LE MODIFICHE ALLA CONFIGURAZIONE 2.1

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LE MODIFICHE ALLA CONFIGURAZIONE CAPITOLO 2

CAPITOLO 2. LE MODIFICHE ALLA CONFIGURAZIONE

2.1. Interventi Principali sulla Nuova Configurazione

Alla luce di quanto emerso dal capitolo precedente, è stato deciso di rivedere il progetto del velivolo negli aspetti che si sono rivelati più critici, in particolare alle alte incidenze, dove la configurazione ha dimostrato le maggiori lacune. Si sceglie pertanto di privilegiare come requisito principale, la sicurezza e l’affidabilità durante le fasi più delicate della missione: il decollo e l’atterraggio; in tali fasi si ricercano condizioni in cui, possibilmente, gli angoli di deflessione delle superfici mobili siano non eccessivi, garantendo insieme la stabilità e il trimmaggio (che nella configurazione precedente non erano realizzate).

In questa ottica, si è deciso di intervenire inizialmente sulle seguenti caratteristiche della configurazione:

1. Sostituire il profilo utilizzato per le superfici portanti con un nuovo profilo avente un buon comportamento nel campo delle alte incidenze.

2. Modificare il profilo della fusoliera, in modo da renderla più neutra possibile, evitando comportamenti anomali in tutte le fasi del volo.

2.2. Scelta del Nuovo Profilo

Il profilo selezionato nella precedente configurazione, era frutto di una scelta progettuale mirata ad esaltare le caratteristiche del velivolo nel campo delle alte velocità.

Il NACA 64-215, biconvesso asimmetrico, rientra nella categoria dei cosiddetti profili laminari (caratterizzanti la serie NACA 6), aventi la capacità di mantenere uno strato limite laminare in un ristretto range di Cl, generalmente corrispondente alla fase di crociera. In figura 2-1 è riportata la polare caratteristica per questa tipologia di profili, dove è visibile la zona piatta relativa al comportamento laminare.

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Figura 2-1 Andamenti tipici delle polari per le serie NACA 4,5,6

Le curve A e B in figura 2-1 sono relative, rispettivamente alla serie NACA-4 e NACA-5, mentre la curva C è relativa alla serie NACA 6; nella figura 2-2 è illustrato lo schema del profilo NACA 64-215.

Figura 2-2 Profilo NACA 64-215

Uno dei problemi principali della serie NACA 6 [5] è rappresentato dalla eccessiva sensibilità ad errori di fabbricazione ed alla rugosità superficiale, che viene alterata normalmente dagli agenti atmosferici inquinanti, precludendo così il raggiungimento delle ideali condizioni di funzionamento.

Nel caso attuale, in cui lo sviluppo della configurazione si fonda anche su prove di volo di modelli in scala, un profilo dalle caratteristiche così sensibili ad errori geometrici non appare una buona scelta.

Nella costruzione di un modello in scala, in particolare, la corretta riproduzione del profilo alare è un requisito fondamentale per la verifica delle caratteristiche aeromeccaniche e aerodinamiche; le ridotte dimensioni legate alla scala aumentano la possibilità di errori nella corretta riproduzione della

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configurazione. Ciò vale soprattutto nel caso dei profili caratterizzati da geometrie particolarmente complesse, in cui le corde sono molto piccole e il mantenimento di un elevato livello di confidenza con i calcoli effettuati, durante la fase di progettazione preliminare, risulta difficile.

Il nuovo profilo sarà quindi il risultato di un compromesso in termini di prestazioni e semplicità costruttiva. In figura 2-3 si riportano le tipologie di profili largamente impiegate nel campo aeronautico.

Figura 2-3 Principali famiglie di profili

Dal confronto fra alcune delle principali configurazioni presenti sul mercato ultraleggero [6],[7],[8], è possibile riscontrare una forte tendenza nell’utilizzazione dei profili piano convessi ad alti spessori percentuali. A titolo di esempio si riportano le immagini di due velivoli molto diffusi che utilizzano questo genere di profili: lo Skyarrow prodotto da Iniziative Industriali Italiane e l’Ibis della francese Dyn’Aero.

