ITTO20110122A1 - Configurazione velivolo a prestazioni aerodinamiche migliorate. - Google Patents

Description

Titolo: "Configurazione velivolo a prestazioni aero-

dinamiche migliorate".

La presente invenzione si riferisce ad una configurazione velivolo a prestazioni aerodinamiche elevate ed alte prestazioni con capacità operative secondarie.

Molti tipi di velivoli devono poter essere facilmente pilotati e devono possedere caratteristiche dinamiche particolari in vista delle missioni da compiere.

A tali velivoli si richiede spesso di operare in spazi aerei volando ad alta incidenza; ciò si riferisce, in particolare, all'elevato angolo di incidenza che il velivolo forma rispetto al proprio vettore di velocità, in ogni istante di tempo.

E' immediato comprendere che, in tali condizioni di volo, il velivolo deve risultare estremamente stabile e facilmente controllabile dal pilota, al fine di mantenere un assetto sicuro in volo durante la fasi della battaglia.

Tale stabilità viene ottenuta utilizzando particolari apparecchiature automatiche di controllo, che permettono di generare forze e momenti atti a controbilanciare effetti di volo indesiderati.

Mentre la stabilità del velivolo lungo l'asse di beccheggio ("pitch") può essere opportunamente bilanciata attraverso un rapporto ottimizzato tra la posizione del baricentro e le dimensioni dei piani di coda orizzontali, la presenza di instabilità laterodirezionali (lungo l'asse di rollio "roll" e di imbardata "yaw") ad alta incidenza può essere difficilmente controllabile anche adottando sofisticate apparecchiature automatiche di controllo.

A tale proposito, è necessario, quindi, massimizzare la stabilità latero-direzionale del velivolo fino alle alte incidenze, al fine di aumentare la possibilità di controllo e la facilità di manovra e di prevenire rapide ed indesiderate dipartite del velivolo da una traiettoria prevista.

Tradizionalmente e, in particolare, negli ultimi tempi, si è tentato di ovviare agli inconvenienti di instabilità agendo sul profilo aerodinamico della fusoliera e delle altre parti del velivolo, senza però giungere a risultati particolarmente validi.

L'utilizzo dei velivoli sui campi di battaglia necessita che essi risultano poco visibili ai sistemi radar.

Sono noti velivoli della tipologia conosciuta con il termine "stealth", i quali sono dotati di una struttura molto sofisticata appositamente studiata per il presente scopo, cioè per risultare invisibile ai sistemi radar.

La struttura dei velivoli stealth riduce notevolmente la riflessione verso il punto di osservazione delle onde elettromagnetiche irradiate, rendendo il velivolo sostanzialmente invisibile ai sistemi radar.

Inoltre, tali velivoli vengono completamente verniciati con vernici assorbenti, le quali assorbono le onde elettromagnetiche incidenti, rendendo in tal modo il velivolo sostanzialmente invisibile ai sistemi radar.

Tale soluzione è costosa per la realizzazione del velivolo stesso, e le sua configurazione aerodinamiche è tutt'altro che favorevole rendendo il comportamento del velivolo insufficiente durante il volo ad alta incidenza.

Nell'ambito delle esigenze sopra menzionate, uno scopo della presente invenzione è, quindi, quello di ovviare agli inconvenienti citati e, in particolare, quello di proporre una configurazione velivolo a prestazioni aerodinamiche migliorate, che permetta di ottimizzare il comportamento del velivolo soprattutto nel caso di volo ad alta incidenza.

Altro scopo della presente invenzione è quello di indicare una configurazione velivolo a prestazioni aerodinamiche migliorate, che consenta di ridurre gli effetti di "buffet" caratteristici delle ali di basso allungamento con profilo sottile e linea media variabile.

Altro scopo della presente invenzione è quello di realizzare una configurazione velivolo ad alte prestazioni aerodinamiche, che consenta di prevenire con successo la perdita di stabilità laterodirezionale e gli effetti negativi prodotti dal getto motore adiacente la parete di fusoliera e l'impennaggio orizzontale, in termini di resistenza, stabilità e controllo longitudinale.

Ulteriore scopo della presente invenzione è quello di realizzare una configurazione velivolo a prestazioni aerodinamiche migliorate, che renda possibile l'uscita dalla vite, ottimizzando, in generale, il comportamento del velivolo ad alta incidenza.

Un'ulteriore scopo della presente invenzione è quello di realizzare una configurazione velivolo a elevate prestazioni aerodinamiche, che consenta l'istallazione di almeno un equipaggiamento di battaglia, quale ad esempio per la riduzione della segnatura radar, removibile, atto a rendere sostanzialmente invisibile il velivolo dai sistemi radar.

Questi ed altri scopi sono raggiunti da una configurazione velivolo a prestazioni aerodinamiche migliorate, secondo la rivendicazione 1, alla quale si rimanda per brevità.

In modo vantaggioso, il velivolo oggetto della presente invenzione è progettato, in modo particolare, come velivolo ad alte prestazioni con capacità operative secondarie.

