Dimensionamento preliminare del segmento di fusoliera di un velivolo Prandtlplane

(1)

Facolt`

a di Ingegneria

Tesi in ingegneria Aerospaziale

Dimensionamento strutturale

preliminare di un segmento di

fusoliera di un velivolo

PrandtlPlane

Candidato: Massimiliano Bernardini

Relatori:

Prof.Ing.Aldo Frediani Prof.ing.Mario Chiarelli Prof.Ing.Eugenio Denti

(2)

Ai miei nonni

A Francesca.

(3)

la presente Tesi ha lo scopo di dimensionare strutturalmente la parte centrale della fusoliera di un velivolo non convenzionale di tipo PrantlPlane. Il se-guente lavoro è partito da una geometria esistente di cui sono stati presi come riferimento per lo studio i seguenti parametri fondamentali: lunghezza delle travi di pavimento ed altezza zona passeggeri.Il seguente lavoro è stato suddi-viso in quattro parti principali: una prima parte in cui si è scelta la posizione dei carrelli ed il loro numero; una seconda di dimensionamento delle travi di pavimento, sia del ponte di carico che del ponte passeggeri,attraverso un codice parametrico implementato con il programma Matlab; una terza parte di studio dell’ordinata,sempre effettuata con un codice parametrico; in fine un’analisi agli elementi finiti con codice Nastran. Si è voluto, quindi, vedere se una configurazione non convenzionale come quella descritta avesse un peso paragonabile od addirittura inferiore alle configurazioni tradizionali.

(4)

In questo giorno cos`ı importante mi `e difficile trovare le parole per esprimere la mia emozione. Desidero quindi con queste brevi parole ringraziare coloro che mi hanno permesso di raggiungere un traguardo cos`ı importante per me e per il mio futuro. In particolare i miei genitori ,persone straordinarie per le quali non basteranno mai le mie parole per esprimere la mia gratitudine per avermi permesso di arrivare a questo punto. Ai nonni ,carissimi, che con il loro supporto hanno contribuito al raggiungimento di questo traguardo.A Francesca compagna straordinaria che mi ha sostenuto in momenti duri e mi ha aiutato a superare periodi di difficolt`a. Desidero inoltre ringraziare il Prof. A.Frediani, professionista nel lavoro e nella vita , grazie al quale ho potuto im-parare tantissime cose e grazie al quale ho potuto arrivare fino a questo punto. Infine, ma non per importanza desidero dire un grazie agli ing. E.Rizzo,ing. T.Acerbi,ing. D.Seni, ing.D.Fanteria per i preziosi consigli e supporti tecnici.

(5)

Sommario III

Ringraziamenti IV

1 VELIVOLO PRANDTL PLANE DA 250 POSTI 1

1.1 Introduzione . . . 1

1.2 La fusoliera . . . 2

1.3 Sezione tipica modificata . . . 5

1.4 Cenni sul posizionamento del carrello principale . . . 9

2 CRITERI DI PROGETTO DEL CARRELLO PRINCIPALE 10 2.1 Stabilit`a a terra del velivolo . . . 10

2.2 Criteri di scelta e tipologia di carrelli . . . 14

3 Progetto principale del carrello principale 18 3.1 Struttura d’attacco del carrello principale . . . 18

3.2 Cinematismo del carrello . . . 28

3.3 Sezione di forza della fusoliera . . . 32

4 Dimensionamento preliminare di un’ordinata 34 4.1 Normative . . . 34

4.2 Schema per determinare momento e taglio sulla fusoliera . . . . 41

4.3 Dimensionamento trave di pavimento del ponte passeggeri . . . 45

4.4 Dimensionamento dello skin e dei correnti . . . 56

4.5 Dimensionamento dell’ordinata di forma . . . 59

(6)

5.2 Preprocessing . . . 67 5.3 Postprocessing . . . 72 5.4 fusoliera . . . 82 5.5 Flessione e taglio della fusoliera per manovre a carico ultimo . . 87 5.6 Postprocessing . . . 89 5.7 Atterraggio su due punti . . . 93 5.8 Atterraggio su un punto solo . . . 99

6 Analisi dei pesi 104

6.1 struttura di attacco del carrello . . . 104

7 Conclusioni 108

(7)

Le previsioni per i prossimi vent’anni indicano che il traffico aereopasseggeri aumenterà di oltre il 5% all’anno, sopratutto nelle medie e lunghe tratte. Il problema della riduzione dei costi e della compatibilità ambientale nel traspor-to aereo sono al centro della politica della Comunità Europea da anni come dal quinto e sesto Programma Quadro. In tale contesto, sono stati definiti i requisiti dei velivoli della futura generazione; tali requisiti sono stati oggetto di numerosi dibattiti e sono stati indicati nel documento Vision 2020 emesso nel 2002 da parte della Advisory Council of Aeronautic Research in Europe scritto nell’Ottobre del 2002.

Questi requisiti possono essere riassunti nei seguenti punti:

1. Riduzione dei D.O.C (Direct Operative Costdi almeno il 30% 2.

3. Riduzione del rumore

4. Riduzione delle emissioni inquinanti da parte dei propulsori 5. Pi`u comfort per i passeggeri

6. Riduzione del tempo di imbarco passeggeri e bagagli di almeno il 10-12% 7. Aumento della capacit`a di carico

8. Possibilit`a di operare con le piste e gli aeroporti gi`a esistenti 9. Riduzione dei D.O.C (Direct Operative Cost

10. Incremento della vita operativa

11. Riduzione degli investimenti iniziali e dei costi di manutenzione 12. Mach di crociera di almeno 0.85

13. Sicurezza attiva e passiva

Il problema della riduzione dei D.O.C, delle emissioni e del rumore pu`o essere affrontato con l’uso di nuove tecnologie che per`o, non possono portare benefici

(8)

essere utilizzati nelle tratte brevi e inoltre, l’aumento di dimensioni `e a sua volta limitato dai regolamenti aeroportuali che impongono un’area occupata dal velivolo non pi`u grande di 80m x 80m.

Quindi questa soluzione si ferma al velivolo Airbus A-380 che ha gi`a raggiunto questi requisiti.

Per quanto riguarda la sicurezza si può pensare alla sopravvivenza dei passeg-geri studiando strutture nuove piu resistenti agli immpatti e alle fiamme. Per ridurre i consumi e quindi le emissioni si può pensare ad uno studio più ac-curato dell’aerodinamica, infatti una riduzione dell’1 della resistenza di attrito farebbe ridurre di 400.000 litri il consumo di un velivolo e quindi circa 5000 Kg di gas nocivi nell’atmosfera.Nei velivoli da trasporto durante la fase di crociera la resistenza è data ,in accordo con Airbus dal 47% dalla resistenza di attrito e dal 43% dalla resistenza indotta; quest’ultima dipende dalla portanza e quindi dalla distribuzione di questa lungo l’apertura alare.Oggi si cercano soluzioni nuove per la riduzione dell’attrito tramite ad esempio l’aspirazione dello strato limite, mentre una possibile soluzione innovativa potrebbe essere lo studio di una aerodinamica non convenzionale.Ed è proprio da questo che nasce l’idea di un velivolo non convenzionale basato, per quanto riguarda l’aerodinamica, sull’idea di Prandtl,secondo il quale il sistema portante con minore resistenza è dato da un wing box chiamato Best Wing System nel quale sono rispettate le seguenti condizioni:

• Stessa distribuzione di portanza sulle due ali • Stessa portanza totale sulle due ali

• Distribuzione a farfalla nella paratia laterale

.

Prandtl dimostrò che quando si presentano le condizioni appena dette la velo-cità dei vortici lungo l’ala è costante ed è nulla quella sulla paratia. Il sistema aumenta la sua efficienza con l’aumento del gap tra le ali.Il rapporto tra la re-sistenza indotta del Best Wing System e l’ottimo del monoplano con la solita portanza è stato pubblicato in un documento (NACA TN 182,1924 ).Questa soluzione fu data con una procedura approssimata ed è stata confermata da

(9)

monoplano con la stessa apertura alare e stessa portanza totale, con i valori del rapporto tra gap e apertura alare nel campo 10-20%.

Lo sviluppo di una configurazione innovativa basata sul criterio di Best Wing

System`e iniziato presso l’Universit`a di Pisa nel 1993; in onore di Prandtl tale

configurazione `e stata definitaPrandtlplane .

Gli studi relativi a tale configurazione hanno condotto ad un progetto nazionale di ricerca, cofinanziato dal Ministero delle Università nel periodo 2000-2002, al quale hanno partecipato cinque Università italiane, coordinate dall’Università di Pisa.