Figura 2-4 Il velivolo Skyarrow

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Figura 2-5 Il velivolo Ibis

Caratterizzati da una notevole semplicità costruttiva, i profili piano convessi, possiedono un “nose” ad elevato raggio di curvatura, che permette di raggiungere lo stallo dolcemente, aumentando così i livelli di sicurezza in quelle situazioni in cui il pilota non possiede un’elevata esperienza nel volo. Un’ulteriore caratteristica è la bassa escursione del centro di pressione al variare dell’incidenza, con positivi effetti in termine di margine di stabilità.

Rispetto ai biconvessi asimmetrici, si nota un innalzamento del coefficiente di resistenza, accompagnato da un momento picchiante più accentuato nelle condizioni di basso CL ovvero di alta velocità; il comportamento alle alte incidenze risulta invece migliorato, permettendo di raggiungere valori più elevati di CLMAX e di angolo di stallo.

Fra i profili piano convessi largamente utilizzati, troviamo il Göttingen 398 rappresentato in figura 2-6. Sviluppato in Germania nel 1919, insieme al Clark Y è stato il capostipite della serie NACA 4. Attualmente la sua diffusione è riscontrabile in varie configurazioni nel campo ULM, fra cui Skyarrow e Ibis menzionati precedentemente.

Figura 2-6 Il profilo GOE-398

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Mediante l’utilizzo di dati disponibili in letteratura, relativi a prove di galleria a Re=3100000 ([9], [10], [11]), è stato eseguito un confronto fra le prestazioni dei profili GOE-398 e NACA 64-215.

Coefficiente di Portanza

-1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5 2

-15 -10 -5 0 5 10 15 20 25

Alpha [deg]

Cl

64-215 Goe-398

Figura 2-7 Andamento dei coefficienti CL(α)

Nella figura 2-7 vengono confrontate le curve relative ai coefficienti di portanza; da esse si osserva che il comportamento del GOE-398 è superiore nel campo delle alte incidenze poiché, oltre all’aumento del coefficiente di portanza massima è presente una zona piatta in corrispondenza della regione di stallo.

Questa ultima caratteristica conferisce al profilo elevate qualità in termini di sicurezza nel campo delle alte incidenze poiché viene evitato l’improvviso decadimento del coefficiente di portanza una volta raggiunta l’incidenza di stallo.

Nella successiva tabella 2-1 si riportano le principali caratteristiche emerse dal confronto delle curve di portanza dei due profili.

GOE-398 NACA 64-215 Unità

Clmax 1.65 1.357 [---]

Stallo

α _16.8 _13.8 _[deg]

dCldα 6.018 6.019 [1/rad]

Tabella 2-1

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Il confronto fra le curve di momento dei due profili può essere condotto con riferimento alla figura 2-8; da essa si può dedurre che nel campo di incidenza [-10,+10] deg, il profilo piano convesso (GOE-398) presenta un comportamento picchiante mediamente più marcato del biconvesso asimmetrico (NACA 64-215).

Ciò comporta un azione correttiva per trimmare il velivolo che deve essere più pronunciata nel caso del GOE-398, pertanto il NACA 64-215, da questo punto di vista, ha un comportamento migliore del GOE-398.

Coefficiente di Momento [Polo: c/4]

-0.18 -0.16 -0.14 -0.12 -0.1 -0.08 -0.06 -0.04 -0.02 0

-20 -10 0 10 20 30 40

Alpha [deg]

Cm

GOE-398 64-215

Figura 2-8 Andamento dei coefficienti CM(α) Polare

0 0.005 0.01 0.015 0.02 0.025 0.03 0.035 0.04

-1 -0.5 0 0.5 1 1.5 2

Cl

Cd

GOE-398 65-215

Figura 2-9 Andamento delle polari dei profili

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In figura 2-9, dal confronto delle polari, emerge l’aspetto principale che contraddistingue la famiglia dei profili laminari, ovvero la capacità di ridurre la resistenza nel campo dei valori di Cl caratteristici della fase di crociera; si osserva infatti una superiorità di efficienza del profilo biconvesso asimmetrico su quello piano convesso nel campo delle alte velocità.

