Scopo del modulo didattico è quello di mettere lo studente in condizioni di applicare concetti già acquisiti nei corsi precedenti e i nuovi contenuti del presente corso, a problemi di carattere aeronautico. Tipico esempio è la determinazione delle azioni aerodinamiche che agiscono sul velivolo e di valutare la loro dipendenza dai parametri geometrici e fluidodinamici che caratterizzano una data configurazione. Il corso è articolato in tre parti. Nella prima parte vengono introdotti elementi di base e i risultati salienti dell¿aerodinamica inviscida, viene inoltre completato, rispetto ai corsi già frequentati, il quadro delle equazioni che governano un campo di moto con particolare attenzione allo studio dello strato limite. Nella seconda parte si introducono le caratteristiche aerodinamiche di profili alari, di ali e di fusoliere. Inizialmente si analizzano i risultati più significativi dell¿aerodinamica inviscida e successivamente si valuta la dipendenza di tali caratteristiche dai parametri geometrici, dal numero di Reynolds e dal numero di Mach. Nella terza parte si introduce l¿aerodinamica del velivolo completo.

Al termine del modulo didattico gli allievi avranno acquisito la capacità di analizzare criticamente le caratteristiche aerodinamiche di profili alari, di ali , di fusoliere e del velivolo completo.

Conoscenze di base in aerodinamica e fluidodinamica.

Cenni sui moti bidimensionali. Funzione di corrente e funzione potenziale. Tubi di flusso. Velocità del suono. Propagazione di piccole perturbazioni in una corrente supersonica. Linee caratteristiche. Onde d¿urto e relazioni di Rankine-Hugoniot.
Natura degli sforzi nei fluidi viscosi. Equazione di Eulero, equazioni di Navier-Stokes. Equazione dell¿energia per un flusso viscoso e conducibile. Cenni sulla turbolenza,caratterizzazione statistica di un flusso turbolento. Equazioni di Reynolds. Introduzione dello strato limite: descrizione fenomenologia, definizioni. Influenza di alcuni parametri sull¿evoluzione dello strato limite (dp/dx sulla transizione e sulla separazione,soffiatura e aspirazione, flusso di calore a parete, rugosità). Transizione dello strato limite. Equazioni differenziali dello strato limite. Equazioni integrali dello strato limite in forma adimensionale e dimensionale. Strato limite su placca piana ad incidenza nulla. Profilo di velocità nello strato limite laminare e nello strato limite turbolento (legge della parete). Strato limite turbolento: leggi per gli spessori e leggi di resistenza. Diagramma CD ¿ Reynolds. Effetti della compressibilità e della temperatura di parete sulla resistenza di attrito di una placca piana. Metodi di calcolo dello strato limite mediante l¿equazione in forma integrale laminare: metodi di Thwaites e di Head. Criteri di transizione per i profili alari ( criterio di Michel). La resistenza di forma. Analisi della resistenza di forma di alcuni corpi tozzi 2D e 3D. Classificazione delle varie forme di resistenza aerodinamica. Analisi dimensionale e gruppi adimensionali.
Profili alari: geometria e designazione di profili alari. Analisi dei risultati salienti dell¿aerodinamica del flusso inviscido in campo subsonico e supersonico. Campo di moto al variare dell¿incidenza in un flusso viscoso. Stallo dei profili alari. Caratteristiche aerodinamiche di profili alari. Effetti del numero di Reynolds e del numero di Mach sulle caratteristiche aerodinamiche. Mach critico e Mach di drag rise. Analisi delle caratteristiche aerodinamiche dei profili laminari, supercritici, dei profili per alta portanza e per bassi numeri di Reynolds. Profili alari per specifiche applicazioni.
Ala: descrizione della geometria alare. Analisi dei risultati salienti della teoria vorticosa dell¿ala. Il modello di Prandtl. Dipendenza delle caratteristiche aerodinamiche da alcuni parametri geometrici (allungamento, rapporto di rastremazione, angolo di freccia, svergolamento e spessore dell¿ala). Polare dell¿ala. Dipendenza delle caratteristiche aerodinamiche dal numero di Reynolds e dal numero di Mach. Mach critico e Mach di drag rise per l¿ala. Sistemi di alta portanza dell¿ala. Polare del velivolo completo. Ripartizione della resistenza del velivolo. Calcolo della resistenza parassita del velivolo in condizioni subsoniche. Resistenza indotta del velivolo. Resistenza d¿onda in condizioni transoniche: regola delle aree. Valutazione della resistenza parassita in campo supersonico. Determinazione del numero di Mach critico e di drag rise del velivolo.
Cenni sulle gallerie del vento per la sperimentazione aerodinamica.

Tubo di Venturi,Tubo di Pitot in corrente subsonica incompressibile e in corrente supersonica. Calcolo di profili di velocità in strato limite laminare e turbolento. Calcolo di resistenza di attrito di placche piane con strato limite laminare, turbolento e transizionale. Calcolo della resistenza di attrito di placche piane in flussi compressibili. Calcolo dello strato limite laminare attorno al profilo alare NACA 0012:applicazione del metodo di Thwaites. Applicazione del criterio di Michel per il calcolo della transizione sul profilo.Calcolo di resistenza di corpi tozzi. Calcolo del Mach critico e del Mach di drag rise del profilo alare NACA 0012.Calcolo del Mach di drag rise al variare dello spessore massimo di profili alari Naca a 4cifre. Calcolo della pendenza della curva Cl() al variare del numero di Mach. Calcolo del numero di Mach critico e di drag rise per l¿ala. Calcolo della resistenza d¿onda. Studio della polare del velivolo completo: applicazione di metodi empirici per la determinazione della polare di un velivolo tipico. Determinazione del numero di Mach critico e di drag rise del velivolo completo.
Laboratorio: Misura della distribuzione di pressione attorno al profilo alare NACA 0015 al variare dell¿incidenza. Calcolo delle caratteristiche aerodinamiche Cl(), Cm() e del centro di pressione. Misura della distribuzione di pressione totale nella scia del profilo NACA0015 al variare dell¿incidenza. Determinazione della polare del profilo alare NACA 0015 mediante pesate aerodinamiche.

Testi di riferimento per il corso:
D.P. Raimer, Aircraft Design: A Conceptual approach, AIAA Educational Series
Barners W. McCormick, Aerodynamics, Aeronautics, and Flight Mechanics, John Wiles & Sons
G. Iuso, F. Quori, Gasdinamica. Problemi risolti e richiami di teoria, Levrotto & Bella

Sarà verificata la conoscenza adeguata degli aspetti metodologici-operativi insegnati durante il corso. Sarà altresì verificata la capacità di utilizzare tale conoscenza per la valutazione quantitativa delle caratteristiche aerodinamiche, l¿interpretazione e la descrizione dei problemi relativi alla materia.
L¿esame nel primo appello che segue immediatamente la conclusione delle lezioni consiste in uno scritto organizzato in due parti. La prima parte è organizzato sotto forma di questionario senza la possibilità di utilizzare materiale didattico. La seconda parte dello scritto prevede la soluzione di 2 o 3 problemi con possibilità di utilizzare il materiale didattico.
Per gli appelli successivi al primo è previsto solo l¿esame orale che verte sulla discussione di argomenti trattati a lezione e viene proposta la risoluzione di un esercizio.