Aerodinamica e Gasdinamica

Un flusso su di un profilo alare è detto incomprimibile se: Il numero di Reynolds è superiore a 500000. Il numero di Mach è inferiore a 0.3. Il numero di Reynolds è inferiore a 500000. Il numero di Mach è inferiore a 0.8.

Quale di questi modelli è necessario introdurre per poter risolvere le equazioni di Navier-Stokes mediate alla Reynolds, cioè le equazioni RANS?. modelli di turbolenza. modelli anisotropi. modelli di sottogriglia. modelli isotropi.

Qual è lo strumento di misura della viscosità?. viscosimetro. barometro. manometro. tubo di Pitot.

L'unità di misura della viscosità cinematica è: m^2/s. kg/s. kg/(ms). kg/m^3.

L'unità di misura della viscosità dinamica è: kg/m^3. kg/s. Pa s. m^2/s.

Per un fluido non Newtoniano come si chiama il rapporto tra lo sforzo tangenziale e la velocità di deformazione angolare?. viscosità apparente. viscosità pseudoplastica. viscosità ideale. viscosità di Bingham.

In un fluido Newtoniano a cosa è direttamente proporzionale la velocità di deformazione angolare?. allo sforzo tangenziale. alla velocità di traslazione. alla viscosità. all'attrito.

In un transitorio il campo di moto sicuramente è?. incomprimibile. irrotazionale. stazionario. non stazionario.

Quali sono le equazioni di governo per un flusso inviscido?. equazioni di Laplace. equazioni di Stokes. equazioni di Eulero. equazioni di Navier-Stokes.

Quando un flusso è inviscido?. la viscosità non varia con la temperatura. la viscosità è molto piccola. la viscosità è molto grande. la viscosità è nulla.

Su quale di questi flussi le equazioni di Navier-Stokes hanno un costo computazione più alto per la risoluzione numerica?. il costo computazionale è indipendente dal flusso. flussi laminari. flussi transizionali. flussi turbolenti.

Quale di queste descrizione del campo di moto non viene considerata dalla decomposizione di Reynolds su di un flusso turbolento?. integrale. media. istantanea. fluttuante.

Quale di questi non è un regime di moto?. espansionale. turbolento. transizionale. laminare.

Come non si caratterizza il campo di moto di un flusso turbolento?. organizzato. tridimensionale. caotico. non stazionario.

Come non si caratterizza il campo di moto di un flusso laminare?. caotico. regolare. organizzato. diffusivo.

Quando un flusso può essere considerato incomprimibile?. numero di Mach inferiore ad 1. numero di Mach inferiore a 0.8. numero di Mach superiore a 0.5. numero di Mach inferiore a 0.3.

Il numero di Reynolds rappresenta il rapporto tra: le forze viscose e quelle di galleggiamento. le forze d'inerzia e quelle viscose. le forze viscose e quelle d'inerzia. le forze d'inerzia e quelle di galleggiamento.

Quando un flusso è incomprimibile?. la densità è costante. la densità è molto piccola. la densità non varia solamente con la temperatura. la densità è molto grande.

Se le variabili di campo, come velocità e pressione, non dipendono dal tempo il flusso è: stazionario. irrotazionale. incomprimibile. inviscido.

Il vettore vorticità per un campo di moto fluido è definito come: il laplaciano del campo di velocità. il rotore del campo di velocità. la divergenza del campo di velocità. il gradiente del campo di velocità.

I flussi incomprimibili sono: subsonici e transonici. tutti subsonici. subsonici solo se Ma<0.8. transonici.

Un flusso attorno ad un profilo alare è detto subsonico se: Il numero di Mach è inferiore a 0.3. Il numero di Mach è inferiore a 0.8. Il numero di Reynolds è inferiore a 500000. Il numero di Reynolds è superiore a 500000.

Per un fluido comprimibile nell'ipotesi di gas ideale la l'energia interna è funzione: della temperatura e della densità. della temperatura e della pressione. della pressione e della densità. della sola temperatura.

Per un fluido comprimibile nell'ipotesi di gas ideale la densità è funzione: della sola temperatura. della sola pressione. è una costante. sia della temperatura sia della pressione.

L'unità di misura della viscosità dinamica µ è: Pa s. Nm. Nm^(-1)s. Pa/s.

La viscosità cinematica è il rapporto tra: la densità e la viscosità dinamica. la viscosità dinamica ed il modulo di elasticità. la viscosità dinamica e la pressione. la viscosità dinamica e la densità.

Che cosa rappresenta il tensore velocità di deformazione?. la velocità di deformazione lineare ed angolare di una particella fluida. la velocità di deformazione lineare di una particella fluida. la velocità di traslazione e deformazione di una particella fluida. la velocità di deformazione angolare di una particella fluida.

Come è definita la vorticità di un campo di moto?. il prodotto scalare tra la velocità ed il versore del piano del moto. il gradiente della velocità. la divergenza della velocità. il rotore della velocità.

Il tensore velocità di deformazione è?. non simmetrico del secondo ordine. simmetrico del secondo ordine. diagonale del secondo ordine. simmetrico del prim'ordine.

Di cosa può essere considerata la forma integrale il teorema del trasporto di Reynolds?. la derivata parziale. la derivata totale. la derivata convettiva. la derivata locale.

Dove un campo di moto può essere (genericamente) definito irrotazionale?. all'interno dello strato limite. nel punto di ristagno. in scia ad un ostacolo. al di fuori dello strato limite.

Il teorema del trasporto di Reynolds per flussi stazionari si semplifica come: la variazione locale della grandezza è nulla. la variazione totale della grandezza è nulla. la variazione convettiva della grandezza è nulla. non è valido.

Quale direzione ha la vorticità di un moto bidimensionale nel piano xy?. la vorticità è nulla. x. z. y.

Se un flusso ha vorticità nulla è irrotazionale, mentre se ha divergenza nulla è?. inviscido. incomprimibile. laminare. turbolento.

A cosa è collegata la vorticità di una particella fluida di un campo di moto rotazionale?. alla velocità di deformazione angolare della particella fluida. alla velocità lineare della particella fluida. alla velocità di deformazione lineare della particella fluida. alla velocità angolare della particella fluida.

Il teorema del trasporto di Reynolds, garantisce che la variazione di una grandezza integrale nel tempo all'interno del volume di controllo è pari a: alla somma dell'integrale della variazione locale nel tempo della grandezza e del flusso della grandezza attraverso la frontiera del volume di controllo. alla variazione locale più quella convettiva. al flusso della grandezza attraverso la frontiera del volume di controllo. alla variazione locale nel tempo della grandezza.

Un profilo alare a 12° di angolo d'attacco registra coefficienti di forza normale e forza assiale pari a 1.2 e 0.03 rispettivamente. In queste condizioni i coefficienti di portanza e resistenza sono rispettivamente: 1.2 e 0.03. 1.16 e 0.278. 1.23 e 0.03. 0.03 e 1.2.

La scomposizione della risultante delle forze aerodinamici in un sistema di riferimento con assi parallelo ed ortogonale alla linea di corda produce componenti denominate: portanza ortogonale all'asse di corda e resistenza parallela all'asse di corda. portanza parallela all'asse di corda e resistenza ortogonale all'asse di corda. forza assiale ortogonale all'asse di corda e forza normale parallela all'asse di corda. forza assiale parallela all'asse di corda e forza normale ortogonale all'asse di corda.

Un profilo NACA 2414 a 0° ha un coefficiente di momento di -0.04. Se il modello ha una corda di 30 cm. e viene testato a 15 m/s, quale valore di momento, per unità di lunghezza, si registrerà in galleria del vento? (densità dell'aria 1.2 kg/m3). -0.486 Nm. -0.486 N. 0.486 N. 486 N.

La curva del coefficiente di portanza rispetto all'angolo di attacco per un generico profilo alare: è approssimabile ad una retta fino ad un determinato angolo d'attacco a partire dal quale il cl diminuisce (angolo di stallo). è una iperbole. è una retta. è una parabola.

Un profilo NACA 2414 a 0° ha un coefficiente di portanza di 0.25. Se il modello ha una corda di 30 cm. e viene testato a 15 m/s, quale valore di portanza, per unità di lunghezza, si registrerà in galleria del vento? (densità dell'aria 1.2 kg/m3). 1.01 N/m. 1013 N/m. 10.13 N/m. 101 N/m.

Come possono essere definiti i coefficienti adimensionali di forza riferiti alla superficie totale di un'ala finita?. dividendo la forza per unità di apertura alare per la pressione dinamica del fluido indisturbato moltiplicata per la corda del profilo. dividendo la forza per la pressione dinamica del fluido indisturbato moltiplicata per la corda del profilo. dividendo la forza per la pressione dinamica del fluido indisturbato moltiplicata per l'area della superficie alare. dividendo la forza per unità di apertura alare per la pressione dinamica del fluido indisturbato moltiplicata per l'area della superficie alare.

Il coefficiente di momento CM per una intera ala è definito come rapporto tra il momento generato dall'ala diviso per: il prodotto della pressione dinamica per l'area della superficie alare per la corda media alare. il prodotto della pressione dinamica per la corda media alare. il prodotto della pressione dinamica per l'area della superficie alare. per l'area della superficie alare.

Come possono essere definiti i coefficienti adimensionali di forza riferiti all'unità di estensione alare?. la forza, per la pressione cinematica moltiplicata per la corda del profilo. la forza, per la pressione cinematica moltiplicata per la superficie alare. la forza riferita al profilo, per la pressione cinematica moltiplicata per la corda del profilo. la forza riferita al profilo, per la pressione cinematica moltiplicata per l'area dell'ala.

La distribuzione di pressione attorno ad un profilo alare portante è caratterizzata dall'avere un zona, nei dintorni del bordo d'entrata all'estradosso, nella quale la distribuzione di Cp: ha un picco positivo (minimo) detto "picco d'aspirazione". è sempre positiva. è sempre negativa. ha un picco negativo (minimo) detto "picco d'aspirazione" poi gradualmente aumenta lungo l'estradosso.

Le relazioni che permettono di calcolare la portanza L e la resistenza D, conoscendo la forza assiale A e la forza normale N sono: L=Ncos(α)-Asin(α)D=Ncos(α)-Asin(α). L=Ncos(α)-Asin(α)D=Nsin(α)+Acos(α). L=Nsin(α)-Acos(α)D=Nsin(α)+Acos(α). L=Nsin(α)-Acos(α)D=Ncos(α)+Asin(α).

Nel caso di flussi inviscidi ed incomprimibili attorno a corpi bidimensionali simmetrici, la distribuzione di pressione attorno al corpo é: simmetrica attorno all'asse verticale ed orizzontale (Paradosso di D'Alembert). anti simmetrica. simmetrica attorno all'asse orizzontale. simmetrica attorno all'asse verticale.

La risultante aerodinamica può essere scomposta proiettandola lungo un asse parallelo al vettore velocità del vento ed uno ortogonale al vettore velocità del vento. Le componenti che si ottengono si chiamano: forza ortogonale parallela alla velocità e forza assiale ortogonale alla velocità. forza ortogonale ortogonale alla velocità e forza assiale parallela alla velocità. resistenza ortogonale alla velocità e portanza parallela alla velocità. resistenza parallela alla velocità e portanza ortogonale alla velocità.