In questa fase dello sviluppo del velivolo ULM Prandtl Plane, come già ricordato, si vuole privilegiare la sicurezza del volo e, in questo contesto, ricavare configurazioni con velocità di atterraggio inferiori a quelle dei velivoli tradizionali anche a scapito (in questa fase) delle prestazioni in alta velocità. Per tale motivo nella presente fase della ricerca si adotterà il profilo GOE-398 per la realizzazione delle ali. Tale scelta è giustificata dal fatto che le caratteristiche del profilo GOE- 398, pur in presenza di maggiore effetto picchiante, appaiono pienamente soddisfacenti alla luce delle osservazioni seguenti:

1. Il comportamento ad alte incidenze è superiore al NACA 64-215.

2. L’avvicinamento allo stallo avviene in maniera graduale evitando improvvise variazioni del coefficiente di portanza.

3. La polare, nonostante presenti una traslazione verso zone di maggiore resistenza, mostra un buon comportamento del profilo in un ampio range di Cl.

4. Come si evidenzierà nel seguito, il profilo GOE-398 presenta un buon comportamento in presenza di Plain Flap fino ad angoli elevati di deflessione.

Alle precedenti considerazioni di carattere aerodinamico, si aggiunge la ulteriore importante condizione che la geometria dei profili piano convessi è più facilmente riproducibile dal punto di vista tecnologico; a maggiore ragione nel caso dei modelli volanti con corde scalate.

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2.3. Analisi del Profilo GOE-398 Ipersostentato

In previsione di uno studio dell’ala in assetto di bassa velocità, è necessario acquisire informazioni circa il comportamento del GOE-398 in configurazione ipersostentata; lo scopo principale è quello di ottenere una stima delle prestazioni del profilo flappato, in termini di ClMAX, massime deflessioni delle superfici mobili e massimi angoli di incidenza ammissibili.

Non avendo a disposizione informazioni sulle prestazioni del profilo in presenza di una superficie deflessa, è stata effettuata un’analisi preliminare mediante il codice a pannelli XFOIL, particolarmente indicato per lo studio ai bassi numeri di Reynolds.

Il velivolo oggetto di studio infatti durante la fase di bassa velocità si trova ad operare a Reynolds ridotti (circa 1,3 milioni), con conseguente decadimento delle caratteristiche aerodinamiche. Il codice, che è stato testato in un precedente lavoro di tesi [14], ha dimostrato ottime capacità di previsione, in accordo con i dati sperimentali e le simulazioni CFD.

2.3.1. Il codice XFOIL

Realizzato dal Prof. Mark Drela, che per lungo periodo ha insegnato presso il MIT (Massachusetts Institute of Technology) il codice XFOIL, attualmente sotto licenza GNU (General Public Licence), consente l’analisi viscosa e non viscosa del profilo, attraverso la transizione libera o forzata; analizza la bolla di separazione e la separazione di bordo d’uscita; permette previsioni sulla portanza e resistenza fino ed oltre il Cpmax.

XFOIL include un modello Karmann-Tsien di correzione per la comprimibilità, che assicura buone predizioni fino alle condizioni soniche. È consentita la miscelazione di due profili esistenti scegliendo la percentuale di mixaggio. Le routine permettono la riprogettazione dei profili attraverso la distribuzione delle velocità. La routine geometrica “GDES” apre la strada alle variazioni geometriche dirette, riguardanti curvatura, spessore, raggio del bordo d’entrata, spessore del bordo d’uscita e in ultima analisi la modifica del contorno.

Una delle opzioni più interessanti è quella riguardante la variazione del profilo con il comando “FLAP” per poi analizzarne i risultati tramite la polare. Il sistema misto/inverso (Routine QDES) agisce su parti limitate del profilo attraverso un

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relativo stretto controllo della geometria. Il sistema inverso e’ basato sul metodo complesso della mappatura (Routine MDES) e rende possibile la modifica totale del profilo.

