Capitolo I: Introduzione

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Capitolo I: Introduzione

1.1 Linee guida del progetto

Il presente lavoro di tesi riguarda la progettazione, l’analisi e la verifica a fatica di una porzione di fusoliera di un velivolo “new concept” in fase di sviluppo presso Piaggio Aero Industries S.p.A. (PAI). Tale attività si colloca all’interno di un più ampio progetto di ricerca italiano, denominato “Plug & Fly” che punta alla definizione di una architettura tecnologica e costruttiva ottimale per un’intera famiglia di velivoli business di nuova generazione da 6 a 12 posti.

Il lavoro si propone di verificare la qualità delle metodologie di calcolo per lo studio della propagazione di fessure in fusoliera attraverso il confronto con i risultati di prove sperimentali condotte su un barile di fusoliera tipico della soluzione strutturale introdotta.

L’architettura della fusoliera, per rispondere a specifiche esigenze di mercato legate all’abitabilità e al comfort in cabina, prevede l’assenza quasi totale di elementi di irrigidimento longitudinale (soluzione progettuale tipo stringerless) e un passo più fitto tra le ordinate. Con una fusoliera stringerless, di raggio pari a 1110 mm come quella analizzata di seguito, si riesce ad ottenere lo stesso spazio in cabina di una fusoliera che possiede un diametro esterno maggiorato di circa 2.5 inch. I vantaggi, oltre che economici, sono legati essenzialmente all’aerodinamica.

L’aereo oggetto di studio fa parte della classe di velivoli della “Business Aviation” e fa riferimento alla norma europea CS 25.

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______________________________________________________Capitolo I : Introduzione

Come riportato nel paragrafo CS 25.571, “ una valutazione della resistenza, del progetto di dettaglio e della fabbricazione, deve mostrare che rotture catastrofiche dovute a fatica, corrosione o danneggiamenti accidentali, saranno evitate per tutta la durata della vita operativa del velivolo”, inoltre “Questa valutazione deve essere condotta …… per ciascuna parte della struttura che può contribuire a rotture catastrofiche (come le ali, gli impennaggi, le superfici di controllo e i loro sistemi, la fusoliera …)” . La norma indica inoltre che una volta individuati gli elementi principali della struttura l’analisi condotta su ciascuno di essi deve essere supportata dall’evidenza di prove sperimentali.

La filosofia di progetto di riferimento è dunque la Damage Tolerance che, come noto, prevede l’esistenza di difetti iniziali di dimensioni stabilite in zone critiche dei componenti primari e definisce un intervallo sicuro entro il quale la struttura riesce a sopportare un carico non inferiore al carico massimo operativo, anche in presenza di propagazione del difetto. Per queste ragioni l’integrità della struttura per la maggior parte dei velivoli commerciali e militari dipende oggi dalla procedura d’ispezione: bisogna disporre di un buon programma d’ispezione che garantisca l’individuazione della cricca prima che questa raggiunga una lunghezza critica e causi eventi catastrofici.

Oltre ad un efficiente programma d’ispezione, nell’ambito della filosofia di progetto Damage Tolerance rivestono un ruolo fondamentale i metodi teorico-sperimentali della Meccanica della Frattura per valutare l’accrescimento ed il decadimento della resistenza della struttura lesionata.

Entrambi i metodi indicati richiedono una intensa attività di ricerca che permetta di conoscere il comportamento dei materiali e delle soluzioni costruttive.

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1.2 Obiettivi dell’attività numerico‐ sperimentale

La prova di fatica elaborata in questo lavoro di tesi è solo la prima di una campagna di prove sperimentali che saranno sviluppate in futuro.

Le prove a supporto del programma di sviluppo di un nuovo velivolo possono essere classificate come segue:

1. Prove di caratterizzazione dei materiali;

2. Prove di sviluppo (a livello sotto-componenti); 3. Prove di certificazione.

Nel presente lavoro l’attenzione è volta al punto 2; le prove di sviluppo hanno in generale lo scopo di validare, a livello di dettagli complessi, il comportamento delle soluzioni strutturali scelte.

L’obiettivo fondamentale è quello di analizzare il comportamento di una fusoliera pressurizzata con architettura stringerless sottoposta ad un carico affaticante (definito da PAI sulla base di considerazioni derivanti da esperienze industriali) in presenza di un difetto iniziale (posto sull’Upper Panel) e per un numero di cicli definiti in seguito.

Al termine di questa prima attività, la prova proseguirà analizzando, per lo stesso numero di cicli, l’effetto che degli elementi longitudinali di irrigidimento (pad) hanno sulla propagazione della cricca; si vuole cioè valutare l’eventuale comportamento “crack stopper” dei pad integrali.

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In definitiva si preparano, dunque, due diverse soluzioni costruttive per il pannello superiore di fusoliera: pannello in configurazione classica e pannello con pad integrali. In pratica si è progettato il simulacro di fusoliera in maniera tale da rendere possibile l’intercambiabilità dei 2 pannelli superiori e, allo stesso tempo, fare in modo che la restante parte della struttura resista fino alla fine della prova senza incorrere in problemi di fatica.

E’ opportuno sottolineare a questo punto che, nell’ambito di questo progetto, si è scelto di realizzare, e quindi, provare l’intero tronco di fusoliera (e non i singoli pannelli) perché si prevede di valutare contemporaneamente anche la propagazione di una cricca in corrispondenza di un finestrino.

La prova si colloca nelle attività di ricerca e sviluppo del progetto Plug & Fly e risulta di fondamentale importanza per PAI anche per acquisire una certa confidenza con fusoliere stringerless da certificare CS25 (ad oggi infatti non si conoscono velivoli certificati già CS25/FAR25 con architettura stringerless).

L’obiettivo sarà quindi anche quello di verificare la rispondenza dei dati numerici elaborati nel corso di questa tesi con quelli sperimentali ottenuti a seguito della prova e validare così le metodologie utilizzate per estenderle eventualmente all’intera fusoliera o comunque ad altre zone di interesse.

L’attività sperimentale avrà luogo presso gli stabilimenti PAI di Finale Ligure (SV)

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Le attività di progetto, sviluppo, analisi e test sono di competenza PAI mentre la produzione del tronco di fusoliera e delle attrezzature necessarie per la prova sono state affidate alla Marotta A.T. S.r.l., azienda ubicata a Cercola (NA) e specializzata in produzione di componentistica meccanica di precisione dal 1957.

Fig. 1.2 Logo Marotta A.T. S.r.l.

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L’area produttiva dell’azienda copre una superficie di circa 1500 mq, suddivisa in aree di specializzazione: area progettazione, area produzione e area manutenzione.

In definitiva il lavoro di tesi ha consentito di raggiungere i seguenti obiettivi:

⋅ Modellazione FEM e CAD di un test article di fusoliera ⋅ Verifiche statiche e a fatica di ogni componente del test article

mediante procedure standard PAI

⋅ Definizione, modellazione FEM e CAD di una cattedrale di carico per la prova

⋅ Verifiche statiche e a fatica di ogni componente della cattedrale mediante procedure standard PAI

⋅ Determinazione del SIF con diverse procedure e diversi programmi FEM (Nastran, Franc2D, StressCheck) su due soluzioni strutturali dell’upper skin di fusoliera

⋅ Mappatura preliminare degli estensimetri da utilizzare durante

la prova a seguito di analisi FEM.

⋅ Definizione preliminare degli intervalli di ispezione per

l’upper skin