Regional Jet Design

Politecnico di Torino

I facoltà di ingegneria

Anno Accademico 2013/2014

Progettazione di veicoli aerospaziali

Regional Jet

Prof. Giulio Romeo

Ing. Enrico Cestino

Alessandro Bacchini

Carlotta Mariani

Giovanni Francesco Pietrafesa

i

Indice

Indice 1

Elenco delle gure 5

Elenco delle tabelle 11

1 Speciche di progetto 13

2 Analisi di mercato 16

2.1 Introduzione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16

2.2 Situazione economica generale . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16

2.3 Analisi del mercato per aree geograche . . . . . . . . . . . . . . . . . 20

2.3.1 Africa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22

2.3.2 America Latina . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28

2.3.3 Medio Oriente . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31

2.3.4 Asia ed Oceania . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 34

2.3.5 Cina . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37

2.3.6 Europa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40

2.3.7 America del Nord . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 46

2.3.8 Russia e CIS (Comunità Stati Indipendenti) . . . . . . . . . . 48

3 Velivoli di riferimento 52

3.1 Velivoli . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 52

1

INDICE

4 Analisi Statistica 64

4.1 Impennaggio Orizzontale . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 64

4.2 Impennaggio Verticale . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 68

4.3 Ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 70

4.4 Pesi . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 73

4.5 Prestazioni . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 76

5 Preliminary Design 80

5.1 introduzione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 80

5.2 Stima preliminare dei pesi . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 81

5.3 Stima delle principali grandezze aerodinamiche . . . . . . . . . . . . . 82

6 Dimensionamento preliminare fusoliera 85

6.1 Sezione trasversale . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 85

6.2 Congurazioni . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 87

6.2.1 Sedili e corridoio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 88

6.2.2 Porte e sicurezza . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 89

6.2.3 Altro . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 90

6.3 Dimensionamento nose e coda . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 91

7 Scelta motori 93

8 Analisi aerodinamica 100

8.1 Geometrie e Proli . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 100

8.1.1 Ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 100

8.1.2 Impennaggi . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 103

8.2 Risultati . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104

8.2.1 Ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104

8.2.2 Impennaggio Orizzontale . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 106

8.3 Resistenza . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109

8.3.1 Resistenza Parassita . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 110

8.3.2 Resistenza Indotta . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 111

8.3.3 Resistenza d'onda . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 111

2

INDICE

8.3.4 Resistenza d'interferenza . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 112

8.3.5 Resistenza Complessiva . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 112

8.3.6 Ottimizzazione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 112

8.4 Flaps e Slats . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 119

9 Decollo e Atterraggio 122

9.1 Decollo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 122

9.1.1 Stima distanza di decollo - tutti i motori operativi . . . . . . . 123

9.1.2 Balanced Field Length . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 125

9.1.3 Salita . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 129

9.2 Atterraggio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 130

9.2.1 Stima distanza di atterraggio . . . . . . . . . . . . . . . . . . 131

10 Stima pesi 133

10.1 Introduzione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 133

10.2 Metodo Jenkinson . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 134

10.3 Metodo STANFORD . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 141

10.3.1 Conclusioni . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 147

11 Stabilità statica longitudinale 148

11.1 Introduzione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 148

11.2 Baricentro . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 148

11.3 Fuoco ala isolata . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 150

11.4 Spostamenti del fuoco dovuti ai corpi fusiformi . . . . . . . . . . . . . 150

11.5 Punto neutro . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 151

11.6 Margine statico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 152

11.7 Curve caratteristiche . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 152

11.7.1 Cm − α . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 152

11.7.2 CL − α . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 154

11.7.3 Verica dell'impennaggio orizzontale . . . . . . . . . . . . . . 154

12 Stabilità dinamica longitudinale 156

12.1 Introduzione allo studio della dinamica longitudinale . . . . . . . . . 156

3

INDICE

12.2 Calcolo della matrici . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 158

12.3 Calcolo degli autovalori e autovettori del sistema . . . . . . . . . . . . 160

12.4 Calcolo delle caratteristiche della risposta . . . . . . . . . . . . . . . . 161

12.5 Analisi dei modi propri longitudinali . . . . . . . . . . . . . . . . . . 162

13 Catia 165

13.1 Cassone alare . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 165

14 Analisi strutturale teorica 168

14.1 Diagramma di inviluppo di volo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 168

14.1.1 Diagramma di manovra . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 169

14.1.2 Diagramma di raca . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 172

14.1.3 Diagramma di inviluppo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 173

14.2 Analisi strutturale del cassone alare . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 175

14.2.1 Diagrammi di sollecitazione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 175

14.2.2 Denizione dettagliata del cassone alare . . . . . . . . . . . . 179

14.2.3 Denizione degli spessori degli elementi del cassone . . . . . . 181

14.2.4 Calcolo e verica delle tensioni e delle deformazioni . . . . . . 182

14.2.5 Peso del cassone . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 184

14.2.6 Calcolo della deformata . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 184

14.2.7 Torsione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 185

15 Analisi strutturale numerica 188

15.1 Patran: realizzazione della mesh . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 188

15.2 Assegnazione delle proprietà . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 189

15.3 Analisi della struttura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 192

16 Analisi dei costi 194

16.1 Il metodo di Reymer . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 195

17 Impatto ambientale 203

17.1 Emissioni acustiche . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 203

4

Elenco delle gure

2.1 Drivers of air travel (Boeing) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17

2.2 Growth rates (Boeing) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18

2.3 Future units number (Boeing) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18

2.4 GDP growth (Boeing) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19

2.5 Air trac growth (Boeing) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19

2.6 Project Trac and Economic Growth (Embraer) . . . . . . . . . . . . 20

2.7 61 to 90-Seats Jet Segment (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . . 21

2.8 Growth Map (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21

2.9 Africa Economical Condition (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . 22

2.10 Middle Class Expansion (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23

2.11 Africa Fleet in Service (Bombardier) . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24

2.12 Intra-Africa Market Prole (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25

2.13 Africa Projected New Deliveries (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . 26

2.14 Africa Fleet in Service (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27

2.15 Latin America Economical Condition (Embraer) . . . . . . . . . . . . 28

2.16 Latin America Fleet in Service (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . 29

2.17 Latin America Projected New Deliveries (Embraer) . . . . . . . . . . 30

2.18 Latin America Fleet in Service (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . 30

2.19 Middle East Economical Condition (Embraer) . . . . . . . . . . . . . 31

2.20 Middle East Average Age (United Nations) . . . . . . . . . . . . . . . 32

2.21 Middle East Projected New Deliveries (Embraer) . . . . . . . . . . . 33

2.22 Middle East Fleet in Service (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . . 33

2.23 Asia Economical Condition (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . . 34

5

ELENCO DELLE FIGURE

2.24 Airport Congestion and Expansion Plan . . . . . . . . . . . . . . . . 35

2.25 Propensity to Travel (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 35

2.26 Asia Projected New Deliveries (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . 36

2.27 Asia Fleet in Service (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36

2.28 China Economical Condition (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . 37

2.29 China Airports (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 38

2.30 China Airport Congestion and Expansion Plan (Embraer) . . . . . . 38

2.31 China Projected Deliveries (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39

2.32 China Fleet in Service (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39

2.33 Europe Economical Condition (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . 40

2.34 Level of Accessibility to Aviation Services (Embraer) . . . . . . . . . 41

2.35 Connectivity in Europe (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41

2.36 Market Density Prole (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 42

2.37 Intra Europe Frequency Prole (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . 43

2.38 Europe Fleet in Service (Bombardier) . . . . . . . . . . . . . . . . . . 44

2.39 Europe Projected New Deliveries (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . 44

2.40 Europe Fleet in Service (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 45

2.41 North America Economical Condition (Embraer) . . . . . . . . . . . 46

2.42 North America Fleet in Service (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . 47

2.43 North America Projected New Deliveries (Embraer) . . . . . . . . . . 48

2.44 North America Fleet in Service (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . 48

2.45 North America Economical Condition (Embraer) . . . . . . . . . . . 49

2.46 CSI Fleet and Backlog Prole (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . 50

2.47 CSI Projected New Deliveries (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . 51

2.48 CSI Fleet in Service (Embraer) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51

3.1 Embraer E-Jets . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 53

3.2 Bombardier CRJ-700 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 54

3.3 Comac ARJ21 Xiangfeng . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55

3.4 DC9-10 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 56

3.5 Antonov An-148-100 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 57

3.6 AVRO RJ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 58

6

ELENCO DELLE FIGURE

3.7 BAe 146 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 59

3.8 Fokker F28 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 60

3.9 Fokker F70 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 61

3.10 Mitsubishi Regional Jet (MRJ) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62

3.11 Tupolev Tu-134A . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 63

4.1 Horizontal Empennage (Statistics) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 67

4.2 Vertical Empennage (Statistics) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 70

4.3 Wing (Statistics) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 72

4.4 MTOW . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 74

4.5 MEOW . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 75

4.6 MEOW/MTOW . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 75

4.7 Plane Performances (Statistics) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 77

4.8 Take o and Landing . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 78

4.9 Eciency . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 78

6.1 Fuselage Cross-Section . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 86

6.2 Fuselage Congurations . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 87

6.3 Standard Seat AMC 25.785(c) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 88

6.4 Aisle CS-25.815 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 89

6.5 Emergency Door . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 89

6.6 Nose and Tailcone Fineness Ratio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 91

6.7 Fuselage Sizing (70) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 92

6.8 Fuselage Sizing (82) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 92

7.1 General Electric CF34-10 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94

7.2 Aviadvigatel PD-14 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94

7.3 CFM International LEAP 1A/1B/1C . . . . . . . . . . . . . . . . . . 95

7.4 PowerJet SaM146 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 96

7.5 Pratt Whitney PW1000G . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 96

7.6 Rolls-Royce RB.183-2 Spey . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 99

8.1 Preliminar Wing Geometry . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 101

7

ELENCO DELLE FIGURE

8.2 Stall Analysis . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 101

8.3 X-foil analysis exemple . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 103

8.4 Horizontal and Vertical Tail . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104

8.5 Lift Distribution along Wing Span . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 105

8.6 Drag Distribution along Wing Span . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 105

8.7 Aerodynamic Polar Curve . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 106

8.8 Lift-Drag Curve . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 106

8.9 Lift Distribution along Horizontal Tail Span . . . . . . . . . . . . . . 107

8.10 Drag Distribution along Horizontal Tail Span . . . . . . . . . . . . . 107

8.11 Aerodynamic Polar Curve . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 108

8.12 Lift-Drag Curve . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 108

8.13 Andamento ecienza . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 112

8.14 Denitive Wing Geometry . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 114

8.15 Parasitic Drag . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 115

8.16 Induced Drag . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 116

8.17 Interference Drag . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 117

8.18 Total Drag . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 118

8.19 X-foil exemple . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 119

8.20 Polare aerodinamica al variare della deessione . . . . . . . . . . . . 120

8.21 Curva portanza-resistenza al variare della deessione . . . . . . . . . 120

8.22 Aumento Cl max al variare della deessione . . . . . . . . . . . . . . 121

8.23 Input . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 121

8.24 Output . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 121

9.1 Manovra di decollo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 122

9.2 Acc - Go . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 126

9.3 Acc - Stop . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 127

9.4 Balanced Field Length . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 127

9.5 Manovra di Atterraggio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 130

10.1 Nacelle Mass . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 137

10.2 Undercarriage Mass . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 137

8

ELENCO DELLE FIGURE

10.3 Specic Engine Mass . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 139

10.4 Distribuzione Pesi (Stanford) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 147

11.1 Coordinate Masse Concentrate . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 149

11.2 Spostamento baricentro corpi fusiformi . . . . . . . . . . . . . . . . . 150

11.3 Curva Cm - alfa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 153

11.4 Curva Cm - alfa al variare del margine statico . . . . . . . . . . . . . 153

11.5 Curva CL - alfa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 154

12.1 Step response . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 161

12.2 Step response . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 162

12.3 Stabilità dinamica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 163

12.4 Luogo radici . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 164

13.1 Realizzazione centine . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 165

13.2 Realizzazione solette longheroni . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 166

13.3 Cassone alare . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 167

14.1 Generico diagramma di manovra . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 169

14.2 Dati Input . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 171

14.3 Diagramma di manovra . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 171

14.4 Velocità Output . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 171

14.5 Diagramma di raca . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 173

14.6 Diagramma di inviluppo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 174

14.7 Distribuzione di portanza . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 176

14.8 Distribuzione di resistenza . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 177

14.9 Diagramma di carico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 178

14.10Diagramma di taglio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 179

14.11Diagramma di momento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 179

14.12Sezione cassone alare . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 181

14.13Spessori . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 182

14.14Tensioni . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 183

14.15Deformazioni . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 183

9

ELENCO DELLE FIGURE

14.16Deformata . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 185

14.17Deformata al variare del fattore di carico . . . . . . . . . . . . . . . 185

14.18Schematizzazione semiguscio ideale . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 186

14.19Rigidezza Torsionale . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 186

14.20Gradiente di torsione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 187

14.21Torsione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 187

15.1 Realizzazione Mesh . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 189

15.2 Denizione condizioni di incastro alla radice . . . . . . . . . . . . . . 191

15.3 Denizione carichi . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 192

15.4 Deformata della struttura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 193

15.5 Confronto risultati . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 193

16.1 Fuel Cost . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 195

16.2 Ripartizione costi . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 202

17.1 Contributi Emissioni Acustiche . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 204

17.2 Suddivisione Emissioni Acustiche (fasi di volo) . . . . . . . . . . . . . 204

17.3 Sviluppo Rumorosità in fan e jet . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 205

17.4 Gas di scarico in uscita dal propulsore . . . . . . . . . . . . . . . . . 206

17.5 Superci forate fonoassorbenti . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 207

17.6 Particolare della presa d'aria di un propulsore . . . . . . . . . . . . . 207

17.7 Sagomatura della parte interna della presa d'aria . . . . . . . . . . . 208

17.8 Sagomatura opportuna dell'ugello di scarico . . . . . . . . . . . . . . 208

17.9 Emissioni sonore - BPR . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 209

17.10Emissioni inquinanti . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 210

10

Elenco delle tabelle

3.1 Embraer E-Jets's features . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 53

3.2 Bombardier CRJ's features . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 54

3.3 Comac ARJ21 Xiangfeng's features . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55

3.4 DC9's features . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 56

3.5 Antonov An-148-100's features . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 57

3.6 AVRO RJ's features . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 58

3.7 BAe 146's features . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 59

3.8 Fokker F28's features . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 60

3.9 Fokker F70's features . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 61

3.10 MRJ's features . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62

3.11 Tupolev Tu-134A's features . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 63

4.1 Horizontal Empennage's features . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 67

4.2 Vertical Empennage's features . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 70

4.3 Wing's features . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 73

4.4 Weight's features . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 75

4.5 Performance's features . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 79

6.1 Cross-Section's features . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 86

6.2 Seat Sizing . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 88

6.3 Fuselage Elements . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 91

6.4 Fuselage Lenght . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 92

7.1 Engine Features . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 99

11

ELENCO DELLE TABELLE

8.1 Results . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109

8.2 Ottimizzazione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 113

8.3 Nuova Ottimizzazione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 113

8.4 Geometria denitiva ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 114

8.5 Parasitic Drag . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 115

8.6 Induced Drag . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 116

8.7 Interference Drag . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 117

8.8 Total Drag . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 118

8.9 Ecienza . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 118

9.1 Take O Distance . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 125

9.2 rateo di salita . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 130

9.3 Landing Distance . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 132

10.1 Distribuzione pesi (Jetkinson) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 141

12.1 Caratteristiche velivolo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 159

12.2 Parametri sistema . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 160

12

Capitolo 1

Speciche di progetto

In vista di aeromobili esistenti in questo segmento di mercato è stato deciso che il

modello di base debba avere una capacità di circa 80 passeggeri con il potenziale di

produrre una famiglia di aerei più grandi, basata soprattutto sul modello iniziale,con

particolare attenzione al risparmio di carburante n dall'inizio, in quanto vi è il

rischio che prezzo del carburante aumenti nel futuro attraverso le imposte ambientali.

Dal brief iniziale proposto per il progetto, la capacità dell'aeromobile è ssato a 70

passeggeri. Questo lascia diversi parametri chiave che devono essere determinati al

ne di completare la specica dell'aeromobile. Questi sono:

range

velocità di crociera

distanza di decollo/atterraggio

quota di crociera iniziale

La progettazione dell'aeromobile inuenzerà il peso totale e costo del aeromobile

nonché la essibilità operativa per l'aerea in cui operare. Ci sono diversi metodi

con cui può essere scelta la linea di design. Nel primo caso , può essere fatto un

confronto diretto con i velivoli regionali correnti, che fornisce le caratteristiche di

base di alcuni velivoli da trasporto jet regionale. Tuttavia, questi dati non danno

alcuna indicazione di come questi velivoli operino attualmente.

13

1 Speciche di progetto

Le rotte servite dagli aeromobili regionali correnti e il range possono essere iden-

ticati valutando la distanza tra l'aeroporto di partenza e quello di arrivo. Questo è

spesso un processo lungo. Per questo studio il numero di rotte e le distanze percorse

dagli aerei regionali sono state analizzate dai programmi europei e statunitensi. È

probabile che molti operatori scelgano di volare due volte o più prima del riforni-

mento. Questo tenderà a ridurre i tempi e permettere agli aerei di essere riforniti

nella base principale della compagnia aerea.

Dopo aver analizzato i dati , una linea di design di 1636 nm ha deciso per la

congurazione iniziale del modello di aeromobile . Più tardi, i derivati possono essere

sviluppati con intervalli più lunghi. Il normale numero di Mach di funzionamento

è di circa 0,05 inferiore al valore massimo. Così dai numeri il Mach di crociera si è

visto essere tra M 0.73 e M 0.78.

Nelle distanze relativamente brevi, le velocità più elevate orono poco vantag-

gio in termini di risparmio di tempo, ma fanno aumentare la quantità complessiva

di carburante bruciato, così si è deciso di adottare una velocità di crociera di M

0.75. Questa velocità relativamente bassa ha il vantaggio di ridurre lo sweep del-

l'ala richiesto che conseguentemente migliorerà le prestazioni di take-o/landing

dell'aeromobile.

L'altitudine di crociera varia tra i 25.000 e 36.000 ft, dove sono auspicabili al-

titudini di crociera più elevate per migliorare il rapporto L/D e ridurre il consumo

specico di carburante del motore.

La distanza di decollo/atterraggio è un requisito importante per la progetta-

zione. Se la questa è troppo breve il progetto potrà incorrere in sanzioni di costo

signicative, mentre se è troppo grande il velivolo sarà in grado di operare solo in

alcuni campi di aviazione riducendo il suo potenziale di mercato. l'analisi delle at-

tuali lunghezze delle piste per aeromobili regionali suggerisce che una distanza di

decollo/atterraggio ssata a 1.600 m potrebbe fornire beneci economici senza pe-

nalizzare eccessivamente la essibilità operativa del progetto. La specica completa

può ora essere riassunta :

capacità di 70 passeggeri

range 1.636 nm

14

1 Speciche di progetto

M 0,75

quota di crociera 36.000 ft

tempo di raggiungimento quota di crociera < 25 minuti

Ora che le speciche per l'aeromobile sono state ssate, può iniziare la fase

concettuale del progetto. Questa può essere suddivisa in tre aree:

stime iniziali

dimensionamento geometrico

ottimizzazione del progetto di base

15

Capitolo 2

Analisi di mercato

2.1 Introduzione

Il primo passaggio necessario per la progettazione di un nuovo velivolo, ancora prima

della fase di avamprogetto, é sicuramente l'analisi della situazione del mercato nella

quale esso si dovrà inserire. Per compiere questa ricerca, abbiamo fatto riferimento

ai Market Outlook presentati dalle varie compagnie aeree (Embraer, Boeing, Airbus)

che, basandosi su dati statistici, propongono delle previsioni di mercato utilizzabili

per creare un velivolo facilmente vendibile sulla maggior parte dei mercati, non solo

nell'immediato futuro, ma anche in anni più distanti. Occorre inoltre ricordare che,

pur presentando una panoramica generale delle condizioni economiche generale, nel

seguito si farà particolare riferimento soprattutto al mercato dei velivoli da trasporto

passeggeri di categoria regional, oggetto della relazione di progetto.

2.2 Situazione economica generale

La situazione economica in cui si trovano molte Nazioni in questi ultimi anni non

permette di progettare e di immettere sul mercato merce che non possa essere gradita

e quindi avere successo. E' quindi necessario approntare una metodologia in grado

di analizzare i principali fattori ambientali, economici e sociali, nalizzata ad avere

16

2 Analisi di mercato

dati sucienti per fare buone previsioni di mercato, come mostrato nello schema

seguente:

Figura 2.1: Drivers of air travel (Boeing)

Dallo schema precedente si può notare come il 60% - 80% della crescita del traf-

co aereo é da attribuirsi alla crescita economica, mentre solo il 20% - 40% é da

attribuirsi a fattori esterni a quello puramente economico, che sono da associare alla

velocità e alla convenienza che solo il traco aereo può orire.

La crescita del trasporto aereo, misurata in Revenue Passenger-Kilometers (RPK)

é infatti legata al Gross Domestic Products (GDP ) dalla seguente formula:

RPK(growth) = GDP(growth) + f(t)

dove f(t) é una funzione tempo-variante che solitamente assume un valore pari

al 2%. Il legame tra le grandezze é mostrato nella gura seguente:

17


Figura 2.2: Growth rates (Boeing)

Collegato all'indice RPK é la crescita in numero di velivoli richiesti dalle singole

compagnie, quest'ultimo inuenzato anche dal numero di velivoli che devono essere

ritirati dal mercato per essere sostituiti con nuovi esemplari,

Figura 2.3: Future units number (Boeing)

18


Ma é ancora più opportuno prestare una particolare attenzione a quelli che sono i

cosiddetti mercati emergenti, che, a dierenza dei Paesi in cui la crisi ha abbassato le

prospettive di crescita economica, secondo le stime uciali, vedranno crescere anche

abbastanza rapidamente il loro Prodotto Interno Lordo. E quindi é opportuno fare

riferimento anche il graci sottostanti:

Figura 2.4: GDP growth (Boeing)

Figura 2.5: Air trac growth (Boeing)

19


2.3 Analisi del mercato per aree geograche

Visti i dierenti livelli di crescita attuali e previsti per ogni Nazione, abbiamo ritenu-

to opportuno suddividere la nostra analisi di mercato in grandi aree geograche per

permettere lo sviluppo di un modello che possa essere destinato al maggior numero

di mercati interni, essendo in grado si soddisfare anche le richieste più stringenti.

Ecco ad esempio, la previsione di crescita per le dierenti aree geograche in

termini di ricchezza procapite e la tendenza ad aumentare nel numero di passeggeri:

Figura 2.6: Project Trac and Economic Growth (Embraer)

In particolare, il segmento di vendita di nostro interesse é quello dei velivoli da

trasporto passegeri con al massimo 90 posti.

