U i rtdg S ddG n v n es el t ii eoa v i iuFcl dI enr ao i ggei t n a

C r dLue iI enr N u c os iarann gei a a o g aA n Acdmc 21/01 n o cae i 0021 o

TsdLue d eiiara i

Mac Vch r r aci i o e MaulSr o n e ei a n

Poe o in ez n n o vni a : rg du m z o cnez nl o o e lK A O LN R N PA O ES d ard a i dl o eod es nm no t ua e t i eo i mc em dl,i ni a et s u rl uo n o l m o r e vr c cnl td dg E m n F i ei a o i o o el l e i Me ie n

RloeD . gTm ao o i n e tr: o I .o m s C la i a n an C r loeD . gD r B oe or a r: o I . ai o t et n o

RINGRAZIAMENTI

Giunti al termine di questo lavoro desideriamo ringraziare ed esprimere la nostra riconoscenza nei confronti di tutte le persone che, in modi diversi, hanno permesso ed incoraggiato la realizzazione e la stesura di questa tesi, facendo precedere ai nostri ringraziamenti personali, quelli di chi ci ha seguito durante la redazione del lavoro. Ringraziamo: prof. Tommaso Colaianni, per la fiducia che ci ha accordato quando ci ha trovati in affanno con un argomento di tesi che ci sembrava insormontabile, per la continua disponibilit e prontezza nei chiarimenti e suggerimenti, per la sua estrema simpatia e cordialit; prof. Dario Boote, per aver creduto in noi e averci dato lopportunit di partecipare al concorso della PROMARC che ha dato vita a questa tesi; prof. Edward Canepa, per avere attentamente revisionato la parte aerodinamica della nostra tesi fornendoci preziosi consigli; prof. Marco Altosole, per laiuto nei calcoli sul modello; prof. Massimo Musio-Sale, perch guardando il progetto da una prospettiva globale ci ha fornito spunti di approfondimento e idee di sviluppo; prof. Kirill Rozhdestvensky, dellUniversit di Scienze Marine di San Pietroburgo, il quale per primo ha risposto ai nostri interrogativi e con molta passione e disponibilit si dedica allo studio di questi strani mezzi; prof. Nikolai Kornev, del dipartimento di Idrodinamica dellUniversit di Scienze Marine di San Pietroburgo, che ci ha aiutati nellutilizzo del software Autowing e ci ha fornito preziose indicazioni per districarci nella giungla di informazioni accumulate; Anna Mori che ci ha accompagnato durante questo biennio, con grande disponibilit e cordialit, semplificando, e non poco, il nostro percorso; Matteo Ballostro, per le idee che ci ha dato.

Desidero innanzitutto ringraziare la persona che tanto avrei voluto fosse qui in questo momento, alla quale dedico questo mio lavoro, che mi ha appassionato e divertito per questi lunghi 8 mesi, a te Maria, che mi hai cresciuto e accudito, donna umile che tanto hai insegnato alla mia vita, donna semplice e saggia che mi hai mostrato i veri valori, donna forte che mi hai insegnato la tenacia e il valore della vita, grazie. Un ringraziamento particolare va alla mia famiglia, e il mio primo pensiero va ai miei genitori, Giorgio e Tanina, senza il loro aiuto non avrei mai raggiunto questa meta; vi sono davvero grato per il sostegno economico, ma pi di ogni altra cosa dellaiuto tacito o esplicito che mi avete sempre dato, grazie di non avermi mai fatto pressione nemmeno nei momenti pi difficili, grazie per avermi sempre sostenuto e incoraggiato. Grazie poi ai nonni Pino e Alma. Grazie ad Eleonora che da quando entrata nella mia vita ha reso tutto pi facile, grazie del sostegno, dellaiuto, del tempo speso insieme, di avere nonostante il poco tempo a disposizione riletto questo elaborato. Ringrazio di cuore Daniela che ha sempre un consiglio per me, anche nelle situazioni pi difficili, tanto mi ha insegnato in questi anni e tanto ancora spero mi insegner. grazie a Simona, Claudia, Momo e Andrea; grazie a Maria, Gaia, Paolo, Carbo, Manuela, Man; poi grazie a tutti gli amici Cinzia, Tony, Elena, Gas, Pinni, Chiara, Tonino, Sara, Ila, Ale, Enri, Leena, Simona, Daniela, Luigi, Silve, Sergio, Amore, un grande grazie va a tutti i ragazzini della scuola della pace poi grazie a Elisabetta, Paolo e Domenica che mi hanno sempre accolto come un figlio. Ringrazio infine Manuela, con cui ho condiviso la maggior parte degli studi e affrontato gli esami, ma soprattutto perch insieme abbiamo seguito con tenacia, umorismo e ottimismo passioni e aspirazioni comuni. Marco

Ringrazio le persone che oggi moralmente si laureano con me: i miei genitori Anna e Massimo, che in questi anni hanno gioito con me per le mie vittorie e hanno sofferto delle mie delusioni, che mi hanno indicato la strada quando non la trovavo, che hanno cercato sempre di darmi tanto di tutto ci che una figlia pu chiedere e a cui devo molto pi che gratitudine; Francesco,che nel suo modo assolutamente non convenzionale ha accompagnato il mio percorso di studi, ma non solo, e che ha il merito esclusivo di rendere la mia vita una montagna russa imprevedibile e di conseguenza, me pi dinamica per affrontarla ; Ilaria che per me come una sorella e ci teneva a essere ricordata nei ringraziamenti; le mie cugine Alice e Marta sempre pronte ad ascoltare e condividere le emozioni delle avventure quotidiane e a lanciarmi una ciambella di salvataggio in caso di necessit; legiovani marmotte che regalandomi sorrisi hanno alleggerito la tensione dei momenti difficili e reso migliori quelli gi sereni; il mio fan club: nonni, zii, cugini e amici di Genova e di Lecce, che ciecamente hanno creduto in me, mi hanno incitata e sostenuta a ogni passo perch raggiungessi un traguardo che anche un po loro; in ultimo, ma solo per cronologia, Marco , che ha passato con me pi tempo che chiunque altro in questi anni in cui il, condividere i nostri studi, ci ha portato oltre al resto, a unamicizia sincera. Manuela

indice

INDICE

Premessa Abbreviazioni e glossario

p. 13 p. 15

Parte Prima : genesi del progetto 1. INTRODUZIONE 2. L EKRANOPLANO COME MEZZO DI SOCCORSO 2.1. Efficienza di trasporto 3. EFFETTO SUOLO 3.1. Downwash e resistenza indotta 3.2. Fisica delleffetto suolo 3.3. Portanza e resistenza 3.4. Teoria semplificata di Wieselberger 3.5. Esperienze empiriche 3.5.1. Ferrovia a lievitazione su cuscinetto daria 3.5.2. Wing cars 4. STORIA DELLEKRANOPLANO 4.1. Ispirazioni pioneristiche 4.2. Storia moderna 4.3. Storia contemporanea e prospettive future 5. CLASSIFICAZIONE DEGLI EKRANOPLANI 5.1. Classificazione aerodinamica rispetto alla configurazione

p. 19 p. 23 p. 24 p. 26 p. 28 p. 29 p. 32 p. 34 p. 34 p. 37 p. 37 p. 39 p. 43 p. 43 p. 45 p. 51 p. 53 p. 54 p.54 ali-coda di tipo p. 55 p. 56 p. 57 p. 57

5.1.1. Tandem 5.1.2. Configurazione aerodinamico

5.1.3. Configurazione Flying Wing 5.1.4. Configurazione ad ali composite 5.2. Classificazione rispetto al range di altezze di volo: tipi A,B e C (classificazione IMO)

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5.3. Classificazione rispetto alla fisica del fenomeno GE 5.4. Parametri di progetto 6. INDAGINE SULLESISTENTE 6.1. Uso militare 6.1.1. KM 12 The Caspian Sea Monster 6.1.2. Lun 6.1.3. VVA-14 6.2. Uso civile 6.2.1. Spasatel 6.2.2. A-90 Orlyonok 6.2.3. Volga 2 6.3. Uso diportistico 6.3.1. Amphistar APPENDICE I

p. 58 p. 59 p. 61 p. 62 p. 62 p. 63 p. 64 p. 65 p. 65 p. 66 p. 67 p. 68 p. 68 p.69

Parte Seconda : studio del modello 1. INTRODUZIONE 1.1. PROMARC Competition 1.2. Design Concept 2. PROGETTO DI ALI E CODA 2.1. Scelta del profilo 2.1.1. Ali principali 2.1.2. Coda 2.2. Polare dellala finita 2.3. Coefficiente di portanza in GE 2.4. Geometria e caratteristiche dellala 2.4.1. Geometria dellala e angolo di freccia 2.4.2. Posizione dellala e peculiarit 2.4.3. Estensione della superficie portante 2.5. Conclusioni 3. DISLOCAMENTO E IMMERSIONE DELLEKRANOPLANO

p. 71 p. 75 p. 75 p. 75 p. 78 p. 78 p. 84 p. 86 p. 88 p. 94 p. 96 p. 96 p. 97 p. 99 p. 101 p. 103

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indice

4.

CALCOLI TEORICI 4.1. Approssimazioni 4.2. Forza gravitazionale 4.3. Forze aerodinamiche 4.3.1. Portanza negativa della fusoliera 4.3.2. Portanza delle ali principali e della coda 4.4. Forze idrostatiche e idrodinamiche 4.4.1. Calcoli sul modello 4.5. Equilibrio delle forze

p. 107 p.107 p. 108 p. 108 p. 108 p. 110 p. 112 p. 113 p. 120 p. 122 p. 123 p. 125 p. 125 p.126 p. 127 p. 128 p. 129 p. 131

5. MATERIALE E TECNICHE COSTRUTTIVE 5.1. Suddivisione in parti del mezzo 5.2. Disegni costruttivi 5.2.1. Scafo 5.2.2. Fusoliera 5.2.3. Coda e timone 5.2.4. Ali principali 6. CONCLUSIONI APPENDICE II

Parte Terza: 1. INTRODUZIONE 2. CARATTERISTICHE GENERALI DELLEKRANOPLANO AL VERO 3. STUDIO DEL LAYOUT DEGLI INTERNI E DELLALLESTIMENTO TECNICO 3.1. Piani generali 3.2. Piano di capacit 3.3. Propulsori e configurazione propulsiva 4. DISLOCAMENTO, IMMERSIONE E STIMA DELLA VELOCITA DI DECOLLO 4.1. Dislocamento 4.2. Immersione 4.3. Calcolo delle forze agenti sullekranoplano

p. 135 p. 139 p. 140 p. 142 p. 142 p. 143 p. 145 p. 149 p. 149 p. 152 p. 153

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4.3.1. Forza gravitazionale 4.3.2. Forze aerodinamiche 4.3.3. Spinta totale e stima della velocit di decollo 5. DIMENSIONAMENTO DELLE STRUTTURE 5.1. Dimensionamento dei fasciami 5.2. Dimensionamento dei rinforzi ordinari 5.3. Dimensionamento degli elementi rinforzati 5.4. Strutture delle ali principali 5.4.1. Strutture aeree 5.4.2. Dimensionamento dei rinforzi alari 5.5. Paratie e puntelli 6. INTRODUZIONE AGLI ELEMENTI FINITI 6.1. Cenni storici 6.2. Metodi di analisi delle strutture 6.3. Applicabilit del metodo a elementi finiti 7. TEORIA DEI METODI A ELEMENTI FINITI 7.1. Teoria dellelasticit 7.2. Equazioni fondamentali 7.2.1. Equazioni di equilibrio 7.2.2. Equazioni di congruenza o compatibilit 7.2.3. Equazioni costitutive del materiale o di legame 7.2.4. Condizioni al contorno 7.2.5. Metodi risolutivi 7.2.5.1. Metodo delle forze 7.2.5.2. Metodo degli spostamenti 8. STRUCTURAL MODELLING SOFTWARE MAESTRO 8.1. Introduzione 8.2. Potenzialit della modellazione con Maestro 8.3. Progetto strutturale razionale 8.4. Modellazione a elementi finiti 9. SCHEMATIZZAZIONE ADOTTATA

p. 153 p. 154 p. 165 p. 167 p. 169 p. 170 p. 172 p. 176 p. 176 p. 181 p. 181 p. 182 p. 182 p. 185 p. 186 p. 187 p. 187 p. 187 p. 187 p. 189 p. 190 p. 193 p. 194 p.194 p. 195 p. 196 p. 196 p. 197 p. 198 p. 199 p. 203