In un lavoro di tesi precedente(Bottoni-Scano), `e stata studiata in via prelimi-nare una configurazione Prandtlplane da 250 posti. Tale configurazione, che verr`a illustrata nel seguito, si caratterizza per una fusoliera del tutto diversa da un velivolo tradizionale.

Infatti, per ragioni aerodinamiche, deve risultare molto pi`u larga e pi`u corta e, dunque, con soluzioni strutturali ad oggi mai sperimentate.

Questa tesi si pone l’obiettivo di studiare, in via preliminare, le implicazioni di tale scelta strutturale. In particolare vengono prese in esame sezioni di fuso-liera; una sezione normale ad una in corrispondenza dei carrelli principali, che vengono progettati a livello preliminare in presenza delle condizioni di carico limite. E’ stato condotto a tale scopo uno studio sulla cinematica del carrello principale ed il dimensionamento della struttura di collegamento di esso alla fusoliera.

Le soluzioni strutturali sono state definite attraverso criteri di minimo peso e, poi, sono state verificate con il metodo agli Elementi Finiti.

(10)

(11)

1

VELIVOLO PRANDTL PLANE DA

250 POSTI

1.1 Introduzione

Lincremento del traffico aereo è supposto in crescita di oltre il 5% all’anno nel prossimo ventennio; specie nelle rotte intercontinentali. Per far fronte a questa crescita nei prossimi venti anni, occorrerà trovare nuove configurazioni in grado di contenere più passeggeri e di fare tratte più lunghe senza scalo, come nel caso del velivolo Airbus doppio ponte A-380. I nuovi velivolo dovranno rispettare nuovi requisiti quali i seguenti:

• Requisiti commerciali :

per ridurre i costi di trasporto si richiede di poter volare con configu-razioni che abbiano meno peso e minore resistenza. Inoltre i passeggeri dovranno volare con un maggiore comfort di quello attuale con pi`u spazio disponibile, meno vibrazioni, maggiore possibilit`a di movimento.

Per i velivoli di grandi dimensioni, sarà richiesta anche la possibilità di diminuire i tempi di imbarco esbarco di passeggeri e merci. La velocità di crociera, è come quella attuale, circa mach 0.85.

• Requisiti economici :

I costi operativi diretti dovranno essere ridotti di almeno il 30% nei pros-simo vent’anni.

(12)

nell’am-sostenibile. Una riduzione cos`ı elevata dei D.O.C non sembra compatibile con le attuali configurazioni; perci`o sullo stesso Programma Quadro viene reintrodotta la sfida delle configurazioni innovative. Come gi`a rilevato, la presente tesi si racchiude nell’ambito degli studi sul Prandtlplane, una configurazione innovativa con resistenza indotta minore.

In particolare viene fatto riferimento ad un velivolo da 250 posti la cui configurazione architettonica `e stata studiata nella tesiBottoni-Scanu

1.2 La fusoliera

La fusoliera del prandtlplane `e caratterizzata da una larghezza maggiore di una tradizionale per le ragioni, gi`a esposte in precedenza, per ragioni aerodi-namiche(canale posteriore) e strutturale(distanza sufficiente tra i fin).

ne consegue una fusoliera con 10 posti affiancati, due corridoi ed una lunghezza minore rispetto ad un velivolo tradizionale.

Figura 1.1: disposizione dei sedili

Inoltre , dato che cassone alare dell’ala anteriore ha un’altezza circa met`a di un’ala tradizionale, l’ala anteriore attraversa la fusoliera sotto il ponte di carico; in tal modo si rende disponibile la stiva in tutta la lunghezza del velivolo. Allora posizionando due sportelli di carico nella zona anteriore del vano cargo e due nella zona posteriore, `e possibile caricare i containers da una parte e scaricarli dall’altra allo stesso tempo.

Il carrello principale non pu`o essere posizionato in ala; nel caso attuale questi dovranno essere posizionati in fusoliera attraverso delle apposite strutture di attacco. A titolo indicativo la figura ??illustra una configurazione del vano passeggieri in due classi, per un totale di 258 posti.

(13)

Figura 1.2: vano cargo

Figura 1.3: Aperture laterali del vano cargo

Figura 1.4: Vani per l’alloggio dei carrelli

(14)

La figura 1.2 illustra il posizionamento dei containers nel vano cargo: Si tratta di 32 containers LD3 oppure di 38 containers LD1seguito una figura di riferimento. Nella figura 1.4 `e stata riportata una forma di fusoliera del velivolo in esame. Il velivolo `e stato oggetto di uno sviluppo in cui, partendo da una configurazione iniziale, sono state introdotte numerose modifiche sia nella sezione che nella vista laterale della stessa.

Figura 1.5: Sezione ricavata dalla tesi Bottoni-Scanu

A titolo di esempio la figura 1.5 illustra una sezione di fusoliera, origina-riamente definita in modo da rispettare, per ogni passeggiero una superficie calpestabile ed un volume interno superiori a quelli attuali.

Poichè però lo scopo della presente tesi è la ricerca di soluzioni strutturali per le sezioni di fusoliera e il disegno preliminare dei carrelli principali e della struttura di collegamento degli stessi alla fusoliera, è sembrato ragionevole ri-cercare tali risultati con riferimento ad una configurazione che risultasse il più possibile critica dal punto di vista degli ingombri, stress ed aerodinamica. tale configurazione corrisponde a quella in cui i volumi e le superfici disponibili sono simili a quelle dei velivoli convenzionali. In questo modo si ovvia anche al problema di non poter fare confronti fra la soluzione proposta e quella tra-dizionale, in termini di peso strutturale.

In tale contesto `e stato intrapreso una studio per modificare la sezione di fu-soliera, in modo da mantenere lo stesso numero di passeggieri per ogni fila e lo stesso numero di containers compatibili con gli standard attuali.

(15)

Ciò ha comportato una riduzione delle dimensioni dei seggiolini e dei corridoi rispetto alla versione ’grandi spazi’ iniziale; ne è derivata una conseguente ri-duzione della superficie bagnata. Il risultato di tale studio ha condotto alla definizione di una soluzione tipica che sarà illustrata nella figura seguente:

Figura 1.6: Sezione ricavata dallo studio di ottimizzazione

1.3 Sezione tipica modificata

La sezione tipica di fusoliera è stata modificata con lo scopo di ridurre gli spazi(superfici,volumi)a quelli dei velivolo attualmente in servizio. Le modi-fiche effettuate hanno condotto, attraverso varie fasi, ad una soluzione in cui la lunghezza della trave di pavimento è diminuita , la superficie bagnata è stata ridotta, la collocazione di passeggieri e di containers è rimasta invariata. La sezione studiata è composta da tre tratti di circonferenza ciascuno raccordato con derivata continua (al contrario della sezione iniziale). Nella figura seguente è riportata la sezione in esame con i vari centri.

Per avere un’idea della differenza delle due sezioni riportiamo di seguito una tabella, nella quale riassumiamo i dati fondamentali delle due sezioni.

(16)

conve-−2000 −1000 0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 −3000 −2000 −1000 0 1000 2000 3000 LARGHEZZA ALTEZZA SEZIONE DELL’ORDINATA

Centro della sezione

inferiore Centro della sezione laterale

Centro della sezione superiore

Sezione inferiore

Sezione laterale Sezione superiore

5400 mm

3300 mm

Figura 1.7: Sezione della nuova fusoliera

Sezione Vecchia Sezione Nuova

Larghezza massima dell’ordinata 7 [m] 6.6 [m]

Altezza massima dell’ordinata 6.4 [m] 5.4 [m]

Lunghezza dell’ordinata 22 [m] 20 [m]

Lunghezza passenger beam 7 [m] 6.6 [m]

Lunghezza cargo beam 4.6 [m] 4.3 [m]

Superficie bagnata 894 [m2_] _{800 [m}2_]

Tabella 1.1: Differenze tra la sezione nuova e vecchia

Riportiamo per completezza nella figura 1.8 le due sezioni sovrapposte per avere un confronto diretto tra le due.

(17)

Figura 1.8: Confronto grafico tra le due sezioni

Passiamo ora alla figura 1.9 nella quale viene illustrata la disposizione dei passeggieri relativa alla nuova sezione.