Ecco quindi una tabella riassuntiva che illustra le principali richieste di mercato

in questo specico settore: si noti come la previsione di maggior crescita si preveda

per il Nord America, seguito da Europa e Cina ma che anche le aree tradizional-

mento meno sviluppate economicamente abbiano una prospettiva di crescita anche

abbastanza notevole.

20


Figura 2.7: 61 to 90-Seats Jet Segment (Embraer)

Figura 2.8: Growth Map (Embraer)

21


2.3.1 Africa

L'economia africana è storicamente dipendente dalle risorse naturali che, come mo-

strano le analisi del 2010, sono il 67% delle esportazioni totali. Nonostante l'esporta-

zione dei prodotti manifatturieri sia in larga crescita, non vi è ricerca per promuovere

una più ampia esportazione basata su di essi.

I paesi della coste africane, come Kenya, Sud Africa e Costa d'Avorio hanno un

amplio portfolio di esportazione. Il Kenya è un buon esempio di economia diversi-

cata nella quale l'esportazione di prodotti manifatturieri ha avuto un incremento

del 16% annuo negli ultimi 5 anni.

Figura 2.9: Africa Economical Condition (Embraer)

Questa crescita è stata alimentata dall'esportazione ai paesi vicini, i quali hanno

incoraggiato i trasporti aerei. L'economia diversicata e la crescita si appoggiano

sull'aumento della classe borghese africana. Secondo l'African Developement Bank,

questa è arrivata a circa un terzo della popolazione, aumentando di 12 milioni di

persone l'anno nell'ultima decade.

L'aumento del potere d'acquisto ha un impatto rilevante sul trasporto aereo,

coinvolgendo nuovi viaggiatori nel sistema. Secondo il McKinsey Istitute, più della

metà delle famiglie africane avrà maggiori capacità di spesa per il 2020, raggiungendo

128 milioni di dollari.

22


Figura 2.10: Middle Class Expansion (Embraer)

Con l'urbanizzazione e il conseguentemente l'aumento dei consumatori, ci sarà un

aumento del bisogno di trasporti aerei a servizio di queste città. Il potere della classe

media non solo porterà ad una diminuzione della povertà ma sarà anche l'opportu-

nità per creare una forte dipendenza dalle esigenze nazionali e dalle esportazioni.

Il commercio interno africano è cresciuto del 17% all'anno dal 2002, registrando 60

miliardi di dollari nel 2011, il 6% del totale delle esportazioni regionali. Negli ultimi

anni inoltre c'è stato un decentramento dei continenti partners, ovvero l'Europa

che rappresentava nel 2000 la metà di tutte le esportazioni, oggi è circa un terzo,

mentre la Cina ha triplicato la sua richiesta, che ad oggi rappresenta il 15% di quel-

la totale. Il decentramento del commercio con i partners si riette sul trasporto

aereo, con un aumento di traco aereo verso l'Asia la Cina. Nei prossimi vent'anni

si suppone che l'economia africana avrà un ruolo più inuente nel mondo, mentre

il GDP globale dovrebbe crescere del 3% all'anno, per il GDP africano è prevista

una crescita del 4%. Questa crescita sarà principalmente guidata dagli investimenti

stranieri e dalla diversicazione nel commercio. Il turismo ha avuto storicamente un

grosso impatto sul trasporto aereo, poiché gli arrivi del turismo internazionale nel

continente sono aumentati negli ultimi dieci anni del 6%. Questo è rimasto piatto

23


nel 2011 per la crisi politica del nord africa, ma è previsto uno sblocco della situazio-

ne per il 2012 con un aumento del 4-6%, che porterà ad una situazione di pace per

il 2030, registrando arrivi di turisti internazionali per circa 125 milioni di persone,

un 7% della popolazione mondiale. Aspetti economici e sociali mostrano una serie

di cambiamenti nei collegamenti della nazione africana, che si aspetta un aumen-

to di domanda per il trasporto aereo, sia all'interno dell'Africa stessa, sia verso il

resto del mondo. I trasporti dall'Europa e dal medio oriente stanno aumentando i

loro servizi verso l'Africa perché hanno visto possibilità di rendita. Come risultato

di questo aumento di competizione i trasporti africani hanno iniziato a rinnovare

la loro otta per ridurre i costi del sistema operativo e soddisfare gli standards di

sicurezza internazionale.

Figura 2.11: Africa Fleet in Service (Bombardier)

Oggi, più di metà degli aerei in servizio hanno almeno 10 anni. I segmenti da 30

a 120 posti sono in condizioni ancora più critiche, poiché tre quarti degli aeroplani

hanno più di 10 anni di sevizio e solo un 10% è coperto dai lavori arretrati.

La disponibilità di credito è stato il problema che ha frenato l'African Airlines

dall'acquisto di nuovi aerei. Con l'aumento della ducia nel mercato e del migliora-

mento delle condizioni nanziarie ci si aspetta una sostituzione dei vecchi aerei con

24


nuovi velivoli più ecienti da cui saranno attratti un maggior numero di passeggeri

per la migliore qualità del servizio.

Un'altra impresa a cui si preparano i trasporti africani è lo sviluppo di migliori

sistemi di alimentazione del traco, aumentando le connessioni e coinvolgendo un

numero maggiore di passeggeri sulla rete. Con una rete più tta di trasporti inter-

regionali, ci si avvierà verso la strada del mercato internazionale. Anche il mercato

interno rappresenta una buona opportunità per estendere i servizi e aumentare le

entrate con i trasporti globali.

Oggi, l'87% delle partenze per destinazioni africane hanno mediamente meno di

100 passeggeri a bordo.

Figura 2.12: Intra-Africa Market Prole (Embraer)

Il 70% della otta è composta da aerei con più di 120 posti a sedere, le compagnie

aeree non sono in grado di fornire un livello di servizio appropriato e il risultato è

che la frequenza del mercato interno è molto bassa. Ancora più del 70% di questo

mercato è di medie, lunghe distanze, fuori dal range operazionale dei turboprop. Per

ovviare ha ciò le compagnie aeree tendono a cercare regional jets come componenti

della propria otta. Il traco aereo africano vorrebbe costruire una rete di servizi per

25


diversi mercati con maggiori fattori di carico e elevata essibilità. Questo dovrebbe

portare ad un più amplio utilizzo dei nuovi mercati. I trasporti che hanno diversi

jets all'interno della otta hanno aumentato il numero delle destinazioni interne.

Oltremodo, il contributo di nuovi velivoli in servizio in Africa si è duplicato negli

ultimi 5 anni, registrando un 44% nel 2011, aggiungendo nuova tecnologia alla loro

otta hanno aumentato ecienza e produttività.

Per il 2031, verranno impiegati 2010 nuovi velivoli , di cui, il 30% saranno per

sopperire alla crescita del mercato, mentre un 70% per sostituire gli aerei della

vecchia generazione. Jets da 30 a 120 posti a sedere saranno impiegati nella otta

che aumenterà di 160 unità nel 2011 no a 370 nel 2031. Circa 145 nuovi turboelica

verranno impiegati: un 65% per sostituire i vecchi velivoli e un 35% per sopperire alla

crescita del mercato, con una crescita prevista da 145 a 315 velivoli entro il 2031. 585

nuovi velivoli verranno impiegati: 60% per sostituire i vecchie e 40% per sostenere la

crescita, con una crescita della otta complessiva stimata da 365 a 695 velivoli per il

2031. Riportiamo quindi le previsioni di mercato per questa regione, con particolare

riferimento alla categoria di velivoli di nostro maggior interesse confrontato con la

otta in servizio:

Figura 2.13: Africa Projected New Deliveries (Embraer)

26


Figura 2.14: Africa Fleet in Service (Embraer)

27


2.3.2 America Latina

Il continente americano è ovviamente trattato in due sezioni: fortemente dieren-

te è infatti la condizione economica del Nord America da quella dei Paesi latino

americani.

Figura 2.15: Latin America Economical Condition (Embraer)

Iniziando proprio da questi ultimi, si può aermare che, a dispetto della crisi

globale, le ultime stime tracciate sono migliori di quelle passate; bisogna infatti

ricordare come questa area geograca sia diventata polo attrattivo per numerosi

imprese soprattutto europee che trovano in questa zona delle politiche fortemente

improntate alla liberalizzazione e alla libera concorrenza, con grandi incentivi volti

ad attrarre il maggior numero possibile di investitori. Questa parte del continente,

presentando così grandi capacità di sviluppo soprattutto industriale, guidata da

Stati quali Colombia, Brasile, Costa Rica e Messico, rappresenta un'area con enormi

potenzialità soprattutto per il miglioramento e l'ampliamento della rete di trasporto

aereo. Da notare come la otta attualmete in servizio oltre ad essere molto vecchia,

con un buon numero di esemplari che superano i vent'anni di attività, deve essere

ripensata anche in termini di ottimizzazione del carico pagante in quanto nel 68% dei

casi, secondo Embraer, vengono sottosfruttati grandi velivoli, che potrebbero invece

28


essere sostituiti da più piccoli regional, che potrebbero inoltre orire la possibilità

di aumentare la frequesnza o il numero di rotte interne.

Figura 2.16: Latin America Fleet in Service (Embraer)

Importanti da ricordare sono anche i patti bilateri contenuti all'interno di convenzio-

ni rmate dagli Stati di questo ocntinente, volti ad aumentare la collaborazione in-

terna e ad eliminare le barriere protezionistiche ancora presenti seppur in maniera

minore rispetto al passato. Tra i più importanti si possono citare Fortaleza Agree-

ment e Andean Pact. Inoltre, il Brasile, oltre ad essere la Nazione guida di questo

continente, avrà occasione di dimostrare il suo potenziale e di aumentare le sue in-

frastrutture poichè sarà il Paese ospitante dei Campionati del mondo di calcio nel

2014 e delle Olimpiadi nel 2016.

29


Figura 2.17: Latin America Projected New Deliveries (Embraer)

Figura 2.18: Latin America Fleet in Service (Embraer)

30


2.3.3 Medio Oriente

Il rapporto del Medio Oriente con la crisi attuale è simile solo a quello del Sud

America: si verica infatti anche qui una crescita nelle industrie ma soprattutto nel

settore terziario.

Figura 2.19: Middle East Economical Condition (Embraer)

Altra caratteristica peculiare di questa area è l'età media molto giovane della

popolazione, fatto dovuto soprattutto alla presenza di giovani stranieri che vengono

attratti dal mondo del lavoro in costante ricerca di impiegati.

31


Figura 2.20: Middle East Average Age (United Nations)

L'importanza di questa regione geograca dal punto di vista aeroportuale nasce

soprattutto dalla presenza dei tre scali principali per rotte intercontinentali: Abu

Dhabi, Doha e Dubai. Queste tre cittadine hanno saputo sfruttare la favorevole

posizione geograca di connessione tra l'Europa e l'Asia in modo molto procuo.

Con un trend economico di questo genere, anche per l'industria aeronautica c'è la

possibilità di ampliare il mercato di vendita, soprattutto di settori particalari come

quelli che si occupano della produzione di jet privati super lussuosi ma anche di

middle range aircraft per permettere ai giovani che qui trovano lavoro, di far ritorno

a casa molto velocemente.

32


Figura 2.21: Middle East Projected New Deliveries (Embraer)

Figura 2.22: Middle East Fleet in Service (Embraer)

33


2.3.4 Asia ed Oceania

In questa sezione verrà analizzata la situazione economica asiatica, escludendo però

da questa trattazione la Cina, alla quale sarà riservata la sezione immediatamente

successiva.

Figura 2.23: Asia Economical Condition (Embraer)

L'Asia é una regione che, nonostante le grandi disparità fra le singole Nazioni, ha

una previsione di GDP che si colloca perfettamente nella media calcolata, attorno

al 3,4%. É già diusa da alcuni anni la tendenza a costruire scali internazionali

per rotte molte lunghe ma, grazie alla nascita e allo sviluppo di ceti borghesi, è

aumentata anche la necessità di costruire una rete di collegamenti aerei regionali e

da qui discende la previsione di un importante aumento nella richiesta di velivoli

con massimo 100 posti.

Motore dell'economia è l'India, dove la crisi mondiale non ha intaccato il settore

manifatturiero, che si sta invece sviluppando a ritmi piuttosto elevati e necessita

di rotte aeree di natura esclusivamente commerciale. Ecco nella gura seguente

la distribuzione degli aeroporti esistenti e di quelli per i quali sono già stati dati

importanti nanziamenti per la costruzione. Problema che invece potrebbe rilevarsi

degno di nota è l'assenza di una rete ferroviaria veloce in grado di collegare tra loro

le principali cittdine del Paese e gli scali costruiti o in via di progettazione.

34


Figura 2.24: Airport Congestion and Expansion Plan

Importanti per la crescita di queste economie sono le politiche di Paesi quali Tai-

wan, Singapore, Tailandia, Giappone e Vietnam volte alla diminuzione del regime

scale quindi al favorimento dell'installazione di nuove attività. E proprio il Giap-

pone rappresenta un caso molto particolare: qui infatti le linee ferroviarie molto

veloci sono le vere antagoniste del traco aereo che però potrebbe trovare in esse un

appoggio e potrebbe rappresentare un complemento per la realizzazione di un ser-

vizio di trasporto avanzatissimo. Proprio per questo motivo, le maggiori compagnie

aeree prevedono per questo Stato un'aumento delle richieste del segmento di nostro

interesse.

Figura 2.25: Propensity to Travel (Embraer)

35


Ecco le principali previsioni per l'Asia in generale, confrontati con i dati relativi

all'attuale otta.

Figura 2.26: Asia Projected New Deliveries (Embraer)

Figura 2.27: Asia Fleet in Service (Embraer)

36


2.3.5 Cina

La Cina è da trattarsi a parte sia perchè si tratta di un'area geograca molto ampia,

sia perchè le sue dinamiche economiche sono particolari e meritano attenzione.

Figura 2.28: China Economical Condition (Embraer)

Secondo le previsioni di Bombardier, la Cina ha una prospettiva di aumento

crescita nel settore aeronautico secondo solo al Nord America, con un incremento di

richieste calcolato attorno al 17%, di cui si stima che circa il 37% saranno velivoli

al di sotto dei 100 posti. La Cina, grazie alla grande disponibilità di liquidità, non

risulta gravemente aetta dalla crisi globale di questi tempi; inoltre anche le politiche

statali molto stimolanti hanno permesso la crescita a livello economico, puntando

molto soprattutto sugli investimenti infrastrutturali. Ad aumentare la domanda

interna anche nel settore aeronautico concorre la continua crescita di popolazione e

il trend positivo di aumento della classe medio borghese, vero motore nel campo dei

trasporti. Attualmente, visti tutti questi fattori, la domanda del mercato interno

cinese è rivolto verso aerei grandi e molto capienti per grandi distanze, ma proprio la

necessità di spostarsi anche internamente al Paese stesso, richiesta tipica della classe

borghese, potrebbe rappressentare un ottimo driver per l'ampliamento del segmento

regionale. Mostriamo quindi la distribuzione degli aeroporti sul territorio: questa

riette la densità di popolazione, dierente a seconda dell'area considerata.

37


Figura 2.29: China Airports (Embraer)

Molto interessante anche la seconda delle due carte geograche nella quale oltre

ad essere riportati gli aeroporti in progetto di costruzione o di ampliamento, vengono

rappresentati anche tutti quelli che lavorano ad una capacità superiore a quella

prevista.

Figura 2.30: China Airport Congestion and Expansion Plan (Embraer)

38


Riportiamo inne le tabele che mostrano, numericamente, la previsione di cre-

scita e, come già fatto anche per i casi precedenti, il confronto con la otta in

attività.

Figura 2.31: China Projected Deliveries (Embraer)

Figura 2.32: China Fleet in Service (Embraer)

39


2.3.6 Europa

L'industria del trasporto aereo in Europa è un punto di passaggio. Oggi, i trasporti

si muovono tutto intorno ed è indiscusso un bisogno di cambiamenti strutturali,

dove vi è necessità di migliorare i collegamenti tra i diversi continenti, i quali in un

immediato futuro produrranno importanti opportunità di mercato.

Figura 2.33: Europe Economical Condition (Embraer)

L'Est Europa, dove il mercato è meno maturo, sperimenterà una crescita maggio-

re rispetto all'ovest e al nord Europa. Il settore del trasporto in Europa è fortemente

caratterizzato dalle politiche volte alla liberalizzazione che hanno profondamente se-

gnati gli Anni Novanta e che si stanno espandendo ad altri settori dell'economia. A

partire da quegli anni dunque, nel nostro continente si è però assistito anche ad una

crescita dell'incertezza economica e al preoccupante aumento del tasso di disoccu-

pazione annuo che certo non è sicuramente un fattore positivo di crescita e sviluppo.

I collegamenti europei non sono sucienti a garantire una competitività economica

a lungo termine.

40


Figura 2.34: Level of Accessibility to Aviation Services (Embraer)

Il concetto di connessione coinvolge una serie di aspetti combinati, includendo la

possibilità di accesso ad un buon numero di aeroporti in un range di possibili destina-

zioni, nonché la frequenza con la quale queste destinazioni sono servite. Guardando

l'immagine dei sistemi di trasporto aereo europei, le città dell'ovest europa hanno un

range più amplio di servizio di trasporto aereo rispetto ai paesi dell'est europa. Mol-

te città dell'ovest europa possono tranquillamente accedere alla rete di collegamenti

globale attraverso gli aeroporti con media o lunga connessione.

Figura 2.35: Connectivity in Europe (Embraer)

Negli ultimi anni si è anche vista la comparsa di due dierenti trends si mercato:

41


il primo, proprio delle grandi e consolidate compagnie aeree, che hanno diminuito

la frequenza dei voli regionali aumentando di gran numero le proposte per le rotte

intercontinentali, mentre dall'altra parte si sono aacciati su tutti i mercati le com-

pagnie low cost che puntano quasi esclusivamente sull'aumento delle frequenze per

i voli a breve e medio raggio, orendo prezzi altamente invitanti.

Figura 2.36: Market Density Prole (Embraer)

La compagnia Brasiliana Embraer, studiando il caso Europa, ha proposto al-

cuni punti chiave a rispettare per entrare o restare stabilmente in un mercato così

complesso. La previsione prevede l'ottimizzazione di quattro aspetti:

Corretto dimensionamento: prevede la previsione di un numero di voli giorna-

liero adeguato alle esigenze di mercato, senza evitare eccessi e dierenziamento

della otta da utilizzare a seconda delle richieste: ad esempio, utilizzare nar-

row body aircraft nei periodi di maggior auenza e i regional jet nei periodi

meno demanding.

Espansione delle Low Cost Carrier (LCC): infatti, questo segmento potrebbe

permettere alla compagnia di dierenziare la sua oerta e potrebbe aprirle

42


nuovi scenari. Tale strategia porterebbe un aumento di richiesta di nuovi

velivoli soprattutto nel segmento 90-120 posti.

Sostituzione dei velivoli obsoleti: si tratta di sostituire i componenti della

otta che hanno più di una quindicina di anni. Questa tattica darebbe grande

impulso alle aziende aeronautica europea e permetterebbe alle compagnie di

avere a disposizione dei velivoli molto più ecienti sia a livello di prestazioni

che porterebbe ad una riduzione dei costi di mantenimento e manutenzione

ma anche del livello di emissioni. Soprattutto quest'ultimo punto deve essere

fortemente valutato, in particolare in Europa, dove le normative sulle emissioni

di sostane inquinante e sulla rumorosità diventano sempre più stringenti.

Sfruttare la crescita naturale: saper sfruttare la crescita a livello infrastruttura-

le dei singoli stati europei, facendo tesoro dei numerosi collegamenti ferroviari

anche ad alta velocità che potrebbero partecipare alla costruzione di una delle

reti di trasporto più complete ed ecienti.

Figura 2.37: Intra Europe Frequency Prole (Embraer)

43


Figura 2.38: Europe Fleet in Service (Bombardier)

Figura 2.39: Europe Projected New Deliveries (Embraer)

E' stato richiesto un numero di 1460 nuovi velivoli nei prossimi 20anni: 48% per

supportare la crescita e un 52% per sostituire i vecchi aerei. Da 30 a 120 posti, la

otta di jet aumenterà di 815 unità nel 2011 no a 1480 no al 2031, con 6% che

entrerà in servizio da adesso. Da 30 a 60 posti,invece, la otta di jet aumenterà di

640 unità nel 2011 no a 1465 no al 2031. Dal 2012 al 2031, 605 nuovi turboeliche

44


verranno impiegati: 35% per supportare la crescita e un 65% per sostituire i vecchi

aerei. I turboelica in servizio previsti aumenteranno di 500 no a 690 velivoli per il

2031.

Figura 2.40: Europe Fleet in Service (Embraer)

45


2.3.7 America del Nord

La regione del Nord America è ovviamente trainata dall'economia degli Stati Uniti:

essi però stanno solo in questi mesi uscendo da una profonda recessione che ha

colpito la loro economia, creando altissimi tassi di disoccupazione e diminuzione dei

mercati.

Figura 2.41: North America Economical Condition (Embraer)

46


Quindi in un contesto di questo genere, anche il settore del trasporto aereo ne

risente anche se può sempre adarsi, se non alla richiesta di nuovi velivoli aggiuntivi,

di nuovi esemplari in sostituzione di alcuni che sono ormai da troppi anni in servizio.

Figura 2.42: North America Fleet in Service (Embraer)

Secondo alcune stime si prevede che la richiesta di un segmento che non ha

mai interessato queste regioni ma che potrebbe permettere un ridimensionamento di

tratte e una riorganizzazione tecnica degli scali: il segmenti 60-120 posti. Inoltre si

potrebbe prevedere, così come in Europa, un aumento delle tratte e delle frequenze

operate da compagnie low cost con la conseguente nascita di ulteriore necessità di

velivoli dello stesso segmento.

47


Figura 2.43: North America Projected New Deliveries (Embraer)

Figura 2.44: North America Fleet in Service (Embraer)

2.3.8 Russia e CIS (Comunità Stati Indipendenti)

La Russia e i suoi Paesi satelliti sono stati anch'essi fortemente investiti dalla crisi

economica con tutte le conseguenza che già sono state analizzate nelle altre macro-

regioni. Nonostante ciò però, anche se con molta lentezza, si prevede la rinascita dei48


mercati con un aumento del Revenue Passenger Km che come già detto è fortemente

collegato al GDP, prospettato al 3.3%.

