UNIVERSITA DEGLI STUDI DI BOLOGNA FACOLTA DI INGEGNERIA Corso di laurea in Ingegneria Meccanica Disegno Tecnico Industriale

Transcript

1 UNIVERSITA DEGLI STUDI DI BOLOGNA FACOLTA DI INGEGNERIA Corso di laurea in Ingegneria Meccanica Disegno Tecnico Industriale ANALISI SPERIMENTALE DELLA STABILITA CON VENTO LATERALE DELL UAV DELLA NASA HELIOS Tesi di Laurea: Carlo Bennati Relatore: Chiar.mo Prof. Ing. Luca Piancastelli Correlatori: Prof. Ing. Gianni Caligiana Prof. Ing. Alfredo Liverani Prof. Ing. Franco Persiani Anno Accademico

2 SCOPO DI QUESTA TESI STUDIO SPERIMENTALE RIGUARDANTE L INFLUENZA DEL VENTO LATERALE SULLA STABILITA DELL HELIOS MODALITA B.A.S.E. 1. COSTRUZIONE DI UN MODELLO IN SCALA 1: 50 (privo di motori) 2. LANCI DA POSTAZIONI FISSE

3 HELIOS VELIVOLO UAV REALIZZATO DALLA NASA FINALITA MONITORAGGIO DELLE TRAETTORIE DEGLI URAGANI CAMPIONATURE DELL ATMOSFERA RICOLLOCAMENTO DELLE PIATTAFORME PER LE TELECOMUNICAZIONI

4 CARATTERISTICHE Apertura alare Corda alare Superficie alare 74,1 metri (247 feet) 2,4 metri (8 feet) 178 metri (1976 sq.feet) Carico alare 5 Kg / m 2 Freccia di flessione Peso totale Velocità Propulsione Autonomia 7,512 m (300,48 feet) superiore a 901 Kg (2048 lb) 30,4 a 40,3 km/h bassa quota, oltre 272 km/h alta quota sistema combinato celle fotovoltaiche/celle a combustibile 6 mesi

5 PROGETTO HELIOS Volo di crociera: Altitudine feet PORTANZA L = 0,5 CL ρ V 2 S Struttura LEGGERA ed ESSENZIALE Materiali: Titanio Fibra di Carbonio Kevlar Nomex Assenza di: Fusoliera Piani di Coda

6 IL CONTROLLO DIEDRO ALARE DI 10 A TERRA + FRECCIA DI FLESSIONE DI 7,5 m IN VOLO SPINTA DIFFERENZIATA DEI MOTORI MANOVRE

7 LA STABILITA LATERALE STABILITÀ LATERALE capacità del velivolo di mantenere le ali livellate durante un rollio ELEMENTI STABILIZZANTI Angolo diedro elemento maggiormente stabilizzante se positivo Ala alta elemento stabilizzante Freccia alare elemento stabilizzante se positivo

8 LA STABILITA DIREZIONALE STABILITÀ DIREZIONALE capacità del velivolo di mantenere la direzione di volo ELEMENTI STABILIZZANTI Deriva elemento maggiormente stabilizzante Angolo diedro elemento stabilizzante se positivo Freccia alare elemento stabilizzante se positivo Fusoliera elemento più destabilizzante

9 CARATTERISTICHE DEL MODELLO La scala usata è di 1:50 ed è composto da sei pannelli Apertura alare = 1,482 m Corda alare Spessore = 0,048 m = 0,0056 m Freccia di flessione = 0,15024m Lunghezza pannello = 0,246 m Angolo di incidenza = 9

10 FASI DI LAVORO MODELLAZIONE CAD IMPLEMENTAZIONE DEL PERCORSO UTENSILE MEDIANTE CAM SCELTA DEL MATERIALE REALIZZAZIONE DEL MODELLO MEDIANTE MACCHINA A CONTROLLO NUMERICO A TRE ASSI ASSEMBLAGGIO DEL MODELLO

11 MODELLAZIONE CAD Profilo autostabile (Rhinoceros) Guscio (Rhinoceros) Modello in volo (Rhinoceros)

12 Guscio (Solid Edge) MODELLAZIONE CAD Ala in volo (Solid Edge) Modello finale in volo (Solid Edge)

13 IMPLEMENTAZIONE DEL PERCORSO UTENSILE MEDIANTE CAM Grezzo (Cimatron) Lavorazione dell estradosso (Cimatron) Lavorazione dell intradosso (Cimatron)