La formula configurazionale è bimotore ed è caratterizzata dalla presenza di una serie di particolarità costruttive estremamente peculiari.

Alla cabina, preferibilmente biposto (in tandem) con comandi di volo interconnessi si affianca, innanzitutto, un musetto a sezione sostanzialmente circolare e variabile, di basso allungamento, ottimizzato per il volo ad alta incidenza, nel quale può essere integrato un radar per la versione operativa.

La forma e le caratteristiche dimensionali del musetto sono ottimizzate per ridurre l'interferenza vorticosa dello stesso sulle caratteristiche aerodinamiche del velivolo a medio-alta incidenza; le caratteristiche citate permettono inoltre di ridurre le asimmetrie direzionali ad alta incidenza, tipiche dei musetti a sezione circolare od ellittica tradizionali.

Inoltre, il profilo alare risulta modificato, rispetto ai profili attualmente previsti, in modo tale da integrare un sistema di minimizzazione degli effetti di "buffet" caratteristici delle ali di basso allungamento a profilo sottile e linea media variabile.

Il progetto aerodinamico prevede ulteriormente il posizionamento di un dispositivo di controllo dei vortici del LEX (LEX = "Leading Edge Extension" = "E-stensione del bordo di attacco alare alla radice"), opportunamente dimensionato, al fine di simmetrizzare lo scoppio dei vortici generati dal LEX a medio-alta incidenza, in quanto lo scoppio simmetrico di tali vortici permette di mantenere la stabilità laterodirezionale ed il controllo del velivolo a medio-alta incidenza.

Il velivolo addestratore secondo l'invenzione presenta, inoltre, almeno una presa d'aria motore atta a garantire le prestazioni e l'adeguata interfaccia fluidodinamica con il motore; tale progetto non prevede l'integrazione di un tipico distanziatore di strato limite sul lato superiore di una presa d'aria integrata con un LEX.

Il disaccoppiamento del piano di coda orizzontale e verticale consente di ottenere una riduzione della resistenza aerodinamica generata dalla fusoliera posteriore, di ottimizzare il comportamento in vite del velivolo e di perfezionare il progetto aerodinamico dello stesso per l'alta incidenza.

Infine, l'equipaggiamento removibile per la riduzione della segnatura radar del velivolo applicabile in almeno una porzione calda del velivolo mantenendo le caratteristiche aerodinamiche del velivolo (V).

Ulteriori scopi e vantaggi della presente invenzione risulteranno chiari dalla descrizione che segue e dai disegni annessi, forniti a puro titolo di esempio esplicativo e non limitativo, in cui:

• la figura 1 è una vista laterale di un velivolo, in particolare di un velivolo addestratore, progettato secondo la presente invenzione;

• la figura 2 è una vista dall'alto di un velivolo, in particolare di un velivolo addestratore, progettato secondo la presente invenzione;

• la figura 3 è una vista dal basso di un velivolo, in particolare di un velivolo addestratore, progettato secondo la presente invenzione;

• la figura 4 è una vista frontale anteriore di un velivolo, in particolare di un velivolo addestratore, progettato secondo l'invenzione;

• la figura 5 è una vista frontale posteriore di un velivolo, in particolare di un velivolo addestratore, progettato secondo l'invenzione;

• la figura 6 è una vista in sezione, fatta lungo la linea VI-VI di figura 2;

• la figura 7 è una vista parziale ed ingrandita di un particolare della configurazione velivolo progettata secondo la presente invenzione;

• la figura 8 è una vista in sezione, fatta lungo la linea VIII-VIII di figura 7;

• la figura 9 è una vista in sezione, fatta lungo la linea IX-IX di figura 7;

• la figura 10 è una vista in sezione, fatta lungo la linea X-X di figura 7;

• la figura il è una vista in sezione, fatta lungo la linea XI-XI di figura 7;

• la figura 12 è una vista in sezione, fatta lungo la linea XII-XII di figura 7;

• la figura 13 è una vista in sezione, fatta lungo la linea XIII-XIII di figura 7;

• la figura 14 è una vista in sezione, fatta lungo la linea XIV-XIV di figura 7;

• la figura 15 è una vista in sezione, fatta lungo la linea XV-XV di figura 7;

• la figura 16 è una vista in sezione, fatta lungo la linea XVI-XVI di figura 7;

• la figura 17 è una vista in sezione, fatta lungo la linea XVII-XVII di figura 7;

• la figura 18 è una vista prospettica ed ingrandita di un particolare della configurazione velivolo progettata secondo la presente invenzione;

• le figure 19A, 19B e 19C illustrano un velivolo, secondo la presente invenzione, in diverse viste in proiezione in cui vengono evidenziate le porzioni calde che tipicamente sono le più significative e possono essere rese invisibili da parte del sistema radar tramite l'equipaggiamento di riduzione della segnatura radar;

• la figura 20 mostra in sezione una metallizzazione apportata alle superfici trasparenti del velivolo, secondo la presente invenzione;