Figura 2.45: North America Economical Condition (Embraer)

49


Questa regione, dopo la ne dell'URSS, ha visto un grande aumento di richieste

di voli verso altri Paesi, motivataanche dalla necesità di visitare zone mai viste o

di contattare parenti ed amici. Ma il trasporto aereo interno ha ricevuto anch'esso

una forte spinata, dovuta questa volta alla natura stessa di un Paese dalle distanze

enormi, copribili sono in aereo. Nonostante ciò però, la Russia e i CIS hanno la più

vecchia otta in attività, con alcuni esemplari che dovranno essere obbligatoriamente

rimpiazzati, come mostra la gura seguente. Ecco perchè le previsioni di Embraer

sono comunque abbastanza positive.

Figura 2.46: CSI Fleet and Backlog Prole (Embraer)

50


Figura 2.47: CSI Projected New Deliveries (Embraer)

Figura 2.48: CSI Fleet in Service (Embraer)

51

Capitolo 3

Velivoli di riferimento

3.1 Velivoli

Vengono presentati di seguito i velivoli scelti come riferimento in questo progetto.

Alcuni di essi risultano avere caratteristiche dieerenti da quelle richieste, ma no-

nostante ciò possono essere utilizzati come base statistica adabile per un'analisi

preliminare. Per completezza, per ognuno viene riportata un'immagine rappresen-

tativa e una tabella indicante i principali valori forniti dalle case costruttrici.

52

3 Velivoli di riferimento

Embraer E-Jets

Figura 3.1: Embraer E-Jets

170 170LR 175 175LRCaratteristica Unità di misura

Passeggeri 70/76 70/76 78/86 78/86MTOW [Kg] 35.990 37.200 35.990 37.500Range [Km] 3.889 2.405 2.960Spinta [KN] 2x62,28 2x62,28 2x62,28 2x62,28Lunghezza fusoliera [m] 29,90 29,90 31,68 31,68Apertura alare [m] 26,00 26,00 26,00 26,00

Tabella 3.1: Embraer E-Jets's features

53


Bombardier CRJ-700

Figura 3.2: Bombardier CRJ-700

CRJ-701 CRJ-705 CRJ-905Caratteristica Unità di misura

Passeggeri 68 70 86MTOW [Kg] 32.999 34.019 36.995Range [Km] 3.120 3.676 2.852Spinta [KN] 56,4x2 61,3x2 63,4x2Lunghezza fusoliera [m] 32,51 32,51 36,19Apertura alare [m] 23,24 23,24 23,24

Tabella 3.2: Bombardier CRJ's features

54


Comac ARJ21 Xiangfeng

Figura 3.3: Comac ARJ21 Xiangfeng

ARJ21-700 ARJ21-700LRCaratteristica Unità di misura

Passeggeri 78/85 78/85MTOW [Kg] 37.645 40.737Range [Km] 2.222 3.704Spinta [KN] 2x80,1 2x80,1Lunghezza fusoliera [m] 32,70 27,45Apertura alare [m] 27,45 27,45

Tabella 3.3: Comac ARJ21 Xiangfeng's features

55


DC9

Figura 3.4: DC9-10

DC9-10 DC9-20Caratteristica Unità di misura

Passeggeri 80/90 80/90MTOW [Kg] 41.141 45.359Range [Km] 2.036 2.977Potenza [KN] 2x62.300 2x62.300Lunghezza fusoliera [m] 31,8 31,8Apertura alare [m] 27,3 28,5

Tabella 3.4: DC9's features

56


Antonov An-148-100

Figura 3.5: Antonov An-148-100

An-148-100A An-148-100B An-148-100ECaratteristica Unità di misura

Passeggeri 75-80 75-80 75-80MTOW [Kg] 36.800 39.600 42.600Range [Km] 2.200 3.600 4.400Spinta [KN] 2x62,8 2x62,8 2x62,8Lunghezza fusoliera [m] 29,13 29,13 29,13Apertura alare [m] 28,91 28,91 28,91

Tabella 3.5: Antonov An-148-100's features

57


AVRO RJ

Figura 3.6: AVRO RJ

RJ-70 RJ-85Caratteristica Unità di misura

Passeggeri 70 85MTOW [Kg] 36.000 41.000Range [Km] 3.615 3.300Spinta [KN] 4x31 4x31Lunghezza fusoliera [m] 26,16 28,55Apertura alare [m] 26,34 26,34

Tabella 3.6: AVRO RJ's features

58


BAe 146

Figura 3.7: BAe 146

146-100 146-200Caratteristica Unità di misura

Passeggeri 79/80 85/100MTOW [Kg] 38.102 42.184Range [Km] 2.174 2.365Spinta [KN] 4x31 4x31Lunghezza fusoliera [m] 26,16 28,55Apertura alare [m] 26,34 26,34

Tabella 3.7: BAe 146's features

59


Fokker F28

Figura 3.8: Fokker F28

Caratteristica Unità di misura Valore

Passeggeri 85MTOW(versione 70STD) [Kg] 33.110Range(versione 70STD) [Km] 1.850Spinta [KN] 2x44Lunghezza fusoliera [m] 27,40Apertura alare [m] 23,58

Tabella 3.8: Fokker F28's features

60


Fokker F70

Figura 3.9: Fokker F70


Passeggeri 70MTOW [Kg] 37.000Range [Km] 2.040Spinta [KN] 132,4Lunghezza fusoliera [m] 30,91Apertura alare [m] 28,08

Tabella 3.9: Fokker F70's features

61


Mitsubishi Regional Jet (MRJ)

Figura 3.10: Mitsubishi Regional Jet (MRJ)


Passeggeri 86-96MTOW(versione 90STD) [Kg] 39.600Range(versione 90STD) [Km] 1.670Spinta [KN] 2x75,6Lunghezza fusoliera [m] 35,8Apertura alare [m] 30,9

Tabella 3.10: MRJ's features

62


Tupolev Tu-134A

Figura 3.11: Tupolev Tu-134A

Caratteristica Unità di misura

Passeggeri 84MTOW [Kg] 47.000Range [Km] 3.500Spinta [KN] 133,6Lunghezza fusoliera [m] 37,10Apertura alare [m] 29,14

Tabella 3.11: Tupolev Tu-134A's features

63

Capitolo 4

Analisi Statistica

Nel capitolo precedente sono stati elencati i principali velivoli di riferimento per

il progetto di un velivolo regional con un numero di passeggeri dell'ordine dei

sessanta/novanta posti.

Per compiere le prime scelte progettuali è necessario conoscere i dati di lettera-

tura ed elaborare un'approfondita analisi statistica che permetta di ricavare i dati

principali da utilizzare come input nelle stime di prima approssimazione che verranno

calcolate nella fase immediatamente successiva, detta di preliminary design.

La ricerca dei dati per questa fase ha avuto come fonti sia libri di letteratura spe-

cialistica quali il Jane's Aircraft sia direttamente i siti della case costruttrici; essa

si è svolta parallelamente per dierenti categorie di grandezze, da quelle di dimensio-

namento geometrico, fondamentali dati d'ingresso per la trattazione aerodinamica,

a quelle relative alle prestazioni.

4.1 Impennaggio Orizzontale

Si è deciso di cominciare l'esposizione dei risultati ottenuti dall'analisi statistica,

dalle superci di coda, in particolare dal piano orizzontale. Poichè la loro dimensione

inuenzerà anche sui calcoli aerodinamici, questa fase è quanto mai importante.

Per ognuna delle grandezze analizzate si riporta un istogramma che mostra il

valore per ognuno dei velivoli di riferimento.

64

4 Analisi Statistica

65


66


Figura 4.1: Horizontal Empennage (Statistics)

Si riporta, nella tabella seguente, un riassunto delle principali grandezze conside-

rate nel dimensionamento dell'impennaggio orizzontale; per ognuna di esse vengono

espressi tre valori dierenti: quello ricavato come semplice media aritmetica dei dati

statistici (dato numerico riportato nei graci a barre), quello di tendenza ottenu-

to inserendo il numero di passeggeri all'interno della retta di tendenza ed inne la

scelta progettuale. Alcune scelte possono discostarsi leggermente dai valori previsti

dalla letteratura: questo è stato fatto per prevedere ad esempio l'utilizzo di materiali

innovativi nelle strutture.

Impennaggio OrizzontaleValore medio Tendenza Scelta

Sh/S 0,293997 0,295336 0,295Aspect Ratio 4,686679 4,680597 4,683Taper Ratio 0,398684 0,397876 0,398

Sweep Angle[deg] 27,46798 27,3433 27Croot 3,16641 3,178364 3,17

Tabella 4.1: Horizontal Empennage's features

67


4.2 Impennaggio Verticale

Analogamente a quanto fatto per l'impennaggio orizzontale, si procede nell'illustrare

le grandezze ricavate per la supercie verticale di coda.

68


69


Figura 4.2: Vertical Empennage (Statistics)

Come nel caso precedente si riportano in tabella i dati più signicativi

Impennaggio VerticaleValore medio Tendenza Scelta

Sv/S 0,226173 0,226672 0,226Aspect Ratio 1,247568 1,254408 1,25Taper Ratio 0,579443 0,580068 0,58


Tabella 4.2: Vertical Empennage's features

4.3 Ala

L'ala è, aerodinamicamente parlando, l'elemento strutturale di maggiore importan-

za. Quindi il suo dimensionamento è uno dei passaggi fondamentali di tutto il

70


progetto. A parte rarissimi casi nei quali si intende progettare soluzioni estrema-

mente innovative, è abitudine confrontare le proprie idee con quelle già presenti sul

mercato.

71


Figura 4.3: Wing (Statistics)

72


Ecco nel seguito le grandezze principali analizzate e i valori scelti in questa fase

di progetto.

Impennaggio VerticaleValore medio Tendenza Scelta

Carico Alare [Kg/m2] 479,176 479,833 480Aspect Ratio 8,721053 8,70501 9Taper Ratio 0,312456 0,310144 0,27


Tabella 4.3: Wing's features

4.4 Pesi

Lo studio delle congurazioni presenti sul mercato può essere utilizzata non soltanto

per compiere un primo dimensionamento di massima della struttura ma anche per

stimare, almeno come ordine di grandezza anche altre caratteristiche, quali possono

essere ad esempio il peso o le prestazioni principali (trattate nel paragrafo succes-

sivo). Per quanto concerne la stima delle masse, si procede come già ampiamente

spiegato nella sezione precedente, sempre con l'ausilio di metodi graci.

La trattazione inizia con la ricerca e il successivo calcolo del Maximum Take O

Weight; si tratta del peso massimo con cui il velivolo è in grado di decollare.

73


Figura 4.4: MTOW

Oltre al MTOW, esiste un altro parametro di massa molto importante; si tratta

del Minimum Operative Empty Weight. In particolare, si riporta anche il rapporto

tra i due in quanto sarà proprio quest'ultimo valore ad essere dato di input per la

successiva sezione di Preliminary Design.

74


Figura 4.5: MEOW

Figura 4.6: MEOW/MTOW

Per riassumere, si riportano i valori scelti per la congurazione in analisi, alla

luce degli andamenti trovati:

PesiValore medio Tendenza Scelta

MTOW [Kg] 38.786 38.762 39.068MEOW [Kg] 23.086 23.070 22.269

MEOW/MTOW 0,597016 0,596959 0,57

Tabella 4.4: Weight's features

75


4.5 Prestazioni

Sempre con lo stesso intento, si riportano per completezza anche le principali caratte-

ristiche prestazionali dei velivoli di riferimento. Ecco alcuni parametri fondamentali

per la denizione del volo in crociera: la quota di volo, il Mach e non ultimo il range,

che viene riportato al solo scopo di confronto con il valore dato come specica di

progetto da soddisfare

In ultima analisi sono state considerate le prestazioni riguardo alle due fasi più

critiche dell'inviluppo di volo: decollo e atterraggio.

76


Figura 4.7: Plane Performances (Statistics)

Per concludere, si riportano gli andamenti riscontrati di ecienza, parametro

che tornerà utile nel seguito.

77


Figura 4.8: Take o and Landing

Figura 4.9: Eciency

Ecco quindi le scelte a livello prestazionale

78


PrestazioniValore medio Tendenza Scelta

Quota [m] 11.074,5 11.075,3 11.000Mach Max 0,82136 0,8214 0,82

Mach Operative 0,7754 0,7754 0,75Range [Km] 3.029 3.030 3.030

Take O Length [m] 1.644 1.642 in seguitoLanding Length [m] 1.389 1.389 in seguito

Tabella 4.5: Performance's features

79

Capitolo 5

Preliminary Design

5.1 introduzione

Il progetto preliminare è stato eettuato per avere un dimensionamento di massima

da utilizzare per le fasi successive, che prevederanno un'analisi più accurata. Preli-

minarmente, si è svolta un'attenta e approfondita analisi statistica di tutte le gran-

dezze necessarie, considerando alcuni velivoli disponibili oggi sul mercato; da ciò,

si sono ricavati i valori di autonomia chilometrica, mach, specic fuel consumption,

operative empty mass, carico alare, aspect ratio, tutti input necessari per ottenere

un analisi. Alcuni di questi valori sono stati corretti, considerando i miglioramenti

ottenuti in campo aeronautico negli ultimi anni. In particolare:

l'SFC è stato diminuito da 0,653 lb/h/lb a 0,37 lb/h/lb, aumentando il BPR

a 9; questi valori sono stati scelti considerando un motore di nuova generazione

della famiglia Pratt & Whitney

l'MOEW/MTOW è stato mantenuto pari a 0,597: nonostante l'alleggerimento

strutturale dovuto all'uso di materiali compositi, questo non può scendere a

causa della minore frazione di combustibile necessaria dovuta all'uso di nuovi

motori;

Il valore del carico alare è stato abbassato, passando da 470 kg/m2 a 445

kg/m2; è previsto infatti lo sviluppo di una versione con un maggior numero

80

5 Preliminary Design

di passeggeri per questo velivolo, e già in quel caso il carico alare risulterà

aumentato

l'AR è stato aumentato da 8,7 a 9,6 per avere una resistenza indotta inferiore:

essendo un velivolo di ultima generazione, si presuppone che possa resistere

alle sollecitazioni derivanti dall'aumento dell'allungamento alare;

Partendo da questi dati, si sono ottenuti i valori di Maximum Take O Mass,

supercie alare, coeciente di portanza, coeciente di resistenza, resistenza, spinta,

Thrust/Weight ratio, ecienza, supercie dell'impennaggio verticale e orizzontale.

All'interno delle formule che vengono illustrate nel seguito, viene richiesto il valore

di un particolare parametro, non ancora considerato, ma facilmente determinabile

con i dati in possesso: si tratta dell' ESAR, l'Equivalent Still Air Range, ricavato

tramite l'equazione

ESAR = 450 + 1,063 · range

il quale, calcolato per il nostro velivolo, porta al valore:

ESAR = 2.189nm = 4.054km

Si richiede anche la determinazione della velocità di volo in condizioni di crociera

(Vc) con il Mach,

Vc = M · c = 221,21m/s

dove c'è la velocità del suono alla quota di 11.000 m

c = 294,94m/s

5.2 Stima preliminare dei pesi

Fuel Mass Ratio Utilizzando i valori ricavati nel paragrafo precedente, è possibile

stimare il valore del Fuel Mass Ratio tramite l'equazione di Breguet: si tratta del

rapporto tra la massa di combustibile disponibile a bordo del velivolo (MF ) e la

massima massa con il quale il velivolo può decollare (MTO)

MF/MTO = 1− e[−SFC(D/L)(ESAR/Vc)] = 0,11

81


Payload Mass Il calcolo del Payload Mass è ottenuto come sommatoria dei

contributi della massa delle persone a bordo (n° di passeggeri, piloti e assistenti di

volo) considerato con un valore medio pro capite di 75 kg e del payload aggiunti-

vo (bagaglio) che, utilizzando i valori consigliati dalle normative, deve essere così

dierenziato:

30 Kg per i passeggeri,

30 Kg per i piloti,

30 Kg per gli assistenti di volo,

Nella sommatoria è stato ipotizzato l'inserimento di un carico aggiuntivo, con-

siderato per sfruttare al meglio la stiva del velivolo in quanto si è infatti osservato

che il volume della stessa risultava sovradimensionato per contenere solo le valigie

dei soli passeggeri e si è quindi pensato di poter dedicare una parte della stiva al

trasporto di merci. Si sono quindi ottenuti i seguenti risultati:

Mpasseggeri = (70 + 25) ·Npasseggeri = 7.350Kg

Mcrew = (30) ·Ncrew = 150Kg

Maximum Take O Mass Si tratta di una delle grandezze fondamentali in

un progetto e per questo viene stimata anche nel Preliminary Design. Applicando

la formula riportata di seguito si è ottenuto il primo valore per il velivolo di questo

progetto. Nel calcolo si richiede la conoscenza del rapporto MOEW/MTOW che è

assunto pari a 0,57 come ricavato dall'analisi statistica.

MTO = MPL/[1− (MF/MTO)− (MOEW/MTOW )] = 25.690Kg

5.3 Stima delle principali grandezze aerodinamiche

Supercie Alare Noto il MTOW è possibile ricavare gran parte delle grandezze

aerodinamiche principali, a partire da quelle di dimensionamento geometrico come

la stima della supercie alare necessaria:

S = MTO/(MTO/S)

82


dove il valore MTO/S proviene dall'analisi statistica. Assumendo un MTO/S =

445kg/m2, si ottiene:

S = 58m2

Coecienti di portanza e resistenza Nota la supercie alare, supercie di

riferimento per gran parte dei calcoli aerodinamici, si ricavano i valori di prima

approssimazione dei coecienti di portanza e resistenza, che vengono ricavati in

modo più preciso e aderente al vero nel capitolo dedicato all'analisi aerodinamica.

Per quanto riguarda il coeciente di portanza, è possibile stimarlo ipotizzando che

il velivolo si trovi in una condizione di volo rettilineo uniforme in cui la portanza

equilibra perfettamente il peso W = g ·MTO.

CL = 0.98 ·MTO · g/(0.5 · ρ · Vc2 · S) = 0.48

dove

g è l'accelerazione di gravità

ρ è la densità alla quota di crociera e si assume un consumo di combustibile

del 2% per arrivare alla quota di crociera.

A partire dal coeciente di portanza è possibile calcolare quello di resistenza,

sempre nelle condizioni di equilibrio, qualora siano note alcune caratteristiche geo-

metriche e il CD0; per quanto riguarda le prime, possono essere prese come valori

statistici, mentre il secondo è noto dato il prolo: Assumendo

AR = 9,6

e = 0.948

si calcola

k =1

π · AR · e= 0.03496

e scelto il CD0, assumendo il prolo parabolico della polare aerodinamica:

CD = CD0 + k · CL2 = 0,029

83


e da qui

D = 0.5 · ρ · Vc2 · S · CD = 14.953N

Prestazioni Fissato il valore di climb rate Vclimb, è possibile ricavare il climb

angle in crociera dalla relazione

γ = Vclimb/Vc = 0,00689rad

altra caratteristica che è importante stimare e fortemente dipendente dal peso

totale del velivolo è la spinta necessaria

Pn =T −D

(0,98 ·MTO · g)= 16.653N

Ulteriori utili informazioni, soprattutto per la scelta del propulsore, vengono

dall'Engine Lapse Rate e dal Thrust to Weight Ratio, così ottenibili, nell'ordine:

T/EL = 0,2

TSL/MTOW = 0,330

Noti i coecienti aerodinamici, si ha la stima dell'ecienza.

E = CL/CD = 16,5

Dimensionamento degli impennaggi Per il dimensionamento degli impen-

naggi, si è tenuto conto esclusivamente dell'indagine statistica andando a considerare

quali sono le dimensioni rispetto all'ala (presa come riferimento). Si ottengono:

SV = S/(SV /S) = 13,1m2

SH = S/(SH/S) = 17,11m2

84

Capitolo 6

Dimensionamento preliminare

fusoliera

6.1 Sezione trasversale

Parametro principale per il dimensionamento della fusoliera è il diametro. Conside-

razioni su di esso, hanno portato alla determinazione del volume interno disponibile,

prestando attenzione alle normative in materia nella scelta ottimale della disposi-

zione degli interni. A questo proposito è bene citare la normativa a cui il velivolo

deve far riferimento. Si tratta della CS 25 emanata nell'ottobre del 2003.

La scelta dei diametri interno ed esterno è stata compiuta basandosi sui modelli

di riferimento precedentemente illustrati; in generale, in seguito, si parlerà di dia-

metro, indicando però con questo termine l'asse maggiore della sezione assimilabile

ad un'ellisse,come mostrato nella gura sottostante:

85

6 Dimensionamento preliminare fusoliera

Figura 6.1: Fuselage Cross-Section

Dall'immagine precedente siamo in grado di ricavare una tabella, integrando i

precedenti outputs con i dati forniti dalle normative:

Fuselage Cross-SectionParametro Valore [mm]

Diametro esterno (asse maggiore) 3.350Diametro esterno (asse minore) 2.930Diametro interno (asse maggiore) 3.130Diametro interno (asse minore) 2.810Altezza cabina 2.000Massima altezza stiva 1.200Massima larghezza stiva 2.250Massima larghezza bagagliera 600

Tabella 6.1: Cross-Section's features

Tale congurazione risulta coerente e appropriata per la scelta di posizionamen-

to e dimensionamento degli interni, eseguito seguendo gli standard richiesti dalle

86


normative.

6.2 Congurazioni

Come già anticipato nei capitoli precedenti, la congurazione standard di questo

velivolo prevede un numero massimo di 70 passeggeri, ma per ovviare alle esigenze

di mercato si è deciso di progettare anche un velivolo la cui capacità sia leggermente

maggiore, e più precisamente sia pari a un massimo di 82 passeggeri. Per fare ciò si

è deciso di adottare per la fusoliera breve una congurazione che prevede un unico

corridoio con 17 le, ciascuna composta da 4 posti oltre a una coppia di sedili nali,

con l'inserimento di altre tre le per la congurazione estesa.

Per cercare di mantenere la stessa posizione di baricentro e punto neutro del

velivolo rispetto alla corda aerodinamica, sono stati eettuati dei calcoli, per cui si

vede che gli inserti della fusoliera devono essere posizionati in modo tale che una

delle tre le aggiuntive vada a posizionarsi davanti all'ala, mentre le restanti due

andranno a collocarsi dietro ad essa, come mostrato in gura:

Figura 6.2: Fuselage Congurations

87


6.2.1 Sedili e corridoio

Per dimensionare i singoli posti si è fatto riferimento agli standard delle varie

compagnie aeree.

versione le posti per la distanza tra le larghezza sedile

short 17 4 800 mm 600 mmextended 20 4 800 mm 600 mm

Tabella 6.2: Seat Sizing

Per completezza si riporta l'immagine di un generico sedile progettato secondo

la AMC 25.785(c).

Figura 6.3: Standard Seat AMC 25.785(c)

Per quanto riguarda invece le dimensioni trasversali del corridoio, è necessario

far riferimento ancora alle norme, in particolare al cap 25.815, di cui riportiamo un

estratto.

Rispetto a queste richieste, le scelte prima illustrate in tabella sono ampliamente

soddisfacenti. Per quanto riguarda l'ingombro longitudinale, dalle scelte eettuate

risulta essere di 3480 mm.

