Le Prestazioni

Sezione 3 - Prestazioni e pianificazione del volo - Capitolo 2

1. Introduzione

1.1 - L'altitudine di densita

E essenziale che il pilota comprenda l'importanza dei valori di prestazione, e soprattutto che comprenda bene come essi vengono modificati, oltre che dal peso, dal variare della densita dell'aria.

L'altitudine di densita (o density altitude) e il concetto chiave per comprendere le prestazioni. I valori riportati nei grafici e nelle tabelle di prestazione sono valori di altitudine di densita, oppure sono valori di altitudine di pressione dai quali si risale all'altitudine di densita tenendo conto della temperatura reale dell'aria.

L'altitudine di densita, di volta in volta determinata in base alla temperatura e alla pressione esistenti sull'aeroporto, ha lo scopo di ricondurre sempre le mutevoli condizioni dell'aria reale alle condizioni dell'atmosfera standard, ai cui valori sono convenzionalmente riferiti tutti i dati di prestazione.

L'atmosfera standard - che si considera completamente priva di umidita - ha al livello del mare densita relativa uguale a 1,00. Mano a mano che si sale, la temperatura e la pressione dell'aria diminuiscono in ragione dei rispettivi gradienti, per cui la densita si dimezza intorno ai 20.000 piedi.

E evidente che a questa quota la potenza del motore, la portanza dell'ala, e la trazione dell'elica, a parita di ogni altra condizione, risultano anch'esse dimezzate.

Esempio pratico

Consideriamo un aereo che si appresti a decollare da un aeroporto avente un'elevazione di 5.000 piedi sul livello del mare. Se le condizioni fossero standard, a quella quota la pressione sarebbe di 843 ettoPascal e la temperatura di +5C, per cui la densita relativa sarebbe uguale a 0,86.

Supponiamo invece che le condizioni reali indichino che la pressione e di soli 800 hPa, e la temperatura e di +25C. Ebbene, in queste condizioni la densita relativa dell'aria e uguale a 0,78, per incontrare la quale in atmosfera standard bisognerebbe salire fino a 8.000 piedi.

A ogni effetto pratico, e come se quell'aereo dovesse decollare in aria tipo da un aeroporto situato a 8.000 piedi; si dira quindi che il decollo avviene a un'altitudine di densita di 8.000 piedi.

Calcolo dell'altitudine di densita

Per calcolare l'altitudine di densita si possono usare due modi:

Metodo 1 - Regolo aeronautico: Basta conoscere la temperatura dell'aria fornita dal termometro di bordo, e l'altitudine di pressione letta sull'altimetro regolato su 1.013 hPa.

Metodo 2 - Calcolo approssimato:
Altitudine di densita = Elevazione aeroporto + 30 piedi ogni ettoPascal in meno della pressione standard + 100 piedi ogni grado in piu della temperatura standard

Attenzione all'overboosting: Nei climi molto freddi va tenuto conto dei limiti di potenza del motore per non superarli durante i decolli e le salite iniziali. Per esempio, il motore di un aereo che decolla dal livello del mare con una temperatura di -20C eroga circa il 6% di potenza in piu di quella che eroga alla temperatura standard di +15C.

L'influenza dell'umidita

Poiche l'aria reale non e mai perfettamente secca come si suppone che sia quella standard, l'altitudine di densita e influenzata anche dall'umidita. Il vapore acqueo pesa circa solo il 65% dell'aria secca, per cui e evidente che l'aria umida e piu leggera - e percio meno densa - di quella secca.

Quando l'aria ha una temperatura di +27C e un'umidita relativa del 90%, la perdita di potenza del motore dovuta esclusivamente alla presenza del vapore acqueo e del 6,5%. In condizioni di temperatura e umidita maggiori, la perdita di potenza puo benissimo raggiungere il 10%.

