STUDIO DI FATTIBILITA DI UN VELIVOLO IN GRADO DI SOSTITUIRE LE FUNZIONI DI UN SATELLITE GEOSTAZIONARIO

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1 ALMA MATER STUDIORUM UNIVERSITA DI BOLOGNA SECONDA FACOLTA DI INGEGNERIA CON SEDE A CESENA CORSO DI LAUREA IN INGEGNERIA MECCANICA Classe 36/S Sede di Forlì ELABORATO FINALE DI LAUREA in DISEGNO ASSISTITO DAL CALCOLATORE STUDIO DI FATTIBILITA DI UN VELIVOLO IN GRADO DI SOSTITUIRE LE FUNZIONI DI UN SATELLITE GEOSTAZIONARIO CANDIDATO: Alessandro Lunghini RELATORE: Professor Ing. Luca Piancastelli Anno Accademico: 2010/2011 Sessione: III

2 CONTENUTI: Scopo del lavoro Satellite Geostazionario Modello Atmosfera Analisi di Progetto Propulsione Alimentazione del Motore Principio di Funzionamento Sistemi di Decollo ed Atterraggio Prima Configurazione Seconda Configurazione

3 SCOPO DEL LAVORO Lo scopo della tesi è quello di studiare la fattibilità di un velivolo che sia in grado di sostituire le funzioni di un satellite geostazionario. La particolarità dello studio è quello di realizzare un autonomia illimitata dell oggetto, che gli permetta quindi di poter volare sia nelle ore diurne, che in quelle notturne. Lo studio avrà anche il compito di utilizzare tecnologie innovative ed ecocompatibili.

4 SATELLITE GEOSTAZIONARIO I satelliti geostazionari vengono oggi giorno impiegati: nelle telecomunicazioni nel telerilevamento nella meteorologia nella navigazione

5 MODELLO ATMOSFERA Per poter capire e studiare il moto di un aereo è importante conoscere l andamento delle seguenti grandezze: Pressione Densità Temperatura Velocità del suono Viscosità dinamica

6 ANALISI DI PROGETTO DIMENSIONI DI MASSIMA In base alla richiesta, si utilizzeranno come dimensioni di massima (ingombro), quelle del BOEING 747: apertura alare: 64,44 m lunghezza: 70,66 m QUOTA DI VOLO La quota di volo del motoaliante deve essere tale da evitare disturbi al traffico aereo, avrò quindi: quota operativa: m quota minima: m MASSE La massa del velivolo sarà stimato in seguito, per quanto riguarda le masse dei componenti utili allo svolgimento dell attività di monitoraggio, si ha: massa payload: 50 kg massa sistemi di navigazione, accessori, ponte radio e altri componenti: 15 kg

7 PROPULSIONE MOTORI ELETTRICI: I motori elettrici utilizzati in ambito aeronautico, sono sincroni, con rotori costituiti da magneti permanenti. Vengono anche definiti brushless. VANTAGGI: Assenza di scintille Assenza di rumore elettromagnetico Ingombro limitato Aumento dell efficienza Maggior durata Per la scelta ci siamo orientati verso un azienda leader nel settore, Yuneec. Ecco come si presentano:

8 ELICA PROPULSIONE L elica è quella macchina aerodinamica che trasforma il lavoro di coppia del motore, in lavoro di spinta propulsiva dell aereo. La scelta dei materiali durante la costruzione è fondamentale per il buon funzionamento. MAGGIORI PRODUTTORI: Hartell, Hoffmann, GT propeller, Ivoprop e FP propeller

9 PROPULSIONE INVERTER: Un inverter propriamente detto, è un apparato elettronico in grado di convertire una corrente continua in una corrente alternata. Note le caratteristiche degli inverter, s impiegheranno come segue: Un inverter di tipo fotovoltaico: che fornisce energia al sistema, alimentando le celle ad idrogeno e i motori Un inverter per ogni motore: questo permetterà di poter modulare la tensione in ingresso ai motori, permettendo la variazione del numero di giri.