88


Figura 6.4: Aisle CS-25.815

6.2.2 Porte e sicurezza

A completamento del reparto si è proceduto ad inserire gli ulteriori elementi ai quali

è necessario pensare già nella fase preliminare del progetto. Elementi caratteristici

e indispensabili sono le porte. Ecco le prescrizioni a riguardo:

Figura 6.5: Emergency Door

89


Il portellone principale di ingresso di Type A è posizionato sul lato sinistro,

appena dietro la cabina di pilotaggio. Di fronte ad essa è posta la prima delle uscite

di emergenza, di Type I ad uso dei passeggeri ospitati nelle prime le.

Secondo le disposizioni della normativa citata in precedenza si è scelto dove

posizionare le uscite di emergenza nella parte nale e centrale della cabina: tutte e

4 sono Type 3 e sono messe l'una di fronte all'altra.

Un altro elemento fondamentale per combattere l'insorgenza di eventuali incendi

a bordo è la presenza di un adeguato numero di estintori. Nel rispetto della nor-

mativa, che oltre a prescrivere i minimi riportati in gura, richiede delle ulteriori

restrizioni riportate nel capitolo CS-25.851. In base ad esse si sono fatte le seguenti

scelte: . 1 estintore in cabina di pilotaggio

3 estintore, opportunamente dislocati lungo la fuloliera

1 o più estintori, a discrezione della compagnia, nella stiva, facilmente rag-

giungibile dall'equipaggio.

6.2.3 Altro

Nella congurazione di avanprogetto è stata inoltre considerata la necessaria pre-

senza di due bagni, di tre sedili ulteriori per gli assistenti di volo e di una Galley.

Sfruttando il Forward Extra Space, si sono potuti inserire un bagno e la Galley,

oltre a tre posti per gli assistenti di volo.

Sfruttando l'Aft Extra Space, trova posto invece il secondo bagno, posto in coda

sul lato destro; proprio per questo motivo l'ultima la non è potuta essere completa.

Segue una tabella riassuntiva sulle dimensioni longitudinali degli elementi im-

messi in questi 2 spazi della fusoliera.

90


Elemento Ingombro [mm]

Anteporta 200Porta Type A 1067Porta Type I 610Porta Type III 508Galley 760Bagno 910Posti assistenti di volo 790

Tabella 6.3: Fuselage Elements

6.3 Dimensionamento nose e coda

Per completare il dimensionamento della fusoliera è stato necessario trovare la lun-

ghezza della coda e del nose: si è posta la cabina di pilotaggio essere totalmente

interna a quest'ultimo. Si riportano i due graci utilizzati per tali scelte:

Figura 6.6: Nose and Tailcone Fineness Ratio

Supponendo un Mach di divergenza pari a 0.8, si sono quindi trovati i rapporti di

snellezza: per il nose è stato ricavato un valore di 1.3 e per la coda di 1.5. Pertanto

si sono ottenute le lunghezze relative alle due strutture e si sono potuti calcolare

la dimensione longitudinale totale della fusoliera e il neness ratio totale, come

91


riportato nella seguente gura e riassunto in tabella, sia nel caso della congurazione

da 70 posti, sia nel caso di quella da 82.

Parte Lunghezza [m]

Nose Lenght 3,8Tailcone Lenght 4,39

Fuselage Lenght (70) 26,17Fuselage Lenght (82) 28,61Fineness Ratio (70) 8,35Fineness Ratio (82) 9,13

Tabella 6.4: Fuselage Lenght

Figura 6.7: Fuselage Sizing (70)

Figura 6.8: Fuselage Sizing (82)

92

Capitolo 7

Scelta motori

Dopo l'analisi statistica eettuata precedentemente, si procede qui alla scelta dei

motori in modo da garantire la spinta necessaria e soddisfare i requisiti di consumo

e rumore. Data la tipologia del velivolo, caratterizzato da turnaround veloci e da

cicli di utilizzo frequenti, si cerca un motore che richieda bassa manutenzione e alta

adabilità. Il mercato ore diverse opzioni per la categoria di propulsori presa in

considerazione. Quelle più innovative vengono di seguito analizzate in modo da

compiere una scelta ponderata ed eettuare il miglior trade-o.

General Electric CF34-10 Si tratta del motore montato dall'E-190, dalla

serie CRJ della Bombardier e dal Comac ARJ21. Questo propulsore, dal peso

di 1.678 kg, rientra nella classe di spinta compresa tra le 18.000 e le 20.000

libbre. La grande esperienza della ditta con motori simili (e.g. CFM56) rende

questo propulsore ottimo, seppur poco innovativo (è già in servizio, mentre

per questo progetto si cerca un propulsore più orientato al futuro). Gli aspetti

fondamentali sono un'alta tolleranza al danneggiamento da impatto con oggetti

esterni, alta ecienza, basse emissioni di NOx e bassi costi operativi.

93

7 Scelta motori

Figura 7.1: General Electric CF34-10

Aviadvigatel PD-14 Questo motore viene utilizzato sull'Irkut MS-21-300 e

pesa 2.770 kg per una spinta di 30.000 libbre. Dotato di bassi consumi rispetto

a motori di categoria simile attualmente utilizzati, questo propulsore presenta

livelli di emissioni di NOx inferiori del 20% rispetto a quelli previsti dalle

normative e incontra i requisiti di rumore della normativa ICAO livello 4 ( si

riferisce ad aeromobili certicati dall'inizio del 2006: essi devono essere almeno

10 decibel più silenziosi rispetto agli standard precedenti).

Figura 7.2: Aviadvigatel PD-14

94

7 Scelta motori

CFM International LEAP 1A/1B/1C Questo propulsore presenta molte

somiglianze con il PD-14, soprattutto per quanto riguarda l'architettura in-

terna. Come il PD-14, il LEAP presenta bassi consumi rispetto ai suoi simili;

inoltre le emissioni di NOx vengono qui ridotte del 30% rispetto alle nor-

mative. La bassa richiesta di manutenzione dovuta al largo uso di materiali

compositi (Nota: Il fan è interamente in materiale composito) e l'alta a-

dabilità (99.98%) sono caratteristiche fondamentali per una scelta ponderata.

L'estrema validità di questo motore può essere confermata dal fatto che verrà

adottato dall'Airbus A320neo e dal Boeing 737 MAX.

Figura 7.3: CFM International LEAP 1A/1B/1C

PowerJet SaM146 Il PowerJet SaM146 è un turbofan prodotto da una joint

venture tra la Snecma e la NPO Saturn dal peso di 1.708 kg e che si attesta

sulle 17.000 libbre di spinta. Utilizzato dal Superjet 100, è indubbiamente un

motore valido dal punto di vista dei consumi e della manutenzione. Unica nota

stonata è la classe di spinta abbastanza bassa, che potrebbe non essere adatta

al caso in esame.

95

7 Scelta motori

Figura 7.4: PowerJet SaM146

Pratt Whitney PW1000G Sicuramente uno dei migliori in fase di sviluppo

(ingresso in servizio previsto intorno al 2015). Presenta forti riduzioni dei

consumi e delle emissioni, sia rumorose che di inquinanti. Caratterizzato da

elevati tempi di permanenza sotto l'ala, necessita di poca manutenzione ed il

sistema di assistenza oerto dalla PW garantisce un buon supporto tecnico.

Figura 7.5: Pratt Whitney PW1000G

Pratt Whitney JT8D Il JT8D è il diretto discendente del turbogetto Pratt

Whitney J52, sviluppato a partire dal 1954. Sulla base del J52 la Pratt Whit-

ney iniziò nel 1.959 lo sviluppo di un motore destinato al Boeing 727, ma

96

7 Scelta motori

impiegato successivamente su altri velivoli tra cui Douglas DC-9, Boeing 737-

100 e -200. Prodotto in 11.845 esemplari con spinte comprese tra 62 e 77 kN

(da 14.000 a 17.400 lb), entrò in servizio su un 727a febbraio del 1964. A par-

tire dagli anni settanta, la Pratt Whitney sviluppò una versione avanzata del

motore (la serie JT8D-200) per venire incontro alle normative più stringenti in

tema di inquinamento acustico e di impatto ambientale. Di questa versione ne

vennero prodotti 2.856 esemplari, portando così il totale a 14.701 e rendendolo

di fatto uno dei motori a turbina di maggior successo commerciale. Progettato

per essere più silenzioso, pulito e più potente dei modelli precedenti, la serie

-200 era caratterizzata da un maggiore rapporto di bypass (1,74:1) e spinta

compresa tra 82 e 97 kN (da 18.500 a 21.700 lb). Entrò in servizio nel 1980 su-

gli MD-80 di cui era l'esclusiva motorizzazione. In seguito all'entrata in vigore

di limiti più stringenti sulla rumorosità, furono studiate e certicate diverse

modiche per far rientrare nei limiti i velivoli con le motorizzazioni più data-

te. È prevista l'installazione di due motori derivati dal JT8D-200 sul nuovo

business jet supersonico Aerion SBJ attualmente in fase di progettazione. Le

prime versioni di JT8D erano dotate di un fan a doppio stadio ed un com-

pressore assiale di bassa pressione a sei stadi mossi da un albero collegato ai

tre stadi di turbina di bassa pressione, mentre i sette stadi del compressore di

alta pressione erano collegati da un secondo albero concentrico al primo ad un

singolo stadio di turbina di alta pressione. Le versioni -200 si dierenziano per

il fan di diametro maggiore (e relativo incremento del rapporto di diluizione)

a stadio singolo. La camera di combustione è di tipo tubo-anulare con nove

tubi di amma interconnessi. Il JT8D è un turboventola a ussi miscelati con

un diusore a lobi posto nell'ugello di scarico che contribuisce ad abbassare la

rumorosità. Nel 2006 è stato certicato un kit di modica (STC) per i motori

installabili sugli MD-80 che, oltre a prevedere nuovi materiali fonoassorbenti

per la presa d'aria e lo scarico, introduce un diusore di nuovo disegno a 16

lobi che consente di rientrare nei più stringenti limiti acustici.

Rolls-Royce RB.183-2 Spey la Rolls-Royce Spey (società che produce

97

7 Scelta motori

RB.163 e RB.168 e RB.183, l'ultimo utilizzato per il Fokker F28) è un moto-

re turbofan a basso bypass originariamente progettato e realizzato da Rolls-

Royce, che è stato in servizio capillare per oltre 40 anni. Previsto per il mercato

aereo jet civile quando veniva progettato alla ne del 1950, il concetto Spey

è stato utilizzato anche in vari motori militari, e poi come motore turboalbe-

ro per le navi conosciuta come la Spey Marine, e anche come base per una

nuova linea civile, la Rolls-Royce Tay. Le versioni Aviation del modello ba-

se hanno accumulato oltre 50 milioni di ore di volo. In linea con le pratiche

di denominazione Rolls-Royce, il motore prende il nome dal ume Spey. Nel

1954 Rolls-Royce ha introdotto il primo motore bypass commerciali, la Rolls-

Royce Conway, con 21.000 lbf (94 kN) di spinta. Questo era troppo grande

per gli aerei più piccoli come il Sud Caravelle, BAC One-Eleven o Hawker Sid-

deley Trident che erano allora in fase di progettazione. Rolls poi ha iniziato

a lavorare su un motori più piccoli altrimenti identici nel design, la RB.163,

utilizzando lo stesso sistema della turbina a due rocchetti e un abbastanza

piccolo ventilatore per fornire rapporti di bypass di circa 0.64:1. Le prime

versioni sono entrati in servizio nel 1964, alimentando sia il 1-11 e Trident.

Diverse versioni con potenze superiori sono stati consegnati attraverso il 1960,

ma lo sviluppo è stato chiuso in via di 1970 dovuti all'introduzione di motori

con rapporti di bypass molto più alti e, quindi, migliore economia di carbu-

rante. Aeromobili Spey-powered continuato in servizio capillare no al 1980,

quando le limitazioni del rumore negli aeroporti europei li hanno costretti alla

ritirata dal servizio. Le versioni inglesi del McDonnell Douglas F -4 Phantom

II F - 4K ( designato Phantom FG.Mk.1 ) hanno sostituito le 16.000 lb di

spinta turboreattori J79 con un paio di 12.250 lb di spinta a secco e 20.515

lb di spinta con postbruciatore RB.168 -15R Spey 201 turbofan. La zona di

aspirazione dell'aria è stata aumentata del venti per cento , mentre la fusoliera

a poppa sotto i motori doveva essere riprogettata.

98

7 Scelta motori

Figura 7.6: Rolls-Royce RB.183-2 Spey

Le caratteristiche principali dei 7 motori sono riassunte nella tabella, in cui le ca-

ratteristiche degli ultimi due non vengono considerate poiché ormai soluzioni vecchie

e che non rispettano i valori imposti dalla comunità europea sulle emissioni. Eet-

tuando un trade-o. sono state individuate due possibilità di scelta che verranno

oerte al cliente: LEAP 1B e PW1000G.

CF 34-10 PD-14 LEAP 1B SaM146 PW 1000G

Peso [Kg] 1.678 2.770 2.237 1.708 2000Spinta [lb] 20.000 30.000 25.000 17.000 27.000

Consumi [-%] 3 10/15 15 7 15Emissioni NOx [-%] 5 25 30 20 30

Emissioni rumorose [-db] 3 10 10 10 15Manutenzione media media bassa bassa bassa

Tabella 7.1: Engine Features

99

Capitolo 8

Analisi aerodinamica

8.1 Geometrie e Proli

Sulla base dei dati ricavati dal design preliminare si sviluppa lo studio dell'aerodi-

namica del velivolo.

8.1.1 Ala

L'elemento principale su cui sviluppare quest'analisi è l'ala, e una prima geometria

iniziale della pianta alare è data dall'analisi preliminare svolta in precdenza, tenendo

conto di alcune considerazioni.

In un primo momento, imponendo carico alare, taper ratio, supercie alare,

freccia e svergolamento, si sono scelti opportuni valori di corda di radice e apertura

alare. É possibile avere un primo prospetto dell'ala grazie al programma Wing

geometry drawing di Ilan Kroo and Juan Alonso.

Prima di procedere con lo sviluppo però, si è voluta analizzare ulteriormente

la geometria dell'ala, in quanto il fattore di Ostwald risultava troppo basso e si

voleva raggiungere un valore di ecienza aerodinamica ancora più alto; attraverso

alcune prove, si è constatato che la soluzione a doppia freccia conferiva prestazioni

aerodinamiche migliori. Inoltre, studiando la possibile condizione di stallo dell'ala, ci

si è accorti che, nonostante il fenomeno avvenisse ad un'incidenza minore di alcuni

decimi di grado rispetto a quella della congurazione a freccia singola, questo si

100

8 Analisi aerodinamica

Figura 8.1: Preliminar Wing Geometry

presenta ora ad una distanza dalla radice molto più ridotta, contribuendo ad evitare

uno stallo all'estremità.

Figura 8.2: Stall Analysis

Per la scelta del prolo si è eettuata un'analisi approfondita di varie famiglie,

sia di proli classici che supercritici. Nello specico, dopo attente considerazioni su

spessori e inarcamenti ammissibili per un velivolo della categoria considerata, sono

state esaminate le seguenti famiglie:

101


NACA 36XX (15,14,13,12)

NACA 35XX (15,14,13,12)

NACA 26XX (15,14,13,12)

NACA 25XX (15,14,13,12)

SC 04XX (14,12)

SC 04XX (14,12)

Con l'ausilio del software X-foil, tali proli sono stati analizzati in regime viscoso

(per il calcolo del numero di Reynolds, fondamentale per questo tipo di analisi, si

sono utilizzati i valori di quota, velocità e dimensioni trovati nelle sezioni precedenti)

e incompressibile (successivamente i risultati sono stati riportati in regime compres-

sibile grazie alla correzione di Prandtl-Glauert) in 2D. I risultati dell'analisi 2D sono

riportati nell'allegato.

Considerando le esigenze strutturali e aerodinamiche, si è optato per una dimi-

nuzione dello spessore procedendo dalla radice all'estremità: 14% alla radice e 12%

all'estremità. Nel corso dell'analisi 3D è stato considerato inoltre un angolo di sver-

golamento distribuito sull'apertura alare in modo da ridurre il rischio di stallo di

estremità. La scelta dei proli, seppure già eettuabile, viene rimandata per poter

analizzare varie combinazioni nel corso dell'analisi 3D.

In questa fase vengono calcolate le principali caratteristiche aerodinamiche del-

l'ala nel suo complesso tenendo in considerazione gli eetti dovuti all'allungamento

nito e quindi ai vortici (ciò è possibile grazie alla teoria di Prandtl). L'implemen-

tazione della teoria di Prandtl avviene nell'allegato. Per una corretta implemen-

tazione si è realizzata una mesh aerodinamica spaziata lungo l'apertura in base al

paramentro φ = nπm+1

: in tal modo le estremità vengono meshate più densamente

permettendo uno studio sucientemente accurato dei fenomeni di estremità. Per

una scelta ponderata dei proli sono state eseguite diverse simulazioni, con varie

combinazioni.

Anchè le simulazioni non richiedessero un tempo eccessivo, si è dedicato molto

tempo alla parametrizzazione del modello e delle curve dei proli. Inoltre si è resa

l'interfaccia del foglio di calcolo user friendly, così da permettere la modica di po-

chissimi input per eettuare l'analisi. Per eettuare le simulazioni si è innanzitutto

102


individuato il CLcruise

CL =2W/S

ρVc2 = 0.48

e in un secondo momento sono state inserite le varie combinazioni considerate. Per

ciascuna di esse vengono individuati ecienza, C ′L, CLmax e incidenza di crociera.

Quest'ultima è fondamentale per determinare il calettamento dall'ala rispetto alla

fusoliera.

Figura 8.3: X-foil analysis exemple

Dopo l'analisi di tutte le combinazioni, ne sono state individuate due che presen-

tano prestazioni migliori rispetto alle altre: la prima con proli classici, la seconda

con supercritici. Siccome il Mach di crociera è al di sopra del Mach critico, il che

implica una resistenza d'onda non trascurabile, si è deciso di adottare la famiglia

dei proli supercritici: in particolare la combinazione SC-0414 e SC-0412.

8.1.2 Impennaggi

Sono stati fatti ragionamenti simili per quanto riguarda le geometrie e i proli degli

impennaggi di coda, dove però si è scelto di utilizzare proli convenzionali, in quanto

più semplici da realizzare, e più precisamente si sono scelti un NACA 0010 per

l'impennaggio orizzontale e un NACA 0012 per l'impennaggio verticale.

103


Figura 8.4: Horizontal and Vertical Tail

8.2 Risultati

Una volta denita la geometria e scelti i proli, si sono potute analizzare le curve

di portanza e resistenza dei singoli proli, illustrate in seguito; non compare l'im-

pennaggio verticale in quanto, data la simmetria del prolo e l'incidenza nulla, non

genera portanza.

8.2.1 Ala

Qui di seguito sono rappresentate le curve di portanza e resistenza sulla semiapertura

alare considerata all'incidenza di volo di crociera, pari a 2.95°:

104


Figura 8.5: Lift Distribution along Wing Span

Figura 8.6: Drag Distribution along Wing Span

Iterando gli stessi calcoli facendo però variare l'incidenza dei proli, è inoltre

possibile ricavare le curve CL − α e CL − CD

105


Figura 8.7: Aerodynamic Polar Curve

Figura 8.8: Lift-Drag Curve

8.2.2 Impennaggio Orizzontale

Lo stesso ragionamento condotto in precedenza per l'ala si può applicare all'impen-

naggio orizzontale, e si ottengono le seguenti curve:

106


Figura 8.9: Lift Distribution along Horizontal Tail Span

Figura 8.10: Drag Distribution along Horizontal Tail Span

Anche qui iterando gli stessi calcoli facendo però variare l'incidenza dei proli, è

possibile ricavare le curve CL − α e CL − CD

107


Figura 8.11: Aerodynamic Polar Curve

Figura 8.12: Lift-Drag Curve

Nella tabella seguente vengono riportati i risultati principali; Per una corretta

stima dell'ecienza, tuttavia, bisogna prima analizzare accuratamente tutte le varie

forme di resistenza

108


Risultati

Ala

CL 0,425C ′L 5,41CD0 5,87 ·10−3

CDi 8,67 ·10−3

E 29,28e 0,752

Impennaggio Orizzontale

CL -0,011at 4,64CD0 1,51 ·10−3

CDi 2,99 ·10−5

E -7,04e 0,906

Impennaggio Verticale

CL 0CD0 1,33 ·10−3

CDi 0

Tabella 8.1: Results

8.3 Resistenza

Per determinare la resistenza dell'intero velivolo, è necessario considerare, oltre al-

l'ala, anche la fusoliera, i piani di coda e le gondole dei motori. Il coeciente di

resistenza totale sarà dato dalla somma dei vari contributi: resistenza parassita,

resistenza indotta, resistenza d'onda e resistenza d'interferenza.

Per il calcolo dei vari contributi sono necessari i dati geometrici delle parti con-

siderate [tabella con i dati geometrici]. Per il calcolo della supercie bagnata di

superci alari (o simili) è necessario conoscere la supercie eettivamente esposta

al usso. Quest'ultima viene determinata tenendo conto che l'ala attraversa la fu-

soliera in un punto che non è di massimo diametro. Un ragionamento analogo si

è eettuato per l'impennaggio orizzontale, mentre per quello verticale, che non è

109


passante, si è considerata l'intera supercie in pianta. Le gondole sono state appros-

simate a cilindri, così come la parte centrale della fusoliera, mentre nose e tail sono

stati assimilati a coni.

E' ora possibile calcolare i vari contributi alla resistenza.

8.3.1 Resistenza Parassita

CD0 =∑

CfFQ(Swet/Srif ) = 0,1692

dove:

Cf è il coeciente di attrito

F il fattore di forma

Q il fattore di interferenza

Swet la supercie bagnata

Srif la supercie di riferimento

Il Cf , noto il Re elevato, viene calcolato in regime turbolento:

Cf =0,455

(logRec)2,58 · (1 + 0,144M2)0,65

I fattori di forma e di interferenza delle varie parti considerate vengono calcolati

nel seguente modo:

Ala

F ∗ = 1 + 3,33(t/c)− 0,008(t/c)2 + 27(t/c)3

F = (F ∗ − 1) · cos2 ∆0,5c + 1

Q = 1

Impennaggio Orizzontale

F ∗ = 1 + 3,52(t/c)

110


F = (F ∗ − 1) · cos2 ∆0,5c + 1

Q = 1,2

Impennaggio Verticale

F ∗ = 1 + 3,52(t/c)

F = (F ∗ − 1) · cos2 ∆0,5c + 1

Q = 1,2

Fusoliera

F = 1 + 2,2(d/l)3/2 − 0,9(d/l)3

Gondole

FQ = 1,25

8.3.2 Resistenza Indotta

Questo contributo è già stato calcolato nell'analisi 3D dell'ala pertanto per comple-

tarlo sarà suciente ripetere lo studio anche per gli impennaggi.