La presenza di vapore fa diminuire la potenza sia dei motori normalmente aspirati, sia di quelli sovralimentati, in quanto fa diminuire la quantita di ossigeno disponibile per la combustione. Inoltre l'umidita ritarda la propagazione della fiamma della combustione, che equivale a ridurre l'anticipo all'accensione.

Il calo di potenza dovuto all'umidita puo rendere critica la situazione al decollo o in salita, qualora si verifichi in concomitanza con un'elevata altitudine di densita. In questi casi e consigliabile modificare in senso negativo i dati di prestazione di almeno un 10%.

1.2 - Avvertenza

I dati presentati dai costruttori nei manuali di volo sono ricavati durante le prove di certificazione da piloti collaudatori professionisti che impiegano aerei nuovi nelle migliori condizioni possibili.

I valori delle prestazioni ricavabili dai grafici e dalle tabelle sono pertanto valori di volta in volta massimi o minimi assoluti, che il pilota medio, con le sue capacita medie, con l'aereo non perfettamente efficiente come da nuovo, e in condizioni non che favorevoli, non riuscira mai a realizzare.

Percio, prevedendo di dover impiegare un aereo in condizioni prossime ai limiti di prestazione, per eseguire le manovre in sicurezza i valori ricavati dalle tabelle e dai grafici forniti dai manuali, specialmente per quanto riguarda il decollo, l'atterraggio e la salita, vanno maggiorati almeno del 50%.

E se sussiste il minimo dubbio sulla buona riuscita di una determinata manovra, si deve rinunciare a intraprenderla.

2. Le prestazioni di decollo e di atterraggio

2.1 - Gli spazi di decollo e di atterraggio

Le variabili che concorrono a determinare gli spazi di volta in volta necessari per eseguire le manovre di decollo e di atterraggio sono numerosissime e non sempre quantificabili con precisione: si pensi, per esempio, alle condizioni di efficienza dei motori e degli apparati frenanti, alla natura del fondo dei terreni non preparati, o al diverso grado di abilita ed esperienza posseduto dal pilota che esegue la manovra.

Quelle che vengono normalmente prese in considerazione, oltre all'altitudine di densita, sono il vento, nonche pendenza e la natura del fondo della pista.

I grafici e le tabelle relativi alle prestazioni di decollo consentono di ricavare:

  • Corsa di decollo: la lunghezza di pista necessaria per consentire all'aereo di staccare le ruote dal terreno
  • Distanza di decollo: la distanza coperta dall'aereo dall'inizio della corsa di decollo al punto in cui raggiunge la quota - internazionalmente convenuta - di 50 piedi (15 metri)

I grafici e le tabelle portano specificate le condizioni generali alle quali si possono ottenere quelle prestazioni, vale a dire l'altitudine di pressione e la temperatura, il peso, l'assetto dei flap, la natura del fondo della pista, la presenza o meno di vento, eccetera.

Figura 3.7 - Grafico prestazioni decollo PA-28 Cadet
Figura 3.7 - Il grafico con il quale la Piper fornisce la distanza di decollo necessaria al PA-28 Cadet per superare l'ostacolo di 50 piedi con i flap estesi a 25.

Esempio di lettura del grafico (Fig. 3.7)

L'aereo decolla con i flap a 25 da una pista pavimentata, piana e asciutta, con il motore alla massima potenza prima del rilascio dei freni. L'altitudine di pressione e di 1.500 piedi, la temperatura di 27C, il peso di 2.175 libbre, e il vento ha una componente frontale di 15 nodi.

Partendo in basso a sinistra dalla temperatura di 27C, salendo fino a incontrare la curva relativa all'altitudine di pressione di 1.500 piedi, spostandosi a destra fino a incontrare e seguire prima le curve dei pesi e poi quelle del vento, si ricava che la distanza di decollo e pari a 1.600 piedi (480 metri).

Proiettando in basso sull'apposita scala il punto in cui il "percorso" incontra il peso di 2.175 libbre, si ricava altresi che, per ottenere quelle prestazioni, la velocita alla quale eseguire la rotazione dev'essere di 48 nodi indicati, e la velocita con la quale superare la barriera di 50 piedi dev'essere di 53 nodi indicati.

