Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 éénmotorig vierzittervliegtuig

Faculteit Ingenieurswetenschappen Vakgroep mechanica van stroming, warmte & verbranding Voorzitter: Prof. dr. ir. R. SIERENS

Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

door Romain DE GEYTER & Levi KIEKENS

Promotor: Prof. dr. ir. J. VIERENDEELS Scriptiebegeleider: F. LAMBERT

Scriptie ingediend tot het behalen van de academische graad van burgerlijk werktuigkundig-elektrotechnisch ingenieur

Academiejaar 2006–2007

Faculteit Ingenieurswetenschappen Vakgroep mechanica van stroming, warmte & verbranding Voorzitter: Prof. dr. ir. R. SIERENS

Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

door Romain DE GEYTER & Levi KIEKENS

Promotor: Prof. dr. ir. J. VIERENDEELS Scriptiebegeleider: F. LAMBERT

Scriptie ingediend tot het behalen van de academische graad van burgerlijk werktuigkundig-elektrotechnisch ingenieur

Academiejaar 2006–2007

iii

Dankwoord Deze scriptie hebben we kunnen schrijven dankzij de hulp van enkele mensen. Deze willen we graag bedanken. Eerst en vooral bedanken we de Universiteit Gent, in het bijzonder prof. dr. ir. Jan Vierendeels, die ons de mogelijkheid gaf dit zelf gekozen onderwerp te behandelen. Professor Vierendeels was steeds bereid ons met raad en daad bij te staan en heeft dit werk bijgevolg een duidelijke meerwaarde gegeven. Prof. dr. ir. Patricia Verleysen verdient eveneens een woordje van dank. Dankzij haar kennis van Abaqus zijn we erin geslaagd een goede motorophanging te ontwerpen. Filip en Steven Lambert, en Bart Gruwez van Lambert Aircraft Engineering willen we ook graag bedanken. Filip Lambert, onze begeleider, vond in zijn druk uurrooster steeds tijd om samen met ons naar oplossingen te zoeken. Steven Lambert heeft ons met zijn praktische kennis en ervaring eveneens enorm geholpen. Bij Bart konden we terecht voor elektrische problemen. De ouders van ons beiden mogen zeker niet ontbreken in dit dankwoord. Zij hebben ons immers de kans gegeven aan de universiteit te studeren en hebben ons gedurende de opleiding steeds aangemoedigd. Onze grootouders en aanverwante familieleden waren eveneens een belangrijke inspiratiebron. Ann Uytterhaegen verdient hierbij een speciale vermelding voor haar hulp bij de figuren en het nalezen van de tekst. Uiteraard zijn er nog talloze mensen die aan dit werk een meerwaarde hebben gegeven. De lijst is echter te lang om ze allemaal op te noemen. Hartelijk bedankt voor jullie hulp bij de verwezenlijking van dit project.

De Geyter Romain & Kiekens Levi, mei 2007

iv

Toelating tot bruikleen “De auteurs geven de toelating deze scriptie voor consultatie beschikbaar te stellen en delen van de scriptie te kopiëren voor persoonlijk gebruik. Elk ander gebruik valt onder de beperkingen van het auteursrecht, in het bijzonder met betrekking tot de verplichting de bron uitdrukkelijk te vermelden bij het aanhalen van resultaten uit deze scriptie.”

“The authors give the permission to use this thesis for consultation and to copy parts of it for personal use. Every other use is subject to the copyright laws, more specifically the source must be extensively specified when used from this thesis.”

De Geyter Romain Gent, mei 2007

Kiekens Levi Gent, mei 2007

v

Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig door Romain DE GEYTER & Levi KIEKENS Scriptie ingediend tot het behalen van de academische graad van burgerlijk werktuigkundig-elektrotechnisch ingenieur Academiejaar 2006–2007 Promotor: Prof. dr. ir. J. VIERENDEELS Scriptiebegeleider: F. LAMBERT Faculteit Ingenieurswetenschappen Universiteit Gent Vakgroep mechanica van stroming, warmte & verbranding Voorzitter: Prof. dr. ir. R. SIERENS

Samenvatting In samenwerking met het bedrijf Lambert Aircraft Engineering, gevestigd te Kortrijk-Wevelgem Airport, dient het huidige vierpersoonsvliegtuig Mission M212, aangedreven door een luchtgekoelde brandstofmotor, herontworpen te worden voor een watergekoelde dieselmotor. Deze motor wordt aangekocht bij het bedrijf Deltahawk uit de Verenigde Staten. Het is de bedoeling dat alle delen van de motorinstallatie worden behandeld en aangepakt. Concreet betreft het de positionering en ophanging van de motor, het ontwerp van het brandstofsysteem en het optimaliseren van de koeling. Hierbij wordt gebruik gemaakt van de nodige eindige elementen- en simulatiepakketten waaronder Cadre Lite® , Abaqus® , Fluent® en Simulink® (Matlab® ). Uiteraard vereist dit dat de motorinstallatie in drie dimensies wordt getekend met behulp van Solidworks® . Lambert Aircraft Engineering stelt hiervoor de nodige gegevens en figuren ter beschikking. De gebruikte dieselmotor vereist een startmotor die werkt bij 28/24 V terwijl de huidige versie bij 14/12 V werkt. Dit wordt veroorzaakt door de hogere vereiste compressie om zelfontbranding van de diesel te verwezenlijken. Hiervoor dient een oplossing gevonden te worden evenals een controle van de compatibiliteit van de overige elektrische instrumenten en sensoren. Aan de hand van het volledige ontwerp wordt in een later stadium een prototype gebouwd en wordt het geheel uitvoerig getest.

Trefwoorden Dieselmotorinstallatie, Propellervliegtuig, Motorophanging, Koeling, Brandstofsysteem, Elektrisch circuit, Weight and balance-berekening.

Design of 200 HP water-cooled diesel engine installation for Mission M212 single engine propeller aircraft De Geyter Romain & Kiekens Levi Supervisor(s): Jan Vierendeels, Filip Lambert Abstract— This article describes the design of a water-cooled dieselengine installation for the Mission M212, a single-engine propeller aircraft manufactured in composite. The design was prepared in collaboration with the Lambert Aircraft Engineering company, located at Kortrijk-Wevelgem airport. A weight and balance calculation was carried out to locate the correct position of the engine. The engine mount could then be dimensioned using analytical and finite element analysis. Furthermore, a complete brand-new fuel system was developed and simulated for operation at maximum reliability. The electrical circuitry needed to be adapted in order to provide different voltages to the components. The cooling system, including inter-cooler, water-cooler and oil cooler, was optimized by placing diffusers wherever possible. Keywords—Diesel engine, Propeller aircraft, Engine mount, Cooling system, Fuel system, Electrical system

I. I NTRODUCTION

I

N recent years the diesel engine has become more popular than the petrol engine, because of high fuel prices. To stay abreast of competition, Lambert Aircraft Engineering needed to follow this trend by bringing a diesel engine propeller aeroplane onto the market. At the present moment, the 200 hp water-cooled power-unit, delivered by Deltahawk Diesel Engines [1], seems to be the most promising engine available. Starting from the supplier’s data, a complete installation was built up around this engine; the programme was split up into several phases, as explained in the following paragraphs. Either finite element analysis (using software such as Abaqus® , Cadre Lite® [2] or Axis VM® [3]) or simulations (Simulink® or Fluent® ) were carried out as necessary.

withstand nine possible load cases, four originating from engine loads, four from nose wheel loads and one of a combined nature [5]. By starting from the engine’s characteristics (e.g. weight, torque, thrust) and a knowlegde of how these forces act on the engine’s centre of gravity, the forces could be moved to the four connection points of the engine. These forces were in turn used as input to the finite element analysis software Cadre Lite® . This software tool has been designed for use in calculation of frames. The calculation checks whether the displacements are relatively small, the reaction forces on the fire wall are acceptable and the steel components meet the properties regarding tension, compression and buckling [6]. Tube diameters and thicknesses were chosen to meet the above requirements, as shown in Figure 1. They were selected to achieve the best possible strength to weight ratio, this being the most crucial factor in the aviation industry.

II. W EIGHT AND BALANCE CALCULATION Before an installation can be designed, the optimum distance between the engine and the fire wall needs to be determined by defining the centre of gravity. The centre of gravity is contrained between certain limits - it is necessary to avoid the aeroplane becoming either nose heavy or tail heavy which would jeopardize its manageability [4]. By meeting this requirement, the position of the engine within the structure is defined and the required engine mount can be designed. III. E NGINE MOUNTING The engine mount connects the engine to the supporting structure of the aeroplane, and also the supporting structure to the nose wheel. It consists of a frame manufactured in chrome molybdenum steel AISI 4130, a material which is easy to well and handle, and which can be tempered. According to the Belgian Civil Aviation Authority, such a mounting needs to be able to Department of flow, heat and combustion mechanics, Ghent University (UGent), Gent, Belgium. E-mail: [email protected] .

Fig. 1. Engine Mount

IV. F UEL SYSTEM An engine cannot work without a reliable and safe fuel supply [7]. There was not enough space in the prototype to put in a centre tank, so two tanks were provided in the wings (main and auxiliary). In this design, to limit the imbalance between the 2 tanks, only the main tank supplies fuel to the engine. When the difference in volume between the two tanks exceeds 20 L, a transfer pump transfers fuel from the auxiliary tank to the main tank. Should the transfer pump malfunction, the pilot must be able to manually activate a bypass line to ensure a direct fuel flow from the auxiliary tank to the engine. Both cases are shown in Figure

the engine. The cooled air is sucked in at the front of the aeroplane via the ram-air principle. A common composite diffuser was used to lead the air to the coolers [8]. The diffuser’s shape was designed using a number of elementary calculations and via Fluent® . The computational fluid dynamics (CFD) calculations were strongly simplified by calculating axisymmetrically. The speed profile is shown in Figure 4.

(a)Bypass off

(b)Bypass on

Fig. 2. Fuel system M212 principle

2. Part of the fuel flows back to the main tank (fuel return); the fuel in the auxiliary tank can be pre-heated by partially routing the line through the tank. The complete system including the electrical circuits was simulated in Simulink® . The simulation of normal operation is shown in Figure 3; the green curve represents the fuel level in the main tank and the purple curve the fuel level in the auxiliary tank. The blue curve represents the fuel flow from the transfer pump.

Fig. 4. Velocity profile

VII. C ONCLUSIONS A complete installation can be seen in Figure 5. Every item has been carefully studied and designed.

Fig. 3. Simulation fuel system

The graph shows clearly that the level in both tanks decreases gradually to prevent imbalance. Moreover it also shows that when the level in the main tank drops below a certain value, the transfer pump keeps pumping until the auxiliary tank is empty. V. E LECTRICAL CIRCUIT For most propeller aeroplanes (which are petrol driven) electricity is supplied to the components via a 12 V bus bar. However for the Deltahawk diesel engine, which requires a higher compression to guarantee spontaneous combustion of fuel, a 28 V starter-motor was foreseen. It was therefore necessary to check the complete circuit as to which voltages the instruments and sensors would need to operate. To provide both voltages in the aircraft, two busbars needed to be installed: one at 28 V and the other at 12 V (connected to the first via a 28/12 voltagereduction). The parts connected to the second bus bar were the radio, the intercom and the transponder. VI. C OOLING The water-cooling system of the Deltahawk engine requires a radiator; using a turbocharger requires an inter-cooler. These components guarantee sufficient cooling even for the lowest flying speed. This was partially determined by optimum positioning, taking into account the distance that the air travels to the coolers. The radiator and inter-coolers were located below

Fig. 5. Complete installation

R EFERENCES [1] Deltahawk Diesel Engines, http://www.deltahawkdieselengines.com/, 2007. [2] Cadre Analytic, http://www.cadreanalytic.com/cadrelit.htm, 2007. [3] Axis VM, http://www.axisvm.eu/, Inter-CAD Kft., 2006, Use of free trial version. [4] Joint Aviation Authorities, Gewicht- en zwaartepuntberekeningen, Ben Air Flight Academy, 2005. [5] Joint Aviation Authorities Committee, Joint Aviation Requirements - Very Light Airplanes, chapter Ground loads, Global Engineering Documents, 1990. [6] Patricia Verleysen, Mechanica van structuren, chapter 3: Normaalkracht, buiging en wringing van balken, Universiteit Gent, 2006. [7] Joint Aviation Authorities Committee, Joint Aviation Requirements - Very Light Airplanes, chapter Fuel system, Global Engineering Documents, 1990. [8] Prof. dr. ir. E. Dick, Turbomachines, chapter 2: Basiscomponenten.

INHOUDSOPGAVE

viii

Inhoudsopgave 1 Inleiding

1

2 Voordelen van dieselbrandstoffen

3

2.1

Avgas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

3

2.2

Jet-diesel brandstof . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

3

2.3

Voordelen van de dieselmotor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

4

3 Weight and balance 3.1

7

Het gewicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

7

3.1.1

Inleiding . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

7

3.1.2

Definities . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

7

3.1.3

Bepaling van het leeggewicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

9

3.1.4

Bepaling van het maximaal opstijggewicht . . . . . . . . . . . . . . . .

9

Het zwaartepunt . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

10

3.2.1

Inleiding . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

10

3.2.2

Definities . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

10

3.2.3

Voorste en achterste zwaartepuntslimiet . . . . . . . . . . . . . . . . .

11

3.2.4

Zwaartepuntsbepaling bij leeggewicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

11

3.3

Opstelling controletabel weight and balance . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

12

3.4

Controle van extreme belastingsgevallen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

13

3.4.1

Zwaartepunt sterk naar voor gelegen . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

13

3.4.2

Zwaartepunt sterk naar achter gelegen . . . . . . . . . . . . . . . . . .

14

3.4.2.1

Geval A . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

14

3.4.2.2

Geval B . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

15

3.4.2.3

Geval C . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

15

3.5

Opstelling centre of gravity envelope . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

16

3.6

Besluit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

18

3.2

De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

INHOUDSOPGAVE

ix

4 Ontwerp van de motorophanging

19

4.1

Inleiding . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

19

4.2

Definities en ontwerpeisen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

20

4.2.1

Vuurplaat . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

20

4.2.2

Coördinatensysteem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

20

4.2.3

Motor Deltahawk DH200A4 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

21

Werkwijze . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

22

4.3.1

Voorafgaande literatuurstudie . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

22

4.3.1.1

Bevestigingspunten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

22

4.3.1.2

Schuinstelling motor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

23

Ontwerp tussenstuk voor hoekverandering . . . . . . . . . . . . . . . .

25

4.3.2.1

Algemene bespreking . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

25

4.3.2.2

Sterkteberekening

. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

30

Optredende krachten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

34

4.3.3.1

Neuswielbelastingen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

34

4.3.3.2

Motorbelastingen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

36

Herrekenen van de uitwendige krachten naar de ophanging . . . . . . .

37

4.3.4.1

Neuswielbelastingen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

37

4.3.4.2

Motorbelastingen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

38

4.3

4.3.2

4.3.3

4.3.4

4.3.5

4.4

Eindige-elementen analyse: Cadre Lite® . . . . . . . . . . . . . . . . . 4.3.5.1

Controle van de berekening van de reactiekrachten . . . . . .

41

4.3.5.2

Berekening van de motorophanging . . . . . . . . . . . . . . .

42

Resultaat . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

43

4.4.1

44

Input Cadre Lite® . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

4.4.2

Output Cadre Lite® . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

45

4.4.3

Verwerking van de resultaten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

45

4.4.3.1

Trek-, druk- en knikweerstand volgens een vereenvoudigde berekeningsmethode . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

45

Trek-, druk- en knikweerstand volgens een uitgebreide berekeningsmethode . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

46

Sterkte van de boutverbindingen volgens een vereenvoudigde berekeningsmethode . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

60

Sterkte van de boutverbindingen volgens een uitgebreide berekeningsmethode . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

61

Controleberekening . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

70

4.5.1

70

4.4.3.2 4.4.3.3 4.4.3.4 4.5

39

Algemeen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .


INHOUDSOPGAVE 4.5.2

4.6

x

Resultaten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

70

4.5.3

Controleberekening Abaqus® . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

74

4.5.4

Besluit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

74

Algemeen besluit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

75

5 Brandstofsysteem

76

5.1

Inleiding . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

76

5.2

Het doel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

77

5.3

Brandstoftanks . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

77

5.3.1

Algemeenheden . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

77

5.3.2

Inhoud vleugeltanks . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

79

5.4

Reglementeringen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

79

5.5

Bestaande brandstofsystemen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

80

5.5.1

Zwaartekracht brandstofsystemen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

80

5.5.2

Systemen met brandstofpomp . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

81

5.5.3

Hoogdekker vliegtuig met brandstofinjectiesysteem . . . . . . . . . . .

