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RAPTOR96

Limite G

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Ciao a tutti

cosa s'intende per limite G?

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Se ti riferisci al limite massimo di sopportazione per un umano di forze di g allora ci sono 2 casi:

 

L'accelerazione g+ (caduta dall'alto verso il basso) può essere sopportata senza conseguenze per 5 secondi a 6g (6 volte l'accelerazione di gravità). Valori oltre 6g protratti anche per pochi secondi portano a problemi via via più seri dalla perdita di coscienza alla morte.

L'accelerazioni g- (ascese dal basso verso l'altro) sono meno sopportabili: si parla di 2-3g per 5 secondi.

 

Questi valore limite cambia, come già detto in base alla posizione del corpo, ma anche dalla struttura corporea, dalla viscosità del sangue e da altri fattori.

Per quanto riguarda la posizione del corpo, se si subiscono accelerazioni lungo asse verticale (senso piedi-testa e testa-piedi) valgono i valori che ti ho scritto sopra mentre se l'accelerazione viene subita lungo l'asse trasversale (pensa ad una persona in caduta sdraiata) si hanno limiti d sopportazione più alti ossia si può arrivare anche a 16g per diverso tempo (ecco perchè gli astronauti partono sdraiati su un lettino).

 

Non sono un esperto e spero di non aver detto baggianate XD

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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.

Edited by Flaggy

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è stato già precisato bene dagli altri. cmq potremmo riassumerlo come il fattore di carico massimo che l'aeroplano può sopportare senza dover subire danni strutturali più o meno gravi.

A seconda dell'aeroplano il limite cambia; per tanto un aeroplano con limite di 7 G ad esempio, qualora ne tirasse di più, porterebbe un overG della struttura con conseguente ispezione delle superfici. Lo stesso vale per gli overG dovuti al fattore di carico massimo con il carrello abbassato, che risulta esser molto più basso di quello dellaeroplano clean configuration.

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Si effettivamente avrei dovuto pensare agli aerei invece che ai piloti xD

 

C'è da dire che anche per un aereo conta il tempo di applicazione.

 

Alcuni piloti acrobratici hanno raggiunto anche oltre 12g per circa un secondo: non ci sono stati danni nè all'aereo nè al pilota :)

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C'è da dire che anche per un aereo conta il tempo di applicazione.

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.

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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 è proprio corretto dire che il tempo di applicazione non è rilevante.

 

Se un materiale ha un comportamento duttile per raggiungere la rottura è necessario del tempo. Il processo di frattura duttile si divide in 4 fasi:

- nascita di microvuoti

- accrescimento dei microvuoti

- coalescenza dei microvuoti

- frattura

 

Applicare un carico che va oltre la tensione di snervamento da inizio al processo sopracitato che non si completerà istantaneamente. Se il carico viene rimosso prima che si sia raggiunto il carico ultimo allora si avrà soltanto una deformazione plastica del metallo che non implica una diminuzione della resistenza meccanica (è difficile da spiegare senza l'ausilio di carta e penna xD).

 

In ogni caso quello da te citata è la rottura fragile: appena si supera il carico di snervamento, si ha rottura.

 

Vorrei inoltre aggiungere che l'indebolimento per fatica deriva dall'applicazione di carico anche di molto inferiori al carico di snervamento e non necessariamente elevati che, invece, migliorano la vita a fatica di un materiale.

 

Mi fermo che ho già divagato abbastanza XD

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Non è proprio corretto dire che il tempo di applicazione non è rilevante.

 

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.

 

 

In ogni caso quello da te citata è la rottura fragile: appena si supera il carico di snervamento, si ha rottura.

 

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.

 

Vorrei inoltre aggiungere che l'indebolimento per fatica deriva dall'applicazione di carico anche di molto inferiori al carico di snervamento e non necessariamente elevati che, invece, migliorano la vita a fatica di un materiale.

 

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.

 

Image007.gif

Edited by Flaggy

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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.

 

Ma sull'ispezione siamo più che d'accordo. Il punto è che se il tempo di applicazione è sufficientemente piccolo, i danni sono trascurabili. Esistono dei fattori di sicurezza proprio perchè si deve valutare quando intervenire.

