Profile Drag

RESISTENZA AERODINAMICA
Total Drag
=
Surface Friction Drag
+
Normal Pressure Drag
Normal Pressure Drag
=
Trailing Vortex Drag
Induced Drag
+
Wave Drag
+
Boundary Layer
Normal-Pressure Drag
Form Drag
SURFACE FRICTION DRAG
Skin-Friction Drag
E’ la resistenza proveniente dalla componente,
parallela al flusso, degli sforzi tangenziali.
Essa è dovuta alla viscosità e quindi non esiste
nel caso di fluido Inviscido.
NORMAL PRESSURE DRAG
E’ la resistenza derivante dalla componente parallela al
flusso della risultante delle pressioni agenti normalmente
al contorno della superficie.
Essa può essere suddivisa in 3 contributi:
Boundary Layer Normal Pressure Drag
Trailing Vortex Drag - Induced Drag
Wave Drag
Boundary Layer Normal Pressure Drag
- Form Drag Questo contributo è definito come il contributo di
resistenza dovuto alla distribuzione superficiale di
pressione.
Detto così sembrerebbe non esserci differenza fra la Form
Drag e la Normal Pressure Drag ma in realtà quest’ultima,
a differenza della prima, contiene anche termini associati
alla tridimensionalità del corpo (Induced Drag) ed alla
comprimibilità del flusso (Wave Drag).
Profili di Velocità all’interno dello Strato Limite
Profili di Velocità all’interno dello Strato Limite
Separazione di Strato Limite
Separazione di Strato Limite
NORMAL PRESSURE DRAG
Trailing Vortex Drag
Questa resistenza è associata alla tridimensionalità del corpo e può
esistere anche nel caso di flusso non viscoso.
Wave Drag
E’ la resistenza provocata dalla formazione di Onde di Shock.
Boundary Layer Drag - Profile Drag
In qualche caso alla somma della Surface Friction Drag e della Form
Drag si da il nome di Profile Drag
Boundary Layer Drag
(Profile Drag)
=
Surface Friction Drag
+
Boundary Layer Normal
Pressure Drag
Resistenza Aerodinamica di alcuni corpi
Coefficiente di Resistenza Totale
Lastra piana: lunghezza (d)
CD=2.0
Re=105
Cilindro:diametro(d/10)
CD=1.2
Re=104
Cilindro: diametro (d)
CD=1.2
Re=105
Corpo affusolato: Max. Spessore (d)
CD=0.12
Re=105
Cilindro: diametro (d)
CD=0.6
Re=107
Lastra piana: lunghezza (d)
CD=2.0 Re=105
RTotale = Rpressione +RAttrito
Rpress.
Cilindro: diametro (d)
CD=1.2 Re=105
RAttr.
+
CD =Cpress +Cf =
2
2
V∞
V∞
ρ S ρ S
2
2
Resistenza di Attrito
Cilindro: diametro (d)
CD=0.6 Re=107
Corpo affusolato: Max. Spessore (d)
CD=0.12 Re=105
Stessa
Resistenza
Totale
Resistenza di Pressione
Cilindro:diametro(d/10)
CD=1.2 Re=104
Resistenza Aerodinamica
• La resistenza dei corpi affusolati è imputabile in gran parte
all’attrito (Cf > Cpress).
• La resistenza dei corpi tozzi è imputabile in gran parte alla
distribuzione di pressione sulla superficie (Cpress > Cf).
• Le forze viscose inducono la formazione di uno strato
limite e determinano la resistenza di attrito, l’entità di
quest’ultima dipenderà quindi dal tipo di strato limite che si
è instaurato sul corpo.
• Le forze viscose generano i fenomeni di separazione che
innalzano l’entità della resistenza di pressione.
Coefficiente di Resistenza di Attrito (Cf) in una
lastra piana
0.001 < Cf < 0.01
Strato Limite Laminare
Strato Limite Turbolento
The Wake (La Scia)
Nella Profile Drag, così come in generale nella Normal Pressure Drag, la
formazione di una scia porta ad una perdita di quantità di moto ed un aumento di
vorticità.
La perdita di quantità di moto è visibile da una riduzione della velocità media del
flusso; l’aumento di Vorticità è invece associato all’incremento di Rotazionalità
del fluido all’interno della scia.
Le dimensioni e l’intensità della scia sono quindi indice della resistenza del
profilo.
REGIMI DI FLUSSO
Flusso Subsonico
Mach<0.8
Un flusso viene definito Subsonico se il numero di
Mach rimane minore di 1 in ogni punto.
Nei flussi Subsonici i disturbi vengono trasmessi sia
a monte che a valle del flusso.
Ma<0.3 Incomprimibile
Ma>0.3 Comprimibile
Flusso Transonico
0.8<Mach<1.2
Un flusso può diventare Transonico anche localmente
senza che sia sonico il flusso principale.
Se il flusso principale diventa sonico si forma un’onda di
shock di forma arrotondata dietro la quale il flusso è
subsonico.
Flusso Supersonico
1.2<Mach<5
In questo caso il numero di Mach è maggiore di 1 ovunque.
In questi flussi si presentano delle onde di shock attraverso
le quali le proprietà del fluido cambiano drasticamente.
All’aumentare dell’angolo del cuneo abbiamo che l’onda di
shock si stacca dalla punta e diventa di forma arrotondata.
Flusso Ipersonico
Mach>5
All’aumentare della velocità si ha che l’onda di shock
diventa più aderente alla superficie e si produce una
zona di alta temperatura dovuta alle interazioni fra lo
strato limite e l’onda di shock.