81

Principeschema M212 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

82

5.6.1

Bypass uit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

83

5.6.2

Bypass aan . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

85

Regelschema . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

85

5.7.1

Inleiding . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

85

5.7.2

Subsysteem hoofdtank . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

86

5.7.3

Subsysteem hulptank . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

88

5.7.4

Subsysteem motor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

90

5.7.5

Subsysteem bypass . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

92

5.7.6

Subsysteem transferpomp . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

92

5.7.7

Volledige regelsysteem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

97

5.7.8

Simulaties . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

99

5.7.8.1

Normale situatie . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

99

5.7.8.2

Bypass-situatie . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 100

5.7.8.3

Transferpomp manueel geactiveerd . . . . . . . . . . . . . . . 101

5.6

5.7

5.8

Sensoren . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 102 5.8.1

5.8.2

Sensoren om het brandstofpeil te bepalen . . . . . . . . . . . . . . . . . 102 5.8.1.1

Resistieve sensoren . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 102

5.8.1.2

Capacitieve sensoren . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 103

Hoge en lage brandstofpeil sensoren . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104


INHOUDSOPGAVE

5.8.3

5.9

xi

5.8.2.1

Vlotter-sensoren . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104

5.8.2.2

Optische sensoren

. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104

Sensorkeuze . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104 5.8.3.1

Keuze van de brandstofpeil-sensor

. . . . . . . . . . . . . . . 105

5.8.3.2

Inlezing van de capacitieve meting . . . . . . . . . . . . . . . 110

5.8.3.3

Hoge en lage brandstofpeil-sensoren . . . . . . . . . . . . . . . 111

Elektrisch schema . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 111

5.10 Ontluchting . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 113 5.11 Proefopstelling . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 114 5.11.1 Doel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 114 5.11.2 Beschrijving van de proefopstelling . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 114 5.11.3 Resultaten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 117 5.12 Aanpassingen voor werking bij koude T . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 118 5.13 Besluit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 118 6 Elektrisch systeem

120

6.1

Inleiding . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 120

6.2

Omschakeling naar een 24V-systeem

6.3

Dynon boordcomputer . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 122

6.4

Sensoren voor motormonitoring . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 123

6.5

Besluit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 124

. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 121

7 Koeling

125

7.1

Inleiding . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 125

7.2

Keuze en positionering van de componenten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 125

7.3

Ontwerp van luchtinlaat voor de radiator en interkoeler . . . . . . . . . . . . . 126 7.3.1

Verband tussen drukval en debiet radiator . . . . . . . . . . . . . . . . 127

7.3.2

Omzetten naar een verband tussen drukval en snelheid . . . . . . . . . 127

7.3.3

Minimale snelheid door koelers . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 128

7.3.4

Nodige dynamische druk . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 128

7.3.5

Minimale nodige vliegsnelheid . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 128

7.3.6

Geval 1: rechte inlaat . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 129

7.3.7

Geval 2: inlaatdiffuser . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 134

7.4

De luchtinlaat voor de oliekoelers . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 138

7.5

Besluit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 139


INHOUDSOPGAVE 8 Turbocompressor 8.1

8.2

xii 140

Berekening turbocompressorvermogen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 140 8.1.1

Inleiding . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 140

8.1.2

Opbouw en onderstellingen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 140

8.1.3

Berekening . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 141

Besluit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 142

9 Besluit

143

A Report M212-105 V1 - DH200 engine mount structural analysis

145

A.1 Applied loads (cfr. FAR-23, loading actions) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 147 A.1.1 Nose wheel loads . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 147 A.1.1.1 Load case 1: ground impact . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 149 A.1.1.2 Load case 2: aft load on nosewheel . . . . . . . . . . . . . . . 149 A.1.1.3 Load case 3: forward load on nosewheel . . . . . . . . . . . . 149 A.1.1.4 Load case 4: side load on nosewheel . . . . . . . . . . . . . . 149 A.1.2 Engine loads (FAR-23 A9 (d), referring to FAR-23.361) . . . . . . . . . . 150 A.1.2.1 Load case 5: FAR-23 A9 (d) (2) . . . . . . . . . . . . . . . . . 150 A.1.2.2 Load case 6: FAR-23 A9 (d) (3) . . . . . . . . . . . . . . . . . 150 A.1.2.3 Load case 7: FAR-23 A7 (a) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 150 A.1.2.4 Load case 8: FAR-23 A7 (a) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 150 A.1.3 Combined loads . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 150 A.1.3.1 Load case 9: combined load . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 151 A.1.4 Load cases - overview . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 151 A.2 Structural analysis . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 152 A.2.1 Nose wheel loads . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 152 A.2.1.1 Load case 1: ground impact load case . . . . . . . . . . . . . 153 A.2.1.2 Load case 2: aft load on nosewheel . . . . . . . . . . . . . . . 154 A.2.1.3 Load case 3: forward load on nosewheel . . . . . . . . . . . . 154 A.2.1.4 Load case 4: Side Load on nosewheel . . . . . . . . . . . . . . 154 A.2.2 Engine loads (ultimate loads) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 156 A.2.2.1 Load case 5 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 156 A.2.2.2 Load case 6 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 160 A.2.2.3 Load case 7 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 162 A.2.2.4 Load case 8 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 163 A.2.2.5 Load case 9 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 163 A.2.3 Structural model used for analysis . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 165 De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

INHOUDSOPGAVE

xiii

A.3 Detail stressing . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 174 A.3.1 Truss tubes under axial loading . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 174 A.3.2 Bolts from engine to engine mount . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 174 A.3.3 Bolts from engine mount to firewall . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 174 B JAR-VLA reglementering: motorophanging

176

C Datasheet LS303-51N

181

D JAR-VLA reglementering: brandstofsysteem

183

E Schaalmodel

187

Lijst van figuren

190

Lijst van tabellen

194

Referenties

196


INHOUDSOPGAVE

xiv

Tabel van afkortingen en symbolen

Term of symbool B.T. CFD CHT EFIS EGT EMS F.S. GPS LL MAC MAP MVK MZK NO NC TEL W.L. W.S. bus bar centre of gravity envelope cowling empty tank-sensor fail safe filler cap kts

Betekenis Butt Station Computational Fluid Dynamics Cylinder Head Temperature Electronic Flight Information System Exhaust Gas Temperature Engine Monitoring Systems Fuselage Station Global Positioning System Low Lead Mean Aerodynamic Chord Manifold Air Pressure Middelpuntvliedende kracht Middelpuntzoekende kracht Normal open relais Normal closed relais Tetra-ethyllood Water Line Wing Station Elektrische hoofdleiding met alle componenten hierop aangesloten Grafiek met grenzen van het zwaartepunt i.f.v. het vliegtuiggewicht Motorkap Meetsensor om een laag brandstofpeil te detecteren Ondanks falen van een component blijft de hoofdfunctie van het systeem voldaan Vuldop van een brandstoftank Knots/knopen (1 kts ≈ 0,514 m/s ≈ 1,852 km/h)


INHOUDSOPGAVE Term of symbool limit load overflow-sensor pinned beam pk=HP psi ram air rpm selector valve stall standard beam switch ultimate load

xv Betekenis Belasting in de gebruikstoestand Meetsensor om een hoog brandstofpeil te detecteren Staaf beschouwd in een vakwerk (zonder momentenoverdracht) Paardenkracht (E: horsepower) Pounds per square inch (1 psi ≈ 0,0069.5 MPa) Dynamische druk gecreëerd vóór een obstakel dat de vrije stroming beperkt Revolutions Per Minute / toeren per minuut Klep met meerdere aanvoerleidingen Draagkrachtverlies van de vleugels waardoor het vliegtuig een duikvlucht maakt Staaf beschouwd in een raamwerk (met momentenoverdracht) Schakelaar Belasting in de uiterste grenstoestand


INLEIDING

1

Hoofdstuk 1 Inleiding De hedendaagse brandstofprijzen stijgen naar ongekende hoogtes. Om maar een voorbeeld te geven: één minuut vliegen met een door benzine aangedreven vierzittervliegtuig kost in de Kortrijk Flying Club vandaag de dag e 1,90 [1]. Een uurtje vliegen komt dus neer op e 114. Als men rekening houdt met de minimale vereiste van 45 vlieguren alvorens een vliegbrevet te halen, wordt het snel duidelijk dat het amateurvliegen allesbehalve goedkoop is. Deze vaststelling doet de nood aan een ander type propellervliegtuig, veel goedkoper in gebruik, enorm groeien. De enige logische oplossing is het overstappen van een benzinemotor naar een dieselmotor, een trend die ook vast te stellen is in de auto-industrie. Steeds meer wagens worden aangedreven met behulp van diesel door de relatief lage brandstofkosten. Vandaar werd in samenwerking met Lambert Aircraft Engineering, gevestigd te KortrijkWevelgem Airport, het Mission M212 prototype als basis gekozen voor een nieuw vliegtuigtype. De volledige structuur wordt behouden in haar huidige staat terwijl de motorinstallatie wordt aangepast. De Deltahawk 200 pk watergekoelde dieselmotor [2] moet voldoende vermogen bieden tegen een voldoende lage prijs. Een motorinstallatie bestaat uit een aantal facetten die in de hoofdstukken stuk voor stuk aan bod komen. In een eerste hoofdstuk wordt besproken wat de voordelen zijn van een dieselmotor ten opzichte van de andere brandstoftypes gebruikt in de vliegtuigindustrie. Vervolgens wordt een algemene weight and balance-berekening uitgevoerd met de nieuwe motor als vertrekpunt. Hiermee is de basis gelegd voor de positie van de motor wat het uitgangspunt is van het volgende hoofdstuk. Dit volgend deel beschrijft het ontwerp van de motorophanging, één van de cruciale onderdelen van de installatie. Zowel de motor als andere onderdelen van de installatie dienen hieraan bevestigd te worden. De ophanging is opgebouwd uit een raamwerk van chroom-molybdeen staal en wordt berekend en ontworpen om te voldoen aan trek-, druk-, en knikeigenschappen zoals de normering van het bestuur der luchtvaart in België vereist. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

INLEIDING

2

Een motor kan onmogelijk correct functioneren zonder een goede en betrouwbare brandstoftoevoer. Het prototype ontvangt de brandstof van een centrale romptank terwijl dit functioneler kan gebeuren via vleugeltanks. Het ontwerp van deze tanks met elektrische sturing en andere sensoren, is het onderwerp van het vijfde hoofdstuk. Een proefopstelling om dit brandstofsysteem te testen, wordt hierin ook besproken. Aansluitend volgt een kort hoofdstuk dat het elektrische circuit van het propellervliegtuig behandelt. Het gebruik van een dieselmotor vereist aanpassingen aan dit systeem. Deze worden in dit hoofdstuk besproken evenals elektrische onderdelen, noodzakelijk voor een betrouwbaar vliegtuig. Een volgend niet te onderschatten onderdeel handelt over de motorkoeling. Aangezien het een watergekoelde motor aangaat, is er een duidelijke nood aan een waterkoeler (radiator). De interkoeler daarentegen zorgt voor de koeling van de lucht na de turbocompressie terwijl de oliekoeler instaat voor een voldoende warmte-afvoer van de olie. Elk van deze drie componenten dient gedimensioneerd en gepositioneerd te worden binnen het ontwerp. Hierbij wordt gebruik gemaakt van manuele berekeningen en van stromingssimulatiepakketten. In een voorlaatste achtste hoofdstuk wordt het belang van de turbocompressor besproken. Een bepaling van het nodige vermogen om de turbo via een elektromotor aan te drijven, geeft een goede indicatie van de energie die bij de compressie vrijkomt. Tenslotte volgt een kort algemeen besluit waarin wordt beschreven wat de belangrijkste resultaten zijn en wat in de nabije toekomst nog moet gebeuren om het praktische ontwerp van de motorinstallatie in goede banen te leiden. In Bijlage A is het rapport weergegeven van de motorophanging, ontworpen in Hoofdstuk 4. Dit rapport moet ingediend worden bij het Bestuur der Luchtvaart. Het bewijst dat de ophanging voldoende gedimensioneerd en berekend is en dat ze voldoet aan alle opgelegde normen. In Bijlage B ziet men enkele belangrijke beschrijvingen van de norm waaraan de ophanging moet voldoen. Bijlage C geeft de datasheet van de gekozen vlottersensoren weer terwijl Bijlage D opnieuw een weergave is van opgelegde normen, ditmaal rond het brandstofsysteem. In Bijlage E worden enkele foto’s getoond van het schaalmodel. Dit model wordt gebruikt om een beter ruimtelijk inzicht te verwerven in de volledige installatie. Tenslotte is achteraan in de kaft een CD bevestigd met daarop de nodige berekeningen, figuren en eindige-elementen simulaties uitgevoerd in Cadre Lite® , Axis VM® , Abaqus® , Simulink® en Fluent® .


VOORDELEN VAN DIESELBRANDSTOFFEN

3

Hoofdstuk 2 Voordelen van dieselbrandstoffen 2.1

Avgas

[3, 4]

[5]

Het meest gebruikte brandstoftype in door zuigermotor aangedreven sportvliegtuigen is Avgas. Deze benzinesoort is speciaal ontworpen voor dit vliegtuigtype en verschilt van de voertuigbenzine hoofdzakelijk in kooktraject. Deze brandstof heeft namelijk een later kookbegin en een vroeger kookeinde om het ontstaan van vapour lock op grote hoogte te vermijden. Vapour lock is het gasvormig worden van de brandstof in de toevoerleidingen wat de brandstoftoevoer naar de motor kan verstoren en uiteindelijk tot motorfalen kan leiden. Vliegtuigmotoren werken constant bij een hoog vermogen van minimaal 60 % en bij opstart zelfs 100 % van het totale vermogen. Dit bedraagt bij automotoren gemiddeld 30 %. Om aan deze zwaardere belasting te voldoen, is de klopvastheid van Avgas hoger. Avgas verdampt snel en is zeer brandbaar bij normale gebruikstemperaturen. Het is dus belangijk om er zeer voorzichtig mee om te gaan. Vroeger bestonden er soorten Avgas met verschillend octaangehalte maar tegenwoordig is er slechts een soort die overal verkrijgbaar is: Avgas 100LL. Hierbij staat de LL voor low lead. Door toevoeging van tetra-ethyllood (TEL) vermindert de kans op kloppen. Het lage gehalte aan lood is echter relatief want er zit nog steeds 5 g/l in de brandstof terwijl in loodvrije voertuigbenzine minder dan 0, 013 g/l aanwezig is. De dichtheid van Avgas bedraagt 0, 719 kg/l.

2.2

Jet-diesel brandstof

[6]

Dieselmotoren van vliegtuigen worden ontworpen om zowel op Jet-brandstof of kerosine als op diesel te kunnen werken aangezien de basiseigenschappen van beide brandstoffen sterk overeenkomen. Het grootste verschil is dat de smeringseigenschappen van diesel veel beter zijn dan deze van kerosine. Aangezien de brandstof vaak wordt gebruikt om de hogedruk brandstofpomp te smeren, moeten speciale maatregelen worden genomen bij het gebruik van Jet-brandstof. De volgende Jet-diesel types zijn geschikt voor de luchtvaart dieselmotoren: Autodiesel: dit type is te verkrijgen in elk tankstation. Het bezit een laag zwavelgehalte.


2.3 Voordelen van de dieselmotor

4

Rode diesel: dit is een stuk goedkoper dan gewone autodiesel omdat er minder belasting op wordt geheven. Het mag niet bij gewoon autoverkeer worden gebruikt. De belangrijkste afzetmarkt vindt men in de landbouwsector. In België is dit ook als vliegtuigbrandstof verboden terwijl dit in sommige andere landen niet het geval is. Jet A1: dit is een kerosine-achtige brandstof geschikt voor de meeste turbinemotoren. Het flashpuntminimum is 38 °C (100 °F) en een stollingspuntmaximum van -47 °C. Deze brandstof is wereldwijd verkrijgbaar behalve in de V.S. Jet A: het betreft hier eveneens een kerosine-achtige brandstof alleen beschikbaar in de V.S. Deze heeft dezelfde eigenschappen als Jet A1 behalve het hogere stollingsmaximum (-40 °C). Jet B: hiermee wordt een distillaat van naphtha en kerosinedelen bedoeld. Het kan worden gebruikt als alternatief voor Jet A1 maar is lastiger te verwerken door de gemakkelijke ontbranding. De belangrijkste toepassingen vindt men in zeer koude klimaten. JP-5 en JP-8: deze brandstoffen zijn moeilijk te verkrijgen en alleen beschikbaar op militaire vliegvelden. Biodiesel: vliegtuigdieselmotoren kunnen (net als autodieselmotoren) ook werken op biodiesel. Biodiesel kan worden gewonnen uit palmbomen, kokosnoten, algen, planten en zelfs uit frituurolie. Het heeft goede smeereigenschappen en het reinigt het brandstofsysteem. Tevens is het biologisch afbreekbaar en draagt het niet bij tot de CO2 -uitstoot in de atmosfeer.

De dichtheid van Jet-diesel brandstof bedraagt 0, 81 kg/l. Enkele van de belangrijkste eigenschappen zijn weergegeven in Tabel 2.1. Tabel 2.1: Eigenschappen van de belangrijkste Jet-diesel brandstoffen

Property API Gravity @ 60 °F Flash point in °C Viscosity cSt @ 40 °C Cloudpoint in °C Sulfur, % mass Cetane number Heat content in Btu/Gallon

2.3

Jet A/A-1 44,3 38 -40/-47 0,3 max 123608

JP-5 41,1 62 1,5 -46 0,4 max 42 125270

JP-8 45,6 45 1,2 -47 0,4 45 123069

Voordelen van de dieselmotor

Diesel #1 43 38 1,2-2,4 -7 0,05 45-50 130000

Diesel #2 39 52 1,9-4,1 -20 0,05 45-50 129500

[2, 7]

In de wereld van de sportvliegtuigen is er steeds meer vraag naar dieselmotoren. Hiervoor zijn een aantal belangrijke redenen, zoals verder wordt besproken maar de hoofdreden is natuurlijk De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig


5

de prijs. De brandstofkosten van een dieselvliegtuig zijn een behoorlijk stuk lager dan van de klassieke vliegtuigen. De voordelen worden hier specifiek voor de Deltahawk-motor besproken terwijl ze in feite toepasbaar zijn op elke diesel-zuigermotor. Wereldwijde beschikbaarheid Avgas is de enige brandstof in de wereld die nog lood bevat. Steeds minder en minder chemische fabrieken maken dit lood. Hierdoor wordt de brandstof steeds schaarser. Schattingen geven aan dat Avgas reeds vanaf 2010 zo goed als onbetaalbaar en zelfs niet meer beschikbaar zal zijn. Ook het Amerikaans leger is zich hiervan bewust en is van plan zijn vliegtuigen op Avgas te vervangen door dieselaangedreven toestellen. Laag brandstofverbruik In vergelijking met de huidige motoren op Avgas is een dieselmotor veel zuiniger. De Deltahawkmotor bijvoorbeeld verbruikt gemiddeld 32 l/h terwijl een benzineversie met hetzelfde vermogen ruim 10 l/h meer verbruikt. Lagere brandstofkost Het verbruik van een dieselmotor is ongeveer 25% lager. Bovendien is de kostprijs van dieselbrandstof veel lager dan van Avgas. Voor een liter diesel moet ongeveer e 1 worden betaald terwijl dit voor een liter Avgas ongeveer e 2,30 bedraagt. Eliminatie van elektromagnetische ruis Doordat er geen onstekingssysteem meer nodig is, verdwijnt ook de elektromagnetische ruis, veroorzaakt door de magneto’s. Dit zal op zijn beurt mogelijke storingen op communicatieen navigatiesystemen minimaliseren. Eenvoudigere bediening Bij een vliegtuig op Avgas moet de rijkheid van het mengsel op grote hoogte door de piloot worden aangepast. Bij dieselmotoren hoeft dit niet meer. Duurzaamheid Dieselmotoren hebben een langere levensduur door de betere smeereigenschappen van de brandstof. Bovendien is er geen elektrisch systeem (ontsteking en magneto’s) nodig. Hierna worden een aantal voordelen specifiek voor de Deltahawk besproken. Alle voorgaande voordelen zijn uiteraard ook voor de Deltahawk-motor geldig.