Figura 3.8 - Tabella dati decollo Cessna C172 RG Cutlass
Figura 3.8 - Tabella dei dati di decollo forniti dalla Cessna per il C172 RG Cutlass. Condizioni: flap retratti; 2.700 RPM e manetta avanti al momento del rilascio dei freni; flabelli aperti; pista pavimentata, piana e asciutta; vento calmo.

La tabella (Fig. 3.8) mostra invece i dati forniti dalla Cessna per il C172 RG Cutlass. La tabella permette di ricavare le prestazioni di decollo con l'aereo a tre diversi pesi, operando ad altitudini di pressione comprese tra zero e 8.000 piedi e a quattro diversi valori di temperatura. Per valori di peso, altitudine, e temperatura intermedi, e necessario interpolare.

Le note aggiuntive prescrivono di:

  • Diminuire la distanza del 10% ogni 9 nodi di vento frontale
  • Aumentarla del 10% ogni 2 nodi di vento in coda fino a un massimo di 10 nodi
  • Aumentare le distanze del 15% della corsa di decollo per operazioni su piste in erba asciutta

I grafici e le tabelle relativi alle prestazioni di atterraggio, in tutto simili a quelli di decollo, consentono di ricavare la lunghezza della corsa di atterraggio, cioe la lunghezza di pista necessaria per fermare l'aereo dopo il contatto, e la distanza di atterraggio, cioe la distanza percorsa dall'aereo dal momento in cui supera l'ostacolo di 50 piedi fino al momento dell'arresto.

2.2 - L'influenza del vento

Il vento influisce in modo determinante sulle manovre di atterraggio e di decollo, sia con la sua componente trasversale, sia con quella longitudinale.

Figura 3.9 - Grafico componenti del vento
Figura 3.9 - Grafico da cui ricavare le componenti del vento, conoscendone la velocita e l'angolo che la direzione di provenienza forma con l'asse della pista.

Mentre la componente trasversale, pur limitando - o addirittura impedendo - le manovre di atterraggio e di decollo quando supera il valore che le superfici di comando dell'aereo riescono a contrastare - non influisce in modo significativo sulle prestazioni, la componente longitudinale puo accorciare, ma soprattutto allungare in modo rilevantissimo gli spazi di manovra.

Anche se viene insegnato fin dalle prime lezioni di volo che le manovre di atterraggio e di decollo devono possibilmente essere condotte controvento, non sempre i piloti si rendono conto di quanto importante sia questa pratica e - soprattutto - di quanto grande sia la differenza tra il manovrare controvento e il farlo con il vento in coda.

Figura 3.10 - Effetto del vento sulla corsa di decollo
Figura 3.10 - L'effetto del vento in prua e in coda sulla velocita e sulla corsa di decollo.

La figura 3.10 aiuta a visualizzare perche il vento contrario favorisce il decollo e perche il vento in coda lo ostacola. Si sa che un aereo puo cominciare a volare solo dopo aver raggiunto una certa velocita minima, che comunemente viene fatta coincidere con la velocita di rotazione.

Nell'esempio di figura 3.10 si suppone che la velocita di rotazione sia di 45 nodi e che lungo l'asse della pista spiri un vento di 15 nodi. La velocita di 45 nodi necessaria perche l'ala generi la portanza sufficiente a sollevare l'aereo e una velocita all'aria, e che agli effetti del sostentamento la velocita al suolo non ha alcuna influenza.

Figura 3.11 - Traiettoria di salita con vento
Figura 3.11 - Traiettoria e posizione dopo 1 minuto dal distacco dallo stesso punto, di due aerei che volano entrambi a 75 kts con rateo di salita di 800 ft/min, avendo pero 15 nodi di vento l'uno in prua e l'altro in coda: entrambi sono a 800 piedi, ma il secondo ha percorso mezzo miglio in piu, e quindi ha seguito una traiettoria meno ripida.

