PP-ULM, LA CONFIGURAZIONE DI PARTENZA 1.1

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PP-ULM, LA CONFIGURAZIONE DI PARTENZA CAPITOLO 1

CAPITOLO 1. PP-ULM, LA CONFIGURAZIONE DI PARTENZA

1.1. La Configurazione di Partenza

La configurazione di partenza del velivolo ultraleggero PrandtPlane, assunta in questo lavoro, è il frutto di una serie di attività condotte presso il Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale di Pisa.

In [2] sono state delineate le caratteristiche geometriche principali del velivolo in base alle normative RAI-VEL per i velivoli ultraleggeri, mediante uno studio CFD eseguito tramite il codice FLUENT©.

Successivamente ([3]) è stato eseguito un dimensionamento strutturale del sistema portante con l’ausilio del metodo degli elementi finiti, individuando una tipologia di cassone costituita da pannelli sandwich privi di elementi longitudinali, realizzabile sia in fibra di vetro che in carbonio.

Infine ([4]) è stato affrontato il problema della ottimizzazione della configurazione di alta velocità insieme a quella della bassa velocità, definendo la tipologia più opportuna del sistema di ipersostentazione.

Questo ultimo lavoro è il punto di partenza per la definizione delle caratteristiche aerodinamiche e aeromeccaniche, anche in vista della realizzazione di un modello in scala, per validare una configurazione innovativa quale il PrandtPlane. Di seguito sono indicate le principali caratteristiche del velivolo in configurazione di alta velocità, con riferimento alle figure 1.01, 1.02, 1.03; i requisiti relativi alla condizione di stallo sono riassunti in appendice A.

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Figura 1-2 Vista laterale

Figura 1-3 Vista in pianta

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Nella seguente tabella sono riportate le grandezze geometriche del velivolo.

GRANDEZZA VALORE UNITA’

Apertura alare 8.97 [m]

Apertura alare (senza paratie) 8 [m]

Allungamento alare 7 [--]

Allungamento alare ala anteriore 12 [--]

Allungamento alare ala posteriore 11.5 [--]

Superficie ala anteriore 5.34 [m²]

Superficie ala posteriore 5.54 [m²]

Superficie totale di riferimento 11.4 [m²]

Corda media geometrica 1.27 [m]

Corda radice ala anteriore 0.9 [m]

Corda center line ala anteriore 1.04 [m]

Corda media aerodinamica ala anteriore 0.74 [m]

Corda al kink ala posteriore 0.9 [m]

Corda center line ala posteriore 0.9 [m]

Corda media aerodinamica ala posteriore 0.74 [m]

Corda tip 0.3 [m]

Angolo di freccia ala inferiore al leading edge 22 [deg]¹ Angolo di freccia ala superiore al leading edge -24 [deg]

Angolo di freccia ala inferiore 25% della corda 19.7 [deg]

Angolo di freccia ala superiore 25% della corda -17.4 [deg]

Diedro ala anteriore 2 [deg]

Diedro ala posteriore 0 [deg]

Angolo calettamento ala posteriore 1 [deg]

Angolo calettamento ala anteriore 0 [deg]

Peso Max al decollo 500 [Kg]

Tabella 1-1 Caratteristiche geometriche della configurazione

La fusoliera adottata (figura 1-2), nella sua sezione longitudinale è un profilo che, oltre a rendere minima la resistenza di forma, permette di collocare l’elica in alto sulla poppa del velivolo (in tal modo rendendo il PrandtPlane una naturale configurazione idrovolante).

Il profilo scelto per le ali è il laminare NACA 64215, caratterizzante i velivoli ultraleggeri di elevate prestazioni nel campo delle alte velocità. Per la mezzeria delle paratie e per le derive sono stati adottati, rispettivamente, i profili simmetrici NACA 64015 e il NACA 64011.

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Tale configurazione si rivela ottima nella fase di crociera, in cui contribuisce a garantire l’equiripartizione della portanza (Ipotesi fondamentale per il Best Wing System di Prandtl), con una buona stabilità longitudinale favorita dal benefico momento cabrante introdotto dalla fusoliera. La fusoliera infatti presenta un picco di aspirazione avanzato seguito da una ricompressione in coda mostrando, a differenza dei normali profili bidimensionali, un momento cabrante di valore elevato.

La condizione di trim, per un peso del velivolo pari a 500 kg, si verifica all’incidenza di 0.148 deg, mentre la pendenza della curva di portanza CLα assume il valore di 5.21 1/rad. La figura 1-4 mostra la curva di portanza del velivolo completo².

