Velivolo supersonico decollo verticale con motori

Alma Mater Studiorum – Università di Bologna
Seconda Facoltà di Ingegneria
Corso di Laurea in Ingegneria Aerospaziale
Studio di fattibilità di un velivolo
supersonico a decollo verticale
dotato di motori alternativi
CANDIDATO
RELATORE
Giacomo Bernardi
Prof. Ing. Luca Piancastelli
CORRELATORE
Dott. Ing. Cristina Renzi
Specifiche executive VTOL supersonico
●
Carico utile: 6 persone compreso
l'equipaggio e 120 kg di bagaglio
●
Velocità di volo almeno bisonica
●
Capacità VTOL o almeno STOL
●
Autonomia supersonica di 7500 km
●
Manutenzione semplificata adatta a eliporti
Obiettivi
●
●
●
●
●
Analisi di fattibilità partendo dalle specifiche e
dai propulsori utilizzati
Determinazione delle prestazioni del velivolo
nel volo supersonico
Verifica delle caratteristiche VTOL/STOL
Analisi ed ottimizzazione del gruppo
propulsivo
Individuazione delle problematiche connesse
alla fattibilità e allo sviluppo del velivolo
Scelta della configurazione
Mancando un velivolo di adeguate dimensioni e
prestazioni da modificare secondo le specifiche
è stata scelta una geometria ricavata da quella
del Concorde in scala 1.7:1
Il propulsore è costituito da un motore Diesel
due tempi sovralimentato ed accoppiato ad un
fan per il decollo
Caratteristiche del Concorde
●
Quota: 16000 m
●
Velocità: 590 m/s
●
Massa: 140000 kg
●
Superficie alare: 358 m2
●
Carico alare: 391 kg/m2
●
Cl: 0.133
●
Cd: 0.017
●
Efficienza: 7.7
●
Spinta: 178 kN
Calcolo della resistenza
Le caratteristiche del velivolo sono state
calcolate a partire da quelle del Concorde con
la teoria dei modelli, in quanto i due aerei
sono in scala e volano alla stessa velocità.
Dalla figura a lato si vede come per un
velivolo passeggeri supersonico, alla velocità
di Mach 2, la resistenza totale sia divisa in tre
parti essenzialmente uguali:
●
Resistenza d'onda
●
Resistenza indotta
●
Resistenza di profilo
Resistenza d'onda
La similitudine geometrica e il fatto di volare
allo stesso n° di Mach fa sì che gli effetti di
comprimibilità
siano
in
scala
(stesso
coefficiente di resistenza d'onda).
Resistenza indotta
A causa della similitudine geometrica i due
velivoli hanno ali con stesso allungamento (AR)
e la stessa distribuzione di portanza (δ), utile
per il calcolo della resistenza indotta.
2
Cl
Cd i =
⋅1
⋅AR
Resistenza di profilo
La resistenza di profilo è costituita da due
componenti:
● Resistenza di forma
● Resistenza d'attrito.
In un corpo aerodinamico la resistenza d'attrito
è preponderante su quella di scia, quindi
calcolerò solo la prima.
Tra due modelli le forze d'attrito
⋅u⋅l u⋅l
R=
=
sono in scala se hanno


entrambi lo stesso n° di Reynolds
Resistenza d'attrito
Volando alla stessa velocità e nelle stesse
condizioni atmosferiche i due velivoli non
possono avere lo stesso n° di Reynolds
Per stimare la resistenza del nostro velivolo
useremo l'analogia della lastra piana
Analogia della lastra piana
La resistenza d'attrito vale:
1
F D = ⋅ro⋅u 2⋅S WET⋅C F⋅1
2
Mentre il coefficiente d'attrito della lastra piana
vale:
0.072
C F = 0.2
RL
Caratteristiche del velivolo
●
Quota: 16000 m
●
Velocità: 590 m/s
●
Massa: 20000 kg
●
Superficie alare: 108 m2
●
Carico alare: 185 kg/m2
●
Cl: 0.063
●
Cd: 0.013
●
Efficienza: 4.7
●
Spinta: 42 kN
Confronto delle caratteristiche
●
●
Si osserva nel nostro velivolo un basso
valore del carico alare, meno della metà di
quello del Concorde
Vola con un Cl molto basso, ma la resistenza
è solo leggermente più bassa
●
Si ottiene una bassa efficienza
●
La bassa efficienza riduce l'autonomia
Propulsore
Al gruppo motore-compressore viene accoppiato un fan
per la fase di decollo verticale
A causa del volo supersonico la presa d'aria e l'ugello
devono essere a geometria variabile
Pmotore= 10000 CV @ 6 bar
Pfan= 6000 CV
Presa d'aria a geometria variabile
E' stata scelta una presa d'aria con paratie
mobili
L'onda di shock
La compressione
attraverso un'onda
d'urto non può essere
considerata adiabatica
Si usa la legge di
Rankine-Hugoniot
Essendo γ=1.4, si ha
p2
1 p 2
6 1
2
−1 p 1
p1
=
=
1 1 p 2
p2

6
−1 p 1
p1
Autonomia
●
Si richiede un'autonomia di 7500 km, pari 3:32 ore di
volo a Mach 2
●
Carburante imbarcato: 6700 kg
●
Consumo orario a Mach 2: 3340 kg/h
●
Il carburante è insufficiente
●
Si calcola l'autonomia con la formula:
 
●
m2
L 1
s=0⋅k i
ln
D g
m1
Bisogna imbarcare 9200 kg di carburante per la
crociera supersonica
Autonomia subsonica
La resistenza in volo subsonica è stata
valutata considerando solo i contributi della
resistenza indotta e quella d'attrito
Prestazioni in volo
●
●
●
●
Il motore è in grado di generare la spinta
necessaria a Mach 2 con un l'uso della
postcombustione
Inoltre riesce a spingere il velivolo fino a
quasi Mach 2.5
In volo subsonico la spinta è sufficiente ma,
caratterizzata da elevati consumi
Il calo di prestazioni è dovuto al venir meno
della compressione delle onde d'urto
Decollo corto o verticale
●
Massa al decollo: 24000 kg
●
Rapporto Spinta/Peso: 1.26
La potenza residua per il fan è insufficiente
Decollo convenzionale
●
Rapporto Spinta/Peso: 0.48
●
Spinta necessaria: 28 kN
Proposta migliorativa
●
Per migliorare le prestazioni
ad alta velocità si propone di
ridurre la superficie alare
●
Maggior carico alare
●
Maggiore efficienza in volo
●
●
●
Causa l'aumento della
velocità di stallo
Il velivolo è ottimizzato per le
alte velocità
L'installazione delle gondole
motori risulta problematica
Conclusioni
●
L'aerodinamica deve essere adeguata alle esigenze
●
Il motore è adeguato al volo a Mach 2
●
●
●
●
Per volare a Mach 2.5 è necessario un aumento della
cilindrata
Per il decollo convenzionale e il volo a bassa quota è
consigliato l'aggiunta di un fan
Il decollo verticale richiede un sostanziale aumento
della cilindrata. Anche in questa condizione è preferibile
l'uso di un secondo fan
Rimangono forti perplessità sulla fattibilità del progetto
con le specifiche attuali, è probabilmente necessario
modificare le specifiche