Il coefficiente di resistenza aerodinamica di un corpo aerodinamico è: dell'ordine dell'unità. dell'ordine delle centinaia. dell'ordine delle decine. dell'ordine dei decimi o centesimi in funzione dello spessore e dell'angolo d'attacco.

Come viene adimensionalizzata la differenza di pressione al numeratore nel coefficiente di pressione?. con la pressione del fluido indisturbato. con la pressione dinamica. con la pressione dinamica moltiplicata per l'area della superficie dell'ala. con la pressione dinamica moltiplicata per la corda del profilo.

Se in un punto di un profilo alare il coefficiente di pressione è nullo, allora la velocità nel punto: è maggiore di quella del flusso indisturbato. è uguale a quella del flusso indisturbato. è 0. è minore di quella del flusso indisturbato.

I punti sulla superficie di un profilo alare con un coefficiente di pressione negativo rappresentano zone nelle quali il flusso: decelera rispetto alla velocità del fluido indisturbato. accelera rispetto alla velocità del fluido indisturbato. ha la stessa velocità del fluido indisturbato. ha velocità negativa.

Il coefficiente di resistenza aerodinamica per corpi tozzi è dell'ordine di grandezza: delle decine. dell'unità. dei centesimi. delle migliaia.

L'effetto della distribuzione non uniforme sulle superfici di un profilo alare degli sforzi viscosi e delle forze di pressione produce come contributo integrale un sistema di forze agenti sul profilo che può essere rappresentato da: un momento rispetto al bordo d'ingresso. una forza risultante un momento rispetto al bordo d'ingresso ed uno rispetto al centro aerodinamico. una forza risultante ed un momento rispetto al bordo d'ingresso. una forza risultante.

Un profilo NACA2414 a 4 gradi di angolo di attacco ha un coefficiente di resistenza di 0.007. Se il modello ha una corda di 30cm e viene testato a 15m/s, quale valore di resistenza, per unità di lunghezza, si registrerà in galleria del vento? (dove la densità dell'aria è 1.2 kg/m3). 283 N/m. 0.283 N/m. 2.83 N/m. 0.283 N.

La resistenza aerodinamica di corpi aerodinamici è dovuta principalmente: alla separazione dello strato limite. al CD. all'attrito. alla resistenza di forma.

La resistenza di forma di un profilo alare è dovuta sostanzialmente alla scia, dove: la scia diventa più ampia all'aumentare del del numero di Reynolds. la scia diventa più ampia al diminuire del numero di Reynolds. l'ampiezza della scia resta costante al variare del numero di Reynolds. l'ampiezza della scia è indipendente dal numero di Reynolds.

Come è definita la corda di un profilo alare?. come la linea media degli spessori. come la linea curva che congiunge il bordo d'attacco con quello di uscita. come la linea che congiunge estradosso ed intradosso nel punto di massimo spessore. come la linea retta che congiunge il bordo d'attacco con quello di uscita.

L'angolo formato tra il vettore velocità del flusso e l'asse di corda del profilo è denominato: angolo diedro. angolo di portanza nulla. angolo di attacco. angolo di stallo.

In un'ala di span b, area della superficie A e corda c l'aspect ratio (AR) è definito come: b/c. b2/S. b2/c. c/b.

Un cilindro di diametro 5 cm si trova immerso in aria con velocità pari a 0.156 m/s. Tenendo conto del fatto che il numero di Strouhal vale 0.2 determinare la frequenza di distacco dei vortici nella scia. 64 Hz. 0.064 Hz. 20.2 Hz. 10 Hz.

Il coefficiente di resistenza totale nel caso di ala finita è pari a: cd+CDi/2. CDi. cd+CDi. cd-CDi.

Per numeri di Reynolds tra 4 e 40 il flusso attorno ad un cilindro si presenta: con una scia turbolenta uniforme. con vortici che si staccano in modo alternato dalla scia del cilindro. completamente attaccato al cilindro. con due vortici stabili che formano la scia dietro il cilindro.

La definizione intuitiva di pianta alare è: intradosso dell'ala. sezione dell'ala del velivolo di attacco alla fusoliera. area delle ali del velivolo vista in pianta (dall'alto). sezione dell'ala del velivoloidi estremità.

La definizione intuitiva di capacità di planata è: capacità di un velivolo di volare con un angolo maggiore di 45 gradi. capacità di un velivolo senza motore di coprire una determinata distanza in orizzontale prima di esaurire la propria quota sul livello del terreno. capacità di un velivolo di sfruttare l'effetto paracadute. capacità di un velivolo di coprire una determinata distanza in orizzontale prima di esaurire la propria quota sul livello del terreno.

L'allungamento alare è definito come: la massima dimensione delle ali. rapporto tra la corda media alare e l'apertura alare. rapporto tra l'apertura alare e la corda media alare. l'allungamento massimo del velivolo.

Come si può calcolare l'angolo effettivo di volo di un'ala finita?. è pari al doppio dell'angolo indotto. è pari all'angolo indotto. l'angolo geometrico meno l'angolo indotto. l'angolo indotto meno l'angolo geometrico.

Nel flusso di Stokes (Re<<1) il contributo più rilevante è quello delle forze viscose che bilanciano le forze di pressione, mentre l'inerzia è pressoché trascurabile. In questo tipo di flusso: non esiste separazione quindi le linee di flusso sono molto simili a quelle del flusso inviscido. è possibile il moto planato per inerzia. il flusso è completamente separato. corpi aerodinamici hanno una minore resistenza di corpi tozzi della stessa dimensione caratteristica.

Nel flusso reale attorno al cilindro si instaura un regime di distacco di vortici alternati (Karman Vortex Street) la cui frequenza di distacco è determinabile a partire dal: numero di Euler. numero di Strouhal. numero di Reynolds. numere di Stokes.

Per flussi con un numero di Reynolds maggiore di 1000 attorno ad un cilindro si ha una scia quasi stazionaria con vortici sfalsati. Determinare l'angolo a cui avviene la separazione ed il valore approssimativo del coefficiente di resistenza in questo regime?. 120° e 1. 90° e 1. 120° e 0.2. 80° e 1.

Per flussi con un numero di Reynolds di circa 3000000 attorno ad un cilindro si ha una brusca diminuzione del coefficiente di resistenza a causa: della separazione che avviene a 90°. del passaggio in turbolento dello strato limite separato, questo riattacca il flusso fino a circa 120° diminuendo la scia. della separazione che avviene a 80°. della separazione che avviene a 120°.

Per flussi con un numero di Reynolds di circa 3000000-6000000 attorno ad un cilindro si ha. la separazione avviene a circa 80° ed il coefficiente di resistenza è circa 1. la separazione avviene a circa 120° ed il coefficiente di resistenza è circa 0.4. la separazione avviene a circa 120° ed il coefficiente di resistenza è circa 1. la separazione avviene a circa 90° ed il coefficiente di resistenza è circa 0.4.

La presenza del fenomeno del downwash nel flusso su un ala finita ha come conseguenze: la riduzione dell'angolo d'attacco rispetto a quello geometricola nascita di una componente di resistenza nel riferimento geometrico indotta dalla portanza. la riduzione dell'angolo d'attacco rispetto a quello geometricola nascita di una componente di resistenza nel riferimento della velocità effettiva indotta dalla portanza. la riduzione della resistenza totale e l'aumento di angolo d'attacco. l'aumento dell'angolo d'attacco rispetto a quello geometricola nascita di una componente di resistenza nel riferimento geometrico indotta dalla portanza.

Nel flusso di Stokes (Re<<1) il contributo più rilevante è quello delle forze viscose che bilanciano le forze di pressione, mentre l'inerzia è pressoché trascurabile. In questo tipo di flusso: i corpi tozzi hanno maggiore resistenza di quelli aerodinamici a parità di dimensioni. non è possibile il volo planato. è possibile solo il volo planato. la separazione caratterizza la distribuzione dello strato limite sul corpo.

Qual è lo strumento di misura della velocità in un condotto?. viscosimetro. barometro. tubo di Pitot. manometro.

Con l'ipotesi di flusso ideale nel teorema di Bernoulli è possibile trascurare?. la non stazionarietà del flusso. la vorticità del flusso. le perdite di carico. l'incomprimibilità del flusso.

Per il teorema di Bernoulli che cosa rimane costante lungo una linea di flusso. l’energia potenziale. l’energia cinetica e di pressione. il carico totale. l’energia interna.

Qual è la caratteristica di un punto di ristagno?. la pressione è pari a quella statica. la pressione è nulla. la pressione è pari a quella dinamica. la velocità è nulla.

Se il flusso è irrotazionale il teorema di Bernoulli, oltre che lungo ogni traiettoria, è valido?. lungo ogni linea di flusso. lungo ogni linea di fumo. in ogni punto del flusso. non è valido.

Quale di queste non è un contributo all'energia meccanica di un fluido?. energia di pressione. energia gravitazionale. energia termica. energia cinetica.

Come si può considerare il teorema di Bernoulli?. conservazione dell'energia termica. conservazione dell'energia meccanica. conservazione dell'energia dinamica. conservazione dell'energia cinetica.

Un tubo di Pitot su un aereo in condizioni atmosferiche standard (densità di 1.2 kg/m3) fornisce una lettura di 1.07×105 Pa. In tali condizioni un punto sull'ala registra una velocità di 130 m/s. Si calcoli il coefficiente di pressione sull'ala. 0.45. -1.5. -0.45. 0.

Un tubo di Pitot su un aereo in condizioni atmosferiche standard (densità di 1.2 kg/m3) fornisce una lettura di 1.07×105 Pa. Si calcoli la velocità dell'aereo. 80.6 m/s. 108 m/s. 200 m/s. 105 m/s.

Si consideri un velivolo che vola ad una determinata quota sul livello del mare alla quale la pressione indicata dall'altimetro è 31094.62 mmH2O. Il tubo di Pitot installato sotto l'ala misura 32182.05 mmH2O. Si calcoli la velocità di volo. 10.1 cm. 76.2 m/s. 1.1 mm. 1.1 cm.

In una galleria del vento il rapporto tra la sezione d'ingresso e quella di misura è pari a 12. Se la differenza di pressione tra la gola e l'ingresso, letta come dislivello in un manometro ad U riempito di mercurio (rho Hg =13600 kg/m3), è pari a 5 cm, determinare la velocità nella misura. 105.8 m/s. 27.5 m/s. 110 m/s. 50 m/s.

Si consideri un tubo di Venturi che ha un rapporto tra la sezione di gola e quella d'ingresso pari a 0.85. L'apertura nella sezione di gola è collegata ad un serbatoio. La sezione d'ingresso del Venturi è posta in atmosfera. Determinare la pressione di gola nel caso in cui il flusso in ingresso abbia una velocità di 90 m/s (densità dell'aria pari a 1.2 kg/m3). 103200 Pa. 101200 Pa. 98133 Pa. 95600 Pa.

Il punto di ristagno su di un corpo solido è quel punto sulla superficie nel quale il valore del coefficiente di pressione è: minimo. 0. 1. massimo.