Figura 1-4 Curva di portanza velivolo completo

Le caratteristiche di momento, valutate rispetto al centro di massa, posizionato ad una distanza di 2.22 m dal naso del velivolo, sono visibili in figura 1-5. Il velivolo risulta stabile con Cmα pari a -0.021 1/deg.

2 I risultati riportati, sono relativi ad analisi CFD condotte su metà configurazione, data la simmetria del velivolo.

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Figura 1-5 Curva CM(α) del velivolo completo e di alcuni componenti

Le verifiche di bassa velocità hanno però evidenziato un brusco decadimento del benefico effetto della fusoliera ad angoli di attacco relativamente piccoli, rendendo impossibile il trimmaggio del velivolo durante l’atterraggio.

Per far fronte a questo inconveniente è stata implementata l’ipersostentazione del Leading edge mediante Slat e del trailing edge tramite Plain Flap, ricercando la stabilità in pitch, con un carico maggiore sulla superficie portante anteriore. A questo viene accoppiato un equilibratore, posto nella zona centrale dell’ala posteriore, con lo scopo di fornire un contributo aggiuntivo per il raggiungimento dell’equilibrio. In figura 1-6 sono visibili i dispositivi: in giallo gli Slat, in verde i Plain Flap, in rosso l’equilibratore.

In tabella 1-2 sono riportati i contributi di momento ottenuti con un’analisi aerodinamica mediante il codice CFD FLUENT, avente lo scopo di validare i risultati determinati mediante le indicazioni del Report NACA 1071. Il risultato evidenzia il non raggiungimento della condizione di equilibrio alla rotazione.

L’aggiunta della superficie mobile sulla zona centrale dell’ala posteriore non produce effetti significativi, provocando invece un deficit di portanza complessiva alle alte deflessioni, che compromette il raggiungimento del CLMAX.

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Figura 1-6 Schema dispositivi di ipersostentazione utilizzati

Caratteristiche analisi Componenti Momento [Nm] Incidenza = 11 [deg]

Ala anteriore 775.20 X cp = 2.22 [m]

Ala posteriore -2051.22 Slat anteriore 25 [deg]

Fusoliera 409.30 Slat posteriore 25 [deg]

Deriva -64.97 Flap anteriore 25 [deg]

Paratia -25 Flap posteriore -30 [deg]

TOTALE -956.69 Velocità 20.83 [m/s]

Tabella 1-2 Componenti di momento della configurazione

La soluzione proposta per la ricerca dell’equilibrio prevede l’implementazione di una superficie mobile posta nella zona terminale della fusoliera. Questa soluzione, oltre ad essere di semplice realizzazione, si integra

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perfettamente nella geometria del velivolo, permettendo anche la riduzione dell’angolo di seduta in atterraggio a vantaggio di una minore altezza del carrello.

Le analisi svolte indicano l’efficacia dell’equilibratore posto in coda, che oltre a compensare la perdita di momento della fusoliera, può assolvere anche il compito di bilanciare il momento cabrante introdotto dal propulsore. Nella figura 1-7 è riportato un esempio di tale soluzione.

Figura 1-7 La superficie mobile posta in fusoliera

1.2. Test Aerodinamici in Galleria del Vento

La configurazione in esame è stata oggetto di una campagna di prove condotta nella galleria del vento subsonica presso il Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale del Politecnico di Torino. I test sono stati eseguiti predisponendo prese di pressione sulle due superfici portanti e sulla parte superiore della fusoliera, mentre nella parte interna sono stati alloggiati i trasduttori di pressione ed il sistema scannivalve, il tutto controllato a distanza. La figura 1-8 mostra il modello utilizzato per le prove di galleria.

La configurazione, in assetto di alta velocità, è stata analizzata a tre differenti numeri di Reynolds ed ha mostrato un comportamento lineare per un range di angolo di attacco pari a 15 deg. Il CLMAX, pari a 0.85, è stato individuato all’incidenza di 20 deg, dove si sono manifestati i primi fenomeni di stallo.

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Figura 1-8 Il modello di galleria

Alle alte incidenze è emersa la caratteristica peculiare della configurazione PrandlPlane: il velivolo presentava uno stallo decisamente piatto, mantenuto fino ai 32 deg di incidenza, con coefficiente di portanza ancora prossimo al valore massimo. Il motivo di tale comportamento è giustificabile dalla disposizione in tandem delle due superfici portanti; il forte effetto di down wash, che l’ala anteriore induce sulla posteriore, permette a quest’ ultima di non raggiungere la condizione di stallo. Le figure 1-9, 1-10, 1-11 mostrano le curve, rilevate in galleria del vento, relative ai coefficienti CL, CD e CM della configurazione.

