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Complimenti a Paolo CREMONESI che ha realizzato un'ottimo modello volante del biplano del Prof. Frediani - Vedi Report.

Nel progetto aerodinamico di una ala, in particolar modo di un ultraleggero, uno degli obiettivi principali è quello della riduzione della resistenza indotta che si può ottenere con una formula non convenzionale con un biplano non convenzionale come dimostrato nel report.

UNIVERSITA' DEGLI STUDI DI PISA

Facoltà di Ingegneria
Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale
Corso di laurea in Ingegneria Aeronautica

PROGETTO AERODINAMICO PRELIMINARE
DI UN VELIVOLO ULTRALEGGERO NON CONVENZIONALE

Relatore : Prof. Ing. Aldo FREDIANI
Co-relatori : Prof. Ing. Marco CHIARELLI - Dott. Ing. Raffaele LUGLI
Tesisti : Leone Oronzo e Littera Michele

1. Introduzione

Come ben noto, la resistenza aerodinamica che un corpo incontra movendosi in seno ad un fluido è dovuta a diverse cause, quali l’attrito fra corpo e fluido, la resistenza di forma (minima nel caso di corpi aerodinamici e rilevante nel caso di corpi tozzi), e la resistenza indotta, legata alla generazione di portanza da parte dell’ala. Quest’ultima, in particolare, è strettamente legata alle caratteristiche aerodinamiche e geometriche del velivolo, per cui può capitare che velivoli con uguale portanza totale (quindi di ugual peso) abbiano differente resistenza indotta.

Nel caso di monoplani, categoria nella quale rientrano tutti i velivoli convenzionali, a parità di portanza generata e di apertura alare, quello con minima resistenza indotta (monoplano ottimo) ha una distribuzione di portanza ellittica lungo l’apertura alare.

Nel caso di biplani, quello con minima resistenza indotta (biplano ottimo) ha la portanza equiripartita fra le ali e con distribuzione ellittica su ciascuna di esse. In particolare il biplano ottimo ha resistenza indotta minore del monoplano ottimo.

In maniera analoga, esiste un triplano ottimo, con le ali esterne maggiormente caricate di quella interna, che ha resistenza indotta minore rispetto al biplano ottimo, e così via.

Secondo Prandtl (1924), il sistema alare di minima resistenza indotta è equivalente ad un sistema biplano con i seguenti requisiti:

			Ali di uguale apertura, collegate alla loro estremità mediante paratie verticali
			Portanza equiripartita tra le due ali
			La distribuzione di portanza sulle due ali orizzontali è la somma di una parte costante ed una parte ellittica
			La distribuzione di portanza sulle due paratie verticali è simmetrica rispetto al loro assedi simmetria orizzontatale, in modo tale che la loro risultante sia nulla

Tale sistema portante , da Prandtl chiamato “Best Wing System”, ha resistenza indotta che, a parità di portanza totale e di apertura, diminuisce ulteriormente all’aumentare della distanza tra le due ali orizzontali.

Partendo, dunque, da tali conclusioni e considerando che la resistenza indotta non dipende dall’angolo di freccia dell’ala, l’adozione di una configurazione “Joint Wing Aircraft”, con ali a frecce contrapposte consente di ottenere un velivolo equivalente al “Best Wing System” di Prandtl, la cui capacità di ridurre al minimo la resistenza indotta può permettere di migliorare l’efficienza aerodinamica dell’ala.

Da un punto di vista propriamente strutturale, l’uso di una simile configurazione, ha il vantaggio di essere equivalente ad una doppia trave incastrata ala fusoliera, e lo svantaggio di una rigidezza locale molto minore di quella di un monoplano con la stessa superficie alare complessiva. Il tipo di struttura e la complessità geometrica della stessa, rende molto interessante se non vincolante, l’uso di materiali compositi, diffusi ed utilizzati in campo aeronautico per le loro elevate proprietà meccaniche, resistenza ed efficienza strutturale.

Da questo complesso di conoscenze è nata l’idea di applicare il concetto di Prandtl al progetto di un velivolo ultraleggero moderno. Si tratta di un’indagine preliminare, che non pretende di dare una risposta definitiva al problema della convenienza di tale configurazione nel campo degli ULM. Tuttavia, le prime risposte che sono derivate dal lavoro condotto sono interessanti e stimolanti. Si tratta, infatti, di una configurazione innovativa, molto accattivante dal punto di vista del design ed interessante per le prestazioni globali, almeno quelle dedotte dai calcoli condotti.