Nella parte alta della figura si vede l'aereo che decolla controvento. Quando e fermo all'inizio della pista, la velocita all'aria - grazie al vento - e gia di 15 nodi, e per fargli raggiungere i 45 nodi il motore gli deve percio imprimere solo una velocita al suolo di altri 30 nodi.

Nella parte bassa della figura viene invece illustrato il decollo con il vento in coda. Si nota che all'inizio della pista l'aereo e fermo rispetto al suolo, ma la sua velocita all'aria ha un valore negativo di 15 nodi. In conseguenza - affinche la velocita all'aria raggiunga i 45 nodi necessari per il distacco - il motore lo deve accelerare fino a una velocita al suolo di 60 nodi.

Effetto del vento sulla traiettoria:

Ipotizzando un rateo di salita di 800 piedi al minuto uguale per entrambi, dopo un minuto entrambi si troveranno a 800 piedi di altezza; pero, mentre quello con il vento in prua avra percorso un miglio, quello con il vento in coda ne avra percorso uno e mezzo: la traiettoria del primo sara percio decisamente piu ripida di quella del secondo.

In conseguenza di tutto cio e evidente che il vento in coda allunga gli spazi di decollo e di atterraggio, mentre il vento in prua li accorcia. Ma cio che non e evidente, e che percio induce spesso i piloti a sottovalutare gli effetti del vento, e che il vento in coda penalizza le manovre di atterraggio e di decollo molto piu di quanto il vento in prua non le favorisca.

Regola pratica:
Ogni nodo di vento in prua accorcia dell'1% gli spazi di decollo e di atterraggio necessari
Ogni nodo di vento in coda li allunga del 5%

Pertanto, mentre con un vento in prua di 20 nodi gli spazi di manovra si accorciano del 20%, con lo stesso vento in coda gli spazi necessari si raddoppiano.

2.3 - L'influenza della pendenza e della natura del fondo della pista

Il quantificare l'allungamento degli spazi di manovra necessari indotto da questi fattori e un problema di non facile soluzione, che porta inevitabilmente a risultati largamente approssimati.

Inoltre gli atterraggi e i decolli in condizioni prossime ai limiti di manovra da piste in pendenza e/o con il fondo non asfaltato richiedono una valutazione approfondita degli effetti dell'azione combinata di tutte le variabili in gioco.

La pendenza. E consigliabile tenerla in considerazione solo come fattore negativo, e maggiorare percio le distanze di manovra quando si debba decollare in salita e atterrare in discesa; i vantaggi derivanti dal decollare in discesa e dall'atterrare in salita vanno considerati come margini di sicurezza in piu.

La regola suggerisce di maggiorare le distanze ricavate dai grafici e dalle tabelle di prestazione del 10% per ogni 1% di pendenza della pista.

La percentuale di pendenza della pista puo essere ricavata moltiplicando per 100 il rapporto tra la differenza di elevazione tra le testate e la lunghezza della pista.

Esempio di calcolo pendenza

Se una pista lunga 4000 piedi (1200 metri) presenta una differenza di 100 piedi (30 metri) tra le testate, la pendenza risulta essere del 2,5% (100 x 100/4.000 oppure 30 x 100/1.200); in questo caso, a parita di altre condizioni, le distanze di manovra necessarie ottenute dai grafici di prestazione devono essere aumentate del 25%.

Quando la carta aeroportuale non riporta l'elevazione delle testate, il pilota puo determinarne la differenza rullando da una testata all'altra e rilevando le letture dell'altimetro nelle due posizioni estreme. Oppure puo usare un normale plotter in guisa di rudimentale sestante: fissando al foro centrale del goniometro una cordicella portante all'altra estremita un peso qualunque che la trasforma in un filo a piombo, e traguardando la superficie della pista con la scala delle distanze, la dove il filo a piombo tocca la scala del goniometro si legge l'angolo di inclinazione della pista. Ogni grado corrisponde a una pendenza di circa l'1,7%.