6

Soepelheid De DeltaHawk-motor werkt volgens het tweetakt-principe waardoor er per omwenteling vier pulsen aan de as worden gegeven. Het koppel op de propeller blijft hierdoor steeds positief. Ter vergelijking: een viertaktmotor geeft maar twee pulsen per omwenteling waardoor het vermogen minder gelijkmatig wordt overgebracht. Bovendien is het koppel dan ongeveer 30° negatief. Waterkoeling Omdat deze koeling een thermostaat bevat, is er minder overkoeling. De motor kan zo op een meer constante temperatuur worden gehouden en de uitzetting van de componenten vermindert. Dit heeft een positieve invloed op het vermogen en het brandstofverbruik. Duurzaamheid De tweetakt motor is ontworpen zodat er zo weinig mogelijk onderdelen worden gebruikt. Er zijn geen kleppen, kleppentrein (E: valve train) of nokkenassen (E: cam shaft). De koeling met water zorgt voor een efficiëntere warmte-afvoer waardoor de uitzetting en krimp gereduceerd worden. Dit zorgt op zijn beurt voor betere vermoeiingsweerstand. Betrouwbaarheid Elementen om het ontwerp f ail saf e te maken, worden ge¨ıntroduceerd. Twee brandstofpompen en een automatische vermogenverlaging zorgen voor een verhoogde betrouwbaarheid bij een gebrek aan koelmiddel. Klein volume en licht gewicht De plaatsing van de zuigers in V-vorm zorgt voor een stevige en compacte motor. Er wordt gebruik gemaakt van geavanceerde materialen en er wordt aandacht besteed aan het gewicht van de motor. Wereldwijde beschikbaarheid Door het lage motortoerental (maximaal 2700 rpm) kan de propeller rechtstreeks worden aangedreven en zo een reductiekast overbodig maken. Dit zorgt enerzijds voor minder onderdelen wat de betrouwbaarheid ten goede komt en anderzijds blijft het gewicht op deze manier beperkt.


WEIGHT AND BALANCE

7

Hoofdstuk 3 Weight and balance 3.1 3.1.1

[8, 9]

Het gewicht Inleiding

De piloot van een sportvliegtuig moet voor elke vlucht controleren of het totaalgewicht van zijn vliegtuig beneden het maximale toegelaten gewicht blijft. Dit verzekert hem/haar dat de sterktelimieten van het vliegtuig niet worden overschreden. Bovendien komen de prestaties van het vliegtuig overeen met de prestaties in het vlieghandboek (E: aircraft flight manual) [10]. Een te hoog gewicht heeft verschillende nadelen: hogere stallsnelheid en hogere minimale vliegsnelheid hogere opstijgen landingssnelheid langere vereiste startbaanlengte bij opstijgen en landen slechtere vliegtuigprestaties dan deze vermeld in het vlieghandboek hoger brandstofverbruik hogere vleugelbelasting waardoor de sterktelimieten overschreden worden bij turbulentie of bij de uitvoering van een manoeuvre

3.1.2

Definities

Leeggewicht (E: empty weight) Dit is het gewicht van het vliegtuig met zijn volledige uitrusting maar zonder brandstof of aftapbare olie. Inzittenden en bagage worden niet meegerekend. In sommige gevallen wordt de aftapbare olie wel meegerekend wat dan wel uitdrukkelijk moet worden vermeld. Van elk nieuw vliegtuig wordt het leeggewicht bepaald door het gewicht van het vliegtuig op zijn drie wielen. Het resultaat wordt meegedeeld in het weegrapport, een onderdeel van de aircraft De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

3.1 Het gewicht

8

flight manual dat bij het toestel hoort. Omdat het onmogelijk is het vliegtuig te herwegen bij elke aanpassing, maakt men gebruik van een Weight and Balance Record. Hierin staan alle gewichtswijzigingen beschreven, zodat er steeds een up-to-date leeggewicht beschikbaar is. Nuttige lading (E: payload) De nuttige lading bevat het gewicht van: piloot, co-piloot en passagiers bagage brandstof aftapbare olie (indien niet inbegrepen in het leeggewicht)

Totaalgewicht (E: gross weight) Het totaalgewicht is de som van leeggewicht en nuttige lading. Elk vliegtuig heeft zoals reeds vermeld een maximaal toegelaten totaalgewicht, eveneens in het weegrapport vermeld. Dit gewicht dient steeds gerespecteerd te worden tijdens alle vliegfasen. Opstijggewicht (E: take-off weight) Het opstijggewicht is het totaal vliegtuiggewicht tijdens opstijgen. Meestal komt het maximum hiervan overeen met het maximaal toegelaten totaalgewicht. Wanneer de startbaan echter een beperkte lengte heeft of wanneer het vliegveld zich op grote hoogte bevindt, is het toegestaan dat het maximale opstijggewicht kleiner is dan het maximale totaalgewicht. Opmerking: Tenzij de startbaan zeer kort is, geldt voor sportvliegtuigen: maximaal toegelaten totaalgewicht = maximaal toegelaten opstijggewicht

(3.1)

Landingsgewicht (E: landing weight) Het landingsgewicht is het gewicht van het vliegtuig op het moment van de landing. Voor grote vliegtuigen kan het maximaal landingsgewicht verschillen van het maximaal opstijggewicht door de verbruikte brandstof, maar voor sportvliegtuigen is dit niet het geval. Ge¨ınstalleerd motorgewicht (E: totally installed engine weight) Het ge¨ınstalleerde gewicht bevat, naast het gewicht van de motor zelf, ook het extra gewicht nodig om een goede motorwerking te garanderen zoals koelers, leidingen en het olievat.


3.1 Het gewicht

3.1.3

9

Bepaling van het leeggewicht

Doordat de Mission M212 herontworpen wordt voor een dieselmotor verandert het leeggewicht. Hierbij wordt uitgegaan van het huidige leeggewicht van het vliegtuig, ter beschikking gesteld door Lambert Aircraft Engineering. In een eerste benadering wordt dit gewicht verminderd met alle overbodige onderdelen uit het prototype. Vervolgens wordt het gewicht van de nieuwe componenten in de berekening bijgevoegd. Vooreerst wordt het ge¨ınstalleerde gewicht van de Lycoming motor afgetrokken van het leeggewicht. Een exacte waarde hiervan is er niet, maar er wordt gebruik gemaakt van de richtwaarden van de motorconstructeur. In het ontwerp is er een batterij van 24 V voorzien in plaats van 12 V . Het gewicht van beide batterijen is ongeveer hetzelfde, zodat hiermee geen rekening moet worden gehouden. In het huidige model zit vooraan een ballast van 18 kg om het zwaartepunt binnen de correcte grenzen te krijgen. Deze ballast heeft verder geen functie en verdwijnt bijgevolg in het nieuwe ontwerp. Voor meer uitleg hierover wordt verwezen naar paragraaf 3.2.4. Bij het bekomen gewicht wordt het ge¨ınstalleerde gewicht van de DeltaHawk motor opgeteld, zoals weergegeven in Tabel 3.1. Tabel 3.1: Berekening van het leeggewicht

Item Leeggewicht huidige M212 Ge¨ınstalleerd gewicht Lycoming-motor Ballast M212 zonder motor en ballast Ge¨ınstalleerd gewicht DeltaHawk-motor Leeggewicht M212 met Deltahawk

3.1.4

Gewicht (kg) 718,00 -151,23 -18,00 = 548, 77 +190, 31 = 739, 08

Bepaling van het maximaal opstijggewicht

Het vliegtuig heeft een maximaal opstijggewicht van 1150 kg en is ook zo gekeurd bij het Bestuur Der Luchtvaart. Dit is een keuze van Lambert Aircraft Engineering waarbij verschillende factoren afgewogen worden. Zo moet het maximaal opstijggewicht enerzijds groot genoeg zijn om vier passagiers, bagage en brandstof te transporteren. Anderzijds stijgt de kostprijs van het vliegtuig bij een te hoog maximaal opstijggewicht aangezien alle sterkteberekeningen gebeuren op basis van dit gewicht. Bij een hoger gewicht moeten dus betere materialen worden gebruikt, wat de kostprijs de hoogte injaagt. Bovendien neemt het structurele gewicht toe wat het brandstofverbruik nadelig be¨ınvloedt.


3.2 Het zwaartepunt

3.2 3.2.1

10

Het zwaartepunt Inleiding

De langsstabiliteit en de langsbestuurbaarheid worden mee bepaald door de ligging van het zwaartepunt (E: centre of gravity=CG). Een te ver naar voor gelegen zwaartepunt maakt het vliegtuig neuslastig (E: nose heavy) en zwaar om te besturen. Een zwaartepunt dat te ver naar achter ligt, maakt het vliegtuig staartlastig (E: tail heavy) en onstabiel. Het zwaartepunt moet bijgevolg tussen een welbepaalde voorste en achterste limiet liggen. Natuurlijk zorgt men er ook altijd voor dat het zwaartepunt in het symmetrievlak van het toestel ligt. Voor ieder vliegtuig worden de grenzen waartussen het zwaartepunt mag bewegen, vastgelegd en gepubliceerd in de Aircraf t F light M anual. De positie van het zwaartepunt wordt niet enkel bepaald door het vliegtuig zelf, maar ook door de aanwezige ballast. Belangrijke factoren hierin zijn het aantal passagiers, hun positie (vooraan en/of achteraan) en de hoeveelheid bagage geplaatst achter de passagiers. Een andere bepalende factor in de positie van het zwaartepunt is de brandstofhoeveelheid. Doordat er brandstof wordt verbruikt, verschuift het zwaartepunt tijdens de vlucht. Zo kan het zijn dan het toestel bij het opstijgen binnen de zwaartepuntslimieten ligt, maar na enige tijd vliegen niet meer. Aangezien dit natuurlijk niet mag gebeuren, moet hieraan tijdens het ontwerp enige aandacht worden besteed. Voor iedere vlucht moet de piloot, naast de berekeningen van het totaalgewicht, ook een berekening maken van de plaats van het zwaartepunt. Dit gebeurt aan de hand van tabellen zoals in paragraaf 3.3 wordt beschreven.

3.2.2

Definities

Mean Aerodynamic Chord (MAC) De positie van het zwaartepunt kan worden uitgedrukt in functie van zijn x-coördinaat. Hierbij is gekozen voor een oorsprong gelegen vóór het vliegtuig om geen negatieve zwaartepuntsposities te verkrijgen. Meer info over het coördinatensysteem is te vinden in paragraaf 4.2.2. Een handigere manier om de zwaartepuntspositie aan te duiden is als een percentage van de MAC. In Figuur 3.1 is het MAC van de Mission M212 weergegeven. De omrekening naar een MAC percentage gebeurt dan met CG%M AC =

100 × (CGDatum − LEM AC ) M AC

(3.2)

met CGDatum de x-coördinaat van het zwaartepunt (in m), LEM AC = 2, 150 m en M AC = 1, 280 m. LEM AC en M AC zijn karakteristieke waarden van de Mission M212. Beide waarden zijn vastgelegd door constructieredenen en zijn afhankelijk van vliegtuig tot vliegtuig.


3.2 Het zwaartepunt

11

Figuur 3.1: Mean Aerodynamic Chord (MAC) van Mission M212

Werkwijze De bepaling van het zwaartepunt bij leeggewicht gebeurt enerzijds door het meten van het gewicht aan de drie wielen en anderzijds door het meten van de momentsarmen van deze wielen ten opzichte van de oorsprong. Het zwaartepunt wordt bepaald door de som van de gemeten momenten te delen door het totaalgewicht.

3.2.3

Voorste en achterste zwaartepuntslimiet

Zoals reeds vermeld moet het zwaartepunt tussen een voorste en een achterste limiet gelegen zijn. Deze grenzen zijn een eigenschap van het vliegtuig en meer bepaald van de vleugels. Aangezien de vliegtuigstructuur ongewijzigd blijft, zal ook het zwaartekrachtinterval hetzelfde blijven. Uit de gegevens geleverd door Lambert Aircraft Engineering verkrijgt men als voorste limiet 21 % MAC (x = 2, 43 m) en als achterste limiet 35 % MAC (x = 2, 60 m).

3.2.4

Zwaartepuntsbepaling bij leeggewicht

Voor de berekening van het zwaartepunt wordt uitgegaan van de gegevens van het huidige vliegtuig. In paragraaf 3.1.3 wordt aangegeven dat de extra ballast van 18 kg vooraan moet De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

3.3 Opstelling controletabel weight and balance

12

verdwijnen. Omdat de Deltahawk-motor een stuk zwaarder is dan de Lycoming-motor, vervangt dit extra gewicht de ballast en blijft het zwaartepunt toch binnen de opgelegde grenzen. De plaats van de nieuwe motor is de enige vrijheidsgraad om de positie van het zwaartepunt in het vliegtuig aan te passen. Het frame waaraan de motor wordt opgehangen, wordt ontworpen vertrekkende van de motorpositie zoals besproken in Hoofdstuk 4. Verschillende factoren bepalen de positie van de motor: de motor moet op voldoende afstand van de vuurplaat bevestigd zijn om plaats te voorzien voor de turbo-oplader en de nodige leidingen maar tegelijkertijd ook niet te ver om te beletten dat het vliegtuig te neuslastig wordt. de Deltahawk-motor is een stuk groter dan de huidige Lycoming-motor. Als de motor te ver van de vuurplaat gemonteerd wordt, vergroot de neus van het vliegtuig in vergelijking met de rest. Dit brengt vooral esthetische problemen met zich mee.

Rekening houdend met deze factoren kan men concluderen dat het zwaartepunt op x = 0, 74 m de beste oplossing is. Ter vergelijking: het zwaartepunt van de Lycoming-motor bevindt zich op x = 0, 78 m. Deze positie is ideaal voor de stabiliteit van het vliegtuig zoals in paragraaf 3.4 wordt beschreven. De berekening van het zwaartepunt is samengevat in Tabel 3.2. Tabel 3.2: Zwaartepuntsbepaling bij leeggewicht

Item Leeggewicht huidige M212 Ge¨ınstalleerd gewicht Lycoming-motor Ballast M212 zonder motor en ballast Ge¨ınstalleerd gewicht Deltahawk-motor Leeggewicht M212 met Deltahawk

3.3

Gewicht (kg) 718,00 -151,23 -18,00 = 548, 77 +190, 31 739,08

x Arm (m) 2,50 0,78 1,28 3,02 0,74 2,43 = CGDatum

Moment (kg∗m) 1797,00 -117,96 -23,04 = 1656, 00 +140, 83 1796,83

Opstelling controletabel weight and balance

Zoals reeds vermeld moet de piloot voor elke vlucht controleren of het gewicht van het vliegtuig beneden het maximale opstijggewicht ligt. Bovendien moet hij/zij nagaan of het zwaartepunt steeds binnen de vooropgestelde grenzen ligt. Hiervoor kan hij/zij aan de hand van tabellen die bij het vliegtuig worden meegeleverd, het gewicht en het zwaartepunt berekenen op een eenvoudige manier.


3.4 Controle van extreme belastingsgevallen

13

Beschouw het voorbeeld in Tabel 3.3. Het gewicht en de momentsarm van de lege M212 werden reeds bepaald in paragraaf 3.2.4 terwijl de andere momentsarmen identiek zijn aan het huidige model. Tabel 3.3: Tabel voor CG-bepaling

Geval

x Arm (m) Basis M212 leeg: 2,43 Piloot en co-piloot (of passagier vooraan): 2,43 Brandstof (0, 85 kg/l × aantal liter): 2,75 Passagiers achteraan: 3,23 Bagage: 3,80 CG=Totaal moment/Totaalgewicht Beladen vliegtuig en CG

3.4

Gewicht (kg) 739,08

= Moment (kg∗m) 1796,83

Controle van extreme belastingsgevallen

In paragraaf 3.2.4 werd de motorpositie vooropgesteld dat het zwaartepunt van het lege vliegtuig vastlegt. Er moet gecontroleerd worden of het CG van een beladen toestel in een aantal extreme maar realistische gevallen binnen de opgegeven grenzen blijft. Enkel dan kan men zeker zijn van voldoende stabiliteit in alle vliegomstandigheden. Bij deze controle wordt uitgegaan van Tabel 3.3.

3.4.1

Zwaartepunt sterk naar voor gelegen Tabel 3.4: Voorste limiet CG

Geval A: 2 piloten, 20 liter brandstof (max) Gewicht x Arm geen passagier, geen bagage (kg) (m) Basis M212 leeg: 739,08 2,43 Piloot en co-piloot (of passagier vooraan): 200,00 2,43 Brandstof (0, 85 kg/l × aantal liter): 17,00 2,75 Passagiers achteraan: 0,00 3,23 Bagage: 0,00 3,80 CG=Totaal moment/Totaalgewicht Beladen vliegtuig en CG 956,08 2,44

= Moment (kg∗m) 1796,83 485,40 46,75 0,00 0,00 2328,98

In Tabel 3.4 is de situatie met sterk voorwaarts gelegen zwaartepunt weergegeven. Men vertrekt van de gegevens van de lege M212. De momentsarm van de piloot en co-piloot is even De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig


14

groot als deze van het lege vliegtuig. Een sterk naar voor gelegen CG zal dus voorkomen bij maximaal gewicht van de personen voorin. Er wordt hier uitgegaan van 100 kg per persoon omdat hogere waarden niet realistisch zijn. Bovendien treedt er niet veel verschil op aangezien de momentsarm zeer dicht bij deze van de lege M212 ligt. Verder wordt aangenomen dat er geen passagiers noch bagage zijn omdat deze het CG meer naar achter zouden doen schuiven. Er wordt aangenomen dat er maar een minimum aan brandstof meer in de tank aanwezig is (20 l). De dichtheid van dieselbrandstof bedraagt 0, 85 kg/l [11]. Met Vgl. 3.2 leidt dit tot CG%M AC = 22, 34 %

(3.3)

Dit is groter dan 21 % en kleiner dan 35 % waardoor het aan de vooropgestelde grenzen voldoet. Er blijkt dat CG%M AC nooit kleiner kan worden dan dit percentage aangezien met slechts 20 l brandstof wordt gerekend. Het leeglopen van de tanks tijdens een vlucht veroorzaakt dus nooit een te ver voorwaarts gelegen zwaartepunt.

3.4.2

Zwaartepunt sterk naar achter gelegen

Aangezien de momentsarmen van de passagiers en van de bagage vergeleken met de momentsarm van de piloot groot zijn, moet rekening gehouden worden met zware passagiers, veel bagage en een lichte piloot. Dit is echter geen realistisch scenario aangezien er steeds een passagier vooraan moet zitten. Bovendien wordt het gewicht van de bagage beperkt tot 65 kg. Dit wordt in de aircraf t f light manual vermeld. Er zijn verschillende combinaties mogelijk die voor een CG zorgen dat sterk naar achter gelegen is. 3.4.2.1

Geval A

Er wordt uitgegaan van twee piloten van elk 70 kg en geen passagiers. De bagage weegt maximum 65 kg. Het is onmogelijk om dan de brandstoftanks volledig te vullen, omdat dan het maximale opstijggewicht van 1150 kg wordt overschreden. Er kan slechts 242 liter worden getankt. De berekening van het zwaartepunt is samengevat in Tabel 3.5. Men krijgt CG%M AC = 32, 43 % wat kleiner is dan de maximaal toegelaten 35 % en groter dan de minimale 21 %.


