Ingombri massimi

La fusoliera è stata sviluppata partendo da una precedente tesi di laurea (J. Scanu, 2004), riguardante la progettazione preliminare di un PrandtlPlane con specifiche in termini di carico pagante identiche a quelle utilizzate per questo lavoro ma propulso a cherosene. Un’immagine della fusoliera di base dalla quale si è partiti è rappresentata in Figura 4.1.

Figura 4.1 Fusoliera originaria

La modifica rispetto alla configurazione di partenza ha riguardato la forma della generica sezione trasversale del tratto centrale della fusoliera: la sezione di riferimento

è illustrata in Figura 4.2, tratta da (J. Scanu, 2004). Nel caso attuale, al fine di minimizzare la resistenza, l’ingombro frontale della fusoliera è stato diminuito come precisato nel seguito (Figura 4.5).

Figura 4.2 Superficie di riferimento

Il dimensionamento in pianta della parte principale è stato eseguito tenendo conto delle specifiche: in particolare è richiesto di trasportare 250 passeggeri. Si è scelto di alloggiarne 48 in business class e 202 in economy, utilizzando un passo tra le file di rispettivamente di 36 in e 32 in. Tale configurazione può essere agevolmente modificata in una classe unica con una distanza tra le file di 34 in senza modificare le dimensioni della fusoliera.

Benché le specifiche in termini di tratta percorribile siano tipici di un medium-range, per quanto riguarda le normative si è fatto riferimento ai requisiti AEA per i velivolo long-range a causa della velocità di crociera: infatti, avendo un Mach di crociera di 0.75, la durata del viaggio è maggiore rispetto quella di un velivolo convenzionale. Considerando le dimensioni dei sedili (Figura 4.3, Figura 4.4) si decide di disporre 10

Figura 4.3 Dimensioni principali del sedile utilizzato per la business class

Si è, quindi, definita preliminarmente la sezione trasversale della fusoliera (Figura 4.5) che riesce a soddisfare tali requisiti.

Figura 4.5 Sezione generica del tronco di fusoliera (dimensioni espresse in mm)

Si deve anche tener conto dei requisiti riguardanti il numero delle toilette necessarie: in accordo con i regolamenti AEA si è scelto:

 Bagni:

o 1 ogni 30 persone in business class o 1 ogni 50 persone in economy class

 Cambuse: o 0.05 m2

di cambusa per ogni passeggero

saranno quindi necessari

𝑁_{𝑏𝑎𝑔𝑛𝑖}𝑏𝑢𝑠 −𝑐𝑙𝑎𝑠𝑠 = 𝑁𝑝𝑎𝑠𝑠 𝑏𝑢𝑠 −𝑐𝑙𝑎𝑠𝑠 30 𝑁_{𝑏𝑎𝑔𝑛𝑖}𝑒𝑐𝑜𝑛 −𝑐𝑙𝑎𝑠𝑠 ₌ 𝑁𝑝𝑎𝑠𝑠𝑒𝑐𝑜𝑛 −𝑐𝑙𝑎𝑠𝑠 50 𝐴𝑟𝑒𝑎 𝑐𝑎𝑚𝑏𝑢𝑠𝑒 = 0.05𝑚2_{∙ 𝑁} 𝑝𝑎𝑠𝑠

Il layout generale della fusoliera è illustrato in Figura 4.6: è stato preferito dividere lo spazio interno del velivolo in zone, divise da isole in cui sono presenti servizi e cambuse: 3 di queste sono dedicate alla economy class e 1 alla business class.

Figura 4.6. Organizzazione dei posti in fusoliera

In Figura 4.7, Figura 4.8, Figura 4.9, Figura 4.10, Figura 4.11, sono rappresentate delle viste particolari delle varie parti della zona centrale della fusoliera.

Figura 4.7 Organizzazione dello spazio interno della parte iniziale della fusoliera

Figura 4.9 Organizzazione dello spazio tra la prima e la seconda isola dell’economy class

Figura 4.11 Organizzazione dello spazio in corrispondenza parte finale della fusoliera

La soluzione appena illustrata, come precedentemente affermato, non è rigida ma può essere modificata variando le arie dedicate alle toilette e alle cambuse, al fine di ottenere la configurazione, in termine di posti, desiderata.

La lunghezza della fusoliera sarà quindi

𝐿_𝑓𝑢𝑠 = 𝐿_{𝑐𝑜𝑐𝑘𝑝𝑖𝑡} + 𝐿_𝑓𝑢𝑠𝑐𝑒𝑛𝑡𝑟𝑎𝑙𝑒 _{+ 𝐿} 𝑡𝑎𝑖𝑙 𝐿_𝑓𝑢𝑠𝑐𝑒𝑛𝑡𝑟 _{= 𝐿} 1 + 𝐿2+ 𝐿3+ 𝐿4+ 𝐿𝑖𝑠𝑜𝑙𝑒 𝐿1 = 𝑁𝑓𝑖𝑙𝑒𝑏𝑢𝑠 −𝑐𝑙𝑎𝑠𝑠 ∙ 𝑝𝑎𝑠𝑠𝑜 𝑏𝑢𝑠𝑖𝑛𝑒𝑠𝑠 𝑐𝑙𝑎𝑠𝑠 𝐿2 = 𝐿2(1)+ 𝐿2(2)+ 𝐿2(3) 𝐿₂₍₁₎ = 𝑁_{𝑓𝑖𝑙𝑒}𝑒𝑐𝑜𝑛 −𝑐𝑙𝑎𝑠𝑠 (1)∙ 𝑝𝑎𝑠𝑠𝑜 𝑒𝑐𝑜𝑛𝑜𝑚𝑦 𝑐𝑙𝑎𝑠𝑠

 𝐿₂₍₁₎, lunghezza della prima zona relativa alla economy class

 𝐿₂₍₂₎, lunghezza della seconda zona relativa alla economy class

 𝐿₂₍₃₎, lunghezza della seconda zona relativa alla economy class

I risultati ottenuti sono riportati in tabella 4.3.