• le figure 21A e 21B, mostrano la porzione di copertura atta a rendere invisibile ai sistemi radar, i bordi di attacco di un velivolo secondo la presente invenzione, rispettivamente la figura 21A una sezione in visione prospettica, la figura 21B una sezione laterale della porzione di copertura;

• le figure 22A e 22B illustrano l'equipaggiamento per la prima ordinata della fusoliera, rispettivamente la figura 22A la posizione dell'equipaggiamento; la figura 22B una porzione della copertura utilizzata per rendere invisibile ai sistemi radar la prima ordinata della fusoliera del velivolo secondo la presente invenzione in una visione frontale in sezione;

• le figure 23A, 23B e 23C mostrano la griglia atta a rendere invisibile ai sistemi radar la faccia motore del velivolo, secondo la presente invenzione; in particolare, la figura 23A mostra la griglia in una visione prospettica, la figura 23B mostra un particolare della sezione di una griglia, la figura 23C illustra la struttura di sostituzione da sostituire a tale griglia quando rimossa.

Con riferimento alle figure menzionate, un velivolo, in particolare un velivolo addestratore, avente una configurazione a prestazioni aerodinamiche migliorate, secondo la presente invenzione, è indicato genericamente con il riferimento 10.

Il velivolo 10 comprende una fusoliera 12, aven te una parete superiore 14 ed una parete inferiore 16, e due ali, rispettivamente una ala destra 18 ed una ala sinistra 20, che risultano connesse alla fusoliera 12.

L'ala destra 18 presenta una estremità d'ala 22, mentre l'ala sinistra 20 presenta l'estremità 24.

Il velivolo 10 comprende, inoltre, un timone di direzione 34, montato sulla deriva di coda 38 o piano di coda verticale ed un piano di coda orizzontale 44, che presenta uno stabilizzatore orizzontale destro 26 ed uno stabilizzatore orizzontale sinistro 28, con rispettive estremità 30, 32.

In forme di realizzazione preferite, ma non limitative, dell'invenzione, come già ricordato in precedenza, la formula configurazionale tipica è bimotore e prevede due prese d'aria 46 di ingresso di relativi turbogetti 48, aventi rispettivi coni di scarico 60.

Infine, nei pressi del musetto 52, nel quale può essere integrato un radar per la versione operativa del velivolo 10, è installata una cabina di pilotaggio 54, preferibilmente biposto (in tandem) con comandi di volo interconnessi, protetta da un parabrezza 62 e può essere ulteriormente prevista una sonda 58, per l'effettuazione dell'operazione di rifornimento di carburante al velivolo 10 in volo.

Con particolare riferimento alle figure 2 e 3, ciascuna ala 18, 20 del velivolo 10 presenta alettoni esterni 56 ed ipersostentatori interni (flaps) di decollo e atterraggio 64, a doppia fessura, ricavati in corrispondenza del profilo posteriore o bordo di fuga 70 di ciascuna ala 18, 20, ed ulteriori dispositivi di ottimizzazione del profilo alare di manovra o bordo di attacco mobile (leading edge droops) 66, presenti in corrispondenza del bordo di attacco 68 ed il cui profilo risulta sagomato secondo una particolare geometria, sulla base delle considerazioni generali di aerodinamicità citate nella presente descrizione.

Più in particolare, le caratteristiche tecniche del velivolo 10, atte all'ottenimento di alte prestazioni aerodinamiche e di stabilità di volo, secondo la presente invenzione, sono le seguenti.

In primo luogo, il progetto aerodinamico è caratterizzato dalla presenza di un dispositivo di controllo (LVC = "LEX Vortex Controller") dei vortici del LEX ("Leading Edge Extension" = Estensione del bordo di attacco alare alla radice) a medio-alta incidenza (riferimento 72 di figura 1).

In effetti, la presenza di LEX, con forma in pianta gotica pari al 6,4% della superficie alare lorda (come nel caso della presente invenzione), consente la generazione di portanza vorticosa ad alta incidenza ed il progetto del LEX è ulteriormente affinato con l'integrazione di LVC ("LEX Vortex Controller") all'estremità dello stesso, allo scopo di assicurare lo scoppio simmetrico dei vortici ad alta incidenza ad assetti imbardati e prevenire così la conseguente perdita di stabilità laterodirezionale.

Le dimensioni del dispositivo di controllo 72 dipendono da quelle del LEX che gli sta davanti e, in ogni caso, più è grande il LEX e più alti devono essere i LVC; la tolleranza può essere definita in termini di rapporto tra la superficie di un LEX e l'altezza del corrispondente LVC, secondo cui il valore di progetto di questo rapporto vale 2,35 m ed il campo di tolleranza da applicare varia tra 100% e -50% rispetto al valore di progetto.

La forma del musetto 52 del velivolo 10 e le sue caratteristiche dimensionali sono ulteriormente ottimizzate per ridurre l'interferenza vorticosa dello stesso sulle caratteristiche aerodinamiche del velivolo 10 a medio-alta incidenza; le caratteristiche citate permettono inoltre di ridurre le asimmetrie direzionali ad alta incidenza, tipiche dei musetti a sezione circolare o ellittica tradizionali.