10 ALIMENTAZIONE DEL MOTORE CELLE AD IDROGENO (FUEL CELLS) Basate su una reazione di combustione, il cui combustibile è l idrogeno H2 e il comburente è l ossigeno O, mentre il prodotto finale è acqua H2O ed energia. SCELTA DELLA TIPOLOGIA: Fuel Cells da PEM VANTAGGI: Idrogeno proveniente da serbatoi o da reformer on-board Aria ambientale Nessuna aggiunta di liquidi corrosivi Leggerezza Potenza specifica maggiore SCELTA: L azienda Horizon Energy Systems è da decenni produttrice di celle, tra le quali si è scelto AEROPAK.

11 BATTERIE: ALIMENTAZIONE DEL MOTORE Le batterie sono dispositivi, che convertono energia chimica in energia elettrica. In questo caso, esse dovranno tamponare eventuali anomalie dell alimentazione da parte delle fuel cells. Tra le tante tipologie, si sono scelte le batterie agli ioni di litio. VANTAGGI: elevata densità energetica peso ridotto SCELTA: Un azienda leader nel settore è la Thunder Sky, tra i quali prodotti si è scelto la: TS-LYP200AHA.

12 PROPULSIONE DEL MOTORE CELLE SOLARI: Impiegate come fonte energetica per il funzionamento dei motori, per ricaricare le batterie e le fuel cells. Alla quota a cui il velivolo si troverà a volare, l interferenza dei corpi nuvolosi sarà inesistente, quindi nelle ore diurne l irraggiamento solare è sempre presente con una intensità variabile, che dipende dalla latitudine di volo e dal periodo dell anno. Le celle migliori sono le triple-junction GaInP/GaAS/Ge (Gallium Indium Phosphide/Gallium Arsenide/germanium). SCELTA: Un azienda leader nel settore è la Spectrolab, tra i prodotti si è scelto il 29,5% Next Triple Junction (XTJ).

13 PRINCIPIO DI FUNZIONAMENTO DIURNO CELLE SOLARI INVERTER INVERTER BATTERIE MOTORI FUELCELLS

14 PRINCIPIO DI FUNZIONAMENTO NOTTURNO BATTERIE SERBATOIO ACQUA INVERTER MOTORI FUEL CELLS

15 SISTEMI DI DECOLLO E ATTERRAGGIO SISTEMA DI DECOLLO Per ridurre i consumi da parte dei motori elettrici, si è pensato d impiegare dei palloni sonda, ovvero palloni riempiti a gas, generalmente elio o idrogeno. Da anni tale metodo viene impiegato per portare in atmosfera sistemi per il rilevamento meteorologico. In questo caso sarà necessario costruire un pallone particolare. SISTEMA D ATTERRAGGIO Per far atterrare il velivolo, si è pensato di utilizzare uno o più paracaduti. Questo è un metodo collaudato, la NASA, utilizza tale soluzione da anni, per far atterrare le navicelle. Un applicazione è stata durante la missione ORION.

16 PRIMA CONFIGURAZIONE Vista l interessante geometria del V-173 Pancake, si è pensato di utilizzarlo, come struttura di partenza. Mantenendo le proporzioni del V-173 si sono ottenute le seguenti dimensioni: Lunghezza = 68,58 m Apertura alare = 60 m Si sono mantenuti anche i profili originali. Profilo NACA Profilo NACA 0015

17 PRIMA CONFIGURAZIONE Note le geometrie di partenza si è realizzata una simulazione, per ricavare l andamento della forza resistente e della portanza relative ad un modellino. Con l ausilio del software MATHEMATICA, si sono calcolate le grandezze reali della forza resistente, della potenza necessaria, della portanza e della massa limite, che doveva assumere il velivolo. Sulla base di tali risultati si sono scelte le motorizzazioni, e i sistemi d alimentazione. Sulla base di tali scelte, si sono fatte le dovute considerazioni sulla fattibilità del progetto. A causa della notevole potenza erogata dai motori e i relativi sistemi d alimentazione, il motoaliante, è risultato troppo pesante, per cui il progetto: NON E FATTIBILE