(3.4)


15

Tabel 3.5: Belastingsgeval A

Geval A: 2 piloten, 242 liter brandstof Gewicht x Arm geen passagier, 65 kg bagage (kg) (m) Basis M212 leeg: 739,08 2,43 Piloot en co-piloot (of passagier vooraan): 140,00 2,43 Brandstof (0, 85 kg/l × aantal liter): 205,70 2,75 Passagiers achteraan: 0,00 3,23 Bagage: 65,00 3,80 CG=Totaal moment/Totaalgewicht Beladen vliegtuig en CG 1149,78 2,57

3.4.2.2

= Moment (kg∗m) 1796,83 339,78 565,68 0,00 247,00 2949,29

Geval B

Beschouwt men opnieuw twee piloten van 70 kg maar ook twee passagiers van elk 86 kg. De bagage weegt 65 kg. Om het maximale opstijggewicht niet te overschrijden, mag slechts 40 liter brandstof getankt worden zoals weergegeven in Tabel 3.6. Er wordt berekend dat CG%M AC = 38, 01 %

(3.5)

Dit is groter dan de maximaal toegelaten 35 %. Dit geval is echter onrealistisch, omdat het vliegtuig overladen is zodat er onvoldoende brandstof getankt kan worden. Tabel 3.6: Belastingsgeval B

Geval B: 2 piloten, 40 liter brandstof (max) Gewicht x Arm 2 passagiers, 65 kg bagage (kg) (m) Basis M212 leeg: 739,08 2,43 Piloot en co-piloot (of passagier vooraan): 140,00 2,43 Brandstof (0, 85 kg/l × aantal liter): 34,00 2,75 Passagiers achteraan: 172,00 3,23 Bagage: 65,00 3,80 CG=Totaal moment/Totaalgewicht Beladen vliegtuig en CG 1150,08 2,64

3.4.2.3

= Moment (kg∗m) 1796,83 339,78 93,50 555,04 247,00 3032,16

Geval C

Men heeft één piloot van 70 kg zonder passagiers en 65 kg bagage. De tanks kunnen nu volledig gevuld worden. Dit betekent dat er 300 liter brandstof getankt kan worden zonder de 1150 kg te overschrijden. Dit is weergegeven in Tabel 3.7. Men krijgt als resultaat De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

3.5 Opstelling centre of gravity envelope

16

CG%M AC = 33, 73 %

(3.6)

wat kleiner is dan de maximaal toegelaten 35 % en groter dan de 21 %. Tabel 3.7: Belastingsgeval C

Geval C: 1 piloot, 300 liter brandstof (max) Gewicht x Arm geen passagiers, 65 kg bagage (kg) (m) Basis M212 leeg: 739,08 2,43 Piloot en co-piloot (of passagier vooraan): 70,00 2,43 Brandstof (0, 85 kg/l × aantal liter): 255,00 2,75 Passagiers achteraan: 0,00 3,23 Bagage: 65,00 3,80 CG=Totaal moment/Totaalgewicht Beladen vliegtuig en CG 1129,08 2,58

3.5

= Moment (kg∗m) 1796,83 169,89 701,25 0,00 247,00 2914,97

Opstelling centre of gravity envelope

De centre of gravity envelope is een grafiek die de grenzen van het zwaartepunt weergeeft in functie van het gewicht van het vliegtuig. De piloot kan aan de hand van deze grafiek voor een bepaald vliegtuiggewicht onmiddellijk aflezen tussen welke grenzen het zwaartepunt moet liggen. Alle aanvaardbare combinaties liggen binnen een vijfhoek. Om deze grafiek op te stellen moeten er twee waarden berekend worden. De eerste is de bepaling van het gewicht waarbij het CG niet meer onder de limiet van 21 % kan zakken, onafhankelijk van de lading van het vliegtuig. Dit geval wordt weergegeven in Tabel 3.8. Het wordt bekomen wanneer er een lichte piloot van 56 kg het vliegtuig bestuurt, er geen passagiers zijn en er nog slechts 5 l brandstof in de tank aanwezig is. Het gewicht bedraagt dan 800 kg. Tabel 3.8: Minimaal gewicht bij CG%M AC > 21 %

Geval A: 1 piloot, 5 liter fuel Gewicht x Arm geen passagier en geen bagage (kg) (m) Basis M212 leeg: 739,08 2,43 Piloot en co-piloot (of passagier vooraan): 56,00 2,43 Brandstof (0, 85 kg/l × aantal liter): 4,25 2,75 Passagiers achteraan: 0,00 3,23 Bagage: 0,00 3,80 CG=Totaal moment/Totaalgewicht Beladen vliegtuig en CG 799,33 2,43

= Moment (kg∗m) 1796,83 135,91 11,69 0,00 0,00 1944,43


3.5 Opstelling centre of gravity envelope

17

De tweede waarde is het kleinst mogelijke CG bij het maximum gewicht van 1150 kg. Tabel 3.9 geeft dit geval weer. Het komt voor wanneer de twee piloten elk 78 kg wegen en het vliegtuig volledig volgetankt is. Dit geeft dan CG%M AC = 27, 44 %

(3.7)

Tabel 3.9: Minimaal CG%M AC bij 1150 kg

Geval A: 2 piloten, 300 liter brandstof (max) Gewicht x Arm geen passagier, geen bagage (kg) (m) Basis M212 leeg: 739,08 2,43 Piloot en co-piloot (of passagier vooraan): 156,00 2,43 Brandstof (0, 85 kg/l × aantal liter): 255,00 2,75 Passagiers achteraan: 0,00 3,23 Bagage: 0,00 3,80 CG=Totaal moment/Totaal gewicht Beladen vliegtuig en CG 1150,08 2,50

= Moment (kg∗m) 1796,83 378,61 701,25 0,00 0,00 2876,69

De centre of gravity envelope is weergegeven in Figuur 3.2 en wordt berekend uit de voorgaande grensgevallen.

Figuur 3.2: Centre of gravity envelope van Mission M212


3.6 Besluit

3.6

18

Besluit

Uit bovenstaande berekeningen volgt dat als de motor zodanig wordt geplaatst dat het zwaartepunt op x = 0, 74 m ligt, er een goede langsstabiliteit is. Er bestaan geen situaties waarin het CG te ver naar voren komt te liggen. In normale situaties komt ook een te ver naar achter gelegen CG niet voor. Toch moet de piloot dit met tabellen of met de centre of gravity envelope controleren. Belangrijk is ook dat het vliegtuig niet mag opstijgen met een gewicht groter dan 1150 kg. Deze volledige berekening steunt op schattingen van het ge¨ınstalleerde motorgewicht. Als het prototype van de M212 gemaakt is, moet het leeggewicht en het zwaartepunt opnieuw opgemeten worden. De controletabellen moeten dan worden aangepast. Doch, grote verschillen met de bekomen resultaten mogen niet optreden.


ONTWERP VAN DE MOTOROPHANGING

19

Hoofdstuk 4 Ontwerp van de motorophanging 4.1

Inleiding

Een van de essentiële onderdelen van de motorinstallatie van de Mission M212 is het ontwerp van de motorophanging (E: engine mount). De motorophanging is een onderdeel van de vliegtuigstructuur dat enerzijds de motor en het sterktedragend deel van het vliegtuig en anderzijds het sterktedragend deel en het neuswiel (E: nose wheel) met elkaar verbindt. In het geval van de meeste propellervliegtuigen gebeurt deze verbinding tussen de vuurplaat (E: fire wall) en de motor.

Figuur 4.1: Schematische voorstelling van de motorophanging

Figuur 4.1 geeft hiervan een schematische afbeelding weer. Het gaat hier om de positie van de vuurplaat, de motor en het neuswiel in een propellervliegtuig-configuratie. De vuurplaat is opgebouwd uit een aantal lagen: een inox beschermende laag een eerste thermische isolerende laag een glasvezellaag een tweede thermische isolerende laag

De glasvezellaag dient om de plaatsterkte te garanderen. Aan beide zijden van de glasvezellaag is een thermisch isolerende laag aangebracht die instaat voor de bescherming van de De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

4.2 Definities en ontwerpeisen

20

passagiers in geval van motorbrand. Uiteraard moet deze ook voorkomen dat de matrix van de composietstructuur haar sterkte zou verliezen bij verhoogde temperaturen. Tenslotte is aan de motorzijde een extra inoxlaag aangebracht. De vuurplaat moet eveneens voldoen aan bepaalde normen: de passagiers moeten bij motorbrand gedurende een kwartier worden beschermd. Het systeem dat zorgt voor de bevestiging van de motor aan deze vuurplaat is een dragend raamwerk van verschillende buistypes opgebouwd uit chroom-molybdeen staal (AISI 4130). Dit staal heeft goede sterkte-eigenschappen (vloeispanning: 410 M P a, treksterkte: 620 M P a), is goed lasbaar, makkelijk bewerkbaar en kan worden gehard [12]. De motor wordt ten opzichte van de vuurplaat gepositioneerd zoals in Hoofdstuk 3 bepaald. Vervolgens worden de verschillende buizen handmatig aan elkaar gelast tot een dragende structuur. Het ontwerp van dit dragend raamwerk is één van de onderdelen van dit eindwerk en wordt in dit hoofdstuk uitgebreid behandeld. Eerst worden enkele algemene definities en ontwerpeisen bepaald. Nadien wordt de volledige werkwijze uiteengezet, gevolgd door een weergave van de resultaten.

4.2 4.2.1

Definities en ontwerpeisen Vuurplaat

Voor het eigenlijk ontwerp dienen een paar randvoorwaarden opgesteld te worden. Verder worden een aantal principes gedefinieerd die noodzakelijk zijn voor de verdere behandeling van het ontwerp. Lambert Aircraft Engineering verkiest om de vuurplaat (E: mount plate) zo weinig mogelijk aan te passen. Deze plaat bevat immers verstevigingen in bepaalde gevoelige zones. Om extra werk te besparen, wordt uitgegaan van de vuurplaat zoals deze werd ontworpen voor de oorspronkelijke M212. In een verder stadium zal blijken dat hieraan toch enige aanpassingen dienen te gebeuren om te voldoen aan de nieuwe ontwerpeisen. Figuur 4.2 toont een voorstelling van de vuurplaat. Men stelt vast dat er vier gaten voorzien zijn waaraan de motorophanging moet worden bevestigd. De posities van deze gaten kunnen niet worden gewijzigd waardoor hun coördinaten ondubbelzinnig vastliggen. Figuur 4.2: Vuurplaat

4.2.2

Co¨ ordinatensysteem

Om eenduidig alle krachten weer te geven, dient men over een coördinatenstelsel te beschikken dat in deze paragraaf wordt gedefinieerd.


4.2 Definities en ontwerpeisen

21

De assen en hun oriëntatie zijn als volgt: x-as volgens de langsas van het vliegtuig waarbij de positieve x-richting gelegen is van de propeller naar de staart toe y-as positief in de richting van de rechtervleugel van het vliegtuig z-as positief naar boven

Verder dient ook een oorsprong gekozen te worden, volgens conventie 1300 mm vóór de vuurplaat langs de centerlijn van het vliegtuig (x-coördinaat) en 1250 mm beneden de propelleras van de motor ter hoogte van de grond (z-coördinaat). Door het coördinatenstelsel op deze manier te kiezen, voorkomt men het probleem van positieve en negatieve x- en z-coördinaten waardoor momentenberekeningen in belangrijke mate vereenvoudigen. De y-coördinaten kunnen zowel positief als negatief zijn voor de rechterhelft en linkerhelft van het vliegtuig. De x-, y-, en z-coördinaten krijgen in de luchtvaart specifieke benamingen. De x-coördinaat wordt het Fuselage Station of F.S. genoemd. De y-coördinaat draagt twee mogelijke namen: Wing Station/W.S. of Butt Station/B.T. De z-coördinaat tenslotte wordt de Water Line of W.L. genoemd.

4.2.3

Motor Deltahawk DH200A4

De motor legt belangrijke ontwerpeisen op. “Deltahawk Diesel Engines” [2] is de producent van de gekozen 200 pk motor. Het motorblok is zorgvuldig ontworpen en de bevestigingspunten van de motor aan de ophanging zijn vastgelegd. Dit type motor zit echter nog niet in de productiefase. Na proeven, uitgevoerd door Deltahawk, werd vastgesteld dat de huidige configuratie van de gaten ontoereikend is om de optredende trillingen voldoende te dempen. De trillingen worden beter geFiguur 4.3: Deltahawk DH200A4 dempt wanneer de vier bouten gericht zijn naar het zwaartepunt van de motor [2]. Daarom wordt beslist om ter hoogte van de voorste twee bevestigingspunten een tussenstuk (E: bracket) te ontwerpen dat deze vereiste boutpositie garandeert. In de productieversie van de motor zullen de gaten voor de bouten worden aangepast zodat een tussenstuk overbodig wordt. De twee achterste punten bevatten een te complexe geometrie om deze hoekverandering ook daar te implementeren en blijven dan ook onveranderd. Het precieze ontwerp van dit tussenstuk wordt in paragraaf 4.3.2.1 besproken. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

4.3 Werkwijze

22

Tenslotte vereisen de berekeningen dat de volgende standaardgegevens over de motor gekend zijn: configuratie: 4 cilinders, tweetact, omgekeerde V-configuratie, watergekoeld vermogen: 200 pk bij 2700 rpm koppel: 520, 6 N m bij 2700 rpm gewicht: 170 kg, inclusief olie en accessoires, zonder propeller

Deze data worden ook vermeld in Bijlage A. De structuur van dit rapport werd door Lambert Aircraft Engineering ter beschikking gesteld. Het werd gecreëerd overeenkomstig het rapport van de huidige M212 versie. Het Bestuur der Luchtvaart eist dat het ontwerp van de motorophanging aan alle opgelegde normen voldoet.

4.3 4.3.1

Werkwijze Voorafgaande literatuurstudie

Om een motorophanging te ontwerpen, moeten eerst bestaande vliegtuigen worden bestudeerd en verschillende mogelijkheden worden afgewogen. 4.3.1.1

Bevestigingspunten

Bij de meeste motoren bevinden de bevestigingspunten zich in eenzelfde verticaal vlak aan de achterzijde van de motor. Zo is het veel eenvoudiger om deze te bevestigen aan de vuurplaat. Er bestaan zelfs voorgevormde ringsystemen (E: dynafocal ring) die integraal kunnen gebruikt worden als ophanging. Een voorbeeld van een dergelijk ringsysteem is afgebeeld in Figuur 4.4. De constructie is meteen duidelijk: de metalen ring bevat aan beide zijden een rubberen demper waaraan de motor met een bout wordt bevestigd. Vier bevestigingspunten zorgen voor een goede positionering en trillingsdemping van de motor. Bij de Deltahawk motor is dit echter geen optie aangezien de vier ophangingspunten niet in een verticaal maar wel in een bijna horizontaal vlak liggen. Het Figuur 4.4: Motorophanging via Dynafocal ring ontwerp van de ophanging is hierdoor veel complexer. De twee voorste punten bevinden zich verder van de De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

4.3 Werkwijze

23

vuurplaat en zijn moeilijker te bereiken wat heel goed te zien is in Figuur 7.10. Dit ontwerp moet zo eenvoudig mogelijk worden gehouden aangezien er nog verschillende componenten worden aan toegevoegd. 4.3.1.2

Schuinstelling motor

Naast de positie van de ophangingspunten moet ook rekening worden gehouden met de schuinstelling van de motor. De krukas van de motor ligt namelijk niet in lijn met de langsas van het vliegtuig maar helt onder een bepaalde hoek in de ruimte. Wanneer men zich in het vliegtuig bevindt en naar de motor kijkt, is deze 2° naar rechts en 1,5° naar beneden gericht. De precieze rotatiehoeken zijn uiteraard afhankelijk van het motortype. De schuinstelling is nodig door de rotatie van de schroef. Deze veroorzaakt verschillende effecten die de besturing van het vliegtuig be¨ınvloeden [13]. De schroefwind De schroef zorgt voor een trekkracht (E: thrust) door de lucht naar achter te versnellen. Door de rotatie van de schroef zal deze lucht niet enkel achterwaarts stromen maar eveneens een spiraalvormige beweging volgen. Vanuit de cockpit gezien roteert een schroef normaal in wijzerszin. De verFiguur 4.5: Invloed van de schroefwind snelde lucht zal dus een spiraalvormige beweging in wijzerszin rond de romp van het vliegtuig volgen zoals afgebeeld in Figuur 4.5. De lucht duwt vervolgens op het staartvlak waardoor de staart naar rechts beweegt. Zo krijgt men een gierbeweging van de neus naar links die moet gecompenseerd worden, ofwel in vlucht door de piloot, ofwel door een schuinstelling van de motor. Het motorkoppel Het motorkoppel doet de schroef in wijzerszin draaien en veroorzaakt zo een reactiekoppel dat de romp in tegengestelde richting doet rollen. In vlucht zal bij het verhogen van het motortoerental de romp de neiging krijgen in tegenwijzerszin te rollen. Figuur 4.6: Invloed van het motorkoppel

Gedurende de opstijgrol wordt de druk op het linkerwiel groter dan op het rechterwiel. De De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

4.3 Werkwijze

24

rolweerstand op het linkerwiel wordt hierdoor groter dan op het rechter waardoor het vliegtuig de neiging heeft naar links te gieren. Gyroscopische precessie Een belangrijke gyroscopische eigenschap bestaat erin dat een kracht die op een gyroscoop wordt uitgeoefend een beweging veroorzaakt alsof de kracht 90° verder werkt in de draaizin van de gyroscoop. Een schroef is analoog aan een gyroscoop. Als het vliegtuig daalt en de schroef naar beneden geduwd wordt, zal een Figuur 4.7: Invloed van de precessie kracht uitgeoefend worden bovenaan de schroef. Hierdoor ontstaat wegens de vermelde eigenschap een gierbeweging naar links. Asymmetrische verdeling van de trekkracht Bij lage vliegsnelheden beweegt de propeller niet volgens de as van het vliegtuig. Dit heeft als gevolg voor een schroef in wijzerszin (zie ook Figuur 4.8) dat: Het dalende rechterschroefblad een langere weg aflegt en dus een grotere snelheid heeft. Bovendien is de aanvalshoek groter. Het stijgende linkerschroefblad een kortere afstand aflegt en dus een kleinere snelheid heeft. Ook is de aanvalshoek kleiner.

