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Università degli Studi di BolognaFACOLTA’ DI INGEGNERIA
Corso di Laurea in Ingegneria Meccanicaelaborato finale di laurea
in
Disegno Tecnico Industriale
Studio di fattibilità di una versione ultraleggera del velivolo RE 2005
Relatore:Prof. Ing. LUCA PIANCASTELLI
Correlatori:Prof. Ing. GIANNI CALIGIANA
Prof. Ing. ALFREDO LIVERANIDott. Ing. ENRICO TROIANI
Tesi di Laurea di:VINCENZO ERRANI
Scopo della tesiVERIFICARE LA POSSIBILITA’ DI REALIZZARE UNA VERSIONE DEL RE 2005 AVENTE LE SEGUENTI CARATTERISTICHE:
Pilota+passeggero=150 kgcarrello+sistema di comando=20 kgcomandi+leve+sedili=30 kgserbatoio+combustibile=20kgmotore+castello motore=74 kgelica=16kg
Massa utile per la struttura = 140 kg
450 Kg AL DECOLLO
APERTURA ALARE 11m LUNGHEZZA 8.91 m
• STESSE DIMENSIONI E MEDESIMA FORMA DEL VELIVOLO ORIGINALE
• RISPETT0 DEL LIMITE DI MASSA IMPOSTO DALLA NORMATIVA FAR 23 PER VELIVOLI ULTRALEGGERI
• OMOLOGAZIONE NELLA CATEGORIA ACROBATICA Fattore di carico n=6
Struttura della tesi
Diagramma di manovra
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
0 100 200 300 400
V(km/h)
n
• Prima parte: determinazione delle caratteristiche aerodinamiche + calcolo dei carichi
• Seconda parte: modellazione ed analisi FEM dell’ala e della fusoliera per verificarne la resistenza alle sollecitazioni
-1,5
-1
-0,5
0
0,5
1
1,5
2
-15 -10 -5 0 5 10 15
alfa
Cl
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 23009
Profilo medio dell’ala
-1,5
-1
-0,5
0
0,5
1
1,5
2
-15 -10 -5 0 5 10 15
alfa
Cl
-1,5
-1
-0,5
0
0,5
1
1,5
2
-15 -10 -5 0 5 10 15
alfa
Cl
• Determinazione della retta di portanza dell’ala
JavaFoil Retta Cl-a profilo medio Retta Cl-a ala
NACA Technical Report 572
[gradi][gradi]
Caratteristiche aerodinamiche del velivolo completo
• ala non calettata• fusoliera
Conseguenze:
• Il centro aerodinamico del velivolo parziale non coincide con quello dell’ala
• aumento dell’inclinazione della retta di portanza
-1
-0,5
0
0,5
1
1,5
-15 -10 -5 0 5 10 15
alfa
ClvcClvc@αD = Clala@αD Kaf+ Climp@αD S0
SJ1−
dαidα
N
Velivolo parzialeVelivolo completo
• impennaggio orizzontale calettato di -0,3 gradi
[gradi]
Carichi di manovra Il diagramma di manovra
• Mette in relazione la velocità con il fattore di carico
Diagramma di manovra
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
0 100 200 300 400
V(km/h)n
• Stabilisce un limite aerodinamico
• Stabilisce un limite strutturale
• Manovre simmetriche
• Quota zero
n = L / Q
• n minimo volo diritton = 6
• n minimo volo rovescion = -3
• consente di calcolare i carichi limite carichi di robustezza
• la condizione di carico più gravosa si ha nel punto D
FS=1,5
Carichi di manovra Il diagramma di bilanciamento statico dei piani di coda