Che cosa rappresenta l'equazione di continuità?. la conservazione dell'energia. la conservazione della massa. la conservazione dell'energia cinetica. la conservazione della quantità di moto.

Attraverso l'equazione della quantità di moto in forma integrale che cosa è possibile trovare?. le forze che agiscono in un sistema. la distribuzione di pressione su di un corpo immerso in un flusso. i punti di ristagno in un flusso. il vettore velocità in ogni punto del campo di moto.

Come è definito il numero di Reynolds?. rapporto tra forze d'inerzia e gravitazionali. rapporto tra forze d'inerzia e viscose. rapporto tra la pressione relativa e la pressione dinamica. rapporto tra velocità e velocità del suono.

Come è definito il numero di Froude?. rapporto tra forze d'inerzia e gravitazionali. rapporto tra la pressione relativa e la pressione dinamica. rapporto tra forze d'inerzia e viscose. rapporto tra velocità e velocità del suono.

Come è definito il numero di Euler?. rapporto tra la pressione relativa e la pressione dinamica. rapporto tra forze d'inerzia e gravitazionali. rapporto tra forze d'inerzia e viscose. rapporto tra velocità e velocità del suono.

Come è definito il numero di Mach?. rapporto tra forze d'inerzia e gravitazionali. rapporto tra la pressione relativa e la pressione dinamica. rapporto tra forze d'inerzia e viscose. rapporto tra velocità e velocità del suono.

Quale di questi parametri adimensionali non è presente nell’equazione di Navier-Stokes adimensionale?. numero di Froude. numero di Reynolds. numero di Mach. numero di Strouhal.

Per la condizione di similitudine geometrica è possibile definire?. unico rapporto di scala tra le lunghezze del modello e quelle del prototipo. unico rapporto di scala tra le velocità del campo di moto del modello e del prototipo. unico rapporto di scala tra le forze che agiscono sul modello e sul prototipo. unico rapporto tra i parametri adimensionali definito sul modello e sul prototipo.

Per la condizione di similitudine cinematica è possibile definire?. unico rapporto di scala tra le lunghezze del modello e quelle del prototipo. unico rapporto di scala tra le forze che agiscono sul modello e sul prototipo. unico rapporto tra i parametri adimensionali definito sul modello e sul prototipo. unico rapporto di scala tra le velocità del campo di moto del modello e del prototipo.

Per la condizione di similitudine dinamica è possibile definire?. unico rapporto di scala tra le lunghezze del modello e quelle del prototipo. unico rapporto di scala tra le velocità del campo di moto del modello e del prototipo. unico rapporto tra i parametri adimensionali definito sul modello e sul prototipo. unico rapporto di scala tra le forze che agiscono sul modello e sul prototipo.

Quale valore può assumere (circa) il coeffciiente di resistenza aerodinamica di un profilo alare?. 0.4. 1.3. 1. 0.04.

Quale valore può assumere (circa) il coeffciiente di resistenza aerodinamica di una vettura?. 0.4. 1.3. 1. 0.04.

Quale valore può assumere (circa) il coeffciiente di resistenza aerodinamica di un autocarro?. 1.3. 1. 0.4. 0.04.

Quale valore può assumere (circa) il coeffciiente di resistenza aerodinamica di un paracadute?. 0.04. 0.4. 1. 1.3.

Due profili alari geometricamente simili hanno corda alare uno il doppio dell'altra. Il flusso indisturbato sul più piccolo ha le seguenti caratteristiche: T∞=200 K; rho∞=1.23 kg/m3; V∞=100 m/s. Sul più grande invece il flusso è descritto dalle seguenti variabili: T∞=800 K; rho∞=1.739 kg/m3; V∞=200 m/s. Assumendo che la viscosità dinamica µ e la velocità del suono a sono proporzionali a T1/2 si determini se i due flussi sono in similitudine completa e quali sono i parametri dimensionali in gioco. parametro Re, in similitudine completa. parametri Re e Ma, in similitudine solo per Ma quindi manca la similitudine completa. parametri Re e Ma, in similitudine completa. parametri Re e Ma, in similitudine solo per Re quindi manca la similitudine completa.

Quanti punti di ristagno caratterizzano un flusso irrotazionale attorno ad un cilindro circolare?. nessuno. 1. 2. 4.

Qual è il numero di Reynolds critico nel flusso attorno ad un cilindro circolare?. 200000. 2000000. 100000. 500000.

Si deve stimare la resistenza all'avanzamento di un auto alla velocità di 100 km/h in aria a 25°C ( densità di 1.184 kg/m3 e viscosità 1.849x10-5 Pa s). Viene costruito un modello 1:4 da stestare in galleria del vento alla stessa temperatura. Determinare la velocità dell'aria in galleria del vento per avere similitudine. 200 m/s. 11 m/s. 15.3 m/s. 111 m/s.

Quanti punti di ristagno caratterizzano un flusso attorno ad un cilindro circolare?. 1. 2. 4. nessuno.

In che regime di moto il coefficiente degli sforzi tangenziali su di una lastra piana è maggiore?. turbolento. transizionale. è indipendente dal regime. laminare.

Secondo quale effetto un cilindro o una sfera in rotazione genera un maggior contributo di portanza?. effetto Magnus. effetto Reynolds. effetto Wilcox. effetto Stokes.

L'equazione di conservazione della quantità di moto e della massa in forma differenziale rappresentano un sistema di: 4 equazioni in 10 incognite. 4 equazioni in 4 incognite. 4 equazioni in 8 incognite. 6 equazioni in 10 incognite.

Quale di queste caratteristiche sulle equazioni di Navier-Stokes per flussi incomprimibili è vera: ammettono alcune soluzioni analitiche per flussi semplici mentre devono essere risolte con metodi numerici nel caso generale. possono sempre essere risolte analiticamente. ammettono soluzione solo nei casi laminari. non ammettono soluzione.

L'equazione di conservazione della massa nella sua forma differenziale si scrive: ∇•(rho V)=0. ∂(rho)/∂t+∇•(rho V)=0. rho∇•V=0. ∂(rho)/∂t=0.

L'equazione di conservazione della massa per flussi stazionari si scrive: ∇•(rhoV)=0. ∇•(V)=0. ∂rho/∂t=0. ∇•(rho)=0.

L'equazione di conservazione della massa nel caso di flusso incomprimibile stazionario si scrive: ∂rho/∂t+∇•(rhoV)=0. ∂rho/∂t=0. ∇•V=0. ∇•rho=0.

Per un flusso comprimbile al sistema di equazioni differenziali deve essere aggiunta anche l'equazione di conservazione?. dell'energia. della quantità di moto. della massa. della comprimibilità.

La funzione di corrente è una funzione scalare sufficientemente regolare che consente, in un flusso bidimensionale, di: descrivere il campo di moto per flussi stazionari incomprimibili con un'unica variabile. descrivere il campo di moto per flussi stazionari con un'unica variabile. descrivere il campo di moto con due variabili. descrivere il campo di moto per flussi incomprimibili con un'unica variabile.

Le ipotesi dell'equazione di Eulero sono: Assenza di forze massa. Flusso stazionario. Flusso stazionario;Assenza di forze di massa;Fluido non viscoso. Fluido non viscoso.

L'equazione di conservazione della quantità di moto in forma differenziale, considerando fx come la generica forza di massa per unità di massa lungo x e F viscx la generica forza di attrito lungo x, può essere scritta lungo x come: ∂(rho u)/∂t+∇•(rho u V)+∂p/∂x-rho fx -(Fvisc)x=0. ∂(rho u)/∂t+∂p/∂x-rho fx -(Fvisc)x=0. ∂(rho u)/∂t+∇•(rho u V)-rho fx -(Fvisc)x=0. ∂(rho u)/∂t+∇•(rho u V)-(Fvisc)x=0.

Definendo fx come la generica forza di massa unitaria lungo x e (Fvisc)x come la generica forza viscosa lungo x, l'equazione di conservazione della quantità di moto, scritta in forma ordinaria, può essere espressa, lungo x, come: V•∇u=-1/rho ∂p/∂x+1/rho (Fvisc)x +fx. ∂u/∂t+V•∇u=-1/rho ∂p/∂x+1/rho (Fvisc)x +fx. ∂u/∂t=-1/rho ∂p/∂x+1/rho (Fvisc)x +fx. ∂u/∂t+V•∇u=-1/rho ∂p/∂x.

Per quali flussi sono valide le equazioni di Navier-Stokes?. flussi inviscidi. flussi irrotazionali. flussi Newtoniani. flussi incomprimibili.

La variazione della funzione di corrente in un flusso bidimensionale, tra due linee di flusso è pari a: alla portata volumetrica che fluisce tra le due linee di flusso. alla portata massica che fluisce tra le due linee di flusso. è nulla. alla derivata della velocità.

La variazione della funzione di corrente lungo una linea di flusso, in un flusso bidimensionale, è pari a: ad una costante diversa da zero. alla portata volumetrica. alla portata massica. zero.

Qual è il significato fisico della funzione di corrente?. la funzione di corrente è uniforme su tutto il campo di moto. la funzione di corrente è costante lungo una linea di flusso. la funzione di corrente è nulla lungo una linea di flusso. la variazione della funzione di corrente è costante lungo una linea di flusso.

Le relazioni costitutive si ottengono: risolvendo le equazioni di Navier-Stokes. effettuando delle ipotesi sul flusso in esame. riscrivendo l'equazione di stato del fluido in esame. manipolando le equazioni di governo del moto fluido.

La condizione di divergenza nulla per un flusso incomprimibile comporta: che una variazione di velocità si propaga istantaneamente in qualunque punto del campo di moto. che una variazione di velocità si propaga con la velocità del suono. che una variazione di velocità non si propaga. che una variazione di velocità si propaga nel campo di moto con un certo ritardo.

Nel caso di flusso stazionario ed incomprimibile il campo di moto ha: rotore nullo. divergenza nulla. vorticità nulla. gradiente nullo.

Lo scopo delle relazioni costitutive è legare: gli sforzi tangenziali alla pressione. gli sforzi tangenziali alle variabili dipendenti del flusso. il tensore velocità di deformazione alle componenti di velocità. il tensore velocità di deformazione alla variabili dipendenti del flusso.

Il tensore degli sforzi viscosi per un fluido newtoniano in quiete è: nullo. proporzionale alla pressione. proporzionale alla viscosità. proporzionale alla densità.

Il tensore degli sforzi viscosi per un fluido newtoniano è: nullo. proporzionale alla viscosità. proporzionale alla densità. proporzionale alla pressione.

Il tensore degli sforzi viscosi per un fluido newtoniano è: proporzionale al tensore velocità di deformazione angolare e alla pressione. proporzionale al tensore velocità di deformazione angolare. proporzionale al tensore velocità di deformazione angolare e alla velocità di traslazione. al tensore velocità di deformazione lineare.

Come si chiama l'equazione di conservazione della quantità di moto per un fluido generico?. equazione di Stokes. equazione di Cauchy. equazione di Navier-Stokes. equazione di Eulero.

Quanto vale il numero di Reynolds critico per un flusso su lastra piana?. 10. 2300. 500000. 4000.