De liftcoëfficiënt CL wordt gegeven door CL =

L 1 ρv 2 A 2

(4.1)

Deze formule oplossen naar de liftkracht L geeft 1 L = CL × ρv 2 A 2


(4.2)

4.3 Werkwijze

25

Figuur 4.8: Invloed van de asymmetrische trekkracht

Een grotere snelheid geeft duidelijk een grotere liftkracht wat de trekkracht doet toenemen. Om de invloed van de aanvalshoek te begrijpen, moet gekeken worden naar de grafiek van de liftcoëfficiënt in functie van de aanvalshoek. Uit Figuur 4.9 is duidelijk dat een stijgende aanvalshoek een stijgende liftcoëfficiënt geeft (geen stall). Dit geeft volgens Vgl. 4.2 een grotere liftkracht. Het is net deze die de asymmetrische verdeling veroorzaakt. De voorgaande invloeden kunnen grotendeels gecompenseerd worden door de motor lichtjes Figuur 4.9: Lift curve naar rechts en naar beneden te richten. De motor naar rechts richten, heft de gierbeweging naar links op zoals besproken bij de invloed van de schroefwind, het motorkoppel en de precessie. De motor neerwaarts richten zorgt ervoor dat de verschillen in aanvalshoek verkleinen bij de open neerwaarste zijde van de schroef zodat de gierbeweging naar links ook vermindert.

4.3.2

Ontwerp tussenstuk voor hoekverandering

4.3.2.1

Algemene bespreking

De exacte locaties van de bevestigingspunten, zowel aan de vuurplaat als aan de motor, zijn een bepalende factor alvorens het ontwerp aan te vatten. Zoals reeds aangehaald in paragraaf 4.2.3 voldoet het huidige ontwerp van de motor niet aan de eisen inzake trillingsdemping. De twee De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

4.3 Werkwijze

26

voorste bevestigingspunten aan de motor zijn niet gericht naar het zwaartepunt van de motor wat kan opgelost worden door een tussenstuk te ontwerpen dat deze hoekverandering realiseert. Afhankelijk van de definitieve vorm van dit tussenstuk worden de eigenlijke coördinaten van de ophangingspunten vastgelegd. Verschillende mogelijkheden en posities worden geprobeerd waarbij aandacht besteed wordt aan volgende belangrijke ontwerpparameters: beperkt gewicht eenvoudige productie en assemblage statisch volledig bepaald geometrische beperkingen

Indien het tussenstuk uit één stuk vervaardigd is, moet het vier gaten bevatten. Twee dienen voor de verbinding met de motor terwijl de twee andere gericht zijn naar het zwaartepunt. Door de laatste twee dichter bij de vuurplaat te brengen, kan het gewicht van de motorophanging verlaagd worden. Dit kan door het tussenstuk te bevestigen aan de achterzijde van de reeds aanwezige bevestigingspunten. Anderzijds beperkt de voorzijde van de alternator de bevestigingsmogelijkheden. Verschillende vormen worden uitgedacht en ontworpen.


4.3 Werkwijze

(a) Poging 1: algemeen

27

(b) Poging 1: detail

Figuur 4.10: Mogelijkheid 1 om de hoekverandering te verwezenlijken





4.3 Werkwijze


28







4.3 Werkwijze

29

Elk van deze vier mogelijkheden heeft zijn eigen voor- en nadelen, rekening houdend met de aangehaalde ontwerpparameters. Het stuk weergegeven in Figuur 4.10 is zeer eenvoudig te produceren en te assembleren maar vrij zwaar en behoorlijk hoog wat het ongeschikt maakt. Het tussenstuk uit Figuur 4.11 is veel compacter dan het voorgaande. Het is echter vrij complex en moeilijk te produceren maar qua grootte en gewicht zou dit zeker voldoen. Een derde ontwerp is weergegeven in Figuur 4.12, een zeer eenvoudig en licht ontwerp. Door de sterkteproblemen op de grens tussen beide vlakken is dit echter niet geschikt. Figuur 4.13 toont een laatste mogelijkheid. Dit is de voorloper van het finale ontwerp. Deze vorm is vrij eenvoudig te produceren, aangezien hij opgebouwd is uit eenvoudige vlakken. Toch is dit ontwerp nog vrij zwaar en heeft het een extra nadeel: het is niet statisch bepaald. De motorblok zelf bevat aan de voorzijde slechts twee boutholtes. Indien het systeem dat de hoekverandering veroorzaakt uit twee delen bestaat, moeten extra gaten worden voorzien.

Daarom wordt overgestapt op een gelijkaardig systeem maar bestaande uit één geheel. De vier besproken gevallen zijn allemaal opgebouwd uit solide staalblokken. Deze zijn echter nog steeds te zwaar om in de vliegtuigindustrie gebruikt te worden. Vandaar lijkt het logisch om over te stappen op een type uit plaatstaal vervaardigd. Hieruit kan men zeer gemakkelijk complexe vormen produceren met eenvoudige zaag- en plooitechnieken. Gecombineerd met de ideeën uit de vier voorgaande gevallen wordt het uiteindelijke resultaat verkregen, weergegeven in Figuur 4.14.

(a) Finaal ontwerp: algemeen

(b) Finaal ontwerp: detail

Figuur 4.14: Finaal ontwerp van het tussenstuk om de hoekverandering te verwezenlijken


4.3 Werkwijze

30

Alle vooropgestelde eisen zijn voldaan. Het ontwerp is eenvoudig zowel op vlak van constructie als productie. Het is zeer compact waardoor zijn gewicht wordt beperkt. Door de beide bevestigingsgaten met de motor is het ontwerp ook volledig statisch bepaald terwijl de afmetingen binnen de motorgrenzen blijven liggen. Het materiaal waaruit het tussenstuk geproduceerd wordt, is chroom-molybdeen staal, AISI 4130, identiek aan dat van de motorophanging zelf. Uit dit ontwerp en de maten van het tussenstuk kunnen nu de coördinaten van de vier bevestigingspunten ter hoogte van de motor worden berekend. Hiervoor wordt Solidworks® gebruikt. Dit pakket geeft de coördinaten perfect weer bij goede positionering van het tussenstuk. Alle nodige gegevens om de berekeningen te starten, zijn nu gekend. Tabel 4.1 geeft een lijst weer van de gebruikte knoopcoördinaten van de bevestiging zowel aan de vuurplaat als aan de motor. Deze ter hoogte van de vuurplaat worden in tegenwijzerszin doorlopen, linksboven beginnend, terwijl deze aan de motor in wijzerszin worden doorlopen, linksachter beginnend. Voor een betere weergave wordt verwezen naar Figuur A.10 in Bijlage A waarop de nummers van de knopen expliciet vermeld staan. Tabel 4.1: Absolute coördinaten van de bevestigingspunten

4.3.2.2

Vuurplaatzijde Knoop 1 Knoop 2 Knoop 3 Knoop 4 Knoop 16 Knoop 17

x (mm) 1295 1285 1295 1285 1290 1290

y (mm) 460 330 -460 -330 100 -100

z (mm) 1270 765 1270 765 1190 1190

Motorzijde Knoop 8 Knoop 11 Knoop 9 Knoop 5

x (mm) 916,65 902,85 602,22 609,9

y (mm) 174,58 -209,79 -116,37 103,37

z (mm) 1316,82 1317,01 1436,75 1436,75

Sterkteberekening

Een bijkomend facet aan het ontwerp van dit tussenstuk is de sterkteberekening. Hierbij moet nagegaan worden of het plaatstaal de motorkrachten moeiteloos op de ophanging kan overdragen. Het materiaal werd reeds gekozen: AISI 4130 chroom-molybdeen staal met een plaatdikte van 4, 7625 mm. Voor de eigenschappen van dit staal wordt verwezen naar paragraaf 4.1. Als eindige-elementen pakket wordt gekozen voor Abaqus® , veelgebruikt in de academische wereld en in de industrie.


4.3 Werkwijze

31

Figuur 4.15: Abaqus

® model voor tussenstuk

Eerst en vooral moeten de randvoorwaarden worden opgelegd. De beide boutverbindingen met de motor worden verondersteld volledig ingeklemd te zijn. Een bijkomende randvoorwaarde bestaat erin dat het vlak tegen de motor niet kan bewegen ten opzichte van de x-as. Dit vlak steunt namelijk tegen de motor en kan zich in die richting dan ook niet verplaatsen. Het gebruikte model is getoond in Figuur 4.15. De motorbelastingen worden gedefinieerd in paragraaf 4.3.3.2 en zijn weergegeven in Tabel A.14 van Bijlage A. Het is duidelijk dat enkel moet worden gekeken naar de krachten inwerkend op knopen 9 en 5 aangezien deze via het tussenstuk worden bevestigd aan de motor. Verder blijkt uit deze tabel dat belastingsgeval 7 voor de grootste spanningen zal zorgen. Belastingsgeval 5 wordt voor de volledigheid ook gecontroleerd. Belastingsgeval 7: engine under positive gust load De inwerkende krachten voor dit belastingsgeval zijn weergegeven in Tabel 4.2. Lettend op de gelijkheid van actie en reactie komt men tot de vaststelling dat de optredende krachten op het teken na dezelfde zijn als deze voor het tussenstuk. Tabel 4.2: Inwerkende krachten voor belastingsgeval 7

Fx Knoop 5 9

193 191

Fy Fz (N) -3 4010 -13 4004

Met deze noodzakelijke gegevens en de reeds onderstelde randvoorwaarden is het nu mogelijk de simulatie uit te voeren waarbij de volgende resultaten worden verkregen. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

4.3 Werkwijze

32

Figuur 4.16: Belastingsgeval 7: resultaat

Logischerwijze treden de grootste spanningen op ter hoogte van de plooi. De maximale Von Mises spanning bedraagt er 488 M P a, wat boven de vloeigrens gelegen is. Vermits bij de bepaling van de optredende krachten reeds een veiligheidsfactor van 1,5 in rekening werd gebracht (zie Vgl. 4.3), kan men stellen dat er in de realiteit een nauwe marge is. Indien echter toch zou blijken dat de sterkte onvoldoende is, kan een aanpassing gebeuren die in de volgende paragrafen besproken wordt. Belastingsgeval 5: f light condition point A Ook dit belastingsgeval wordt onderzocht. De optredende krachten zijn te zien in Tabel 4.3. Tabel 4.3: Inwerkende krachten voor belastingsgeval 5

Fx Knoop 5 9

269 874

Fy Fz (N) 455 3711 481 475

Berekening met Abaqus® geeft de spanningsverdeling uit Figuur 4.17 waarbij de grootste spanningen opnieuw gelegen zijn in de plooi. De maximale Von Mises spanning ligt nu rond 400 M P a wat lager is dan voorgaand geval. De initiële onderstelling dat belastingsgeval 7 voor de grootste spanningsverdeling zorgt, is dus correct.


4.3 Werkwijze

33

Figuur 4.17: Belastingsgeval 5: resultaat

Aanpassing bij onvoldoende sterkte Voorgaande berekeningen tonen aan dat de grens van plasticiteit net niet wordt overschreden, een algemene trend in elk hedendaags ontwerp. De gewichtsbeperkingen zorgen ervoor dat steeds smallere veiligheidsintervallen aangenomen worden. Aangezien het hier een simulatie betreft, kunnen de werkelijke spanningen verschillen van de berekende waarden waardoor eventuele plastische vervormingen en tegelijkertijd ook rekversteviging kunnen optreden. Indien toch zou blijken dat het tussenstuk in realiteit onvoldoende sterk is en te extreme vervormingen ondergaat, kan men die versterken met hoekprofielen. Aan elke lip worden twee profielen gelast om deze voldoende steun in buiging te bieden. Dit is weergegeven in Figuur 4.18. Om een idee te krijgen van de spanningsverdeling in deze configuratie wordt een simulatie uitgevoerd met Abaqus® . Alle voorgaande onderstellingen blijven van kracht. Er wordt dus geen rekening gehouden met de invloed van de lasverbinFiguur 4.18: Tussenstuk met hoekprofielen dingen ter hoogte van de hoekprofielen alhoewel deze een invloed zullen hebben op de spanningsverdeling. Het resultaat is afgebeeld in Figuur 4.19 voor belastingsgeval 7.


4.3 Werkwijze

34

Figuur 4.19: Belastingsgeval 7: resultaat voor tussenstuk met hoekproefielen

4.3.3

Optredende krachten

De bevestigingspunten van de ophanging aan de vuurplaat en de motor zijn gekend. Nu kan men aanvangen met de bepaling van de optredende krachten die op hun beurt worden gebruikt bij de uiteindelijke sterkteberekening. De inwerkende krachten op de motorophanging zijn afhankelijk van twee factoren: 1. neuswielbelastingen 2. motorbelastingen De wijze waarop deze krachten bepaald worden en welke veiligheidsfactoren moeten worden gebruikt, zijn beschreven in de Joint Aviation Regulations for Very Light Airplanes [14]. Bijlage B bevat enkele pagina’s uit deze norm voor de bepaling van de neuswielbelastingen. Omdat het zinloos is om alle gebruikte normen als bijlage in te brengen worden enkel deze als voorbeeld weergegeven. Om aan de wetgevingen van het Bestuur der Luchtvaart te voldoen, moet de motorophanging van dit type vliegtuig aan negen belastingsgevallen kunnen weerstaan. Er zijn vier neuswielbelastingen, vier motorbelastingen en één geval waarbij beide gecombineerd worden. Elk van deze gevallen wordt besproken in Bijlage A, waar ook de gedetailleerde berekeningen terug te vinden zijn. 4.3.3.1

Neuswielbelastingen

Bij de bepaling van de neuswielbelastingen dient men rekening te houden met de positie van het zwaartepunt bij bepaalde configuraties. Het is eenvoudig aan te tonen dat het neuswiel van De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

4.3 Werkwijze

35

een vliegtuig het zwaarste belast wordt wanneer het zwaartepunt zo ver mogelijk voorwaarts ligt bij een zo hoog mogelijk maximum gewicht. Het maximale toegelaten opstijggewicht (E: maximum take-off weight) werd vastgelegd op 1150 kg. Het vliegtuig in volledige configuratie mag deze waarde niet overschrijden. Wanneer men de CG enveloppe bekijkt die het verband weergeeft tussen toegelaten gewicht en positie van het zwaartepunt (zie Figuur 3.2), stelt men vast dat de combinatie van 1150 kg en het meest voorwaarts gelegen zwaartepunt niet haalbaar is. Een meer realistische waarde van het maximale gewicht bij een zwaartepunt dat vooraan ligt, is 950 kg. Voor een meer wiskundige bepaling van dit gewicht wordt verwezen naar Tabel 3.4 uit Hoofdstuk 3. Zoals te verwachten blijkt uit paragraaf A.1.1 van Bijlage A dat de belasting op het neuswiel groter is bij een lager gewicht dan bij het maximale toegelaten gewicht van een meer achterwaarts gelegen zwaartepunt. De ophanging moet voldoen aan vier belastingsgevallen afkomstig van het neuswiel. De gebruikte formules voor de bepaling van de maximale statische belasting op het neuswiel worden weergegeven in Bijlage B, pag. 179. De overige pagina’s van deze bijlage bevatten de te volgen werkwijze en de nodige parameters. Het betreft hier de norm inzake grondbelastingen, bijgevolg worden de twee andere wielen in rekening gebracht. Aangezien deze verder niets met de motorophanging te maken hebben, worden ze hier niet behandeld. In Bijlage A is een duidelijk onderscheid gemaakt tussen een limit load en een ultimate load. De limit load is de berekende belasting, met name de belasting waarvan men denkt dat deze zal optreden. De ultimate load daarentegen is de limit load vermenigvuldigd met een veiligheidsfactor 1,5. Deze veiligheidsfactor is nodig om aan eventuele piekbelastingen te kunnen voldoen. Limit Load × 1, 5 = U ltimate Load (4.3) Vervolgens worden de verschillende belastingsgevallen kort besproken. Belastingsgeval 1: ground impact Dit is de veronderstelde normale belasting die optreedt op het neuswiel bij een landing van het vliegtuig. Het neuswiel wordt naar boven en naar achter geduwd. Belastingsgeval 2: af t load on nosewheel Dit is een achterwaartse belasting van het neuswiel. Men veronderstelt dat het neuswiel bij contact met de grond naar achter wordt geduwd. Belastingsgeval 3: f orward load on nosewheel Dit is een voorwaartse belasting van het neuswiel. Hier gaat men ervan uit dat het neuswiel naar voor wordt geduwd bij contact. Belastingsgeval 4: side load on nosewheel Dit is een zijdelingse belasting van het neuswiel. Door een eventuele schuine landing of verkeerd De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

4.3 Werkwijze

36

contact met de grond kan het neuswiel zijwaarts worden geduwd wat uiteraard ook in rekening moet worden gebracht. 4.3.3.2

Motorbelastingen

Om de motorbelastingen te bepalen, moeten een aantal kenmerken van de motor gekend zijn. De meeste van de hierna opgenoemde gegevens werden verkregen via Deltahawk. Het gewicht van de motor bedraagt 148 kg. Telt men hierbij zowel de olie als de extra componenten (waterkoeler, interkoeler, oliekoeler, leidingen...) en de propeller, dan bekomt men een totaal van ±190 kg. De trekkracht kan bepaald worden uit de formule voor het vermogen rekening houdend met de propellerefficiëntie. De kracht bedraagt 2085, 3 N . Het koppel bedraagt 520, 6 N m.

De verschillende belastingen steunen uiteraard op deze drie waarden en grijpen aan in het zwaartepunt van de motor. Belastingsgeval 5: f light condition point A Dit is het geval waarbij de motor onderworpen wordt aan zijn maximaal vermogen. De trekkracht wordt maximaal en de grootste krachten treden op. Een vliegtuig kan onderhevig zijn aan grotere krachten dan de zwaartekracht alleen. Bij een duikvlucht of een scherpe bocht ondervindt het een schijnbaar grotere zwaartekracht. Om dit effect in rekening te brengen, wordt het gewicht vermenigvuldigd met een factor 3,8 keer de valversnelling (3,8 g). Naast de zwaartekrachtsterm moet hierbij zeker ook de trekkracht en het motorkoppel als inwerkende belasting in rekening worden gebracht. Het koppel wordt, zoals de norm het vereist, met een factor twee vermenigvuldigd terwijl de trekkracht onveranderd blijft. Belastingsgeval 6: engine side load Hierbij ondergaat de motor een zijdelingse belasting equivalent aan 1,47 keer het motorgewicht. De zwaartekracht, het koppel en de trekkracht brengt men hier niet in rekening. Dit geval is een vereenvoudigde voorstelling van een mogelijk rolmanoeuvre. Belastingsgeval 7: engine under positive gust load Deze belasting veroorzaakt een stijging in het effect van de zwaartekracht, bijvoorbeeld door een plotse windvlaag. Er wordt gerekend met een maximale belasting tot 5 g. De overige externe krachten worden niet in rekening gebracht.