La natura della superficie

Richiede un aumento delle distanze di decollo:

  • 7% quando il terreno e compatto
  • 10% quando e ricoperto di erba tagliata
  • 25% quando l'erba e alta
  • 20% al 50% quando il terreno e molle

Va inoltre tenuto presente che in determinate condizioni il terreno puo essere talmente inzuppato, allagato o infangato da non consentire all'aereo di accelerare fino alla velocita di decollo, a prescindere dalla lunghezza della pista.

Per contro l'erba bagnata, nonche la presenza di neve, ghiaccio, o acqua stagnante, possono raddoppiare, e a volte triplicare, le distanze di atterraggio necessarie.

3. Le prestazioni di salita

3.1 - La salita con il massimo rateo

Le prestazioni di salita sono rappresentate dal rateo con cui l'aereo guadagna quota nell'unita di tempo. Essendo funzione - oltre che della trazione e della portanza - della potenza del motore, le prestazioni di salita si riducono mano a mano che aumenta l'altitudine di densita, fino ad azzerarsi alla quota di tangenza teorica.

La quota alla quale il rateo di salita si riduce al valore convenzionale di 100 fpm viene chiamata quota di tangenza pratica.

Figura 3.12 - Prestazioni di salita PA-28 e C172
Figura 3.12 - Le prestazioni di salita del Piper PA-28 Cadet (a) e del Cessna C172 Cutlass (b).

Il grafico permette di ricavare il rateo di salita del Piper Cadet al peso di 2.325 libbre, con la manetta del gas tutta avanti, con la miscela corretta secondo le prescrizioni Lycoming, e alla velocita di salita rapida (Vy) di 79 nodi indicati (KIAS). Nell'esempio l'aereo - all'altitudine di pressione di 5.000 piedi, con una temperatura esterna di 16C - realizza un rateo di salita di 385 piedi al minuto.

Osservando la tabella (b) si puo notare che - nella terza colonna da sinistra - la Cessna riporta i valori della velocita di salita rapida Vy, decrescente con la quota a partire dal valore di 84 nodi al livello del mare.

La diminuzione di Vy all'aumentare della quota si verifica per tutti gli aerei - seppure con variazioni leggermente diverse da caso a caso - in seguito alle modificazioni subite dalle curve di potenza necessaria e disponibile al variare della quota. Quando i valori di Vy al variare della quota non sono pubblicati, si puo ritenere con buona approssimazione che la diminuzione sia di 1 nodo ogni 1.000 piedi.

La velocita di salita rapida Vy va fatta mantenere all'aereo ogni volta che sia necessario o consigliabile guadagnare quota nel minor tempo possibile.

Utilizzo della Vy

Per esempio e il caso della salita iniziale subito dopo il decollo, quando e auspicabile guadagnare al piu presto una quota minima di sicurezza dalla quale poter far fronte a una eventuale piantata di motore o a qualunque altra emergenza. Infatti, se il motore dovesse malauguratamente perdere potenza o fermarsi mentre l'aereo attraversa la soglia pista dopo il decollo, anche soli 100 piedi di quota in piu o in meno potrebbero essere determinanti per raggiungere o meno uno spazio idoneo per l'atterraggio forzato.

3.2 - La salita con la massima rampa

Comportamento inverso e tenuto dalla velocita di salita rapida Vx, che aumenta all'aumentare della quota con andamento di circa mezzo nodo ogni 1.000 piedi. Come illustra la figura 3.13, la differenza tra la Vx e la Vy - sempre esistente al livello del mare - si riduce progressivamente mano a mano che l'aereo sale, fino ad annullarsi alla quota di tangenza teorica, dove le due velocita hanno lo stesso valore.

Figura 3.13 - Differenza tra Vx e Vy
Figura 3.13 - La differenza tra la Vx e la Vy, sempre esistente al livello del mare, si riduce progressivamente mano a mano che l'aereo sale, fino ad annullarsi alla quota di tangenza teorica.