(18)

Per completezza riportiamo anche la disposizione dei containers

Figura 1.10: Disposizione dei passeggieri e degli LD3

Possiamo passare a questo punto ad un confronto tra il Prandtlplane e veli-voli della stessa classe come ad esempio Boeing-767/300 e Airbus A330/200 ;vediamo in una tabella riassuntiva i confronti:

Valori Prandtlplane Boeing 767/300 Airbus A330/200

Numero passeggieri 256 260 290

Altezza fusoliera 5.4 m 5.41 5.64

Larghezza fusoliera 6.6 m 5.03 5.64

Lunghezza fusoliera 46 m 54 m 63 m

Superficie fusoliera 800 m2 _{800 m}2 _{984 m}2

(19)

1.4 Cenni sul posizionamento del carrello

prin-cipale

Il carrello principale, nella configurazione Prandtlplane non pu`o essere posizio-nato, come un normale impianto in ala ma deve essere posizionato in fusoliera con apposite gondole laterali alla fusoliera stessa.

A tale scopo `e stato avviato uno studio (argomento principale di questa tesi)per definire una soluzione strutturale sia del carrello stesso che della struttura di attacco.

Lo studio citato in precedenza richiede i seguenti aspetti:

• le normative riguardanti le manovre a terra

• la scelta di una configurazione dei carrelli alla luce delle normative, in

modo da minimizzare gli ingombri laterali della gondola.

• La scelta della cinematica del carrello e la verifica di compatibilit`a con

il velivolo.

• Il disegno strutturale preliminare del carrello.

• Il progetto preliminare della struttura di attacco e della sezione relativa

(20)

2

CRITERI DI PROGETTO DEL

CARRELLO PRINCIPALE

2.1 Stabilit`

a a terra del velivolo

Nel velivolo Prandtlplane in oggetto il carrello principale, deve soddisfare i requisiti di stabilità a terra dettati dalle normative.Inoltre il carrello, ed in particolare la sua struttura di attacco non dovranno interrompere il ponte di carico in modo da mantenerne la continuità.La posizione più arretrata del car-rello sarà riferita alla posizione del baricentro del velivolo che è stata stimata, nella Tesi Bottoni-Scanu a 23 m dal ’naso’ del velivolo. Per verificare i requi-siti di stabilità a terra ci siamo serviti di un codice sviluppato con software

matlab che ottimizza la posizione del carrello rispetto al baricentro, attraverso

un ciclo iterativo che calcola ogni iterazione la posizione del baricentro e ne verifica l’angolo di seduta. Dopo questo calcolo il dato va ad inserirsi in un codice iterativo che ottimizza l’angolo di turn over per mezzo della carreggia-ta, ovvero per ogni iterazione la carreggiata aumenta di una quantit`a definita in precedenza e calcola l’angolo fino a che questo non rispetta la normativa. In ultima analisi viene fatta la verifica dell’equilibrio a terra considerando le forze agenti sui carrelli e controllando che il rapporto tra la forza agente sul carrello anteriore e il peso entri in un certo range. Questo viene verificato sempre attraverso un codice iterativo che utilizza i dati precedenti e quindi ne ottimizza i valori verificando che con questi sia rispettato l’equilibrio. Alla fine di questa analisi avremo verificato i requisiti ottenendo anche la posizione e l’altezza del carrello.

(21)

1. verifica nel piano laterale angolo Φ

La posizione del carrello deve garantire una sufficiente distanza tra il suolo ed il motore,per evitare impatti con la pista in caso di inclinazione laterale durante la manovra di decollo o di atterraggio.

Figura 2.1: Stabilit`a laterale

Con riferimento alla figura 2.1possiamo esprimere l’altezza del motore dal suolo HE tramite le seguenti espressioni:

HE = (YE − YLG)(tan Φ) (2.1)

YLG= (X − YE)(tan Γ ) (2.2)

Quindi possiamo scrivere che:

Φ = atan( HE

YE− YLG

) (2.3)

Nel caso in esame: fi=28◦

quindi il primo requisito `e stato verificato in quanto la normativa prevede che questo sia sempre > 8◦

(22)

sua posizione estrema posteriore )con il punto medio di contatto tra i pneumatici del carrello principale e il suolo e la retta verticale passante per l’asse del carrello stesso. Questo angolo `e legato a quello di seduta della fusoliera. Per garantire che la coda del velivolo non vada a contatto con la pista durante la rotazione nella fase di decollo e che non si verifichi una eccessiva tendenza ad abbassare il muso in atterraggio, l’angolo deve essere maggiore di 15 gradi. Angoli maggiori non sono usati in quanto questo comporterebbe una riduzione di spazio in fusoliera. Concluden-do,il carrello principale deve sempre trovarsi sufficientemente dietro il baricentro in qualsiasi assetto.

Riportiamo nella figura seguente quanto detto

Figura 2.2: Angolo di seduta

Per effettuare questa verifica si ricorre alle seguenti formule.

XLG= (XCG+ ZCG)(tan β) (2.4)

β = atanXLG− XLG

ZLG

(2.5)

Nel caso in esame: beta=16◦

quindi il secondo requisito `e verificato 3. verifica dell’angolo di turn over Ψ

La verifica di tale angolo ci permette di valutare la stabilit`a del velivolo nel percorrere i raccordi aeroportuali durante la fase di taxing al suolo.

(23)

Riportiamo una figura per la migliore comprensione dei simboli.

Figura 2.3: Angolo di turnover

Questa verifica viene effettuata tramite le seguenti espressioni:

α = atan(YLG d ) (2.6) c = bn(sin α) (2.7) α = atan( c ZCG ) (2.8)

4. verifica all’equilibrio al suolo

Tale verifica ha come obiettivo accertare che non si abbiano carichi trop-po elevati o troptrop-po piccoli sul carrello anteriore.

infatti, se il carico fosse troppo elevato, nascerebbero problemi struttu-rali, mentre se fosse troppo scarico il velivolo non potrebbe manovrare correttamente a terra. Indicando con W il peso totale dell’aereo, con Fm1 e Fm2 i carichi agent1 sui carrelli principali,con Fn quello agente sul carrello anteriore, con b1 la distanza tra la posizione estrema poste-riore del baricentro e l’asse verticale del carrello anteposte-riore, b3 la distanza tra la posizione estrema posteriore del baricentro e l’asse verticale del

(24)

car-intermedio.

Figura 2.4: Equilibrio al suolo del velivolo

Eseguendo il calcolo dell’equilibrio con i simboli indicati nella figura 2.4 otteniamo il seguente risultato.

Fn/W=0.09

Quindi la condizione di equilibrio `e stata rispettata. vediamo tramite una tabella riassuntiva i valori ottenuti:

Valore ottenuto requisito

angolo φ 19◦ _{> 8}◦

angolo β 16◦ _{> 15}◦

angolo ψ 35◦ _{< 55}◦

Fn/W 0.09 0.08 < F n/W < 0.15

Tabella 2.1: Valori di riferimento per il centraggio

2.2 Criteri di scelta e tipologia di carrelli

Nel precedente paragrafo sono stati verificati i requisiti di stabilità a terra del velivolo e quindi la posizione del carrello principale.In questo paragrafo viene individuata la tipologia di carrello più utile per il nostro velivolo.Questa scelta è condizionata da diversi fattori tra cui il carico agente sul carrello e la dimen-sione delle ruote.

(25)

I due fattori di cui sopra sono legati tra loro direttamente, in quanto la dimen-sione delle ruote dipende dal carico che agisce su di esse.L’importanza della dimensione delle ruote è data dal fatto che i nostri carrelli non sono alloggiati all’interno dell’ala ma all’interno di SPONSON laterali. la tipologia del velivo-lo rende possibile introdurre un carrelvelivo-lo principale con più gambe, in modo da ripartire maggiormente il carico totale di progetto ( in realtà tale proprietà non apparirà evidente in questo lavoro, poichè non verrà dimensionato il carrello sulla base del sistema massa, molla, smorzatore).Tale scelta implica la possibi-lità di utilizzare ruote con diametro inferiore al passo delle ordinate. Il carico su un carrello è stabilito , sulla base della normativa FAR25 SUBPART-B, dal valore seguente ,relativo ad un atterraggio su una ruota.

Il peso che andremo a cosiderare `e il peso al decollo del velivolo che per la nostra configurazione `e stimato in:

W to = 210000Kg

Carico = 0.8 · 1.1 · Wto · 0.75 (2.9)

Che nel nostro caso `e pari a: Carico=138000 Kg

Il carico `e stato stabilito anche sulla base della condizione di atterraggio, ov-vero quella pi`u gravosa in cui il velivolo debba rientrare subito dopo il decollo per una qualsiasi avaria.