• Mette in relazione la velocità con la portanza sviluppata dall’impennaggio orizzontale
Limp (D) = -1574 N
VPCAmVPCA cMACSvM −⋅⋅⋅⋅⋅= ,2
, 21 ρ
QnL ⋅=
• Si trova imponendo l’equilibrio alla rotazione
2,5.0v
bacMACS
baaQnL VPCAm
imp ⋅+
⋅⋅⋅⋅+
+⋅⋅
= −ρ
-3000
-2500
-2000
-1500
-1000
-500
0
500
0 20 40 60 80 100
v (m/s)L
impe
nnag
gio
(N)
Carichi di manovra carichi applicati
• Carichi al castello motore
• Carichi da accelerazioni di beccheggio
• Carichi concentrati
NFSngMF totz 2678
31 ±=⋅⋅⋅
±=
NFSngMF toty 8034−=⋅⋅⋅=
NFSvPFSTF m
x 2297max
=⋅=⋅=
NmFSn
PC mx 287
260
=⋅××
×=
π
Carico inerziale
Carico laterale da FAR 23
Trazione
Coppia motrice
Provocano un incremento della portanza sull’impennaggio NmFSLLtotL impimp 7240)( −=⋅Δ+=
Carichi inerziali da pilota e passeggero NFSngMFy 7063−=⋅⋅⋅−=
Carichi dovuti alla distribuzione di portanzaandamento della corda alare lungo y
Bordo d’uscita xu@yD = −$%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%a2 ikjj1−
y2
b2y{zz2
xi1@yD = −0.0562y+ 0.7465
xi2@yD = $%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%a22 ikjj1−
Hy− hL2
b22y{zz
Studio disegni originali
Andamento della corda in funzione della distanza dalla mezzeria y
Espressione matematica
Bordo d’ingresso
b= 5.500 ma= 1.619 m
h= 4.66 mb2= 0.839 m a2= 0.482 m
[m]
[m]
Carichi dovuti alla distribuzione di portanzaandamento della corda: confronto risultato-disegno originale
c1@yD = xi1@yD− xu1@yD
c2@yD = xi2@yD− xu2@yDLa sovrapposizione non evidenzia discrepanze degne di nota
0< y< 4.742 m
4.742< y< 5.5 m
Carichi dovuti alla distribuzione di portanzaandamento del coefficiente di portanza lungo y
Disegni originali profili dell’ala:• calettata 3 gradi rispetto all’asse elica • svergolata
cl-semiapertura alare
00,05
0,10,15
0,20,25
0,30,35
0,4
0 1 2 3 4 5 6semiapertura (m)
cl
cl@yD = al$%%%%%%%%%%%%%%%%%ikjj1−
y2
b2y{zz2
Considerati 14 dei profili• calettamento• Vmax
JavaFoil
Alla Vmax l’ULM è orizzontale e Cl=0,068
Cl=0,291
cl-semiapertura alare
00,050,1
0,150,2
0,250,3
0,350,4
0 1 2 3 4 5 6semiapertura (m)
cl
Cl=0,068al= 0.085 b= 5.500 m
Carichi dovuti alla distribuzione di portanzaandamento della portanza [N/m] lungo y
• Fattore di sicurezza FS=1,5
• Fattore di carico n=6
1 2 3 4 5 6y@mD
1000
2000
3000
4000
5000
6000
lANmEPortanza di robustezza = Peso*n*FS
1 2 3 4 5 6y
200
400
600
800
1000l A N
m E
[m]
l2@y_D =12
ρ vmax2c2@yDcl2@yD = 442.030− 14.613y2 + 28.509è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!H−5.5+yL H−5.5+ yL H−3.82+ yL H5.5+ yL 4.742< y< 5.5
l1@y_D =12
ρ vmax2c1@yDcl1@yD = 273.026è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!
1− 0.033y2 J0.746− 0.056y+ 1.619è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!