Figura 1-9 Curva CL(α) ai differenti numeri di Reynolds

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Figura 1-10 Curva CM(α) ai differenti numeri di Reynolds

Figura 1-11 Polare ai differenti numeri di Reynolds

Le prove di galleria evidenziano un comportamento fortemente lineare del velivolo, in disaccordo con le analisi effettuate. In particolare, la derivata Cmα dell’ intera configurazione non mostra alcuna variazione di segno fino ai 22 deg di incidenza. Il motivo di tale difformità può essere attribuito in parte al regime di flusso presente in galleria, caratterizzato da numeri di Reynolds di un ordine di grandezza inferiori a quelli operativi ed in parte alla mancanza dei dispositivi di ipersostentazione implementati nell’analisi CFD.

I risultati indicano la necessità di un esame più approfondito, che permetta di comprendere la discrepanza fra le analisi effettuate e i test di galleria, dove non è possibile estrapolare i singoli contributi.

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1.3. Il Primo Modello Volante in Scala

Al fine di vagliare i risultati ottenuti è stato costruito un primo modello in scala del velivolo PrandlPlane, realizzato dal Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale di Pisa. Il modello è stato poi ulteriormente modificato da parte degli ingegneri Scanu Jhon e Bottoni Claudio che hanno inserito la superficie mobile in fusoliera, non presente nella prima versione del modello.

La necessità di un riscontro sperimentale in questa fase della progettazione assume importanza per quanto riguarda la verifica della bontà degli strumenti di calcolo impiegati e la correttezza nel loro utilizzo.

Il modello, in scala 1:4, del peso di 10 kg è stato realizzato in fibra di carbonio. L’apparato propulsivo, costituito da motore due tempi da 18 cc., è stato posizionato nella zona centrale dell’ala posteriore e calettato di 2 deg per ridurre la coppia picchiante introdotta. Alla manovrabilità, il trimmaggio e la generazione di portanza in bassa velocità sono adibite le sei superfici mobili, risultanti dalle analisi svolte in 4. Per la controllabilità laterodirezionale è stato introdotto un Rudder su entrambi i Fin, avente rapporto cf/c pari a 0.35. In figura 1-12 è visibile il modello completo durante l’allestimento dei servocomandi.

Figura 1-12 Il modello in fase di allestimento

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La figura 1-13 mostra, in rosso, la superficie di controllo posta in fusoliera avente deflessione massima pari a 30 deg ed il motore posizionato nella zona centrale dell’ala posteriore.

Figura 1-13 Superfici di controllo in fusoliera

Durante la fase di messa a punto è stato riscontrato un errore sulla geometria del profilo alare. Questo infatti appariva decisamente diverso da quello assunto in fase di progetto presentando un bordo di uscita rivolto verso l’alto caratteristico dei profili auto-stabili. La presenza di questo inconveniente ha abbassato notevolmente il livello di confidenza sulle analisi effettuate, con particolare ripercussione sulla procedura di centraggio, rendendo incognite le posizioni del centro di pressione e del punto neutro. La decisione è stata quella di procedere cercando di portare il baricentro in posizione più avanzata possibile senza aumentare eccessivamente il peso in quanto avrebbe potuto causare un pericoloso innalzamento del carico alare.

1.4. Il Test di Volo

Il modello è stato testato presso l’ “Aeroclub Volo Velistico Ferrarese”

durante il mese di Settembre 2005. Nelle immagini seguenti sono visibili alcune

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Figura 1-14 Il modello durante la corsa di decollo

Figura 1-15 Il modello durante il volo

Nonostante i problemi riscontrati sulla geometria, dal test svolto sono emersi numerosi aspetti, che da un lato hanno confermato i risultati numerici delle simulazioni CFD, dall’altro evidenziato comportamenti non previsti della configurazione. Di seguito si riporta una breve descrizione degli aspetti caratterizzanti le principali fasi del test.

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Fase a terra:

Precedentemente alla corsa di decollo il velivolo è stato bloccato a terra spingendo al massimo la manetta motore; questo test aveva lo scopo di saggiare in primo luogo la coppia picchiante introdotta dal motore e, in secondo luogo l’efficienza dell’equilibratore posto sull’ala posteriore. Il risultato ha confermato le aspettative: il modello inizialmente ha ruotato sotto l’effetto di un pronunciato momento picchiante che successivamente è stato completamente annullato dalla deflessione dell’equilibratore; quest’ultimo infatti, grazie al soffiaggio dell’elica, ha mostrato una grande autorità con modeste deflessioni.