8.3.3 Resistenza d'onda

Siccome il velivolo vola in regime transonico, il Mach di volo porta alla generazione

di onde d'urto e conseguentemente di resistenza. Dalle caratteristiche dell'ala è

possibile ricavare il mach critico.

Mdd = kacos Λ− (t/c)

cos2Λ− CL

10cos3Λ= 0,78

Mcrit = Mdd −(

0,180

)1,3= 0,67

Se il mach di volo è superiore a quello critico, allora sarà possibile calcolare il

coeciente di resistenza d'onda come,

CDwave = 0,243 ·(

1 + 0,2 ·M2cruise

Mcruise

)3

· (Mdd − 1)4 ·(

2−Mdd

Mdd · (1 + 0,2 ·M2dd)

)

111


8.3.4 Resistenza d'interferenza

Questa componente di resistenza viene generata dai disturbi del usso in corrispon-

denza dei punti di contatto tra fusoliera e superci portanti. In generale è la più

dicile da calcolare analiticamente, pertanto si ricorre a formule sperimentali, che

quanticano la resistenza d'interferenza come pari al 3% per gli attacchi tra i piani

di coda per la congurazione scelta e al 2,4% per l'attacco ala-fusoliera.

8.3.5 Resistenza Complessiva

La resistenza totale è data dalla sommatoria dei singoli contributi, come facilmente

ipotizzabile.

8.3.6 Ottimizzazione

Una volta scelta la geometria iniziale dell'ala, si è deciso di far variare alcuni para-

metri in modo da poter garantire la massima ecienza aerodinamica possibile. In

particolare, al variare dell'angolo di freccia e della velocità, sono stati fatti variare

l'incidenza e lo svergolamento dell'ala, ed è stato possibile calcolare il valore del

calettamento dell'impennaggio orizzontale tale da garantire αnwb = αtrim.

Figura 8.13: Andamento ecienza

Dalla gura si può vedere che l'ecienza ha un andamento tale per cui si ha

valore massimo per i valori riportati in tabella:

112


Ottimizzazione Ecienza

Ala

Mach 0,71Λ 4°αwb 5,3°svergolamento -1°it -2,85

e 0,967E 20,17

Tabella 8.2: Ottimizzazione

Per tali valori, tuttavia, si ottiene un CL molto più alto di quello necessario per

mantenere il velivolo in quota, per cui tenendo conto anche del vincolo imposto dal

CL, si ottengono i seguenti nuovi valori che massimizzano l'ecienza:

Ottimizzazione Ecienza

Ala

Mach 0,75Λ 4°αwb 2,4°svergolamento -1°it -1,62

e 0,948E 17,62

Tabella 8.3: Nuova Ottimizzazione

113


Si ottiene quindi la nuova geometria denitiva dell'ala:

Geometria denitiva ala

apertura alare 24 [m]supercie alare 58,24 [m2]Λ 4 [°]corda di radice 4,2 [m]svergolamento -1 [°]taper ratio 0,27

Tabella 8.4: Geometria denitiva ala

Figura 8.14: Denitive Wing Geometry

Di seguito sono rappresentati i graci delle varie componenti della resistenza

aerodinamica, che portano al calcolo dell'ecienza già visto in precedenza:

114


Resistenza Parassita

Parasitic Drag

Wing 0,00592Horizontal Tail 0,00151Vertical Tail 0,00132Fuselage 0,00830Nacelle 0,00157

Total 0,01647

Tabella 8.5: Parasitic Drag

Figura 8.15: Parasitic Drag

115


Resistenza Indotta

Induced Drag

Wing 0,00602Horizontal Tail 0,00003

Total 0,00605

Tabella 8.6: Induced Drag

Figura 8.16: Induced Drag

116


Resistenza d'Interferenza

Interference Drag

Wing 0,000567Horizontal Tail 0,000091Vertical Tail 0,000261

Total 0,000919

Tabella 8.7: Interference Drag

Figura 8.17: Interference Drag

117


Resistenza totale

Total Drag

CD0 0,01647CDi 0,00605CDinterf 0,000919Cwave 0,000044

CDtot 0,02388

Tabella 8.8: Total Drag

Figura 8.18: Total Drag

Ecienza

Risultati

CL CD E0,411 0,024 17,19

correzione compressibilitàCL CD E0,621 0,035 17,52

Tabella 8.9: Ecienza

118


8.4 Flaps e Slats

Un ultimo aspetto aerodinamico da considerare è l'aumento del CL dovuto a Flap

e Slat, necessario per le fasi di decollo e atterraggio del velivolo. Il primo passaggio

è stato quello di ottenere il coeciente di massima portanza dell'ala 3D grazie alla

seguente relazione

CLmax3D = 0,9 · CLmax2D · cos Λ

dove il CLmax2D, già visto durante l'analisi dell'ala, è stato ricavato grazie a X-foil.

A questo punto è stato necessario scegliere che tipo di dispositivi di bordo d'at-

tacco e di fuga realizzare; per il velivolo in questione è stato deciso di adottare una

congurazione double-slotted fowler ap/full slats, che consente di ottenere notevoli

risultati in termini di aumento del CL senza gravare troppo in termini di complessità

strutturale.

Per le deessioni delle superci mobili, si è visto in letteratura come per quanto

riguarda il dispositivo sul bordo d'attacco la deessione massima ammessa è di circa

30°, mentre si è ricorso ad un'analisi con X-foil per capire quale deessione convenisse

scegliere per quanto riguarda i ap.

Figura 8.19: X-foil exemple

Le simulazioni sono state eettuate solamente per il prolo SC-0414, in quanto

è l'unico ad essere interessato dalla presenza di questi dispositivi. Di seguito sono

rappresentati i risultati al variare della deessione del ap:

119


Figura 8.20: Polare aerodinamica al variare della deessione

Figura 8.21: Curva portanza-resistenza al variare della deessione

In base ai risultati ottenuti si è deciso di scegliere una deessione pari a 30°

per il primo segmento dello slotted-ap, mentre non sono state prese in conto le

simulazioni della seconda parte del dispositivo in quanto X-foil simula la deessione

della supercie mobile, ma non l'estrazione dal bordo di fuga, quindi i risultati non

sono attendibili in quanto mostrano addirittura una riduzione del CLmax al variare di

δ. Per questo motivo l'aumento del ∆CLmax è stato calcolato utilizzando le seguenti

120


Figura 8.22: Aumento Cl max al variare della deessione

formule empiriche:

∆CLmax3D = ∆CLmax2D ·SflappedSref

cos ∆HL

con

∆CLmaxTE = 1,6(c′/c)TE

∆CLmaxLE = 0,4(c′/c)LE

Figura 8.23: Input

Figura 8.24: Output

I valori ottenuti sono abbastanza in linea se non addirittura migliori di quelli

che caratterizzano i velivoli attualmente in uso, infatti nelle successive analisi delle

manovre di Take O e Landing, l'implementazione di questi risultati porterà riscontri

positivi per quanto riguarda le distanze di decollo e atterraggio.

121

Capitolo 9

Decollo e Atterraggio

Lo studio delle grandezze che caratterizzano due momenti salienti del volo quali

il decollo e l'atterraggio deve essere previsto già in queste prime fasi di progetto.

Proprio per questo motivo, l'intento è di vericare che le caratteristiche di queste

due manovre siano in linea con quelle prescritte dalle normative e siano tali da poter

usufruire degli spazi aeroportuali che erano stati prospettati nella primissima fase.

9.1 Decollo

Figura 9.1: Manovra di decollo

122

9 Decollo e Atterraggio

9.1.1 Stima distanza di decollo - tutti i motori operativi

La manovra di decollo consiste in 3 parti:

Rullaggio

Transizione alla salita

Salita

Rullaggio

Partendo dalle equazioni del moto:

M(dV/dt) = T −D + µ(Mg − L)

dove

µ = coeciente di attrito

M = massa velivolo

(dV/dt) = accelerazione

Mg − L = reazione vincolare data dal carrello

g = accelerazione gravitazionale

è possibile ricavare la distanza di rullaggio, data dalla formula:

dr =1

2gKA

· ln[(KT +KA · VLOF 2)/KT ]

dove

KT = (T/W )− µ

KA = ρ(−CD0 − kCLTO

2 − µCLTO)

VLOF = 1,1 · VStalloTO

con

123


CLTO= 0,7·CLMAX

; per ragioni di sicurezza infatti il velivolo non può eettuare

la manovra ad un'incidenza troppo vicina a quella dello stallo, e il CL varia di

conseguenza,

VStalloTOcalcolata in base al CLTO

,

Transizione alla salita

Durante la transizione il velivolo accelera da VLOF alla velocità di decollo V2. La

velocità di transizione può essere stimata come:

VTRANS =VLOF + V2

2

Da questa è possibile ricavare il raggio di manovra, ipotizzando n = 1,19:

r =VTRANS

2

g(n− 1)

e di conseguenza la distanza e l'altezza di transizione, conoscendo il gradiente di

salita γ e l'altezza di screen height, un ostacolo immaginario alto 35 ft.

dt = r · γ

ht = r · θ · θ/2

Se al termine di questa fase ht > hs, allora la distanza di transizione viene calcolata

secondo la seguente formula:

ds = [(r + hs)2 − r2]0,5

altrimenti bisogna sommare un ulteriore distanza, calcolata in seguito, che permette

di oltrepassare l'ostacolo

Salita

La distanza residua da coprire per oltrepassare lo screen height è data da:

dc =screen height− ht

tan γc

La distanza di decollo totale è data dalla somma dei 3 contributi e poi molti-

plicata per un fattore di sicurezza dato dalla certicazione JAR/FAR, pari a 1,15.

124


Distanza [m]

Rullaggio 541,86Transizione 149,70Salita 113,66

Screen Height 237,89

Decollo 806,22Fattorizzata 927,16

Tabella 9.1: Take O Distance

9.1.2 Balanced Field Length

La normativa FAR 25 denisce due grandezze caratteristiche fondamentali che per-

mettono di eettuare la manovra di decollo in sicurezza in caso di piantata di uno

dei due motori.

la velocità di decisione V1: la velocità alla quale un'avaria al motore critico

comporta un impiego di pista identico sia nel caso in cui il pilota prosegua la

manovra di decollo (ACC& GO) sia nel caso in cui egli decida di arrestare il

velivolo (ACC& STOP). Essa discrimina la procedura a cui il pilota si deve

attenere in caso di avaria di uno dei motori. Infatti, se il guasto si verica

per VF < V1, la manovra di decollo deve essere interrotta. Al contrario, per

VF > V1, il decollo deve essere proseguito dato che lo spazio di arresto supera

quello necessario per completare la manovra con successo.

la lunghezza di pista corrispondente è detta lunghezza di pista bilanciata o

BFL viene determinata tramite un metodo graco, dall'intersezione di due

curve: ACC & GO e ACC & STOP diagrammate in funzione della velocità

VF per cui si manifesta l'avaria.

ACC & GO

La distanza dACC&GO viene calcolata come somma di 4 contributi:

distanza percorsa prima della piantata del motore critico dAEO;

125


distanza percorsa con un solo motore funzionante necessaria a completare la

fase di rullaggio dOEI ;

distanza di lift-o, invariata rispetto al caso in cui non avvenga la piantata del

motore critico;

distanza di manovra, invariata rispetto al caso in cui non avvenga la piantata

del motore critico.

I risultati ottenuti dalla somma dei vari contributi vengono mostrati nella suc-

cessiva tabella:

Figura 9.2: Acc - Go

ACC & STOP

La distanza dACC&STOP viene calcolata come somma di 3 contributi:

distanza percorsa prima della piantata del motore critico dAEO;

distanza percorsa prima dell'attivazione dei dispositivi di frenatura dReaz;

distanza necessaria per frenare il velivolo dStop;

126


I risultati ottenuti dalla somma dei vari contributi vengono mostrati nella suc-

cessiva tabella:

Figura 9.3: Acc - Stop

A questo punto si può tracciare un graco, dal quale è possibile determinare la

Balanced Field Lenght e la Velocità di Decisione V1 che valgono rispettivamente

Figura 9.4: Balanced Field Length

dBFL = 1.121,8m

V1 = 57,57m/s

127


Analizzando la normativa emessa dall'ICAO, risulta che la lunghezza di pista

bilanciata deve essere aumentata di 60 m sia a inizio sia a ne della runaway per

ragioni di sicurezza; a questi, vanno aggiunti altri 90 m sia prima sia dopo la runway

per garantire un'area di sicurezza di ne pista. La lunghezza di pista bilanciata

risulta quindi aumentata di almeno 300 m per rispettare i requisiti minimi imposti

dell'ICAO; questo tratto di pista al di fuori della runway prende il nome di Runway

End Safety Area (RESA). La normativa consiglia inoltre di aumentare questa lun-

ghezza con un ulteriore margine di sicurezza pari ad altri 300 m. Come esempio, è

stato analizzato il caso degli USA. Sono stati considerati 1226 aeroporti e sono stati

studiati quattro dierenti casi:

è stata confrontata la lunghezza della pista dell'aeroporto e la lunghezza ne-

cessaria al decollo; ben il 98,04 % degli aeroporti considerati ha la lunghezza

di pista necessaria al decollo, sebbene questa condizione non sia applicabile

perchè non rispetta la normativa;

è stata confrontata la lunghezza della pista dell'aeroporto e la lunghezza di

pista bilanciata; in questo caso, il valore scende al 91,19 %, un valore di tutto

rispetto se si considera che corrisponde a ben 1118 aeroporti; questo valore è

accettabile se gli aeroporti considerati sono provvisti della RESA, oltre alla

runway stessa;

si è considerata la possibilità che la lunghezza della pista considerata non

comprenda la RESA; in questo caso bisogna allora incrementare la BFL dei

300 m già citati per rispettare la normativa minima emessa dall'ICAO e il

valore degli aeroporti accettabili scende al 86,62 %;

inne, volendo essere conservativi e rispettare la RESA consigliata incremen-

tandola di altri 300 m, si arriva a poter sfruttare l'80,18 %, che corrisponde a

983 aeroporti.

128


9.1.3 Salita

La fase di salita comincia al momento del lift-o e nisce a 1500 ft di altezza dalla

pista di decollo. Per ulteriori analisi il prolo di salita è diviso in 4 segmenti. I requi-

siti di aeronavigabilità richiedono che, con un motore inoperativo, siano mantenuti

determinati gradienti di salita in ogni segmento. Le performances al decollo degli

aerei civili sono solitamente denite sul gradiente del secondo step, che comincia nel

momento in cui viene ritratto il carrello e termina quando il velivolo si trova a 400

ft dal suolo. Durante questo segmento deve essere garantito un determinato rateo

di salita ipotizzando una velocità del velivolo pari al 15% in più della velocità di

stallo e un motore in avaria.

Il rateo è calcolato come segue:

γ =T −DW

ma, sotto le condizioni precedentemente descritte, durante il secondo segmento della

salita, la resistenza viene scomposta in 2 parti:

quella della congurazione base

quella asimmetrica dovuta al guasto di un motore

La resistenza della congurazione base si calcola con le formule applicate in

precedenza, con l'unica accortezza sulla velocità al momento del lift-o, che ne fa

variare il valore.

La resistenza dovuta al guasto del motore può invece essere quanticata dalla

seguente formula:

CDS = 0,3Af

dove Af e l'area della sezione del fan. A questa va aggiunta un'ulteriore resistenza

di trim, pari circa al 5% della resistenza della congurazione base.

Nella seguente tabella vengono riportati i valori delle grandezze necessarie a

quanticare il rateo di salita:

129


Grandezza Valore

CDTO0,1

CDengine0,008

CDtrim0,005

CDtot 0,114D 21.834 [N]CL = CLTO

/1,152 1,5L 288.233 [N]

γoei = (0,5 · ELR · T −D)/W 0,12

Tabella 9.2: rateo di salita

Si può vedere che γ > 0,024, valore stabilito dalla norma, pertanto il velivolo è

conforme alle normative.

9.2 Atterraggio

Figura 9.5: Manovra di Atterraggio

La manovra di atterraggio è la fase nale del volo durante la quale il velivo-

lo tocca terra in modo controllato, decelerando successivamente no ad arrestarsi.

130


Analoogamente a quanto fatto per la fase analoga di decollo, il calcolo dello spazio

di pista necessario all'atterraggio può essere schematizzato nelle seguenti 4 fasi:

Avvicinamento

Richiamata

Rullaggio

Stop

9.2.1 Stima distanza di atterraggio

Avvicinamento

Per gli aerei da trasporto civili l'angolo di avvicinamento è tipicamente di γ = 3°

rispetto all'orizzontale. Per le certicazioni JAR e FAR l'avvicinamento inizia ad

un'altezza da terra di 50 ft e nisce all'altezza di richiamata, data dalla formula

hF = r · γA · γA/2

La distanza di avvicinamento è quindi data da:

sc =obstacle height− hf

tan γA

Richiamata

Durante la manovra di richiamata, l'aereo decelera da una velocità di approccio

VA = 1,3VS no alla velocità di touch-down VTD = 1,15VS. La velocità media

durante la manovra è data da:

VF = (VA + VTD)/2

Il raggio della manovra di richiamata è dato (ipotizzando n = 1,2) da:

r = VF2/[g(n− 1)]

La distanza coperta durante la manovra sarà:

sF = r · γA

131


Rullaggio

Dopo il touch-down l'aereo rullerà sulla pista per pochi secondi prima che il pilota

operi la frenatura tramite freni e spoiler. La distanza coperta è chiamata free roll

distance ed è data approssimativamente da:

sFR = t · VTD

dove t è la durata del rullaggio.

Stop

La distanza di stop è data invece dalla formula

sB =1

2gKA

· ln[(KT +KA · VTD2)/KT ]

dove

KT = −µ

KA = −CD0ρ(2W/S)

La distanza totale è data dalla somma dei contributi e poi moltiplicata per un

fattore di sicurezza dato dalla certicazione JAR/FAR pari a 1,66.

Distanza [m]

Avvicinamento 221,77Richiamata 96,31Rullaggio 169,08Stop 320,13

Decollo 807,29Fattorizzata 1340,10

Tabella 9.3: Landing Distance

132

Capitolo 10

Stima pesi

10.1 Introduzione

La previsione del peso del velivolo e in particolare delle sue suddivisioni a livello di

sistemi è di fondamentale importanza sia per la stima delle principali caratteristi-

che di stabilità del sistema, ma anche per la determinazione delle sue prestazioni.

Proprio per l'importanza che questa fase riveste, durante l'intero progetto, essa vie-

ne ripetuta più volte, entrando sempre maggiormente nei dettagli della sommatoria

no a giungere al peso vero. Dal peso stimato in prima approssimazione a quello

ottenuto andando a sommare i pesi sici dei singoli componenti ormai determinati

e magari costruiti, la dierenza può essere anche notevole, ma è bene, per evitare

inutili ritardi o pericolosi errori nel dimensionamento, che i valori di tentativo siano

molto vicini a quelli veri.

Il primo valore che si tende ad assumere è quello ottenuto dall'analisi statistica;

successivamente, come è stato fatto anche in questo progetto, in base a dati già in

possesso, almeno sulle dimensioni geometriche principali del velivolo, si calcola un

valore, che viene utilizzato nella fase di Preliminary Design.

Il valore così ottenuto è quindi quello di partenza per la fase di stima pesi più

dettagliata, nella quale il peso totale verrà ricavato come sommatoria di pesi di

macroaree.

Per fare ciò la letteratura propone numerose teorie. Per questo progetto se ne

133

10 Stima pesi

sono applicate due dierenti, esposte in seguito. I valori ottenuti, verranno poi

confrontati e scelto quello più conservativo vista comunque la qualità ancora molto

approssimativa dei calcoli. Una volta deniti il progetto preliminare del velivolo, le

caratteristiche aerodinamiche e la geometria di ala, fusoliera ed impennaggi si può

passare ad eettuare una stima pesi dell'intera struttura; tale studio è di rilevante

importanza per i suoi risvolti sui costi di costruzione e sul consumo di combustibile.

Per sicurezza si sono utilizzati due metodi dierenti: il primo suggerito dal Civil

Jet Aircraft Design di Loyd Jenkinson e il secondo da uno studio dell'università di

Stanford.

10.2 Metodo Jenkinson

Per stimare il peso massimo a decollo del velivolo è utile determinarlo come la somma

dei principali componenti, riassunti nella formula:

MTOM = MW+MT+MB+MN+MUC+MSC+MPROP+MFE+MOP+MCR+MPAY +MF

dove:

MW = massa dell'ala (inclusi ap e superci di controllo)

MT = massa degli impennaggi

MB = massa della fusoliera, incluso l'attacco alare

MN = massa gondole

MUC = massa carrelli

MSC = massa superci di controllo

MPROP = massa del sistema propulsivo

MFE = massa dei sistemi ssi (elettrico, idraulico, ecc...)

MOP = massa dei sistemi non ssi

134

10 Stima pesi

MCR = massa dell'equipaggio

MPAY = massa del payload

MF = massa del carburante

Massa dell'ala Per determinare il peso dell'ala si è utilizzata una formula

empirica:

MW =0,021265 · (MTOM ·NULT )0,4843SREF 0,7819ARW 0,993(1 + TRW )0,4(1−R/MTOM)0,4

WSWEEP · TCW 0,4

dove:

MTOM (Maximum take o mass) è stato scelto, come valore di partenza,

quello ricavato dal progetto preliminare (41.239,54 kg) per poi essere iterato

NULT è il fattore di carico a rottura (4,2)

SREF è la supercie totale dell'ala (86 m2)

ARW è l'allungamento alare dell'ala (9,11)

TRW è il rapporto di rastremazione alare (0,27)

TCW è lo spessore relativo medio dell'ala (0,133)

WSWEEP è l'angolo di freccia (25°)

R è l'eetto alleviante dell'inerzia sul momento ettente alla radice dell'ala,

calcolato come:

R = MW + (MTOM −MPAY −MOE) + [(2 ·MENG ·BIE)/0,4B]

dove MW è la massa dell'ala, inizialmente assunta come il 12 % del MTOM

(5.540 kg) e calcolata attraverso un'iterazione, MTOM, MPAY e MOE (Massa

operativa a vuoto del velivolo) sono ricavati più avanti nel calcolo e di conse-

guenza iterati,MENG è la massa di un motore compresa la sua gondola (1490,8

kg) e BIE è la distanza tra i due propulsori (9 m).

135

10 Stima pesi

Massa dei ap Per determinare la massa dei ap si è assunto un valore di

coeciente moltiplicativo KFLAP di 50kg/m2 all'interno di un range suggerito dal

metodo ed una supercie SFLAP pari al 20 % di quella alare, e quindi si è applicato

il calcolo

MFLAP = KFLAP · SFLAP

Massa degli impennaggi Per quanto riguarda invece la massa degli impennaggi

si sono studiati i due contributi separati dell'orizzontale e del verticale

MT = MH +MV = SHkH + SV kV

con le superci già calcolate nel progetto preliminare (rispettivamente 25,37m2 e

19,44m2) e i coecienti suggeriti dalla guida (rispettivamente 25kg/m2 e 28kg/m2).