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indice

10. CARATTERISTICHE DEI MATERIALI IMPIEGATI 11. CONDIZIONI DI CARICO E VINCOLI 11.1. Determinazione delle pressioni di carico 11.2. Posizionamento dei vincoli 12. RISULTATI DELLA VERIFICA STRUTTURALE 12.1. Condizione di carico 1: ekranoplano in acqua 12.2. Condizione di carico 2: ekranoplano in volo 12.3. Condizione di carico 3: impatto in fase di ammaraggio 13. CONCLUSIONI 13.1. Condizione di carico 1: ekranoplano in acqua 13.2. Condizione di carico 2: ekranoplano in volo 13.3. Condizione di carico 3: impatto in fase di ammaraggio

p. 206 p. 208 p. 208 p. 218 p. 220 p. 220 p. 233 p. 247 p. 260

Epilogo Bibliografia

p. 261 p. 263

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PREMESSA

Forse non tutti sanno cos un ekranoplano. Nemmeno noi prima di intraprendere questo viaggio. E molti forse si domanderanno quali motivazioni ci hanno spinto a sviluppare una tesi di laurea partendo da un salto nel buio. Una domanda lecita e la spiegazione doverosa. Abbiamo voluto lavorare su un progetto che raccogliesse come un puzzle le tessere che rappresentano la spina dorsale del percorso di formazione che stiamo concludendo, ma non solo. Volevamo che il nostro lavoro riflettesse anche una parte di noi, quella che per definizione stessa della professione che abbiamo scelto spesso fatica ad emergere e rischia di rimanere latente. Quella tesa allinnovazione, proiettata nel futuro ma attenta agli aspetti sociali, quella curiosa, pronta a reagire agli stimoli, quella disposta ad abbracciare soluzioni creative, ai limiti del realizzabile, e a credere nella possibilit di miglioramento. Da questi spunti il contenuto del nostro impegno: loggetto innovativo: lekranoplano; lutilit sociale: il fine di recupero e soccorso; levoluzione di un settore e la risoluzione delle problematiche ad esso connesse: lo sviluppo di un mezzo di trasporto veloce, versatile e relativamente economico; lapplicazione pratica delle basi tecniche che il nostro corso di studi ci ha fornito: il design del modello, il dimensionamento e lanalisi delle strutture. Questo progetto una riflessione sulla modernit che parte dallacqua e si libra nel vento, che raccoglie elementi di conoscenza, osservazioni e visioni di prospettive future. Gli intenti di questo lavoro sono diversi. Innanzitutto la sensibilizzazione a un problema che resta irrisolto ma comunque poco sentito, affinch risvegliando linteresse si continui a investire in un percorso di ricerca che tra alti e bassi dura da decenni . Offrire un suggerimento, unidea paradossalmente neonata ma gi vecchia, da sviluppare, migliorare, scorporare se necessario rendendola qualcosa di diverso, ma pur sempre un tassello dellenorme mosaico che necessariamente la soluzione di una situazione complessa. Soluzione che tra laltro vuol essere pi generale possibile, applicabile cio al maggior numero pensabile di contesti al fine di organizzare e pianificare operazioni di soccorso con maggiore efficienza per ridurre gli effetti collaterali di catastrofi naturali, come quella da poco occorsa ad Haiti ed evitare tragedie dovute al ritardo o alla difficolt degli interventi di recupero in mare come in passato purtroppo spesso accaduto. Poi, non ultimo, la presentazione di un progetto, il nostro progetto, per cui abbiamo dovuto e voluto sperimentare la nostra sensibilit in campi differenti dal consueto, da quelli usualmente proposti e affrontati durante il corso degli studi, per cui abbiamo dovuto imparare a guardare e analizzare ogni

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situazione da prospettive diverse, in continua metamorfosi, delineando domande iniziali, punti di sviluppo, vincoli. Mettendoci in discussione e mettendo in discussione tanta parte di quelle nozioni acquisite che abbiamo sempre considerato certezze.

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glossario e abbreviazioni

GLOSSARIO E ABBREVIAZIONI

eff i aV aVCG AR b B c Camber CD CL CL IGE CL MAX CL OGE CR CDGE CG D Di E EGE Endplate FEM g G

Angolo di attacco Angolo di attacco effettivo Angolo di incidenza indotta Angolo di deadrise Dislocamento Volume Fattore correttivo di Wieselberger per ala in effetto suolo Angolo di assetto longitudinale Accelerazione verticale Accelerazione verticale nel centro di gravit Allungamento alare (aspect ratio) Apertura alare Larghezza ekranoplano Corda Corda media Curvatura di un profilo asimmetrico Coefficiente di resistenza Coefficiente di portanza Coefficiente di portanza in effetto suolo Massimo coefficiente di portanza Coefficiente di portanza fuori dalleffetto suolo Coefficiente di resistenza Dominanza degli effetti della corda dellala in effetto suolo Centro di gravit Resistenza Resistenza indotta Modulo di elasticit lineare Extreme Ground Effect Soluzione aerodinamica per ridurre i vortici alari di estremit Metodo a elementi finiti Accelerazione di gravit Modulo di elasticit tangenziale

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GE h h/c ICAO IGE IMO KML KMT L L0 Li LCB LCF LCG L/D LOA m MAC NACA NATO OGE Planform shape PPad PPam PPav PROMARC Ram Pressure Re Rescue flying boat RINA Root S S-shape SDGE SLS system

Ground Effect Altezza del centro di pressione dellala dal pelo libero Altezza relativa dellala dal suolo International Commercial Aviation Organization In Ground Effect International Maritime Organization Altezza del metacentro longitudinale dalla linea di chiglia Altezza del metacentro trasversale dalla linea di chiglia Portanza Portanza fuori dalleffetto suolo Portanza idrodinamica Coordinata longitudinale del centro di spinta Coordinata longitudinale del centro della figura di galleggiamento Coordinata longitudinale del centro di gravit Rapporto portanza-resistenza, definite efficienza Lunghezza fuori tutto dellekranoplano Massa Corda media aerodinamica National Advisory Committee on Aeronautics North Atlantic Treaty Organization Out Ground Effect Piano di forma dellala (in pianta) Perpendicolare addietro Perpendicolare al mezzo Perpendicolare avanti Promoting Marine Research Careers Incremento di pressione statica dovuto alleffetto suolo Numero di Reynolds Termine inglese per definire ekranoplani per salvataggio e soccorso Registro Italiano Navale Estremit dellala prossima alla fusoliera Superficie alare Profilo con sezione a S studiato per gli ekranoplani Dominanza degli effetti della lunghezza dellala in effetto suolo Sintering Laser Selective system

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glossario e abbreviazioni

Span T Take off Tandem Taxing TCG Tip TPcm V VCB VCG w W WIG Wing root Wing tip Zero lift angle

Apertura alare Immersione ekranoplano Decollo Tipo di configurazione aerodinamica Fase di navigazione dellekranoplano Coordinata trasversale del centro di gravit Estremit dellala pi distante dalla fusoliera Dislocamento unitario Velocit di avanzo del mezzo Coordinata verticale del centro di spinta Coordinata verticale del centro di gravit Velocit indotta Modulo di resistenza Wing in Ground Effect craft Estremit dellala prossima alla fusoliera Estremit dellala pi distante dalla fusoliera Angolo di incidenza di un profilo per cui esso ha portanza nulla

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genesi del progetto

1. INTRODUZIONE

Com ben noto il problema del trasporto rapido di carichi considerevoli su forti distanze, quale pu presentarsi ad esempio in occasione di grandi calamit naturali o conflitti militari localizzati in aree geografiche lontane, non stato finora risolto in maniera ottimale. Le navi da trasporto a dislocamento, impiegate dalle marine civili e militari di tutto il mondo, offrono infatti alte capacit di carico fino a decine di migliaia di tonnellate, ma hanno una mobilit ristretta alla sola superficie marina la quale, per quanto estesa, non consente di raggiungere direttamente le zone interne dei Paesi pi grandi, n tantomeno le aree centrali delle piattaforme continentali. Inoltre la velocit oraria di trasferimento mediamente non supera i venti nodi, tanto che i tempi di navigazione su distanze oceaniche finiscono facilmente con lessere dellordine di una o pi settimane. Nelle contingenze dette, tali durate risultano essere ovviamente del tutto inaccettabili. Queste stesse limitazioni vengono invece superate facilmente dal trasporto aereo, che ha possibilit di accesso quasi illimitate in ogni angolo del globo con velocit di trasferimento molto elevate, ma con capacit di carico tuttora limitate a poche decine di tonnellate per un normale quadrimotore fino a un massimo di un centinaio nel caso di aerei da trasporto di grandissima mole. Questi, per contro, hanno per costi di acquisizione e gestione molto elevati. Molteplici tentativi sono stati effettuati negli ultimi anni dalle maggiori potenze per cercare di superare queste limitazioni ideando e costruendo veicoli di nuovo tipo, anche se la maggior parte di essi non ha avuto, almeno per ora, sviluppi applicativi di grande rilievo. Questa prima parte della pubblicazione si prefigge lobiettivo di delineare i motivi essenziali che hanno condotto alla decisione di sviluppare un progetto non convenzionale e vuole giustificare le scelte operate e la strada intrapresa e seguita durante lo sviluppo,ma non solo. Vuole rendere un po pi familiare un mezzo di trasporto poco noto ma dalle grandi potenzialit e promuoverlo come campo di ricerca dalle interessanti prospettive su cui spendere risorse umane e finanziarie.