Sono state studiate varie soluzioni preliminari: infine la scelta `e stata quella di introdurre 4 carrelli, 2 per lato, ciascuno con 4 ruote per un totale di 16 ruote. Con tale scelta il carico per ruota risulta essere:

Caricoruota = 11200Kg

Allora, `e stata operata la scelta dei pneumatici sulla base di tale carico. Dal catalogo Engineering data of Michelin risulta che il pneumatico da adottare ha un diametro di 30inches ed una larghezza di circa 200 mm. Tali dimensioni risultano compatibili con il passo delle ordinate. Di seguito ripor-tiamo delle tabelle riassuntive dei valori ottenuti:

Stabilite queste grandezze possiamo vedere anche uno schema del carrello quotato.

(26)

Altezza del carrello 2130 mm Numero di ruote 4 per gamba

Numero di carrelli 4

Tabella 2.2: Caratteristiche del carrello

Diametro del pneumatico 760 mm Altezza del pneumatico 230 mm Pressione di gonfiaggio 360 psi

(27)

(28)

3

Progetto principale del carrello

principale

Nel precedente capitolo abbiamo parlato di quali sono i criteri di scelta dei carrelli,ed inoltre abbiamo accennato all’importanza della travatura di attacco del carrello,che verr`a descritta in dettaglio in questo capitolo.

3.1 Struttura d’attacco del carrello principale

La struttura di attacco deve essere di facile realizzazione e con la possibilit`a di rendere facilmente accessibili ed allocabili gli elementi che compongono l’im-pianto del carrello(idraulico ed elettrico).Lo schema della soluzione adottata `e illustrato nella figura.

La struttura è un’insieme di travi a mensola con anima e flangie Come si osserva dalla figura 3.1 sono state introdotte due travi scatolate alle estremità ed una trave centrale fra le due gambe del carrello le tyravi scatolate alle estre-mità e la trave centrale sono collegate alla trave longitudinale alla quale sono collegate anche le gambe del carrello ed i controventi longitudinali relativi. Ciascuna gamba è collegata alla strutturaper mezzo di una cerniera, che si connette a due false mensole, collegate al rivestimento superiore, e sulle quali sono poste i perni di controvento laterale del carrello. Si tratta dunque di elementi atti a diluire gli sforzi concentrati come flussi di taglio. Per il dimen-sionamento della struttura, i carichi di riferimento sono quelli per carrello in condizioni di atterraggio dopo il decollo per avaria. non essendo possibile a questo livello un’indagine sulla dinamica del carrello si assumono le condizioni

(29)

Figura 3.1: struttura di attacco

relative alle normative FAR25 SUBPART-B.

• 75% Del carico normale alla pista

• 40% Del carico precedente come carico frontale • 25% Del carico normale come impatto laterale

Per il dimensionamento della struttura, in accordo con quanto descritto in precedenza, il carrello `e supposto appartenere ad una struttura alare e collega-to ad una centina di forza,la quale `e irrigidita da travi collegate alla fusoliera tramite un’altra struttura irrigidita.

(30)

Figura 3.2: Trave di attacco del carrello

.

Per ottenere un dimensionamento preliminare della trave di attacco `e sta-to risolsta-to il problema descritsta-to nella figura precedente, risolvendo il problema iperstatico con indicate le incognite iperstatiche R1,R2,R3. I diagrammi del momento flettente e del taglio sono riportati nelle figure seguenti:

\ _{(MEKVEQQEHIPQSQIRXSJPIXXIRXI} 0YRKLI^^E?QQA 1 S Q I R XS J PI XX I R XI ? / K Q Q A 4YRXSHMETTPMGE^MSRIHIPGEVMGS

(31)

\ _{8EKPMSHIPPEXVEZI} 0YRKLI^^E?QQA 8 E K PMS ? / K A 4YRXSHMETTPMGE^MSRIHIPGEVMGS

Figura 3.4: Taglio della trave di attacco

Dai calcoli analitici condotti risulta:

•

M max = 1.4∗107_Kgmm _(3.1)

•

T max = 11.6∗104_Kg _(3.2)

La sezione della trave `e stata condotta per via preliminare a partire dai dati di momento flettente e taglio massimo di cui sopra. Il dimensionamento `e stato condotto per via numerica fissando il valore dell’altezza della trave. Per ogni valore di h, la tensione ed il momento d’inerzia sono stati calcolati con le formule seguenti:

σ = (Mmax

(32)

dove I = ((d + tf l)b 3 12 ) + ( d(b − 2tan)3 12 ) (3.4)

I simboli usati sono evidenti nella figura seguente:

Figura 3.5: sezione della trave di attacco

e sono stati assunti come parametri ed il loro valore ottimizzato con una procedura sviluppata con codice Matlab 6.5.1.

Il procedimento di ottimizzazione ha condotto ai seguenti risultati:

• h=600 mm • b=100 mm • tf langia = 4mm

(33)

Dai quali si ottiene:

•

I = 9.8∗107_mm4 _(3.5)

•

σ = 42Kg/mm2 (3.6)

La procedura prosegue a questo punto con il calcolo delle tensioni generate dal Taglio massimo atraverso le seguenti relazioni:

• τzx= T max · H · x 2 · Ix (3.7) • τzy = ( T max 2 · Ix) · (b · h + ( h2 4 − y 2₎ _(3.8) .

(34)

Riportiamo per completezza anche gli andamenti:

Figura 3.6: andamento delle tensioni τzxeτzy nella sezione

Stabilite le dimensioni preliminari della trave di attacco, si dimensiona la struttura con schemi semplificati rimandando la verifica con il calcolo agli ele-menti finiti.

La copertura superiore viene dimensionata riguardo alla stabilit`a a compres-sione; a tale riguardo `e stato condotto uno studio di minimo peso per il calcolo dello spessore dello skin e degli irrigidimenti ottenendo i seguenti risultati:

(35)

7GLIQEHIPPEGSTIVXYVEIHIPPkMVVMKMHMQIRXS 0YRKLI^^E?QQA E PX I ^^ E ? Q Q A

Figura 3.7: Schema del pannello e del suo irrigidimento

Vediamo inoltre nella tabella seguente le dimensioni in dettaglio:

PARTICOLARI VALORE NUMERICO

Larghezza del pannello 1800 [mm]

Spessore del pannello 3 [mm]

Altezza del corrente 120 [mm]

Larghezza flangia 36 [mm]

Peso del pannello 10 [Kg]

Peso dello stringer 1.6[Kg]

Tabella 3.1: Caratteristiche del pannello

(36)

(37)

Figura 3.9: Baie che costituiscono la struttura

Possiamo notare dalle 3.8 e 3.9 che la struttura stessa risulta essere molte volte iperstatica quindi di difficile risoluzione attraverso un modello mate-matico.Per questo motivo si prenderanno gli irrigidimenti come travi singole e quindi calcolate con un certo errore.Prendiamo quindi in cosiderazione le singole travi che compaiono nella struttura e diamogli un primo dimensiona-mento. carico.Per comprendere meglio come `e fatta la struttura nello spazio riportiamo di seguito un’immagine che la rappresenta:

Le travi di irrigidimento subiranno quindi flessione e taglio e per dare un primo dimensionamento possiamo considerare proprio questi valori delle rea-zioni come carichi agenti sulle travi stesse.

Abbiamo fatto quindi un primo dimensionamento e questo verr`a verificato in seguito con un’analisi FEM.Possiamo dire comunque che essendi i momenti flettenti molto alti dovremmo sicuramente avere un momenti d’inerzia molto grande. Questo significa avere le masse molto lontane dall’asse neutro e quin-di nel nostro caso il materiale verr`a spostato sulle flangie delle travi e non sull’anima.

(38)

3.2 Cinematismo del carrello

Insieme alla struttura di attacco `e stata studiata la cinematica del carrello. Data la configurazione in esame, sono state esaminate varie possibili configu-razioni, dato che non esistono casi analoghi al precedente. Infine, `e stata scelta una soluzione derivata da quella relativa al velivolo L-1011 TRISTAR.

Per adattare questa soluzione al velivolo in esame sono stati studiati gli spazi disponibili all’interno della travatura in modo da garantire l’alloggio del car-rello e del suo cinematismo. la struttura ha un’altezza alla radice di oltre un metro e quindi esiste lo spazio in altezza per per posizionare l’attacco e l’at-tuatore.

Sono stati studiati poi gli atti di moto nelle varie fasi di apertura e chiusura per definire le varie lunghezze degli organi che compongono il cinematismo stesso. Tali analisi sono state condotte con un il software CATIA. Dopo diversi ten-tativi si `e giunti ad una dimensione finale, il cui schema viene riportata nella figura seguente

(39)

Dopo questa fase preliminare di studio bidimensionale `e stato realizzato un disegno tridimensionale con programma CATIA V5 R12 attraverso il quale siamo riusciti a simulare il cinematismo, di cui riportiamo di seguito le varie posizioni.