Il musetto 52 ("forebody") del velivolo 10 secondo l'invenzione presenta una serie di sezioni a geometria differente a partire dalla punta 74 sino allo spigolo che si collega con l'apice del LEX.

Una forma realizzativa esemplificativa e preferita, ma non limitativa, della forma geometrica e della successione di sezioni a geometria differente, tra la punta 74 ed una sezione di riferimento presa in corrispondenza di una quota 76 (posizionata sostanzialmente all'inizio della cabina di pilotaggio 54), è illustrata, in sequenza, nelle figure 8-17, da cui è desumibile che da una sezione sostanzialmente circolare a basso allungamento (figure 8-11) si passa ad una sezione a forma geometrica ovale e a cupola (figure 12-17).

Dalle figure menzionate è altresì visibile il disassamento del musetto 52, dalla punta 74 sino alla sezione di riferimento illustrata in figura 17, rispetto all'asse longitudinale K.

In particolare, secondo una forma preferita dell'invenzione, il rapporto tra la lunghezza del musetto 52, presa dalla punta 74 sino alla sezione fatta lungo la linea XVII-XVII (riferimento L), e la media tra le lunghezze A e B dei due semiassi della sezione dello stesso (sezione illustrata in figura 17) presenta un valore pari a 1,873, con una tolleranza pari a ±10%.

La particolarità costruttiva ed il suo riflesso a livello di condizioni aerodinamiche di volo risulta proprio dalla combinazione del parametro sopra citato (più o meno l'eventuale tolleranza) con l'evoluzione delle sezioni del musetto 52, dall'apice o punta 74 del velivolo 10 sino alla sezione di riferimento presa lungo la linea XVII-XVII.

In figura 18 è altresì mostrata nel dettaglio una presa d'aria motore, indicata genericamente con 46, che contribuisce a garantire le prestazioni del velivolo 10, soprattutto per quanto riguarda l'adeguata interfaccia fluidodinamica con il relativo motore turbogetto.

La presa d'aria 46 presenta un raggio al bordo di attacco evolutivo ottimizzato per ridurre le distorsioni alla faccia motore 47 sul lato interno, per l'alta incidenza sulla parte inferiore e per la riduzione della resistenza di spillamento sul lato esterno .

In particolare, il raggio medio al bordo di attacco del labbro interno 76A ha una misura pari a 7 mm, mentre il raggio medio del labbro inferiore 78 vale 17,5 mm e quello del labbro esterno 80 vale 14 mm, in modo che l'area di cattura della presa d'aria risulta pari a circa 0,322 m , l'area di gola della presa d'aria è di circa 0,257 m<2>e l'area di ingresso al motore vale circa 0,273 m (si ricorda che tali misure sono riferite ad una presa d'aria).

La presa d'aria 46 è caratterizzata dall'assenza di un tipico distanziatore dello strato di limite ("diverter") sul lato superiore di ciascuna presa integrata con un LEX, grazie al particolare rapporto tra la lunghezza del LEX e la sua stessa forma; in effetti, il LEX funge da scudo raddrizzatore di flusso ad alta incidenza.

Il sistema presa d'aria può prevedere, inoltre, la presenza di due prese addizionali (non illustrate nelle figure), posizionate sul dorso del raccordo tra ala 18, 20 e fusoliera 12, che si aprono quando la pressione nel condotto è minore della pressione sul dorso del raccordo ala-fusoliera, grazie a molle precaricate integrate nella cerniera delle stesse prese addizionali.

La funzione di tali prese d'aria è quella di ridurre, aprendosi, le incidenze locali sui labbri della presa d'aria principale 46 ad alta incidenza, riducendo la quantità di aria che passa attraverso la citata presa d'aria principale 46.

Una delle caratteristiche peculiari del velivolo 10, che ne garantiscono le alte prestazioni riguardo a stabilità di volo ed aerodinamicità della struttura, è sicuramente costituita dal disaccoppiamento del piano di coda orizzontale 44 e verticale 38, che permette di ridurre la resistenza aerodinamica generata dalla fusoliera posteriore, di ottimizzare il comportamento in vite del velivolo 10 e di perfezionare l'intero progetto aerodinamico dello stesso per l'alta incidenza.

L'impennaggio verticale a forma trapezoidale comprende il timone di direzione 34 ed è accoppiato all'ala, nel senso che il bordo di attacco dello stesso, indicato generalmente con 36 in figura 1, compenetra i bordi di fuga 70 di ciascuna ala 18, 20, al fine di rendere possibile l'uscita dalla vite e per ottimizzare in genere il comportamento del velivolo 10 ad alta incidenza.