Massa della fusoliera Più complesso è il calcolo per la fusoliera: la formula

usata è:

MB = 0,039 · (LF · 2 ·DF · VD0,5)1,5

dove LF è la lunghezza della fusoliera (29,78 m), DF è il diametro equivalente (3,83

m) e VD è la velocità massima di design, assunta con un mach 0,5 più grande di

quello in crociera. A questo valore sono stati aggiunti i contributi di pressurizzazione

(8 % di MB).

Massa delle gondole motrici Altra formula usata per il calcolo della massa

delle gondole è

MN = 6,8 · T

caratteristica per velivoli con una spinta (T) minore di 600 kN (precisamente di

133.232 kN), essendo questa ricavata come approssimazione lineare (come si può

vedere in gura ).

136

10 Stima pesi

Figura 10.1: Nacelle Mass

Massa del carrello Anche il contributo di massa del carrello è stato valutato a

partire da una curva di tendenza (mostrata in gura), dalla quale si ricava la formula

MUC = 0.0435 ·MTOM

Figura 10.2: Undercarriage Mass

137

10 Stima pesi

Massa delle superci di controllo Per la massa delle superci di controllo si

è usata invece la formula empirica

MSC = 0,4 ·MTOM · 0,684

Anche queste ultime due componenti troveranno il loro valore nale soltanto a con-

vergenza dell'iterazione. Un'ulteriore accorgimento è stato preso andando a dimi-

nuire il peso dell'ala, dei ap, degli impennaggi, della fusoliera, delle gondole e delle

superci di controllo di circa il 20 % , essendo questo studio condotto principalmente

su velivoli in alluminio e non in materiale composito, relativamente più leggero.

Massa strutturale

La somma delle componenti sopra elencate concorre nella determinazione della massa

strutturale

MSTR = MW +MFLAP +MT +MB +MN +MUC +MSC

Massa del sistema propulsivo Per calcolare la massa del sistema propulsivo

si è dapprima proceduto a calcolare la massa del motore in questo modo

Me = specific mass · T

dove la specic mass del motore è stata trovata valutandola nel graco in gura pari

a 22,38 kg/kN

138

10 Stima pesi

Figura 10.3: Specic Engine Mass

Quindi è stato possibile calcolare

MPROP = Me · 1,43

Massa del combustibile Essendo il velivolo a breve raggio, si è assunto poi un

valore di rapporto tra massa dei sistemi ssi e MTOM pari al 14 %, potendo così

calcolare

MFE = 0,14 ·MTOM

Massa a vuoto

Aggiungendo alla massa strutturale questi due nuovi contributi si ottiene la massa

a vuoto del velivolo

ME = MSTR +MPROP +MFE

Per quanto riguarda la MOP il discorso è più lungo, in quanto bisogna distinguere

vari contributi: per mappe e manuali per l'equipaggio si è scelta una riduzione del

20 % rispetto alla stima tradizionale (10 kg) grazie all'utilizzo di computer e dati

elettronici, sono stati considerati solo snack per i passeggeri ( e quindi si è preso

un coeciente di 2.27 kg a persona) ed una scorta d'acqua per voli di breve durata

(coeciente pari a 1.36 a persona), supponendo tali voli eettuabili non solo sopra

139

10 Stima pesi

la terraferma si è scelto un coeciente di 0.9 kg a persona per gli equipaggiamenti

di sicurezza e inne si è calcolata la massa di residui di carburante e oli in questo

modo

MR = 0,15 · V 2/3

dove V è la capacità in litri del serbatoio (13215 l), valutata sul CAD dell'ala

disegnato su CATIA.

Assumendo inne 93 kg per ogni membro dell'equipaggio e 63 kg per ogni hostess

si è calcolata la massa dell'equipaggio la quale aggiunta insieme allaMOP alla massa

a vuoto del velivolo concorre a determinare la massa operativa a vuoto

MOE = ME +MOP +MCR

Sommando a questa massa quella del Payload

MPAY = (mp+mb) ∗ numero passeggeri

dove sono stati assunti la massa di una persona (mp) pari a 80 kg, la massa di un

bagaglio (mb) pari a 30 kg, si ottiene la massa a zero carburante

MZF = MOE +MPAY

Inne assumendo la densità del combustibile (ρc) pari a 0,8 kg/l e conoscendo la

capacità del serbatoio (C) si è calcolata la massa di combustibile da imbarcare

MF = C · ρc

e quindi la MTOM del velivolo. Portando il calcolo a convergenza si sono trovati i

seguenti risultati:

140

10 Stima pesi

Grandezza Valore [Kg]

MWing+Flap 8640MTail 943MFuselage 7002MNacelles 725MUndercarriage 2008MSurfaceControls 496

MStructures 19814

MPropulsionSystem 3281MFixedEquipment 6464

MEmptyMass 29559

MOperationalItems 395MCrew 375

MOperationalEmptyWeight 30328

MPayload 7625

MZeroFuel 37953

MFuel 8216

MMaximumTakeOff 46169

Tabella 10.1: Distribuzione pesi (Jetkinson)

10.3 Metodo STANFORD

La stima pesi illustrata in questo capitoletto, è stata ipotizzata dalla Stanford Uni-

versity. Come tutti i metodi utilizzati nelle fasi iniziali del progetto, propongono

formule che derivano essenzialmente da analisi statistiche su velivoli già esistenti e

proprio per questo, nel caso in cui il progetto sia innovativo, è necessario apportare

dei coecienti correttivi che tengano in considerazione ad esempio, l'uso dei mate-

riali compositi o l'impiego in generale di nuove tecnologie. La stima qui proposta è

suddivisa paragra, in ognuno dei quelli viene calcolata una precisa componente del

peso totale. Inoltre, nonostante la dizione comune di stima pesi, i calcoli eettuati

141

10 Stima pesi

permettono il calcolo della massa totale; inoltre è opportuno porre grande atten-

zione alle unità di misura da utilizzare nelle formule in quanto, purtroppo, nella

maggioranza dei casi, compaiono coecienti dimensionati.

Massa dell'ala La stima di massa dell'ala è basata su un'indagine statistica di

un campione di 15 esemplari, dei quali si misura in particolare il momento ettente

del cassone alare. Per questo, oltre a indicazioni riguardanti la geometria dell'ala, è

richiesto l'inserimento del ultimate load factor (Nult)

Mwing = 4,22 · Swg + 1,642 · 10−6 · Nultb3√MTOM · ZFM(1 + 2λ)

(t/c)avg cos2 Λ · Swg cot(1 + λ)

dove

Mwing =massa ala [lb]

Swg =supercie alare [ft2]

Nult =ultimate load factor

b = apertura alare [ft]

MTOM= Maximum Take O Mass

ZFM =Zero Fuel Mass

(t/c)avg =spessore percentuale

Λ= angolo di freccia

λ=wing taper ratio

Il valore ottenuto da questa formula è di:

Mwing = 8.708,18lb = 3.950,00kg

Massa dell'impennaggio orizzontale La stima della massa dell'impennaggio

orizzontale include la massa dell'equilibratore all'interno del calcolo, richiedendo

142

10 Stima pesi

l'inserimento dell'estensione della supercie mobile. Si assume che essa occupi circa

il 25% dell'area dell'impennaggio considerato.

MH = 5,25 · SH + 0,8 · 10−6 · Nultb3 ·MTOM ·MACw

√SH

(t/c)avg cos2 Λ · lH · SH1,5 cot

dove SH =estensione supercie mobile dell'impennaggio orizzontale [ft2]

MH = 396,69lb = 179,94kg

Massa dell'impennaggio verticale Diversamente da quanto fatto per la su-

percie di coda orizzontale, per quella verticale si procede andando a determinare

prima la supercie dell'impennaggio verticale senza supercie mobile, andando poi

ad aggiungere il peso di questo componente.

MV = 2,62 · SV + 1,5 · 10−5 ·NultbV

3 ·(

8 + 0,44MTOMSwg

)(t/c)avg cos2 Λ

dove SV =estensione impennaggio verticale [ft2] Come contributo per la massa della

supercie mobile, si considera un peso aggiuntivo di circa il 60%.

MRudder = 259,65lb = 117,78kg

Si perviene quindi ad una massa complessiva di

MI = MH +MV = 1.305,45lb = 592,15kg

Massa della fusoliera Per la determinazione della massa della fusoliera si pro-

pone di calcolare due indici che tengano in considerazione i due maggiori contributi

delle sollecitazioni a cui essa è soggetta: carichi dovuti alla pressurizzazione e quelli

dovuti al momento ettente.

Determinazione dell'indice di pressione

IP = 1,5 · 10−3 · P ·B = 22,41

dove P= pressione dierenziale che agisce sulla fusoliera (lb/ft2) =1.187,62

B= larghezza della fusoliera (ft) NB: il valore di P è stato determinato come

dierenza tra la pressione atmosferica agente sulla fusoliera alla quota di cro-

ciera di 11.000 m e quella dovuta alla pressurizzazione interna, che si ricorda

essere un valore di normativa.

143

10 Stima pesi

Determinazione dell'indice di momento ettente

IB = 1,91 · 10−4 ·W · L · 1

H2= 18,04

dove

W = M0F −Mwing −Mprop

Mprop =massa dell'impianto propulsivo L =lunghezza della fusoliera H =al-

tezza della fusoliera

Determinazione dell'indice di momento ettente

Ifus =IP

2 + Ib2

2Ib

Calcolati questi indici è stato possibile ricavare il valore corrispondente alla massa

della fusoliera con la seguente formula:

Mfus = (1,051 + 0,102 · Ifus) · Sfus = 4.401,43Kg

Massa del carrello di atterraggio Si stima che la massa del carrello di atter-

raggio sia all'incirca il 4% della massima massa al decollo. Questo valore include un

contributo della struttura del sistema di attuazione e sterzatura.

Mgear = 0,04 ·MTOM = 1.522,52kg

Massa delle superci di controllo Si tratta del contributo dovuto ai sistemi

di attuazione necessari alla movimentazione delle superci mobili di coda; si assume

che questo valore sia essenzialmente proporzionale alla supercie degli impennaggi.

Msc = 3,5 · (SH + SV ) = 765,68kg

dove il coeciente di proporzionalità è stato scelto ipotizzando un sistema comple-

tamente potenziato.

Massa del sistema propulsivo La massa del sistema propulsivo è circa del

60% superiore a quella del motore.

Mprop = 1,6 ·Mdryengine = 4.770,79kg

144

10 Stima pesi

Massa del Auxiliary Power Unit La massa dell'APU è stimata assumendo

un peso aggiuntivo per ciascun passeggero.

MAPU = 7 ·Npax = 260,34kg

Massa della strumentazione ssa e degli apparati di navigazione In

questo caso la stima viene fatta su base statistica, attribuendo un peso arbitrario

a seconda della categoria e quindi della complessità del velivolo. Per un regional è

plausibile scegliere un valore di 800 libbre.

Minst = 362,88kg

Massa dei sistemi idraulico e pneumatico La massa complessiva di que-

sti sistemi è assunta proporzionale alla supercie di riferimento, che solitamente è

quella alare. Il coeciente adottato, derivante da analisi puramente statistica è di

0,65lb/ft2.

Mhyd = 0,65 · Sref = 272,93kg

Massa del sistema elettrico ed elettronico Per questi due sottosistemi, tra

i più importanti su un velivolo di nuova generazione, esistono due metodi dierenti;

per la massa dell'impianto elettrico viene proposta una correlazione a base statistica

che prevede una massa aggiuntiva di 13 libbre per ogni passeggero. In realtà, per

aerei di nuova concezione , tale sistema può essere ampliato, ma grazie all'utilizzo

di valori di tensione molto alta e di motori elettrici di nuova generazione, sarebbe

addirittura possibile assumere dei coecienti più bassi. Per essere conservativi, si

assume valida la formula proposta:

Melettrico = 13 ·Npax = 483,53kg

Per quanto concerne il sistema elettronico, si assume un valore stanard per classe di

velivolo:

Melettronico = 408,24kg

Massa arredamento Dalla letteratura si ottiene la seguente correlazione:

Marredamento = (43,7− 0,037 ·Npax) ·Npax+ 46 ·Npax = 3223,54kg

145

10 Stima pesi

Massa condizionamento Si presti attenzione che in questo valore non sono

inclusi i membri dell'equipaggio, i cui pesi, vengono stimati nel paragrafo seguente.

Maircond = 15 ·Npax = 557,92kg

Massa operative items Come prima, si presti attenzione che in questo valore

non sono inclusi i membri dell'equipaggio, i cui pesi, vengono stimati nel paragrafo

seguente.

Mopitems = 28 ·Npax = 1041,46kg

Massa equipaggio Utilizzando i valori indicati dalla normativa FAA Advisory

CircularAC 120-27D:

Mcrew = (190 + 50) ·Ncrew = 220kg

Massa assistenti di volo Per quanto concerne gli assistenti di volo, si assume:

Mattendant = (170 + 40) ·Ncrew = 330kg

Massa payload La massa dei bagagli che ogni passeggero può portare con sè,

inuisce notevolmente sul bilancio generale ed è uno dei parametri sui quali insistono

le compagnie aeree nel tentativo di aumentare i protti diminuendo i costi. Per una

stima suggerita dalla normativa si assuma:

Mpayload = 205 ·Npax = 10520kg

Massa combustibile Per quanto riguarda la massa di combustibile massima

trasportabile, poichè questo metodo non da ulteriori suggerimenti, è calcolata a

partire dalla frazione rispetto alla massima massa prevista al decollo, ricavata in

fase di Preliminary Design.

Mfuel = 0,16 ·MTOM = 7583,16kg

146

10 Stima pesi

Figura 10.4: Distribuzione Pesi (Stanford)

10.3.1 Conclusioni

Andando a sommare tutti questi contributi si ottiene il cosiddetto Maximum Take

O Mass. Come si può osservare attentamente, il valore totale è però utilizzato

all'interno di numerose formule nel metodo. Al ne di trovare un valore adeguato,

è necessario prevedere un ciclo che, dato un valore di tentativo di partenza, porti a

convergenza il calcolo, andando a sostituire, ad ogni iterazione, il valore di tentativo

con quello calcolato al passo precedente. Il tutto è stato implementato all'interno

del programma Excel allegato. Il primo valore di input inserito è quello ricavato

dalla stima del Preliminary Design.

MTOMpreliminary= 41239kg

MTOMstanford= 41266kg

147

Capitolo 11

Stabilità statica longitudinale

11.1 Introduzione

In questo capitolo viene analizzata la capacità del velivolo di rispondere ad una per-

turbazione di incidenza generando un momento di beccheggio in grado riportarlo in

condizioni di equilibrio. Verranno determinate per il velivolo le posizioni del bari-

centro e del punto neutro considerando l'inuenza sia delle superci portanti che

dei corpi fusiformi. Inne si tracceranno le curve fondamentali del velivolo completo

(CL − α) e (Cm − α). Per eettuare questo studio sono necessari i risultati otte-

nuti dallo studio aerodinamico, la stima pesi appena eettuata e le caratteristiche

geometriche calcolate nel preliminary design.

11.2 Baricentro

Da un disegno preliminare è stato possibile ottenere le coordinate approssimate del

baricentro di ogni componente. Grazie a esse e ai pesi calcolati durante la stima, è

148

11 Stabilità statica longitudinale

Figura 11.1: Coordinate Masse Concentrate

possibile ricavare la posizione del baricentro con le formule:

XG =

∑mixi∑mi

= 10,897

YG =

∑miyi∑mi

= 0

ZG =

∑mizi∑mi

= 3,339

Il posizionamento di alcune parti, come l'ala o gli impennaggi, è stato eettuato con

maggior precisione durante questo studio: la posizione di questi elementi è infatti

fondamentale per la stabilità, pertanto alcune iterazioni sono state necessarie per

trovare il posizionamento ottimale per questo studio preliminare.

Data la simmetria del velivolo è evidente che il baricentro sarà situato nel piano

xz, tuttavia i pesi dei componenti sono stati disposti anche lungo y in modo da

poter calcolare i momenti d'inerzia necessari per i successivi calcoli di stabilità di-

namica. La posizione del baricentro viene poi espressa in percentuale della MAC e

149


indicata come h:

h = 0,234

11.3 Fuoco ala isolata

Il fuoco dell'ala coincide con il punto neutro dell'ala isolata (sui quarti anteriori) e

costituisce il punto iniziale per il calcolo del punto neutro del velivolo completo.

hnw = 0,25

11.4 Spostamenti del fuoco dovuti ai corpi fusiformi

L'aggiunta di corpi fusiformi (fusoliera e gondole) causa lo spostamento (∆hn) del

fuoco dell'ala isolata: esso arretra, avvicinandosi al bordo di attacco. Per valutare

questi contributi si è utilizzato il seguente diagramma

Figura 11.2: Spostamento baricentro corpi fusiformi

150


Fusoliera

c/l = 0,107

−∆h

(Sc

wfcr2

)= 1,4

∆hfus = −0,159

Gondole

c/l = 0,542

−∆h

(Sc

wfcr2

)= 0,35

∆hfus = −0,018

Totale

Complessivamente si avrà:

∆htot = ∆hfus + 2∆hnac = −0,198

quindi per il complesso ala-fusoliera:

hnwb = 0,055

11.5 Punto neutro

Considerando l'equilibrio del velivolo è possibile ricavare il punto neutro come:

hn = hnwb + VhatCLα

(1− δε

δα

)= 0,657

151


11.6 Margine statico

Il margine di escursione che il baricentro può avere mantenendo in sicurezza il

velivolo è denito margine statico e vale:

h− hn = −0,422

Il fatto che sia negativo (punto neutro dietro il baricentro) conferma il buon posi-

zionamento dell'ala durante il progetto.

11.7 Curve caratteristiche

11.7.1 Cm − α

Per vericare l'eettiva stabilità del velivolo sul piano longitudinale è necessario che

siano vericate tre condizioni:

Cm0 > 0 per assicurare equilibrabilità;

Cmα < 0 per assicurare stabilità statica;

h < hn cioè baricentro davanti al punto neutro.

L'ultima è già stata vericata, mentre per le prime due è necessario calcolare

esplicitamente

Cm0 = Cm0wb − Vhat(it − ε0)

[1− at

CLα

StS

(1− δε

δα

)]= 0,079

Cmα = CLα(h− hn) = −2,331

Ora è possibile tracciare la curva Cm − α ricordando che

Cm = Cm0 + Cmαα

Il punto per cui Cm = 0 individua la condizione di equilibrio. Si vuole che questa

condizione coincida con l'incidenza di volo così da non necessitare di trim in crocie-

ra: per far sì che ciò accada è necessario calettare opportunamente l'impennaggio

152


orizzontale. Questa operazione, che implica un cambiamento anche nel foglio di

aerodinamica (che a sua volta inuenza la stabilità), è stata iterata un paio di volte

per ottenere un valore ottimale e per sottolineare l'importanza dei processi iterativi

e delle interconnessioni tra le varie discipline di progetto.

Figura 11.3: Curva Cm - alfa

Per completezza si considera una variazione della posizione del baricentro dal

valore ottimizzato calcolato inizialmente. L'escursione del baricentro implica una

variazione della curva Cm−α. All'aumentare di h, Cm0 resta costante, mentre Cmα

aumenta:

Figura 11.4: Curva Cm - alfa al variare del margine statico

Intanto che h < hn, il velivolo è stabile; una volta che h = hn si è raggiunta la

condizione limite che, superata, porta ad instabilità.

153


11.7.2 CL − α

Questa curva viene modicata in seguito all'aggiunta di fusoliera ed impennaggi, che

variano il coeciente angolare di portanza. Partendo dalla curva per l'ala isolata, è

possibile ricavare la curva totale:

(CLα)tot = (1− F )CLαw

dove

F =atabw

StS

(1− δε

δα

)quindi

CLαw = 6,203

Figura 11.5: Curva CL - alfa

11.7.3 Verica dell'impennaggio orizzontale

Per vericare che la supercie dell'impennaggio equilibri il velivolo si procede con-

siderando le forze e i momenti agenti nel piano longitudinale. Dalla meccanica del

volo, eettuando alcune semplicazioni, si ricava

Lt = M0wb + nzW (h− hnbw)c

lt

Inoltre si sa che

Lt =1

2ρStVt

2CLt

154


Perciò è immediato ricavare St che nel caso in esame vale circa 16 Questo valore

è minore di quanto calcolato nel design preliminare: l'impennaggio orizzontale è

suciente ad equilibrare il velivolo in crociera. Per una verica completa è necessario

considerare anche la rotazione al decollo, cosa che è stata fatta precedentemente.

155

Capitolo 12

Stabilità dinamica longitudinale

12.1 Introduzione allo studio della dinamica longi-

tudinale

L'aver vericato che il velivolo sia staticamente stabile, non è suciente a dichiarare

che il velivolo sia tale anche dinamicamente. Bisogna quindi assicurarsi che, dopo un

qualche disturbo, di qualunque natura, il velivolo torni, entro un certo tempo e con

una certa modalità, alla condizione di equilibrio che gli compete. Al ne di valutare

le caratteristiche della risposta del sistema, è necessario andare a valutare alcune

grandezze fondamentali, quali pulsazione propria, smorzamento e tempi di risposta

(periodi e tempi di dimezzamento) In particolare, in questo capitolo, verrà trattata la

stabilità dinamica longitudinale: per fare ciò è necessario scrivere il modello creato

andando a scrivere le equazioni dierenziali che descrivono il comportamento del

velivolo nel piano longitudinale. Tale sistema sarà così composto:

equazione di equilibrio alla traslazione lungo l'asse x

equazione di equilibrio alla traslazione lungo l'asse z

relazione cinematica che lega la variazione dell'angolo α alla velocità di bec-

cheggio q

equazione di equilibrio attorno all'asse y

156

12 Stabilità dinamica longitudinale

Il sistema di equazioni può poi essere scritto in vari modi, ognuno dei quali

più o meno conveniente, a seconda dell'uso che se ne deve fare. In particolare, in

questo caso, si utilizza la scrittura del sistema adimensionale, in cui le grandezze

che compaiono sono state adimensionalizzate secondo i canoni tipici della meccanica

del volo. In funzione di questa scelta, le grandezze che compariranno, saranno tutte

adimensionate. Ecco il sistema:

dV

dt=

1

2µ

[(CTV cosαT − CDV ) ∆V + (CLeq − CDα) ∆α− CWeqθ

]

dα

dt= −CTV sinαT − CLV + 2CWeq

2µ+ CLα∆V − CLα + Cdeq

2µ+ CLα∆α +

2µ− CLq2µ+ CLα

q

dθ

dt= q

dq

dt=

1

Jy

[(CMV −

CMα (CTV sinαT + CLV + 2CWeq)

2µ+ CLα

)∆V +

(CMα −

CMα (CLα + Cdeq)

2µ+ CLα

)∆α

]+

(CMq +

CMα (2µ− CLq)2µ+ CLα

)q

Il sistema così scritto vede già raccolti i coecienti relativi alle singole incognite.