La prima parte del lavoro è stata incentrata sulla creazione di un modello tridimensionale del velivolo mediante l’uso del software Pro/ENGINEER 2000i, sistema CAD 3D che, essendo di tipo parametrico, consente di variare dinamicamente la geometria del velivolo.

Successivamente, tramite il software GAMBIT, sono state preparate le mesh, di superficie del velivolo e quelle di volume, necessarie per l’uso del codice FLUENT con il quale sono state effettuate tutte le analisi aerodinamiche delle varie configurazioni proposte, partendo dalle condizioni di crociera per finire con l’analisi delle condizioni in configurazione di bassa velocità con flap estesi.

La scelta della configurazione finale è stata effettuata in base all’analisi dei risultati ottenuti, rivolgendo particolare attenzione a quelli relativi alla stabilità del velivolo ed a quelli della configurazione di bassa velocità.

2. Architettura del velivolo

Per il disegno del velivolo sono stati fissati alcuni requisiti che la configurazione deve soddisfare:

			Fusoliera portante
			Configurazione biplana con ali a freccia contrapposte
			Doppia deriva
			Due passeggeri affiancati
			Elica traente posta dietro la cabina tra le due derive

La fusoliera è stata generata per due passeggeri affiancati. La sezione longitudinale è stata ricavata a partire da un profilo aerodinamico, in modo da rendere minima la resistenza di forma e permettere di collocare l’elica in alto sulla poppa del velivolo. In tal modo la visibilità del pilota è massima e, con l’elica collocata posteriormente, in alto tra le due derive, sembra naturale sviluppare una configurazione del tipo idrovolante. La forma della sezione longitudinale nel piano di simmetria z=0, è costituita da un profilo appositamente studiato ed ottimizzato per un velivolo tutt’ala presso il Politecnico di Milano (Prof. De Ponte). Dopo aver imposto alcuni vincoli geometrici e dimensionali alle sezioni longitudinali e trasversali che costituiscono la fusoliera, tramite le “feature” di modellazione di cui dispone il CAD è stata ottenuta la fusoliera come si può vedere in figura seguente

Per quanto riguarda l’ala, dopo aver confrontato ed analizzato configurazioni alari di altri velivoli ultraleggeri esistenti già commercializzati od in fase di avanzata sperimentazione, la scelta del profilo è ricaduta sul profilo laminare NACA 64₂-215. Dopo un’ attenta designazione delle superfici aerodinamiche, che, si ricorda, è completamente parametrizzabile con i parametri geometrici classici delle superfici portanti, è stata curato anche il problema delle superfici di raccordo fra le geometrie create. In particolare è stato posta un’attenzione particolare al raccordo ala-fusoliera ed ai raccordi delle derive verticali con l’ala e con la fusoliera; nella figura sotto riportate si può vedere il risultato globale della modellazione ed alcuni dettagli dei raccordi,

La geometria finale, è stata di seguito rappresentata attraverso le tre viste principali del velivolo (trittico), nelle quali si indicano alcune quote significative per l’identificazione della geometria.

I principali valori che caratterizzano il velivolo sono indicati nella seguente tabella:

3. Modellizzazione fluidodinamica

La “trasformazione” del modello CAD per effettuare le simulazioni del campo aerodinamico attorno ad esso necessita di alcuni step obbligatori. Il primo è l’importazione del modello numerico generato dal CAD in un software, nel caso specifico Gambit, nel quale verrà generata la mesh, prima di superficie e poi di volume, che rappresenta l’ipotetica camera di prova “virtuale” all’interno della quale si effettua la simulazione. Al fine di snellire il modello numerico della griglia (mesh) e dovendo studiare il moto nel piano longitudinale, è stato preso in considerazione solo metà velivolo imponendo successivamente i vincoli di simmetria su tale piano in fase di risoluzione.