L'impennaggio orizzontale, inoltre, caratterizzato da una forma trapezoidale, è azionato da due attuatori indipendenti che permettono la deflessione simmetrica e asimmetrica dello stesso; tale impennaggio presenta, infine, un asse di cerniera, indicato con 86 in figura 2, che risulta inclinato, a destra e a sinistra, di circa 1,5°, rispetto ad un asse trasversale 88, al fine di ottimizzare i momenti di inerzia e di cerniera.

Il disaccoppiamento tra i piani di coda orizzontale e verticale può essere ulteriormente caratterizzato definendo una tolleranza su un parametro di riferimento, definito come il rapporto tra la quota C, riportata in figura 1 e definibile come la distanza tra l'apice alla radice della deriva e l'apice alla radice del piano di coda orizzontale 44, ed il braccio di coda, pari a 4181 mm; ne consegue che il valore di riferimento sopra citato vale 1932 mm/4181 mm = 0,462, con una tolleranza applicabile del 10%.

Anche il profilo alare risulta modificato ed ottimizzato, rispetto ai velivoli addestratori di tipo tradizionale, per ridurre l'effetto di "buffet", considerando le caratteristiche note di un'ala di basso allungamento con profilo sottile e linea media variabile in prossimità del dente di sega.

Secondo l'invenzione, al contrario, si utilizza un'ala (riferimenti 18 e 20) a forma trapezia, di medio allungamento (AR=4), caratterizzata dalla presenza di un dente di sega (indicato con S in figura 2) al 67,5% dell'apertura alare lorda; la modifica rispetto alle ali tradizionali è relativa innanzitutto al raggio del bordo di attacco, indicato con R in figura 6, che da circolare (arte nota) diventa triangolare, al fine di ottimizzare la posizione del punto di ristagno, in presenza del bordo di attacco 68 e dei "Leading Edge Droops" 66 deflessi a medie incidenze.

Come visibile chiaramente dalla figura 6, che mostra una sezione ingrandita lungo la linea VI-VI di figura 2, ciascuna ala 18, 20 è dotata di profilo con curvatura variabile, sia in corrispondenza del bordo di attacco 66 ("Leading Edge Droop") che in corrispondenza del bordo di fuga 70, presso gli alettoni 56; questi ultimi sono programmati solo in campo transonico, al fine di produrre una riduzione di curvatura che allevia gli effetti di comprimibilità.

In termini quantitativi, il valore di progetto dell'estensione percentuale in corda al bordo di attacco 68 risulta pari allo 0,36%, con una tolleranza tra 0,5% e -0,2%, rispetto al valore nominale, mentre il valore di progetto della percentuale di apertura alare lorda interessata alla modifica del profilo, rispetto alle soluzioni tradizionali, è pari al 8,2%, con una tolleranza tra 10% e -5%, rispetto al valore nominale.

Ulteriori caratteristiche del velivolo 10 sono rappresentate dalla fusoliera 12, che, nella sua parte posteriore 16, prevede l'integrazione degli scarichi motore e la presenza di un poppino, indicato con 90 in figura 3, che supporta i piani di coda.

Anche la zona relativa agli scarichi motore è ottimizzata per ridurre gli effetti negativi, in termini di resistenza e stabilità/controllo longitudinale, prodotti dal getto motore adiacente la parete di fusoliera 12 e l'impennaggio orizzontale 44.

Il velivolo 10 si compone, inoltre, di un carrello triciclo, comprendente un carrello anteriore e due principali, di cui il carrello anteriore è a stelo, con quattro portelli di chiusura del vano, e con retroazione verso il senso di flusso.

Il carrello principale si retrae inverso al senso di flusso ed il sistema di retroazione è ottimizzato per consentire l'installazione di carichi esterni ventrali in fusoliera.

Il velivolo 10 secondo la presente invenzione integra un sistema automatico di controllo del volo ("Fly By Wire"), di tipo quadruplex digitale, che consente di ottimizzare le prestazioni e le qualità di volo; il sistema permette poi di migliorare la sicurezza del volo attraverso la limitazione automatica di regimi di volo, che potrebbero essere non confortevoli al pilota o che portino alla perdita di controllo ("Carefree Handling").

Il velivolo secondo la presente invenzione, è dotato di un equipaggiato per la riduzione della segnatura radar di un velivolo, in almeno una porzione calda "H", del velivolo stesso, la quale è facilmente rilevabile dai sistemi radar. Tale equipaggiamento comprende almeno un dispositivo di dissipazione di onde radar incidenti applicabile e successivamente removibile, in funzione delle esigenze, mantenendo sempre le caratteristiche aerodinamiche del velivolo.

Ai fini della presente descrizione, si definisce porzione calda "H" del velivolo una qualunque delle porzioni normalmente rilevabili da un sistema radar, come ad esempio: una cabina di pilotaggio 54, comprendente il trasparente (tettuccio e parabrezza) 62; una prima ordinata, della fusoliera 12, a cui viene connesso il musetto 52, alla quale è vincolata l'antenna radar del velivolo, visibile al radar attraverso il musetto composto da radome trasparente alla radiazione stessa; una pluralità di bordi di attacco (36, 66, 68) delle componenti quali ad esempio ali (18, 20), prese d'aria motore 46, velature di coda (38, 44) ed almeno una faccia motore 47.

