Nel presente paragrafo si discutono i risultati ottenuti dalle simulazioni del velivolo con fences modificate e modifica della deriva (v. Figura 136), quando questo sia posto in condizioni di imbardata e ad incidenza α=1°. Anche in questo caso sono state utilizzate le stesse impostazioni della mesh di superficie, della mesh di volume e della fisica del solutore descritte al paragrafo 3.4, con condizioni di flusso a transizione fissata, viscoso, non comprimibile e diretto secondo i seguenti angoli di incidenza e imbardata:
L’analisi è stata focalizzata, in questo caso, sul comportamento del coefficiente Cn e sui contributi che esso riceve separatamente dalle fences e dalla coda.
-0.0070 -0.0060 -0.0050 -0.0040 -0.0030 -0.0020 -0.0010 0.0000 0.0010 0 2 4 6 8 10 12 14 Cn Beta [deg]
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Figura 142 – Andamento del coefficiente Cn in presenza di fences modificate e modifica della deriva In Figura 142 si osserva che, in maniera analoga a quanto osservato nei risultati relativi alla deriva nella sua forma originale, i casi con soffiaggio non convergono su valori singoli e che per ogni valore di β si hanno valori che oscillano tra i massimi e i minimi indicati. Ciononostante, come chiaramente illustrato Figura 143, è possibile individuare un effetto benefico nell’incremento, in modulo, della derivata , indice di maggiore stabilità direzionale.
Figura 143 – Andamento del Cn con esclusione delle fences -0.0120 -0.0100 -0.0080 -0.0060 -0.0040 -0.0020 0.0000 0.0020 0 2 4 6 8 10 12 Cn Beta [deg]
EXP V5 min V5 max
-0.0070 -0.0060 -0.0050 -0.0040 -0.0030 -0.0020 -0.0010 0.0000 0.0010 0 2 4 6 8 10 12 Cn - No F ence s Beta [deg]
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Analizzando i valori di Cn ottenuti escludendo le fences, inoltre, si ha che il momento imbardante fornito dalla deriva continua ad avere valori compatibili con quanto ottenuto sperimentalmente, ma sia l’andamento dei valori massimi che dei valori minimi conservano una derivata di segno negativo, e quindi stabilizzante.
Infine, è stato analizzato il comportamento del velivolo in imbardata fino allo stallo della deriva. Poiché questa è una condizione che interessa maggiormente la sicurezza dell’aeromobile reale, sono stati confrontati i dati ottenuti con simulazioni CFD in vera grandezza, per condizioni di velocità massima e quota di crociera al paragrafo 3.2 .
In questo caso, per il modello modificato si è fatto ricorso ad un solutore del tipo tutto turbolento k-ε, risolvendo il problema con le stesse condizioni di galleria già viste al paragrafo 3.3 .
Figura 144 – Andamento del Cn per diverse configurazioni in flussi turbolenti
Il comportamento della configurazione in condizioni di stallo della deriva risulta sostanzialmente analogo nel caso originale e nel caso con deriva modificata e fences. Risultano lievi variazioni della derivata , che risulta essere più negativa prima dello stallo e meno positiva nel post-stallo.
Una buona maniera per valutare il comportamento della modifica della deriva rispetto alla bolla di separazione consiste nell’effettuare una serie di visualizzazioni di velocità su piani orizzontali, di giacitura z, posizionati alla stessa altezza. Per valutare l’estensione della zona separata si può utilizzare come riferimento la zona a velocità circa nulla, poiché è in questa
-0.0120 -0.0100 -0.0080 -0.0060 -0.0040 -0.0020 0.0000 0.0020 0 2 4 6 8 10 12 14 Cn Beta [deg]
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zona che si ha il confine tra il ricircolo ed il flusso esterno ed ordinato, come ad esempio si può notare nella visualizzazione vettoriale di Figura 145, la quale è un ingrandimento della Figura 146.
Figura 145 – Campo di velocità vettoriale per deriva stallata
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Nelle figure seguenti si possono confrontare le varie bolle di separazione a diversi angoli di imbardata, nei casi con o senza modifica della deriva.
Figura 147 – Soluzione non modificata, β=8°
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Figura 149 – Soluzione non modificata, β=10°
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Figura 151 - Soluzione non modificata, β=12°
Figura 152 - Soluzione modificata, β=12° Dall’analisi delle precedenti figure, si può osservare che:
per β=8°, la bolla di separazione risulta essere maggiore nel caso modificato rispetto al caso originale, a causa soprattutto degli spigoli attorno al bordo di uscita nonché il bordo d’uscita stesso,
per β=10°, il vantaggio della soluzione modificata è evidente, con una forte riduzione dell’intera zona di ricircolo,
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per β=12°, la valutazione di quale profilo si comporti meglio risulta difficile, lo stallo ormai è in gran parte avvenuto e quindi le dimensioni della bolla risultano in entrambi i casi ingenti.