La situazione piu ricorrente in cui, dopo il distacco, e conveniente mantenere la Vx, si presenta quando si debbano superare ostacoli vicini al limite della pista, essendo la velocita che consente di salire lungo la traiettoria di massima pendenza. Superati gli ostacoli, l'aereo va comunque accelerato alla Vy.

Figura 3.14 - Confronto Vx vs Vy
Figura 3.14 - Dopo uno stesso intervallo di tempo, l'aereo salito con la Vy sarebbe piu alto e lontano di quello salito con la Vx, ma non sarebbe riuscito a superare l'ostacolo perche la traiettoria non sarebbe stata abbastanza ripida.

La figura 3.14 aiuta a visualizzare l'utilita di mantenere la Vx per superare ostacoli. Considerando i due aerei come decollati nello stesso istante dalla stessa pista, si nota che quello che avesse mantenuto la Vy - dopo uno stesso intervallo di tempo - sarebbe piu alto e piu lontano di quello che ha mantenuto la Vx, se fosse riuscito a superare l'ostacolo: cosa che invece non e stato in grado di fare.

3.3 - L'influenza dei flap

Pur mantenendo la Vy, la salita con il massimo rateo e realizzabile solo quando i flap e gli eventuali altri ipersostentatori sono retratti, in quanto - come spiegato nella sezione 8 - l'ala puo volare alla massima efficienza solo quando e "pulita".

Riguardo alla Vx, invece, per sapere se la salita con il massimo angolo di rampa e realizzabile con i flap retratti o parzialmente estesi, bisogna consultare il manuale di volo dell'aereo che si sta impiegando. Poiche l'estensione degli ipersostentatori fa anche diminuire la velocita di stallo, per certi aerei puo succedere che, in seguito all'estensione dei flap, la polare delle velocita - pur abbassandosi per la diminuzione del supero di potenza dovuto all'aumento della resistenza - si sposti verso sinistra, facendo cosi aumentare l'angolo di rampa massimo.

Le prestazioni di salita finora analizzate si riferiscono al volo rettilineo. Va tenuto presente che in virata le prestazioni diminuiscono all'aumentare dell'angolo di bank.

4. Le prestazioni di crociera

I dati delle prestazioni di crociera hanno lo scopo di permettere al pilota di ricavare le velocita, i consumi e le autonomie realizzabili alle varie quote con diversi assetti di potenza, e percio di determinare - per esempio - quanto tempo impieghera e quanto combustibile gli sara necessario per effettuare un determinato volo a una certa quota e con una certa potenza; oppure a quale quota e con quale potenza gli converra volare per realizzare il minor tempo o la massima autonomia, eccetera.

Data la varieta di condizioni in cui possono essere fatti funzionare gli aerei durante la crociera, i grafici e le tabelle che forniscono le prestazioni relative sono in genere piuttosto numerosi. Le figure 3.15, 3.16 e 3.17 mostrano alcuni esempi.

4.1 - Le prestazioni date mediante grafici

Figura 3.15 - Grafici prestazioni crociera Piper Cadet
Figura 3.15 - I grafici delle prestazioni del motore (a) e delle prestazioni di crociera (b) del Piper Cadet.

Il grafico (a) di figura 3.15 (Piper Cadet) permette di ricavare i valori di RPM necessari per far funzionare il motore a diverse percentuali della potenza massima, oppure di risalire alla percentuale di potenza che il motore sta erogando quando funziona a un certo valore di RPM a una certa quota e a una certa temperatura, nonche di ricavare i consumi orari (fuel flow) in galloni/ora ai diversi regimi di potenza.

Esempio di lettura

Nell'esempio tracciato in figura si ricava che quando l'aereo e in crociera all'altitudine di pressione di 5.000 piedi con una temperatura di 16C, per dare il 75% della potenza massima il motore deve girare a 2.645 RPM, regime al quale consuma alternativamente 10 o 8,5 galloni/ora a seconda che la miscela sia regolata al titolo di best power o di best economy.