Quale di queste non è una soluzione esatta delle equazioni di Navier-Stokes?. soluzione di Blasius per uno strato limite. moto asintoticc di suzione. moto di Ekman. moto alla Couette.

Il profilo di velocità che caratterizza il campo di moto alla Couette è lineare se?. il gradiente di pressione è nullo. il gradiente di pressione è positivo. la viscosità è trascurabile. il gradiente di pressione è negativo.

Il profilo di velocità nello strato limite turbolento presenta una regione di parete, il cui spessore è tanto più piccolo quanto più: è basso il numero di Mach. è basso il numero di Reynolds. è alto il numero di Mach. è alto il numero di Reynolds.

Fuori dal sottostrato viscoso l'andamento del profilo di velocità nello strato limite turbolento su lastra piana ha un andamento: costante. lineare. logaritmico. esponenziale.

Le equazioni di Navier-Stokes possono essere semplificate nelle equazioni di Eulero se nel fluido: la densità è costante. gli effetti viscosi sono preponderanti sugli effetti inerziali. la vorticità è nulla. gli effetti inerziali sono preponderanti sugli effetti viscosi.

La soluzione elementare della doppietta dell'equazione di Laplace per flussi irrotazionali può essere considerata come la sovrapposizione di quali soluzioni?. pozzo a linea e flusso uniforme. sorgente a linea e flusso uniforme. sorgente e pozzo a linea. flusso uniforme e vortice.

Nel sottostrato viscoso l'andamento del profilo di velocità nello strato limite turbolento su lastra piana ha un andamento: costante. lineare. logaritmico. esponenziale.

Le equazioni di Navier-Stokes possono essere semplificate nelle equazioni di Stokes se nel fluido: la vorticità è nulla. gli effetti viscosi sono preponderanti sugli effetti inerziali. gli effetti viscosi sono preponderanti sugli effetti inerziali. la densità è costante.

In uno strato limite turbolento come è definito il rapporto tra lo spessore di spostamento e lo spessore di quantità di moto?. fattore di forma. fattore di spessore. fattore di spostamento. fattore di quantità di moto.

La soluzione di Blasius per uno strato limite laminare è?. una soluzione esatta. una soluzione esatta. una soluzione analitica. una soluzione sperimentale.

L’approssimazione dello strato limite non è valida se?. il flusso separa dal corpo. il flusso è laminare. il flusso transisce sul corpo. il flusso è turbolento.

Su quante superfici di un volume di controllo bidimensionale devono essere applicate le condizioni al contorno per risolvere l'equazione di Navier-Stokes approssimata nello strato limite?. 1. 2. 3. 4.

L’approssimazione dello strato limite è sufficientemente accurata se il numero di Reynolds è sufficientemente alto, cioè se?. la velocità del flusso all'interno dello stratro limite non è trascurabile. la velocità del flusso all'interno dello strato limite è trascurabile. lo spessore dello strato limite non è trascurabile rispetto alle dimensioni del corpo. lo spessore dello strato limite è trascurabile rispetto alle dimensioni del corpo.

Quali di queste non è una soluzione elementare dell'equazione di Laplace per flussi irrotazionali?. sorgente e pozzo a linea. vortice. centrifuga. flusso uniforme.

Dove l'equazione di Navier-Stokes può essere approssimata come l'equazione di Eulero?. al di fuori dello strato limite. in scia ad un corpo immerso in un flusso. all'interno dello strato limite. mai.

Due flussi irrotazionali possono essere sovrapposti per costruirne un altro. In questo caso: la velocità del flusso risultante è la differenza dei due potenziali. la velocità del flusso risultante è la differenza delle due velocità. la velocità del flusso risultante è la somma dei due potenziali. la velocità del flusso risultante è la somma delle due velocità.

Per flussi irrotazionali le linee di corrente e le linee equipotenziali sono: mutuamente perpendicolari. mutuamente parallele. funzioni convergenti in un punto. le stesse funzioni.

La soluzione dell'equazione di Laplace si ottiene imponendo solamente: le condizioni al contorno su velocità e densità. le condizioni al contorno su velocità e pressione. le condizioni al contorno sulla velocità. le condizioni al contorno su velocità e viscosità.

L'equazione di Laplace per flussi irrotazionali permette di ridurre le variabili in gioco per un flusso tridimensionale irrotazionale a: 1 e la densità. 3. 2. 1.

L'equazione di Laplace per flussi irrotazionali non dipende: dalle proprietà del fluido e dal tempo. dalla funzione potenziale. dalla velocità. solo dal tempo.

Per simulare un flusso incomprimibile ed irrotazionale su di un corpo di forma arbitraria è possibile sommare più flussi potenziali. In tale caso le linee di flusso che si ottengono sono: differenza delle linee di flusso dei flussi elementari. somma delle linee di flusso dei flussi elementari. nulle. uguali alle linee di flusso dei flussi elementari.

In quale intervallo di scale turbolente avviene l'interazione con il flusso medio?. range energetico. range dissipativo. range inerziale. range di Kolmogorov.

In che condizioni è utile effettuare una simulazione URANS?. in flussi quasi-stazionari. in flussi che presentano una transizione da regime laminare a regime turbolento. in flussi altamente turbolenti. in flussi dove la non stazionarietà non è legata alle sole fluttuazione turbolente.

Nel processo di cascata dell'energia, arrivati al range dissipativo tutta l'energia turbolenta viene convertita in calore per mezzo della: viscosità. comprimibilità. densità. vorticità.

In quale tipologia di simulazione viene coinvolta un'operazione di filtraggio delle equazioni di governo?. DNS. RANS. DES. LES.

Le equazioni di Navier-Stokes mediate alla Reynolds, cioè le equazioni RANS, rappresentano un sistema di. 6 equazioni in 10 incognite. 4 equazioni in 8 incognite. 4 equazioni in 4 incognite. 4 equazioni in 10 incognite.

Nei modelli di turbolenza basati sull'ipotesi di Boussinesq il problema della chiusura delle equazioni viene spostato dagli sforzi di Reynolds a quale grandezza?. viscosità turbolenta. energia cinetica turbolenta. lunghezza di mescolamento. dissipazione dell'energia cinetica turbolenta.

Nei modelli di turbolenza a zero equazioni che seguono l'ipotesi di Prandtl il problema della chiusura delle equazioni viene spostato dagli sforzi di Reynolds a quale grandezza?. energia cinetica turbolenta. lunghezza di mescolamento. dissipazione dell'energia cinetica turbolenta. viscosità molecolare.

Quale di questi non è un modello di turbolenza?. Chien-Menter. Spalart-Allmaras. Menter k-omega SST. Wilcox k-omega.

Su quale ipotesi si basano la maggior parte dei modelli di turbolenza?. ipotesi di Wilcox. ipotesi di Blasius. ipotesi di Kolmogorov. ipotesi di Boussinesq.

Nelle simulazioni in stile DES si utilizzano. RANS a parete/DNS lontano da parete. RANS a parete/LES lontano da parete. LES a parete/RANS lontano da parete. LES a parete/DNS lontano da parete.

Che cosa indica la sigla FSI?. forza superficiale inerziale. flusso stabilmente ipersonico. interazione fluido-struttura. flusso smooth-inviscido.

In una simulazione non stazionaria tutte le proprietà del flusso e le variabili delle equazioni sono: indipendenti dal metodo numerico. dipendenti dal tempo. indipendenti dallo spazio. indipendenti dal tempo.

Quali di questi approcci per la simulazione di un flusso turbolento con la CFD può essere anche stazionario?. LES. RANS-LES. RANS. DNS.

Cosa differenzia gli schemi di integrazione temporale impliciti da quelli espliciti?. negli schemi impliciti viene utilizzata soltanto la soluzione al passo temporale precedente. negli schemi impliciti la soluzione al passo n+1 ha una dipendenza lineare dal passo n. negli schemi impliciti la soluzione al passo n+1 è funzione anche di sé stessa. negli schemi impliciti la soluzione del sistema algebrico risultante avviene solo per mezzo di metodi diretti.

Qual è lo scopo principale della discretizzazione temporale in una simulazione numerica?. passare da un sistema di ODE ad un sistema algebrico. passare da un sistema di PDE ad un sistema di ODE. passare da un sistema di PDE ad un sistema algebrico. passare da un sistema di ODE ad un sistema algebrico.

Di quale vantaggio godono i metodi ai volumi finiti?. sono estremamente semplici da implementare nel codice di un solutore CFD. possono essere utilizzati su geometrie complesse. sono significativamente più accurati degli altri metodi. permettono di simulare molteplici domini fluidi contemporaneamente.

Quante equazioni vanno risolte una volta effettuata la discretizzazione spaziale delle PDE che governano il moto fluido?. lo stesso numero delle PDE di partenza. una per ciascun elemento del reticolo di calcolo. non c'è un numero specifico, dipende dal tipo di fluido in esame. una per ciascuna incognita del flusso.

Qual è lo scopo principale della discretizzazione spaziale in una simulazione numerica?. passare da un sistema di ODE ad un sistema algebrico. passare da un sistema di ODE ad un sistema di PDE. passare da un sistema di PDE ad un sistema di ODE. passare da un sistema di PDE ad un sistema algebrico.

Come viene solitamente progettato il reticolo di calcolo nella zona dello strato limite?. Come viene solitamente progettato il reticolo di calcolo nella zona dello strato limite?. con elementi grossolani. con elementi piccoli. con elementi di forma tetraedrica.

Come viene solitamente progettato il reticolo di calcolo in una regione di flusso industurbato?. con elementi piccoli. con elementi grossolani. con elementi composti da superfici curve. con elementi di forma allungata.

Qual è l'ingrendiente in una simulazione numerica che più influenza l'accuratezza dei risultati?. reticolo di calcolo. schema di discretizzazione spaziale. schema di discretizzazione temporale. solutore del sistema algebrico.

Quali metodi si possono utilizzare per risolvere un sistema di equazioni algebrico?. diretti e indiretti. diretti e iterativi. espliciti e impliciti. analitici e numerici.

La formulazione del modello di turbolenza k-omega SST è l'unione di quali due modelli di turbolenza?. k-epsilon e k-omega. k-omega e Spalart-Allmaras. di nessun modello. k-epsilon e Spalart-Allmaras.

In una simulazione stazionaria tutte le proprietà del flusso e le variabili delle equazioni sono: indipendenti dallo spazio. indipendenti dal tempo. indipendenti dal metodo numerico. dipendenti dal tempo.

Quali equazioni possono essere risolte con la CFD per avere un'accuratezza superiore rispetto alle RANS e un costo computazionale inferiore rispetto alla DNS?. FVM. FEM. LES. CCM.

La risoluzione diretta delle equazioni di Navier-Stokes per flussi turbolenti con la CFD si chiama?. RANS. DES. DNS. LES.

Cosa significa l'acronimo CFD?. computational fluid dynamics. collaborative fluid dynamics. careful fit of (experimental) data. colorful fluid dynamics.

Quel'è il metodo numerico di OpenFOAM, Ansys Fluent e CFX e Star-CCM+?. differenze finite. elementi finiti. elementi finiti discontinui di Galerkin. volumi finiti.