Tale equipaggiamento prevede almeno un dispositivo, con una peculiare o rispettiva soluzione tecnica, per ogni porzione calda del velivolo, in modo tale da ridurre la segnatura radar.

Per ridurre la segnatura radar proveniente dalle porzioni calde "H" del velivolo quali una cabina di pilotaggio 54, comprendente il trasparente 62, l'equipaggiamento comprende almeno una metallizzazione 100, la quale viene eseguita sul trasparente 62.

Tale metallizzazione 100 è atta a ripristinare una continuità elettrica del velivolo in modo tale da ridurre la generazione di diffrazioni dell'onda incidente generate entro la cabina di pilotaggio 54 coperto dal parabrezza 62 e potenzialmente recepibili dal sistema radar; inoltre, assicura riflessioni verso direzioni al di fuori della copertura del sistema radar.

La metallizzazione 100 è realizzata tramite l'applicazione di una pluralità di strati di rivestimento, preferibilmente tre strati.

Nella forma di realizzazione illustrata in figura 2 tale metallizzazione 100 comprende almeno un primo strato o base 101, il quale è atto alla preparazione del parabrezza che deve ricevere la metallizzazione 100.

Il deposito di tale primo strato 101 viene seguito da almeno un secondo strato 102, preferibilmente tramite deposito di materiale avente elevato grado di conducibilità elettrica, quale ad esempio oro o materiali equivalenti con alta capacità di essere plasmato sulla superficie. Tale secondo strato 102, il quale rappresenta effettivamente lo strato metallizzante conduttivo, viene applicato sopra il primo strato 101 tramite metodi di atomizzazione del materiale.

Per la protezione della metallizzazione 100 viene deposto inoltre almeno un rivestimento protettivo 103, atto a minimizzare i rischi di danneggiamenti della metallizzazione 100, a causa di urti accidentali o agenti atmosferici.

Oltre alla pluralità di strati sopracitata, la metallizzazione 100 comprende una pluralità di dispositivi elettrici atti a garantire la connessione elettrica della metallizzazione 100 alla struttura del velivolo.

Nella forma di realizzazione illustrata in figura 20 tale dispositivo elettrico comprende almeno un dispositivo di giunzione 105, realizzato preferibilmente tramite una lamina conduttiva, ad esempio in argento, in contatto elettrico con il secondo strato 102.

Tale dispositivo di giunzione 105 è atto a connettere gli strati compresi nella metallizzazione 100 con la struttura del velivolo.

Tale metallizzazione 100 può essere realizzata contestualmente alla realizzazione delle porzioni trasparenti dell'abitacolo, le quali sono compietamente sostituibili.

Terminato l'uso dell'equipaggiamento sul velivolo è sufficiente sostituire il parabrezza 62 dell'abitacolo con porzioni trasparenti in cui è assente la metallizzazione 100.

Per ridurre la segnatura radar proveniente dalle porzioni calde "H" del velivolo, quali ad esempio almeno un bordo di attacco (36, 66, 68, 70) delle componenti tipo ali (18, 20) l'equipaggiamento comprende almeno una porzione di copertura 200, posizionata sul bordo anteriore di tali componenti del velivolo, mantenendo il profilo aerodinamico del componente stesso.

Nella forma di realizzazione illustrata nelle figure 21A e 21B tale porzione di copertura 200 comprende una prima struttura 202 di supporto di materiale preferibilmente metallico, fissato alla struttura del componente del velivolo tramite mezzi di fissaggio, quali viti o bulloni.

Al di sopra di tale prima struttura 202 viene vincolata una seconda copertura radar-assorbente 203, atta ad assorbire le onde elettromagnetiche incidenti attenuando notevolmente le eventuali onde riflesse e/o diffratte.

Terminato l'utilizzo di tale porzione di copertura 200 essa viene sganciata dalla struttura del velivolo stesso ed eventualmente viene sostituita con una porzione di copertura la quale mantiene comunque il profilo aerodinamico richiesto attraverso una opportuna sagomatura della struttura 202, su cui è assente la seconda copertura radar-assorbente 203.

Tale soluzione consente di mantenere il profilo aerodinamico richiesto a tali bordi di attacco(36, 66, 68, 70), riducendo i costi e la complessità di istallazione.

Per ridurre la segnatura radar proveniente dalla porzione calda "H" di velivolo, tipo la prima ordinata della fusoliera 12, in corrispondenza del musetto 52 l'equipaggiamento comprende almeno un foglio di materiale metallico adesivo 301, ad esempio di alluminio, il quale va a ricoprire la prima ordinata della fusoliera 12 del velivolo ed almeno uno strato di materiale assorbente 302, fissato a tali fogli di materiale metallico 301.

Come illustrato in figura 22A l'equipaggiamento viene posizionato fra la prima ordinata della fusoliera 12 e l'antenna radar "A" la quale viene ricoperta dal musetto 52 radome.

