Studio di fattibilità di una versione ultraleggera del velivolo RE 2005

Transcript

1 Università degli Studi di Bologna FACOLTA DI INGEGNERIA Corso di Laurea in Ingegneria Meccanica elaborato finale di laurea in Disegno Tecnico Industriale Studio di fattibilità di una versione ultraleggera del velivolo RE 2005 Relatore: Prof. Ing. LUCA PIANCASTELLI Tesi di Laurea di: VINCENZO ERRANI Correlatori: Prof. Ing. GIANNI CALIGIANA Prof. Ing. ALFREDO LIVERANI Dott. Ing. ENRICO TROIANI

2 Scopo della tesi VERIFICARE LA POSSIBILITA DI REALIZZARE UNA VERSIONE DEL RE 2005 AVENTE LE SEGUENTI CARATTERISTICHE: STESSE DIMENSIONI E MEDESIMA FORMA DEL VELIVOLO ORIGINALE APERTURA ALARE 11m LUNGHEZZA 8.91 m OMOLOGAZIONE NELLA CATEGORIA ACROBATICA Fattore di carico n=6 RISPETT0 DEL LIMITE DI MASSA IMPOSTO DALLA NORMATIVA FAR 23 PER VELIVOLI ULTRALEGGERI 450 Kg AL DECOLLO Pilota+passeggero=150 kg carrello+sistema di comando=20 kg comandi+leve+sedili=30 kg serbatoio+combustibile=20kg motore+castello motore=74 kg elica=16kg Massa utile per la struttura = 140 kg

3 Struttura della tesi Prima parte: determinazione delle caratteristiche aerodinamiche + calcolo dei carichi Cl 2 1,5 1 0, , ,5 alfa n Diagramma di manovra V(km/h) Seconda parte: modellazione ed analisi FEM dell ala e della fusoliera per verificarne la resistenza alle sollecitazioni

4 Caratteristiche aerodinamiche dell ala isolata Identificazione dei profili alari mediante confronto tra disegni CAD e profili generati da JAVAFOIL Profilo di radice: NACA 0016 Profilo di estremità: NACA Profilo medio dell ala Determinazione della retta di portanza dell ala Cl 2 1,5 1 0, , ,5 alfa [gradi] NACA Technical Report 572 Cl 2 1,5 1 0, , ,5 alfa [gradi] JavaFoil Retta Cl-a profilo medio Retta Cl-a ala

5 Caratteristiche aerodinamiche del velivolo completo ala non calettata Velivolo parziale fusoliera Velivolo completo impennaggio orizzontale calettato di -0,3 gradi Conseguenze: aumento dell inclinazione della retta di portanza 1,5 1 Clvc@αD = Clala@αD Kaf+ Climp@αD S0 S J1 dαi dα N Clvc 0, ,5-1 alfa [gradi] Il centro aerodinamico del velivolo parziale non coincide con quello dell ala

6 Carichi di manovra Il diagramma di manovra Mette in relazione la velocità con il fattore di carico n = L / Q Stabilisce un limite strutturale Stabilisce un limite aerodinamico Manovre simmetriche Quota zero n minimo volo diritto n = 6 n minimo volo rovescio n = -3 consente di calcolare i carichi limite n Diagramma di manovra V(km/h) FS=1,5 carichi di robustezza la condizione di carico più gravosa si ha nel punto D

7 Carichi di manovra Il diagramma di bilanciamento statico dei piani di coda Mette in relazione la velocità con la portanza sviluppata dall impennaggio orizzontale Si trova imponendo l equilibrio alla rotazione L imp n Q a = + a + b 0.5 ρ S MAC c a + b m, CA VP v 2 L impennaggio (N) M CA, VP 1 ρ 2 2 = v S MAC cm, CA VP L = n Q v (m/s) Limp (D) = N

8 Carichi al castello motore Carico inerziale Carico laterale da FAR 23 Trazione Coppia motrice Carichi di manovra carichi applicati Carichi da accelerazioni di beccheggio Provocano un incremento della portanza sull impennaggio Fy = M tot g n FS = 8034N M tot g n1 FS Fz = ± = ± 2678N 3 Pm Fx = T FS = FS = 2297N vmax Pm 60 Cx = FS = 287Nm 2 π n Limptot = ( Limp + ΔL) FS = 7240Nm Carichi concentrati Carichi inerziali da pilota e passeggero F y = M g n FS = 7063N