Figura 3.11: Carrello completamente estratto

(40)

Figura 3.13: Carrello completamente retratto

Nel seguito vengono illustrati alcuni particolari a livello di soluzione pre-liminare. In figura 3.14, si vede l’attacco della gamba,attraverso il quale si scarica la maggior parte del carico verticale.

Figura 3.14: Attacco gamba del carrello

Il perno è collegato ad una elemento intermedio , una struttura ’scatolare’, con la quale il carico viene distribuito come flusso di tensione. ’la scatola’ di cui sopra si collega sia alla trave alla trave che alle mensole di irrigidimento, le quali serviranno anche per l’attacco del puntone laterale.Il collegamento rappresentato è in fase preliminare e quindi necessiterà di alcune modifiche come ad esempio una piastra di rinforzo posteriore oppure di una zona di separazione tra i due materiali che compongono la trave e l’attacco, infatti la travatura è fatta in lega di alluminio 7075 e l’attacco è fatto in Acciaio o Titanio. La 3.15 mostra un’immagine schematica dell’attacco longitudinale che permette il collegamento tra il puntone e la struttura, ma soprattutto

(41)

ne permette la rotazione attorno all’attacco stesso. Questo avviene perch`e per prima cosa l’asse di rotazione ha la stessa quota di quello della gamba e secondo utilizziamo un giunto cilindrico per permettere il moto:

Figura 3.15: Attacco longitudinale

In ultima analisi vediamo come collegare gli attacchi laterali del carrello alle mensole di titanio che funzionano anche da irrigidimento:

(42)

3.3 Sezione di forza della fusoliera

In questa parte del capitolo ci occupiamo di mostrare la sezione di forza della fusoliera, ovvero la parte a cui viene collegata la struttura di sostegno del car-rello.

Una considerazione importante che va fatta riguarda come la struttura e la fusoliera vengono collegate. Il collegamento a taglio viene fato tramite delle piastre che si prolungano dalle paratie di pressurizzazione e quello a flessione viene fatto con le ordinate di forza che sono state dimensionate adeguata-mente.Lasequenza di attacco sar`a la seguente:

Come prima cosa dobbiamo considerare le superfici che andranno a contatto lavorate con una rugosit`a superficiale adeguata e quindi piuttosto ruvide per garantire un certo attrito.Come seconda cosa le tolleranze che saranno mol-to precise per quesmol-to tipo di collegamenmol-to, ed in fine il collegamenmol-to a taglio sempre per attrito attraverso le piastre sopra citate i cui fori avranno un certo gioco proprio per garantire comunque il fissaggio. A questo punto abbiamo generato una struttura rigida e solidale che ci garantisce una certa sicurezza in fase di atterraggio. Fatta questa premessa vediamo quindi lo schema della sezione.

(43)

(44)

4

Dimensionamento preliminare di

un’ordinata

4.1 Normative

Nel caso di fusoliera di un velivolo pressurizzato, si considerano i carichi se-guenti:

• Carichi in volo • Carichi al suolo • Pressurizzazione

(45)

Un’ulteriore chiarificazione dei carichi `e illustrata nella figura4.1 seguente:

Figura 4.1: schema dei carichi agenti sulla fusoliera

Si definiscono ora, per via preliminare, gli inviluppi di volo in esame. Per lo sviluppo dei suddetti `e stata presa in considerazione un tipo di missione, ipotizzata in [1.1] e illustrata in figura 4.2

(46)

72 /'* P LQ ORLW HU Q P

Figura 4.2: profilo della missione

I dati relativi alla missione sono riassunti nella tabella seguente:

MISSIONE DI RIFERIMENTO

Grandezza valore di riferimento

Lunghezza della tratta 6000 nm

Quota di inizio crociera 33000 ft

numero di step 1

Quota dello step 3000 ft

Quota di attesa 1500 ft

Tempo di attesa 30 min

Tabella 4.1: Dati relativi alla missione

(47)

Stabilita la missione si valutano, in accordo alle normative, come ottenere i diagrammi di manovra e di raffica nelle varie fasi della missione.

In figura 4.3 sono riportati i valori delle velocit`a del diagramma di manovra in accordo con leFar25-subpart C 25335

9HORFLWj 9% 9HORFLWjFKHGHYHPDQWHQHUHLOSLORWDLQFRQGL]LRQLGLDULDWXUEROHQWDHGHYHHVVHUH PDJJLRUHGL _      + ⋅ : D9 8 . 9₆ J UHI F 'RYH • 96qODYHORFLWjGLVWDOORDIODSVUHWUDWWL • µ µ + ⋅ = J . • FDJ : ρ µ= • 8UHIqODYHORFLWjGLUDIILFDDOODTXRWDFRQVLGHUDWD 9HORFLWD 9& 9HORFLWjGLFURFLHUHLQFRQGL]LRQLGLQRQWXUEROHQ]DHQRQGHYHHVVHUHLQIHULRUHD 9%8UHI 9HORFLWD 9' 9HORFLWjGLGLYLQJFKHGHYHHVVHUHXJXDOHDFLUFD9F

(48)

Le suddette grandezze variano in funzione della quota, come illustrato nella figura 4.4 )UYMZEPIRXEMVWTIIH:IQW L ? Q A :EVME^MSRIHIPPI:IGSRPEUYSXE : 'IUYMZEPIRXI : (IUYMZEPIRXI

Figura 4.4: VD e VC in funzione della quota

Per quanto riguarda la raffica, la figura 4.5 riassume i valori delle velocit`a relative al diagramma di raffica sempre in accordo con le normative.

3HUOD YHORFLWj9% :JXVWGHYHDYHUHXQYDORUHGLIWVHFILQRDGXQDTXRWDGLIWHGHYH GLPLQXLUHOLQHDUPHQWHILQRDOYDORUHGLIWVHFDGXQDTXRWDGLIW 3HUOD YHORFLWj9& :JXVWGHYHDYHUHXQYDORUHGLIWVHFILQRDGXQDTXRWDGLIWHGHYH GLPLQXLUHOLQHDUPHQWHILQRDOYDORUHGLIWVHFDGXQDTXRWDGLIW 3HUOD YHORFLWj9' :JXVWGHYHDYHUHXQYDORUHGLIWVHFILQRDGXQDTXRWDGLIWHGHYH GLPLQXLUHOLQHDUPHQWHILQRDOYDORUHGLIWVHFDGXQDTXRWDGLIW

Figura 4.5: Velocit`a di riferimento per la raffica

Un volta definite le velocit`a di riferimento, date dalle normative, vengono determinati carichi a cui `e soggetto il velivolo, anch’essi ricavati in accordo alle normative

I carichi dovuti alle raffiche sono dati dalla formula di Pratt:

∆nz = 1 +

Kg · rho · Ude · V · Clα· s

(49)

PD[= Q :WR!OE Q_PLQ ₌₋ :WR Q + ⋅ = PD[ OE:WR QPLQ =− PD[= Q :WROE Q_PLQ ₌₋ Figura 4.6: Carichi dovuti alle manovre

Le altre grandezze necessarie per lo sviluppo degli inviluppi sono riportate di seguito:

Superficie di riferimento 360 m2

CLmaxaldecollo 2.1

CLmaxall0atterraggio 2.4

Definiti gli ultimi parametri abbiamo le informazioni necessarie per lo sviluppo degli inviluppi di volo nelle varie fasi della missione, che vengono illustrati di seguito: -RZMPYTTSMRHIGSPPS )UYMZEPIRXEMVWTIIH:IQW R ^ :WS :W :J :& :% :G :( :WS!QW :W!QW :J!QW :&!QW :%!QW :'!QW :(!QW

(50)

-RZMPYTTSMRGVSGMIVE )UYMZEPIRXEMVWTIIH:IQW R ^ :W _:& :% :' :( :W!QW :&!QW :%!QW :'!QW :(!QW

Figura 4.8: Inviluppo di volo al decollo

-RZMPYTTSMREXXIVVEKKMS )UYMZEPIRXEMVWTIIH:IQW R ^ :WS :W :J :& :% :' :( :WS!QW :W!QW :J!QW :&!QW :%!QW :'!QW :(!QW

(51)

Come si può notare dagli inviluppi, precedentemente descritti, la condizione di carico più gravosa per il PrandtlPlane è quella dovuta alla manovra ( n=2.5) e non dalla raffica.