Prendi l'aereo che ho citato sopra, ha raggiunto i 12g senza subire danni.

È chiaro che se fosse stato progetto per resistere al massimo a 0.5g sarebbe andato in frantumi, ma ha resistitito nonostante 12g non fossero stati previsti in sede di progetto (almeno credo).

 

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.

 

Il superamento dei limiti di robustezza non implica nulla di per se. Il limite di robustezza è il carico limite a cui un aereo può andare incontro durante la sua vita operativa, moltiplicato per un certo fatto moltiplicativo detto fattore di sicurezza che in aeronautica è minimo 1.5.

In pratica ti dice "finchè non mi superi puoi stare tranquillo, sopra di me devi fare attenzione".

Quello che intendi tu è il carico ultimo quello che se superato causa molto probabilmente un collasso strutturale....

 

Però quello che volevo dire io è che indipendentemente dal carico applicato, se il tempo di applicazione è sufficientemente piccolo allora i danni saranno trascurabili.

È chiaro che se i danni vanno oltre i limiti di sicurezza devi intervenire, ma se tali danni sono accettabili allora posso trascurarli.

 

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.

 

Image007.gif

 

Si, nel caso di numerose applicazioni si ha un accorciamento della vita a fatica, ma se il carico è applicato per un breve lasso di tempo (quello di cui finora stavano discutendo), allora i carichi elevati migliorano la vita a fatica.

 

P.S. Non continuiamo a discutere qui... stiamo soltanto intasando la discussione. Semmai proseguiamo via MP :)

Edited by Pigowallace

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grazie a tutti, ora è tutto chiaro.

Quindi se ho capito bene è il carico o peso massimo che un aereo può sopportare pima che ci siano consuguenze strutturali.

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Ma sull'ispezione siamo più che d'accordo. Il punto è che se il tempo di applicazione è sufficientemente piccolo, i danni sono trascurabili. Esistono dei fattori di sicurezza proprio perchè si deve valutare quando intervenire.

Prendi l'aereo che ho citato sopra, ha raggiunto i 12g senza subire danni.

 

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.

 

 

Il superamento dei limiti di robustezza non implica nulla di per se. Il limite di robustezza è il carico limite a cui un aereo può andare incontro durante la sua vita operativa, moltiplicato per un certo fatto moltiplicativo detto fattore di sicurezza che in aeronautica è minimo 1.5.

In pratica ti dice "finchè non mi superi puoi stare tranquillo, sopra di me devi fare attenzione".

 

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.

 

Quindi se ho capito bene è il carico o peso massimo che un aereo può sopportare pima che ci siano consuguenze strutturali.

Ni, è la massima accelerazione che sicuramente non determina conseguenze strutturali.

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è normale che un aereo con G max di 9g anche se ne tira 10g, grosse conseguenze non ce ne saranno, ma in tutti i casi sarà sempre un OverG con successiva ispezione.

Le case costruttrici dichiarano un valore max di G che è abbastanza conservativo, così come il limite di overspeed di flap e carrello.. Ho visto scene di flaps abbassati a 250 kts contro il limite di 150 kts fissato a ditta, senz conseguenze strutturali.

Il discorso della durata non è propriamente vero , perchè se guardate gli OPS limits dell'aereo non parlerà mai di durata quando parla di G limiti; specie per fattori di carico alti, tipo 9g non potrai mai tirarli per tanto tempo perchè a quel punto il problema diventa sia la spinta sia il pilota stesso. Non dimenticate che nella centrifuga si tirano 9g per 15 sec; certo è un rapid onset, ovvero sono circa 6 al secondo, ma non sono certo minuti. In tutti i casi i motori non consentirebbero di tirare 9g per tanto tempo,a meno di non sacrificare quota. Ma prima o poi la quota cessa ed inizia il suolo..

Edited by beeper

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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.

Edited by Flaggy

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Oups, mi ero perso questo post...

No, il fisico non subisce danni permanenti, al contrario il corpo umano tende ad adattarsi e sopporta sempre meglio i carichi, sia positivi che negativi.

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