Decollo:

Durante la fase di corsa a terra il velivolo ha percorso una distanza approssimativa di 40 m prima del completo distacco. Normalmente per un modello di tali dimensioni, la corsa di decollo non supera i 25 m L’eccessiva distanza trova giustificazione nella natura della pista, che era in erba e nell’eccessivo carico alare introdotto durante la fase di centraggio.

Nella successiva fase di salita si è rivelato fondamentale il contributo della superficie di comando posta in fusoliera, che ha fornito il momento cabrante necessario per la rotazione. Il modello mostrava un buon comportamento, dimostrandosi stabile con un leggero accenno di virata a sinistra, imputabile ai difetti realizzativi. Gli effetti di imbardata erano assenti.

Manovre nel piano laterodirezionale:

La manovrabilità durante la virata è apparsa buona, a dimostrazione dell’

efficienza delle superfici mobili. Per quanto riguarda il controllo in imbardata i due Fin si sono rivelati poco efficaci.

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Volo rettilineo:

Raggiunta una quota approssimativa di 30 m è stata ridotta la spinta al 75% per portare il modello in volo rettilineo. Conseguentemente alla riduzione di manetta il modello ha guadagnato subito incidenza che poteva essere recuperata solo aumentando nuovamente la spinta. Tali azioni hanno pertanto innescato un moto assimilabile ad un oscillazione in pitch di corto periodo. In figura 1-16 è mostrato uno schema sintetico di tale comportamento.

Figura 1-16 Comportamento del modello in volo rettilineo

La traiettoria rettilinea è stata ricercata miscelando il comando di manetta con il comando di equilibratore posto nella zona centrale dell’ala posteriore, mantenendo la superficie mobile in fusoliera costantemente deflessa a 30 deg verso l’alto. A questo punto è sorto un ulteriore problema: aumentando la spinta e deflettendo l’equilibratore, questo risultava soggetto ad una forte vibrazione di probabile natura aeroelastica, con conseguente perdita di autorità.

Il motivo è da ricercarsi nella presenza di gioco sulla catena cinematica del comando, che accoppiato al forte soffiaggio dovuto all’elica, innescava tale meccanismo. In figura 1-17 è visibile il logoramento sugli ingranaggi del servocomando.

Una possibile giustificazione al comportamento riscontrato può essere la seguente: partendo dalla considerazione che una configurazione stabile non può essere pregiudicata dalla presenza del propulsore è lecito ipotizzare che il problema sia da ricercarsi nella procedura di centraggio; con molta probabilità il modello presentava un centro delle pressioni molto avanzato, collocato anteriormente al baricentro, pertanto nasceva una coppia cabrante che solo il propulsore era in grado di bilanciare. La diminuzione di manetta produceva

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quindi una perdita delle condizioni di equilibrio, costringendo il velivolo a ricercare il trim ad angoli di incidenza superiori.

Figura 1-17 Deterioramento degli ingranaggi del servocomando

L’atterraggio:

Il tentativo di riportare a terra il modello, alla luce del comportamento mostrato, si è rivelato vano. Togliendo manetta il velivolo ha guadagnato subito incidenza e senza la possibilità di essere equilibrato è entrato in stallo, precipitando a terra.

Durante questa fase è stato possibile osservare un ulteriore aspetto, che ha confermato gli studi pregressi: il velivolo ha dimostrato la potenzialità di uscire dallo stallo in maniera automatica, in quanto l’impatto a terra ha interessato solo la parte poppiera, lasciando intatto il naso del modello. Con molta probabilità, se fosse stato disponibile un gap maggiore rispetto al suolo, il modello avrebbe riacquistato quota. Ciò conferma sia le analisi svolte che i risultati di galleria, in cui era emerso che l’ala anteriore stalla sempre prima della posteriore, con effetto positivo sulla sicurezza del volo. In figura 1-18 il modello dopo l’impatto.

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Figura 1-18 Il modello dopo l'impatto al suolo

Nonostante l’esito finale, la prova di volo ha permesso di trovare riscontri sperimentali ad aspetti e problematiche affrontate in fase di progetto. Il comportamento del velivolo infatti, prescindendo dall’errore riscontrato sul profilo, che ha compromesso la procedura di centraggio, ha mostrato le potenzialità della configurazione PrandtPlane.