Costruzioni aeronautiche

Costruzioni Aeronautiche

Strutture Aeree

• Aeromobili
  • Aerostati (statica), come palloni e dirigibili
  • Aerodine (sostenazione dinamica), come autogiroplani, aerei
  • Misti come elicotteri

Importante la struttura

Struttura alare

• Primaria: sostengono i carichi più rilevanti e forniscono percorsi principali → Eventi catastrofici
• Secondaria: collegamenti di ridotte dimensioni (sedili)
• Terziaria: sono piccole parti di struttura (tubazioni)

• Longheroni (spars)
• Centine (ribs)
• Rivestimento (skin)
• Correnti (stringers) maggiore stabilità al rivestimento

F=Forma S=Strutturale

1. Centine

   Lo scopo principale delle centine è quello di conservare il profilo alare trasferiscono i carichi provenienti dal rivestimento.

   Permette l'introduzione di carichi concentrati permette la realizzazione di serbatoi integrali sopporta i carichi di crushing dovuti a due fattori principali:

   1. Strutture senza centine → Crushing Load
   2. Centine insufficienti → Buckling (ingobbamento)

   L'analogo delle centine sulla fusoliera sono le ordinate. Entrambe possono essere

   • di forma → mantengono la forma del profilo della sezione alare e della fusoliera
   • di forza → introduzione elevati carichi concentrati

   Vedi es tipico pag 7.

2) Indicai

devono sopportare i carichi di flessione (pezzo normale (sollec)), taglio (anima), momento flettente (sollec)), momento torcente (anima e parte dell’ossione alare) e carichi concentrati.

Esistono diverse configurazioni di longheroni e si differenziano per il tipo di anima che può essere multipla a pannelli o struttura reticolare.

Andiamo a considerare nello specifico la torsione differenziale.

Un singolo longherone ha una bassa resistenza a torsione, mentre un doppio longherone trasferisce il momento torcente tramite flessione differenziale.

Inoltre, la presenza di elementi di rinforzo trasversali aumenta la rigidezza della struttura, ma può peggiorare la struttura dal punto di vista della resistenza a torsione uso quella cilindrica.

Le sezioni alari le possiamo distinguere in:

SEZIONI ALARI CON LONGHERONI E PANNELLI NON IRRIGIDITI

• Sono più semplici da costruire con l'elevata area resistente concentrata sulle solite possa progettare in modo che il buckling avvenga vicino al carico ultimo tensioni più alte.
• I pannelli però vanno in instabilità a valori bassi di carico.

SEZIONI ALARI CON LONGHERONI E PANNELLI IRRIGIDITI

• Maggiore resistenza a flessione e trasferimento ai carichi aerodinamici.
• Le solite sono disopunte e le anime partecpciono alla resistenza a torsione. Gli irrigidimenti ci sopportano il rivestimento e assorbiono parzialmente il ruolo delle solite.

3) Correnti

Da un punto di vista tecnologico posso costruire l'elemento strutturale rivettato (costru) o integrale (M) o incollato e la disposizione delle correnti può essere:

• omotetica
• parallela uniforme
• parallela interrotta
• reverente

Andiamo ora a dare due definizioni prima di parlare dei moti.

Fattore di carico: il rapporto tra la portanza e il peso del velivolo

^L/_W

è un indice di una variazione dell'accelerazione a cui sono soggette le varie masse del velivolo nella direzione normale alla traiettoria.

Portanza=∫_Sp⋅ndS + ∫_ST^¯⋅τ dS

(cp(X))dx

Velocità indicata: visto che ρ1, densità dell’aria, varia con la quota, anche la pressione dinamica q deve variare con αquota a parità di velocità V. E’ più semplice a volte svincolarsi da questa dipendenza e quindi si fa riferimento ad un modello di aria standard (ISA) per questo motivo sarà poi diversa la velocità IAS da quella TAS; ci sono relazioni che le legano

1/2 ρ₀V_i² = 1/2 ρV²

V_i = √^p/_p V= √^d/_N L=c*1/2 ρ_iV_i²

(1) Vari moti

(2) Moto Stazionario Rettilineo Orizzontale

L=W

n = ^L/_W = 1

Aereo che si alza

Carico di manovra: Si suppone che il pilota poi “altrimenti” e abbia una certa incidenza α

L=α⋅1/2 ρV² n= 1, se poi il pilota effettua

una manovra a cabrare va a variare l’incidenza del velivolo

Δα (=) quindi A_CL = '' suppongo che la manovra sia istantanea per considerarla la V immutata

quindi L2= L+ Δα = C_L^(d+Δ)S1/2 ρV²

e quindi: n = ^L₂/_W = ^{1 + Δα}/_α

4. SEMIGUSCIO

Le strutture aeronautiche devono essere leggere e avere caratteristiche di adeguata rigidezza e robustezza per soddisfare i criteri di resistenza. Inoltre servono forme atte a generare opportune forze aerodinamiche; per questo vengono prevalentemente realizzate in parete sottile. Le strutture con queste caratteristiche sono essenzialmente 2:

1. A guscio: esiste solo l'investimento esterno
2. A semiguscio: oltre ad investimento ci sono altri elementi in parete sottile, come quella d'irrigidito che possono essere longitudinali (corner-stringers) o trasversali (centine, tubi, radiatoio o paratie).

Questi irrigidimenti contribuiscono a rendere la più solida (LONG) e a mantenere la forma aerodinamica (TRAS).

Le strutture a guscio sono poco impiegabili per due motivi: in primis perché il peso deve essere ridotto e solo la struttura esterna non reggerebbe e poi perché sulla struttura agiscono anche carichi concentrati che non funzionano e non leggono su questa struttura. Per questo si preferiscono le strutture a semiguscio.

Ricordiamo analisi delle strutture navate tra cui semiguscio.

REMEMBER!!

Teorema di De Saint Venant:

Ipotesi fondamentali di questa teoria sono:

1. Solido altenacco (prismatico) ottenibile tramite la traslazione lungo un asse (z) della sezione trasversale
2. Le dimensioni della sezione sono piccole rispetto alle lunghezze d << l
3. È sufficiente astaiota delle sezioni trasversali alle quali sono applicate i carichi: lo stato tensionale dipende dalle forze e dai momenti risultanti.

N = ∫_A σ_z dA

M_x = ∫_A σ_zy dA

M_y = ∫_A σ_zx dA

T_x = ∫_A τ_zxx dA

T_y = ∫_A τ_zyx dA

H_t = ∫_A (τ_zxy - τ_zx) dA

Momento flettente

Linea a talth variazione finie di pendenza.

Sforzo normale

1. Il carico distribuito sulla superficie e sul volume viene ridotto ad un carico distribuito unicamente lungo l'asse della trave

Azion chiusa

1. Calcolo dei flussi di taglio

   Apro la sezione annulando il flusso di taglio

   Equazione aggiuntiva per ripristinare i flussi totali 

   • q=q'+q*
2. Risolvo la sezione come se fosse aperta trovando i flussi q'
3. Aggiungo l'equazione di equivalenza dei momento torcert

per autonomini e flusso collettivo incognito.

5. Se devo cucire il centro di taglio, etcvo aggiungere un'altra equazione gradiente di tensione nulla

q=q'+q*Mo=22qθ¹=

• GJ=

6. Se le forze non passano per il centro di taglio posso scouppre il probeme sommando le carici 飞佟态 die crome di cemo di taplio e quelie con in momento di trasporto M=f·æ
7. Il flusso dal momento q=M/2n
8. Sovrappongono i due risultoti faccendo attenzione ai versi