4.2 Schema per determinare momento e taglio

sulla fusoliera

In questo paragrafo viene definito uno schema statico della fusoliera, nel quale posizionare i carichi in base allo schema seguente:

Figura 4.10: Schema della fusoliera

Lo schema differisce in modo evidente da quello di un velivolo convenzio-nale per il fatto che le ali sono unite fra loro , collegando la parte anteriore da quella posterioredi fusoliera. Nel caso attuale, comunque, la rigidezza fles-sionale della trave di fusoliera risulta maggiore di quella delle ali. In tal caso la trave equivalente alle ali sar`a trascurabile rispetto a quella di fusoliera, e di conseguenza lo schema da utilizzare sar`a quello di figura 4.11.

Tenuto conto delle suddette ipotesi, possiamo considerare la fusoliera come se fosse una trave appoggiata alle ali soggetta ad un carico distribuito. Il carico sar`a dovuto al Payload ,ai carichi concentrati (carrelli), al peso strutturale va-lutato nella tesi diScanu-Bottoni con la procedura Nasaweight.

(52)

Di seguito quindi riportiamo lo schema con i carichi applicati:

Figura 4.11: Schema della fusoliera con i carichi applicati

Dove le grandezze riportate in figura 4.11 hanno i seguenti valori: Dal

Grandezze Valori Wlg1 8400Kg L1 13000mm L2 46000mm Dlg 1800mm Llg 24000mm

Tabella 4.2: Grandezze relative alla trave di fusoliera

precedente schema otteniamo i seguenti andamenti del taglio e del momento flettente Mx:

(53)

\ \ 8 % + 0 -3 Q Q 092+,)>>%()00%*9730-)6%QQ

%PEERXIVMSVI 'EVVIPPS 'EVVIPPSTSWXIVMSVI %PETSWXIVMSVI 8%+0-3(96%28)0%1%23:6%%*%8836)(-'%6-'3

Figura 4.12: Andamento del Taglio sulla fusoliera durante la manovre di pull up

\ \131)283*0)88)28)(96%28)0%1%23:6%%*%8836)(-'%6-'3 092+,)>>%()00%*9730-)6%?QQA QS QI R XS ? / K QQ A %0%%28)6-36) %0%4378)6-36)

Figura 4.13: Andamento del momento flettente sulla fusoliera durante la manovre

di pull up

Si `e poi provveduto anche alla visualizzazione dei diagrammi del taglio e del momento durante la manovre di atterraggio:

(54)

Figura 4.14: Modello utilizzato per la manovra di atterraggio \ _{8%+0-37900%*9730-)6%-2%88)66%++-3} 8 % + 0 -3 ? / K A 092+,)>>%()00%*9730-)6%?QQA '%66)0034378)6-36)

Figura 4.15: Andamento del Taglio sulla fusoliera durante l’atterraggio

Da questi grafici si possono ricavare il taglio ed il momento massimo agenti, i quali vengono riportati di seguito:

Mmaxpullup = 7 · 105Kg∗m

T maxpullup = 1.1 · 105 Kg

Mmaxlanding = 6 · 105Kg∗m

T maxlanding = 1.3 · 105 Kg

Il valore del taglio massimo servirà per il dimensionamento dell’ordinata, mentre il momento sarà utile per calcolare l’indice di carico e quindi l’instabi-lità dello skin.

(55)

\ 1SQIRXS1\?/KQA PYRKLI^^EHIPPEJYWSPMIVE Q S Q I R XS

Figura 4.16: Andamento del momento flettente sulla fusoliera durante durante

l’atterraggio

4.3 Dimensionamento trave di pavimento del

ponte passeggeri

Nel capitolo 1 sono state assunte le dimensioni di riferimento della fusoliera e in particolare, si `e assunto che il ponte fosse largo circa 6,6 metri. Si pu`o osservare che si tratta di una lunghezza di trave molto lunga rispetto ai velivoli tradizionali della stessa capienza. Per questo motivo nello studio della trave sono state analizzate due configurazioni:

• Trave incastrata alle estremit`a

• Trave incastrata alle estremit`a con appoggio centrale

Nel secondo caso il momento flettente all’incastro viene ridotto, con una minore sollecitazione applicata. Nel seguito viene condotto un dimensiona-mento statico preliminare delle due travi; allo scopo di stabilire i pesi relativi alle due configurazioni ed utilizzare quella con peso minore. Il carico applicato per il dimensionamento della trave `e il seguente: La trave di pavimento porta dieci passeggieri in linea di conseguenza il carico sar`a:

Carico = (Npass·90Kg)+(P esosedili)

(56)

Nel seguito riportiamo uno schema per della trave a doppio incastro con il diagramma del momento flettente:

(57)

Figura 4.17: Schema della trave incastrata 0YRKLI^^EHIPPEXVEZI?QA 1 S Q I R XS J PI XX I R XI / K Q 1SQIRXSJPIXXIRXIHIPPEXVEZITEWWIKKIVMMRGEWXVEXEEPPIIWXVIQMXÅ

Figura 4.18: Andamento del momento flettente della trave con doppio incastro

La tensione a cui si fa riferimento nel dimensionamento della trave `e la ten-sione di snervamento, ci`o corrisponde alla assunzione che oltre a questo valore la conseguente formazione di cerniera plastica produce grandi deformazioni della trave di pavimento che si assumono come inaccettabili per la sicurezza dei passeggieri.

Il materiale assunto per la costruzione della trave `e la lega di alluminio 7075-T6, con corrispondente σy = 49Kg/mm2 . Attraverso quindi un calcolo ricorsivo

(58)

Altezza 250 mm Larghezza 75mm Spessore anima 2mm Spessore flangia 3mm Peso 17 Kg momento d’inerzia 2.3 · 107

Tabella 4.3: Caratteristiche della trave passeggieri incastrata alle estremit`a

Lo spessore dell’anima deriva da considerazioni tecnologiche, in quanto la tensione equivalente non `e la massima compatibile con la lega usata:

Infatti risulta: • τzx= T max · H · x 2 · Ix (4.2) • τzy = ( T max 2 · Ix) · (b · h + ( h2 4 − y 2₎ _(4.3) . Da cui si ottiene:

(59)

Taglio 1485 Kg

τzx 1.21kg/mm2

τzy 1.1kg/mm2

Tabella 4.4: Taglio e tensioni agenti sulla trave

La tensione equivalente nell’anima risulta massima per:

σM ises =

q

(3 · (τzx+ τzy)2 (4.4)

σM ises = 13.7Kg/mm2

Si considera ora, per avere un confronto adeguato, la trave incastrata con l’aggiunta dell’appoggiocentrale:

(60)

\ 0YRKLI^^EHIPPEXVEZI 1 S Q I R XS J PI XX I R XI / K Q

Figura 4.20: Momento flettente

(MWXVMFY^MSRIHIPXEKPMSPYRKSPEXVEZI 0YRKLI^^EXVEZI?QQA 8 E K PMS ? / K A Figura 4.21: Taglio

Con le caratteristiche della sollecitazione, descritte in precedenza, ottenia-mo i seguenti risultati:

(61)

Altezza 131 mm Larghezza 45 mm Spessore anima 2mm Spessore flangia 3mm Peso 11.2 Kg momento d’inerzia 3.2 · 106

Tabella 4.5: Caratteristiche della trave passeggeri incastrata-appoggiata

un puntone collegato alla trave.

Come nel caso precedente consideriamo le tensioni nell’anima e confrontandole con la tensione equivalente vediamo anche in questo caso che siamo al di sotto del valore considerato. Questo fatto `e dovuto alla considerazioni tecnologiche

Taglio 800 Kg

σmomflet 8.4Kg/mm

2

τzx 0.8kg/mm2

τzy 1.44kg/mm2

Tabella 4.6: Taglio e tensioni agenti sulla trave con appoggio

La tensione equivalente risulta quindi:

σM ises =

q

(3 · (τzx+ τzy)2 (4.5)

σM ises = 10.2Kg/mm2

Visti i risultati di entrambe le travi si confrontano le soluzioni tenendo conto anche dell’appoggio centrale; esso è un puntone in caso di velivolo a terra, ed aggiungere il suo peso a quello della trave. Il dimensionamento dell’appoggio è stato effettuato attraverso una procedura di minimo peso. Ovviamente per considerazioni tecnologiche non posso considerare i valori ottenuti perchè non sarebbero realizzabili e quindi si è trovato un compromesso tra i valori ed il peso ottenendo i risultati seguenti:

A questo punto si `e passati ad un confronto tra le due soluzioni ottenendo i seguenti risultati:

(62)

Area della sezione del puntone 577mm2

Raggio esterno delpuntone 25mm

Spessore del puntone 4mm

Peso del puntone 3Kg

Tabella 4.7: Caratteristiche dell’appoggio

Trave incastrata Trave incastrata-appoggiata

Altezza della sezione 250 [mm] 170 [mm]

Larghezza della sezione 75 [mm] 50 [mm]

