Modellazione geometrica

Per poter effettuare le verifiche strutturali tramite il Metodo degli Elementi Finiti, è necessario avere la geometria. La modellazione geometrica è stata fatta con un software CAD (Computer Aided Design) tridimensionale, SolidWorks® [54].

I modelli geometrici, per questioni di tempo e minor costo computazionale in fase di analisi sono monodimensionali e bidimensionali, altrimenti le simulazioni in Patran/Nastran effettuate con modelli tridimensionali impiegherebbero troppo tempo e uscirebbe dallo scopo di questa tesi.

I componenti studiati in questo elaborato sono i seguenti: • Semiala destra

• Impennaggio orizzontale (stabilizzatore ed equilibratore) • Impennaggio verticale (deriva)

• Castello motore

• Carrello d’atterraggio (solo parte fissa)

Nei prossimi paragrafi saranno esposte delle immagini illustrative dei modelli geometrici creati, elencando in maniera essenziale i materiali e le dimensioni caratteristiche dei componenti.

Patran permette di importare la geometria del modello senza dover costruirla dall’inizio all’interno del programma. La struttura del velivolo, nei suoi vari componenti, presenta degli spessori piccoli rispetto alle altre dimensioni.

Quindi, per evitare di crear un modello FEM tridimensionale che sarebbe stato molto pesante dal punto di vista computazionale, si è deciso di studiare la struttura come se fosse bidimensionale, annullando cioè lo spessore nel modello. Patran permette di creare la geometria bidimensionale considerando il piano medio di ogni componente. Data però la complessità del modello, il preprocessore non era in grado di compiere automaticamente questa azione. Cosi, direttamente in SolidWorks, si è ricostruito tutto il modello in due dimensioni. Per ogni elemento si è andati a considerare il piano medio tra le superfici esterne. E’ necessario sottolineare che alcuni componenti presenti nella struttura reale non è stata modellata geometricamente, la loro successiva modellazione FEM richiedeva troppo tempo dal punto di vista preparatorio e computazione: esempi di questi componenti sono le viti, i bulloni e i rivetti, o altri elementi non strutturali (e.g. serbatoio carburante ruota e impianto frenante ecc…).

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5.2.1.1 Semiala

L’ala completa del velivolo è una struttura simmetrica sottoposta a carico simmetrico, perciò è stato conveniente modellare e studiare strutturalmente solo una semiala, per risparmiare tempo in fase di modellazione e di computazione numerica.

Il corpo principale è formato dalla semiala vera e propria, responsabile della generazione della maggior parte della portanza, e posteriormente sono incernierati l’alettone e il flap, strutturalmente equivalenti. Nella parte anteriore invece è presente l’ipersostentatore al bordo d’attacco (leading edge slat) fissato tramite dei collegamenti imbullonati con viti M10 a testa esagonale.

In accordo a quanto detto nel Capitolo 3, la semiala, l’alettone e il flap sono costituiti ciascuno dai seguenti elementi strutturali, tutti costruiti in alluminio AA 7075 T6 e con collegamenti filettati con viti in acciaio AISI 4130 N:

• Le centine (ribs), poste ad un certo intervallo tra loro, evitano la flessione della pelle, peggiorando le prestazioni aerodinamiche in volo, e mantengono l’integrità strutturale della sottostruttura;

• I longheroni (spars), fissano le centine tra loro tramite rivetti a testa svasata, come spiegato nel capitolo 3 nel paragrafo dedicato ai materiali utilizzati;

• La pelle esterna (skin), è l’elemento che protegge la struttura interna dagli agenti atmosferici esterni, ma soprattutto è responsabile della generazione della portanza necessaria alla sostentazione in volo grazie all’interazione tra le molecole d’aria e la pelle stessa;

• I supporti (brackets), che collegano una sottostruttura all’altra (e.g. la semiala con l’alettone e i flap) tramite viti in acciaio 4130 di derivazione e designazione militare AN3-6A.

All’interno della semiala è presente anche il serbatoio del carburante, con capacità 36 [L], posto tra due centine e fissato a quest’ultime e al longherone anteriore tramite delle staffe a C di piccole dimensioni.

Figura 5-4 Vista complessiva del modello geometrico della struttura interna della semiala e dei comandi di volo fissi e mobili.

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Il serbatoio del carburante, come visibile dalla figura sopra, non è un organo strutturale della parte interna dell’ala e quindi non verrà inserito nel modello FEM, ma ne verrà considerata la sua massa tramite le azioni spiegate più avanti nel paragrafo dedicato ai modelli FEM.

5.2.1.2 Impennaggio orizzontale

Analogamente alla semiala, anche gli impennaggi di coda hanno una struttura modulare semi monoscocca interna, con gli elementi trasversali (centine) posti ad intervallo regolare l’uno dall’altro, e gli elementi longitudinali (longheroni) costruiti in maniera diversa rispetto al caso precedente.