Attraverso il calcolo non viscoso, che impiega il metodo dei pannelli, con funzione di linearità vorticosa semplice (Routine OPER), la distribuzione delle velocità viene calcolata in pochi istanti, non tenendo conto delle caratteristiche dell’aria: le curve che appaiono sullo schermo hanno un andamento molto regolare e non denunciano la presenza di bolle.

Attivando il modo viscoso, mediante il comando ”VISC”, il programma considera le reali caratteristiche di viscosità dell’aria e dei conseguenti fenomeni di separazione. Nella distribuzione delle velocità, XFOIL evidenzia la bolla di separazione che si manifesta a partire dal bordo d’uscita (per basse incidenze), e che si sposta gradualmente verso il bordo d’entrata del profilo man mano che l’incidenza aumenta. Le varie schermate ottenibili singolarmente, punto per punto, con il comando “ALFA”, rendono visibile l’andamento dello strato di aria che lambisce il profilo, per l’angolo indicato.

2.3.2. Introduzione del Plain Flap

Attraverso il comando FLAP, nella routine geometrica GDES, XFOIL permette di introdurre una superficie mobile situata sul trailing-edge del profilo. I parametri richiesti dal programma sono: coordinate normalizzate X ed Y dell’asse di cerniera e rotazione, in gradi, della superficie. La geometria viene conseguentemente modificata generando un nuovo profilo, corrispondente all’assetto con superficie deflessa.

La tipologia di ipersostentatori implementabili è ristretta alla famiglia dei Plain Flap, in quanto il solutore a pannelli, richiede la continuità delle linee dorsali e ventrali del profilo (la mancata possibilità di testare dispositivi più raffinati, tipo Fowler Flap, è sicuramente un aspetto limitativo del codice, che viene compensato dai ridotti tempi di calcolo rispetto ad un analisi CFD e dalla buona qualità della soluzione).

Nella immagine seguente (figura 2-10) è visibile il risultato dell’operazione precedentemente descritta. La cerniera attorno alla quale avviene la rotazione ha le seguenti coordinate: Xhinge=0.7, Yhinge=0.015.

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Figura 2-10 Introduzione del Plain Flap

2.3.3. Generazione dei pannelli sul profilo

Dopo aver modificato il profilo, introducendo la superficie mobile, si procede alla discretizzazione in pannelli della linea dorsale e ventrale. Attraverso la ruotine PPAR si impone il numero totale di pannelli presenti sul profilo, con la possibilità di incrementare il rapporto di densità nelle zone critiche di bordo di attacco e bordo di uscita.

Nello studio effettuato, il numero di pannelli complessivo è pari a 200, con un rapporto pari a 0.15, in termini di densità di distribuzione, fra trailing-edge e leading-edge. Questo permette di garantire una buona risoluzione in ogni zona del profilo, con particolare attenzione alla regione di bordo d’attacco e bordo d’uscita. Le figure 2-11, 2-12 mostrano il risultato dell’operazione di pannellizzazione; nella zona anteriore e posteriore del profilo è visibile la maggiore densità di distribuzione dei pannelli.

Figura 2-11 Distribuzione dei pannelli sul profilo

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Figura 2-12 Particolare del bordo d'attacco

2.3.4. Analisi effettuata e relativi risultati

L’analisi è stata condotta per un ampio range di angoli di incidenza, settando la superficie mobile ad angoli di deflessione progressivamente crescenti. Per ogni analisi, il numero di Reynolds è stato fissato in modo da riprodurre le reali condizioni di volo durante la fase di bassa velocità.

In base ai requisiti RAI VEL la velocità di stallo, in configurazione di atterraggio, assume il valore massimo di 20.83 m/s. Considerando un atterraggio a quota 0 m ed assumendo una corda media aerodinamica pari ad 1 m (valore a questo stadio indicativo, ma comunque caratteristico della classe dei velivoli ULM), il numero di Reynolds assume il valore:

L = 1 [m]

V = 20.83 [m/s]

ν = 1.4607 E-5 [m²/s]

Re L V =1354676 ν

= ⋅ dove

In tabella 2-2 si riassumono i dettagli delle simulazioni effettuate.