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Parte Prima

2. L EKRANOPLANO COME MEZZO DI SOCCORSO

Nel campo della progettazione di mezzi innovativi ai fini dellottimizzazione dei trasporti in termini di velocit, capacit di carico, autonomia e versatilit, particolare interesse meritano i velivoli-nave sperimentati dai sovietici e denominati Ekranoplan o, in lingua inglese, Wing in ground effect craft o pi semplicemente Wing ship, abbreviazione non utilizzabile nelle traduzioni italiane di Alinave o Aliscafo che sottintendono i ben noti mezzi ad ali intersecanti la superficie marina o totalmente immerse da tempo in uso e di ben diverso funzionamento. Il nome russo Ekranoplan traducibile nella nostra lingua in maniera sufficientemente esplicativa in Schermonave o Schermoplano dal pi evidente significato di navi capaci di sollevarsi dallacqua e sostentarsi in volo grazie allazione dellaria sulle loro superfici aerodinamiche conformate a schermo e mantenute inclinate rispetto alla direzione del movimento. Con tali realizzazioni si tentato, con notevole successo, di iniziare a coniugare insieme gli aspetti vantaggiosi di entrambi i tipi di trasporto, navale e aereo. Queste macchine volanti infatti possiedono buone capacit di galleggiamento e di tenuta al mare grazie alla piattaforma di stazionamento di tipo navale, offrono la possibilit di un utilizzo anfibio e capacit di carico assimilabili a quelle di una nave a dislocamento e potenzialmente superiori a quelle possedute da aeroplani della stessa mole. Il principio fisico di funzionamento, sfruttato per muovere, acquistare velocit e quindi sollevarsi pressoch analogo a quello degli aeromobili comuni. Gli schermoplani si distaccano dallacqua sotto lazione propulsiva di motori a elica o a getto di tipo aeronautico e traslano in volo orizzontale a elevata velocit grazie alleffetto suolo (i benefici di tale effetto saranno dettagliatamente spiegati nel capitolo successivo), fenomeno aerodinamico che si produce su di una macchina aerea quando essa in volo in sostentamento dinamico ad una altezza di pochi metri dalla superficie liquida. Il meato daria che si crea tra le superfici aerodinamiche della macchina e quella piana marina o terrestre produce infatti una rilevante portanza alare addizionale rispetto a quella che si avrebbe in un normale volo a una quota pi elevata. Tale incremento di spinta verticale pu essere sfruttato o per ridurre la potenza propulsiva applicata alla macchina a parit di peso totale e velocit, oppure per incrementare notevolmente il carico utile trasportato.

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genesi del progetto

Riassumendo dunque, le caratteristiche ampiamente discusse e che concordemente rappresentano i punti di forza dellEkranoplano sono: Ottimizzazione dei costi quando opportunamente progettato e dimensionato; Alta qualit di viaggio nella modalit di crociera (basso livello di accelerazioni); Impressionante tenuta al mare nelle fasi di decollo e atterraggio, tenuta al mare praticamente senza limiti in crociera; Sicurezza di operativit dovuta alla vicinanza con la superficie sottostante e alla possibilit di effettuare un atterraggio di emergenza in qualunque momento; Capacit anfibie (possibilit di operare in effetto suolo sullacqua, sulla terraferma, su superfici innevate o ghiacciate); Possibilit di utilizzare una qualunque spiaggia non attrezzata come punto di imbarco e sbarco di carico e passeggeri o per effettuare le operazioni di manutenzione; Nessuna necessit di aeroporti o piste di atterraggio e conseguente abbattimento dei costi relativi a tali voci; A differenza degli aerei che si muovono nella stratosfera,operando praticamente sul livello del mare non sono richieste cabine isolate ed ermetiche. Inoltre univocamente secondo analisi preliminari condotte da diversi ed eminenti studiosi quali Belavin, Volkov e Hooker si pu affermare che nonostante i velivoli WIG non abbiano ancora avuto il loro successo commerciale esistono prospettive incoraggianti riguardo il loro utile impiego in applicazioni civili quali il trasporto di merci e/o passeggeri, per turismo, sport e divertimento cos come per scopi particolari, quali operazioni di ricerca e salvataggio. Ed proprio su questo ultimo aspetto che ci piacerebbe focalizzare lattenzione. E ancora fresco il ricordo delle tragedie capitate ai sottomarini nucleari Kosmolets e Kurks rispettivamente nellaprile del 1979 nel Mar di Norvegia e nellagosto 2000 nel Mar di Barents. Lanalisi degli esistenti mezzi di salvataggio in acqua mostra come navi di superficie siano inabili a raggiungere il luogo del disastro sufficientemente in fretta e come gli aeroplani non possano effettivamente effettuare operazioni di recupero in mare non potendo fisicamente atterrare in prossimit di una nave che affonda. E per quanto riguarda gli idrovolanti, persino i pi moderni non possono vantare tenuta al mare e capacit di carico pari a quella di un ekranoplano, senza contare che lekranoplano per la sua considerevole robustezza strutturale pu atterrare anche in condizioni di mare mosso, cosa assai pericolosa per gli idrovolanti.

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Parte Prima

Esperimenti condotti dai Russi su modelli appartenenti alla classe Lun1 hanno dimostrato che gli ekranoplani possiedono alcune caratteristiche che giustificano il loro impiego per operazioni di salvataggio in acqua. In particolare, quando un WIG si trova in mare alla deriva,non governato, naturalmente portato a mettersi con il naso contro il vento. Appena le ali principali a causa dellassetto assunto dal velivolo, si trovano a immergere in acqua la loro parte posteriore, al di sotto di esse si crea una regione di mare relativamente calmo. La parte superiore dellala pu essere usata come piattaforma dimbarco per gommoni di salvataggio o persone.

2.1. Efficienza di trasporto Per ogni sistema di trasporto esistono condizioni ottimali di velocit e di potenza, che lo rendono pi o meno adatto a svolgere il servizio richiesto, in un certo ambiente, ad una certa distanza e con una certa rapidit di movimento, condizioni che variano a seconda delle esigenze. Latto del trasporto si articola sostanzialmente in due componenti: una essenzialmente tecnica (lo sforzo di trazione) una prevalentemente economica ( velocit).

La grandezza meccanica che tiene conto di entrambi questi parametri del trasporto la potenza. Lo sforzo di trazione dipende in generale dal veicolo, dal suo carico e dalle modalit del trasporto. La velocit, invece, dipende da una scelta economica fra lopportunit di viaggiare pi rapidamente per ridurre il tempo di trasporto e la necessit di contenere i costi che, in genere, crescono quando si chiedono prestazioni pi elevate al sistema di trasporto. Pertanto risulta particolarmente interessante la classificazione di Gabrielli von-Karman sulle prestazioni ottimali di trasporto: nei due diagrammi di von Karman-Gabrielli riportati di seguito sono illustrate le caratteristiche dei sistemi di trasporto esistenti; la technology line rappresenta lattuale capacit di raggiungere una certa velocit con il carico pagante desiderato alla potenza pi bassa possibile. I sostenitori degli WIG usano comunemente questi diagrammi per dimostrare che c un gap fra le navi e gli aerei e gli WIG hanno le potenzialit per colmare questo vuoto operativo.

1

Vedi Parte Prima, c.6.1.3.

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genesi del progetto

Dai diagrammi si pu facilmente osservare come un WIG ben progettato abbia un rapporto L/D

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relativamente alto e una velocit bassa se messo a confronto con un aereo di dimensioni simili, ma sia molto pi veloce ed efficiente in termini di consumo di carburante rispetto a qualunque nave.

Figura 1. diagrammi di von Karman - Gabrielli

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Per il significato delle abbreviazioni e della simbologia si veda il capitolo glossario e abbreviazioni

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Parte Prima

3. EFFETTO SUOLO

Le prime considerazioni che vengono fatte progettando un mezzo di trasporto riguardano la sua efficienza, produttivit e capacit di trasportare economicamente un cospicuo carico pagante. Un alta efficienza di trasporto si ottiene facendo in modo che le seguenti caratteristiche presentino i valori numerici pi alti possibile: rapporto portanza/resistenza efficienza propulsiva rapporto carico pagante/peso

E noto che alti valori dellefficienza propulsiva possono essere ottenuti con dispositivi che muovano una grande massa di fluido con piccoli incrementi di velocit e con un accoppiamento ragionevole del motore e compatibile con le richieste prestazionali del mezzo. Alti rapporti portanza/resistenza si ottengono riducendo al massimo la resistenza del profilo e quella indotta; la resistenza di profilo causata dallattrito superficiale e dalle perdite causate dalla separazione del filetto fluido, che possono essere minimizzati da un profilo alare ben progettato. Per ridurre la resistenza indotta si deve agire sullaspect ratio dellala oppure si deve operare in stretta prossimit del suolo. Gli effetti benefici delloperare vicino al suolo sono ampiamente noti. Basti pensare a quante volte aerei in difficolt hanno tratto vantaggio dallincremento di portanza che si registra in stretta prossimit del suolo e che allinizio dellaviazione i lunghi viaggi erano effettuati da aeroplani dalla tecnologia relativa sfruttando questo principio. Alexander Martin Lippisch (1894-1976), un pioniere tedesco dellaerodinamica, riconobbe la potenzialit dellincremento delle performance dovuto a tale fenomeno e comp fondamentali ricerche per risalire alle cause fisiche di questo principio. Nel corso dei suoi studi riusc a costruire un veicolo capace di operare in ground effect, dimostrando cos la validit della sua teoria. Prima di addentrarsi nel concetto delleffetto suolo utile a titolo di chiarimento fare qualche premessa e spiegare alcune propriet aerodinamiche degli aerei.

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genesi del progetto

3.1. Downwash e resistenza indotta Nel caso in cui si consideri la situazione reale di unala di lunghezza infinita investita da fluido, contrariamente al caso bidimensionale che pu essere rilevato solo in galleria del vento dove gli effetti dovuti alle estremit delle superfici portanti vengono generalmente trascurati, si devono considerare gli effetti tridimensionali che per le ali aeree sono di grande rilievo. La causa di questi effetti, detti anche di estremit, la differenza di pressione fra i due lati del profilo alare, quello superiore e quello inferiore. I filetti fluidi tendono sempre a spostarsi da zone di alta pressione a zone di bassa pressione per compensare il gradiente. Se lala fosse bucata laria passerebbe attraverso i fori dal lato in pressione a quello in depressione; dal momento che lala continua, laria per colmare le differenze di pressione costretta a passare per lestremit alare dal ventre al dorso. Questo fenomeno d luogo ad una forma aggiuntiva di resistenza, tanto minore quanto pi distanti dal corpo centrale dellala sono situate le estremit, cio quanto pi grande laspect ratio. Analizziamo nel dettaglio questo fenomeno fisico: prendiamo in esame unala aerea di span finito, con piano di forma che va restringendosi dal root al tip (questo ragionamento si pu estendere altrettanto a una qualsiasi superficie portante di lunghezza finita, un timone, una vela, una pinna di deriva ). Consideriamo lala aderente ad una fusoliera: laria non pu passare fra lala e la fusoliera e questo equivale a dire che nella zona di interesse il flusso simile a quello ideale di cui abbiamo parlato prima e la sua direzione risulta parallela alla corda (in caso di profilo alare simmetrico). A causa dellangolo di incidenza maggiore di zero, si instaura una circolazione attorno allala; la portanza prodotta sar proporzionale allintensit della circolazione. Immaginiamo ora di suddividere lala in una serie di bande orizzontali parallele alla corda: la circolazione, e quindi la portanza locale, decresce man mano che ci si sposta verso lesterno; la ragione principale di questa diminuzione semplicemente il fatto che la corda diminuisce e di conseguenza diminuisce larea della striscia associata. Possiamo quindi raffigurarci lala come un sistema in cui lintensit della circolazione decresce dal wing root al wing tip. Molti degli studi sullorigine, comportamento ed effetti dei vortici sono stati compiuti da Hermann Ludwing von Helmholtz (1821-1894) grande scienziato e al tempo stesso filosofo,

contemporaneamente docente di fisica e filosofia. Fra le sue quattro leggi che governano il comportamento dei vortici, quella che ci riguarda pu essere cos formulata: la circolazione o il moto vorticoso in un fluido non pu mai essere n creata n distrutta. Occorre qualche spiegazione a questa affermazione non proprio intuitiva. Possiamo innanzitutto definire quantitativamente un vortice attraverso una grandezza definita intensit di vortice. Esiste una precisa e complessa29

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formulazione matematica che la descrive, ma pi semplicemente possiamo dire che questa propriet un numero che dipende dalla velocit e dalla direzione di rotazione, negativo se la rotazione in senso orario e positivo se antiorario. Essendo la vorticit globale una quantit fissata, quando lala di un aereo comincia a muoversi rispetto allaria, contemporaneamente alla nascita di un vortice periferico viene lasciato in scia a poppa un vortice iniziale. Naturalmente il processo non discontinuo, come appare dalla suddivisione dellala in bande orizzontali, ma risulta dalla somma di infiniti vortici infinitesimali che danno luogo ad unintensit finita.

