STUDIO E COMPARAZIONE DI DIVERSE CONFIGURAZIONI PER UN AEROTAXI CONVERTIPLANO

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1 ALMA MATER STUDIORUM UNIVERSITA DI BOLOGNA Facoltà di Ingegneria Corso di Laurea in Ingegneria Meccanica STUDIO E COMPARAZIONE DI DIVERSE CONFIGURAZIONI PER UN AEROTAXI CONVERTIPLANO Candidato: Andrea Renzini Relatore: Chiar.mo Prof. Luca Piancastelli Anno Accademico 2007/2008 Sessione I

2 Ambito del progetto Realizzazione di un aerotaxi convertiplano > Un velivolo a decollo verticale VTOL (Vertical Take Off Landing) per rapidi spostamenti quotidiani Requisiti > capacità di trasporto di 6 persone > decollo e atterraggio verticali in spazi ristretti piccole dimensioni > velocità di crociera elevata (600 km/h) aerodinamico > autonomia indicativa: 1h o 350 km > massa contenuta > sicuro e affidabile

3 Limiti dei progetti precedenti Posizione sfavorevole dell impianto propulsivo Elevati carichi di bilanciamento

4 Limiti dei progetti precedenti Spazio di hovering ostruito (Jetson III) Problemi nel volo verticale Meccanismo tilt-rotor complesso Massa eccessiva, ingombrante

5 Scelte preliminari Propulsore YR1 V16 rapporto potenza/massa = 6 HP/kg area frontale minore Struttura in composito (pannelli sandwich con pelli in fibra di carbonio) Elevata resistenza Bassa densità (19 kg/m 2 )

6 Prima configurazione Posizione del motore sopra la carlinga Stabilità nel volo orizzontale (limitazione del momento picchiante) Posizione dell asse di tilt arretrata Stabilità nel volo verticale (nessun momento di beccheggio) Centro di massa del velivolo in corrispondenza dell asse di rotazione dell elica

7 Prima configurazione Meccanismo di tilting: sistema tilt-rotor Usare un differenziale più semplice Un solo disinnesto d emergenza nel motore x autorotazione Paracadute balistico Sistema di pilotaggio Fly-by-Wire Inevitabile per le fasi di transizione Utile nel volo di crociera

8 Prima configurazione Fusoliera a profilo alare Abitabilità Bilanciamento dei pesi Ala a delta (profilo NACA 23012) Libertà dello spazio di hovering Sistema direzionale Superfici aerodinamiche alle estremità alari

9 Difetti riscontrati Lunghezza Scarsa Ala troppo aerodinamicità spessa elevata degli alberi controrotanti Massa Sezione Bassa penetrazione eccessiva frontale obbligatoriamente aerodinamica ingombrante Sicurezza e comfort limitati

10 Seconda configurazione Favorire l aspetto aerodinamico (volo di crociera) Scelta di una morfologia tipica di un aereo Motore in coda (elica spingente) Stabilità nel volo orizzontale ELIMINAZIONE del momento picchiante

11 Seconda configurazione Meccanismo di tiltinig: sistema tilt-motor Trasmissione semplificata Il tilting coinvolge l intera coda Spazio di hovering libero Minore ingombro

12 Seconda configurazione Necessità di libertà dello spazio di hovering Ala a freccia negativa Geometricamente simile a quella del Grumman X- 29A Profilo Grumman K-Mod 2, supercritico Angolo di freccia ad un quarto della corda: -33,73 Sottile (buona penetrazione aerodinamica) Consente maggior maneggevolezza

13 Seconda configurazione Superfici aerodinamiche di controllo come sull X29 > Stabilizzatori di coda (beccheggio) completamente mobili > Timone di coda (imbardata) > Alettoni al bordo d uscita delle ali (rollio) OTTIMA MANEGGEVOLEZZA

14 Fusoliera Seconda configurazione Guscio portante in pannelli sandwich Wind-screen in policarbonato integrato nella fusoliera Ottima aerodinamicità

15 Seconda configurazione Controllo del convertiplano Rotazione della coda attorno all asse di tilt oltre la verticale (angolo > 90 ) Snodo nella fusoliera: rotazione della coda attorno all asse longitudinale

16 Seconda configurazione Carrelli: Cessna 337 Super Skymaster Robusti, retrattili. La geometria alare obbliga ad avere il carrello principale anteriormente

17 Difetti riscontrati Centro di massa lontano dall asse dell elica nel volo verticale > Decollo e atterraggio col muso inclinato verso il basso > Rischio delle estremità alari di impattare col terreno (anche a causa della loro geometria) Gli outriggers

18 Difetti riscontrati Necessità del doppio rotore di invertire il verso della spinta nelle transizioni volo verticale / volo orizzontale Difetto intrinseco nella configurazione adottata Pilotaggio fly-by-wire Controllo automatico delle transizioni

19 Risultati ottenuti Ottima aerodinamicità del velivolo Ottima maneggevolezza Miglior controllo (alle raffiche di vento) Maggiore sicurezza intrinseca Possibilità di utilizzo di seggiolini eiettabili anziché paracadute balistico Maggiore comfort (silenziosità e accessibilità)

20 Sviluppi futuri Studio FEM del guscio in composito (Agevolato dalla semplicità delle forme) Realizzazione di un prototipo in scala e valutazione aerodinamica in galleria del vento