Il volume di prova, volume della camera di prova a cui viene sottratto il volume del velivolo, delle dimensioni di 16 m lungo l’asse longitudinale e 10 m lungo l’asse trasversale, è riportato nella figura seguente

4. Analisi di alta velocità

La configurazione di crociera è stata analizzata dapprima per valori d’incidenza a pari a 0°, 1° e 2° ad una velocità di 242 Km/h (67.2m/s). L’incidenza a s’intende misurata rispetto all’asse longitudinale del velivolo e non rispetto all’asse di portanza nulla del profilo alare mentre le forze di portanza e resistenza sono state calcolate, rispettivamente, nella direzione perpendicolare e parallela al flusso. Con i valori di portanza ottenuti per le tre incidenze descritte in precedenza si è tracciata la curva Portanza=f(a) tramite un’interpolazione lineare dei dati ottenuti da FLUENT. Tramite questa curva è stato possibile ricavare sia l’incidenza a di trim, che risulta essere di 0.45°, per un peso complessivo del velivolo di 450kg, sia il valore di CL_a che è stato valutato pari a 5.04.

Variando il calettamento reciproco alla radice delle due superfici portanti si è cercata la condizione di ottimo di Prandtl, cioè l’equivalenza tra la portanza globale dell’ala anteriore e quella posteriore. Nella condizione di trim individuata, l’ala anteriore genera una forza portante di 1218 N mentre quella posteriore di 1134 N, avvicinandosi alla condizione di ottimo in cui le due forze si eguagliano.

Nelle immagini seguenti sono riportati i risultati relativi ai campi di pressione e velocità sulle superfici portanti e sulla fusoliera nella condizione di trim. In particolare si evidenzia come la sola fusoliera nella condizione di trim sviluppi una portanza molto bassa, 123 N, minimizzando così la sua resistenza indotta in volo di crociera.

5. Analisi di bassa velocità

Lo scopo dei sistemi di ipersostentazione, com’è noto, è quello di aumentare il Cl massimo del velivolo nelle manovre di decollo e atterraggio, caratterizzate da velocità notevolmente inferiori rispetto a quella di crociera. Tali dispositivi, a seconda del velivolo, possono essere presenti sia al bordo d’attacco dell’ala che al bordo d’uscita. Nel presente lavoro è stata adotto un sistema di ipersostentazione che prevedesse delle appendici solo al bordo d’uscita, in linea con la maggior parte dei velivoli ULM esistenti.

Dalla risoluzione del campo aerodinamico con flap estratti, si è potuto ricavare, nella condizione di volo in cui a = 10°, il coefficiente di portanza globale del velivolo, pari a 1.165 e la necessaria deflessione dell’equilibratore per mantenere il velivolo trimmato, pari a d_e= -9°. In questa condizione di volo, con un concreto margine dallo stallo del velivolo (almeno 3°), è stata valutata la velocità di atterraggio pari a circa 22 m/s, pari a circa 80 km/h disponendo di un concreto margine dallo stallo che, dalle analisi condotte, dovrebbe avvenire a circa 65 km/h. Tale risultato è sicuramente passibile di miglioramenti, soprattutto derivati dall’adozione di un sistema di ipersostentazione più efficace di quello adottato in questa fase preliminare.

Nelle seguenti figure sono riportati i campi aerodinamici e di pressione del velivolo in configurazione di atterraggio e quindi con flap estratti a 40°.

6. Conclusioni

Lo studio effettuato tramite il codice CFD ha indicato che l’ala anteriore ha una maggior efficienza a parità di superficie di riferimento rispetto all’ala posteriore e ciò è dovuto alla presenza degli effetti induttivi che si esprimono attraverso il down wash generato dall’ala anteriore. Attraverso affinamenti successivi è stata prodotta una configurazione finale in cui la superficie totale è di 13.4m² e la fusoliera ha una sezione longitudinale costituita da un profilo, tale da minimizzare la resistenza di forma e, inoltre, consentire la creazione di un vano tra fusoliera ed ala posteriore tale da permettere il posizionamento del motore.

Una condizione fondamentale è quella della stabilità statica. Il metodo in cui si è ottenuta tale stabilità è del tutto nuovo rispetto ad un velivolo tradizionale. La configurazione finale è stabile in modo tale da rendere efficace anche quella di bassa velocità con un Cl elevato. Gli sviluppi futuri, vista la dimostrata competitività della configurazione esaminata, dovranno riguardare le condizioni di bassa velocità, gli aspetti strutturali e la semplicità dei comandi. Quest’ultimi sono temi ancora aperti sui quali sono in corso attività che hanno preso spunto da questo lavoro. In particolare è stata avviata la realizzazione di un modello volante in scala 1:5, realizzato in similitudine aerodinamica, col fine di testarne le caratteristiche di volo e le prestazioni.

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