Quali di questi non è un approccio numerico per la simulazione di un flusso turbolento?. DNS. RANS. FEM. LES.

Qual è l'acronimo di fluidodinamica numerica che permette la risoluzione numerica delle equazioni di governo della fluidodinamica?. SAS. SBES. CFD. DES.

Quale di questi non è un modello di turbolenza per le equazioni RANS?. k-nu. k-omega. k-omega SST. k-epsilon.

Le linee di flusso di un pozzo/sorgente sono rette entrati/uscenti dall'origine ed hanno equazione: Λ/2π θ. Λ/2π ln(r). V∞r sinθ. V∞r cosθ.

Il significato fisico della forza del pozzo/sorgente Λ è: Portata volumetrica per unità di lunghezza uscente dalla superficie di un cilindro il cui asse è occupato da una distribuzione di pozzi/sorgenti uguali a quello dato. Portata massima per unità di lunghezza uscente dalla superficie di un cilindro il cui asse è occupato da una distribuzione di pozzi/sorgenti uguali a quello dato. Velocità radiale al centro del pozzo/sorgente. velocità tangenziale al centro del pozzo/sorgente.

Il flusso potenziale pozzo o sorgente è caratterizzato dal campo di velocità, in coordinate cilindriche:Vr=Λ/2πr;Vθ=0;con Λ costante pari alla forza della sorgente o pozzo. Per tale flusso potenziale il potenziale (phi) di velocità è definito da: 0. const. Λ/2π θ. Λ/2π ln(r).

Un flusso uniforme con velocità V∞ diretta lungo x è caratterizzato da una streamfunction (psi) pari a: V∞ y. V∞ x. cost. V∞.

Il flusso inviscido ed incomprimibile attorno ad un corpo solido può essere rappresentato con la tecnica dei flussi potenziali. In questo caso la superficie del corpo solido: non è una linea di flusso. è attraversata dal fluido. è sempre una linea di flusso. è soggetta allo strato limite.

I flussi potenziali sono governati dall'equazione di Laplace per la cui soluzione sono necessarie condizioni al contorno: di flusso indisturbato lontano dal corpo e di velocità puramente tangenziale alla parete. di strato limite. di Kutta. di velocità tangenziale alla parete.

Nella simulazione del flusso attorno ad un corpo solido mediante la sovrapposizione di flussi potenziali elementari necessario che: non esista una linea di flusso che possieda almeno un punto di ristagno. esistano una o più linee di flusso che possiedano almeno un punto di ristagno. esista una linea di flusso che possieda almeno un punto di ristagno. tutte le linee di flusso possiedano almeno un punto di ristagno.

Nella simulazione di flussi incomprimibili ed irrotazionali attorno ad un corpo solido, mediante sovrapposizione di flussi potenziali elementari, la linea di flusso che possiede almeno un punto di ristagno rappresenta: una qualsiasi linea di flusso. la superficie su cui si sviluppa lo strato limite. la superficie di confine del dominio fluido. la superficie del corpo solido attorno al quale si sta ricostruendo il flusso.

La simulazione del flusso potenziale su di un cilindro permette di calcolare le forze aerodinamiche su di esso. Le indicazioni che si ottengono sono realistiche relativamente: alla portanza ma non alla resistenza. sia alla resistenza che alla portanza. a nessuna forza aerodinamica. alla resistenza ma non alla portanza.

Il flusso potenziale (inviscido ed incomprimibile) attorno al cilindro risulta: non portante ma con resistenza diversa da zero. portante e resistente. non portante e non resistente (paradosso di D'Alembert). non resistente ma con portanza diversa da zero.

Nel flusso uniforme attorno ad un cilindro il valore del raggio del cilindro R: aumenta al diminuire della forza del doppietto k e diminuisce al diminuire della velocità del flusso uniforme. diminuisce all'aumentare della forza del doppietto k e aumenta al diminuire della velocità del flusso uniforme. aumenta all'aumentare della forza del doppietto k e diminuisce al diminuire della velocità del flusso uniforme. aumenta all'aumentare della forza del doppietto k e diminuisce al aumentare della velocità del flusso uniforme.

Il flusso potenziale attorno ad un cilindro si ottiene sovrapponendo: un flusso uniforme un pozzo ed una sorgente. un flusso uniforme ed un doppietto. un flusso uniforme ed un vortice libero. un flusso uniforme ed un pozzo.

Per la simulazione, mediante tecnica dei flussi potenziali, del flusso attorno ad un ovale, è necessario sovrapporre: un flusso uniforme un pozzo ed una sorgente. un flusso uniforme ed un pozzo. un flusso uniforme ed un vortice libero. un flusso uniforme ed un doppietto.

Per simulare, con la tecnica dei flussi potenziali, il flusso inviscido ed incomprimibile su di un corpo semi-infinito è necessario sovrapporre: un flusso uniforme ed un pozzo. un flusso uniforme ed una sorgente. un doppietto ed un flusso uniforme. un flusso uniforme ed un vortice libero.

Mediante la teoria dei flussi potenziali si può calcolare la distribuzione di velocità tangenziale attorno alla superficie del cilindro Vθ=-2V∞sinθ. Determinare il valore minimo (massimo negativo) del Cp sulla superficie del cilindro e le posizioni angolari su cui si ottiene tale valore. -3 a π/2 e 3/2π. -1 a π/2 e 3/2π. -3 a 0 e π. 0 a π.

Aumentare la freccia massima di campanatura, a parità degli altri parametri, in un profilo significa aumentare il Cl a tutti gli angoli d'attacco, tanto più quanto più aumenta tale freccia. Questo tuttavia ha come conseguenza: la stabilità del profilo diminuisce. il coefficiente di momento a c/4 diviene più positivo e l'efficienza diminuisce. la resistenza aumenta. Il coefficiente di momento a c/4 diventa più negativo e l'angolo di portanza nulla diventa più negativo.

Simulando il flusso portante su di un cilindro mediante la tecnica dei flussi potenziali si ottiene un coefficiente di portanza cl pari a 5.Sapendo che, nel caso del flusso non portante attorno al cilindro la velocità tangenziale è Vθ=-2V∞sinθ mentre per il vortice libero è Vθ=-γ/2πR, determinare il Cp a 90° (picco di aspirazione).Suggerimento: ricavare γ dal cl. -6. 1. -5.45. -6.82.

La condizione di Kutta assicura che la circuitazione del vettore V attorno al bordo di uscita di un profilo alare è nulla. Nel caso di profili con coda a cuspide questo significa che: In coda la velocità all'estradosso ed all'intradosso coincidono e sono nulle. In coda la velocità all'estradosso ed all'intradosso coincidono. Il TE è necessariamente punto di ristagno. Il flusso non lascia il profilo al bordo d'uscita. In coda la velocità all'estradosso ed all'intradosso coincidono. Il TE non è necessariamente punto di ristagno.

La condizione di Kutta stabilisce che la circuitazione di V attorno al bordo di uscita di un profilo alare deve essere nulla. Questo comporta: che il trailing edge è punto di ristagno solo se è a cuspide. che il trailing edge è punto di ristagno. che il trailing edge non è punto di ristagno. che il trailing edge è punto di ristagno solo se è a spigolo vivo.

Il teorema della circolazione di Kelvin assicura che, se al tempo t0 un corpo portante con portanza L' viene messo in movimento nel fluido e si analizza il flusso al tempo t1 nel volume di controllo, che comprende il corpo e tutte le particelle fluide interessate dal moto tra t0e t1, allora in tale volume apparirà: un vortice con circuitazione nulla. un vortice con circuitazione y=L'/(rho V). un vortice con circuitazione y=-L'/(rho V). uno stopping vortex.

Il teorema della circolazione di Kelvin assicura che, se al tempo t0 un corpo portante, con portanza L', in movimento nel fluido viene fermato e si analizza il flusso al tempo t1 nel volume di controllo, che comprende il corpo e tutte le particelle fluide interessate dal moto tra t0e t1, allora in tale volume apparirà: un vortice di circuitazione γ=-L'/(rho V). un vortice con circuitazione nulla. uno strating vortex. un vortice di circuitazione γ=L'/(rho V).

Quando il prolungamento di estradosso ed intradosso si intersecano in coda al profilo (bordo d'uscita a spigolo) la condizione di Kutta assicura che: le velocità all'estradosso ed all'intradosso sono uguali al bordo d'uscita e diverse da zero. il bordo d'uscita è punto di ristagno. il bordo d'uscita non è punto di ristagno. le velocità all'estradosso ed all'intradosso sono diverse al bordo d'uscita e diverse da zero.

Un elemento infinitesimo del vortex sheet di estensione ds e forza γ induce in un punto P del campo di moto a distanza r da esso una variazione di velocità dV pari in modulo a: dV=γds2πr. dV=0. dV=γds. dV=γds/2πr.

L'equazione generale dei profili sottili, derivata dalla sovrapposizione di un flusso uniforme con inclinazione α ed un vortex sheet può essere risolta noti α, V∞ e l'equazione della campanatura se si utilizza: la condizione γ(c)<0. la condizione di incomprimibilità. la condizione γ(c)=0. la condizione γ(c)>0.

L'equazione generale dei profili sottili, derivata dalla sovrapposizione di un flusso uniforme con inclinazione α ed un vortex sheet vale nelle ipotesi: - profilo sottile - campanatura massima non elevata - pendenza della linea di campanatura non elevata - angolo d'attacco lontano dall'angolo di stallo. profilo sottile. - profilo sottile - campanatura massima non elevata - pendenza della linea di campanatura non elevata. - profilo sottile - campanatura massima non elevata.

Nella rappresentazione potenziale del flusso attorno al profilo al variare della circuitazione del flusso attorno al profilo sono possibili diverse configurazioni dei punti di ristagno. Tuttavia una soltanto è fisicamente congruente: quella in cui i due punti di ristagno sono all'intradosso. quella in cui i due punti di ristagno uno all'intradosso ed uno all'estradosso. quella in cui un punto di ristagno è al trailing edge. quella in cui esiste un solo punto di ristagno.

Mediante sovrapposizione di flussi potenziali portanti è possibile simulare il comportamento del profilo portante utilizzando lo strumento del Vortex Sheet. Se si calcola la circuitazione di V attorno ad una porzione del Vortex Sheet si ottiene: γ>0 pari alla differenza di velocità tra estradosso ed intradosso. γ>0 pari alla differenza di velocità tra intradosso ed estradosso. γ=0 pari alla differenza di velocità tra estradosso ed intradosso. γ=0.

Affinché la sovrapposizione di un vortex sheet di forza γ sulla superficie del profilo e di un flusso uniforme inclinato di un angolo α rispetto alla corda rappresenti il flusso attorno al profilo è condizione necessaria che: la superficie del profilo sia un luogo di punti a velocità nulla. la superficie del profilo non sia una linea di flusso. Il flusso sia ovunque inviscido. la superficie del profilo sia una linea di flusso.

Se il profilo alare è sufficientemente sottile è possibile disporre il vortex sheet che lo rappresenta: sull'estradosso. sulla corda. sull'intradosso. sulla linea di campanatura.