1− 0.033y2 N 0< y< 4.742
Carichi dovuti alla distribuzione di portanzaandamento del Taglio [N] lungo y
Integrazione in y dell’espressione della portanza T2@yD = ‡ l2@yD y+ A2 4.742< y< 5.5
T1@yD = ‡ l1@yD y + A1 0< y< 4.742
A2+442.03y−4.871y3+0.è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!H−5.5+yL2H−3.82+yLH5.5+yLH−5.5+yLè!!!!!!!!!!!!!!!!!!−3.82+y è!!!!!!!!!!!!!5.5+y
+1
H−5.5+yLè!!!!!!!!!!!!!!!!!!−3.82+y è!!!!!!!!!!!!!5.5+y
ikjj0.228072è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!233.+25.H−3.82+yL I−369.305è!!!!!!!!!!!!!!!!!!−3.82+y −1.58333H−3.82+yL3ê2+8.33333H−3.82+yL5ê2M"##########################################################H−5.5+yL2H−3.82+yLH5.5+yLy
{zz+
3925.03è!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!H−5.5+yL2H−3.82+yLH5.5+yL ArcSinhA0.327561è!!!!!!!!!!!!!!!!!!−3.82+yEH−5.5+yLè!!!!!!!!!!!!!!!!!!−3.82+y è!!!!!!!!!!!!!5.5+y
A1+ 273.027ikjj1.619y− 0.0178402y3− 0.0187333H−21.3418+ yL H1.41741+ yL"################################1.−0.0330579y2 + [email protected]
{zz
Imposizione condizioni al contorno:• continuità di T in y=4,742 m• T = 0 in y=5,5 m
A2=-1709 N ; A1=-2497 N 1 2 3 4 5 6y@mD
5000
10000
15000
20000
25000T@ND
Carichi dovuti alla distribuzione di portanzaandamento del Momento Flettente [Nm] lungo y
Integrazione in y dell’espressione del TaglioM2@yD = ‡ T2@yD y+ B2 4.742< y< 5.5
M1@yD = ‡ T1@yD y + B1 0< y< 4.742
i
k
jjjjjB2− 1708.86 y + 221.015 y2 − 1.21775 y4 +0. H−5.5 + yL è!!! !! !! !! !! !! !! !!!−3.82 + y è!!!! !! !! !! !!!5.5 + yè!!! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !!!H−5.5 + yL2H−3.82 + yL H5.5 + yL
+
0. H−5.5 + yL è!!! !! !! !! !! !! !! !!!−3.82 + y yè!!!! !! !! !! !!!5.5 + yè!!! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !!!H−5.5 + yL2H−3.82 + yL H5.5+ yL
−5991.3è!!! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !!!0.590129 + 0.107296 y H−5.5+ yL H−3.82 + yL è!!! !! !! !! !! !! !! !!!5.5+ 1. y
è!!!! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !!H−5.5+ yL2 H−3.82 + yL H5.5 + yL+
0.47515 H−14.23 + yL H−2.40343 + yL è!!!! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !!H−5.5 + yL2 H−3.82 + yL H5.5 + yL H6.47343+ yL è!!!! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !!137.5 + 25. y
H−5.5+ yL è!!! !! !! !! !! !! !! !!!5.5 + 1. y+
21651.6 H−5.5 + yL è!!! !! !! !! !! !! !! !!!−3.82 + y è!!!! !! !! !! !!!5.5 + y ArcSinhA0.327561è!!! !! !! !! !! !! !! !!!−3.82 + y E
è!!! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !!!H−5.5 + yL2H−3.82 + yL H5.5+ yL+
3925.03 H−5.5 + yL H−3.82 + yL3ê2è!!! !! !! !! !! !!5.5 + y ArcSinhA0.327561è!!!! !! !! !! !! !! !! !!−3.82+ y E
è!!!! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !! !!H−5.5 + yL2 H−3.82 + yL H5.5 + yL
y
{
zzzzz
B1− 2497.05 y + 221.015 y2 − 1.21771 y4 + 3082.69"######## ## ## ## ## ## ## ## ## ## ## ## ##1. − 0.0330579 y2 +
273.027"######### ## ## ## ## ## ## ## ## ## ## ###1.− 0.0330579 y2 H−3.7636 + 0.354177 y + 0.124417 y2 − 0.00468333 y3L +
319.109 [email protected] yD+ 560.49 y [email protected] yD
Imposizione condizioni al contorno
B2=3743 NmB1=2820 Nm
1 2 3 4 5 6y@mD
10000
20000
30000
40000
M@NmD
La struttura alare in metalloscelta della struttura e modellazione 3D
Re 2005: 3 longheroni ULM: 2 longheroniLega di alluminio 2024 T3
• struttura semplificata: riduzione centine, cassone antitorsione con rivestimento lavorante