Per una valutazione corretta delle Figure appena mostrate è doveroso fare alcune precisazioni:
Entrambi i casi sono stati analizzati ipotizzando che il flusso fosse tutto turbolento, a differenti velocità asintotiche che nel caso con deriva originale è maggiore (60 m/s contro 40 m/s); nonostante tale differenza tuttavia, l’analisi risulta valida e, anzi, conservativa, in quanto un aumento della velocità riduce generalmente lo spessore delle zone separate.
La scarsa prestazione della deriva modificata per β=8° è correggibile tramite un processo di ottimizzazione aerodinamica, congiuntamente ad una revisione della forma e delle dimensioni del longherone posteriore. E’ infatti evidente che in assenza degli spigoli aggiuntivi presenti in uscita il flusso sia meno portato a separare. In tal senso anche un’ analisi condotta con una geometria completamente curva alla chiusura del profilo Tuttavia ciò non rientra tra gli scopi della presente tesi, che con le simulazioni riguardanti la modifica della deriva ha inteso condurre uno studio preliminare e strettamente qualitativo sugli eventuali vantaggi nell’applicazione di questa soluzione.
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Capitolo 7
Conclusioni
Il presente lavoro di tesi è stato incentrato sulla validazione di un modello fluidodinamico computazionale attraverso i dati raccolti nell’ambito del progetto IDINTOS (Idrovolante Innovativo Toscano) durante una campagna di prove condotta in galleria del vento. Ulteriori obiettivi della tesi sono stati la ricerca delle cause di una mancanza di stabilità direzionale del modello, osservata in galleria per particolari condizioni di incidenza e imbardata, e la valutazione di contromisure efficaci.
Inizialmente è stata condotta un’analisi di sensibilità del modello alla mesh e, una volta individuate le condizioni per cui i risultati non dipendono significativamente dai parametri della mesh, la griglia trovata è stata utilizzata per le simulazioni successive.
Il velivolo, in scala reale, è stato simulato dapprima in condizioni di aria libera e in condizioni di crociera. Paragonando i risultati ottenuti per i principali coefficienti aerodinamici (CL, CD, CY, Cl, Cm, Cn) con quelli di galleria, la simulazione è stata corretta progressivamente fino al raggiungimento della coerenza tra i dati numerici e sperimentali. Il processo di correzione è stato svolto riconducendo la simulazione alla scala del modello di galleria del vento (1:4) e introducendo dapprima le geometria del pilone e poi quella delle pareti della camera di prova. In seguito, è stato indagato l’effetto del modello di turbolenza, passando dal k-ε al modello a transizione fissata k-ω, il quale ha infine fornito buoni risultati, consentendo di formulare alcune ipotesi sul fenomeno di instabilità osservato.
Inoltre, è stato osservato che, in condizioni di bassa incidenza e elevati angoli di imbardata, la perdita di stabilità direzionale può essere dovuta alla separazione dello strato limite in corrispondenza dell’intersezione tra deriva e ala posteriore
Nella fattispecie, è stato analizzato il caso del velivolo posto ad incidenza α=12° per diversi angoli di imbardata, ottenendo risultati che, confermando quelli di galleria, evidenziano una stabilità direzionale insufficiente Sono state, dunque, prese in considerazione diverse contromisure, applicabili al velivolo senza modificarne la struttura esistente, che hanno portato alla scelta di aggiungere volume di coda verticale, attraverso un’estensione verticale delle fences che separano elevatori e flap posteriori.
Infine, è stato osservato che, in condizioni di bassa incidenza e elevati angoli di imbardata, la perdita di stabilità direzionale ricontratta in galleria può essere dovuta alla separazione dello strato limite in corrispondenza dell’intersezione tra deriva e ventre dell’ala posteriore. Fermi restando i vincoli della struttura esistente, sono stati valutati diversi
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metodi per incrementare l’energia cinetica del flusso che lambisce la deriva, sia attraverso soffiaggi, sia modificando la zona di intersezione. Quest’ultima soluzione risulta essere l’unica compatibile con la struttura del velivolo e, pur risolvendo solo parzialmente il problema evidenziato, ha fornito risultati soddisfacenti in termini di stabilità direzionale. I risultati del presente lavoro di tesi saranno utili per le prove di volo in programma su un modello a pilotaggio remoto, anch’esso in scala 1:4. In particolare, sarà interessante osservare quale sia l’influenza delle eliche, il cui effetto di soffiaggio della deriva potrebbe migliorarne la capacità stabilizzante. Queste, infatti, sono poste davanti e ai lati della deriva, come mostrato in Figura 153.
Figura 153. Modello a pilotaggio remoto in scala 1:4
Per quanto riguarda lo sviluppo del modello numerico adottato, la procurerà utilizzata per determinare la transizione dello strato limite, fondamentale per l’accuratezza dei risultati, potrà essere studiata in maniera più approfondita con attività di analisi finalizzata anche alla definizione di algoritmi eventualmente implementabili nel codice CFD.
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