Deflessione Flap Valori Incidenza N° Reynolds N° iterazioni max

10 ° α = -10°.. 22° 1.35e6 150

15 ° α = -10°.. 22° 1.35e6 150

20 ° α = -10°.. 22° 1.35e6 150

30 ° α = -10°.. 20° 1.35e6 150

40 ° α = -6°.. 20° 1.35e6 150

Tabella 2-2

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Da un analisi di sensibilità, il massimo numero di iterazioni, necessarie per il raggiungimento della convergenza, è risultato essere compreso fra 150 e 200.

Valori maggiori non hanno mostrato variazioni significative della soluzione, con il solo effetto di appesantire inutilmente i tempi di calcolo.

I risultati relativi alle analisi svolte sono riassunti in figura 2-13.

L’andamento delle curve rispecchia il tipico comportamento del Plain Flap, sostanzialmente riassumibile in un marcato incremento del Cl₀, accompagnato da un sensibile aumento del coefficiente di portanza massima.

Contributo Plain Flap

-1 -0.5 0 0.5 1 1.5 2 2.5

-20 -10 0 10 20 30

Alpha

Cl

No-Flap F10 F15 F20 F30 F40

Figura 2-13 Coefficiente di portanza in presenza del Plain Flap

L’angolo di stallo, a causa della traslazione delle curve verso sinistra, subisce una progressiva riduzione. Questo aspetto, che appare certamente poco desiderabile, viene fortemente mitigato dalla presenza di uno stallo piatto, mantenuto su tutte le deflessioni testate.

Nella seguente tabella 2-3 vengono riassunti i risultati forniti dal codice in termini di Cl0, ClMAX e angolo di stallo per le deflessioni analizzate.

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Deflessione δ [deg] Cl₀ Cl_max α_st³ [deg]

0 0.297 1.650 16.8

10 0.9 1.880 13.7

15 1.08 1.940 13.5

20 1.31 2.08 13.0

30 1.541 2.10 12.8

40 1.770 2.15 12.3

Tabella 2-3

Confrontando i risultati relativi ad una deflessione del dispositivo pari a 20 deg, per le incidenze di 10 e 15 deg (intervallo tipico dell’assetto durante la fase di atterraggio) (figura 2-14, 2-15), la visualizzazione dell’andamento del coefficiente di pressione sul profilo evidenzia la presenza di una bolla di separazione che si sposta dal bordo d’uscita verso il bordo d’attacco all’aumentare dell’incidenza; per quanto riguarda la zona anteriore del profilo è visibile come non sia presente alcuna separazione, a dimostrazione del buon comportamento del GOE-398 durante questa fase del volo.

Figura 2-14 Flap deflesso a 20 deg ad un incidenza di 10 deg

3 Il valore riportato in tabella è solo indicativo, in quanto tutte le curve non mostrano un decadimento improvviso delle caratteristiche. Si assume pertanto come angolo di stallo quello relativo al massimo valore raggiunto dal coefficiente di portanza.

Bolla di Separazione

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Figura 2-15 Flap deflesso a 20 deg ad un incidenza di 15 deg

Dall’analisi effettuata possiamo quindi trarre le seguenti conclusioni:

1. Il codice XFOIL è in grado di riprodurre il comportamento del profilo in presenza di un dispositivo di ipersostentazione nella zone del trailing- edge.

2. Il Plain Flap produce un incremento del coefficiente di portanza massima accompagnato da una riduzione dell’angolo di stallo. Passando da una deflessione di 10 deg ad una di 30 deg si osserva un aumento percentuale di Cl ((Cl30 – Cl10)/ Cl10) pari al 11.7% ed una diminuzione corrispondente dell’angolo di stallo ((α30 – α10)/ α10) pari al 6.6%.

3. Con riferimento alla figura 2-13 la zona di stallo si presenta abbastanza piatta, con un lento decadimento del coefficiente di portanza (a favore di una maggiore sicurezza nel campo delle alte incidenze).

4. La bolla di separazione (figura 2-14, 2-15) procede lentamente verso il bordo d’attacco del profilo nell’intervallo di incidenze tipiche della fase di atterraggio.

