenti gli aerei peserebbero come TIR e non riuscirebbero manco a staccarsi da terra. La manutenzione dei velivoli è una cosa seria, le esperienze passate vanno valutate e non generalizzate e l'attenzione rivolta a questo specifico caso non c'entra un tubo con quanto successo ad altri velivoli che per le più svariate ragioni sono stati sottoposti a errate manutenzioni oppure non sono manco stati riparati.

Smontare tutto e rifare? Non diciamo sciocchezze. Il problema è noto e monitorato. Non è che gli aerei perderanno un ala in volo e le compagnie aeree e Airbus non stanno giocando alla roulette russa sulla testa dei passeggeri. Questo è un problema di fatica e la propagazione delle cricche può essere anticipata e tenuta sotto controllo. I correntini aggiuntivi ridurranno il carico sui rimanenti abbassando così i picchi di sforzo ed evitando l'innesco delle cricche, mentre la soluzione definitiva sarà più roburta fin dall'inizio. L'ingegneria strutturale è una cosa seria: evitiamo le sparate da bar dello sport.