9 Carichi dovuti alla distribuzione di portanza andamento della corda alare lungo y Studio disegni originali Bordo d ingresso Espressione matematica xi1@yd = y xi2@yd = $%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% a2 2 i Hy hl2 y j1 k b2 2 z { b2 = m a2 = m h= 4.66 m [m] Andamento della corda in funzione della distanza dalla mezzeria y [m] Bordo d uscita xu@yd = $%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% 2 z % a 2 i j1 y2 y k b 2 { a= m b= m

10 Carichi dovuti alla distribuzione di portanza andamento della corda: confronto risultato-disegno originale La sovrapposizione non evidenzia discrepanze degne di nota = xu1@yd 0< y< m c2@yd = xi2@yd xu2@yd < y< 5.5 m

11 Carichi dovuti alla distribuzione di portanza andamento del coefficiente di portanza lungo y Disegni originali profili dell ala: calettata 3 gradi rispetto all asse elica svergolata Considerati 14 dei profili calettamento Vmax JavaFoil cl cl-semiapertura alare 0,4 0,35 0,3 0,25 0,2 0,15 0,1 0, semiapertura (m) Cl=0,291 cl-semiapertura alare Alla Vmax l ULM è orizzontale e Cl=0,068 cl@yd = al $%%%%%%%%%%%%%%%%% 2 i j1 y2 y k b 2 z { al = b= m cl 0,4 0,35 0,3 0,25 0,2 0,15 0,1 0, semiapertura (m) Cl=0,068

12 Carichi dovuti alla distribuzione di portanza andamento della portanza [N/m] lungo y l1@y_d = 1 2 ρ vmax2 c1@yd cl1@yd = è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! y 2 J y è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! y 2 N 0< y< l2@y_d = 1 2 ρ vmax2 c2@yd cl2@yd = y è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! H 5.5 +ylh ylh ylh5.5 + yl < y< 5.5 l A N m E la N m E Portanza di robustezza = Peso*n*FS y [m] Fattore di sicurezza FS=1,5 Fattore di carico n= y@md

13 Carichi dovuti alla distribuzione di portanza andamento del Taglio [N] lungo y Integrazione in y dell espressione della portanza T2@yD = l2@yd y+ A < y< 5.5 A y 4.871y 3 + è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! 0. H 5.5+yL 2 H 3.82+yLH5.5+yL H 5.5 +yl è!!!!!!!!!!!!!!!!! 3.82+y è!!!!!!!!!!!!! 5.5+y T1@yD = l1@yd y + A1 0 < y< H 5.5 +yl è!!!!!!!!!!!!!!!!! 3.82+y è!!!!!!!!!!!!! 5.5+y i j è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! H yl I è!!!!!!!!!!!!!!!!! 3.82+y H 3.82+yL 3ê H 3.82+yL 5ê2 M "########################################################## H 5.5 +yl 2 H 3.82+yLH5.5+yL y z+ k { è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! H 5.5+yL 2 H 3.82+yLH5.5 +yl ArcSinhA è!!!!!!!!!!!!!!!!! ye H 5.5 +yl è!!!!!!!!!!!!!!!!! 3.82+y è!!!!!!!!!!!!! 5.5+y T@ND A i j1.619 y y H ylh yl "############################### y ArcSin@ yd y z k { Imposizione condizioni al contorno: continuità di T in y=4,742 m T = 0 in y=5,5 m 5000 A2=-1709 N ; A1=-2497 N y@md

14 Carichi dovuti alla distribuzione di portanza andamento del Momento Flettente [Nm] lungo y Integrazione in y dell espressione del Taglio M@Nm D M2@yD = T2@yD y+ B < y< 5.5 i è!!!!!!!!!!!!!!!!! j B y y y 4 0. H yl y è!!!!!!!!!!!!! y è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! k H yl 2 H yl H5.5 + yl 0. H yl è!!!!!!!!!!!!!!!!! yy è!!!!!!!!!!!!! è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! y y H yl H yl è!!!!!!!!!!!!!!!!!! y è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! H yl 2 è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! H yl H5.5 + yl H yl 2 H yl H5.5 + yl H yl H yl è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! H yl 2 H yl H5.5 + yl H yl è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! y H yl è!!!!!!!!!!!!!!!!!! y H yl è!!!!!!!!!!!!!!!!! y è!!!!!!!!!!!!! y ArcSinhA è!!!!!!!!!!!!!!!!! y E è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! H yl 2 H yl H5.5 + yl H yl H yl 3ê2 è!!!!!!!!!!!!! y ArcSinhA è!!!!!!!!!!!!!!!!! y E è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! H yl 2 H yl H5.5 + yl + y z { M1@yD = T1@yD y + B1 0 < y< B y y y "############################### y "############################### y 2 H y y y L ArcSin@ yd y ArcSin@ yd Imposizione condizioni al contorno B2=3743 Nm B1=2820 Nm y@md

