Diapositiva 1 - Piancastelli

ALMA MATER STUDIORUM – UNIVERSITA’ DI BOLOGNA
SECONDA FACOLTA’ DI INGEGNERIA
CON SEDE A CESENA
CORSO DI LAUREA
IN INGEGNERIA MECCANICA
Classe 36/S
Sede di Forlì
ELABORATO FINALE DI LAUREA
in DISEGNO ASSISTITO DAL CALCOLATORE
STUDIO DI FATTIBILITA’ DI UN
VELIVOLO IN GRADO DI SOSTITUIRE
LE FUNZIONI DI UN SATELLITE
GEOSTAZIONARIO
CANDIDATO:
Alessandro Lunghini
RELATORE:
Professor Ing. Luca Piancastelli
Anno Accademico: 2010/2011
Sessione: III
CONTENUTI:
 Scopo del lavoro
 Satellite Geostazionario
 Modello Atmosfera
 Analisi di Progetto
 Propulsione
 Alimentazione del Motore
 Principio di Funzionamento
 Sistemi di Decollo ed Atterraggio
 Prima Configurazione
 Seconda Configurazione
SCOPO DEL LAVORO
Lo scopo della tesi è quello di studiare la fattibilità di un velivolo
che sia in grado di sostituire le funzioni di un satellite
geostazionario.
La particolarità dello studio è quello di realizzare un’autonomia
“illimitata” dell’oggetto, che gli permetta quindi di poter volare
sia nelle ore diurne, che in quelle notturne.
Lo studio avrà anche il compito di utilizzare tecnologie
innovative ed ecocompatibili.
SATELLITE GEOSTAZIONARIO
I satelliti geostazionari vengono oggi giorno impiegati:
 nelle telecomunicazioni
 nel telerilevamento
 nella meteorologia
 nella navigazione
MODELLO ATMOSFERA
Per poter capire e studiare il moto di un aereo è importante conoscere l’andamento delle seguenti
grandezze:
 Pressione
 Densità
 Temperatura
 Velocità del suono
 Viscosità dinamica
ANALISI DI PROGETTO
DIMENSIONI DI MASSIMA
In base alla richiesta, si utilizzeranno come dimensioni di massima (ingombro), quelle del BOEING 747:
 apertura alare: 64,44 m
 lunghezza: 70,66 m
QUOTA DI VOLO
La quota di volo del motoaliante deve essere tale da evitare disturbi al traffico aereo, avrò quindi:
 quota operativa: 25000 m
 quota minima: 20000 m
MASSE
La massa del velivolo sarà stimato in seguito, per quanto riguarda le masse dei componenti utili allo
svolgimento dell’attività di monitoraggio, si ha:
 massa payload: 50 kg
 massa sistemi di navigazione, accessori, ponte radio e altri componenti: 15 kg
PROPULSIONE
MOTORI ELETTRICI:
I motori elettrici utilizzati in ambito aeronautico, sono
sincroni, con rotori costituiti da magneti permanenti.
Vengono anche definiti brushless.
VANTAGGI:
 Assenza di scintille
 Assenza di rumore elettromagnetico
 Ingombro limitato
 Aumento dell’efficienza
 Maggior durata
Per la scelta ci siamo orientati verso un’azienda leader
nel settore, Yuneec.
Ecco come si presentano:
PROPULSIONE
ELICA
L’elica è quella “macchina aerodinamica” che trasforma il lavoro di
coppia del motore, in lavoro di spinta propulsiva dell’aereo.
La scelta dei materiali durante la costruzione è fondamentale per il
buon funzionamento.
MAGGIORI PRODUTTORI:
Hartell, Hoffmann, GT propeller, Ivoprop e FP propeller
PROPULSIONE
INVERTER:
Un inverter propriamente detto, è un apparato elettronico in grado di convertire una corrente continua in una
corrente alternata.
Note le caratteristiche degli inverter, s’impiegheranno come segue:
 Un inverter di tipo fotovoltaico: che fornisce energia al sistema, alimentando le celle ad idrogeno e i motori
 Un inverter per ogni motore: questo permetterà di poter modulare la tensione in ingresso ai motori,
permettendo la variazione del numero di giri.