E' quindi possibile passare ad una notazione più eciente: la forma matriciale; essa

ha il vantaggio di condurre rapidamente alla soluzione del sistema e al tempo stesso

di poter implementare tale sistema su un programma come Simulink o anche in

ambiente Matlab in modo da poter vedere agevolmente la risposta di tale sistema

ad un determinato input. Ecco il sistema proposto.

X = AX +BU

dove

X =[∆V∆αθq

]= vettoredistato

A =matrice di stato B = matrice di controllo U = vettore di comando In tale sistema

STATE-SPACE, compaiono delle grandezze, che per ora verranno considerate nulle

157


perchè sono i parametri che competono al caso di risposta ad un comando. In questo

caso si è interessati a valutare la dinamica longitudinale con le condizioni di moto

libero, senza forzante.

X = AX

Trattandosi di equazioni dierenziali, è possibile supporre soluzioni di tipo esponen-

ziale.

X = [E]eλt

Il problema diventa quindi un problema agli autovalori; essi possono essere rica-

vati dalla soluzione del determinante proprio della matrice A. Facendo ciò, si ottiene

un' equazione algebrica di quarto grado; si ricavano quindi 4 dierenti autovalori: è

possibile dimostrare che il velivolo è stabile se e solo se gli autovalori hanno parte

reale negativa. Fatte queste considerazioni preliminari, andando ad inserire all'inter-

no di un le Matlab i dati relativi al velivolo preso in considarazione, si è provveduto

per prima cosa a calcolare tutte le grandezze che ancora non erano note, quali alcune

derivate aerodinamiche; successivamente, scritte le componenti della matrice A, si

sono calcolati gli autovalori e gli autovettori corrispondenti a tali soluzioni.

12.2 Calcolo della matrici

Per calcolare la matrice A contenente i coecienti del sistema dierenziale, è neces-

sario disporre delle grandezze esposte di seguito:

158


Caratteristiche geometriche e ponderali

Supercie alare S 58,24 [m2]Corda media aerodinamica c 2,79 [m]

Massa m 26.995 [kg]Momento di inerzia Jy 112.959 [kgm2]Disasamento spinta hy 1,05 [m]

Caratteristiche sistema propulsivo

Spinta al livello del mare TSL 134.000 [N ]

Caratteristiche aerodinamiche

CD0 0,017 []k 0,034 []CLα 5,522 []CLδ 0,287 []CLq 4,72 []Cm0 0,079 []Cmδ -0,507 []Cmq -8,34 []Kn 0,4 []

Tabella 12.1: Caratteristiche velivolo

Calcolate queste grandezze principali, si ricava la matrice [A]

A =

−0.00460 0.07211 −19.78572 −9.76418

−0.08875 −0.49164 219.73109 −0.94708

−0.00584 −0.13414 −0.68008 0.00000

0.00000 0.00000 1.00000 0.00000

e la matrice [B]

B =

0.50912

−5.65406

−6.54326

0.00000

159


12.3 Calcolo degli autovalori e autovettori del siste-

ma

Nota la matrice di sistema, come già ribadito, è suciente calcolare, per quali valori

del parametro α, il suo determinante si annulla. Ciò può essere fatto con il comando

eig(A) in ambiente Matlab. Data la matrice esplicitata nella sezione precedente, si

ricavano i seguenti autovalori, smorzamenti e pulsazioni proprie. Ecco i risultati:

λ1 = n1 + iω1

λ2 = n1 − iω1

λ3 = n2 + iω2

λ4 = n2 − iω2

Autovalori Smorzamenti Pulsazioni proprie

-0.5492 +5.44264i 0.10505 5.47292-0.57492 -5.44264i 0.10505 5.47292-0.00379 +0.05785i 0.0685 0.05799-0.00379 -0.05785i 0.0685 0.05799

Tabella 12.2: Parametri sistema

Calcolando il periodo fornito dalle coppie di autovalori coniugati è possibile

distinguere il modo di corto periodo e il modo fugoide.

Tcp =2π

ωcp= 1,1481s

Tlp =2π

ωlp= 108,34s

160


12.4 Calcolo delle caratteristiche della risposta

Calcolate queste caratteristiche, è possibile vericarle anche attraverso un semplice

graco, che mostra l'andamento del sistema entro un certo tempo. Da porre atten-

zione come l'asse dei tempi che è rappresentato è in realtà quello adimensionale, per

cui, per trovare quello vero, è necessario calcolare il tempo vero. Inoltre, dall'analisi

dei periodi caratteristici e delle caratteristiche di dimezzamento, si nota come uno

sia di un ordine di grandezza superiore. Si tratta di quello relativo al fugoide ed è

l'unico visibile. Il graco è stato ottenuto costruendo un time model con la matri-

ce e il vettore di stato, azzerando la parte corrispondente al controllo, per notare

l'evoluzione temporale ad un gradino.

Figura 12.1: Step response

Come si può notare, la risposta che viene visualizzata, è suddivisa in tre plot

dierenti: rappresentano gli andamenti delle variabili: ∆V , θ,α. Il fugoide, come

prevedibile, presenta delle variazioni molto evidenti, nelle variabili velocità e θ, men-

tre il parametro α, rimane pressocchè costante, oscillando poco attorno alla propria

posizione di equilibrio. Osservando attentamente questi graci, si nota come in pros-

simità dell'origine dell'asse dei tempi, si osserva un andamento dierente. Si tratta

del modo di corto periodo, che mostra la propria inuenza solo nei primissimi istanti

del moto, quando il fugoide, ancora, non è completamente sviluppato. Per vedere

161


questi andamenti, si è fatto un ingrandimento. Si noti come, in questo modo, è la

variazione della variabile α ad essere più importante.

Figura 12.2: Step response

12.5 Analisi dei modi propri longitudinali

Calcolati gli autovalori è possibile analizzare il modo in cui essi e in particolare le

loro parti reali e immaginarie variano, a seconda del margine di stabilità che viene

imposto. Per i valori di distribuzione delle masse della congurazione progettata,

il velivolo risulta stabile. E' però bene andare a valutare ciò che succederebbe alla

diminuzione del margine di stabilità, sia sul diagramma di stabilità, sia sul cosiddetto

luogo delle radici.

162


Figura 12.3: Stabilità dinamica

La gura mostra l'andamento della parte reale degli autovalori, al variare della

derivata aerodinamica CMα, grandezza direttamente proporzionale al margine di

stabilità. Nonostante nella condizione di volo di progetto, al MTOW, il velivolo si

trovi nelle condizioni di stabilità dinamica, è utile osservare cosa potrebbe succedere

nel caso, non lontano dalla realtà, nel quale il baricentro dell'intero sistema si sposti,

comportando una variazione degli autovalori. Si nota come, nella condizione di

partenza, a destra nel graco, le parti reali dovrebbero essere 4, ma giustamente,

essendo le soluzioni due coppie complesse coniugate, sono soltanto due. Poiché,

come è già stato illustrato precedentemente, la parte reale è direttamente collegata al

tempo di dimezzamento del sistema, ed è possibile riconoscere come il valore più alto

in valore assoluto sia quello del corto periodo, mentre l'altro quello corrispondente

al fugoide. La condizione di stabilità si mantiene per un certo intervallo di valori del

margine di stabilità. Al di sotto, prima il corto periodo, molto più tardi il fugoide,

diventano instabili, cioè le soluzioni diventano reali e non più complesse coniugate.

Portando al limite il sistema, si può addirittura vedere la nascita del terzo modo,

un modo che ha parte reale nulla, quindi un modo aperiodico.

Sempre al variare dello stesso parametro è possibile ricavare un secondo graco,

denito luogo delle radici. Si tratta di un diagramma in cui sulle ascisse e sulle

ordinate vengono riportati parti reali e immaginarie degli autovalori. Anche qui si

163


possono distinguere i due modi propri e il terzo modo. I tratti di circonferenza che

fanno da griglia sono curve iso-frequenza.

Figura 12.4: Luogo radici

164

Capitolo 13

Catia

13.1 Cassone alare

Per l'analisi strutturale è necessario concentrarsi sul cassone alare, che viene quindi

isolato dal resto dell'ala per essere poi rinito. In accordo con la spaziatura de-

nita su Excel, sono state realizzate delle centine tramite intersezione tra cassone e

dei piani appositamente deniti. Queste non sono le centine reali, ma serviranno

nell'analisi FEM per impedire lo schiacciamento dei rivestimenti.

Figura 13.1: Realizzazione centine

165

13 Catia

I longheroni realizzati no ad ora sono costituiti solo da un'anima, in disaccor-

do con la realtà e con quanto implementato sul foglio di calcolo. Per completarli

è necessario realizzare le solette: esse hanno larghezza variabile proporzionale al

rapporto di rastremazione dell'ala.

Figura 13.2: Realizzazione solette longheroni

Eseguita questa operazione, il longherone è completo. Il cassone è apparentemen-

te nito, ma, per facilitare le operazioni su Patran, sono state eettuate ancora delle

operazioni di separazione: in questo modo si potrà realizzare una mesh apposita per

ogni parte. Le entità realizzate sono:

Anime dei longheroni

Solette dei longheroni

Centine

Pannelli (ciascun pannello, in accordo con il modello Excel, è diviso in due)

Il cassone è così terminato ed è possibile esportarlo in un formato leggibile da Patran

(.igs) per l'analisi agli elementi niti.

166

13 Catia

Figura 13.3: Cassone alare

167

Capitolo 14

Analisi strutturale teorica

L'analisi strutturale del velivolo in progetto si concentra esclusivamente su uno dei

componenti maggiormente sollecitati: il cassone alare. Si conoscono infatti tutti i

carichi agenti su di esso e le forze aerodinamiche generate dall'ala, in quanto già cal-

colate nell'analisi aerodinamica. Prima di compiere una qualsiasi verica di questo

tipo, è necessario conoscere i fattori di carico ai quali il sistema è sottoposto nelle

varie fasi volo.

Proprio per questa ragione, il primo passo è tracciare i diagrammi di manovra

e raca, per determinare il valore massimo di carico a contingenza da utilizzarsi,

opportunamente moltiplicato per i coecienti di sicurezza, nella verica strutturale.

Si è quindi passati alla denizione della geometria e delle caratteristiche meccaniche

del cassone alare e alla determinazione dei carichi. Noti tutti questi parametri è

stato possibile ricavare i valori di tensione e deformazioni e vericarli con quelli

prescritti dalla normativa.

14.1 Diagramma di inviluppo di volo

L'inviluppo di volo è il diagramma che si ottiene dalla sovrapposizione di due dif-

ferenti graci: il diagramma di manovra e quello di raca. Il velivolo deve essere

progettato per resistere alle sollecitazioni massime previste, e durante la sua vita

168

14 Analisi strutturale teorica

operativa non deve mai transitare per condizioni di volo che si trovino al di fuori di

tale inviluppo.

Sono tutti graci che riportano le velocità equivalenti sull'asse delle ascisse e i

fattori di carico a contingenza sulle ordinate. Per la loro costruzione si sono seguite

le istruzioni suggerite dalle normative (in particolare dalla solita CS 25).

14.1.1 Diagramma di manovra

Per la denizione del diagramma di manovra è necessario conoscere alcuni dati

riguardanti l'aerodinamica del velivolo, come possono essere il carico alare e la pen-

denza della curva CLα. Le caratteristiche meccaniche, geometriche ed aerodinamiche

giungono dalla trattazione precedente. Per quanto riguarda invece i fattori di carico

a contingenza massimo e minimo, si tratta dei valori ricavati dalla normativa di rife-

rimento. La costruzione di un generico diagramma di manovra procede generalmente

per tratti.

Figura 14.1: Generico diagramma di manovra

Il primo tratto è quello che rappresenta la condizione di equilibrio tra le forze

peso e portanza. Si ottiene quindi una curva particolare che deve giungere

169


no alla velocità VA. Essa è identicata dall'intersezione di tale curva, con

la retta di fattore di contingenza massimo. Solitamente, si è soliti tracciare

questo diagramma per due dierenti condizioni: con ap estratti o retratti.

Al variare della congurazione infatti, varia ilCLαMAX : tale valore è ricavato

sempre dall'analisi del prolo e tramite il programma X FOIL. Le due curve,

oltre a permettere la determinazione di due dierenti velocità VA, mostrano

due diverse velocità di stallo del velivolo, ricavabili come valore di velocità per

il quale, attraverso un assetto di portanza massima, il sistema raggiunge il

fattore di contingenza unitario.

Il secondo tratto è lineare e raccorda la VA con la VD, massima velocità rag-

giungibile dal velivolo in aondata, calcolate, come indicato da normativa,

attraverso la VC ; valore di velocità di crociera. Viene prescritto che quest'ulti-

ma non sia inferiore a 0.8VD. A questo tratto, limite superiore del diagramma

di manovra, compete il fattore di carico a contingenza massimo.

Analogamente a quanto illustrato al punto 1, si può ottenere la curva con

CLmin. Essa dovrà arrestarsi al valore di fattore di carico a contingenza

minimo.

Anche per il tratto lineare, limite inferiore, si procede in accordo a quan-

to illustrato al punto 2, con l'accortezza di giungere no alla velocità di

crociera,mantenendo n = nmin.

La normativa prevede di congiungere il tratto inferiore appena tracciato con

la VD a n=0, con una legge lineare.

Il diagramma si chiude con la congiunzione con un segmento a V costante e

pari alla VD.

Di seguito sono riportati i dati utilizzati per la costruzione del diagramma di

manovra, all'interno del quale è stata anche inserita la curva corrispondente al-

la congurazione con i ap abbassati e la cui velocità limite VF è denita dalle

mormative:

170


Figura 14.2: Dati Input

Figura 14.3: Diagramma di manovra

Gli output sono:

Figura 14.4: Velocità Output

171


14.1.2 Diagramma di raca

Il diagramma di raca, invece, riporta delle rette che permettono, note le velocità

caratteristiche, di determinare i fattori di carico dovuti alla raca. La normativa im-

pone di utilizzare 3 dierenti velocità di raca, classicate come bassa, media ed alta

intensità: quelle utilizzate per i nostri diagrammi sono riportate precedentemente.

Note le velocità di raca e le caratteristiche principali già utilizzate nella fase

precedente o da essa ricavate, come le velocità caratteristiche, è possibile tracciare

il fascio di rette con origine nel fattore di contingenza unitario e velocità nulla, con

la relazione:

n = 1± [KUV ρ]

2W/S

dove

Kg = gust alleviation factor

U = velocità di raca

V = velocità di volo equivalente

ρ = densità dell'aria

Note le velocità caratteristiche è possibile tracciare il diagramma completo an-

dando ad individuare i punti caratteristici dall'intersezione di tali rette con le velocità

ed unendoli successivamente con tratti di spezzata.

172


Figura 14.5: Diagramma di raca

14.1.3 Diagramma di inviluppo

Dalla sovrapposizione dei due graci ottenuti precedentemente, considerando le con-

dizioni peggiori, cioè le linee più esterne, si ottiene l'inviluppo di volo. Esso varia a

seconda della fase di volo in cui il velivolo si ritrova. Per un velivolo da trasporto

passeggeri, la condizione che può presentare maggiore criticità e quindi permettere

il calcolo del fattore di carico a contingenza maggiore è l'atterraggio, e di seguito

viene rappresentato il diagramma di inviluppo calcolato in questa condizione:

173


Figura 14.6: Diagramma di inviluppo

Si può quindi assumere come fattore di carico a contingenza il valore massimo,

che in questo caso è raggiunto al diagramma di manovra per la congurazione di

atterraggio. Si ricorda però, che per eettuare i confronti con le tensioni e le defor-

mazioni ammissibili, è necessario calcolare il fattore di carico a robustezza, andando

a moltiplicare il fattore di carico a contingenza per il fattore di sicurezza 1.5.

ncontingenza = 2,5

nrobustezza = 3,75

174


14.2 Analisi strutturale del cassone alare

14.2.1 Diagrammi di sollecitazione

Preparati i diagrammi di manovra ed individuati i carichi a contingenza e a robu-

stezza ai quali la struttura dovrà resistere, è possibile iniziare ad analizzare il cassone

alare allo scopo di tracciarne i diagrammi di sollecitazione e vericare se le tensioni e

le deformazioni che si sviluppano su di essa sono compatibili con le massime tensioni

ammissibili. Tutti i calcoli sono riportati nella cartella Excel Structural Analysi,

dove il primo foglio contiene i dati di input che derivano dalle scelte preliminari e da

quelle successive, suggerite dall'analisi aerodinamica, mentre la geometria del cas-

sone semi alare deriva direttamente dalla realizzazione CAD, illustrata nel capitolo

precedente. Tale struttura, della lunghezza massima di 14,5 m, era già stata suddi-

visa in 20 tronchetti, per l'analisi aerodinamica; per una di tipo strutturale, però,

si preferisce una discretizzazione equispaziata, quindi il primo passo è stato ricalco-

lare la distribuzione di portanza e resistenza con una nuova mesh di passo 725 mm.

Prima di eettuare qualsiasi calcolo, è necessario denire le caratteristiche meccani-

che del materiale utilizzato nella costruzione della struttura e le caratteristiche del

campo di moto, necessario al calcolo delle principali grandezze aerodinamiche. In

questo caso si è scelto di utilizzare un materiale isotropo come l'alluminio, con le

seguenti caratteristiche

E = modulo elastico longitudinale = 73000 N/mm2

G = modulo elastico trasversale = 28000 N/mm2

Ni = modulo di Poisson = 0,3

ρ= densità del materiale = 2,81 · 106kg/mm3

Successivamente è stato necessario calcolare i carichi agenti su ogni singola

sezione: nel caso in esame si sono considerati

carico dovuto al peso di combustibile

carico dovuto ai motori

175


carico dovuto al peso stesso della semiala

carico di origine aerodinamica ( distribuzione di portanza e di resistenza)

Per ognuna di queste categorie, il valore di carico viene calcolato, con l'ausilio

di una macro, in ognuna delle venti sezioni in cui il cassone è stato suddiviso. Per

quanto riguarda le distribuzioni di portanza e resistenza, come già fatto osservare,

non sono esattamente quelle che erano state individuate nel calcolo dell'aerodina-

mica della semiala, ma quelle ricavate con la nuova mesh equispaziata. Se ne ripor-

tano, per maggior chiarezza, gli andamenti ricavati e la polinomiale che meglio li

approssima.

Figura 14.7: Distribuzione di portanza

176


Figura 14.8: Distribuzione di resistenza

Fatte queste precisazioni, è quindi possibile disegnare il diagramma di carico e

da questo ricavare, per integrazione con il metodo dei trapezi, i diagrammi di taglio

e di momento nelle due direzioni di maggior interesse, x e z. Si denisce innanzitutto

il sistema di riferimento per il calcolo delle sollecitazioni: l'asse x diretto dal bordo

di fuga al bordo d'attacco, l'asse y lungo l'apertura alare e l'asse z perpendicolare ai

primi con verso diretto dal ventre al dorso. Prima di determinare i valori di taglio

e momento agenti sull'ala, si sono deniti i vari carichi applicati ad essa, sia lungo

l'asse x che l'asse z. Essendo l'angolo di incidenza α non nullo i gradienti di portanza

e di resistenza concorrono entrambi a denire i carichi distribuiti nelle due direzioni.

Il primo è stato calcolato tenendo conto che

dL

dy= Kcorrccl

dove

Kcorr =nW

A1

con

A1 = [·cldy]

A1 valutata tra -b/2 e b/2 Inne, ricordando che nel calcolo del carico distribuito

lungo z concorrono sia il peso del combustibile che quello della semiala, si sono

177


potute trovare le distribuzioni qx e qz

qz = n · dWs

dy+ n · dWa

dy+dL

dycosα +

dD

dysinα

qx = −dLdy

sinα +dD

dycosα

Con il metodo dell'integrazione dei trapezi si sono ottenute le distribuzioni di

taglio, mentre per il calcolo dei momenti si sono dovute considerare anche la spinta

aggiuntiva del motore e il peso dello stesso ( queste due forze sono state considerate

costanti no alla sesta stazione, dove vi è il cambio di freccia e l'attacco del motore).

Note le risultanti nali di taglio lungo x e z si sono quindi trovati i valori dei momenti

con la regola dei trapezi sapendo che

dMx

dy= Tz

dMs

dy= Tx

Di seguito sono riportati i diagrammi nali

Figura 14.9: Diagramma di carico

178


Figura 14.10: Diagramma di taglio

Figura 14.11: Diagramma di momento

14.2.2 Denizione dettagliata del cassone alare

La denizione del cassone alare deriva in parte dalla geometria della semiala già scel-

ta nella denizione dei proli per l'analisi aerodinamica, ma in parte viene decisa

in ambito strutturale, in quanto è necessario determinare quali sono eettivamente

179


le aree resistenti. Vista la trattazione già eettuata nel capitolo dedicato, non ci si

soerma ulteriormente sulla scelta scelta dei proli adottati ma si ricorda semplice-

mente che la semiala e quindi di conseguenza anche il cassone, ha tre dierenti proli

lungo la sua apertura. In realtà questo non complica ulteriormente le cose in quan-

to, per ognuno dei tronchetti derivanti dalla suddivisione, il programma si calcola

autonomamente tutte le caratteristiche, andando a prendere come input, proprio

quelli della sezione corrispondente, che quindi possono essere totalmente dierenti

da quelle adiacenti. Ipotizzando di concentrare l'attenzione su una singola sezione

trasversale di cassone, in essa si possono individuare più elementi:

2 panelli dorsali ( denominati nel le B e C)

2 panneli ventrali (G e H)

2 solette del longherone anteriore (A e D)

2 solette del longherone posteriore (F e I)

2 anime dei longheroni (E e L)

Per ognuno di questi elementi, devono essere deniti il materiale e quindi le

caratteristiche meccaniche e le dimensioni caratteristiche (altezza, larghezza e spes-

sore). Dati questi valori di input, sezione per sezione, il programma calcola le

caratteristiche del sistema ad aree concentrate determinando i momenti di inerzia

caratteristici e il peso delle singole sezioni. E' importante sottolineare come ad ogni

interazione vengano aggiornate le posizioni di baricentro e centroide, dati necessari

alla determinazione delle caratteristiche inerziali della sezione. Si ricorda che

xcentroide =

∑NK=1EiAixi∑NK=1 EiAi

zcentroide =

∑NK=1EiAizi∑NK=1EiAi

xbaricentro =

∑NK=1 miAixi∑NK=1miAi

180


zbaricentro =

∑NK=1 miAizi∑NK=1miAi

Ecco il prospetto di una sezione del cassone in analisi:

Figura 14.12: Sezione cassone alare

14.2.3 Denizione degli spessori degli elementi del cassone

Uno dei punti più importanti della sezione precedente, era l'inserimento delle ca-

ratteristiche geometriche delle varie componenti della sezione di un longherone. In

realtà, denite le larghezze e le altezze dei vari elementi, l'unico vero parametro di

progetto che deve essere scelto con accuratezza è lo spessore. Ad esso quindi, si

è dedicato un apposito foglio di calcolo nel quale inserire i valori di input che si

ritengono opportuni. Il criterio di scelta, oltre ad essere basato sugli esempi della

letteratura, deve essere tale da soddisfare i criteri di verica strutture a robustez-

za. Gli spessori quindi, devono essere scelti in modo tale che le deformazioni e le

sollecitazioni (il cui calcolo è approfondito nella sezione seguente) siano inferiori a

quelle massime ammissibili. Dopo svariati tentativi, per riuscire a minimizzare gli

spessori si è optato per una soluzione classica che prevede un'aumento delle aree

resistenti nelle sezioni prossime all'incastro tra la semiala e la fusoliera, zona più

fortemente sollecitata, imponendo anche che non solo gli spessori di ciascuna delle

parti diminuissero verso l'estremità, ma che ciò accadesse anche per la larghezza

delle solette dei due longheroni che, partendo da una dimensione di 100 mm ala

radice diminuiscono proporzionalmente al rapporto di rastremazione.

