Università degli Studi di Bologna FACOLTA DI INGEGNERIA

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1 Università degli Studi di Bologna FACOLTA DI INGEGNERIA Corso di Laurea in Ingegneria Meccanica Disegno Tecnico Industriale PROGETTAZIONE DI MASSIMA DI UNA NUOVA VERSIONE DEL Tesi di Laurea di: MICHELE BRUSORI MACCHI 205 Relatore: Prof. Ing. LUCA PIANCASTELLI Correlatori: Prof. Ing. Franco Persiani Prof. Ing. Gianni Caligiana Prof. Ing. Alfredo Liverani Anno Accademico

2 Progettazione di massima di una nuova versione del Macchi 205 Scopo della Tesi: Progettazione di un aeroplano sperimentale che mantenga le caratteristiche aerodinamiche del Macchi 205 e permetta la sperimentazione di motori e equipaggiamenti vari Requisiti richiesti Adattabile ai vari tipi di propulsore possibili (fuel cell, JTD, Rotax, Yamaha) Vita a fatica di circa 300 h, 600 cicli di decollo/atterraggio Necessità per motivi di sicurezza di montare un seggiolino eiettabile e un paracadute balistico Peso massimo al decollo 700 kg

3 Sandwich con pelli in fibra di carbonio Struttura a guscio mediante sandwich portante oppure a semiguscio con nervature incollate Vantaggi: resistenza strutturale, rigidezza, semplicità costruttiva Svantaggi:difficoltà di manutenzione e in generale di gestione dell aeroplano (Urti accidentali) Esempi: Harrier II, F22, Agusta EH 101 Struttura portante interna + pannelli di rivestimento Vantaggi: possibilità di definire liberamente le geometrie delle strutture portanti, facilità di manutenzione e in generale di gestione dell aeroplano (protezione della struttura portante dagli urti accidentali) Svantaggi: minore resistenza strutturale, minore rigidezza, più componenti da costruire, montaggio più laborioso Esempi: vetture di Formula 1

4 Determinazione dei carichi e dei pesi ausiliari (carrello, strumenti, comandi) Diagramma di flusso della Tesi Tentativo di dimensionamento della struttura a guscio con pelle in struttura sandwich portante Troppo pesante e troppo resistente Tentativo di realizzazione di struttura portante interna mediante pannelli sandwich Troppo pesante e troppo resistente Tentativo di realizzazione di struttura portante con elementi trabeiformi snelli Molto leggera, ma non sufficientemente resistente Struttura con travi di varie sezioni Definizione della struttura e della copertura dei pannelli

5 Vincoli di progetto Disponibilità di autoclave cilindrica φ 3x9 m Aeroplano in più parti collegate mediante bulloni o incollaggi a freddo Possibilità di separare le ali (come il Macchi 205 originale), oppure la coda (come il Mitsubishi Zero ) Composito fibra di Carbonio Toray M46J + resina epossidica tenacizzata Temperature di lavorazione da 120 C a 200 C Honeycomb in Nomex o lega di alluminio Collanti in film con temperature di incollaggio da 130 C a 60 C. Oppure collanti a freddo di prestazioni inferiori

6 Determinazione dei carichi agenti Si sono dovuti calcolare i diagrammi di manovra considerando i seguenti dati: Nmax= 8g Nmin= -4g Diagramma di inviluppo Fattore di sicurezza= Peso= 6870 N = 700 kg 8 Va Vd Va, Vb = velocità di stallo, in cui la portanza uguaglia il peso in modulo e il coefficiente di portanza è massimo. Vd = Ve = velocità massima del velivolo = 400 km/h n Vb Ve Velocità (Km/h)

7 Calcolo dei carichi alari: b / 2 0 Determinazione dei carichi agenti b / 2 b / 2 ( y) dy = 2 p c( y) dy = 2 p ds = 2 p S 2 P = 2 p 0 0 p = P S p n Q S = = N/m 2 Scivolata d ala: Carichi propulsivi Carichi di massa del motore in richiamata 1 L = ρ 2 v c p A = 6108,64 N 2 Pm T = = 1855, 31N M x = Cmmax F =1401, 19Nm v E Carichi giroscopici Richiamata: C y = Ω x Ω z I p = 263, 88Nm Virata: Cz = I p Ω x Ω y = 659, 7Nm Carichi all asse di beccheggio: Carichi concentrati: (sedile+pilota) F y = 2318N I L = y ω& d Fy = M tot g n1 FS = 25898N = 8461,67N

8 Idea di partenza: skin portante Realizzazione del modello: eliminazione delle superfici mobili (flap, alettoni, piani di coda e timone), per arrivare alla struttura portante. Utilizzo di pannelli sandwich per la realizzazione della struttura

9 Simulazione agli elementi finiti Struttura sovradimensionata: le sollecitazioni sono ridotte. Massa troppo elevata (oltre 150 kg) e non ulteriormente riducibile (struttura sandwich con 6 pannelli da 0,1 mm di carbonio e core in honeycomb da 5 mm)

10 Studio di modelli alternativi Prima alternativa: cella di sicurezza con pannelli in carbonio, superfici da applicare Simulazione FEM. Struttura troppo pesante (95 kg)

11 Studio di modelli alternativi Anche rinforzata, non sopporta i carichi calcolati Seconda alternativa: Alleggerimento della struttura precedente. Simulazione FEM. Struttura leggera (36 kg), ma troppo fragile.

12 Soluzione definitiva Traliccio di travi in carbonio senza utilizzo del core in Honeycomb Travi a sezione differenziata, spessore delle pelli da 0,6 a 1 mm.

13 Simulazione FEM La struttura è leggera e resistente (35 kg)

14 Considerazioni critiche sui vincoli della struttura La struttura è sottoposta a un sistema di carichi equilibrato. Purtroppo negli elementi finiti è necessario bloccare almeno 6 gradi di libertà per far convergere il modello. Il posizionamento di questi vincoli influisce in modo determinante sui risultati della simulazione FEM E pertanto necessario simulare diverse condizioni di vincolo per poter valutare la resistenza della struttura. L influenza dei vincoli sui risultati si rivela un punto critico per questo tipi di simulazioni

15 Riepilogo delle masse Massa struttura portante: 35 kg Massa dei pannelli di tamponamento: 29 kg Massa dei giunti di fissaggio: viti in titanio 15 kg Massa delle superfici mobili 10 kg Massa comandi 25 kg Massa degli strumenti 12 kg Massa del seggiolino 80 kg Massa del paracadute balistico 12.7 kg (Galaxy GRS 5/560, per aerei fino a 560kg) Massa del carrello con relativi comandi 35 kg Massa pilota 85 kg Massa imprevisti 10% Massa totale: 370 kg

16 Caratteristiche dei motori Massa del motore Alimentazione Gasolio JP4, Jet A1 Massa carburante 1 h autonomia Massa totale installato Potenza CV (kw) 1900jtd x1900jtdII VD007 Yamaha Rotax FuelCell jtd II R Gasolio JP4, Jet A1 Gasolio JP4, Jet A1 Gasolio JP4, Jet A1, H2 Benzina Verde Benzina Verde (125) 350 (257) 1400 (1029) 2000 (1470) 200 (147) 100 (73.5) H2 85 (63)

17 Conclusioni La soluzione studiata presenta diversi vantaggi: La struttura è leggera e resistente; Di facile produzione; Adattabile a diversi aerei, cambiando semplicemente le skin; Possibilità di aumentare gli spessori delle travi senza alterare la geometria.

18 Possibili sviluppi Ottimizzazione delle travi Realizzazione di versioni ultraleggere.