ALIMENTAZIONE DEL MOTORE
CELLE AD IDROGENO (FUEL CELLS)
Basate su una reazione di combustione, il cui combustibile è l’idrogeno H2 e il comburente è l’ossigeno O, mentre il
prodotto finale è acqua H2O ed energia.
SCELTA DELLA TIPOLOGIA:
Fuel Cells da PEM
VANTAGGI:
 Idrogeno proveniente da serbatoi o da reformer on-board
 Aria ambientale
 Nessuna aggiunta di liquidi corrosivi
 Leggerezza
 Potenza specifica maggiore
SCELTA:
L’azienda Horizon Energy Systems è da decenni
produttrice di celle, tra le quali si è scelto AEROPAK.
ALIMENTAZIONE DEL MOTORE
BATTERIE:
Le batterie sono dispositivi, che convertono energia chimica in energia elettrica.
In questo caso, esse dovranno tamponare eventuali anomalie dell’alimentazione da parte delle fuel cells.
Tra le tante tipologie, si sono scelte le batterie agli ioni di litio.
VANTAGGI:
 elevata densità energetica
 peso ridotto
SCELTA:
Un’azienda leader nel settore è la Thunder Sky,
tra i quali prodotti si è scelto la: TS-LYP200AHA.
PROPULSIONE DEL MOTORE
CELLE SOLARI:
Impiegate come fonte energetica per il funzionamento dei motori, per ricaricare le batterie e le fuel cells.
Alla quota a cui il velivolo si troverà a volare, l’interferenza dei corpi nuvolosi sarà inesistente, quindi nelle ore diurne
l’irraggiamento solare è sempre presente con una intensità variabile, che dipende dalla latitudine di volo e dal
periodo dell’anno.
Le celle migliori sono le triple-junction GaInP/GaAS/Ge (Gallium Indium Phosphide/Gallium Arsenide/germanium).
SCELTA:
Un’azienda leader nel settore è la Spectrolab, tra i prodotti si è scelto il 29,5% Next Triple Junction (XTJ).
PRINCIPIO DI FUNZIONAMENTO DIURNO
CELLE SOLARI
INVERTER
INVERTER
BATTERIE
MOTORI
FUELCELLS
PRINCIPIO DI FUNZIONAMENTO NOTTURNO
BATTERIE
SERBATOIO ACQUA
INVERTER
MOTORI
FUEL CELLS
SISTEMI DI DECOLLO E ATTERRAGGIO
SISTEMA DI DECOLLO
SISTEMA D’ATTERRAGGIO
Per ridurre i consumi da parte dei motori
elettrici, si è pensato d’impiegare dei palloni
sonda, ovvero palloni riempiti a gas,
generalmente elio o idrogeno.
Per far atterrare il velivolo, si è pensato di
utilizzare uno o più paracaduti.
Da anni tale metodo viene impiegato per
portare in atmosfera sistemi per il rilevamento
meteorologico.
In questo caso sarà necessario costruire un
pallone particolare.
Questo è un metodo collaudato, la NASA,
utilizza tale soluzione da anni, per far
atterrare le navicelle.
Un’applicazione è stata durante la missione
ORION.
PRIMA CONFIGURAZIONE
Vista l’interessante geometria del V-173 Pancake, si è pensato di utilizzarlo, come struttura di partenza.
Mantenendo le proporzioni del V-173 si sono
ottenute le seguenti dimensioni:
 Lunghezza = 68,58 m
 Apertura alare = 60 m
Si sono mantenuti anche i profili originali.
Profilo NACA 0012-64
Profilo NACA 0015
PRIMA CONFIGURAZIONE
Note le geometrie di partenza si è realizzata una simulazione, per ricavare l’andamento della forza resistente e
della portanza relative ad un modellino.
Con l’ausilio del software MATHEMATICA, si sono calcolate
le grandezze reali della forza resistente, della potenza
necessaria, della portanza e della massa limite, che doveva
assumere il velivolo.
Sulla base di tali risultati si sono scelte le motorizzazioni, e i
sistemi d’alimentazione.
Sulla base di tali scelte, si sono fatte le dovute
considerazioni sulla fattibilità del progetto.