181


Figura 14.13: Spessori

14.2.4 Calcolo e verica delle tensioni e delle deformazioni

Il calcolo delle tensioni e delle sollecitazioni è fatto anch'esso ad ognuna delle 20

stazioni ipotizzate n dall'inizio del calcolo strutturale, e sono diretta conseguen-

za dei valori dei momenti di inerzia e delle distanze caratteristiche da centroide e

baricentro. In particolare, per il calcolo delle tensioni si è utilizzata la formula di

Navier:

σy =MzIxx +MxIxzIxxIzz − I2

xz

x− MxIzz +MzIxzIxxIzz − I2

xz

z

Nelle immagini seguenti è riportato l'andamento delle sollecitazioni e delle de-

formazioni del cassone in analisi :

Per quanto riguarda la verica dei valori, essa può essere fatta sia analizzando

semplicemente questi graci, controllando che siano contenuti all'interno della zo-

na delimitata dai massimi valori ammissibili, sia attraverso una piccola routine di

formattazione condizionale, che permette di individuare immediatamente anche la

sezione e l'elemento responsabili di un eventuale superamento delle tensioni. Os-

servando i graci si può notare come i livelli di sollecitazione della struttura siano

182


Figura 14.14: Tensioni

Figura 14.15: Deformazioni

molto vicini a quelli limite. In realtà però, questi graci sono stati ottenuti secondo

quanto prescrive la normativa, imponendo il fattore di carico pari a quello massimo

183


a robustezza; nelle condizioni di volo normale, in crociera, quando il fattore di ca-

rico a contingenza è unitario, e quindi quello a robustezza è pari a 1.5, i graci si

presentano invece molto distanti dalle curve limite.

14.2.5 Peso del cassone

Il calcolo del peso della struttura del cassone alare è anch'esso diretta conseguenza

della scelta degli spessori dei singoli elementi. Per ognuno di essi infatti, viene

calcolata la massa, noto il materiale, e la sommatoria dei valori dei componenti di

ogni sezione viene aggiornata e riportata in un apposito foglio di calcolo nel quale,

oltre a denirne il valore complessivo, si apportano dei coecienti correttivi che

tengono in considerazione sia il fatto che in un'analisi così semplicata ci possono

essere errori di approssimazione non trascurabili, sia la presenza di elementi non

calcolati, quali incollaggi, rivestimenti, rivettature, irrigidimenti. Per questo, il peso

del cassone è stato moltiplicato per un fattore correttivo n = 1,5, ottenendo un

valore che rappresenta il 50 % del peso dell'intera semiala. Pcassone = 5492,7 N

14.2.6 Calcolo della deformata

Per il calcolo della deformata della semiala si utilizza il principio dei lavori virtuali. Si

considera dapprima uno stato di tensioni interne σc in equilibrio col sistema di carichi

applicati, poi, per la stessa struttura un sistema di spostamenti ηc, compatibile con

i vincoli imposti al sistema, a cui è associato il sistema di deformazioni piccole e

congruenti εc. Il PLV stabilisce che in condizioni di equilibrio sussiste la seguente

uguaglianza:

Lexec = Liec

Per implementare il metodo, si sceglie come sistema equilibrato di forze, un carico

esploratore ttizio:

1e · ηc =

(M e

z

Izx+

M ex

Ixz

)·(M c

z

EIzx+

M cx

EIxz

)dy

dove tutte le Mz = M∗z ,Mx = M∗

x ed inoltre i termini con l'apice 'e' sono quelli

del sistema ttizio di esplorazione, mentre quelli con l'apice 'c' sono riferiti al sistema

184


di spostamenti reali. Inoltre i termini Mxz sono dati da questa formula

M∗x = −Mx +Mzjz

1− jxjz

M∗z = −Mz +Mxjx

1− jxjz

con jz =IxzIzz

e jx =IxzIxx

Ecco i risultati che si ottengono

Figura 14.16: Deformata

Figura 14.17: Deformata al variare del fattore di carico

14.2.7 Torsione

Per calcolare le sollecitazioni di taglio e di torsione sugli elementi del cassone si è

ricorsi alla classica schematizzazione a semiguscio ideale.

185


Figura 14.18: Schematizzazione semiguscio ideale

Applicando questa schematizzazione al cassone alare in questione è immediata-

mente possibile calcolare la rigidezza torsionale sezione per sezione applicando la

seguente formula:

GJT =4Ω2∑Ni=1

liGisi

Di seguito ne è riportato il graco:

Figura 14.19: Rigidezza Torsionale

186


Dopo aver calcolato i ussi nei pannelli, è inoltre possibile denire il gradiente

di torsione tramite la seconda formula di Bretd:

dθ

dy=

1

2Ωtot

N∑i=1

qiligisi

Figura 14.20: Gradiente di torsione

Integrando il gradiente si otterrà l'andamento della torsione lungo l'apertura

alare.

Figura 14.21: Torsione

187

Capitolo 15

Analisi strutturale numerica

I risultati ottenuti nel capitolo precedente verranno ora confrontati con quelli ricavati

da un'analisi con un programma di tipo commerciale, creato appositamente per tali

tipologie di analisi.

15.1 Patran: realizzazione della mesh

La realizzazione della mesh su Patran è fondamentale per eseguire un'analisi strut-

turale coerente e corretta. La geometria del cassone è stata importata da CATIA

per sopperire alla scarsa praticità dell'editor geometrico di Patran. Il le importato

si presenta come in gura. Fatto ciò, è stato necessario fornire al programma dei

seed per la realizzazione della mesh superciale. Sui bordi delle diverse superci

sono stati realizzati dei nodi distanziati in modo da avere una mesh sucientemente

tta, ma senza richiedere un eccessivo onere di calcolo. A questo punto è stato pos-

sibile far realizzare al programma la mesh desiderata. Si nota che le varie parti sono

divise per categorie per semplicità di visualizzazione, ma soprattutto per comodità

di manipolazione:

Anime

Centine

Pannelli

188

15 Analisi strutturale numerica

Solette

Ciascuna di queste macrocategorie è divisa in sottocategorie per identicare le

varie sezioni individuate nel foglio Excel. La mesh risultante è riportata di seguito.

Figura 15.1: Realizzazione Mesh

Terminata la mesh è possibile procedere con l'attribuzione degli spessori e dei

materiali alle varie parti, per poi eettuare l'analisi.

15.2 Assegnazione delle proprietà

Assegnazione degli spessori

Dopo aver realizzato la mesh, si può procedere con l'assegnazione degli spessori e

dei materiali e, grazie alla divisione in gruppi, il lavoro risulta molto più rapido. Per

quanto riguarda gli spessori, si hanno quattro categorie:

Solette, che presentano il massimo spessore

Anime, che presentano uno spessore di poco inferiore a quello delle solette

189


Pannelli, con uno spessore quasi dimezzato rispetto a quello delle solette

Centine, con spessore ttizio pari a 5 mm

Si è scelto inoltre di farli diminuire gradatamente andando dalla sezione di radice

alla sezione di estremità e di assegnare uno spessore maggiore alle componenti più

vicine al bordo d'attacco rispetto a quelle del bordo di fuga, a causa della diversa

intensità delle forze aerodinamiche agenti nei 2 punti.

Assegnazione delle proprietà meccaniche dei materiali

Per quanto riguarda i materiali, invece, ne sono stati utilizzati solamente due:

Alluminio per solette, anime e pannelli

Un materiale ttizio innitamente rigido per le centine, realizzato moltiplican-

do per 100 il modulo elastico dell'alluminio

Di seguito vengono riportate le immagini dei vari componenti dopo che sono state

assegnate le suddette proprietà meccaniche

Assegnazione delle condizioni al contorno

Dopo aver denito le proprietà meccaniche dell'intero cassone, si può procedere con

l'assegnazione delle condizioni al contorno:

La sezione di radice è stata incastrata, in modo da impedirne la rotazione e la

traslazione

La sezione di estremità è considerata scarica

Le stazioni intermedie sono state caricate con il salto del taglio lungo x e lungo

z a cavallo dei due cassoni successivi

Di seguito vengono riportate le immagini delle condizioni al contorno imposte.

190


Figura 15.2: Denizione condizioni di incastro alla radice

Assegnazione dei carichi

A questo livello la struttura è completamente denita ed è possibile procedere al-

l'assegnazione dei carichi che agiscono su di essa per simulare la deessione statica.

In particolare per rimanere nell'ottica della realizzazione progettuale si sono inseriti

i carichi massimi ai quali si suppone la struttura debba resistere e per tali condizioni

andrà quindi progettata. I valori che vengono inseriti si riferiscono quelli individuati

nel capitolo precedente tramite il programma creato appositamente per dimensio-

namento preliminare del cassone alare. In particolare, dei graci di sollecitazione

ottenuti è utile porre l'attenzione su quello riportante l'andamento del taglio: al

ne di ricavare le forze complessive che agiscono su ogni singola sezione è necessario

considerare i salti di tale graco, perché sono proprio questi i valori che dovranno

essere applicati al modello Patran. Operativamente si sono suddivise tali forze a

metà e ognuna di esse è stata applicata nella sezione corrispondente, sul longhero-

ne. In realtà questa procedura, anche se molto approssimata, produce degli eetti

qualitativamente accettabili.

191


Figura 15.3: Denizione carichi

15.3 Analisi della struttura

Adesso si può procedere con l'analisi: dopo aver denito il tipo di analisi desiderata

e i risultati che si desidera visualizzare, si carica su Nastran il le .xdb realizzato

da Patran. Dopo aver controllato che non ci siano nè errori nè warning, si possono

aprire i risultati con Patran e visualizzare i risultati.

192


Figura 15.4: Deformata della struttura

Si può inoltre scaricare un report con lo spostamento delle singole stazioni lungo

l'apertura alare, in modo da poter realizzare con excel un diagramma che confronti

i risultati ottenuti con Patran e Nastran con quelli ottenuti con excel.

Figura 15.5: Confronto risultati

193

Capitolo 16

Analisi dei costi

Un aspetto fondamentale nella progettazione di un velivolo è il prezzo di vendita

e i costi di esercizio previsti durante il suo servizio. Infatti, un velivolo progetta-

to perfettamente ma con un costo esorbitante o dei consumi improponibili sarebbe

impossibile da proporre sul mercato, perchè verrebbe surclassato da velivoli con

prestazioni meno elevate ma più economici. Bisogna quindi prestare massima atten-

zione all'analisi accurata di tutte le spese previste, dal costo del combustibile agli

stipendi dell'equipaggio, dalla manutenzione alle tasse aeroportuali.

Una prima classicazione dei costi si può eettuare dividendoli in costi diretti,

come quelli di manutenzione, di operatività, del combustibile, di ammortamento,

di inazione, e costi indiretti, come le tasse aeroportuali e di navigazione. Biso-

gna inoltre tener in debita considerazione il numero di esemplari prodotti, poichè

esiste una particolare categoria di costi, i costi ssi, come i costi di progettazione

e validazione, che non dipendono dal numero di esemplari prodotti mentre i costi

denibili come variabili, quali ad esempio l'acquisto di materie prime, possono avere

andamenti molto dierenti nel tempo e dipendono molto fortemente dal numero di

unità prodotte. Ovviamente, maggiore sarà il numero di velivoli prodotti, più i costi

ssi saranno relativamente bassi, poichè verranno condivisi tra più velivoli.

194

16 Analisi dei costi

16.1 Il metodo di Reymer

In questa stima si è scelto di utilizzare il metodo di Reymer, come algoritmo per

stimare i costi e si sono presi in considerazione quelli attribuibili a combustibile, a

personale di bordo, a manutenzione della struttura e ai propulsori, alle tasse aero-

portuali e alla navigazione, gli ammortamenti, il tasso di interesse e l'assicurazione.

Costo del combustibile: Il costo del combustibile è estremamente variabile. Il

prezzo attuale è ricavato dal sito della IATA.

Figura 16.1: Fuel Cost

195


Considerando un costo di 2,94 $/gal e inserendolo nella seguente relazione

Costo carburante =

(Peso carburante

Densita′ carburante

)· Costo al gallone

si ottiene:

Stipendi dell'equipaggio: Si considera un equipaggio composto da due piloti

(capitano e primo uciale) e tre assistenti di volo e si stima un costo di 440 $/gal per

i piloti e di 78 $/gal per gli assistenti. Inserendo questi dati nelle seguenti relazioni

Flight deck crew cost

T ·Nfc · (Cfc + 0.532 · WTO

1000) · Fi

Cabin crew cost

T ·Ncc · Ccc

dove

T = 0,0021 ·D + 0,94

si ottiene:

196


Costi per la manutenzione della struttura : La manutenzione della

struttura viene calcolata come somma di tre contributi: manodopera, materiali,

oneri.

Airframe maintenance labor cost(1,26 + 1,774 ·

(Waf

105

)− 0,1071 ·

(Waf

105

)2)· T · Cml+

+

(1,614 + 0,7227

(Waf

105

)+ 0,1204 ·

(Waf

105

)2)· Cml

Airframe maintenance material cost(12,39 + 29,8 ·

(Waf

105

)+ 0,1806 ·

(Waf

105

)2)· T · 1,47+

+

(15,2 + 97,33 ·

(Waf

105

)− 2,862 ·

(Waf

105

)2)· 1,47

Applied maintenance burden cost

2 · Airframemaintenancematerial cost

Nella seguente tabella si riportano i risultati ottenuti:

Costi per la manutenzione dei propulsori: Anche in questo caso, la manu-

tenzione del propulsore viene calcolata come somma di tre contributi: manodopera,

materiali, oneri.

Engine maintenance labor cost(0,645 +

(0,05 · FnNe · 104

)·(

0,566 +0,434

T

))· T ·Ne · Cml

197


Engine maintenance material cost(25 +

(0,05 · FnNe · 104

)·(

0,62 +0,38

T

))· T ·Ne · 1,47

Engine maintenance burden cost

2 · Enginemaintenancematerial cost

Nella seguente tabella si riportano i risultati ottenuti:

Tasse aeroportuali Questa tassa si basa sul peso massimo al decollo e su un

coeciente di atterraggio secondo la relazione

International landing fees = ClandWTO

1000

da cui si ottiene

Tasse di navigazione : Si basa sulle prime 500 nm di una tratta considerando

il maximum takeo weight e si applica solamente ai voli internazionali. Si calcola

con la relazione

Navigation fees = Cnav · 500 ·√WTO

1000

da cui si ottiene

198


Ammortamento, interesse e assicurazione Fondamentale per la stima di

questi costi è il Caf ossia il costo dell'airframe. Esso è dedotto dalla equazione di

Raymer secondo la relazione che segue

Caf =HERE +HTRT +HMRM +HQRQ + CD + CF + CM + Ca

Q

Di seguito si riportano i termini che permettano il calcolo del costo dell'airframe

199


da cui si ricava

Caf = 16938497,89$

Ammortamento La quota di ammortamento annuo si ricava dalla relazione

Depreciation per year

(1−R) ·(CafPaf

+ Saf ·CafPaf

)+CePe

+ Se ·CePe

Interesse L'interesse annuale si ricava dalla relazione

Annual interest = Interest rate · loan amount

Assicurazione L'assicurazione annuale si ricava dalla relazione

Annual insurance 0,0035 · (Airframe cost+ Engine cost) = 73.116,97$

Dividendo questi valori per il numero di voli previsti all'anno, si ottiene

200


Ripartizione dei costi Nella seguente tabella vengono riportati i valori di tutti

i costi diretti appena descritti.

E' riportato inoltre per maggiore chiarezza un diagramma a torta che rappresenta

il peso di ciascuna voce sul costo totale.

201


Figura 16.2: Ripartizione costi

202

Capitolo 17

Impatto ambientale

L'impatto del velivolo sull'ambiente è diventato un aspetto fondamentale nella rea-

lizzazione di nuovi aeromobili, soprattutto in termini di emissioni acustiche e agen-

ti inquinanti. Diventa quindi di primaria importanza osservare qual è la real-

tà quotidiana dei velivoli in circolazione e come si può agire per migliorare tale

situazione.

17.1 Emissioni acustiche

Per quanto riguarda il problema delle emissioni acustiche, si è visto che l'analisi

viene eettuata considerando tre condizioni di volo: decollo, manovra, atterraggio.

Di seguito si riportano i valori trovati in letteratura e la ripartizione tra i vari

componenti del propulsore che inducono questi livelli acustici.

203

17 Impatto ambientale

Figura 17.1: Contributi Emissioni Acustiche

Figura 17.2: Suddivisione Emissioni Acustiche (fasi di volo)

204


Dai dati di letteratura sopra riportati si deduce per prima cosa che l'emissione

acustica è fortemente dierenziata a seconda della fase di volo che si analizza e si

nota come i problemi più grandi si abbiano nella fase di avvicinamento alla pista, in

vista dell'atterraggio.

Da studi fatti su questi argomenti emerge inoltre che i principali contributi alle

emissioni acustiche causate dai motori sono dovuti alla velocità dei gas di scarico in

uscita o alla velocità al tip del fan.

Figura 17.3: Sviluppo Rumorosità in fan e jet

Analizzando sperimentalmente proprio le velocità d'uscita dell'aria dal motore

e la rumorisità correlata, si è riscontrato che l'intensità del rumore prodotto cresce

con l'ottava potenza della velocità a causa dei vortici che si generano nella scia del

propulsore. Come mostrato dalla gura seguente, il gas in uscita ha una composi-

zione tale per cui oltre alla zona centrale, chiamata exhaust jet core, all'interno della

quale sono contenuti gli urti, esiste tutto un volume nel quale il campo di moto è

fortemente turbolento e nelle zone vicine all'ugello, nelle quali i vortici sono poco

sviluppati, si producono delle perturbazioni acustiche che interessano soprattutto il

campo delle alte frequenze mentre allontanandosi sempre di più dal condotto di usci-

ta, i vortici diventano meno energetici e tendono ad ingrandirsi provocando disturbi

a frequenze più basse.

205


Figura 17.4: Gas di scarico in uscita dal propulsore

Per ridurre queste emissioni acustiche, si sono sviluppate diverse tecniche costrut-

tive; in particolare si riportano qui le più signicative e maggiormente utilizzate negli

ultimi anni:

Realizzazione del propulsore con superci forate fonoassorbenti

Tale metodo di costruzione dei pannelli di ultima generazione è molto utile per la

riduzione del rumore prodotto. Il meccanismo di funzionamento è illustrato nella

gura sottostante.

206


Figura 17.5: Superci forate fonoassorbenti

Trattamenti acustici sul bordo d'attacco della presa d'aria

Con questo metodo si può arrivare ad una riduzione di 1.8 EPNdB

Figura 17.6: Particolare della presa d'aria di un propulsore

207


Sagomatura opportuna dell'interno della presa d'aria

Questo particolare progetto serve a creare delle superci che abbiano angoli oppor-

tuni, tali da riettere le emissioni acustiche verso il cielo; è possibile giungere ad una

riduzione di 0.5 EPNdB.

Figura 17.7: Sagomatura della parte interna della presa d'aria

Ugello di scarico a geometria variabile

Sempre con lo scopo di realizzare delle forme che guidino, attraverso il gioco delle

riessioni delle onde d'urto, è possibile sagomare nel modo più opportuno anche

l'ugello, in particolare facendo sì che la forma sia quella ottimale al variare delle

condizioni del uido in ingresso e quindi delle dierenti fasi di volo, no ad ottenere

una riduzione di 1.0 EPNdB.

Sagomatura opportuna dell'ugello di scarico

Anche la sola sagomatura particolare che permette all'aria in uscita di essere meno

rumorosa può essere un buon rimedio, aggiungendo una diminuzione di 0.5 EPNdB.

Figura 17.8: Sagomatura opportuna dell'ugello di scarico

208


Scelta del valore di by-pass ratio ottimale

Il BPR è un parametro fondamentale nella scelta del propulsore; ma oltre a ciò,

una sua scelta accurata puà portare ad una riduzione dei consumi del propulsore,

delle emissioni acustiche del jet e del fan ma anche ad un aumento delle dimensioni

del sistema propulsivo. Si è quindi cercato di mediare tra le esigenze di un velivolo

ecologico e a basso impatto acustico e le esigenze aerodinamiche e di peso dell'aero-

mobile, cercando un compromesso. Ecco di seguito riportati i dati di letteratura e

la scelta eettuata.

Figura 17.9: Emissioni sonore - BPR

Oltre al problema della ricerca di ridurre la rumorosità dei velivoli soprattutto

nelle vicinanze degli aeroporti e quindi nelle fasi di decollo e atterraggio, anche

quello della riduzione dell'emissione di agenti inquinanti nell'ambiente è più che mai

209


importante.Si riportano in tabella i valori ritrovati in letteratura in merito a tale

problema.

Figura 17.10: Emissioni inquinanti

Tra tutti i propulsori considerati, si è visto che il PW1215G è quello che soddisfa

al meglio le speciche di progetto in quanto presenta un BPR pari a 9, una riduzione

del consumo del 12% e delle emissioni acustiche di ben 15 dB, emette no a 2700

tonnellate di CO2 in meno e una diminuzione degli NOX del 50% rispetto agli attuali

motori disponibili sul mercato. A dimostrazione di ciò si riporatano le immagini di

come potrebbe variare la dispersione di agenti inquinanti al di sopra dei principali

scali internazionali, con l'uso di un motore della Pratt & Whitney serie 1000 come

quello scelto in questo progetto.

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