Spessore dell’anima 2 [mm] 2 [mm]

Spessore della flangia 3 [mm] 3 [mm]

Peso 17 [Kg] 11.2 [kg]

Tabella 4.8: Confronto tra le due travi

La procedura appena vista `e stata adottata anche per la trave di carico che `e soggetta ad un carico distribuito di circa 310Kg/m

. Per lo studio della trave cargo viene utilizzato il seguente schema:

Figura 4.22: Schema trave cargo

Da questo valore si ottengono i seguenti andamenti del momento flettente e del taglio:

Date le caratteristiche della sollecitazione `e possibile dimensionare della trave cargo come abbiamo fatto per la trave passeggeri ed otteniamo i seguenti

(63)

\ 1SQIRXSJPIXXIRXI 0YRKLI^^EHIPPEXVEZI?QQA 1 S Q I R XS J PI XX I R XI ? OK Q Q A

Figura 4.23: Momento flettente

8EKPMS 0YRKLI^^EHIPPEXVEZI?QQA 8 E K PMS ? / K A

(64)

risultati: Altezza 75 mm Larghezza 50 mm Spessore anima 2mm Spessore flangia 3mm Peso 5.2 Kg momento d’inerzia 4 · 105

Tabella 4.9: Caratteristiche trave cargo

Sono stati dimensionati a questo punto anche gli appoggi che sono stati schematizzati come nella figura seguente:

Figura 4.25: Puntoni della trave cargo

Anche in questo caso i puntoni sono stati dimensionati attraverso una pro-cedura di minimo peso che in output fornisce risultati non accettabili dal punto di vista tecnologico. Quindi si `e dovuto otimizzare i risultati ottenuti con il peso ottenendo i risultati seguenti:

In questa fase del dimensionamento abbiamo considerato la trave cargo che si trova in una sezione qualsiasi della fusoliera, ovvero lontano dalla zona di attacco dell’ala e della struttura che contiene i carrelli.Nel tronco di fusoliera che contiene i carrelli, la trave sarà diversa poichè dovrà funzionare da irrigi-dimento per sopportare i carichi trasmessi dalla struttura stessa.

(65)

Area del puntone Diametro Spessore Peso

Puntone centrale 452.6mm2 _40mm _4mm _1.5Kg

Puntone intermedio 326mm2 _30mm _4mm _1Kg

Puntone laterale 326mm2 _30mm _4mm _0.8Kg

Tabella 4.10: Caratteristiche dei puntoni

Dovremmo quindi attenerci ad alcuni vincoli per il dimensionamento di quest’ul-tima tra cui, il più significativo, l’altezza. L’altezza della trave è importante perchè questa funziona da interfaccia per l’attacco della struttura che contiene i carrelli.Quindi la nostra trave cargo avrà un’altezza pari a quella che ha la struttura di attacco dei carrelli alla radice ovvero 1100mm. Per il caso in esame utilizzeremo una trave flangiata a doppio T in quanto ci fornisce un momento d’inerzia alto.

Vediamo a questo pun to lo schema utilizzato per il dimensionamento

Figura 4.26: Schema della trave di carico nella zona di attacco dei carrelli

Le dimensioni preliminari di questa trave devono necessariamente essere congruenti con quelle delle travi della struttura di attacco, questo perch`e in caso contrario non si vedrebbero rispettate le tolleranze e gli attacchi. Quindi le travi interessate in questa zona avranno le dimensioni della sezione gi`a definite. Le grandezze anche in questa fase vengono date di prima approsimazione dopo di che andranno raffinate attraverso una analisi agli elementi finiti. Vediamo uno schema nella figura seguente.

Come si pu`o vedere dalla figura 4.25 la trave in parete sottile ha una sezione a doppio T e l’anima irrigidita in quanto questa potrebbe andare incontro ad instabilit`a. inoltre si possono notare le flangie di attacco per il trasferimento del taglio che hanno uno spessore di circa 4mm e sono fatte in modo che la

(66)

Figura 4.27: Puntoni della trave cargo

4.4 Dimensionamento dello skin e dei correnti

Per dimensionare correttamente lo skin e gli irrigidimenti dobbiamo analizzare come lavorano questi elementi.

Lo skin ha una duplice funzione, quella di sopportare i flussi di taglio e le ten-sioni date dalla pressurizzazione. Nel dimensionamento dobbiamo comunque tenere conto anche dell’instabilit`a dello skin stesso e quindi rinforzare questo con degli elementi longitudinali (correnti) opportunamente dimensionati con un criterio di minimo peso. Gli stringer infatti hanno il compito di irrigidire il rivestimento e di impedirne quindi l’instabilit`a.

Tenendo conto di quanto detto sopra abiamo sviluppato un codice di calcolo con il software Matlab 6.5 che ottimizza lo spessore considerando sia la pres-surizzazione che l’instabilità. La nostra fusoliera, come già più volte descritto in questo lavoro, non ha una sezione circolare come accade in molti velivoli in commercio, ma è composta da più tratti di circonferenza che si raccordano con derivata continua come si può vedere nella figura 1.7.

Per lo studio della pressurizzazione abbiamo dovuto adattare le normali proce-dure alla nostra fusoliera in modo da ottenere risultati il pi`u possibile convin-centi. Lo studio poteva essere condotto in due modi: consierare un diametro equivalente oppure studiare la pressurizzazione in ogni singolo tratto di sezione,

(67)

ovvero come se questo appartenesse ad una fusoliera con quel diametro. E sta-to scelsta-to il secondo mesta-todo perchè probabilmente più preciso e più complesta-to. Il codice sviluppato tiene in considerazione, per essere più preciso, anche gli irrigidimenti, quindi dobbiamo conoscere anche le dimensioni di quest’ultimi. Il passo successivo è stato, quindi, quello di integrare nella procedura di pressu-rizzazione quella di minimo peso per il calcolo dell’instabilità, che fornisce sia le dimensioni dello skin che quelle degli irrigidimenti. La procrdura di minimo peso necessita la conoscenza dell’ indice di carico agente sul pannello, il quale deriva dal momento flettente in quel punto. Nella nostra trattazione abbiamo utilizzato il momento flettente massimo calcolato in precedenza e l’indice di carico per un pannello curvo dato dalla formula seguente:

N = 4 · M max

π · D2 (4.6)

dove D rappresenta il diametro della circonferenza a cui appartiene il pan-nello.

Nel nostro velivolo succede la cosa inversa rispetto al velivolo convenzionale infatti risulta compresso nel dorso della fusoliera e teso nel ventre. Per questo motivo la parte pi`u critica risulta essere il tratto superiore della sezione e di conseguenza andremo a sostituire nell’indice di carico il diametro del tratto superiore della fusoliera. Lo sviluppo della procedura ha dato i risultati se-guenti:

Nella figura() vediamo un tratto di pannello con l’irrigidimento adeguato. Come si pu`o vedere l`ıirrigidimento ha una sezione ad omega che conferisce un buon momento d’inerzia pur avendo un’altezza limitata:

Nella tabella successiva vediamo i valori numerici che si riferiscono al tratto considerato :

Lo skin inoltre sar`a soggetto anche ai flussi di taglio agenti e quindi questi andranno ad incrementare lo stato di tensione. Lo spessore calcolato in pre-cedenza andr`a quindi verificato anche in questa condizione. I flussi di taglio vengono calcolati tenendo conto del taglio e del momento torcente massimo agenti sulla struttura. I flussi di taglio vengono trasferiti dall’ordinata allo skin stesso attraverso dei collegamenti rivettati. Questi flussi verranno calcolati nel capitolo seguente dove verranno dimensionate anche le ordinate. Essendo uno studio preliminare considereremo lo spessore calcolato uniforme come anche

(68)

7GLIQEHIPSWOMRIHIPPSWXVMRKIVEPHIPPkETIVXYVE 0YRKLI^^E?QQA E PX I ^^ E ? Q Q A

Figura 4.28: Schema dello skin e del corrente

Grandezze Valori

Momento flettente 7.59Kgmm

Indice di carico 26.83Kg/mm

passo dei correnti 200mm

spessore dello skin 2mm

peso dello skin 12Kg

spessore dello stringer 3mm

altezza dello stringer 60mm

flangie dello stringer 18mm

peso dello stringer 7Kg

Tabella 4.11: Grandezze dello skin e dei correnti

dei pannelli laterali l’indice di carico è molto più piccolo. Per lo studio del pannello inferiore, visto che questo per la maggior parte del volo è in tensione, si dovrebbe tener conto della fatica, cosa che in questa tesi non è stata fatta perchè riguardante uno studio preliminare.