14 SCELTA DEL MATERIALE Polistirene estruso, o Styrodur.

15 REALIZZAZIONE DEL MODELLO MEDIANTE MACCHINA A CONTROLLO NUMERICO A TRE ASSI Macchina a controllo numerico Lavorazione (estradosso)

16 ASSEMBLAGGIO DEL MODELLO Conci di Styrodur + Sandwich di Balsa + Vetroresina

17 SIMILITUDINE AERODINAMICA CARICO ALARE MASSA DEL MODELLO 0,350 Kg NUMERO DI EULERO NUMERO DI FROUDE NUMERO DI REYNOLDS NUMERO DI MACH NUMERO DI CAUCHY VELOCITA DEL MODELLO 7,92 m / s

18 PROVE SPERIMENTALI MODALITA B.A.S.E. VS GALLERIA DEL VENTO in caduta libera sono presenti tutti i fenomeni inerziali campo di prova di sezione virtualmente illimitato flusso puramente lineare dovuto alla caduta anche se perturbato dalle condizioni atmosferiche, un lancio rimane sempre una condizione reale di volo. COSTI (costo del modello 30 euro)

19 ACQUISIZIONE DATI METODO TELEMETRICO t = 1s altezza della torre : B = distanza dalla torre: A : 87,74 = x 1 : 55,71 altezza della torre : B = distanza dalla torre: A : 87,74 = x 2 : 72,01 VELOCITA = (x 2 x 1 ) / t = (15,454-12,834) / 1 = 2,62 m/s

20 DATI RILEVATI INTENSITA DEL VENTO : nodi VELOCITA DEL MODELLO : 2, ,195 m / s DISCOSTAMENTO DALLE SIMILITUDINI AERODINAMICHE 9% FORZA PESO = Q = 0,35 * 9,81 = 3,43 N (1) PORTANZA = L = 0,5 * 1,225 * 7,922 * CL * 0, (2) (1) = (2) C L = 2 * 3,43 / 1,225 * 0, * 7,922 = 0,61 C L = COEFFICIENTE DI PORTANZA

21 EFFETTI DEL VENTO LATERALE VENTO = 8 NODI DIFFERENZA DI PORTANZA MEDIA TRA LE DUE ALI = L media = 0,2 Pa

22 CONCLUSIONI Elevato diedro Estrema stabilità laterale (a. di rollio) Probabili Problemi strutturali Assenza piani di coda Estrema instabilità direzionale (a. di imbardata) Comportamento simile ad una mongolfiera

23 PROBLEMI STRUTTURALI ANALISI FEM (ANSYS) STRUTTURA VINCOLATA NEL CENTRO CON UN INCASTRO Sollecitazione equivalente Deformata totale

24 Freq. Propria 137,34 Hz Freq. Propria 138,81 Hz 5 modo di vibrare 6 modo di vibrare

25 POSSIBILI SOLUZIONI Aggiunta di un piano di coda con Impennaggio verticale Freccia alare POSSIBILI SVILUPPI strumentare il modello con un sistema GPS per poter valutare in maniera più precisa le deviazioni di rotta causate dal vento laterale unito da un sistema elettronico inerziale dal quale ottenere direttamente l intensità e la direzione delle forze agenti sul velivolo studio della stabilità tramite le derivate aerodinamiche visualizzando i risultati mediante diagrammi polari e diagrammi di Bode. studio sulle vibrazioni indotte sul velivolo dalle raffiche di vento laterale

26 EFFETTO DELL ANGOLO DIEDRO Ipotesi: piccolo disturbo in rollio (Φ) verso l ala che cade ) nasce una velocità di derapata v (diretta A causa dell angolo diedro (Γ) v = v sinγ componente ala Ala dx v + Ue Dα in aumento Ala sx -v + Ue Dα in diminuzione

27 EFFETTO DELL ANGOLO DIEDRO Nasce un L < 0 che si oppone alla velocità di derapata v e quindi al disturbo di rollio

28 EFFETTO DELLA DERIVA Ipotesi: velivolo soggetto ad una velocità di derapata positiva (v) che combinata con U genera angolo di derapata β (>0) Ovvero un angolo di imbardata ψ (<0) La deriva è soggetta allo stesso angolo β di incidenza

29 EFFETTO DELLA DERIVA Nasce un forza laterale L F che genera un momento N che impone al velivolo di imbardare finché β=0