Verifica del comportamento e ottimizzazione dell'impianto combustibile di un velivolo a getto acrobatico

The aim of this thesis is the verification of the behaviour of an aerobatic jet aircraft fuelsystem and its optimization under the constraint of maintaining the main functionality of the system itself and the minimization of the adjustments that need to be introduced. The verification of its behaviour has been carried out studying the physic law on which the main components works and then modelling these components on Amesim in order to reproduce virtually their functionality and behaviour. In order to increase the accuracyand reliability of the model, experimental data of the main components (like ejectors,BLDC pump, valves, hoses and tubes, orifice, probes etc) and the real geometry of thetank have been used. Once the virtual model of the original system has been validated, a series of simulation where the aircraft keeps a certain roll angle for 45 seconds have been conducted in order to characterize the rising of a moment of unbalance. The nextstep concerns the optimization of the system with the aim to minimize the torque of unbalance itself. The first modification analysed is based on repartitioning the wing tank, installing a flapper valves and redesign the orifices on the ribs. The results of the simulation about this configuration brings to the rejection of this option, because even if the pick of the torque of unbalance has been reduced the time that needs the system to return to a complete balance situation increases excessively. The next step shows the collocation of the ejector pump from the fuselage tank to the wing tank. The coupling between the installation of the flapper valve and the new position of the ejectors appreciably reduces the torque of unbalance. Thanks to another analysis, the optimalposition for repartitioning the wing tank on the wing span has been found, in this waythe moment of unbalance has been reduced further. The last chapter introduces these details about the introduction of new components and adjustment of other type in order to allow the systems to maintain the original functionality. The final results bring to a modification that reduced the value of the moment of torque during the manoeuvre up to 70% and the time to return in a balance position decrease from 210 seconds to less than10 seconds.

Oggetto di studio di questa tesi è la modellazione e la verifica delle prestazioni dell’impianto combustibile di un velivolo a getto acrobatico, altamente performante, e la sua successiva ottimizzazione, nel rispetto della garanzia delle funzioni cardinali del sistema e della minimizzazione degli impatti di modifica sul sistema esistente. La verifica del comportamento del sistema è condotta mediante lo studio della fisica e del funzionamento delle componenti operanti e della loro successiva modellazione mediante l’uso del software Amesim. Per aumentare l’accuratezza e la veridicità del modello implementato in Amesim si utilizzano la geometria reale del serbatoio, e i dati e le curve caratteristiche della fisica di ogni componente (pompe a getto, elettropompe, condotti vari, valvole, orifizi, serbatoio, sonde etc) ricavati sperimentalmente da test precedentemente eseguiti in ambito aziendale. Validato tale modello, si conducono una serie di simulazioni per caratterizzare la nascita di una coppia di sbilanciamento attorno all’asse di rollio, dovuta allo spostamento del carburante nel serbatoio alare, durante una manovra in cui il velivolo mantiene un angolo di rollio medio basso per la durata di 45 secondi. Caratterizzato questo fenomeno si passa all’ottimizzazione del sistema ai fini della minimizzazione della coppia di sbilanciamento stessa. La prima modifica proposta e analizzata prevede tre cambiamenti: la ripartizione del serbatoio alare in tre nuovi segmenti, l’installazione delle valvole di non ritorno e il ridimensionamento ottimizzato di alcuni orifizi. I risultati delle simulazioni portano a scartare questa prima soluzione in quanto si è giunge a ridurre leggermente il valore massimo raggiunto dal momento di sbilanciamento, ma con un aggravio del tempo di assestamento che non vale la diminuzione ottenuta sul valor massimo. La seconda modifica proposta vede, in aggiunta alle variazioni introdotte nella prima, la ricollocazione della posizione delle pompe a getto dal collettore al serbatoio alare partendo dai dati ottenuti dalla prima modifica. Questo spostamento, unito all’utilizzo delle valvole di non ritorno, ha diminuito in modo apprezzabile l’effetto di sbilanciamento. Mediante ulteriori analisi si è trovata la posizione ottima in apertura per la ripartizione del serbatoio alare che minimizzi l’effetto di sbilanciamento. In ultimo si sono dettagliate le azioni di riconfigurazione e introduzione di ulteriori nuove componenti per garantire il mantenimento delle funzionalità imposte da normativa e dei rispettivi margini di sicurezza. I risultati finali di questo elaborato portano dunque ad una proposta di modifica importante sul sistema esistente, tale da consentire una riduzione della coppia di sbilanciamento in manovra del 70% e la riduzione del tempo di ritorno allo stato di velivolo bilanciato dagli oltre 210 secondi a meno di 10 secondi.