15 La struttura alare in metallo scelta della struttura e modellazione 3D struttura semplificata: riduzione centine, cassone antitorsione con rivestimento lavorante Re 2005: 3 longheroni Lega di alluminio 2024 T3 ULM: 2 longheroni modellazione: SolidWorks + Ansys

16 Modello FEM dell ala in metallo discretizzazione ed applicazione dei carichi 1 discretizzazione: elementi SHELL 181: superfici elementi BEAM 89: solette longheroni correnti z-stiffeners 2 applicazione vincoli: Incastro prima centina 3 applicazione carichi: risultanti distribuzione di portanza manovra di alettoni inerzia

17 Analisi dell ala in metallo Verifica statica Stato tensionale ss = 345 MPa smax <ss verificata

18 Analisi dell ala in metallo Verifica di stabilità (buckling) Analisi condotta con metodo non lineare: analisi statica ai grandi spostamenti il carico viene gradualmente aumentato da 0 al valore finale risultati molto più affidabili di quella agli autovalori su strutture complesse Spessore=0,4mm Spessore=0,8mm Spessore=1,2mm Massa=44kg Troppo pesante e non verificata

19 La struttura alare in materiale composito scelta della struttura e modellazione 3D struttura: Pelle: composito di fibra di vetro o carbonio spessore 1mm: sr > 2 GPa Schiuma di riempimento a bassa densità Styrodur Tecnologia produttiva: Resin Transfer Molding (RTM) modellazione: successivi alleggerimenti tutti verificati hanno portato alla geometria finale

20 Modello FEM dell ala in composito discretizzazione ed applicazione dei carichi 1 discretizzazione: superfici: elementi SHELL 181 volumi: elementi SOLID 45 2 applicazione vincoli: incastro 3 applicazione carichi: risultanti distribuzione di portanza manovra di alettoni inerzia

21 Analisi dell ala in composito Verifica statica Deformata Freccia all estremità di soli 10 cm

22 Analisi dell ala in composito Verifica statica Stato tensionale smax <sr verificata

23 Analisi dell ala in composito Verifica di stabilità Analisi condotta con metodo non lineare La struttura risulta verificata Massa ala: composito con fibra di vetro 39 kg composito con fibra di carbonio 34 Kg Usando il carbonio restano 72 kg per realizzare la fusoliera

24 struttura: La fusoliera in materiale composito scelta della struttura e modellazione 3D Pelle: composito di fibra di vetro o carbonio: sr > 2 GPa Schiuma di riempimento a bassa densità Styrodur solo nell ala interna Tecnologia produttiva: Resin Transfer Molding (RTM) modellazione: SolidWorks Ansys

25 Modello FEM della fusoliera in composito discretizzazione ed applicazione dei carichi 1 discretizzazione: superfici: elementi SHELL 181 spessore 1,5 mm globale spessore 2 mm abitacolo, pannelli inferiori e piastra parafiamma (2024 T3) volumi: elementi SOLID 45 2 applicazione carichi: portanza piani di coda castello motore passeggeri inerzia 3 applicazione vincoli: appoggio

26 Analisi della fusoliera in composito Verifica statica Deformata Fusoliera in fibra di vetro Fusoliera in fibra di carbonio Spostamenti DXmax=0,044 m Spostamenti DYcoda = -0,058 m Spostamenti DYabitacolo = 0,026 m Spostamenti DXmax=0,018 m Spostamenti DYcoda = -0,024 m Spostamenti DYabitacolo = 0,011m

27 Stato tensionale Analisi della fusoliera in composito Verifica statica Fusoliera in fibra di vetro Fusoliera in fibra di carbonio smax >ss 2024 T3 composito smax <sr Accurata progettazione attacchi castello motore Entrambe le fusoliere risultano verificate

28 Analisi della fusoliera in composito verifica di stabilità Analisi condotta con metodo non lineare Fusoliera in fibra di vetro Fusoliera in fibra di carbonio Non verificata Troppo pesante 94 kg VERIFICATA MASSA 73 kg

29 Scala 1:1 Velivolo ULM 450 kg Conclusioni È possibile realizzare una replica del RE 2005 che soddisfi le specifiche iniziali: Categoria acrobatica fattore di carico n=6 Usando un composito in fibra di carbonio È probabilmente possibile realizzare una versione ULM con materiali meno costosi: Lega di alluminio 2024 T3 Composito in fibra di vetro Adottando una delle due o entrambe le seguenti soluzioni Riduzione delle dimensioni Riduzione del fattore di carico