Nel caso dell’impennaggio orizzontale, è necessario suddividere il componente in parte fissa (stabilizzatore) e mobile (equilibratore), quest’ultima comandata dal pilota tramite la cloche.

La parte fissa è costituita da quattro centine, di cui le due centrali forate per irrigidirle e alleggerirle, e da quattro longheroni non forati con sezione a C.

Due di questi sono posti in direzione longitudinale, per irrigidire il bordo d’attacco e d’uscita dello stabilizzatore, mentre le restanti due, di lunghezza più corta (irrigidimenti), irrigidiscono i due longheroni più lunghi, per evitare la loro flessione in direzione longitudinale.

Per quanto riguarda la parte mobile, l’architettura è molto simile a quella utilizzata per la semiala, con la differenza di montare centine non forate e non mettendo il longherone posteriore, per questioni di peso. Entrambe le parti vengono poi rivestite con la pelle costituita da lamine rivettate sulle centine o sui longheroni, come visibile nella figura sottostante:

Figura 5-5 Vista complessiva del modello geometrico della struttura esterna della semiala e dei comandi di volo fissi e mobili.

Figura 5-6 Impennaggio orizzontale: vista assonometrica del modello geometrico della struttura interna (a) ed esterna (b).

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Le due superfici di comando poi sono collegate tramite tre lamine triangolari forate, due poste all’estremità e una centrale, con il compito di trasmettere il comando di volo imposto dal pilota.

5.2.1.3 Impennaggio verticale

Analogamente ai casi precedenti, si espone ora l’impennaggio verticale, costituito da una parte mobile, e responsabile del controllo del moto dello Zenith attorno all’asse di yaw. Anche in questo caso, la struttura interna è composta da centine non forate rivettate su un longherone frontale con sezione a C, entrambi costruiti in alluminio AA 2024 T3.

La struttura interna viene poi rivestita con le classiche lamine costituenti la pelle di rivestimento della superficie aerodinamica, in alluminio AA 2024 T3. Una caratteristica strutturale particolare del timone è rappresentata dalle due centine poste nella parte inferiore del componente.

Dal modello geometrico realizzato e dai piani di costruzione è possibile notare che le due lamine si fissano in un punto, e non sono parallele tra loro come in tutti gli altri casi. Questa configurazione strutturale è stata adottata per evitare il contatto della superficie aerodinamica con il terreno durante le fasi di decollo e atterraggio corto (come spiegato nel capitolo 3), in cui lo Zenith assume degli angoli d’attacco molto alti, con il potenziale pericolo di perdere l’efficacia di questo comando di volo fondamentale. La struttura interna dell’impennaggio verticale rappresentato nel modello geometrico è a scopo puramente illustrativo, dato che quella zona viene affidata allo studio della fusoliera. Il compito della parte fissa è quello di connettere la cabina con il timone.

5.2.1.4 Castello motore

L’ultimo componente modellato è il castello motore. Questa struttura, costruita completamente in Acciaio AISI 4130 N, ha il compito di collegare strutturalmente il motore alla paratia parafiamma, appartenente alla zona anteriore della fusoliera. Essa è essenzialmente costituita da una struttura centrale (suspension frame) composta da una barra unica piegata, e da un sistema di barre dietro e davanti alla struttura centrale, utili rispettivamente al collegamento della suspension frame con la paratia parafiamma e con il motore stesso. Le barre poste dietro sono fissate alla paratia parafiamma e al suspension frame tramite saldatura circolare alla base della barra (round or fillet weld) con tecnica

TIG, mentre quelle davanti sono saldate al suspension frame e fissate tramite quattro viti a testa

esagonale M10 sul motore.

Figura 5-7 Impennaggio verticale: vista assonometrica della struttura interna (a) ed esterna (b).

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5.2.1.5 Carrello fisso d’atterraggio

Il carrello d’atterraggio utilizzato nello Zenith è costituito da una balestra in pezzo unico fabbricata in alluminio AA 7075 T6, e fissata in ambo i lati alla fusoliera tramite due piastre saldate tra loro e imbullonate rispettivamente alle gambe del carrello e alla zona locale della fusoliera. Le ruote utilizzate possono essere di vario genere, con un diametro compreso tra i e i. Lungo le gambe del carrello sono presenti i condotti dell’olio per il comando dei freni differenziali a disco delle ruote.

Come visibile dalla figura sotto, il collegamento del mozzo avviene tramite 4 bulloni AN4-13A in acciaio 4037 o 4130, di derivazione militare.

Dato che il carrello è una struttura simmetrica sottoposta a carico simmetrico, il modello geometrico utilizzato per le verifiche strutturali sarà la sola metà, per diminuire ulteriormente il tempo di simulazione.