Il grafico (b) di figura 3.15 permette invece di ricavare la TAS realizzabile alle diverse quote e alle diverse percentuali di potenza del motore quando la miscela e regolata al titolo di best economy. Nell'esempio tracciato in figura si ricava che quando l'aereo e in crociera all'altitudine di pressione di 5.000 piedi con una temperatura di 16C e con il motore che eroga il 75% della potenza massima, la TAS realizzabile e di 111 nodi.

4.2 - Le prestazioni date mediante tabelle

Figura 3.16 - Tabelle prestazioni crociera Cessna 172 Cutlass
Figura 3.16 - Le tabelle di prestazione in crociera del Cessna 172 Cutlass alle quote di 4.000 e di 8.000 piedi.

Le tabelle di figura 3.16 (Cessna Cutlass) permettono di ricavare le percentuali di potenza, la TAS e i consumi realizzabili con le diverse possibili combinazioni di RPM e di pressione di alimentazione (MP), a tre diverse temperature dell'aria, quando l'aereo vola rispettivamente a 4.000 piedi e a 8.000 piedi.

Le condizioni associate sono: peso al valore massimo di decollo di 2.650 libbre, miscela corretta al valore di best economy, e flabelli chiusi.

Esempio di lettura

Per esempio si puo notare che a 4.000 piedi con temperatura standard, per volare al 65% della potenza si puo alternativamente scegliere di regolare il motore a 2.400 RPM con 22 pollici di pressione, o a 2.200 RPM con 23 pollici di pressione: nel primo caso si realizza una TAS di 126 nodi con un consumo di 8,8 galloni/ora, mentre nel secondo caso si realizza una TAS di 125 nodi con un consumo di 8,7 galloni/ora.

Per ottenere il 65% della potenza a 8.000 piedi con temperatura standard, le alternative sono 2.600 RPM e 20 pollici, oppure 2.200 RPM e 22 pollici; in entrambi i casi si realizza una TAS di 129 nodi con un consumo di 8,8 galloni/ora.

4.3 - L'autonomia

Figura 3.17 - Grafici autonomia Cessna 172 RG Cutlass
Figura 3.17 - I grafici dell'autonomia chilometrica (range) e oraria (endurance) del Cessna 172 RG Cutlass.

I grafici di figura 3.17 (Cessna Cutlass) permettono di ricavare i valori dell'autonomia chilometrica o range, e dell'autonomia oraria o endurance, dal livello del mare fino alla quota di 12.000 piedi.

Si puo notare che - a conferma di quanto spiegato nella sezione 8 - la massima autonomia oraria e realizzabile al livello del mare, qualunque sia la percentuale di potenza fatta erogare al motore.

L'autonomia chilometrica aumenta invece con la quota impiegando le percentuali di potenza piu elevate, mentre si mantiene pressoche costante fino a 6.000 piedi - per poi diminuire progressivamente - impiegando il 45% della potenza.

L'autonomia chilometrica si mantiene infatti costante a tutte le quote purche l'ala voli all'incidenza di massima efficienza.

Poiche operando con percentuali di potenza elevate al livello del mare, l'ala vola ad angoli di incidenza minori di quello di massima efficienza, l'autonomia chilometrica che si realizza e minore della massima; poi - mano a mano che si va in quota - a causa della rarefazione dell'aria, l'angolo di incidenza aumenta avvicinandosi via via al valore di massima efficienza, e percio l'autonomia chilometrica si avvicina progressivamente al valore massimo.

In altre parole - volendolo - si puo realizzare la massima autonomia chilometrica a qualunque quota: basta volare sempre alla TAS che corrisponde all'incidenza di massima efficienza (TAS che di solito non si tiene perche troppo bassa).

Con il Cutlass la massima autonomia chilometrica si realizza volando al 45% della potenza dal livello del mare fino a 10.000 piedi, e al 55% della potenza dai 10.000 piedi in su.