Complessivamente i risultati mostrano un buon comportamento del GOE-398 in configurazione flappata. Il ridotto incremento del ClMAX, legato alla natura del dispositivo, viene infatti ampiamente compensato dall’ottimo comportamento allo stallo, risultando conforme all’elevato requisito di sicurezza ricercato.

Bolla di Separazione

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2.4. Modifica della Fusoliera

La fusoliera presente sulla prima versione del velivolo PrandlPlane (figura 2- 16), era frutto di precise scelte progettuali, atte a conferire alla configurazione elevate caratteristiche in termini di prestazioni e versatilità. Le principali peculiarità possono essere riassunte nei seguenti punti:

1. La sezione longitudinale si presenta come un profilo, in modo da minimizzare la resistenza di forma.

2. La sezione frontale è modellata per accogliere due passeggeri in configurazione affiancata.

3. La zona posteriore, a forte concavità, permette il collocamento dell’apparato propulsivo in posizione elevata, con la possibilità di implementare entrambe le soluzioni con elica spingente o traente.

4. La zona di prua appare completamente sgombra, permettendo al pilota una completa visibilità in ogni fase del volo.

5. Nel complesso la fusoliera appare naturalmente indicata per l’implementazione di una configurazione idrovolante.

Figura 2-16 Vista longitudinale della fusoliera

La sezione trasversale (figura 2-17), si presenta all’incirca quadrangolare, con raccordi sugli spigoli abbastanza stretti.

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Figura 2-17 Sezione trasversale della fusoliera

La necessità di una modifica nasce dai risultati relativi allo studio nel campo delle alte incidenze, riassumibili nei seguenti punti:

1. In questa fase del volo vengono a mancare le capacità stabilizzanti della fusoliera che erano alla base dell’ottimo comportamento dell’intera configurazione durante la fase di crociera. Il risultato è quello di una forte instabilità del velivolo che ne pregiudica la governabilità in fase di atterraggio.

2. Le prove in galleria del vento, condotte presso il Politecnico di Torino hanno evidenziato la presenza di distacco di vortici in corrispondenza degli angoli superiori della sezione trasversale massima (figura 2- 17).

Pertanto l’obbiettivo, è quello di rendere il comportamento della fusoliera più neutro e lineare possibile in tutte le fasi del volo, intervenendo su entrambe le sezioni del velivolo, longitudinale e trasversale.

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2.4.1. Studio Preliminare mediante codice XFOIL

Prima di procedere con la definizione della nuova fusoliera, è stato condotto uno studio preliminare sulla precedente geometria, al fine di comprendere la possibile natura delle difformità riscontrate fra i risultati in galleria del vento, le analisi effettuate e le prove di volo.

Il comportamento della sezione longitudinale della fusoliera, volutamente modellata per lavorare come un profilo alare, è stato indagato mediante il codice a pannelli XFOIL, concentrando l’attenzione sul comportamento nel campo di incidenze rivelatosi critico: 9 – 12 deg. L’analisi è stata effettuata a differenti numeri di Reynolds, in modo da confrontare prove di galleria, analisi CFD e prove di volo. Il profilo della fusoliera, precedentemente normalizzato, è stato discretizzato mediante 280 pannelli (numero massimo consentito da XFOIL), addensati nelle zone ritenute più critiche. L’immagine seguente (figura 2-18) mostra le regioni in cui è stata imposta un’alta concentrazioni di pannelli.

Figura 2-18 Profilo fusoliera analizzato con XFOIL

L’analisi è stata condotta rivolgendo particolare attenzione alle caratteristiche di momento, assumendo come polo di riferimento il baricentro della configurazione, posto a 2.22 m dal naso, mentre l’incidenza α è misurata rispetto all’asse longitudinale di fusoliera. I numeri di Reynolds indagati relativi alla definizione che caratterizza i profili, sono compresi nell’intervallo 10⁵ – 10⁷.

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In tabella 2-4 si riassumono i numeri di Reynolds caratterizzanti le configurazioni comparate ed i valori del parametro adimensionale relativi alla sola fusoliera. La figura 2-19 mostra i risultati ottenuti.