(69)

4.5 Dimensionamento dell’ordinata di forma

Per il dimensionamento dell’ordinata dobbiamo considerare ovviamente le forze che agiscono su di essa. La nostra ordinata come visto in precedenza non ha una forma circolare quindi cosidereremo i vari tratti di curva, in modo parti-colare quelli che rimangono tra i ponti di carico e passeggieri.

Nella presente tesi sono state considerate sia l’ordinata di forma che di forza. Per il dimensionamento dell’ordinata di forma abbiamo considerato il taglio agente su una zona prossima a quella del tagio massimo. Questo avviene perch`e la zona in cui agisce il tagio massimo `e la zona di attacco della struttura del carrello quindi con la presenza di ordinate di forza.

Il valore del tagio necessario richiesto sar`a:

T = 3e4Kg Con il valore precedente possiamo, attraverso la teoria elementare

calcolare i nostri flussi di taglio e utilizzarli per il dimensionamento dell’ordi-nata stessa. I flussi sono stati calcolati con la seguente formula:

q = T aglio

I · Area · R(ϑ) · sinϑ (4.7)

Dove R(ϑ)

(70)

Figura 4.29: Andamento dei flussi sull’ordinata *0977-7900k36(-2%8%(-*361%(96%28)0%1%23:6%%*%8836) * 0 9 7 7 - ( - 8 % + 0 -3 ? / K Q Q A 8)8%?VEHMERXMA

(71)

Definiti i flussi di taglio dobbiamo trovare lo stato di tensione generato e per fare questo utilizzeremo il seguente schema

Figura 4.31: Schema per il calcolo delle sollecitazioni

Come si pu`o notare dalla figura ?? lo schema risulta essere molte volte iperstatico quindi di non facile soluzione, quindi daremo una stima delle di-mensioni basandosi su velivoli convenzionali.

Lo studio fatto in precedenza non è sufficiente per il dimensionamento in quan-to dobbiamo tenere conquan-to anche della pressurizzazione. Lo schema rappresen-tato in precedenza Non è corretto, infatti l’ordinata di forma è un componente strutturale che è collegato allo skin attraverso dei collegamenti che hanno una propria elasticità. Di conseguenza non tutto il carico di pressurizzazione verrà trasferito completamente sull’ordinata. Perquanto detto lo schema adatto sarà il seguente:

(72)

Figura 4.32: Schema per il calcolo delle sollecitazioni dovute alla pressurizzazione

4.6 Dimensionamento dell’ordinata di forza

La parte di fusoliera che `e stata studiata, composta da ordinate di forza, `e soggetta sia a flessione e taglio dovute alla manovra di pullup sia alle forze

dovute alla manovra di atterraggio. Quindi in questo paragrafo sono stati analizzati i due casi descritti in precedenza. Di seguito si riportano i diagrammi dei flussi di taglio agenti sull’ordinata.

(73)

*0977-7900k36(-2%8%(-*36>%(96%28)0%1%23:6%%*%8836)(-'%6-'3 * 0 9 7 7 - ( - 8 % + 0 -3 ? / K Q Q A 8)8%?VEHMERXMA

Figura 4.33: Schema dei flussi di tagio agenti sull’ordinata durante la manovra di

pullup

Per la manovra di atterraggio su di un punto solo lo schema da utilizzare s`ar`a il seguente:

(74)

*0977-7900k36(-2%8%(-*361%(96%28)0k%88)66%++-3 * 0 97 7 - (-8 %+ 0 -3 ? /K Q Q A 8)8%?VEHMERXMA

Figura 4.35: flussi di taglio durante l’atterraggio

Come si pu`o notare dalla figura 4.34 lo schema di calcolo risulta essere piu volte iperstatico, di conseguenza la verifica verr`a eseguita nel capitolo successivo attraverso l’analisi agli elementi finiti.

(75)

5

Analisi agli elementi finiti

In questo capitolo `e riportata un’analisi con software Nastran-patran per il calcolo dello stato di tensione della struttura sotto la condizione di carico relativa alla manovra di pull up a fattore di carico 2.5 per 1.5 ed in atterraggio a fattore di carico 1.15.

Sono stati modellati con l’analisi agli elementi finiti i seguenti sistemi:

• La singola struttura di attacco del carrello • La struttura collegata alla fusoliera

Dato il tipo preliminare di analisi, non sono stati introdotti alleggerimenti locali nelle strutture, le quali sono state modificate durante il lavoro in modo da ottenere valori medi di stress compatibili con materiale utilizzato. Questo processo `e stato lungo e laborioso poich`e sono stati variati numerosi parametri in modo che il peso strutturale risultasse minimo,con i vincoli di cui sopra.

(76)

5.1 Struttura di attacco

La struttura di attacco, come visto in precedenza, `e composta da pi`u parti le quali sono state importate singolarmente dal software CATIA sottoforma di file iges in modo da poter assegnare a ciascuna parte la caratteristica della stessa, quindi geometria,spessore e materiale.

Si riporta di seguito la figura del modello utilizzato per la simulazione:

(77)

Figura 5.2: Vista inferiore del modello

5.2 Preprocessing

Una volta importato il file iges si è proceduto ad una verifica delle superfici ed in particolare, delle normali alle superfici stesse; questo perchè gli elementi che andranno a comporre la mesh sulla superficie abbiano direzioni uniformi e coerenti. Dopo questa verifica è stata sviluppata la mesh della struttura stessa considerando,anche in questo caso,elementi singoli in modo da ottenere una mesh strutturata per ogni gruppo. Si è cercato in questa operazione di ottenere una griglia uniforme in modo che gli elementi (della mesh stessa) di gruppi diversi fossero a contatto tra di loro. In alcuni casi questo non è stato possibile e quindi si è inserito un MPC (Multiple Point Costraint) tramite cui si è unito i nodi che non erano a contatto perfetto. Questo produce nella soluzione, ed in particolare nella visualizzazione delle tensioni, una concentrazione di tensione che rimane ovviamente localizzata. Di seguito si riportano le figure della struttura di attacco con le rispettiva mesh. In totale quindi si è raggiunto un numero di elementi pari a 162194 con una stima dei gradi di libertà intorno a 640000.

(78)

Figura 5.3: Vista superiore della mesh del modello

(79)

Riportiamo di seguito gli spessori dei componenti principali tralasciando di allegarele rispettive mesh.

Componente Spessore flangie Spessore anima Materiale

Trave centrale 6mm 5mm 7075 − T 6

Trave di attacco 5mm 5mm 7075 − T 6

Trave cetrale laterale 5mm 3mm 7075 − T 6

Trave laterale 5mm 3mm 7075 − T 6

Travi a mensola 4mm 4mm Legadititanio

Skin superiore 3mm 7075 − T 6

Skin inferiore 4mm 2024 − T 3

irrigidimenti skin superiore 4mm 2024 − T 3

centina esterna 4mm 7076 − T 6

centina interna 4mm 7076 − T 6

(80)

Conclusa la fase di realizzazione della mesh si `e proceduto all’indiduazione dei vincoli e dei carichi da assegnare. Per quanto riguarda i vincoli `e stata presa in considerazione la posizione della struttura di attacco rispetto alla fu-soliera stessa.

Per capire meglio riportiamo di seguito una figura rappresentativa:

(81)

Figura 5.6: Attacco della struttura alla fusoliera con lo skin superiore

Analizzando attentamente le figure 5.5 e 5.6 si nota come sia le travi che la parte superiore dello skin di copertura sia vincolato alla fusoliera. Per l’analisi quindi della singola struttura si è provveduto a sostituire il resto della fusoliera con un incastro. Questo da una buona approssimazione anche se non tiene conto della rigidezza degli attacchi stessi. Il voncolo di incastro è stato dato in modo da bloccare sia le traslazioni che le rotazioni degli elementi. Dopo la definizione dei vincoli si è passati all’assegnazione dei carichi. Quest’ultimi sono stati presi in accordo alle normative ed a quanto detto nel capitolo 3.

• 75% Del carico normale alla pista (138000Kg)

• 40% Del carico precedente come carico frontale (115000Kg) • 25% Del carico normale come impatto laterale (55000Kg)

(82)

Figura 5.7: Punti di applicazione dei carichi

5.3 Postprocessing

La fase di postprocessing `e stata analizzata visualizzando deformazioni e ten-sioni agenti sulla struttura stessa. Sono stati analizzati quindi i vari compo-nenti della struttura come `e stato fatto nel paragrafo precedente.

Di seguito si riportano alcune visualizzazioni dei risultati, in particolare le tra-vi della struttura stessa le mensole di attacco del controvento del carrello ed infine lo skin che funziona da copertura.