Progettazione di equipaggiamento combustibile per addestratore monomotore

The object of this study is the design of a complate airframe fuel system for the single engine high efficency jet trainer , developed with the aim to responding to the market need to have an aircraft capable of reducing the training costs of a military pilot. The fuel system of this study has been designed and configured having particular regard to the need to guarantee the fuel flow necessary for the correct operation of the engine in the different operating conditions envisaged by the flight envelope according to what is stated in the customer specifications and in compliance of the EASA (European Aviation Safety Agency) regulation CS-23. As will be amply illustrated in the course of the present paper, the design of the mechanical of the fuel system is essentially consisted in the analysis, development and sizing of each single component of the system, with particular regard to the technical specifications provided by the customer, the geometries aircraft interior and flight envelopes. Finally, on the basis of the results obtained in the sizing phase, prototypes of the components of the system under examination were developed, which allowed to verify the real performances in the experimental phase in the laboratory. This final phase of tests allowed not only to verify the performance, but also to implement the system's performance by going to vary its geometries based on the results obtained.

Oggetto di questo studio è la progettazione di un sistema di alimentazione per un addestratore monomotore, sviluppato con lo scopo di rispondere all’esigenza di mercato di avere un velivolo in grado di diminuire i costi di addestramento di un pilota militare. Il sistema di alimentazione motore del velivolo studiato è stato progettato e configurato avendo particolarmente riguardo alla necessità di garantire la portata di combustibile necessaria per il corretto funzionamento del motore nelle diverse condizioni operative previste dall’inviluppo di volo secondo quanto riportato nelle specifiche cliente e nel rispetto della normativa EASA (European Aviation Safety Agency) CS-23. Come sarà ampiamente illustrato nel corso del presente elaborato, la progettazione della meccanica del sistema di alimentazione è essenzialmente consistita nell’analisi, lo sviluppo e il dimensionamento di ogni singolo componente del sistema, avuto in particolare riguardo alle specifiche tecniche fornite dal cliente, alle geometrie interne del velivolo e agli inviluppi di volo. Infine sulla base dei risultati ottenuti nella fase di dimensionamento sono stati sviluppati dei prototipi dei componenti del sistema in esame, che hanno permesso di verificarne, nella fase sperimentale in laboratorio, le reali prestazioni. Questa fase finale di prove, ha permesso non solo di verificare le prestazioni, ma anche di implementare le prestazioni del sistema andando a variarne le geometrie in base ai risultati ottenuti.