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: RELATORE:

Alessandro Lunghini Professor Ing. Luca Piancastelli

Anno Accademico: 2010/2011

Sessione: III

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

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.

SATELLITE GEOSTAZIONARIO

I satelliti geostazionari vengono oggi giorno impiegati:

nelle telecomunicazioni

nel telerilevamento

nella meteorologia

nella navigazione

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

ANALISI DI PROGETTO

DIMENSIONI DI MASSIMAIn 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 VOLOLa quota di volo del motoaliante deve essere tale da evitare disturbi al traffico aereo, avrò quindi:

quota operativa: 25000 m

quota minima: 20000 m

MASSELa 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

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:

PROPULSIONEELICA

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

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.

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.

ALIMENTAZIONE DEL MOTORE

BATTERIE:

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.

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).

MOTORI

INVERTER

CELLE SOLARI

INVERTER

BATTERIE

FUELCELLS

PRINCIPIO DI FUNZIONAMENTO DIURNO

SERBATOIO ACQUA

INVERTER

MOTORI FUEL CELLS

PRINCIPIO DI FUNZIONAMENTO NOTTURNO

BATTERIE

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.

PRIMA CONFIGURAZIONEVista 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 0015

Profilo NACA 0012-64

PRIMA CONFIGURAZIONENote 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

SECONDA CONFIGURAZIONENon 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/m3 quota = 25000 m velocità = 55,56 m/s

DIMENSIONI DI PROGETTO

Apertura alare = 64 m

Lunghezza = 30 m

Superficie Alare = 700 m2

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 0012-64

SECONDA CONFIGURAZIONECALCOLINoti 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 = 16012 N Q = 1632 kg

SCELTANota la potenza richiesta, s’impiegheranno 4 motori da 10 kW.

FABBISOGNO ENERGETICO E MASSE

SISTEMA PROPULSIVO

Energia richiesta = 960 kWh

Massa Totale = 113 kg

PANNELLI SOLARI

Energia fornita = 960 kWh

Massa totale = 580 kg

CELLE AD IDROGENO

Energia richiesta = 560 kWh

Massa totale = 436 kg

Massa totale acqua = 672 kg

BATTERIE

Densità energetica = 160 Wh/kg

Massa totale = 250 kg

MASSA TOTALE SISTEMA ENERGETICO = 2051 kg

CONFRONTO

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

CONCLUSIONI E SVILUPPI FUTURICON 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.

… la vera sconfitta non è non

riuscire, ma smettere di provare!

Grazie per l’attenzione…