Figura 2. vortici di estremit di un aeromobile leggero

Il fatto che tutti questi singoli vortici si trasformino in un unico vortice a poppa facilmente constatabile osservando esempi di situazioni reali: la figura sopra ne mostra uno. Percepiamo visivamente un unico vortice destremit poich la pressione al centro del vortice minore che ai lati e il vapore condensa lungo lasse del vortice. La variazione della circolazione e quindi della portanza lungo laltezza spesso indicata con il termine distribuzione di carico, che uno degli effetti tridimensionali, ed importante nel determinare la resistenza totale. Esaminiamo ora le conseguenze indotte da questo vortice di uscita. Il flusso in un vortice naturalmente circolare e la velocit tangenziale inversamente proporzionale alla distanza dal centro. Questo moto vorticoso viene ora sovrapposto al flusso incidente , modificandolo nella regione vicina allala. Se concentriamo la nostra attenzione sulle velocit in prossimit della superficie dellala, possiamo verificare che il contributo del vortice di uscita dato dalla distribuzione

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di velocit tangenziale nella parte inferiore del flusso vorticoso. Questa velocit risulta perpendicolare al flusso incidente e decresce man mano che ci si allontana dal centro del vortice; questo fenomeno viene detto downwash (deviazione verso il basso), o velocit indotta. A causa di questa componente di velocit verticale, la perpendicolare alla velocit locale risulta diretta pi verso la parte posteriore dellaereo, la portanza locale ha quindi una componente parallela al flusso che una componente di resistenza. Tale componente detta frequentemente resistenza indotta o resistenza di vortice.

Figura 3. resistenza indotta di un profilo

Quindi, in conclusione, unala genera portanza perch esiste un gradiente tra le pressioni sulla sua superficie superiore (minore) e sulla superficie inferiore. Questa differenza di pressione crea un contributo al sostentamento, ma la penalit che la pressione minore al di sopra dellala richiama il flusso per compensare il gradiente. Il passaggio dellaria dalle zone a pressione maggiore a quelle a pressione inferiore crea quello che chiamato vortice destremit. Nelle parti terminali di ciascuna delle due ali di un aereo dunque si genera un vortice duscita che ruota in senso opposto rispetto allaltro, come illustrato di seguito.

Figura 4. rappresentazione frontale dei vortici di estremit

Leffetto principale del vortice quello di deflettere il flusso verso il basso; per compensare la frazione di portanza persa a causa dello spostamento di flusso, lala deve incontrare laria ad un31

Parte Prima

angolo di attacco maggiore. Questo incremento migliora il contributo al sostentamento ma causa altres un aumento di resistenza.

3.2. Fisica delleffetto suolo Quando un aereo viaggia in prossimit di una superficie solida o liquida si instaura un fenomeno fisico che favorisce il sostentamento in volo. Gli effetti di tale fenomeno sono sensorialmente avvertibili. Ad esempio durante la fase di atterraggio i piloti di aerei hanno spesso descritto di aver provato una sensazione di galleggiamento, come se viaggiassero su di un cuscino daria che si forma fra le ali e il suolo e, incrementando la portanza, rende pi difficoltoso latterraggio. Questa percezione causata dal fatto che il suolo blocca parzialmente la formazione dei vortici di estremit sullala e ci fa diminuire lintensit di quella componente indotta della velocit detta downwash. Tale riduzione a sua volta fa crescere langolo di attacco effettivo dellala e fa si che essa sviluppi pi portanza e meno resistenza di quelle che avrebbe lontano dalla superficie.

Figura 5. confronto tra la formazione di vortici in volo e vicino al suolo

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Il ground effect quindi il fenomeno causato dalla presenza di uno strato sottostante e in stretta vicinanza di un profilo alare. Pi l'ala vicina allo strato e pi l'effetto diventa pronunciato.

Figura 6. sviluppo dei vortici alari di un aereo lontano dal suolo (sinistra) ed in prossimit del suolo (destra)

In termini di pressione totale del flusso, la portanza addizionale dovuta ad un aumento di pressione statica sotto all'ala. La pressione totale del campo di moto si pu dividere in pressione statica (pressione superficiale) e pressione dinamica (la pressione associata ad una velocit). Poich la pressione totale rimane costante nel campo di moto, la somma di pressione statica e pressione dinamica deve rimanere invariata. Essendo il flusso forzato nella regione fra l'ala e il suolo, il decremento nella pressione dinamica si trasforma in un incremento in pressione statica (ram pressure). La risultante distribuzione di pressione alterata causa un netto incremento nella portanza e un cambiamento in molte delle altre caratteristiche aerodinamiche dell'ala.

Figura 7. rappresentazione delle caratteristiche principali del profilo in effetto suolo

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3.3. Portanza e resistenza Come detto, la presenza di uno strato sotto lala altera il campo di moto attorno ad essa. Questo effetto dimostrato nella figura sottostante:

Figura 8. linee di flusso di un profilo indisturbate (sinistra) e alterate dalla presenza del suolo (destra)

Il cambiamento del campo di moto riduce langolo di downwash che causa la resistenza indotta. A questo consegue un aumento delleffettivo angolo dincidenza ad un dato angolo di attacco geometrico. Questo causa una corrispondente rotazione del vettore risultante delle forze e una variazione della componente della portanza e della resistenza. Un grande numero di studi sperimentali hanno dimostrato questo effetto per molti aerei.3

3.4. Teoria semplificata di Wieselberger I cambiamenti che si verificano sullangolo dattacco indotto e sul coefficiente di resistenza indotta di unala operante in prossimit del suolo possono essere trovati usando la teoria della vorticosit sviluppata da Wieselberger nel 1922, Wing Resistance Near the Ground, NACA TM-77. Wieselberger svilupp questa teoria utilizzando unala isolata dalla quale si sviluppavano dei vortici di estremit.

[Bogdanov, A. (1996) Discussion on the operational aspect of WIG craft at the IMO Sub-Committee on Safety of navigation Ekranoplans and very fast caft, workshop proceedings of] [Carter, A. (1961) Effect of ground proximity on the aerodynamic characteristics of AR , Aerofoil with and without end plates, NASA TN D-970] [Carter, A. (1970) Effect of ground proximity on the longitudinal aerodynamic characteristic of an unswept AR 10 wing NASA TN D-5662]

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Figura 9. teoria sui vortici di Wieselberger

Lentit di questi vortici dipende dalla distribuzione di portanza lungo lapertura alare, Progettando una distribuzione di carico ottimale, lentit dei vortici pu essere calcolata.

.

Wieselberger ha stimato numericamente la velocit indotta riportando i vortici di estremit reali sullimmagine dellala. In altre parole ha considerato leffetto suolo come un piano di riflessione.

Figura 10. schematizzazione dell'effetto suolo visto come piano di riflessione

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Basandosi su questa semplificazione, Wieselberger ha determinato un fattore correttivo che tenesse conto dellincremento di portanza dovuto al ground effect per unala con una distribuzione di carico ottimale: =,,

Tale trattazione suggerisce che si ha un dimezzamento della resistenza quando lala ha una distanza dal suolo pari al 10% della sua apertura. I risultati possono essere riassunti graficamente4:

Figura 11. coefficiente di portanza in effetto suolo in funzione dell'altezza relativa dell'ala

Pi in generale, per unala sottoposta a qualunque condizione di carico, gli effetti sul coefficiente di portanza dovuti alla prossimit del suolo possono essere ben rappresentati dalla formula: =

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Nel grafico il coefficiente di portanza varia in funzione del rapporto distanza dal suolo/corda.

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3.5. Esperienze empiriche 3.5.1. Ferrovia a lievitazione su cuscinetto daria Il principio del ground effect stato sfruttato e continua ad essere studiato in diversi campi di applicazione: uno di questi il trasporto ferroviario. Nellultimo secolo molti sono stati gli studi fatti per riuscire a progettare treni pi efficienti; ne un esempio la ferrovia a lievitazione su cuscinetto daria, definibile anche come treno ad effetto suolo, il cui prototipo pi conosciuto quello dellArotrain, una valida alternativa al treno a levitazione magnetica. Lobiettivo quello di evitare al veicolo il contatto fisico con il suolo durante il viaggio e la relativa resistenza dattrito. Mentre un treno a levitazione magnetica ottiene questeffetto attraverso luso della repulsione elettromagnetica tra elementi a bordo e altri elementi caricati fissati a terra, un treno ad effetto suolo si sostiene attraverso un cuscinetto daria. I vantaggi del ground effect train rispetto a quello a levitazione magnetica sono i bassi costi dovuti ad una costruzione pi semplice delle infrastrutture. Gli svantaggi invece riguardano sia la costante immissione di energia per mantenere il treno sospeso in aria (nel caso di veicoli progettati come hovercraft), sia la necessit di mantenere il treno in movimento per restare staccato da terra (nel caso di veicoli che sfruttano delle ali per creare leffetto suolo). LAerotrain, sviluppato in Francia dal 1965 al 1977. Il suo progettista principale fu Jean Bertin che lo produsse per la General Electro-Motive Division. Lintento della

progettazione era quello di sospendere il treno da terra riducendo lattrito e facendo si che la forza da vincere per far muovere il veicolo fosse ridotta alla resistenza dellaria. La volont era far viaggiare il convoglio ad alta velocit con un consumo limitato di energia ed un livello ridotto di rumore, senza dover fronteggiare la complessit tecnica e lesborso monetario della levitazione magnetica. Ne furono costruiti cinque esemplari di cui uno, il I-80, riusc il 5 marzo 1974 a segnare un record di velocit, con una media di 417.6 km/h e una punta superiore ai 430 km/h. Anche in Giappone negli ultimi anni stato sviluppato un progetto di treno volante che sfrutta il principio del wing-in ground (WIG) effect. Il cuscino di aria ad alta pressione si forma perFigura 12. l' Aerotrain francese

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mezzo di profili alari collegati al convoglio. Questo nuovo progetto chiamato anchesso Aerotrain stato studiato alla Tohoku University Institute of Fluid Science a Sendai e testato nel 2000. E dotato di due coppie di ali, una anteriore e laltra posteriore, dotate di stabilizzatori verticali alle estremit. Durante recenti prove sperimentali stato verificato che il decollo avviene quando il mezzo raggiunge una velocit di 50 km/h circa. Per permettere al treno di seguire una determinata rotta sono stati costruiti dei muri contenitivi su entrambi i lati; in questo modo si crea un wing-in-ground effect anche sulle ali verticali che non entrano mai in contatto con i muri, ma pi si avvicinano e pi la forza repulsiva sar grande, e questo permette un governo automatico del mezzo dice Yasuaki Kohama che ha seguito la progettazione. Com noto i Russi sono stati i precursori e per anni hanno monopolizzato la costruzione dei mezzi marini in ground effect. Kohama, che ha seguito da vicino molti progetti nati e sviluppati in Unione Sovietica, a proposito dellAerotrain dice: Pi viaggi vicino al suolo pi sei efficiente. In mare c il problema delle onde quindi non puoi viaggiare troppo vicino alla superficie per motivi di sicurezza, ma se non devi badare alle onde puoi volare a 5-10 cm dal suolo ottenendo unaltissima efficienza.