La forma, in una visione frontale, dei fogli di materiale metallico 301, e del materiale assorbente 302, sono tali da corrispondere alla forma della prima ordinata della fusoliera 12 del velivolo, con le caratteristiche sopracitate .

Come illustrato in figura 22B il materiale assorbente 302 viene fissato ad esempio tramite colla, ai fogli di materiale metallico 301.

Il materiale assorbente 302 utilizzato è ad esempio uno strato di spugna intrisa di polvere di ferrite, graffite ecc., atte ad assorbire le onde elettromagnetiche incidenti attenuando notevolmente l'onda riflessa.

Terminata la funzione dell'equipaggiamento per ridurre la segnatura della prima ordinata della fusoliera 12 del velivolo si interviene direttamente rimuovendo i fogli di materiale metallico 301, a cui sono fissati gli strati 302, così da ripristinare la prima ordinata della fusoliera 12 allo stato originale.

Tale soluzione consente di ridurre i costi ed il peso dell'equipaggiamento da fissare al velivolo, oltre a ridurre la complessità per il fissaggio.

Per ridurre la segnatura radar proveniente dalla porzione calde del velivolo, tipo almeno una faccia motore 47, l'equipaggiamento comprende almeno una griglia 400 atta a consentire l'ingresso di un flusso d'aria verso il motore ed a ridurre la visibilità della faccia motore 47 del velivolo da parte del sistema radar.

Nella forma di realizzazione illustrata nelle figure 23A e 23B la griglia 400 comprende una struttura interna in cui vengono realizzate una pluralità di aperture 401 di dimensioni tali da risultare come una superficie piana per le frequenze più basse dello spettro di frequenza, comunemente usato nei sistemi radar di riconoscimento operanti a bassa frequenza, come ad esempio Jet Engine Modulation, evitando la generazione di onde diffratte potenzialmente riconoscibili dal sistema radar stesso.

La superficie interna di tali aperture 401 viene ricoperta da materiale radar-assorbente di basso spessore atto ad assorbire le onde elettromagnetiche a più alte frequenze, come ad esempio in banda X attorno ai 10GHz.

La combinazione delle dimensioni delle aperture 401 e del materiale assorbente, consente di rendere tale componente del veicolo difficilmente rilevabile dai sistemi radar.

Preferibilmente, tale griglia 400 ha forma circolare simile alla sezione della struttura del vano motore .

Nella forma di realizzazione illustrata nelle figure 23A, 23B la griglia 400 comprende una strut tura di supporto 402, comprendente una pluralità di anelli, atta a fissare tale griglia 400 al velivolo tramite mezzi di fissaggio, quali ad esempio viti o bulloni.

Nel dettaglio di figura 23B, la struttura di supporto 402 comprende un primo anello 403, il quale sarà vincolato strutturalmente al condotto della presa d'aria 46 del motore, un secondo anello 404, il quale sarà vincolato ad un parafiamma compreso nel vano motore ed un terzo anello 405, atto a bloccare la guarnizione di interfaccia con il motore.

Terminato il periodo in cui è necessario l'utilizzo di tale griglia 400 essa può essere estratta dalla struttura del vano motore, ed eventualmente essere sostituita, per mantenere la continuità del condotto, con una struttura di sostituzione 406, la quale ha essenzialmente la forma esterna della struttura di supporto ed in cui è assente la struttura interna della griglia 400 stessa.

L'equipaggiamento, cui è dotato il velivolo, secondo la presente invenzione, consente di ottenere vantaggi economici sia in fase di realizzazione sia in fase di manutenzione poiché viene utilizzato solamente quando è necessaria tale applicazione, riducendo l'usura di tale equipaggiamento.

L'equipaggiamento agisce solamente sulle porzioni calde più importanti evitando di sprecare risorse per rendere difficilmente rilevabili dai sistemi radar porzioni del velivolo che già di per se difficilmente rilevabili, riducendo così notevolmente i costi dell'equipaggiamento stesso.

La scelta di intervenire solamente sui centri maggiormente rilevabili risulta un punto di ottimo della fra i costi degli interventi e efficacia dei benefici ottenibili.

Tale equipaggiamento preferibilmente viene applicato a tutte le porzioni calde del velivolo, secondo la presente invenzione, citate, ma è possibile eventualmente applicare l'equipaggiamento solo ad alcune di tali porzioni "H" mantenendone altre nella configurazione iniziale.

Dalla descrizione effettuata risultano chiare le caratteristiche della configurazione velivolo a prestazioni aerodinamiche migliorate, che è oggetto della presente invenzione, così come chiari ne risultano i vantaggi.

E' chiaro, infine, che numerose altre varianti possono essere apportate alla struttura di velivolo in questione, senza per questo uscire dai principi di novità insiti nell'idea inventiva, così come è chiaro che, nella pratica attuazione dell'invenzione, i materiali, le forme e le dimensioni dei dettagli illustrati potranno essere qualsiasi a seconda delle esigenze e gli stessi potranno essere sostituiti con altri tecnicamente equivalenti.