• modellazione: SolidWorks + Ansys
Modello FEM dell’ala in metallodiscretizzazione ed applicazione dei carichi
1 discretizzazione:
2 applicazione vincoli:
3 applicazione carichi:
Incastro prima centina
• risultanti distribuzione di portanza• manovra di alettoni• inerzia
• elementi SHELL 181: superfici•elementi BEAM 89: solette longheroni
correnti z-stiffeners
Analisi dell’ala in metalloVerifica statica
• Stato tensionale
smax <ss
verificata
ss = 345 MPa
Analisi dell’ala in metalloVerifica 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
La struttura alare in materiale compositoscelta della struttura e modellazione 3D
• Pelle: composito di fibra di vetro o carbonio spessore 1mm: sr > 2 GPastruttura:
modellazione:
• successivi alleggerimenti tutti verificati hanno portato alla geometria finale
• Schiuma di riempimento a bassa densità Styrodur•Tecnologia produttiva: Resin Transfer Molding (RTM)
Modello FEM dell’ala in compositodiscretizzazione ed applicazione dei carichi
1 discretizzazione:• superfici: elementi SHELL 181• volumi: elementi SOLID 45
3 applicazione carichi:
2 applicazione vincoli:
• risultanti distribuzione di portanza• manovra di alettoni• inerzia
• incastro
Analisi dell’ala in compositoVerifica statica
• Deformata
Freccia all’estremità di soli 10 cm
Analisi dell’ala in compositoVerifica statica
verificata
• Stato tensionale
smax <sr
Analisi dell’ala in compositoVerifica 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
La fusoliera in materiale compositoscelta della struttura e modellazione 3D
struttura:• Pelle: composito di fibra di vetro o carbonio: sr > 2 GPa
modellazione:SolidWorks Ansys
• Schiuma di riempimento a bassa densità Styrodur solo nell’ala interna•Tecnologia produttiva: Resin Transfer Molding (RTM)
Modello FEM della fusoliera in compositodiscretizzazione ed applicazione dei carichi
1 discretizzazione:
3 applicazione vincoli:
2 applicazione carichi:
• castello motore• portanza piani di coda
• passeggeri
• appoggio
• inerzia
• superfici: elementi SHELL 181spessore 1,5 mm globalespessore 2 mm abitacolo,pannelli inferiori e piastra parafiamma (2024 T3)
volumi: elementi SOLID 45
Spostamenti DXmax=0,018 mSpostamenti DXmax=0,044 m
Analisi della fusoliera in compositoVerifica statica
• DeformataFusoliera in fibra di vetro Fusoliera in fibra di carbonio
Spostamenti DYcoda = -0,058 mSpostamenti DYabitacolo = 0,026 m
Spostamenti DYcoda = -0,024 mSpostamenti DYabitacolo = 0,011m
Analisi della fusoliera in compositoVerifica statica
smax >ss 2024 T3
• Stato tensionale
smax <sr
Fusoliera in fibra di vetro Fusoliera in fibra di carbonio
Accurata progettazione attacchi castello motore
compositoEntrambe le fusoliererisultano verificate
Analisi della fusoliera in compositoverifica di stabilità
Analisi condotta con metodo non lineare
Fusoliera in fibra di vetro Fusoliera in fibra di carbonio
Non verificataTroppo pesante 94 kg
VERIFICATAMASSA 73 kg
Conclusioni
Scala 1:1
Velivolo ULM→450 kg
Categoria acrobatica→fattore di carico n=6
• È probabilmente possibile realizzare una versione ULM con materiali meno costosi:
• È possibile realizzare una replica del RE 2005 che soddisfi le specifiche iniziali:
Lega di alluminio 2024 T3
Composito in fibra di vetro
Usando un composito in fibra di carbonio
Adottando una delle due o entrambe le seguenti soluzioni
• Riduzione delle dimensioni
• Riduzione del fattore di carico