Figura 13. treno "volante" giapponese

Il nuovo obiettivo che la squadra di Kohama si prefissato di costruire entro il 2020 un treno capace di trasportare 335 passeggeri con una velocit di trasferimento di 500 km/h.

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3.5.2. Wing cars Anche nel campo automobilistico il ground effect stato a pi riprese sfruttato per aumentare lefficienza delle autovetture: wing cars, infatti, un'espressione nata nell'ambiente della Formula 1 verso la fine degli anni 70 in relazione ad una particolare configurazione di vetture che sfruttavano le caratteristiche aerodinamiche delle ali montando dei profili alari nella zona inferiore delle monoposto, diversamente da quanto era avvenuto fino ad allora. E la prima applicazione automobilistica di sfruttamento delleffetto suolo. Fino alla fine degli anni sessanta, le Formula 1 avevano la forma di un sigaro, ben arrotondate per facilitare limpatto con il vento laterale e favorirne il passaggio senza compromettere la stabilit.

Figura 14. esempio di wing car degli ultimi anni '70

Poi venne Colin Chapman e, con lui, laerodinamica. Bench i principi delle forze aerodinamiche fossero noti da circa 50 anni, la loro applicazione nellautomobilismo era limitata al solo tentativo di diminuire gli sforzi di attrito a parete, cio di diminuire la resistenza dellaria cui le auto andavano incontro. Fu Chapman, genio della Lotus, ad intuire ci che doveva essere chiaro a tutti quelli del settore: sfruttare la componente verticale delle forze aerodinamiche per aumentare laderenza della monoposto. Tramite un ingegnoso sistema di sigillo fra la zona esterna ed interna posizionata ai bordi delle fiancate (denominato minigonna) era possibile generare una depressione fra zona superiore e zona inferiore della vettura garantendo una portanza negativa che permetteva velocit in curva notevolmente superiori rispetto alle vetture tradizionali. La prima vettura cui fu applicata questa invenzione fu nel 1977 la Lotus 78 che inizi a vincere con il pilota italo-americano Mario Andretti;39

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l'anno successivo Andretti divenne campione del mondo con la famosa Lotus 79, vettura che incarna la quintessenza delle wing cars dominando il campionato.

Figura 15. Lotus, modelli 78 e 79

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Figura 16. vista inferiore della Lotus 79

La FIA5 decise per di proibire le minigonne perch il loro possibile danneggiamento durante una competizione, a causa dellimpatto con i cordoli per esempio, avrebbe seriamente compromesso la stabilit della vettura con conseguenti rischi per i piloti. I progettisti riuscirono in parte ad aggirare il problema di tale divieto introducendo il fondo piatto ed abbassando le F1, in modo da diminuire cos la sezione di passaggio. Ci comport anche lirrigidimento delle sospensioni. La Ferrari, con la F92A, si spinse oltre, riuscendo a creare delle minigonne naturali grazie allincanalamento di un flusso laterale che proteggesse la depressione

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Federation Internationale de lAutomobile

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creata. I risultati in galleria del vento furono fantastici, quelli su strada un po meno, e la soluzione venne abbandonata.

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4. STORIA DELLEKRANOPLANO

Fin da quando luomo cre i primi velivoli, aviatori e progettisti hanno dedicato particolare attenzione al fenomeno dellincremento della portanza (cushioning effect) avvertito durante la fase di atterraggio quando il corpo dellaerovolante prossimo alla superficie terrestre.

4.1. Ispirazioni pioneristiche I fratelli Wilbur (Milville, 16 Aprile 1867 Dayton 30 Maggio 1912) e Orville (Dayton, 19 Agosto 1871 Dayton 30 Gennaio 1948) Wright, considerati i due inventori pionieri dellaeronautica, cui viene generalmente attribuita la paternit del primo volo umano totalmente controllato su un mezzo di trasporto pi pesante dellaria, involontariamente sfruttarono questo effetto fisico per effettuare i loro esperimenti di volo. Il Flyer 1, che storicamente decoll il 17 Dicembre 1903 dalla spiaggia di Kitty Hawk vol per una manciata di secondi a unaltezza di circa tre metri dal suolo e ad una velocit di 7.5 km/h, aprendo la strada del possibile a uno dei maggiori sogni delluomo.

Figura 17. il Flyer dei fratelli Wright

Nei primi anni 20 le osservazioni raccolte sul fenomeno delleffetto suolo costituirono il trampolino di lancio per una serie di studi mirati a ottenere una formulazione teoretica e una formale e matematica quantificazione del fenomeno. Nel 1921 lo scienziato tedesco Carl Wieselberg condusse uno studio per dimostrare la teoria fisica alla base ground effect, spiegando la relazione tra questo43

Parte Prima

fenomeno e il comportamento dellala piana e traducendo ci che i piloti percepivano a bordo in fase di atterraggio come aumento del rapporto portanza/resistenza. Questi studi sono in larga parte accettati ancora oggi. In un secondo tempo si determin sperimentalmente che leffetto suolo dipende dalla geometria dellala ed funzione della distanza dalla superficie terrestre o marina; questa conoscenza permise di ridurre gli effetti negativi legati al fenomeno. Non appena si compresero i potenziali benefici che unala in ground effect avrebbe potuto generare, molti Paesi si impegnarono nella ricerca e nello sviluppo con lobiettivo di rendere praticamente sfruttabili tali benefici. Nel 1929 lidrovolante di linea Dornier DO-X di progettazione tedesca fu in grado di compiere la traversata oceanica dellAtlantico volando in prossimit del pelo libero e trasportando un notevole carico pagante. Questa abilit del Dornier forn le motivazioni mancanti allo sviluppo di successivi progetti atti a sfruttare al meglio le potenzialit dellala in effetto suolo.

Figura 18. Dornier DO-X di progettazione tedesca

Alcuni credono che il primo veicolo completamente operante in effetto suolo fu progettato nel 1935 ad opera dellingegnere finlandese Toivo J. Kaario. Fu chiamato Aerosledge n8 ; i finanziamenti non furono sufficienti a sostenere le spese di una eventuale realizzazione.

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Stati Uniti, Germania e Unione Sovietica furono tra i primi Paesi che a partire dai primi anni Sessanta si interessarono non solo allo sviluppo ma anche alla realizzazione pratica dei cosiddetti WIG (Wing in Ground Effect Craft). Nel 1963, contemporaneamente alla costruzione in Russia del famosissimo Ekranoplano KM, pi noto con lappellativo di Mostro del Caspio, fu realizzato in America il piccolo idrovolante monoposto Collins X-112, progettato dallo scienziato tedesco Alexander Lippisch, con il proposito di verificare la stabilit in volo in ground effect. Il prototipo fu considerato un successo e ispir la seguente produzione tedesca, che si focalizz sulla costruzione di mezzi in grado di volare anche al di fuori del ground effect ( X-113, 1970) e leggermente pi grandi, come il sei posti X-114 (1977). Le sperimentazioni sui prototipi portarono a riconoscere anche le debolezze dei veicoli operanti in effetto suolo. Prima fra tutte lingente richiesta di potenza e il conseguente consumo spaventoso di carburante richiesto per effettuare il salto al di fuori del ground effect. Furono imbastiti altri progetti riguardanti veicoli di grossa taglia ad uso militare ma non furono giudicati abbastanza interessanti da giustificarne il finanziamento per la costruzione. Gli studi cessarono definitivamente dopo lincidente che port alla distruzione del prototipo X-114 dovuto a un errore del pilota. Attivit di ricerca e studio trovarono spazio anche negli USA per verificare lefficienza e la flessibilit degli WIG per applicazioni militari, ma esse non sfociarono mai nelleffettiva realizzazione di alcun modello operativo. Si riconobbe gi in fase progettuale che tale tipo di mezzo era per sua natura soggetto a instabilit longitudinale e problemi di beccheggio. Inoltre test mostrarono che i velivoli avevano prestazioni inferiori rispetto a quelle ideali di progetto come risultato di una combinazione di fattori riguardanti decollo e atterraggio. Ma fu Lunione Sovietica che in particolar modo contribu a formare,consolidare e ampliare le conoscenze sul fenomeno delleffetto suolo che sono pervenute fino a noi.

4.2. Storia moderna Fin dai primi anni del loro regime i Sovietici furono considerati antesignani nello studio del movimento dei corpi solidi nei fluidi liquidi o gassosi. Lanalisi approfondita dei pi complessi fenomeni fisici di carattere aerodinamico e idrodinamico da parte di scienziati di grande valore ebbe inizio in URSS nei primi decenni del secolo scorso a opera della prestigiosa organizzazione di ricerca TsAGI (Tsentralnyi AeroGirodinamicheskii Institut) Istituto Centrale di Aerodinamica e Idrodinamica, fondato a Mosca nel 1918, subito dopo la rivoluzione dOttobre, da Nikolaj E. Zhukhovskij.

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Questo ente, dotato di una grande base aerea allinterno della quale nacque una vera e propria citt in cui vivevano 10000 addetti con le proprie famiglie, ha avuto una funzione fondamentale, sia nel proprio paese che in campo internazionale, nello sviluppo di questa particolare branca della meccanica e delle connesse metodologie matematiche di rappresentazione e calcolo. Leffetto suolo in particolare fu studiato a partire dagli anni venti, quando B. N. Jurev comp approfondite valutazioni di questo fenomeno in relazione alle caratteristiche geometriche e aerodinamiche dei diversi tipi di ali. Nella seconda met degli anni Trenta Y. M. Sarabrijnsky, Sh. A. Bijachuev e P. I. Grohovsky ne studiarono invece le possibili applicazioni pratiche su macchine aeree chiamate Schermoplani. La seconda guerra mondiale arrest lavanzamento di tale tipo di studi che ripresero poi con grande slancio nei primi anni sessanta per opera di diversi uffici di studio e centri di progettazione. Notevoli furono in particolare le realizzazioni di due insigni progettisti: il costruttore Rotislav Evghnievich Alekseyev e lingegnere italiano, trapiantato in unione sovietica nei primi anni Venti per ragioni politiche, Roberto Oros di Bartini, i quali avviarono lo studio e la realizzazione pratica dei due principali tipi di macchine volanti in effetto suolo oggi note. In particolare lOKB (Opytno Konstructorskoyie Byuro), Ufficio di Costruzioni Sperimentali di Nizny Novgorod, diretto da Alekseyev, si occup della realizzazione pratica degli Ekranoplani concepiti come navi aeree dotate di fusoliera simile a quella di un idrovolante a scafo centrale con corte ali dritte a diedro negativo recanti pattini galleggianti destremit. Lo studio delle possibili configurazioni aerodinamiche e costruttive venne effettuato partendo da modelli in scala ridotta e si tradusse, tra la fine degli anni Sessanta e linizio del decennio successivo nella messa a punto di una decina di modelli di dimensioni crescenti tra i quali una gigantesca macchina siglata KM e nota anche in Occidente con lappellativo di Mostro del Caspio. Lungo ben 100 metri, con unapertura delle corte e tozze ali di 40 metri e pesante 540 t al decollo, sarebbe stato per oltre un decennio il pi grande aeromobile mai costruito.