A causa della notevole potenza erogata dai motori e i relativi
sistemi d’alimentazione, il motoaliante, è risultato troppo
pesante, per cui il progetto:
NON E’ FATTIBILE
SECONDA CONFIGURAZIONE
Non rassegnato all’idea che il velivolo non funzionasse, si è deciso di cambiare geometria, assumendola simile
ai normali alianti, considerando sempre le condizioni particolari d’esercizio, a cui si troverà a volare:
Densità = 0,039 kg/m3
quota = 25000 m
velocità = 55,56 m/s
DIMENSIONI DI PROGETTO
 Apertura alare = 64 m
 Lunghezza = 30 m
 Superficie Alare = 700 m2
DIMENSIONI ALA
PRINCIPALE
PIANO DI CODA
ORIZZONTALE
PIANO DI CODA
VERTICALE
 Lunghezza = 64 m
 Lunghezza = 15 m
 Lunghezza = 6 m
 Larghezza = 10 m
 Larghezza = 4 m
 Larghezza = 2 m
 Profilo NACA 0015
 Profilo NACA =0015
 Profilo NACA 0012-64
SECONDA CONFIGURAZIONE
CALCOLI
Noti i coefficienti di drag e di lift pari a: CD = 0,016 CL = 0,38 si sono calcolati, grazie al software MATHEMATICA,
forza resistente, potenza necessaria, portanza e massa del velivolo.
FR = 674,18 N
P = 37,458 KW approssimabile a 40 KW
L = 16012 N
Q = 1632 kg
SCELTA
Nota la potenza richiesta, s’impiegheranno 4 motori da 10 kW.
FABBISOGNO ENERGETICO E MASSE
SISTEMA PROPULSIVO
PANNELLI SOLARI
Energia richiesta = 960 kWh
Energia fornita = 960 kWh
Massa Totale = 113 kg
Massa totale = 580 kg
CELLE AD IDROGENO
BATTERIE
Energia richiesta = 560 kWh
Massa totale = 436 kg
Densità energetica = 160 Wh/kg
Massa totale = 250 kg
Massa totale acqua = 672 kg
MASSA TOTALE SISTEMA ENERGETICO = 2051 kg
CONFRONTO
Dal confronto tra il peso totale del solo sistema propulsivo, e dal peso massimo che
il velivolo poteva assumere,si evince che il velivolo:
NON E’ FATTIBILE
CONCLUSIONI E SVILUPPI FUTURI
CON LE TECNOLOGIE CHE SI SONO POTUTE IMPIEGARE, IL VELIVOLO NON E’ AL MOMENTO FATTIBILE.
SONO CONVINTO CHE, AVENDO LA POSSIBILITA’ DI POTER LAVORARE A STRETTO CONTATTO CON LE
AZIENDE PRODUTTRICI DEI COMPONENTI, LA REALIZZAZIONE DI UN PROGETTO DI QUESTO TIPO
DIVENTEREBBE REALTA’.
QUALORA SI RIUSCISSERO A TROVARE DELLE NUOVE TECNOLOGIE, SI CONSIGLIA DI:
 COMPIERE UNA SIMULAZIONE CFD ( COMPUTATIONAL FLUID DYNAMICS )
 REALIZZARE UN PROTOTIPO
 EFFETTUARE PROVE IN GALLERIA DEL VENTO
LA REALIZZAZIONE DI UN PROGETTO COSI’ IMPORTANTE, RICHIEDE:
 TEMPISTICHE LUNGHE ( 7-10 ANNI )
 SFORZI ECONOMICI ENORMI
ALCUNI PROGETTI SIMILI, STANNO RICHIEDENDO TEMPI DI CIRCA 7 ANNI, CON CONTRATTI CHE SFIORANO
I 90 MILIONI DI DOLLARI.
LA POSSIBILITA’ DI REALIZZARE UN VELIVOLO CHE NON IMPIEGHI I PROPELLENTI COMUNEMENTE USATI,
VA BEN OLTRE L’IMPORTANZA DI SOSTITUIRE UN SATELLITE GEOSTAZIONARIO, MA APRIREBBE SCENARI
IMPENSABILI PER L’UMANITA’.
PERMETTEREBBE ALL’UOMO DI STACCARSI DALL’USO DI COMBUSTIBILI FOSSILI, RIDUCENDO
ENORMEMENTE L’INQUINAMENTO AMBIENTALE.
… la vera sconfitta non è non
riuscire, ma smettere di provare!
Grazie per l’attenzione…