4.3 Werkwijze

37

Belastingsgeval 8: engine under negative gust load Dit is dezelfde belasting als in het voorgaande geval maar ze werkt in de tegengestelde richting en ondervindt ook geen hogere waarden dan 3 g. Ook hier wordt met de overige krachten geen rekening gehouden zoals de norm het voorschrijft. Naast deze acht gevallen is er nog een laatste belastingsgeval waarbij twee belastingen gecombineerd worden. Belastingsgeval 9: combined load Hier wordt de combinatie gemaakt van de motor bij zijn volle vermogen en het landen van het vliegtuig. Dit komt neer op het combineren van de belastingsgevallen 5 en 1 (zie hierboven). Overige combinaties van belastingsgevallen worden niet berekend aangezien de belasting ofwel kleiner is (geval 2), ofwel omdat het alleenstaande gevallen zijn die niet te combineren zijn met motorbelastingen (geval 3 en 4).

4.3.4

Herrekenen van de uitwendige krachten naar de ophanging

Nu alle belastingen gedefinieerd zijn, is het nodig deze te verplaatsen naar de contactpunten van de ophanging. Alle motorbelastingen grijpen immers aan in het zwaartepunt van de motor terwijl de neuswielbelastingen aangrijpen in het contactpunt met de grond. Om een eindigeelementen simulatie te kunnen uitvoeren, moeten deze worden verplaatst en herberekend naar de aangrijpingspunten van de ophanging. Deze geven de motorkrachten door aan de ophanging en zodoende aan de volledige vliegtuigstructuur. 4.3.4.1

Neuswielbelastingen In Figuur 4.20 is een afbeelding van de huidige configuratie van het neuswiel te zien. Deze bestaat uit een samenbouw van een aantal in elkaar schuivende cilinders. De buitenste cilinder wordt bevestigd aan de motorophanging via twee ringen die dichtgeklemd kunnen worden (E: snap ring). Voor de eenvoud is het middelpunt van deze ringen te beschouwen als de knooppunten waar de neuswielbelastingen aangrijpen. De coördinaten zijn de volgende Knoop 14: x = 1145 mm y = 0 mm z = 970 mm Knoop 15: x = 1070 mm y = 0 mm z = 675 mm Het contactpunt met de grond is x = 900 mm y = 0 mm z = 0 mm

Figuur 4.20: Neuswielconfiguratie


4.3 Werkwijze

38

Hoe kan de kracht ter hoogte van het contactpunt worden verplaatst naar beide opgesomde knopen? Een kunstgreep is vereist om dit probleem aan te pakken: een nieuw coördinatenstelsel wordt ingevoerd volgens de as van het neuswiel (zie Figuur A.2). De krachten in dit nieuwe assenstelsel worden berekend door gebruik te maken van enkele veronderstellingen: 1. de axiale component wordt verdeeld over de beide knopen met een factor 23 wat conservatiever is dan de kracht evenredig te verdelen over knopen 14 en 15 (zie Figuur 4.23) 2. de normale component wordt bepaald uit het statische evenwicht van het neuswiel Tenslotte worden deze krachten omgerekend naar het oorspronkelijke coördinatenstelsel en ingevoerd in het eindige-elementen pakket. Deze methode wordt eveneens aangewend voor de drie overige belastingsgevallen. De resultaten zijn weergegeven in Tabel A.5. 4.3.4.2

Motorbelastingen

De aangrijpende krachten in het zwaartepunt dienen eveneens verplaatst en herrekend te worden naar de vier bevestigingspunten van de motor. De coördinaten van deze punten werden reeds weergegeven in Tabel 4.1. Het betreft hier knopen 8; 11; 9; 5. Het zwaartepunt van de motor ligt ongeveer in het midden, meer bepaald ter hoogte van de volgende coördinaten x = 732, 37 mm y = −10, 91 mm z = 1181, 03 mm De krachten worden zowel manueel (via Maple® ) als via eindige-elementen software berekend. De handmatige berekening steunt op verschillende veronderstellingen en vereenvoudigingen die voor elk belastingsgeval hierna besproken worden. Belastingsgeval 5: f light condition point A Dit belastingsgeval bestaat uit drie delen: 1. motorgewicht 2. trekkracht van de motor 3. motorkoppel Via het superpositiebeginsel telt men uiteindelijk alle krachten op om het volledige belastingsgeval te verkrijgen. Bij de berekening, met als uitwendige kracht het gewicht, wordt verondersteld dat de reactiekracht ter hoogte van de ophanging volgens de z-as ligt. Krachten volgens de x- en y-as worden hierbij verwaarloosd. Verder wordt ook het asymmetrische verschijnsel, veroorzaakt door de schuinstelling van de motor, verwaarloosd. De componenten aan de linkerzijde van de ophanging zijn identiek als deze aan de rechterzijde. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

4.3 Werkwijze

39

Wanneer men de reactiekrachten, veroorzaakt door de trekkracht, bepaalt moet deze berekening opnieuw worden vereenvoudigd tot twee subgevallen (superpositie). In het eerste subgeval verplaatst men de component naar het middelpunt tussen beide ophangingspunten en wordt verondersteld dat deze kracht evenredig verdeeld wordt over beide punten. Het verkregen moment wordt hier verwaarloosd wat in het tweede subgeval gecorrigeerd wordt. Tenslotte moet ook het moment worden in rekening gebracht. Het is quasi onmogelijk om dit probleem analytisch op te lossen. Vandaar moet een grove benadering ingevoerd worden waarbij de vier bevestigingspunten verplaatst worden naar hetzelfde verticale vlak als het zwaartepunt van de motor. Het geheel wordt beschouwd als een boutgroep met vier bouten en een kracht aangrijpend in het zwaartepunt [15]. Tabel A.8 geeft hiervan de berekening weer. Belastingsgeval 6: engine side load Ook dit geval is analytisch niet oplosbaar waardoor de methode, beschreven in voorgaande paragraaf, ook hier wordt toegepast. De resultaten worden weergegeven in Tabel A.10. Belastingsgeval 7: engine under positive gust load Dit belastingsgeval wordt behandeld zoals het eerste deel van belastingsgeval 5. De asymmetrie en de reactiecomponenten volgens de x- en y-richting worden verwaarloosd. Belastingsgeval 8: engine under negative gust load Dit belastingsgeval wordt behandeld zoals het eerste deel van belastingsgeval 5. De asymmetrie en de reactiecomponenten volgens de x- en y-richting worden verwaarloosd. Belastingsgeval 9: combined load Dit is een combinatie van belastingsgevallen 1 en 5 (zie respectievelijke paragraaf).

4.3.5

Eindige-elementen analyse: Cadre Lite

®

In voorgaande paragrafen werden alle gegevens berekend om de nodige eindige-elementen analyses uit te voeren. Uiteraard moet eerst een pakket worden gekozen om de simulaties te verrichten. Het pakket Cadre Lite® bleek hiertoe de ideale oplossing. Lambert Aircraft Engineering gebruikt dit pakket voor de volledige berekening van de vliegtuigstructuur en heeft hiermee reeds enige ervaring. Verder is het zo dat dit pakket gratis te downloaden is [16]. Er moet wel worden nagegaan of het correcte veronderstellingen en berekeningen maakt, aangezien de berekeningsmethode van dit en soortgelijke programma’s niet gekend is. Een van de basisonderstellingen bij het berekenen van vakwerken is het feit dat momenten niet kunnen overgedragen worden van één knoop naar een andere. Er kunnen dus enkel axiale krachten werken in een theoretisch vakwerk [17]. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

4.3 Werkwijze

40

Aangezien de motorophanging bestaat uit een aantal aan elkaar gelaste buizen lijkt het evident dat men deze moet modelleren als een raamwerk en niet als een vakwerk. Hierbij kunnen namelijk wel momenten doorgegeven worden. Om na te gaan of dit onderscheid wel degelijk kan worden gemaakt bij Cadre Lite® wordt een eenvoudig ingeklemde staaf ondersteld waarbij aan het vrije uiteinde een kracht wordt aangebracht. Een eenvoudige volle staaf wordt gemodelleerd, lengte 100 mm, diameter 20 mm en opgebouwd uit een zevental knopen. De linkerzijde (knoop 1) van deze staaf wordt volledig ingeklemd verondersteld en de rechterzijde (knoop 7) wordt belast met een dwarskracht van 100 N . Indien er nu geen momenten overgedragen worden, zou dit een statisch onbepaald probleem zijn. De doorbuiging van de staaf wordt voorgesteld in Figuur 4.21.

Figuur 4.21: Doorbuiging controleberekening Cadre Lite

®

Corresponderende numerieke waarden voor de doorbuiging zijn weergegeven in Tabel 4.4. Tabel 4.4: Controle van Cadre Lite

Knoop 1 2 3 4 5 6 7

®

Doorbuiging van de knopen x (mm) y (mm) z (mm) 0 0,000000 0 0 -0,001132 0 0 -0,004204 0 0 -0,006316 0 0 -0,008731 0 0 -0,014228 0 0 -0,020210 0

Vergelijkt men de waarde van de maximale uitwijking met de theoretische formule voor de doorbuiging van een eenzijdig ingeklemde balk, dan vindt men δ=

P L3 P L3 = 4 3EI 3 E π 4a

(4.4)

N waarin P = 100 N, L = 100 mm, E = 210000 mm 2 , a = 10 mm.

Dit geeft het volgende resultaat δ=

−100 N 1003 mm3 = −0, 02021 mm N π 104 mm4 3 210000 mm 2 4


(4.5)

4.3 Werkwijze

41

De berekende doorbuiging is dezelfde als deze gegeven in Cadre Lite® waaruit men kan concluderen dat de staven ook inwendige momenten doorgeven. Men kan deze optie zelfs instellen. Bij de keuze van het type staaf kan men kiezen tussen standard beam en pinned beam. De eerstgenoemde staaf kan zowel krachten als momenten doorgeven (raamwerk). De laatstgenoemde staaf geeft enkel axiale krachten door maar geen momenten (vakwerk). De conclusie van deze studie is dat het Cadre Lite® pakket voldoet aan de eisen om een raamwerk uit te rekenen. Zowel krachten als momenten kunnen doorgegeven worden wat reeds een complexere situatie is dan de analytische benadering van de theorie der driehoeksvakwerken. De berekeningen in Bijlage A zijn uitgevoerd met het pinned beam-type. Toch zal in een nauwkeurige berekening later in dit hoofdstuk eveneens met het standard beam-type worden gerekend. Alvorens de complete constructie te analyseren, biedt dit pakket een ideale gelegenheid om de bekomen resultaten van de verplaatste reactiekrachten ter hoogte van de motor te controleren. 4.3.5.1

Controle van de berekening van de reactiekrachten

De motor is een star voorwerp. Aangezien Cadre Lite® enkel met raam- of vakwerken kan rekenen, dient opnieuw een kunstgreep toegepast te worden. Men beschouwt de vier ophangingspunten van de motor en het zwaartepunt. Door deze vijf knopen onderling met staven te verbinden, krijgt men een star geheel. In de zwaartepunts- Figuur 4.22: Controle motorreactiekrachten knoop kan dan om het even welke belasting via Cadre Lite® aangebracht worden waaruit de reactiekrachten berekend worden. Er rest enkel nog randvoorwaarden op te leggen ter hoogte van bepaalde knopen. De vier bevestigingspunten van de motor zijn in werkelijkheid geklemd tussen twee rubberen ringen die het systeem dienen te dempen. Dit rubber wordt gemodelleerd als veren. Op deze manier zijn de vier contactpunten met de ophanging opgelegd in veren. Voor de stijfheid van deze veren wordt 1 000 N/m gekozen. De materiaaleigenschappen en de geometrie van de staven geven: E (elasticiteitsmodulus): 210 000 M P a G (glijdingsmodulus): 81 000 M P a D (buitendiameter): 20 mm d (binnendiameter): 14 mm t (dikte):

(D−d) 2

= 3 mm


4.3 Werkwijze

42

In Tabel A.14 van Bijlage A staan de resultaten van deze berekening weergegeven. Men stelt vast dat in belastingsgeval 5 (subgeval A: motorgewicht en subgeval B: trekkracht van de motor), 7 en 8 de resultaten bijzonder goed overeenkomen. De gemaakte veronderstellingen over de symmetrie en over het verwaarlozen van de x- en y-componenten blijken zeer goed te kloppen. De voornaamste oorzaak van toch licht afwijkende waarden is het niet in rekening brengen van de asymmetrie. In belastingsgeval 5 (subgeval C: motorkoppel) en 6 komen de berekende krachten niet zo goed overeen. Dit is te wijten aan de sterk doorgevoerde vereenvoudiging. Door de vier bevestigingspunten in één verticaal vlak te leggen, bevindt men zich veraf van de werkelijke situatie wat de bekomen resultaten be¨ınvloedt. Na deze controle, wat tevens een indicatie van de correctheid van het programma weergeeft, kan met de volledige berekening van de motorophanging gestart worden. 4.3.5.2

Berekening van de motorophanging

Men beschikt nu over alle nodige elementen om de eindige-elementen berekening uit te voeren. De randvoorwaarden zijn gedefinieerd en de aangebrachte belastingen zijn gekend. Er resten enkel nog de ontwerpeisen vast te leggen: 1. de spanningen moeten voldoende beneden de treksterkte liggen 2. de spanningen moeten voldoende beneden de druksterkte liggen 3. de spanningen moeten voldoende beneden de kniksterkte liggen 4. het ontwerp gebeurt volledig statisch (dus zonder rekening te houden met dynamische belastingen) Cadre Lite® is ontworpen om raam- en vakwerken te berekenen. Vandaar is het niet in staat spanningen weer te geven zoals Abaqus® . De resultaten die het programma genereert, zijn verplaatsingen, reactiekrachten en -momenten, inwendige krachten en momenten ter hoogte van elke knoop en axiale belastingen in elk element. Bij deze axiale belastingen wordt ook een waarde voor de knikweerstand weergegeven die de maximale kracht weergeeft opdat geen knik zou optreden in de desbetreffende buis [18]. Voorgaande ontwerpcriteria zijn het startpunt van het ontwerp. Hier begint het eigenlijke optimalisatieproces. Er worden keuzes gemaakt inzake coördinaten, mogelijke buislengtes en buisdiameters. Men moet rekening houden met een aantal belangrijke facetten die nog niet ter sprake zijn gekomen. Het neuswiel moet aan de motorophanging worden bevestigd op dezelfde manier als het huidige model. De motorophanging moet uiteraard zo licht en zo stijf mogelijk zijn.


4.4 Resultaat

43

Er moet plaats voorzien worden voor de interkoeler, de radiator, de oliekoeler en andere componenten die in het verdere ontwerp aan bod komen. Deze worden in Hoofdstuk 7 behandeld.

Bovengenoemde elementen zijn, samen met de sterktevereisten, de belangrijkste ontwerpparameters. Er zijn nog talloze andere parameters waarmee rekening wordt gehouden bij het tot stand komen van de vormgeving. Deze allemaal bespreken valt buiten het kader van dit werk. In Figuur 4.23 is het resultaat te zien van maanden trial and error. Talloze aanpassingen en verbeteringen werden doorgevoerd om de motorophanging in haar huidige vorm te realiseren. Zowel de ophangingspunten aan de motor als de bevestigingen aan de vuurplaat en de positie van het neuswiel zijn weergegeven. De verschillende kleuren geven verschillende buisdiameters en diktes weer.

Figuur 4.23: Motorophanging

4.4

Resultaat

De manier waarop Cadre Lite® het voorgestelde raam- of vakwerk berekent en de resultaten die daaruit voortvloeien, worden hier weergegeven en besproken. Belastingsgeval 9 zal hier volledig doorgerekend worden. De overige acht gevallen worden besproken in Bijlage A, Tabel A.2.3 en De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

4.4 Resultaat

44

volgende. Bij de bespreking van de resultaten moet onderscheid gemaakt worden tussen twee berekeningswijzen: raamwerk en vakwerk. Vermits in Bijlage A veiligheidsfactoren worden bepaald, uitgaande van enkel axiale krachten, is het praktisch om de volledige structuur als vakwerk te veronderstellen in dit rapport. De berekeningen uit paragrafen 4.4.3.1 en 4.4.3.3 kunnen zo eenvoudig worden uitgelegd. In werkelijkheid daarentegen leunt de motorophanging meer aan bij een raamwerk omwille van de gelaste verbindingen tussen de elementen die overdracht van momenten wel toelaten. Dit bemoeilijkt de berekeningen enigszins zoals zal blijken uit paragrafen 4.4.3.2 en 4.4.3.4. Het model aanpassen van vakwerk naar raamwerk gebeurt vrij eenvoudig. De randknopen worden inklemmingen in plaats van scharnieren en alle elementen worden standard beams terwijl de overige instellingen identiek blijven. Om dit werk niet te overladen worden geen resultaten van de raamwerkberekening weergegeven. In paragrafen 4.4.3.2 en 4.4.3.4 worden de nodige resultaten uit Cadre Lite® in tabelvorm weergegeven zoals de reactiekrachten en -momenten ter hoogte van de vuurplaat (zie Tabel 4.10) en de bepaling van de Von Mises spanningen in Tabellen 4.5 en 4.6.