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Figura 19 . il Mostro del Caspio

Il KM venne sperimentato a fondo in assoluta segretezza per circa quindici anni, rendendo disponibile unenorme massa di dati mediante i quali vennero successivamente costruite navi aeree pi piccole ma dello stesso tipo, adatte sia alla produzione in serie sia per impieghi civili e militari. A seguito di un conflitto globale e in pieno periodo di Guerra Fredda comprensibile come sia stato privilegiato lo studio dellEkranoplano finalizzato ad un impiego militare. Questo mezzo presenta caratteristiche notevoli sia nel trasporto eccezionalmente rapido a distanze medie di considerevoli aliquote di truppe ed equipaggiamenti messe a terra con sbarchi di tipo anfibio, essendo tali mezzi capaci di superare piccole pendenze, sia nelle operazioni dattacco antinave e contro costa. Queste ultime potrebbero venire effettuate alla rilevante velocit di 400-500 km orari trasportando missili pesanti di tipo superficie-superficie. Data la loro elevatissima mobilit, mezzi di questo tipo sarebbero particolarmente difficili da ingaggiare e colpire con i tipici armamenti navali allora e oggi in uso, compresi i sistemi missilistici ad ala rotante. Altres il profilo di volo a pelo dacqua li renderebbe scarsamente localizzabili dagli aeromobili ad ali fisse ad elevate prestazioni. Gli Ekranoplani suscettibili di impiego reale furono messi a punto tra la seconda met degli anni Settanta e i primi anni Ottanta sempre dal bureu capeggiato da Alekseyev, che scomparso nel 1980, fu sostituito negli anni seguenti dal costruttore capo Vasilievich Sokolov. Essi appartengono a due sottocategorie fondamentali di Schermonave, denominate nel codice identificativo internazionale NATO Utka e Orlan. Il primo entrato in servizio sperimentale con la marina sovietica nel 1986 in sostanza una copia in scala ridotta del KM. La versione gemella disarmata, e quindi messa punto per usi civili, stata chiamata Lun.

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Figura 20. lekranoplano sovietico Lun

LOrlan chiamato dai russi affettuosamente Orlionok (aquilotto) invece di stazza nettamente inferiore, progettato ad uso militare ma non armato di missili.

Figura 21. Orlyonok

Lulteriore sviluppo di questi mezzi stato bloccato dalla forte crisi economica che ha travagliato la Nuova Repubblica Federativa Russa e che ha spinto i costruttori a cercare di cooptare i paesi occidentali per portare avanti le proprie originali creazioni.

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Meno fortunata stata invece laltra importante realizzazione sovietica relativa al filone degli Schermoplani, concettualmente pi vicini a un normale velivolo. La prima innovativa macchina aerea fu ideata e proposta da un eminente progettista italiano, che oper in URSS tra il 1923 e il 1947, quasi del tutto sconosciuto nel nostro paese: lingegnere Costruttore Capo Oros di Bartini, meglio noto in Unione Sovietica con nome, patronimico e cognome, pi consoni alla tradizione russa: Roberto Lyudovch Bartini. Nobile, nato a Fiume il 14 Maggio del 1897, divenne un convinto marxistaleninista durante la sua prigionia a Habarovsk, nellestremo oriente russo, dove era stato deportato come

prigioniero nel 1916, essendo stato nella prima guerra mondiale allievo ufficiale dellEsercito Austro-Ungarico. Tornato in Italia nel 1920 studi ingegneria Politecnico aeronautica di Milano, presso il

svolgendo

contemporaneamente attivit politica nelle fila del Partito Comunista

Italiano al quale si iscrisse allatto della fondazione avvenuta a Livorno nel 1921. Nel 1923 fu inviato a Mosca dal Comitato Centrale del PCI sia per sottrarlo a eventuali rappresaglieFigura 22. il VVA -14 di Bartini

fasciste che per soddisfare il suo desiderio di dedicarsi a tempo pieno alle progettazioni aeronautiche. Tra il 1927 e lo scoppio della seconda guerra mondiale Bartini oper a capo di un suo specifico OKB, progettando e realizzando diversi importanti tipi di aeromobili particolarmente innovativi come lo Stal-6, un velivolo sperimentale da caccia monoplano a carrello retrattile capace di superare i 420km/h. Dopo aver compiuto numerosi importanti studi ed eseguito progetti dei quali si sarebbe valsa lindustria aeronautica sovietica nel suo complesso, nella prima met degli anni Settanta, Bartini propose la costruzione di un idrovolante anti sommergibili a decollo verticale capace di sfruttare in modo molto spinto il cuscino daria creato a mezzo delleffetto suolo dinamico. Il nuovo velivolo denominato VVA-14, venne costruito presso la fabbrica didrovolanti di Beriev di Taganrog sul Mar dAzov, con il contributo di un team di progettisti. Esso possedeva una originale49

Parte Prima

configurazione a catamarano con fusoliera centrale e due voluminose carenature laterali collegate da una corta ma larga ala dotata di generosi flap sul bordo duscita capace di creare e mantenere il cuscino daria di decollo e sostentamento. La generazione di questo cuscino daria in condizioni statiche iniziali di sollevamento dalla superficie marina sarebbe stata assicurata dalla spinta di ben 12 motori a getto posizionati verticalmente nelle due spesse semiali in corrispondenza di ciascuna delle due met del vano stesso. Nella prima versione il grande idrovolante, subito dopo il decollo verticale, avrebbe dovuto iniziare a traslare orizzontalmente sotto la spinta di due motori a getto sistemati sul dorso della fusoliera e posti in posizione arretrata tra i due timoni direzionali verticali. Il successivo volo orizzontale a bassa quota sul mare sarebbe stato effettuato alla elevata velocit di crociera di 300-400km/h sotto lazione portante creata dal cuscino daria e sfruttato adeguatamente per il pattugliamento antisommergibili. Il VVA-14 era dotato anche di normali ali a elevato allungamento che gli avrebbero consentito di sollevarsi ad alta quota per effettuare voli di trasferimento a grandi distanze a elevata velocit subsonica. Le fasi dammaraggio e di sostentamento sulla superficie marine sarebbero state assicurate da voluminosi galleggianti gonfiabili posti nelle due grandi carenature laterali a catamarano le quali oltre ad assolvere la funzione di pareti di contenimento del cuscino daria fungevano anche da vani dalloggiamento dei galleggianti stessi quando questi venivano sgonfiati per il volo. Bartini incontr notevoli difficolt nel corso della realizzazione della sua interessantissima macchina, la pi limitativa delle quali fu la mancata disponibilit dei 12 motori da decollo verticale. Vennero allora introdotti carrelli retrattili monotraccia anteriore e centrale di fusoliera coadiuvati da due ruotini laterali, ritraibili in apposite carenature esterne, capaci di far decollare convenzionalmente il velivolo da terra dopo una normale corsa di decollo. Il primo volo del velivolo di Bartini ebbe luogo con successo il 4 Settembre 1972. Il collaudatore Kuprianov trov la macchina eccezionalmente maneggevole per la sua mole anche mantenendo assetti di volo con angoli di attacco prossimi ai 30. Gli esperimenti iniziali dimostrarono tuttavia uninsufficiente capacit propulsiva da parte dei due motori caudali con la necessit di migliorare e incrementare lazione contenitrice del cuscino daria a opera delle carenature laterali. Fu allora realizzata una nuova versione quadrimotore della macchina, allungandone la parte anteriore della fusoliera centrale e ponendo ai lati di essa due ulteriori turbine capaci dindirizzare i loro getti nei grandi vani subalari, per migliorare drasticamente le caratteristiche del cuscino daria in fase di decollo. Le carenature laterali a catamarano vennero private dei loro voluminosi gommoni gonfiabili, ingrandite, rese completamente fisse e conformate secondo larchitettura tipica dei galleggianti a scarponi dei comuni idrovolanti, affinch fosse assicurata la piena tenuta al mare del velivolo durante le operazioni dalla superficie marina.50

genesi del progetto

Bartini ormai ultrasettantacinquenne non riusc a completare la sua notevole realizzazione; fu colpito da attacco cardiaco nel Dicembre del 1974 mentre si trovava al suo tavolo di lavoro. La mancata soluzione di tutti i problemi che il velivolo anfibio ancora presentava portarono allabbandono del progetto malgrado avesse dimostrato possibilit di ulteriore sviluppo. Un esemplare parzialmente smontato del VVA-14 primo tipo bireattore, usato per prove statiche, dovrebbe essere tuttora giacente presso la fabbrica di Beriev, mentre uno della seconda versione quadrireattore presente allaperto presso il Museo Areonautico di Monino vicino a Mosca.

4.3. Storia contemporanea e prospettive future A partire dagli anni 80 e con la caduta dellUnione Sovietica nei primi anni 90 si registrato un decremento esponenziale della ricerca in questo campo. Lattenzione stata deviata verso il miglioramento e lo sviluppo di mezzi di piccola taglia, destinati ad applicazioni civili e ricreazionali piuttosto che militari. AllEsposizione Internazionale della Difesa Index 95, tenutasi a Dhubai nel marzo del 1995, i Russi hanno proposto una nuova versione derivata dal Lun, da collegamento veloce e soccorso denominata Spasatel.

Figura 23. lo Spasatel, presentato allIndex 95 a Dubhai

Attualmente le innovazioni pi significative in questo campo continuano a provenire da Stati Uniti, Russia e Germania, ma Paesi come Cina, Australia e Giappone sembrano dare segni di interesse. Iniziative di sviluppo sono state entusiasticamente promesse dalle accademie e dallaviazione.

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Parte Prima

In Cina, a partire dagli anni 90, organizzazioni private come la MARIC si sono lanciate nella progettazione di una serie di modelli (circa 80) di WIG testati al fine di capire quali configurazioni del canale daria, quali profili alari, posizione dei propulsori principali e arrangiamenti delle ali di coda determinino le prestazioni migliori. Si lavorato anche al progetto del primo Ekranoplano con motori a combustione interna di tipo navale piuttosto che aeronautico.

La Comunit europea dal 1997 al 2000 ha sostenuto un progetto chiamato Sea Bus Project, sostanzialmente un enorme velivolo operante in Ground Effect appena al di sopra della superficie del mare e che tra le sue principali caratteristiche presenta hydrofoils posizionati in una

configurazione a trimarano che garantiscono la stabilit longitudinale eFigura 24. Sea Bus Project

un

sistema di

propulsione a idrogetto.

Recentemente stato annunciato che il piano governativo della Corea per il 2010 prevede investimenti consistenti nello sviluppo di un Ekranoplano di 300t, lungo circa 75 metri, con capacit di carico di 100t. Il progetto ambizioso quello di creare una nuova generazione di navi da carico per raggiungere e trasportare da e verso le isole o i paesi confinanti con i vantaggi gi ampiamente descritti. Ci lascia pensare che il capitolo storico relativo ai velivoli-nave a effetto superficie non sia ancora chiuso e anzi sia suscettibile di ulteriori e interessanti sviluppi. Solo i prossimi anni potranno dire se questo tipo di veicolo riuscir a trovare un proprio specifico campo di applicazione alternativo ed economicamente concorrenziale rispetto ai trasporti marittimi e aerei attualmente conosciuti.

