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 + 2.05288ArcSin@0.181818yDy

{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 ArcSin@0.181818 yD+ 560.49 y ArcSin@0.181818 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