Grandezze Unità Analisi CFD Analisi Galleria Test Volo

N° Re Config⁴ [--] 1.35E06 2.07E05 1.3E05

L Fusoliera [m] 5.4 1.8 1.35

V Asintotica⁵ [m/s] 20.83 12.28 10.55

Viscosità Cinematica⁶ [m²/s] 1.46E-05 1.46E-05 1.46E-05 N° Re Fusoliera [--] 9.72E06 1.5E06 9.7E05

Tabella 2-4

Coefficiente di Momento Fusoliera - Analisi XFOIL

0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3

0 5 10 15 20

Alpha

Cm

Re 2.0e5 Re 5.0e5 Re 9.7e5 Re 1.5e6 Re 5.0e6 Re 1.0e7 Figura 2-19 Andamento coefficiente Cm(α) fusoliera

Dal grafico emerge chiaramente la presenza di un comportamento non lineare della fusoliera con un Cmα positivo; tale comportamento si manifesta in maniera graduale man mano che il numero di Reynolds si avvicina al valore di 1.000.000. Con il superamento di tale limite si registra una variazione repentina di segno della derivata Cmα, che passa da positiva a negativa in corrispondenza di un incidenza di 10 deg; ad essa segue un calo improvviso del contributo

4 Il numero di Reynolds della configurazione completa è stato determinato assumendo come Lunghezza caratteristica la corda media aerodinamica.

5La velocità asintotica della configurazione analizzata tramite codice CFD, è stata assunta pari a quella in atterraggio.

6La viscosità cinematica è stata assunta alla quota di 0 m

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cabrante, mantenuto fino ai 20 deg di incidenza. All’aumentare del numero di Reynolds si registra uno spostamento del picco massimo verso regioni ad alpha minore in presenza dello stesso valore di Cmα.

Un analisi delle visualizzazioni fornite da XFOIL mostra come la bolla di separazione, in corrispondenza dei 10 deg di incidenza, sia giunta in posizione avanzata, collocandosi nella zona a massima convessità della fusoliera (figura 2- 20).

Figura 2-20 Andamento Cp profilo fusoliera

Dalla stessa figura 2-19 è possibile constatare che il decadimento delle caratteristiche non interessa il campo delle alte velocità (ovvero delle basse incidenze), a dimostrazione che il comportamento riscontrato sul modello durante l’assetto di crociera, non può essere attribuito ad una non linearità aerodinamica come sopra descritta.

Per quanto riguarda la differenza di comportamento fra le prove di galleria e gli studi CFD, dalla figura 2-19 è visibile come il modello di galleria (punteggiata gialla relativa a Re=1.5E06) presenti un andamento più regolare rispetto alla configurazione analizzata (punteggiata arancio relativa a Re=1E07) dove nell’intorno di 8 deg, si registra un improvviso decadimento del contributo cabrante.

α = 10°

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Lo studio bidimensionale condotto ha rivelato come il comportamento del profilo longitudinale di fusoliera dipenda dal regime di flusso in cui si trova ad operare. I risultati ottenuti non sono immediatamente applicabili alle fusoliere per le quali il flusso è tridimensionale. Tuttavia, l’analisi ha permesso di individuare i potenziali parametri geometrici di intervento per gettare le basi per un futuro studio 3D della configurazione di fusoliera.

2.4.2. Generazione della nuova fusoliera

Il disegno della nuova fusoliera è stato realizzato ricostruendo le principali linee caratteristiche: Top Line, Bottom Line, Side Line e sezione frontale. Di seguito vengono discussi i principali aspetti e le scelte effettuate per la riprogettazione di ogni sezione. In questa fase del lavoro il disegno della nuova geometria è stato implementato utilizzando il software CAD/CAM CATIA V5R14©, disponibile presso il centro di calcolo del Dipartimento di Ingegneria Spaziale di Pisa.

I criteri seguiti per la generazione della nuova sezione longitudinale sono riassumibili nei seguenti punti:

1. Ridurre la curvatura nella zona dorsale in modo da limitare l’effetto di ricompressione del flusso che procede verso poppa.