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genesi del progetto

5. CLASSIFICAZIONE DEGLI EKRANOPLANI

La letteratura riguardante gli Ekranoplani alquanto povera trattandosi di un mezzo relativamente recente, non convenzionale e sperimentale, e soprattutto in considerazione del fatto che lo studio e la progettazione di questi mezzi ha subito un rallentamento durante la seconda guerra mondiale e un arresto totale per pi di un ventennio a causa della mancanza di fondi da investire nella ricerca. I tipi di macchine concepite dai Sovietici sono alquanto diversi tra loro, ma sostanzialmente suddivisibili in due filoni a seconda di certe loro caratteristiche principali: Ekranoplan e Ekranolet. La traduzione italiana pi appropriata a questi due termini, per quanto sia difficile trovare una corrispondenza nella nostra lingua, rispettivamente quella di Schermonave e Schermoplano. La sostanziale differenza tra queste due tipologie che la Schermonave fatta per volare esclusivamente in effetto suolo; essa possiede superfici alari pi piccole e quindi una struttura pi leggera di quella di un normale aeroplano di equivalenti caratteristiche e non pu sollevarsi a quote elevate. Lo Schermoplano decolla e vola sfruttando leffetto suolo ma pu anche innalzarsi al di fuori di esso grazie ad ali addizionali di elevato allungamento, disponendo in tal modo di una maggiore flessibilit operativa che gli consente di attraversare in caso di necessit rilievi e catene montuose o di sorvolare un ostacolo come un normale aereo. Per quanto riguarda il resto della produzione mondiale non esiste una suddivisione in tipologie universali, ma possibile effettuare classificazioni differenti a seconda dei parametri di progetto che si tengono in considerazione.

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Parte Prima

5.1. Classificazione rispetto alla configurazione aerodinamica 5.1.1. Tandem Questa configurazione risolve il problema della stabilit modificando langolo di beccheggio di progetto e la geometria degli elementi antistanti e retrostanti lala. Questo approccio consente di traslare opportunamente il centro di applicazione delle forze aerodinamiche al fine di favorire un assetto stabile e nello stesso tempo uno sfruttamento ottimale delleffetto suolo. Il primo modello auto-propulso in configurazione tandem fu SM-1, testato nel 1960. Sebbene stabile in un certo range di valori di altezza di beccheggio, il modello richiedeva unalta velocit di decollo e presentava una certa rigidit di volo. Lo schema tandem fu invece utilizzato con successo dallo Jorg (Germania) che si dedic per anni allo sviluppo e al miglioramento di questa configurazione e costru la maggior parte dei velivoli tandem operanti in effetto suolo oggi presenti nel mondo.

Figura 25. configurazione tandem

I vantaggi della configurazione tandem sono: Semplicit di realizzazione; Buon margine di stabilit statica; Piccolo span (rapporto lunghezza/larghezza pi simile a quello delle navi).

Gli svantaggi principali sono che il velivolo tandem pu operare solo in ground effect e il margine di stabilit molto sensibile alle variazioni della combinazione tra angolo di beccheggio e clearance dal suolo. Per mezzi di piccola taglia la massima altezza di volo operativa risulta piccola e la tenuta al mare limitata.

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genesi del progetto

5.1.2. Configurazione ali-coda di tipo aeronautico Questa configurazione caratterizzata da grandi ali principali posizionate in prossimit della superficie e da una coda piana orizzontale montata su uno stabilizzatore verticale, che viene a trovarsi fuori dallinfluenza del ground effect. Lo schema emerse per la prima volta durante la creazione dei grandi ekranoplani russi di prima generazione. Rappresentativi sono il KM, lOrlyonok, il Loon e lo Strizh.

Figura 26. configurazione aeronautica

I principali vantaggi di una simile configurazione sono:Ampio range di altezze e combinazioni altezza-angolo di beccheggio per cui il mezzo riesce a sostenere il volo stabile; Possibilit di effettuare un salto dinamico demergenza fuori dalleffetto suolo; Buona manovrabilit; Possibilit di applicare efficientemente un aumento di potenza in fase di take off (power augmentation); Lo svantaggio principale che la coda, di superficie piuttosto ampia, viene montata a unaltezza significativa rispetto al centro di gravit globale del mezzo. La considerevole area esposta al vento produce un significativo aumento della resistenza viscosa mentre si ha un contributo alla portanza marginale, poich la quota verticale del centro di pressione si trova al di fuori del campo di influenza delleffetto suolo. Conseguentemente si riduce lefficienza, definita come il rapporto

portanza/resistenza e ci comporta ripercussioni dal punto di vista economico. Un caso particolare di configurazione di tipo aeronautico la configurazione Lippisch, caratterizzata da ali principali con piano di forma a delta rovesciato e da una unit di coda relativamente piccola. Lidea di Lippisch di usare unala a reversed-delta per le applicazioni in ground effect pu essere interpretata come un tentativo piuttosto riuscito di restringere la traslazione longitudinale del centro di pressione del velivolo in risposta alla variazione dellaltezza di volo. Questultimo effetto citato

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Parte Prima

dovuto al decremento lineare della corda locale dellala principale dalla sezione pi vicina al corpo a quella dellestremit pi lontana dalla fusoliera.

Figura 27. configurazione Lippisch

I vantaggi associati agli WIG di tipo Lippisch sono: Alto rapporto portanza/resistenza; Ampi range di altezze e angoli di beccheggio per il volo stabile; Capacit di compiere salti dinamici fuori dal ground effect; Rapidit ed efficienza di manovra;

Dei benefici sopra menzionati soprattutto il primo a fare la differenza tra una normale configurazione aerea e una configurazione Lippisch. Unico svantaggio linefficienza in fase di take off che impone la necessit di maggiori potenze installate a bordo. 5.1.3. Configurazione Flying Wing La caratteristica principale di questo tipo di configurazione la significativa riduzione delle superfici non portanti. Lala di coda molto piccola o addirittura assente. La volont quella di convertire lintero velivolo a una superficie portante, risolvendo il problema della stabilit longitudinale con lutilizzo di sistemi automatici di stabilizzazione/smorzamento e introducendo speciali forme di profilo sul lato inferiore dellala principale. La versione senza coda di questa configurazione fu proposta negli anni 70 da Alexeev, ma a quel tempo la sua idea si rivel difficilmente sviluppabile e lo schema fu abbandonato. Esempi di WIG in configurazione Flying Wing sono il russo Amphistar-Aquaglide e un pi recente velivolo giapponese attualmente testato. I vantaggi di questo tipo di configurazione sono: Massimo sfruttamento delleffetto suolo; Leggerezza, soprattutto per velivoli con ali di basso aspect ratio;

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genesi del progetto

Gli svantaggi: Stabilit longitudinale per range ristretti di combinazioni altezza di volo/angolo di beccheggio; Altezza di volo operativa relativamente bassa; Difficolt a conferire robustezza longitudinale dovuta al fatto che le ali sono interamente appoggiate alla superficie marina; Impossibilit di utilizzo dei flap.

5.1.4. Configurazione ad ali composite La configurazioni ad ali composite si propone di combinare i vantaggi della configurazione di tipo aeronautico e di quella tipo Flying wing. Un normale mezzo ad ali composite possiede unala centrale di basso aspect ratio dotata di endplates e ali laterali di alto aspect ratio. Laspect ratio totale del composite wing craft (4-5) supera quello delle ali principali dei velivoli di prima generazione (2-3) ed molto maggiore di quello di una qualunque configurazione tandem o flying wingesistente (inferiori a 1.5). Questa caratteristica si esprime in rapporti portanza/resistenza molto pi elevati e, combinando questa configurazione con un profilo alare S-shape, produce una pi alta efficienza e consente campi operativi molto pi ampi. Il basso aspect ratio dellala centrale consente la massimizzazione dellefficienza al take off. Un esempio di velivolo operante in effetto suolo basato sullo schema ad ali composite MPE (Marine Passenger Ekranoplan). Con le sue 400t e la capacit di ospitare a bordo 450 passeggeri in termini di distanze, ha accresciuto il suo range operativo di 3000km riducendo la superficie di coda a circa il 27% dellarea delle ali principali.

5.2.

Classificazione rispetto al range di altezze di volo: tipi A,B e C (classificazione IMO)

Lo sforzo di ottenere un regolamento dagli enti di classifica cui sottoporre i veicoli operanti in ground effect e, in un futuro pi remoto, laccettazione di tale certificazione a livello globale e il suo riconoscimento in termini legali ad oggi ha portato a una certificazione basata sulla formale suddivisione delle competenze tra IMO (International Maritime Organization) e ICAO (International Commercial Aviation Organization). I velivoli sono suddivisi in tre tipologie definite A, B e C. Secondo questo raggruppamento, un ekranoplano appartiene al tipo A se progettato per operare solo in estremo ground effect (competenza dellIMO). I mezzi capaci di volare in effetto suolo e anche di compiere un salto dinamico temporaneo che li porti al di fuori del campo di influenza di tale effetto sono ascritti al gruppo B (sotto lautorit riunita di entrambe IMO a ICAO). Infine, i velivoli

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Parte Prima

progettati per operare sia in ground effect che al di fuori di esso appartengono alla tipologia C (competenza dellICAO).

Figura 28. classificazione IMO

5.3.

Classificazione rispetto alla fisica del fenomeno GE

Una delle problematiche nel definire la sfera di competenze di IMO e ICAO, in particolare per quello che riguarda i mezzi di tipo A e B, legata alla difficolt di trovare una definizione ragionevole dellaltezza assoluta della zona GE. Alcune definizioni introdotte recentemente sono basate

sullassunzione che il GE lavori a partire da una determinata distanza relativa dal suolo (per esempio al 50% della corda) che dipende dalle dimensioni (in particolar modo dalla lunghezza della corda) del mezzo. Altres si pu dire che per un mezzo di dimensioni determinate, la manifestazione del ground effect dipende dalla sua configurazione e dal rapporto fra le dimensioni trasversale e longitudinale. Rozhdestvensky introdusse i concetti di CDGE ( Chord-Dominated Ground Effect) e SCGE (SpanDominated Ground Effect). Queste notazioni riflettono la fisica differente del fenomeno delleffetto suolo. In ogni caso sembra pi appropriato introdurre una definizione fisica della zona di ground effect in modo analogo alla definizione dello spessore dello strato limite della teoria di Prandtl. Ad esempio, la zona di effetto suolo per un velivolo che deve essere certificato dalle societ autorizzate potrebbe essere definito come ladistanza dal suolo (considerato piatto) al di sotto del quale la forza portante presenta un aumento del 30% rispetto al caso fuori ground effect per lo stesso velivolo. Con

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genesi del progetto

questa definizione, lutilizzo della teoria della similitudine permette di determinare la zona di effetto suolo attraverso esperimenti su modello (una volta prestabilite le dimensioni assolute del mezzo) prima della costruzione del prototipo in scala reale.