4.4.1

Input Cadre Lite

®

Eerst en vooral moet de geometrie worden ingegeven. Hiervoor wordt gebruik gemaakt van een eenvoudig tekstbestand waarin alle coördinaten van de knopen ingegeven worden volgens het absolute coördinatenstelsel. Voor de waarden zelf wordt verwezen naar Tabel A.17. In dit tekstbestand wordt ook ingegeven welke knopen met elkaar dienen verbonden te worden tot elementen. Men leest dit tekstbestand in Cadre Lite® in om de volledige structuur te verkrijgen. Het is niet mogelijk om 3D stukken in te voeren zoals de bevestigingsringen voor de motor of de bevestiging van de ophanging aan het neuswiel. Verder worden ook de korte buisjes aan de vuurplaat in de berekening verwaarloosd. Dit is mogelijk aangezien knoop 1 en 3 slechts 5 mm vóór de vuurplaat zitten, knopen 2 en 4 zich op 15 mm van de vuurplaat bevinden en knopen 16 en 17 geplaatst zijn op 10 mm. Voor de sterkteberekening van deze korte stukjes buis wordt verwezen naar paragraaf 4.4.3.3. Als laatste moet worden vermeld dat de optredende eigenspanningen door het lassen van de constructie niet in rekening worden gebracht. Vervolgens worden de knopen 1; 2; 3; 4; 16; 17 als inklemmingen ondersteld. Naargelang het belastingsgeval moet ook de correcte belasting worden ingegeven. Ten slotte moet ook voor elke buis de geometrie worden ingegeven (dikte, diameter, E, G). Nadien kan men het programma de nodige berekeningen laten doen. In Figuur A.10 is een weergave te zien van het raamwerk zoals het in Cadre Lite® wordt weergegeven. Hierin zijn een aantal elementen te zien die geen deel uitmaken van de ophanging zelf maar die wel noodzakelijk zijn om de berekening correct uit te voeren. De motor wordt zoals in paragraaf 4.3.5.1 opnieuw voorgesteld als een star buizenstelsel. Het neuswiel wordt eveneens voorgesteld door een cilinder. Deze elementen zorgen ervoor dat de verplaatsingen realistische waarden aannemen, grootte-orde 2 à 3 mm. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

4.4 Resultaat

4.4.2

®

45

Output Cadre Lite

De resultaten van Cadre Lite® zijn de volgende: 1. verplaatsingen van de knopen in x, y en z 2. interne belastingen ter hoogte van elke knoop 3. reactiekrachten van de knopen met randvoorwaarden 4. axiale belastingen voor elk element Voor elk element wordt een lokaal assenstelsel aangenomen. De resultaten van Cadre Lite® zijn in dit lokaal assenstelsel weergegeven. De x-as ligt volgens de centerlijn van de buis en is gericht van begin- naar eindknoop. Het xyvlak wordt gevormd door de x-as en een derde willekeurig punt in de ruimte. Dit punt heeft de volgende coördinaten x = 10000 mm y = 10000 mm z = 10000 mm Figuur 4.24: Lokaal coördinatenstelsel Cadre Lite® De z-as staat loodrecht op dit vlak en gaat door de beginknoop van de buis. Hiervan is een schema getoond in Figuur 4.24. In Tabel A.15 zijn voor elk belastingsgeval de axiale belastingen weergegeven per element. In Tabel A.19 zijn voor elk van de zes randknopen (1; 2; 3; 4; 16; 17) en elk belastingsgeval de reactiekrachten weergegeven. Deze worden verder gebruikt in paragraaf 4.4.3.3 om de sterkte van de boutverbinding te berekenen.

4.4.3

Verwerking van de resultaten

4.4.3.1

Trek-, druk- en knikweerstand volgens een vereenvoudigde berekeningsmethode

De net aangehaalde tabellen worden gebruikt om veiligheidfactoren te berekenen. Hierbij gaat men ervan uit dat geen momenten of dwarskrachten in de doorsnede optreden. Anders gezegd: de ophanging wordt als een ideaal vakwerk berekend. Men beschouwt element 2-7 uit belastingsgeval 9. De maximale drukkracht bedraagt −5397 N terwijl de maximale trekkracht 3238 N bedraagt. Uit de meest eenvoudige formule voor de Eulerknik: π2 E I Pcr = (4.6) L2 kan de maximale axiale belasting worden berekend waaraan de buis mag onderworpen worden.


4.4 Resultaat

46

Hierbij worden opnieuw een aantal onderstellingen gemaakt: de buizen zijn met scharnieren verbonden er treden geen momenten op de buis is perfect recht voor het aanbrengen van de belasting de werklijn van de axiale belasting loopt door het zwaartepunt van de dwarsdoorsnede

Bepaalt men voor het element 2-7 de kritische belasting dan vindt men: Pcr = −8661 N . De verhouding van de kritische last op de berekende last geeft een veiligheidsfactor van 1,60. Rekening houdend met alle reeds ingevoerde veiligheidsfactoren kan men stellen dat deze buis voldoende sterk is om aan knik te weerstaan. Anderzijds moet ook de treksterkte gecontroleerd worden. De maximale toelaatbare trekkracht wordt berekend in paragraaf A.3.1. De verhouding van deze kracht en de berekende grootste trekkracht geeft een veiligheidsfactor die ruim boven twee ligt. Dus ook hieraan voldoet het element 2-7. Indien de treksterkte in absolute waarde kleiner is dan de maximale kniklast, moet bij de bepaling van de veiligheidsfactor voor de knik worden gerekend met de treksterkte aangezien het materiaal dan sneller zal vloeien dan knikken onder invloed van de belasting. Op deze manier wordt voor elk element een veiligheidsfactor opgesteld die vervolgens wordt gecontroleerd en voldoende boven één dient te liggen. 4.4.3.2

Trek-, druk- en knikweerstand volgens een uitgebreide berekeningsmethode

Zoals reeds besproken in paragraaf 4.4 is het realistischer het geheel te beschouwen als een raamwerk. Bovenstaande berekeningsmethoden kunnen hier niet langer toegepast worden door de aanwezigheid van dwarskrachten en momenten. Om dit probleem verder te bestuderen, wordt een vergelijking gemaakt tussen de volledige ingeklemde en de volledig scharnierende ophanging. Er wordt dus bekeken wat de precieze invloed zal zijn op de spanningen wanneer men de ophanging als raamwerk en als vakwerk beschouwt. De werkwijze zal besproken worden en de resultaten worden in de Tabellen 4.5 tot 4.8 getoond. Wanneer elke buis ingeklemd wordt ondersteld, ondergaat ze zowel spanningen veroorzaakt door wringing, afschuiving, buiging als trek of druk. Deze worden stuk voor stuk in rekening gebracht via een gekende berekeningsmethode voor de bepaling van Von Mises spanningen [19]. Wringing De spanning veroorzaakt door wringing wordt berekend uit τwringing =

Mx × ρ Mx = J St


(4.7)

4.4 Resultaat

47

Hierin is Mx het aangebrachte koppel volgens de centerlijn van de buis, ρ de straal van de dwarsdoordsnede en J de torsiecoëfficiënt, enkel afhankelijk van de geometrie. Aan de hand van deze formule wordt de spanning ten gevolge van wringing eenvoudig bepaald. Afschuiving De dwarskrachten zijn zo klein dat ze geen enkele invloed hebben op de berekende spanningen. De meeste Fy en Fz zijn nul of bijzonder klein. Daarom is het zinloos deze in rekening te brengen. Buiging Aangezien er niet te verwaarlozen momenten My en Mz zijn, moet men allebei de buigingen in rekening brengen. Dit gebeurt volgens de formule [20] Mz × y My × z − (4.8) σbuiging = Iyy Iz Steunend op de gelijkheden van Iy en Iz en y en z door de cirkelvormige dwarsdoorsnede kan men deze formule omvormen door de momentvectoren op te tellen. s 2 2 My × c Mz × c σbuiging = + (4.9) I I c q 2 σbuiging = × My + Mz2 (4.10) I Naargelang FAx al dan niet positief is, moet σbuiging in Vgl. 4.11 respectievelijk opgeteld of afgetrokken worden om de grootste waarde van σx te verkrijgen. Vervolgens bepaalt men Fx ± σbuiging A Zodoende krijgt men in absolute waarde steeds de grootste waarde voor σx . σx =

(4.11)

Ook de schuifspanning wordt berekend en bestaat na het verwaarlozen van de dwarskrachten enkel uit het koppel: τwringing . Hieruit worden de hoofdspanningen en de maximale schuifspanning berekend waarna de Von Mises spanning eenvoudig kan worden bepaald. r σx σx 2 σ1 = + + τ2 (4.12a) A A r σx σx 2 σ2 = − + τ2 (4.12b) A A q σvm = σ12 + σ22 − σ1 × σ2 (4.13) De Von Mises spanningen zijn weergegeven in de laatste kolom van onderstaande tabellen. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

S5*13*18 S10*13*18 S6*10*18 S5*9*18 S9*10*18 S6*13*18 S6*8*18 S9*13*18 S5*6*18 S7*8*18 S11*12*18 S10*11*18 S14*16*18 S14*17*18 S10*12*18 S5*7*18 S9*12*18 S3*14*18 S1*14*18 S6*7*18 S1*7*18 S3*12*18 S1*8*18 S3*11*18 S4*14*18 S2*14*18 S5*8*18 S9*11*18

Element

A A A A A A A A A A A A B B B B B B B B B B B B B B C C

Size

Fy

(N) 1142 -19 895 -8 391 6 134 4 -134 -4 -1831 -5 -1939 6 -1979 -27 -2166 -7 -4609 18 -6414 -80 -10109 -27 6708 -43 6708 -2 4887 2 3425 -33 2594 3 2588 -1 2588 4 1971 -4 1041 -3 -656 4 -1057 -4 -2442 14 -6743 1 -6743 -14 625 0 -497 0

Fx -16 4 0 0 -7 -2 -4 -6 -4 23 21 -31 63 76 4 24 -53 10 -9 2 -1 0 -2 -17 18 -12 1 0

Fz -250 629 -216 -56 363 -388 219 302 99 -258 -491 6 -165 165 -248 -1631 2613 185 -185 193 983 -1390 -358 1166 252 -252 36 -5

Mx

Mz

(Nmm) 1964 -2174 -436 -1280 78 849 45 385 1168 -883 313 246 983 -346 599 -2946 450 -1008 -2051 1171 -3923 -12659 2384 -3418 -9358 -6281 -11263 -418 -668 3603 -4775 -6187 12404 369 -2573 -450 2433 951 -1283 -2367 1243 -821 187 2188 1010 640 4950 3894 -3719 399 2657 -2633 -166 -37 -101 79

My

Fy A

(MPa) 35 1 27 0 12 0 4 0 -4 0 -55 0 -59 0 -60 1 -66 0 -140 1 2 -194 -306 1 160 1 160 0 116 0 82 1 62 0 62 0 62 0 47 0 25 0 -16 0 -25 0 -58 0 -161 0 -161 0 11 0 -9 0

Fx A

0 0 0 0 0 0 0 0 0 1 1 1 2 2 0 1 1 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Fz A

1 3 1 0 2 2 1 2 1 1 3 0 1 1 1 5 9 1 1 1 3 5 1 4 1 1 0 0

Mx St

(MPa) 22 5 1 0 13 3 11 7 5 23 43 26 63 76 4 32 83 17 16 9 8 1 7 33 25 18 1 1

My Sy

24 14 9 4 10 3 4 32 11 13 139 38 42 3 24 42 2 3 6 16 6 15 4 26 3 18 0 0

Mz Sz

(MPa) 2 4 1 0 2 2 1 2 1 2 4 1 2 2 1 6 10 1 1 1 3 5 1 4 1 1 0 0

τ

Tabel 4.5: Spanningen in de beginknopen-belastingsgeval 9 (Inklemming)

67 42 21 8 -20 -60 -70 -93 -78 -166 -340 -352 235 235 141 134 145 79 79 65 35 -30 -33 -100 -186 -186 12 -9

Sx (MPa) 67 42 21 8 0 0 0 0 0 0 0 0 235 235 141 134 146 79 79 65 35 1 0 0 0 0 12 0

S1 0 0 0 0 -20 -60 -70 -93 -78 -166 -340 -352 0 0 0 0 -1 0 0 0 0 -31 -33 -101 -186 -186 0 -9

S2

σvm

(MPa) 67 67 42 42 21 21 8 8 20 21 60 60 70 70 93 93 78 78 166 166 340 340 352 352 235 235 235 235 141 141 134 134 145 146 79 79 79 79 65 65 35 35 30 31 33 33 100 101 186 186 186 186 12 12 9 9

τmax

4.4 Resultaat


48

S3*6*18 S3*10*18 S1*6*18 S4*12*18 S2*7*18 S2*15*18 S4*15*18 S3*9*18 S1*5*18 S4*10*18 S2*6*18 S14*15*18 S19*9*18 S11*5*18 S19*8*18 S9*8*18 S19*11*18 S19*5*18 S11*8*18

Element

C C C D D D D D D E E F G G G G G G G

Size

-802 -5050 -6297 3948 2918 2397 2397 -1576 -2062 9434 4422 9275 2721 2596 1525 846 -1569 -2684 -5810

Fx

Fz -1 -8 -6 12 -11 -17 37 -9 3 1 -1 -104 -59 -25 117 -25 23 71 66

Fy

(N) 6 18 7 15 -9 -40 -23 9 4 -1 -2 -66 70 -13 -66 9 38 -149 -8 671 672 -238 -2185 1649 -544 544 1117 -102 241 371 0 -5457 -1089 -740 -6102 1035 1629 4586

Mx (Nmm) 515 2865 2145 -3353 3877 3168 -6930 4695 2050 2866 2032 22308 25050 4267 -23672 -3572 -7062 -17880 -15912

My 2414 5668 2810 5035 -2495 -7637 4509 4433 3337 3647 2403 -14187 14929 -11236 -15179 2404 4187 -34674 762

Mz

Fy A

(MPa) -14 0 -89 0 -110 0 77 0 57 0 47 1 47 0 -31 0 -40 0 100 0 47 0 47 0 1 0 1 0 1 0 0 0 -1 0 -1 0 -3 0

Fx A

0 0 0 0 0 0 1 0 0 0 0 1 0 0 0 0 0 0 0

Fz A

2 2 1 5 4 1 1 3 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Mx St

(MPa) 3 15 11 15 18 14 32 21 9 5 4 7 2 0 2 0 1 1 1

My Sy

12 29 14 23 11 35 20 20 15 7 4 5 1 1 1 0 0 3 0

Mz Sz

(MPa) 2 2 1 5 4 2 2 3 0 0 0 1 0 0 0 0 0 0 0

τ -27 -121 -129 105 78 85 85 -60 -58 109 53 55 4 2 3 1 -1 -5 -4

Sx

S1 (MPa) 0 0 0 105 78 85 85 0 0 109 53 55 4 2 3 1 0 0 0

Tabel 4.5: Spanningen in de beginknopen-belastingsgeval 9 (Inklemming); vervolg

-27 -121 -129 0 0 0 0 -60 -58 0 0 0 0 0 0 0 -1 -5 -4

S2

σvm

(MPa) 27 27 121 121 129 129 105 105 78 78 85 85 85 85 60 60 58 58 109 109 53 53 55 55 4 4 2 2 3 3 1 1 1 1 5 5 4 4

τmax

4.4 Resultaat


49


Element


Size

10109 6414 4609 2166 1979 1939 1831 134 -134 -391 -895 -1142 6743 6743 2442 1057 656 -1041 -1971 -2588 -2588 -2594 -3425 -4887 -6708 -6708 6297 5050

Fx

(N) 27 80 -18 7 27 -6 5 4 -4 -6 8 19 14 -1 -14 4 -4 3 4 -4 1 -3 33 -2 43 2 -7 -18

Fy 31 -21 -23 4 6 4 2 7 0 0 -4 16 12 -18 17 2 0 1 -2 9 -10 53 -24 -4 -63 -76 6 8

Fz -6 491 258 -99 -302 -219 388 -363 56 216 -629 250 252 -252 -1166 358 1390 -983 -193 185 -185 -2613 1631 248 165 -165 238 -672

Mx (Nmm) 2861 -1335 -3834 1093 449 -292 330 1515 20 13 -821 1011 2390 -3871 3223 -69 59 -849 535 2679 -2912 7107 -3648 901 8349 -10157 989 861

My -1248 -7044 3545 -1704 -2073 1369 -1565 -622 440 1466 -947 -1433 -3046 -69 2635 -2742 -254 -855 971 1199 -366 866 -5562 -2911 -5788 -224 435 3051

Mz

Fy A

(MPa) 306 1 194 2 140 1 66 0 60 1 59 0 55 0 4 0 -4 0 -12 0 0 -27 -35 1 161 0 161 0 58 0 25 0 16 0 -25 0 -47 0 -62 0 -62 0 -62 0 -82 1 -116 0 -160 1 -160 0 110 0 89 0

Fx A

1 1 1 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 1 1 0 2 2 0 0

Fz A

0 3 1 1 2 1 2 2 0 1 3 1 1 1 4 1 5 3 1 1 1 9 5 1 1 1 1 2

Mx St

(MPa) 31 15 42 12 5 3 4 17 0 0 9 11 16 26 22 0 0 6 4 18 20 48 24 6 56 68 5 4

My Sy

14 77 39 19 23 15 17 7 5 16 10 16 20 0 18 18 2 6 7 8 2 6 37 20 39 2 2 16

Mz Sz

(MPa) 1 4 2 1 2 1 2 2 0 1 4 2 1 1 4 1 5 3 1 1 1 10 6 1 2 2 1 2

τ

Tabel 4.6: Spanningen in de eindknopen-belastingsgeval 9 (Inklemming)

341 273 197 88 83 74 73 22 -9 -28 -41 -54 187 187 86 44 17 -33 -54 -81 -81 -110 -126 -137 -228 -228 116 105

Sx (MPa) 341 273 197 88 83 74 73 22 0 0 0 0 187 187 86 44 19 0 0 0 0 1 0 0 0 0 116 105

S1 0 0 0 0 0 0 0 0 -9 -28 -41 -54 0 0 0 0 -1 -33 -54 -81 -81 -111 -126 -137 -228 -228 0 0

S2

σvm

(MPa) 170 341 137 273 99 197 44 88 42 83 37 74 37 73 11 22 4 9 14 28 21 41 27 54 93 187 93 187 43 86 22 44 10 19 17 33 27 54 41 81 41 81 56 111 63 127 68 137 114 228 114 228 58 116 53 105

τmax

4.4 Resultaat


50


Element


Size

802 497 -625 2062 1576 -2397 -2397 -2918 -3948 -4422 -9434 -9275 5810 2684 1569 -846 -1525 -2596 -2721

Fx

Fz 1 0 -1 3 9 17 -37 11 -12 1 -1 104 -66 -71 -23 25 -117 25 59

Fy

(N) -6 0 0 -4 -9 40 23 9 -15 2 1 66 8 149 -38 -9 66 13 -70 -671 5 -36 102 -1117 544 -544 1649 2185 -371 -241 0 -4586 -1629 -1035 6102 740 1089 5457

Mx

Mz

(Nmm) 400 2174 75 0 -157 133 326 -107 2713 2587 3769 -8431 -7874 -4824 4188 -4202 -5351 5463 -1421 -4025 -3314 -4087 9509 -6047 -9596 -4026 -3865 -10809 165 7032 14586 1639 -10927 -4195 6737 5621 -6913 6403

My

Fy A

(MPa) 14 0 9 0 -11 0 40 0 31 0 -47 1 -47 0 -57 0 -77 0 -47 0 -100 0 -47 0 3 0 1 0 1 0 0 0 -1 0 -1 0 -1 0