L'autonomia specifica

La grandezza impiegata per rappresentare la maggiore o minore capacita di un aereo di percorrere distanze in funzione del combustibile utilizzato e l'autonomia specifica o SR (Specific Range), che esprime le miglia percorse per unita di combustibile: miglia nautiche/libbra, gallone o litro.

L'autonomia chilometrica ricavata dalle tabelle fornite dai costruttori nei manuali di volo e quella realizzabile in assenza di vento. Volando con vento in favore o con vento contrario, e ovvio che l'autonomia chilometrica aumenta o diminuisce rispettivamente.

L'autonomia chilometrica in presenza di vento e meglio espressa come autonomia specifica al suolo o SGR (Specific Ground Range), in quanto diversa dall'autonomia specifica all'aria, che e quella fornita dalle tabelle di prestazione.

Figura 3.18 - Velocita di massima autonomia
Figura 3.18 - Come ricavare le velocita di massima autonomia chilometrica con vento in favore e contrario.

Per ricavare la velocita di massima efficienza di un aereo che vola in presenza di vento basta prendere la curva della potenza necessaria e seguire il procedimento illustrato in figura 3.18:

Da quanto sopra si deduce che per realizzare la massima autonomia chilometrica in presenza di vento in favore la velocita va diminuita, mentre per ottenere lo stesso risultato in presenza di vento contrario va aumentata.

Cosi facendo infatti si prolunga il tempo di esposizione dell'aereo all'azione del vento favorevole e si percorrono piu miglia per unita di combustibile consumato, mentre si accorcia il tempo di esposizione al vento contrario e si riduce l'effetto della sua azione negativa.

Figura 3.19 - Tabella autonomia specifica
Figura 3.19 - I valori dell'autonomia specifica all'aria (SR) e dell'autonomia specifica al suolo (SGR) realizzabili con il Cessna 172 Cutlass con quattro diversi assetti di potenza in presenza di vento contrario di 50 nodi.

Analisi dei dati (Fig. 3.19)

La tabella di figura 3.19 mostra l'autonomia specifica all'aria (SR) e al suolo (SGR) realizzabili con il Cessna 172 Cutlass quando vola a quattro diversi assetti di potenza in presenza di un vento contrario di 50 nodi (WV). I valori di SR e SGR sono calcolati utilizzando i dati forniti dalla tabella di figura 3.16 nella colonna relativa alle condizioni di aria standard, dividendo rispettivamente i valori della velocita all'aria (KTAS) e della velocita al suolo (GS) per il consumo orario (GPH).

La tabella permette di notare che:

  • l'autonomia specifica all'aria ha i suoi valori massimi con assetti di potenza bassi e diminuisce all'aumentare della potenza;
  • il vento contrario riduce drasticamente l'autonomia specifica;
  • l'autonomia specifica al suolo aumenta all'aumentare degli assetti di potenza, e assume il valore massimo al 75% della potenza.

In quelle condizioni ambientali conviene pertanto volare con il motore che eroga il 75% della sua potenza massima.

Avvertenza: Gli aumenti di velocita da apportare al valore di massima efficienza per realizzare la massima autonomia specifica al suolo sono funzione della velocita del vento contrario: quanto minore e la velocita del vento, tanto minore e l'aumento di velocita richiesto sul valore di massima efficienza.

Pertanto, se si sta volando con un assetto di potenza medio come si fa di solito (65-75%) e il vento contrario e di soli 10-20 nodi, per realizzare la massima autonomia specifica bisogna sicuramente diminuire la potenza e la velocita.

Pertanto, quando si debbano effettuare lunghi voli al limite dell'autonomia chilometrica, prima di partire e bene analizzare attentamente le carte dei venti in quota e le tabelle di prestazione dell'aereo impiegato, e (come nell'esempio di figura 3.19) determinare quale potra essere l'assetto di potenza che permette di realizzare la massima autonomia specifica al suolo.

× Immagine ingrandita