Scopo del modulo didattico è quello di mettere lo studente in condizioni di applicare i concetti già acquisiti nei corsi precedenti e i nuovi argomenti trattati nel presente corso, a problemi di carattere aeronautico. Tipico esempio è la determinazione delle azioni aerodinamiche che agiscono sul velivolo e la valutazione della loro dipendenza dai parametri geometrici e fluidodinamici che caratterizzano una data configurazione. Il corso è articolato in tre parti. Nella prima parte vengono introdotti gli elementi di base 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.

L'abilità di calcolare le forze aerodinamiche agenti su di un aeromobile e di valutarne la loro dipendenza
dalla geometria e dai parametri fluidodinamici caratterizzanti una configurazione nota.

Elementi di calcolo differenziale e integrale, principi di fisica di base.

Sforzi normali e tangenziali. Equazioni di bilancio in forma integrale e differenziale. Equazioni di Navier-Stokes. Equazioni di Eulero. Lineamenti delle correnti turbolente. Descrizione statistica delle correnti turbolente. Equazioni di bilancio mediate alla Reynolds (Reynolds Averaged N-S equations). Strato limite: descrizione fenomenologica. Grandezze caratteristiche dello strato limite. Strato limite laminare. Strato limite turbolento. Transizione. Separazione. Fattori che influenzano la transizione e la separazione. Equazioni differenziali dello strato limite. Leggi di similitudine per lo strato limite. Equazioni integrali dello strato limite. Metodi di Thwaites e di Head. Criteri di transizione per i profili alari (criterio di Michel). Similitudine di correnti. Coefficienti adimensionati. Portanza e resistenza. Classificazione delle varie forme di resistenza aerodinamica. Profili alari: Geometria e designazione di profili alari. Stallo dei profili alari. Effetti del numero di Reynolds e del numero di Mach sulle caratteristiche aerodinamiche. Mach critico e Mach di drag rise. Profili laminari, supercritici, per alta portanza, per bassi numeri di Reynolds. Ala: geometria. Effetti dell’allungamento, rapporto di rastremazione, angolo di freccia, svergolamento e spessore dell'ala. Resistenza indotta. Polare dell'ala. Dipendenza delle caratteristiche aerodinamiche dal numero di Reynolds e dal numero di Mach. Sistemi di alta portanza dell'ala. Velivolo completo: Polare del velivolo. Calcolo della resistenza parassita del velivolo (in condizioni subsoniche e supersoniche). Resistenza d'onda in condizioni transoniche: regola delle aree. Freni aerodinamici.

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.

Le esercitazioni saranno svolte in aula e in laboratorio e verteranno su seguenti argomenti:

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 della 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-alfa 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. In laboratorio: Misura della distribuzione di pressione attorno al profilo alare NACA 0015 al variare dell'incidenza. Calcolo delle caratteristiche aerodinamiche Cl(a), Cm(a) e del centro di pressione.

In alcune delle esercitazioni sarà utilizzato MATLAB per lo svolgimento dei calcoli.

Testi di riferimento:
- J. Anderson, Fundamentals of Aerodynamics (può essere usata qualsiasi edizione), McGraw-Hill
- G. Iuso, F. Quori, Gasdinamica. Problemi risolti e richiami di teoria, Levrotto & Bella

Testi consigliati per approfondimenti:
- D.P. Raimer, Aircraft Design: A Conceptual approach, AIAA Educational Series
- Barners W. McCormick, Aerodynamics, Aeronautics, and Flight Mechanics, John Wiles & Sons

Sarà verificata l’adeguata conoscenza degli argomenti trattati 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 costituito 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. La prova scritta ha una durata complessiva di 2 ore.

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. La durata dell'esame orale è circa 45 minuti.