I risultati della teoria dei profili sottili sono meglio approssimative caso di profili reali con spessore: al di sotto del 3%. tra il 6% ed il 12%. oltre il 12%. tra il 3% ed il 6%.

Nel caso di profilo non simmetrico, la teoria dei profili sottili prevede che c/4 sia. né centro aerodinamico né centro di pressione. centro aerodinamico e centro di pressione. centro aerodinamico ma non centro di pressione. centro di pressione.

Nel caso di profilo non simmetrico il coefficiente di portanza previsto dalla teoria dei profili sottili vale:2π(α-αL=0) con l'angolo di portanza nulla che dipende: dalla forma della campanatura e dai coefficienti della espansione di Fourier. solo dalla forma della campanatura. dalla forma della campanatura e dall'angolo d'attacco. dall'angolo d'attacco.

Sulla base dei risultati della teoria dei profili sottili determinare il coefficiente di portanza e quello di momento rispetto al leading edge per un NACA 0012 ad angolo di attacco di 1.5°. 0.164 e -0.041. 9 e 0. 0.5 e 0.041. 9 e -2.25.

I principali risultati della teoria dei profili sottili per un profilo simmetrico sono: Cl=0. Cl=2παCmc/4≠0. Cl=2παCmc/4>0. Cl=2παCmLE=-πα/2Cmc/4=0.

In base alla teoria dei profili sottili, per un profilo simmetrico c/4 è: solo centro di pressione. centro di pressione e centro aerodinamico. né centro aerodinamico né centro di pressione. solo centro aerodinamico.

Il flusso attorno ad un profilo ad un determinato angolo d'attacco ammette un solo valore di circuitazione (e quindi di portanza). Nel caso di simulazione con una teoria potenziale (vortex sheet) il valore della circuitazione da utilizzare deve essere scelto: in modo da rispettare l'irrotazionalità del campo. in modo da rispettare la condizione di Kutta. imponendo la presenza di un solo punto di ristagno sul profilo. in modo da rispettare l'incomprimibilità del campo.

Perché la distribuzione del coefficiente di pressione soluzione della teoria del potenziale tridimensionale è diversa in un flusso attorno ad un cilindro e ad una sfera?. la sfera genera un effetto di rotazione tridimensionale del flusso. la sfera genera un effetto di alleggerimento tridimensionale del flusso. il cilindro genera un effetto di rotazione tridimensionale del flusso. il cilindro genera un effetto di alleggerimento tridimensionale del flusso.

In che cosa si differenziano le soluzioni della teoria del potenziale tridimensionale del flusso attorno ad un cilindro e ad una sfera?. non ci sono differenze sul coefficiente di pressione. il coefficiente di pressione a 180 gradi. il coefficiente di pressione a 0 gradi. il coefficiente di pressione a 90 gradi.

Per il teorema di Helmhotz la forza di un vortex filament lungo la sua lunghezza è: nulla. decrescente. crescente. uniforme.

Solitamente se l’estremità alare è a un angolo di attacco geometrico superiore a quello della radice, si dice che l'ala generi. downwash. washin. washout. upwash.

Quale di queste leggi permette di descrivere fenomeni fluidodinamici attorno ad ali finite nella teroria del potenziale tridimensionale?. legge di Joukowski. legge di Kutta. legge di Kelvin. legge di Biot-Savart.

Per la legge di Kutta nella teoria del potenziale tridimensionale a cosa è inversamente proporzionale la velocità del flusso in un generico punto P?. alla velocità angolare del vortex filament. alla forza del vortex filament. alla distanza del punto dal vortex filament. alla velocità del vortex filament.

Per la legge di Kutta nella teoria del potenziale tridimensionale a cosa è direttamente proporzionale la velocità del flusso in un generico punto P?. alla distanza del punto dal vortex filament. alla velocità angolare del vortex filament. alla forza del vortex filament. alla velocità del vortex filament.

Solitamente se l’estremità alare è a un angolo di attacco geometrico inferiore a quello della radice, si dice che l'ala generi: upwash. washin. downwash. washout.

A causa degli effetti tridimensionali del flusso l'ala finita vede il flusso con un angolo: geometrico. effettivo. nullo. indotto.

Per rappresentare mediante una teoria potenziale il flusso su di un ala finita si sovrappone un flusso uniforme ad una serie di filamenti vorticosi di forza differente, disposti: a ferro di cavallo e sovrapposti lungo lo span. ortogonalmente alla velocità del flusso indisturbato. parallelamente alla velocità del flusso indisturbato. lungo lo span e lungo l'asse dei vortici d'estremità.

L'equazione della teoria lineare della linea di portanza di Prandt permette, note le caratteristiche del profilo di determinare: l'angolo di portanza nulla. l'angolo d'attacco. la resistenza. La distribuzione di circuitazione e quindi di portanza.

L'equazione della teoria lineare della linea di portanza di Prandt può essere risolta in modo inverso imponendo la distribuzione di circuitazione e ricavando: la distribuzione di corda dell'ala. l'angolo d'attacco. a velocità del flusso. la portanza.

A causa degli effetti tridimensionali del flusso ogni sezione di un'ala finita vede il flusso con un angolo: geometrico. nullo. effettivo. indotto.

Nel caso di distribuzione arbitaria di portanza la teoria lineare della linea di portanza di Prandt permette di ricavare l'angolo indotto come αi=cL(1+tau)/πAR con tau che dipende da: TR. AR. l'angolo d'attacco. AR eTR.

Cosa genera il fenomeno del downwash su di un ala finita?. un annullamento della resistenza aerodinamica. un annullamento della portanza aerodinamica. una componente di portanza aerodinamica. una componente di resistenza aerodinamica.

Dove non è valido il paradosso di D'Alambert?. è sempre valido. sulle ali (finite). sui profili alari. sulle ali di lunghezza infinita.

Il coefficiente angolare della curva della portanza rispetto all’angolo di attacco per un NACA 23012 è 0.108°-1 (6.188 rad-1). Si consideri un ala costituita da tale profilo con AR=8 e δ=tau=0.054.Determinare Il coefficiente angolare della retta CL-α dell'ala. 0.0857°^-1. 0.108°^-1. 0.005°^-1. 0.18°^-1.

Il coefficiente angolare della curva della portanza rispetto all’angolo di attacco per un ala, con AR=8 e δ=tau=0.054, è 0.0857°-1. Considerando un vola ad angolo di attacco 7° ed angolo di portanza nulla -1.3°, determinare Il CL e CDi. 1.2 e 0.02. 5 e 0.5. 0.03 e 0.02. 0.712 e 0.0212.

Per aumentare l'efficienza aerodinamica a velocità subsoniche, il progettista delle ali di un velivolo che cosa vorrebbe aumentare il più possibile?. la curvatura dell'ala. l'aspect ratio dell'ala. l'apertura alare dell'ala. lo spessore dell'ala.

Il velivolo Lockheed U-2 high-altitude si caraterizzava per un aspect ratio della ali molto alto, cioè pari a: 14.3. 9.3000000000000007. 5.9. 2.7.

Nel caso di distribuzione di portanza ellittica la teoria lineare della linea di portanza di Prandt permette di calcolare l'angolo indotto αi come. 0. CLπAR. πAR. CL/πAR.

Un ala ellittica possiede un coefficiente di portanza di 0.7 con un angolo di attacco del flusso di 8°. Ipotizzando un aspect ratio di 8 si calcolo l'angolo effettivo ed il coefficiente di resistenza indotta. 1.6° e 0.019. 0.02° e 0.019. 2° e 0.05. 3° e 0.01.

Nel caso di distribuzione arbitraria di portanza la teoria lineare della linea di portanza di Prandt permette di ricavare il coefficiente di resistenza indotto come:CDi=CL2(1+δ)/πARcon δ che dipende da: AR. AR e TR. TR. angolo d'attacco.

Nel caso di distribuzione ellittica di portanza di un'ala finita, in assenza di svergolamenti geometrici ed aerodinamici la forma dell'ala che realizza tale distribuzione per la teoria lineare della linea di portanza di Prandt è: triangolare. ellittica. rettangolare. rastremata.

Nel caso di distribuzione di portanza ellittica la teoria lineare della linea di portanza di Prandt permette di calcolare il coefficiente di resistenza indotta CDi come: CL^(2) /πAR. πAR. CL^(2)πAR. 0.

Qual è l'ulteriore contributo alla resistenza aerodinamica di un'ala finita rispetto a quella di un profilo alare?. resistenza aerodinamica di forma. resistenza aerodinamica di attrito. resistenza aerodinamica di pressione. resistenza aerodinamica indotta.

La teoria lineare della linea di portanza di Prandt definisce la pendenza della curva della portanza rispetto all’angolo di attacco per ali diritte, se invece l'ala è una swept wing può essere utilizzata: formula di Kuchemann. formula di Biot-Savart. formula di Helmbold. formula di Prandtl-Glauert.

La teoria lineare della linea di portanza di Prandt definisce la pendenza della curva della portanza rispetto all’angolo di attacco per aspect ratio maggiori di 4, se invece l'ala ha aspect ratio minori quale equazione può essere utilizzata: formula di Kuchemann. formula di Helmbold. formula di Biot-Savart. formula di Prandtl-Glauert.

Rispetto al coefficiente di portanza il numero di Mach del flusso, nella correzione di Prandtl-Glauert per flussi comprimibili della teoria del potenziale incomprimibile, è?. il numero di Mach non influisce sul coefficiente di portanza. inversamente proporzionale. direttamente proporzionale. il coefficiente di portanza è sempre nullo per flussi comprimibili.

Quando è possibile utilizzare la correzione di Prandtl-Glauert per flussi comprimibili della teoria del potenziale incomprimibile?. quando il numero di Mach del flusso è inferiore a 0.8. si può sempre utilizzare. quando il numero di Mach del flusso è inferiore a 1. quando il numero di Mach del flusso è inferiore a 0.3.

Se il flusso indisturbato ha un numero di Mach corrispondente al numero di Mach critico cosa succede al flusso sul profilo alare?. il flusso ha un regione dove è supersonico. il flusso è supersonico su tutto il profilo alare. il flusso è localmente transonico. il flusso è subsonico.

Se il flusso indisturbato ha un numero di Mach maggiore del numero di Mach critico cosa succede al flusso sul profilo alare?. il flusso è localmente transonico. il flusso ha un regione dove è supersonico. il flusso è subsonico. il flusso è supersonico su tutto il profilo alare.

Se il flusso indisturbato ha un numero di Mach corrispondente al numero di Mach critico come si comporta il coefficiente di pressione sul profilo alare?. non dipende dalla forma del profilo alare. non dipende dalla velocità del flusso. non dipende dal numero di Mach del flusso. non dipende dalle proprietà fisiche del flusso.

Come si comporta il numero di Mach critico di un flusso se aumenta lo spessore del profilo alare?. non varia. diminuisce. si annulla. aumenta.

Come si comporta il coefficiente di resistenza aerodinamica quando il numero di Mach del flusso supera il numero di Mach critico e di divergenza della resistenza?. non varia. si annulla. aumenta. diminuisce.

Che cosa caratterizza un profilo alare supercritico?. un numero di Mach critico molto basso. un numero di Mach critico molto alto. un numero di Mach di divergenza della resistenza molto basso. un numero di Mach di divergenza della resistenza molto alto.