Claims (9)

1. RIVENDICAZIONI 1. Configurazione velivolo (10) a prestazioni aerodinamiche migliorate, atta a mantenere la stabilità direzionale ed ottimo comportamento aerodinamico a medio-alta incidenza; detto velivolo (10) comprendendo, una fusoliera (12) a cui sono associate ali sagomate (18, 20), almeno una presa d'aria (46) ed un musetto (52) a sezione rastremata, in cui detto velivolo (10) comprende un dispositivo di controllo dei vortici (72) dell'estensione del bordo di attacco alare alla radice (LEX), sagomato al fine di simmetrizare lo scoppio dei vortici generati da tale bordo a medio-alta incidenza, in cui il rapporto fra l'area di tale bordo e la sua'altezza è uguale a 2,35m con una tolleranza variabile nell'intervallo da 100% e -50% di tale rapporto, detto dispositivo di controllo dei vortici generati da tale bordo, coopera con le code sfalsate (44 e 38), ottenuta per mezzo dell'accoppiamento della coda verticale con le ali (18, 20) i cui bordi di attacco (36) compenetrano i bordi di fuga (70) di ciascuna ala (18, 20), al fine di ottimizzare dette prestazioni aerodinamiche; detto velivolo comprende inoltre un equipaggiamento comprendente almeno un dispositivo di dissipazione di onde radar incidenti applicabile in modo removibile su almeno una porzione calda del velivolo (H), mantenendo le caratteristiche aerodinamiche del velivolo.
2. 2. Configurazione velivolo (10) come alla rivendicazione 1, caratterizzata dal fatto che detto musetto (52), a basso allungamento, presenta un profilo a ge ometria variabile a partire dalla punta (74) sino ad uno spigolo di collegamento di detto musetto (52) con l'apice di detto LEX, detto profilo presentando, a partire da detta punta (74), una sezione sostanzialmente circolare e, quindi, una sezione a forma geometrica ovale e cupoliforme.
3. 3. Configurazione velivolo (10) come alla rivendicazione 1, caratterizzata dal fatto che detto disaccoppiamento del piano di coda orizzontale (44) e verticale (38) è ottenuto per mezzo di un impennaggio verticale a forma trapezia accoppiato all'ala (18, 20), di cui i bordi di attacco (36) compenetrano i bordi di fuga (70) di ciascuna ala (18, 20), al fine di ottimizzare in genere il comportamento del velivolo (10) ad alta incidenza.
4. 4. Configurazione velivolo (10) come alla rivendicazione 3, caratterizzata dal fatto che detto disaccoppiamento del piano di coda è ottenuto per mezzo di un impennaggio orizzontale (44) avente una forma trapezia, con possibilità di deflessione simmetrica e asimmetrica, detto impennaggio orizzontale presentando un asse di cerniera (86), che risulta inclinato rispetto ad un asse trasversale (88) del velivolo (10), al fine di ottimizzare i momenti di inerzia e di cerniera.
5. 5. Configurazione velivolo (10) come alla rivendicazione 1, caratterizzata dal fatto che detta presa d'aria (46) non presenta un tipico distanziatore di strato limite o "diverter" sul lato superiore della presa stessa.
6. 6. Configurazione velivolo (10) come alla rivendicazione 1, caratterizzata dal fatto che detta presa d'aria (46) presenta un raggio medio al bordo di attacco di un labbro interno (76A) pari a 7 mm, mentre un raggio medio di un labbro inferiore (78) vale 17,5 mm ed un raggio medio di un labbro esterno (80) vale 14 mm, in modo che l'area di cattura di detta presa d'aria (46) risulta pari a circa 0,322 m , l'area di gola della presa d'aria (46) è di circa 0,257 m<2>e l'area di ingresso al motore è di circa 0,273 m<2>.
7. 7. Configurazione velivolo (10) come alla rivendicazione 1, caratterizzata dal fatto che ogni ala (18, 20) del velivolo (10) è sagomata a forma di trapezio e presenta almeno una zona a dente di sega (S) in almeno una porzione dell'apertura alare, detta ala (18, 20) prevedendo altresì un bordo di attacco (68) con raggio (R) a profilo triangolare.
8. 8. Configurazione velivolo (10) come alla rivendicazione 1, caratterizzata dal fatto che ciascuna ala (18, 20) del velivolo (10) è dotata di profilo con curvatura variabile, sia in corrispondenza di un bordo di attacco (66) che in corrispondenza di un bordo di fuga (70), presso almeno un alettone (56), atto a produrre una riduzione di curvatura che allevia gli effetti di comprimibilità.
9. 9. Configurazione velivolo (10) secondo la rivendicazione 1, in cui i punti caldi (H) del velivolo sono: • una cabina di pilotaggio o abitacolo, comprendendo almeno una porzione trasparente; • una prima ordinata della fusoliera; • una pluralità di bordi di attacco delle componenti, comprendendo ali, velature di coda e prese d'aria dei motori; • almeno una faccia motore;