18 SECONDA CONFIGURAZIONE Non rassegnato all idea che il velivolo non funzionasse, si è deciso di cambiare geometria, assumendola simile ai normali alianti, considerando sempre le condizioni particolari d esercizio, a cui si troverà a volare: Densità = 0,039 kg/m 3 quota = m velocità = 55,56 m/s DIMENSIONI DI PROGETTO Apertura alare = 64 m Lunghezza = 30 m Superficie Alare = 700 m 2 DIMENSIONI ALA PRINCIPALE Lunghezza = 64 m Larghezza = 10 m Profilo NACA 0015 PIANO DI CODA ORIZZONTALE Lunghezza = 15 m Larghezza = 4 m Profilo NACA =0015 PIANO DI CODA VERTICALE Lunghezza = 6 m Larghezza = 2 m Profilo NACA

19 SECONDA CONFIGURAZIONE CALCOLI Noti i coefficienti di drag e di lift pari a: CD = 0,016 CL = 0,38 si sono calcolati, grazie al software MATHEMATICA, forza resistente, potenza necessaria, portanza e massa del velivolo. FR = 674,18 N P = 37,458 KW approssimabile a 40 KW L = N Q = 1632 kg SCELTA Nota la potenza richiesta, s impiegheranno 4 motori da 10 kw. FABBISOGNO ENERGETICO E MASSE SISTEMA PROPULSIVO Energia richiesta = 960 kwh Massa Totale = 113 kg CELLE AD IDROGENO Energia richiesta = 560 kwh Massa totale = 436 kg Massa totale acqua = 672 kg PANNELLI SOLARI Energia fornita = 960 kwh Massa totale = 580 kg BATTERIE Densità energetica = 160 Wh/kg Massa totale = 250 kg CONFRONTO MASSA TOTALE SISTEMA ENERGETICO = 2051 kg Dal confronto tra il peso totale del solo sistema propulsivo, e dal peso massimo che il velivolo poteva assumere,si evince che il velivolo: NON E FATTIBILE

20 CONCLUSIONI E SVILUPPI FUTURI CON LE TECNOLOGIE CHE SI SONO POTUTE IMPIEGARE, IL VELIVOLO NON E AL MOMENTO FATTIBILE. SONO CONVINTO CHE, AVENDO LA POSSIBILITA DI POTER LAVORARE A STRETTO CONTATTO CON LE AZIENDE PRODUTTRICI DEI COMPONENTI, LA REALIZZAZIONE DI UN PROGETTO DI QUESTO TIPO DIVENTEREBBE REALTA. QUALORA SI RIUSCISSERO A TROVARE DELLE NUOVE TECNOLOGIE, SI CONSIGLIA DI: COMPIERE UNA SIMULAZIONE CFD ( COMPUTATIONAL FLUID DYNAMICS ) REALIZZARE UN PROTOTIPO EFFETTUARE PROVE IN GALLERIA DEL VENTO LA REALIZZAZIONE DI UN PROGETTO COSI IMPORTANTE, RICHIEDE: TEMPISTICHE LUNGHE ( 7-10 ANNI ) SFORZI ECONOMICI ENORMI ALCUNI PROGETTI SIMILI, STANNO RICHIEDENDO TEMPI DI CIRCA 7 ANNI, CON CONTRATTI CHE SFIORANO I 90 MILIONI DI DOLLARI. LA POSSIBILITA DI REALIZZARE UN VELIVOLO CHE NON IMPIEGHI I PROPELLENTI COMUNEMENTE USATI, VA BEN OLTRE L IMPORTANZA DI SOSTITUIRE UN SATELLITE GEOSTAZIONARIO, MA APRIREBBE SCENARI IMPENSABILI PER L UMANITA. PERMETTEREBBE ALL UOMO DI STACCARSI DALL USO DI COMBUSTIBILI FOSSILI, RIDUCENDO ENORMEMENTE L INQUINAMENTO AMBIENTALE.

21 la vera sconfitta non è non riuscire, ma smettere di provare!

22 Grazie per l attenzione