Qual'è il numero di Mach critico per un flusso su di un profilo alare NACA0012?. 0.84. 0.94. 1.04. 0.74.

In un fluido in moto subsonico in un ugello convergente, fissate le condizioni all’imbocco, qual è l’effetto di un abbassamento della contropressione fino al valore critico sulla velocità. la velocità è superiore a quella del suono. la velocità è inferiore a quella del suono. la velocità è nulla. la velocità è uguale a quella del suono.

In un fluido in moto subsonico in un ugello convergente con pressione critica allo sbocco, l’abbassamento della contropressione ben al di sotto del valore critico che effetto produce sulla sezione di sbocco?. la portata si annulla. la portata diminuisce. nessun effetto sulla portata. la portata aumenta.

In un fluido in moto subsonico in un ugello convergente con pressione critica allo sbocco, l’abbassamento della contropressione ben al di sotto del valore critico che effetto produce sulla sezione di sbocco?. la velocità aumenta. nessun effetto sulla velocità. la velocità diminuisce. la velocità si annulla.

In un fluido in moto subsonico in un ugello convergente, fissate le condizioni all’imbocco, qual è l’effetto di un abbassamento della contropressione fino al valore critico sulla pressione. la pressione (relativa) è nulla. la pressione è uguale a quella critica. la pressione è inferiore a quella critica. la pressione è superiore a quella critica.

In un fluido in moto subsonico in un ugello convergente, fissate le condizioni all’imbocco, qual è l’effetto di un abbassamento della contropressione fino al valore critico sulla portata. la portata è uguale al valore minimo. la portata è nulla. la portata è uguale al valore massimo. la portata è costante.

Nella sezione di sbocco di un ugello convergente la velocità è pari a quella del suono. Se, mantenendo inalterate le condizioni all’imbocco, si riduce ulteriormente l’area della sezione di sbocco, cosa succede alla velocita. la velocità è nulla. la velocità aumenta. la velocità diminuisce. la velocità rimane costante.

Che cosa rappresenta il numero di Mach?. gli effetti della rotazionalità sul flusso. gli effetti di comprimibilità del flusso. gli effetti del campo di gravità sul flusso. gli effetti di viscosità del flusso.

Un flusso con numero di Mach pari a 0.4 è: Incomprimibile. Supersonico. Subsonico ma comprimibile. Transonico.

L'onda d'urto è un fenomeno dissipato che si genera nei flussi: Comprimibili. Supersonici. Ipersonici. Transonici.

Un flusso con numero di Mach 0.9 è classificabile come: supersonico. incomprimibile transonico. comprimibile transonico. comprimibile supersonico.

Cosa accadrebbe se, volendo rallentare un fluido in moto supersonico, lo si facesse defluire in un divergente?. il flusso annullerebbe la sua velocità. il flusso accelererebbe. il flusso manterrebbe la stessa velocità. il flusso rallenterebbe.

Nel moto isoentropico di un fluido in un convergente-divergente avente velocità subsonica in corrispondenza della gola, qual è l’effetto del tratto divergente. la velocità è nulla. la velocità aumenta. la velocità diminuisce. la velocità è costante.

Nella sezione di sbocco di un ugello convergente la velocità è pari a quella del suono. Se, mantenendo inalterate le condizioni all’imbocco, si riduce ulteriormente l’area della sezione di sbocco, cosa succede alla portata. la portata è nulla. la portata aumenta. la portata rimane costante. la portata diminuisce.

Nel moto isoentropico di un fluido in un convergente-divergente avente velocità subsonica in corrispondenza della gola, qual è l’effetto del tratto divergente. la portata di massa si annulla. la portata di massa diminuisce. la portata di massa aumenta. la portata di massa rimane costante.

Il flusso a valle di un urto normale è: sempre supersonico. sempre incomprimibile. sempre subsonico. supersonico solo se l'onda è forte.

Qual è l’influenza di un’onda d’urto normale sulla velocità. diminuisce. nessuna variazione. si annulla. aumenta.

In un condotto semplicemente convergente non è possibile accelerare oltre Mach unitario, infatti: il flusso avverrebbe con aumento di entropia. sarebbe necessario un divergente. il flusso non sarebbe isoentropico. il segnale di depressione che aumenta la portata e la velocità non può risalire oltre la sezione in cui Ma=1.

Qual è l’influenza di un’onda d’urto normale sulla temperatura totale o di ristagno. si annulla. nessuna variazione. aumenta. diminuisce.

Qual è l’influenza di un’onda d’urto normale sulla pressione statica. si annulla. diminuisce. nessuna variazione. aumenta.

Qual è l’influenza di un’onda d’urto normale sulla pressione totale o di ristagno. diminuisce. nessuna variazione. si annulla. aumenta.

Nel moto isoentropico di un fluido in un convergente-divergente avente velocità subsonica in corrispondenza della gola, qual è l’effetto del tratto divergente. la pressione è costante. la pressione diminuisce. la pressione (relativa) è nulla. la pressione aumenta.

Qual è l’influenza di un’onda d’urto normale sulla temperatura statica. Qual è l’influenza di un’onda d’urto normale sulla temperatura statica. nessuna variazione. aumenta. si annulla.

Nel caso di onde d'urto oblique, esistono, per ciascun valore dell'angolo di deviazione θ ammesso, due soluzioni: onde oblique forti e deboli. In funzione del Ma2 a valle dell'onda è possibile dire: Ma2>1 sempre;. Ma2<1 sempre;. Ma2<1 sempre se l'onda è forte;Ma2<1 se l'onda è debole;. Ma2<1 sempre se l'onda è forte;Ma2<1 o >1 se l'onda è debole;.

Le relazioni valide per il moto isoentropico di un gas perfetto sono applicabili?. attraverso un'onda di espanzione di Prandtl-Meyer. attraverso un'onda d'urto obliqua. attraverso un'onda d'urto non classica. attraverso un'onda d'urto normale.

Nei flussi di Rayleigh, come cambia l’entropia del fluido quando esso assorbe calore?. diminuisce. si annulla. aumenta. rimane costante.

Nei flussi di Rayleigh, come cambia l’entropia del fluido quando esso cede calore?. si annulla. aumenta. rimane costante. diminuisce.

Nei flussi di Fanno, che influenza ha la resistenza delle pareti sull’entropia del fluido?. l'entropia è costante. l'entropia diminuisce. l'entropia si annulla. l'entropia aumenta.

In un flusso di Fanno, dove a causa della resistenza della tubazione il numero di Mach passa da 0.7 nella sezione di ingresso a 0.9 nella sezione di uscita, come si comporta la pressione totale o di ristagno. aumenta. si annulla. diminuisce. rimane costante.

In un flusso di Fanno, dove a causa della resistenza della tubazione il numero di Mach passa da 0.7 nella sezione di ingresso a 0.9 nella sezione di uscita, come si comporta l'entropia. rimane costante. si annulla. aumenta. diminuisce.

Nel flusso di Fanno subsonico, qual è l’effetto delle resistenze sulla velocità?. la velocità si annulla. la velocità rimane costante. la velocità diminuisce. la velocità aumenta.

Nel flusso di Fanno supersonico, qual è l’effetto delle resistenze sulla velocità?. la velocità diminuisce. la velocità rimane costante. la velocità si annulla. la velocità aumenta.

In un flusso di Fanno, dove a causa della resistenza della tubazione il numero di Mach passa da 0.7 nella sezione di ingresso a 0.9 nella sezione di uscita, come si comporta la temperatura totale o di ristagno. rimane costante. diminuisce. aumenta. si annulla.

Un Ahmed body con un angolo di apertura posteriore di 25 gradi ha una scia: tridimensionale e dominata dai vortici. quasi bidimensionale e longitudinale. il flusso non separa dal corpo. il flusso separa solo sulla superficie posteriore.

Sulla superficie di un'automobile per passeggeri dove il flusso non separa: sul cofano. sul sostegno laterale anteriore. sul parabrezza. sul sottoscocca.

Qual è l'angolo di apertura posteriore critico per un Ahmed body?. 60. 90. 30. 15.

Quale vantaggio porta l'aggiunta di un Gurney flap all'alettone posteriore?. aumento di deportanza aerodinamica. diminuzione la deportanza aerodinamica. diminuzione di resistenza aerodinamica. diminuzione della forza laterale.

Quale vantaggio porta l'aggiunta dei piatti laterali all'alettone posteriore?. aumento di resistenza aerodinamica. aumento di deportanza aerodinamica. diminuzione la deportanza aerodinamica. diminuzione della forza laterale.

L'effetto suolo in una vettura da competizione permette di: non ha effetto ne sulla deportanza ne sulla resistenza aerodinamica. diminuire la resistenza aerodinamica. diminuire la deportanza aerodinamica. aumentare la deportanza aerodinamica.

In un'automobile simil-squareback qual è fenomeno generano i vortici in scia?. inducedwash. downwash. sidewash. upwash.

In un'automobile simil-fastback qual è fenomeno generano i vortici in scia?. downwash. sidewash. upwash. inducedwash.

Solitamente in un'automobile simil-squareback l'angolo di apertura posteriore è: 20-30. 10-20. 5-10. 0 e 30-90.

Solitamente in un'automobile simil-fastback l'angolo di apertura posteriore è: 5-30 gradi. 60-90. 0-5. 30-60.

Quale di questi non è una tipologia di parte posteriore di un'autmobile per passeggeri?. fitback. fastback. squareback. notchback.

Che cosa favorisce il riattacco del flusso sul lunotto posteriore di un Ahmed body con un angolo di apertura posteriore di 25 gradi?. la curvatura del lunotto posteriore. i vortici laterali controrotanti. il vortice centrale quasi bidimensionale. il flusso in uscita dal sottoscocca.

Solitamente su di un'automobile qual è il principale contributo alla resistenza aerodinamica?. resistenza di forma o di pressione. resistenza del raffreddamento del motore. resistenza delle trasmissioni. resistenza di attrito.

Nel punto di stagnazione frontale di un'automobile il coefficiente di pressione vale?. pari al valore del flusso indisturbato. uno. infinito. zero.

Qual è mediamente il coefficiente di resistenza aerodinamica di una vettura per passeggeri?. 0.9-1.2. 0.6-0.9. 0.3-0.6. 0-0.3.

Che cosa indica il nome C-pillar in un'automobile?. specchietto laterale retrovisore. griglia del radiatore. sostegno laterale anteriore. sostegno laterale posteriore.

Un Ahmed body con un angolo di apertura posteriore di 35 gradi ha una scia: il flusso non separa dal corpo. quasi bidimensionale e longitudinale. tridimensionale e dominata dai vortici. il flusso separa solo sulla superficie posteriore.

Quale di questi approcci non può essere utilizzato per studiare l'aerodinamica di un veicolo?. risoluzione analitica delle equazioni di governo. risoluzione numerica delle equazioni di governo. prove sperimentali in galleria del vento. prove sperimentali su strada.

Qual è mediamente il coefficiente di resistenza aerodinamica di una vettura da competizione a ruote scoperte?. 0.9-1.2. 1.2-1.4. 1.8-2.1. 1.5-1.8.