2. Appiattire la parte ventrale in modo da ridurre la doppia curvatura della linea media.

3. Migliorare la zona di prua con l’introduzione di un naso più affusolato.

4. Mantenere i passeggeri in configurazione affiancata e con posizione più avanzata possibile.

Per quanto riguarda l’altezza massima della fusoliera, da una misurazione effettuata su varie configurazioni di velivoli ultraleggeri, la quota netta disponibile per i passeggeri, è compresa fra i 1000 e 1200 mm (figura 2-21). In previsione dell’ingombro occupato dagli allestimenti interni, è stata fissa ad una quota pari a 1400 mm.

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Figura 2-21 Dimensioni tipiche delle zona passeggeri

La Bottom Line e la Top Line sono state ottenute mediante l’interpolazione di curve Spline cubiche, rispettando i vincoli imposti dai massimi ingombri ammissibili. La sezione ad aera maggiore è stata posizionata ad una distanza dal naso di 1800 mm, mentre la lunghezza massima è passata da 5400 a 7000 mm.

Il risultato (figura 2-22) è una sezione molto affusolata, in cui la zona poppiera permette ancora la collocazione in posizione elevata dell’apparato propulsivo.

Figura 2-22 Top e Bottom line

Per quanto riguarda la sezione frontale, si è proceduto in maniera analoga, dove l’ingombro massimo di 1180 mm è stato determinato mediante uno studio ergonomico eseguito tramite CATIA. La forma è stata ottenuta modellando due curve ellittiche, una per la parte superiore ed una per la parte inferiore, raccordate con continuità in modo da evitare la presenza di cuspidi. In figura 2- 23 si riporta il risultato di tale operazione.

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Figura 2-23 Sezione frontale

Infine è stata modificata la Side Line, accentuando la rastremazione man mano che si procede verso la parte terminale della fusoliera (figura 2-24), passando dai 1080 mm ad 880 mm in corrispondenza del bordo di uscita.

Figura 2-24 Side Line

Dopo aver definito le linee guida e la sezione trasversale della nuova fusoliera si è proceduto alla generazione della superficie. Per l’operazione di

“Loft” sono state create 10 linee trasversali corrispondenti alle ordinate di fusoliera, ottenute scalando opportunamente la sezione di riferimento creata (figura 2-25).

1180

1400

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Figura 2-25 Creazione delle linee guida

L’immagine successiva mostra il risultato dell’operazione di Loft (figura 2-26)

Figura 2-26 Operazione di Loft

Per meglio comprendere, il risultato complessivo in seguito ai cambiamenti apportati, la sequenza di immagini che segue mostra un confronto su tutti i piani di vista fra le due fusoliere.

Figura 2-27 Vista frontale

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Figura 2-28 Vista dall'alto

Figura 2-29 Vista laterale

Mediante il software CATIA è possibile avere informazioni sulle principali caratteristiche della geometria realizzata e dall’analisi della superficie bagnata si evidenzia un incremento, quantificabile nel 12%, passando da 18.90 m² a 22.76 m².

Al fine di constatare se le modifiche apportate abbiano prodotto effetti significativi, la fusoliera generata è stata confrontata con la precedente configurazione mediante il codice XFOIL. Tralasciando la procedura di implementazione del profilo, avvenuta in maniera del tutto analoga al caso precedente, si riporta il confronto relativo al coefficiente di momento per le due geometrie (figura 2-30).

(25)

Coefficiente di Momento Fusoliere

0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35

0 5 10 15 20 25

Alpha

Cm

Old-Fus New-Fus

Figura 2-30 Curva Cm(α) relativa alle due fusoliere per Re= 1E07

Le curve, tracciate per Reynolds pari a 1.0E07 (valore corrispondente alla fase di bassa velocità del velivolo reale), mostrano come la nuova fusoliera mantenga un comportamento lineare sino ai 14 deg di incidenza, superati i quali il valore di Cm si mantiene all’incirca costante sino ai 20 deg.

A questo punto è necessario verificare il comportamento del velivolo completo, che verrà analizzato mediante codice CFD.