5.4. Parametri di progetto Lefficienza dei mezzi WIG in termini di range, consumo di carburante, capacit di decollo

dallacqua, qualit del volo su mare ondoso e affidabilit e durata delle strutture dipendono sostanzialmente dal carico di progetto delle ali (design wing loading) = e da un fattore di dove

densit che pu essere definito come

M la massa dellimbarcazione e S rappresenta larea di riferimento delle ali.Figura 29. carico di progetto delle ali di WIG e idrovolanti in rapporto alla massa

Le figure 29 e 30 mostrano la tendenza di comportamento dei fattori di carico e densit per alcuni ekranoplani esistenti con diverse configurazioni aerodinamiche (contrassegnati dai cerchietti semplici e dai cerchietti con croce). Sullo stesso grafico sono riportati i dati relativi ad alcuni idrovolanti per consentire un rapido confronto (rappresentati dai triangolini). La figura 30 mostra che la grandezza del fattore di densit dipende sensibilmente dalla configurazione aerodinamica del mezzo. Si pu notare che i mezzi wig con configurazioni flying wing e ad ala composita tendono ad avere fattore di densit pi basso di quelli che montano schemi di tipo aeronautico. I risultatiFigura 30. fattore di densit di WIG e idrovolanti rispetto alla massa

ottenuti mostrano che, adottando le nuove configurazioni aerodinamiche, si pu ridurre la

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Parte Prima

penalizzazione sul fattore dovuto alla presenza della radice cubica a denominatore nella legge che definisce il fattore di densit e che porta inevitabilmente ad un incremento della frazione di peso col crescere delle dimensioni del veicolo.

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genesi del progetto

6. INDAGINE SULLESISTENTE

In questo paragrafo si riporta una raccolta di dati relativi allesistente. Per maggiore chiarezza si operata una suddivisione in base alla finalit con cui sono stati progettati gli ekranoplani. Si distinguono tre categorie principali: uso militare, uso civile, e uso diportistico/sportivo.

Figura 31. immagini di ekranoplani

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6.1. Uso militare

6.1.1. KM 12 The Caspian Sea Monster Lungo ben 100 metri, con unapertura delle corte e tozze ali di 40 metri e pesante 540 t al decollo, sarebbe stato per oltre un decennio il pi grande aeromobile mai costruito. Questa poderosa macchina era propulsa da 2 motori a getto da crociera Kuznetsov NK-8, sistemati in posizione mediana ai lati dellenorme timone verticale caudale, e da altri 8 motori da decollo analoghi sistemati sempre orizzontalmente in gruppi di quattro ai lati della parte anteriore della fusoliera. Questi ultimi erano dotati di deflettori dei getti propulsivi, capaci di inclinarne la direzione di spinta dirigendola al di sotto delle ali per poter rinforzare convenientemente lenergia statica del cuscino daria nel corso della sua formazione nella fase compresa tra il primo movimento del mezzo e il suo definitivo decollo

Alekseev KM "Caspian Sea Monster" Descrizione Tipo militare sperimentale Progettista OKB Alekseev Data primo volo 1966 Esemplari 8 Dimensioni e pesi Lunghezza 92 m - 106 m Apertura alare 46 m Larghezza 32 m - 40 m Peso a vuoto 495t Propulsione Motore 10 turbogetti Dobryin VD-7 Prestazioni Velocit max 550 km/h Autonomia 3000 km Armamento: Missili 6 SS-N22 Sunburn

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6.1.2. Lun Il Lun (colomba in russo) era uno schermoplano di progetto e costruzione sovietica. Sviluppato per limpiego antisommergibile, entr in servizio a partire dal 1987 e vi rest fino al 1992, quando il programma venne definitivamente cancellato. Nonostante le sue potenzialit questo mezzo era afflitto, come i suoi predecessori, da diversi problemi, primo tra tutti quello della stabilit e del controllo. Inoltre, aveva una manovrabilit piuttosto scarsa ed era difficile da pilotare. Per questa ragione, nonostante fosse entrato ufficialmente in servizio, non fu mai schierato con le altre unit combattenti. Il progetto aveva, ovviamente, numerosi punti in comune con gli schermoplani costruiti in precedenza, in particolare i KM. Tuttavia, presentava numerose differenze, soprattutto nella stazza. La propulsione era assicurata da otto reattori Kuznetsov NK-87 sistemati, come nei KM, in due blocchi di quattro su un asse posto sopra la fusoliera. Al contrario dellenorme predecessore, si era deciso di rinunciare ai due motori di coda. Lesatta velocit non conosciuta, ma era comunque compresa tra i 450 ed i 550 km/h. Con unautonomia di circa 3.000 km, poteva rimanere in mare per ben cinque giorni. Il radar, piuttosto avanzato, era sistemato sul muso. Larmamento era composto da sei impianti lanciamissili per SS-N-22 Sunburn sistemati sul dorso della fusoliera in tre coppie.

Lun Descrizione Tipo militare antisommergibile Costruttore Cantieri Volga Nizhni Novgorod Data primo volo 1987 Esemplari 1 Dimensioni e pesi Lunghezza 73,8 m Apertura alare 44 m Altezza 22 m Peso a vuoto 400t Propulsione Motore 8 turbogetti Kunetsov NK-87 Prestazioni Velocit max 450 500 km/h Autonomia 3000 km Armamento: Missili 6 SS-N22 Sunburn

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6.1.3. VVA-14 Il Bartini-Beriev VVA-14 (Vertikal`no-Vzletayuschaya Amphibia) fu un rivoluzionario velivolo ibrido che venne sviluppato in Unione sovietica durante gli anni settanta su progetto dell'italiano di Fiume Roberto Bartini in risposta ad una richiesta per distruggere i missili Polaris dei sottomarini della Marina Militare Americana. Era un anfibio a decollo verticale e venne pensato per volare sia ad elevate altitudini a grande velocit sia poco al di sopra del livello del mare, sfruttando l'effetto suolo sulla superficie dellacqua: per questa sua innovativa e rivoluzionaria caratteristica, il VVA-14 rappresenta il primo esempio di aereo ad incorporare le caratteristiche e le capacit di un ekranoplano. Dopo una costosa ricerca, incluso lo sviluppo di un piccolo prototipo di ekranoplano, il Be-1, il primo prototipo del VVA-14 venne completato nel 1972. Il primo volo avvenne da una pista convenzionale il 4 settembre 1972. Dopo la morte di Bartini, nel 1974, il progetto rallent e successivamente venne interrotto dopo aver effettuato 107 voli con un totale di 103 ore di volo. L'unico VVA-14 rimasto, il No. 19172, venne ritirato al Museo dell'aviazione russa di Monino nel 1987. L'aereo ancora situato al museo in condizioni di smantellamento, dove presente e visibile il numero '10687' e la scritta della compagnia aerea Aeroflot con la quale venne immatricolato ed utilizzato per le prove.

VVA - 14 Descrizione Tipo bombardiere antisommergibile Progettista Roberto Bartini Data primo volo 1972 Esemplari 3 Dimensioni e pesi Lunghezza 25,97 m Apertura alare 30 m Altezza 6,79 m m a vuoto 23 t Peso Propulsione Motore 2 turbogetti Kunetsov NK-87 Prestazioni Velocit max 760 km/h Autonomia 2450 km

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6.2. Uso civile

6.2.1. Spasatel Nel 1989, in seguito al tragico incidente del sottomarino K-278 Komsomolets, che provoc la morte di 42 marinai, venne presa la decisione di equipaggiare un secondo Lun, che allepoca era in costruzione, come schermoplano per operazioni di ricerca e salvataggio degli equipaggi delle unit navali in difficolt. Questo mezzo, chiamato Spasatel, avrebbe dovuto essere progettualmente piuttosto simile al Lun, anche se con alcune differenze. Nello specifico, avrebbe avuto sei reattori invece di otto, e sarebbe stato equipaggiato con unattrezzatura specifica per le operazioni di salvataggio. Lo scopo era quello di avere un mezzo di trasporto capace di arrivare con estrema rapidit in mezzo alloceano e di raggiungere, con altrettanta rapidit, la costa. In teoria avrebbe dovuto essere in grado di portare in salvo da 150 a 500 persone. Lallestimento dello Spasatel prosegu fino al 1992, quando il programma venne cancellato a causa del collasso dellURSS. Comunque, i lavori erano in gran parte ultimati.

Spasatel Tipo civile, rescue and search Costruttore Cantieri Volga Esemplari 1 incompleto

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Descrizione

Dimensioni e pesi Lunghezza 73,8 m Apertura alare 44 m Altezza 22 m Peso a vuoto 400t Propulsione Motore 6 turbogetti Kunetsov NK-87 Prestazioni Velocit max 450 500 km/h Autonomia 3000 km Capacit di carico Passeggeri 50 - 150

La figura si riferisce al Lun versione gemella e militare delloSpasatel da cui esso differisce solo per lassenza dellarmamento e nel layout degli interni.

6

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Parte Prima

6.2.2. A-90 Orlyonok L'Alekseev A-90 Orlyonok fu sviluppato in Unione Sovietica negli anni settanta. stato l'unico dei grandi ekranoplani sovietici ad entrare in produzione di serie ed a prestare servizio operativo presso la marina sovietica. Orlyonok, , in lingua russa significa aquilotto. Era un mezzo militare per il trasporto truppe. E propulso nella fase di decollo da due turbogetti installati sul muso per minimizzare la possibilit dindigestione dacqua di mare e poterne dirigere il getto sul cuscino daria subalare, oltre che da una turboelica posta allapice del timone verticale posteriore e utilizzata per fornire la spinta di crociera. LOrlan ha una stazza di 140t e pu volare in effetto suolo a 400km/h trasportando un carico di 20t con unautonomia di 1500km. Ne furono proposte 3 versioni civili: versione lusso da 75 posti; versione normale da 150 posti e versione a doppio ponte (alta densit) da 300 posti. Nessuna delle versioni civili stata realizzata. Occorre comunque notare che il cantiere che realizz gli A-90 Orlyonok e che tuttora produce aliscafi ed altri tipi di imbarcazioni, li tiene tutt'oggi formalmente in listino.

Alekseev A-90 Orlyonok Descrizione Tipo trasporto passeggeri Costruttore Volga Shipyard Data primo volo 1973 Esemplari 4 Dimensioni e pesi Lunghezza 58 m Apertura alare 31,5 m Altezza 14 m Peso a vuoto 140t Propulsione Motore 2 turbofan Kunetsov NK-8-4K 1 turboelica NK12MK (volo di crociera) Prestazioni Velocit max 400km/h Autonomia 3000 km Capacit di carico Passeggeri 75-150-300

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6.2.3. Volga 2 Uno dei primi esemplari di WIG ad uso unicamente civile dal dislocamento leggero, risalente agli inizi degli anni 80. Il progetto porta firma russa, e ci ancora una volta testimonia il monopolio sovietico nel campo dei velivoli a effetto suolo. Le dimensioni sono molto ridotte rispetto ai grandi ekranoplani dei decenni precedenti, la configurazione alare ben diversa e di concezione sperimentale per quegli anni. La propulsione assicurata da due turbine di fabbricazione giapponese poste ai lati del muso; due diffusori convogliano laria sotto le ampie ali per aumentare gli effetti della vicinanza con il suolo.

Volga 2 Descrizione Tipo small ferry Progettista Russia, SDPP Data primo volo 1986 Esemplari 30 Dimensioni e pesi Lunghezza 11,4 m Apertura alare 7,36 m Altezza 3,3m Peso a vuoto 1,9 t Propulsione Motore 2 x 155 HP Toyota Prestazioni Velocit max 120km/h Autonomia