Qual è mediamente il coefficiente di resistenza aerodinamica di una vettura da competizione ?. 0.9-1.2. 1.2-1.5. 0.3-0.8. 0.6-0.8.

Qual è mediamente il coefficiente di deportanza aerodinamica di una vettura da competizione a ruote scoperte?. 1.5-2.5. 4.5-5.5. 3.5-4.5. 2.5-4.0.

Quale di questi non è un contributo alla resistenza totale di un'automobile?. resistenza aerodinamica. resistenza indotta. resistenza di attrito delle trasmissioni. resistenza al rotolamento degli pneumatici.

Come si chiama la componente della forza nella direzione ortogonale al flusso di aria che agisce su di un'automobile?. portanza aerodinamica. resistenza aerodinamica. forza di attrito. forza di pressione.

Come si chiama la componente della forza nella direzione del flusso di aria che agisce su di un'automobile?. forza di attrito. forza di pressione. portanza aerodinamica. resistenza aerodinamica.

Che cosa compongono uno splitter ed un airdum in un'automobile?. l'alettone. il fondoscocca. lo spoiler posteriore. lo spoiler anteriore.

Quale di questi non è un contributo alla resistenza aerodinamica di un'automobile?. resistenza di raffreddamento del motore. resistenza di forma. resistenza addizionale. resistenza indotta.

Che cosa indica il nome A-pillar in un'automobile?. sostegno laterale anteriore. specchietto laterale retrovisore. sostegno laterale posteriore. griglia del radiatore.

All'interno di una galleria del vento il rapporto di bloccaggio deve essere inferiore a: 15.5%. 7.5%. 0.5%. 2.5%.

In una galleria del vento come è definito l'inlet contraction ratio?. rapporto tra l'ingresso e l'uscita della sezione di prova. rapporto tra l'ingresso della galleria e l'ingresso della sezione di prova. rapporto tra l'ingresso e l'uscita della galleria. rapporto tra le dimensione della vettura e della sezione di prova.

In una galleria del vento come è definito il rapporto di bloccaggio?. rapporto tra l'ingresso della galleria e l'ingresso della sezione di prova. rapporto tra le dimensione della vettura e della sezione di prova. rapporto tra l'ingresso e l'uscita della sezione di prova. rapporto tra l'ingresso e l'uscita della galleria.

Come si calcola la forza di portanza Fp a partire dalle forza normale e assiale per un angolo di attacco α?. Fncosα+Fasinα. Facosα+Fnsinα. Facosα-Fnsinα. Fncosα-Fasinα.

Aumentando lo spessore del profilo alare il numero di Mach critico: aumenta. non viene influenzato. aumenta/diminuisce a seconda della geometria del profilo. diminuisce.

L'angolo di portanza nulla di un NACA 2412 rispetto a quello di un NACA 0012 è: nullo. uguale. superiore. inferiore.

Raggiunto il numero Mach di divergenza della resistenza su un profilo alare si ha un ripido incremento del coefficiente di resistenza aerodinamica a causa: delle sola separazione del flusso. delle sole onde d'urto. della transizione turbolenta. della combinazione di onde d'urto e distacco dello strato limite.

Le swept wing alzano il numero di Mach critico poiché: riducono il rapporto spessore/corda del profilo alare. deflettono il flusso verso le estremità dell'ala. asimmetrizzano il profilo alare. regolarizzano il flusso in arrivo, rendendolo più laminare.

In un profilo alare supercritico: sia Mdrag-divergence che Mcr aumentano. Mdrag-divergence aumenta e Mcr rimane invariato. Mdrag-divergence rimane invariato e Mcr aumenta. sia Mdrag-divergence che Mcr rimangono invariati.

In quale ambito viene utilizzata la "regola dell'area"?. calcolo della superficie alare sulla base del peso del velivolo. progettazione della fusoliera in prossimità delle ali. calcolo della sezione trasversale dell'ala in funzione della capienza del serbatoio di carburante. progettazione della larghezza della pista per la fase di decollo.

Quale configurazione dell'ala viene solitamente adottata in un velivolo sulla base distribuzione della portanza?. conica. ellittica. rettangolare. lineare.

Com'è la pendenza del coefficiente di portanza di un'ala finita rispetto a quella di un'ala infinita?. sempre inferiore. sono uguali. sempre superiore. dipende dalla geometria del profilo alare.

Come è definito il carico alare di un'ala di un velivolo. peso delle ali. peso totale del velivolo. carico massimo del velivolo. peso totale del velivolo diviso per la superficie della pianta alare.

Si scelga lo spessore massimo di un profilo, avendo a disposizione tre NACA simmetrici 0009,0012 e 0033, in modo da volare con angolo d'attacco di circa 2° in condizione di massima efficienza. 0009. 0033. 0012. l'efficienza non varia (significativamente).

Un profilo alare con un raggio di curvatura del bordo di attacco molto piccolo ha un basso coefficiente di resistenza aerodinamica se: l'angolo d'attacco sia alto. l'angolo d'attacco sia basso. la superficie del profilo sia liscia. l'angolo di attacco sia basso e la superficie del profilo liscia.

Avere un raggio di curvatura al bordo di attacco piccolo, equivale sostanzialmente ad arretrare la sezione di massimo spessore del profilo. Questo produce: un aumento di resistenza a bassi angoli d'attacco. una diminuzione di resistenza aerodinamica. una diminuzione del coefficiente di resistenza a bassi angoli d'attacco a causa della maggior estensione del flusso laminare. un aumento del massimo coefficiente di portanza.

In che condizione un profilo molto sottile (spessore massimo 6-8%) presenta sempre un coefficiente di resistenza aerodinamica inferiore a quello di un profilo spesso (spessore massimo 12%)?. no mai. si sempre. solo per bassi angoli d'attacco. solo per angoli d'attacco alti.

Un aumento dello spessore massimo produce sul massimo Cl: sempre un aumento del coefficiente di portanza indipendentemente dallo spessore massimo. sempre una diminuzione del coefficiente di portanza indipendentemente dallo spessore massimo. un aumento se lo spessore massimo aumenta fino al 12%. una diminuzione se lo spessore massimo aumenta fino al 12%.

Un aumento della freccia massima di campanatura, a parità degli altri parametri produce in un profilo alare: un aumento della sola resistenza. un aumento della portanza ma anche della resistenza. un aumento di efficienza. una diminuzione di efficienza.

Quando un profilo molto sottile (es. spessore massimo 6%), è caratterizzato da un flusso separato ed alto coefficiente di resistenza?. ad alti angoli d'attacco. mai. a bassi angoli d'attacco. ad alti numeri di Reynolds.

Quanto vale il coefficiente di portanza di un NACA0012 a 0 gradi di angolo d'attacco?. 0.12. 0. 4. 1.2.

Come è definita l'efficienza per un profilo alare?. massimo rapporto Cd/Cl. massimo Cl. massimo rapporto Cl/Cd. minimo rapporto Cl/Cd.

La velocità minima di un velicolo per garantire una portanza sufficiente al volo è direttamente proporzionale a: alla densità del flusso. al peso del velivolo. alla sezione frontale del velivolo. al coefficiente di pressione medio sul velivolo.

Considerando un profilo alare supersonico quale contributo nasce alla resistenza aerodinamica?. contributo dovuto all'elevato numero di Mach. contributo dovuto all'onda d'urto. contributo dovuto agli sforzi viscosi. contributo dovuto alla separazione del flusso.

Per angoli d'attacco molto piccoli (inferiori a 5 gradi) la coordinata lungo l'asse di corda del centro di pressione può essere calcolata, approssimativamente, come: xCP=-M'LE/D'. xCP=-M'LE/L'. xCP=-N'/L'. xCP=-M'LE/N'.

Che cosa rappresenta la posizione del quarto di corda lungo l'asse di corda. sempre centro di pressione. centro aerodinamico nella maggior parte dei profili alari. centro di pressione nella maggior parte dei profili alari. sempre cenro di pressione.

Aumentando l'angolo d'attacco, aumenta l'area sottesa tra le curve della distribuzione del coefficiente di pressione tra estradosso ed intradosso. Questo corrisponde: ad un aumento di momento. ad un aumento di resistenza. ad un aumento di portanza. ad un aumento d'efficienza.

Quale delle seguenti affermazioni risulta vera per il centro aerodinamico?. il momento aerodinamico aumenta all'aumentare dell'angolo d'attacco. il momento aerodinamico è costante al variare dell'angolo d'attacco. il momento aerodinamico diminuisce all'aumentare dell'angolo d'attacco. il momento aerodinamico è nullo.

Al diminuire dell'angolo d'attacco, come si comporta la coordinata del centro di pressione: varia linearmente con l'angolo. resta fisso ad una determinata coordinata. Si avvicina al bordo d'ingresso. Si allontana dal profilo verso il bordo d'uscita.

Che cosa rappresenta la freccia massima di campanatura in un profilo alare?. la massima distanza tra la linea di campanatura e la corda. la massima distanza tra la linea di campanatura e l'intradosso. la massima distanza tra la linea di campanatura e l'estradosso. la massima distanza il naso e la posizione di massimo spessore.

Come è definita la linea di campanatura per un profilo alare?. curva che interpola le posizioni dell'estradosso. curva che congiunge i punti medi tra intradosso ed estradosso. linea retta che congiunge il naso con la coda del profilo. curva che interpola le posizioni dell'intradosso.

Come è definito il raggio del bordo d'ingresso di un profilo alare?. raggio del cerchio tangente alla campanatura con centro sulla corda. raggio del cerchio tangente al bordo d'ingresso con centro sulla campanatura. raggio del cerchio tangente al bordo d'ingresso con centro sulla corda. raggio del cerchio tangente alla corda con centro sulla campanatura.

Un profilo NACA 2412 possiede massimo spessore pari al: 2% della lunghezza di corda. 1% della lunghezza di corda. 12% della lunghezza di corda. 24% della lunghezza di corda.

Quali sono le principali caratteristiche di un profilo alare NACA1412?. campanatura massima 14% della corda e posizione della campanatura massima al 12% della corda. campanatura massima 4% della corda e posizione della campanatura massima al 10% della corda. campanatura massima 1% della corda e posizione della campanatura massima al 20% della corda. campanatura massima 1% della corda e posizione della campanatura massima al 40% della corda.

I rudder sono superfici di controllo che si occupano di gestire: il rollio. la velocità di crociera. il beccheggio. l'imbardata.

Quale di questi non costituisce l'asse di rotazione in un velivolo?. imbardata. viraggio. rollio. beccheggio.

Gli aileron sono superfici di controllo che si occupano di gestire: il beccheggio. il cambio di quota. il rollio. l'imbardata.

Gli elevator sono superfici di controllo che si occupano di gestire: l'imbardata. l'accelerazione in avanti. il beccheggio. il rollio.

Affinché un velivolo sia dotato di equilibrio longitudinale e stabilità statica occorre che abbia: CM,0>0 e ∂CM,cg/∂α>0. CM,0>0 e ∂CM,cg/∂α<0. CM,0<0 e ∂CM,cg/∂α>0. CM,0<0 e ∂CM,cg/∂α<0.