L1 5.486 m L2(1) 6.5 m L2(2) 7.3 m L2(3) 3.25 LISOLE 6.8

Tabella 4.3 Dimensioni caratteristiche della parte centrale della fusoliera

La lunghezza del cockpit si è ricavata da una formula di origine statistica, calcolando prima il diametro equivalente della sezione del velivolo

𝐷_𝑒𝑞 = 7.24𝑚 + 4.85𝑚

2 = 6 𝑚

e poi imponendo che

𝐿𝑐𝑜𝑐𝑘𝑝𝑖𝑡 = 1𝐷𝑒𝑞 = 1 ∙ 6 𝑚 = 6 𝑚

In ultimo è stata dimensionata la parte finale del velivolo: è stato ritenuto opportuno dedicare parte del volume a serbatoi di idrogeno interni al velivolo stesso, il cui uso è sembrato inevitabile in un’ottica di ottimizzazione degli ingombri frontali del velivolo e delle forze gravanti sul sistema alare. Infatti, alloggiando tutto il volume di carburante

necessario nei serbatoi alari, si sarebbero avute ragguardevoli dimensioni degli stessi, con conseguente aumento della resistenza e del peso strutturale.

Si è quindi deciso di dedicare una parte di volume al serbatoio interno che sarà diviso in 2 parti: la prima verrà alloggiata nella parte finale del tronco di fusoliera, mentre la seconda nella zona della coda (Figura 4.12).

Le dimensioni dei serbatoi saranno ricavate in seguito e con esse, verranno anche ricavate le dimensioni necessarie della parte finale della fusoliera.

Figura 4.12 Schema del serbatoio in fusoliera

Si precisa che la progettazione dei serbatoi non sarà oggetto del presente lavoro, tuttavia essa è assolutamente necessaria in un lavoro di progettazione dettagliata: infatti la presenza di idrogeno liquido impone l’utilizzo di serbatoi pressurizzati con una pressione differenziale di circa 1.4 bar; di fondamentale importanza sarà poi anche la progettazione del sistema di isolamento termico.

In questo lavoro verranno esposti, a tal proposito, solo le scelte effettuate per un dimensionamento preliminare dei serbatoi alari.

Si suppone di dimensionare gli stessi con gli stessi principi utilizzati per dimensionare una fusoliera generica: verranno, quindi, utilizzate ordinate e correnti tipici di serbatoi in pressione. Questo fa sì che, nonostante venga utilizzato idrogeno liquido come

Figura 4.13 Serbatoio alare di idrogeno

Si fissa, in seguito, un valore del rapporto tra lunghezza e diametro del serbatoio pari a

𝐿 𝐷 = 8

Come illustrato nel Capitolo 1, è necessario utilizzare un adeguato sistema di isolamento termico: si è deciso di utilizzare uno strato 2.4 in di Polivinilcloride (PVC).

Affinché si abbia una forma affusolata che minimizzi la resistenza, si è deciso di racchiudere il tutto in un involucro di alluminio, opportunamente dimensionato (Torenbeek, 1976) come in Figura 4.15.

Figura 4.15 Forma esterna del serbatoio alare

Benché le dimensioni totali della fusoliera non siano ancora univocamente determinate, sono disponibili le dimensioni della zona riservata ai passeggeri: per questo, analogamente a lavori precedenti (J. Scanu, 2004), si effettua un’analisi comparativa del comfort del PrandtlPlane propulso a idrogeno liquido con uno propulso a cherosene. Tale studio è d’obbligo visto la natura commerciale del velivolo: infatti è necessario indagare sulle ripercussioni sul comfort dei passeggeri derivanti dalle modifiche apportate. I parametri presi in considerazione sono:

Load Index

𝐿𝐼 = 𝐹𝐴 𝑁_{𝑝𝑎𝑠𝑠}

dove

o 𝐹𝐴 = area del pavimento della zona passeggeri

Comfort Index

𝐶𝐼 = 𝑃𝐷𝑉 𝑁

PP KER PP LH2

Passengers Number _{250 250}

Floor Aerea _{240 230}

Passengers Deck Volume _{500 380}

𝑪𝑰 [𝒎𝟑_]

2 1.52

𝑳𝑰 [𝒎𝟐_{] 0.96 0.92}

Tabella 4.4 Comparazione tra le due configurazioni

Dai risultati è evidente come la modifica alla sezione traversale della fusoliera abbia pressoché conservato il valore del Load Index ma abbia apportato una riduzione del comfort index; tuttavia tale diminuzione si è ritenuta accettabile in un’ottica di riduzione della superficie bagnata del velivolo, quindi della sua resistenza.