Fx A

0 0 0 0 0 0 1 0 0 0 0 1 0 0 0 0 0 0 0

Fz A

2 0 0 0 3 1 1 4 5 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Mx St

(MPa) 2 0 1 1 12 17 36 19 24 3 6 3 1 0 0 1 1 1 1

My Sy

11 0 1 0 12 38 22 19 25 7 8 2 0 1 1 0 0 0 1

Mz Sz

(MPa) 2 0 0 0 3 2 2 4 5 0 0 1 0 0 0 0 0 0 0

τ 25 9 -12 42 48 -89 -89 -84 -112 -55 -110 -50 4 2 1 -2 -2 -2 -2

Sx

S1 (MPa) 26 9 0 42 48 0 0 0 0 0 0 0 4 2 1 0 0 0 0

Tabel 4.6: Spanningen in de eindknopen-belastingsgeval 9 (Inklemming); vervolg

0 0 -12 0 0 -89 -89 -84 -112 -55 -110 -50 0 0 0 -2 -2 -2 -2

S2

σvm

(MPa) 13 26 5 9 6 12 21 42 24 48 45 89 45 89 42 84 56 113 27 55 55 110 25 50 2 4 1 2 1 1 1 2 1 2 1 2 1 2

τmax

4.4 Resultaat


51

P5*13*18 P10*13*18 P6*10*18 P5*9*18 P9*10*18 P6*13*18 P9*13*18 P6*8*18 P5*6*18 P7*8*18 P11*12*18 P10*11*18 P14*16*18 P14*17*18 P10*12*18 P5*7*18 P9*12*18 P1*14*18 P3*14*18 P6*7*18 P1*7*18 P3*12*18 P1*8*18 P3*11*18 P2*14*18 P4*14*18 P5*8*18 P9*11*18

Element


Size

Fy

(N) 1630 0 1410 0 199 0 -43 0 -445 0 -1418 0 -1634 0 -2007 0 -2506 0 -4813 0 -6756 0 -10431 0 6637 0 6637 0 5111 0 3565 0 2681 0 2593 0 2593 0 2010 0 1215 0 -520 0 -1164 0 -2527 0 -7023 0 -7023 0 855 0 -501 0

Fx 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Fz 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Mx (Nmm) 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

My 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Mz

Fy A

(MPa) 49 0 43 0 6 0 -1 0 -13 0 -43 0 -50 0 -61 0 -76 0 -146 0 0 -205 -316 0 158 0 158 0 122 0 85 0 64 0 62 0 62 0 48 0 29 0 -12 0 -28 0 -60 0 -167 0 -167 0 15 0 -9 0

Fx A

0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Fz A

0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Mx St

(MPa) 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

My Sy

0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Mz Sz

(MPa) 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

τ 49 43 6 -1 -13 -43 -50 -61 -76 -146 -205 -316 158 158 122 85 64 62 62 48 29 -12 -28 -60 -167 -167 15 -9

Sx

Tabel 4.7: Spanningen in de beginknopen-belastingsgeval 9 (Scharnierend)

(MPa) 49 43 6 0 0 0 0 0 0 0 0 0 158 158 122 85 64 62 62 48 29 0 0 0 0 0 15 0

S1 0 0 0 -1 -13 -43 -50 -61 -76 -146 -205 -316 0 0 0 0 0 0 0 0 0 -12 -28 -60 -167 -167 0 -9

S2

σvm

(MPa) 49 49 43 43 6 6 1 1 13 13 43 43 50 50 61 61 76 76 146 146 205 205 316 316 158 158 158 158 122 122 85 85 64 64 62 62 62 62 48 48 29 29 12 12 28 28 60 60 167 167 167 167 15 15 9 9

τmax

4.4 Resultaat


52

P3*6*18 P3*10*18 P1*6*18 P4*12*18 P2*7*18 P2*15*18 P4*15*18 P3*9*18 P1*5*18 P4*10*18 P2*6*18 P14*15*18 P19*9*18 P11*5*18 P19*8*18 P9*8*18 P19*11*18 P19*5*18 P11*8*18

Element


Size

-838 -5091 -6376 3916 2902 2491 2491 -1671 -2145 9610 4511 9287 2852 2568 1570 738 -1574 -2850 -6072

Fx

Fz 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Fy (N) 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Mx (Nmm) 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

My 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Mz

Fy A

(MPa) -15 0 -89 0 -112 0 77 0 57 0 49 0 49 0 -33 0 -42 0 102 0 48 0 47 0 1 0 1 0 1 0 0 0 -1 0 -1 0 -3 0

Fx A

0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Fz A

0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Mx St

(MPa) 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

My Sy

0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Mz Sz

(MPa) 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

τ -15 -89 -112 77 57 49 49 -33 -42 102 48 47 1 1 1 0 -1 -1 -3

Sx (MPa) 0 0 0 77 57 49 49 0 0 102 48 47 1 1 1 0 0 0 0

S1

Tabel 4.7: Spanningen in de beginknopen-belastingsgeval 9 (Scharnierend); vervolg

-15 -89 -112 0 0 0 0 -33 -42 0 0 0 0 0 0 0 -1 -1 -3

S2

σvm

(MPa) 15 15 89 89 112 112 77 77 57 57 49 49 49 49 33 33 42 42 102 102 48 48 47 47 1 1 1 1 1 1 0 0 1 1 1 1 3 3

τmax

4.4 Resultaat


53

P10*11*18 P11*12*18 P7*8*18 P5*6*18 P6*8*18 P9*13*18 P6*13*18 P9*10*18 P5*9*18 P6*10*18 P10*13*18 P5*13*18 P4*14*18 P2*14*18 P3*11*18 P1*8*18 P3*12*18 P1*7*18 P6*7*18 P3*14*18 P1*14*18 P9*12*18 P5*7*18 P10*12*18 P14*16*18 P14*17*18 P1*6*18 P3*10*18

Element


Size

10431 6756 4813 2506 2007 1634 1418 445 43 -199 -1410 -1630 7023 7023 2527 1164 520 -1215 -2010 -2593 -2593 -2681 -3565 -5111 -6637 -6637 6376 5091

Fx (N) 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Fy 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Fz 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Mx (Nmm) 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

My 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Mz

Fy A

(MPa) 316 0 205 0 146 0 76 0 61 0 50 0 43 0 13 0 1 0 -6 0 0 -43 -49 0 167 0 167 0 60 0 28 0 12 0 -29 0 -48 0 -62 0 -62 0 -64 0 -85 0 -122 0 -158 0 -158 0 112 0 89 0

Fx A

0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Fz A

0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Mx St

(MPa) 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

My Sy

0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Mz Sz

(MPa) 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

τ 316 205 146 76 61 50 43 13 1 -6 -43 -49 167 167 60 28 12 -29 -48 -62 -62 -64 -85 -122 -158 -158 112 89

Sx

Tabel 4.8: Spanningen in de eindknopen-belastingsgeval 9 (Scharnierend)

(MPa) 316 205 146 76 61 50 43 13 1 0 0 0 167 167 60 28 12 0 0 0 0 0 0 0 0 0 112 89

S1 0 0 0 0 0 0 0 0 0 -6 -43 -49 0 0 0 0 0 -29 -48 -62 -62 -64 -85 -122 -158 -158 0 0

S2

σvm

(MPa) 158 316 102 205 73 146 38 76 30 61 25 50 21 43 7 13 1 1 3 6 21 43 25 49 84 167 84 167 30 60 14 28 6 12 14 29 24 48 31 62 31 62 32 64 42 85 61 122 79 158 79 158 56 112 45 89

τmax

4.4 Resultaat


54

P3*6*18 P9*11*18 P5*8*18 P1*5*18 P3*9*18 P2*15*18 P4*15*18 P2*7*18 P4*12*18 P2*6*18 P4*10*18 P14*15*18 P11*8*18 P19*5*18 P19*11*18 P9*8*18 P19*8*18 P11*5*18 P19*9*18

Element


Size

838 501 -855 2145 1671 -2491 -2491 -2902 -3916 -4511 -9610 -9287 6072 2850 1574 -738 -1570 -2568 -2852

Fx

Fz 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Fy (N) 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Mx (Nmm) 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

My 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Mz

Fy A

(MPa) 15 0 9 0 -15 0 42 0 33 0 -49 0 -49 0 -57 0 -77 0 -48 0 -102 0 -47 0 3 0 1 0 1 0 0 0 -1 0 -1 0 -1 0

Fx A

0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Fz A

0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Mx St

(MPa) 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

My Sy

0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Mz Sz

(MPa) 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

τ 15 9 -15 42 33 -49 -49 -57 -77 -48 -102 -47 3 1 1 0 -1 -1 -1

Sx (MPa) 15 9 0 42 33 0 0 0 0 0 0 0 3 1 1 0 0 0 0

S1

Tabel 4.8: Spanningen in de eindknopen-belastingsgeval 9 (Scharnierend); vervolg

0 0 -15 0 0 -49 -49 -57 -77 -48 -102 -47 0 0 0 0 -1 -1 -1

S2

σvm

(MPa) 7 15 4 9 8 15 21 42 16 33 24 49 24 49 28 57 38 77 24 48 51 102 23 47 2 3 1 1 0 1 0 0 0 1 1 1 1 1

τmax

4.4 Resultaat


55

4.4 Resultaat

56

Uit deze tabellen kan het verschil worden vastgesteld tussen ingeklemde elementen en scharnierende elementen. De extra momenten veroorzaakt door de inklemming creëren een verhoogde spanningstoestand. Het was een correcte veronderstelling om deze ophanging als inklemmingen te beschouwen. De voorgaande berekening wordt gemaakt voor elk van de negen belastingsgevallen waarvan hier slechts één is weergegeven. De maximale Von Mises spanning die optreedt in belastingsgeval 7 verhoogt namelijk van 276 M P a naar 405 M P a wat neerkomt op een toename van ongeveer 45 %, enkel door het als raamwerk te beschouwen en niet als vakwerk. De vloeigrens van het materiaal bedraagt 410 M P a wat betekent dat het ontwerp voldoende veilig is. Ook de knikweerstand moet anders worden bepaald aangezien ingeklemde buizen minder snel knikken dan scharnierende. Aan de andere kant zullen buizen onderworpen aan extra buigmomenten een lagere knikweerstand vertonen. Deze beide factoren werken in tegengestelde zin en moeten duidelijk worden onderzocht. Bij het controleren van deze knikbelasting wordt veelvuldig gesteund op Berekening van Constructies-Bouwkunde en Civiele Techniek [21]. Uitgaande van de geometrische eigenschappen van elke buis (diameter, lengte, materiaal en oppervlakte) en Tabel A.16 worden de nodige parameters berekend π × (D4 − d4 ) (4.14a) Wy = Wz = 32 D r Iy iy = i z = (4.14b) A L (4.14c) ly = lz = 2 ly λy = λz = (4.14d) iy r λy ω fy 0 0 λ y = λz = waarbij ω bepaald wordt door de productiewijze (4.14e) π E π 2 E Iz Ncry = Ncrz = (4.14f) lz2 0

ν wordt berekend uit λ via een gegeven knikcurve

(4.14g)

Nuy = Nuz = ν A ω fy

(4.14h)

M2z en βz ≥ 0, 4 M1z Nuz Np Wz = 1− −1 Ncrz Nuz A

βz = 0, 6 + 0, 4 ×

(4.14i)

v 0z

(4.14j)

Hierin is W het weerstandsmoment van de doorsnede gedefinieerd als Izy , iy de traagheidsstraal 0 van de doorsnede, ly de kniklengte, λy de slankheid van de staaf, λy de relatieve slankheid van de staaf, Ncry de kritieke drukkracht op de staaf, Nuy de bezwijkbelasting van de drukstaaf en βz een empirische parameter. Verder is v 0z de vormfout die ontstaat door de onrechtheid van de buis. Geen enkele buis is namelijk perfect recht wat betekent dat ze sneller doorbuigt De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

4.4 Resultaat

57

in de richting van de fout. Door hiermee rekening te houden, stijgt de correctheid van de knikberekening. Ten slotte is Np de vloeinormaalkracht. Er dient nu voldaan te zijn aan drie voorwaarden Knik in het y-vlak N βz |M1z | + N v0z + ≤ fy N A 1 − Ncrz Wz

(4.15)

geeft een voorwaarde om knik in het y-vlak te voorkomen. Knik in het z-vlak N ≤ Nuy

(4.16)

zorgt ervoor dat er geen knik in het z-vlak kan optreden. Vloeien in de randvezel is niet toegelaten |M1z | N + ≤ fy A Wz

(4.17)

vertegenwoordigt de ware buigspanning in de rand van het staafeinde waarop M1z aangrijpt en de vergelijking drukt uit dat deze randvezel niet mag vloeien. In voorgaande formules zijn de y- en z-waarden steeds dezelfde aangezien een cirkelvormig profiel symmetrisch is rond de y-as en de z-as. Alle parameters worden berekend in een Excel® werkblad en worden in onderstaande tabel weergegeven. Opnieuw wordt slechts één belastingsgeval weergegeven namelijk belastingsgeval 9.



Element


Size

D (mm) 13 13 13 13 13 13 13 13 13 13 13 13 16 16 16 16 16 16 16 16 16 16 16 16 16 16 16 16

L (mm) 186 280 383 220 365 282 170 187 366 257 247 170 281 281 367 352 368 569 569 374 558 552 476 468 413 413 337 337

N (N) 1142 895 391 134 -134 -1831 -1939 -1979 -2166 -4609 -6414 -10109 6708 6708 4887 3425 2594 2588 2588 1971 1041 -656 -1057 -2442 -6743 -6743 625 -497

Wy = Wz 91 91 91 91 91 91 91 91 91 91 91 91 149 149 149 149 149 149 149 149 149 149 149 149 149 149 149 149

iy = iz 4 4 4 4 4 4 4 4 4 4 4 4 5 5 5 5 5 5 5 5 5 5 5 5 5 5 5 5

ly = lz 93 140 192 110 183 141 85 94 183 129 124 85 141 141 184 176 184 285 285 187 279 276 238 234 207 207 169 169

λy = λz 22 33 46 26 44 34 20 22 44 31 30 20 27 27 35 33 35 54 54 35 53 52 45 44 39 39 32 32

λy 0 = λz 0,3 0,5 0,6 0,4 0,6 0,5 0,3 0,3 0,6 0,4 0,4 0,3 0,4 0,4 0,5 0,4 0,5 0,7 0,7 0,5 0,7 0,7 0,6 0,6 0,5 0,5 0,4 0,4

0

Ncry = Ncrz 138510 61121 32667 99006 35968 60257 165809 137033 35772 72551 78544 165809 123788 123788 72571 78887 72177 30190 30190 69879 31392 32079 43140 44627 57305 57305 112200 112200 0,9780 0,9230 0,8848 0,9530 0,8848 0,9230 0,9780 0,9780 0,8848 0,9530 0,9530 0,9780 0,9530 0,9530 0,9230 0,9530 0,9230 0,8447 0,8447 0,9230 0,8447 0,8447 0,8848 0,8848 0,9230 0,9230 0,9530 0,9530

ν

Nuy = Nuz 12135 11453 10979 11825 10979 11453 12135 12135 10979 11825 11825 12135 15050 15050 14576 15050 14576 13340 13340 14576 13340 13340 13973 13973 14576 14576 20425 20425

Tabel 4.9: Uitgebreide knikberekening-belastingsgeval 9

0,8296 2,8013 2,2702 0,4000 1,5391 2,8260 2,4092 0,6845 0,4254 1,1008 0,6299 0,7677 0,7940 0,6660 0,8925 0,7773 0,4000 1,3600 1,0084 0,4000 0,7783 0,7583 0,4000 0,4000 0,4000 0,6340 0,4000 16,0481

βz

v0y = v0z 0,22 0,34 0,37 0,28 0,39 0,34 0,22 0,22 0,39 0,27 0,27 0,22 0,36 0,36 0,43 0,33 0,43 0,51 0,51 0,43 0,53 0,54 0,48 0,49 0,40 0,40 0,25 0,25

Vw. 1 ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨

Vw. 2 ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨

Vw. 3 ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨

4.4 Resultaat


58


Element


Size

D (mm) 16 16 16 19 19 19 19 19 19 25 25 65 50 50 50 50 50 50 50

L (mm) 745 474 483 710 708 404 404 791 790 798 798 305 306 445 295 445 295 306 385

N (N) -802 -5050 -6297 3948 2918 2397 2397 -1576 -2062 9434 4422 9275 2721 2596 1525 846 -1569 -2684 -5810

Wy = Wz 149 149 149 220 220 220 220 220 220 405 405 2787 1655 1655 1655 1655 1655 1655 1655

iy = iz 5 5 5 6 6 6 6 6 6 9 9 22 13 13 13 13 13 13 13

ly = lz 373 237 242 355 354 202 202 396 395 399 399 153 153 223 148 223 148 153 193

λy = λz 72 46 47 55 55 32 32 62 62 47 47 7 12 18 12 18 12 12 15

λy 0 = λz 1,0 0,6 0,6 0,7 0,7 0,4 0,4 0,8 0,8 0,6 0,6 0,1 0,2 0,2 0,2 0,2 0,2 0,2 0,2

0

Ncry = Ncrz 22958 56715 54621 34471 34666 106465 106465 27773 27843 89635 89635 8963330 27163509 12844249 29227030 12844249 29227030 27163509 17159604 0,6746 0,8848 0,8848 0,8447 0,8447 0,9530 0,9530 0,7965 0,7965 0,8848 0,8848 1,0000 1,0000 1,0000 1,0000 1,0000 1,0000 1,0000 1,0000

ν

Nuy = Nuz 14458 18963 18963 16198 16198 18275 18275 15274 15274 31272 31272 74824 738088 738088 738088 738088 738088 738088 738088 0,9602 0,6000 0,6189 0,5915 0,4000 1,0416 1,0279 0,4000 1,2548 0,4000 0,4000 0,7705 0,4921 0,9848 0,4147 0,8727 0,4000 0,5352 3,9612

βz

v0y = v0z 0,56 0,35 0,34 0,59 0,60 0,42 0,42 0,65 0,65 0,57 0,57 0,89 0,05 0,05 0,05 0,05 0,05 0,05 0,05

Tabel 4.9: Uitgebreide knikberekening-belastingsgeval 9; vervolg Vw. 1 ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨

Vw. 2 ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨

Vw. 3 ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨ ∨

4.4 Resultaat


59

4.4 Resultaat

60

Zoals in Tabel 4.9 weergegeven, voldoet elk element aan de knikvereisten voor belastingsgeval 9. Er treedt geen knik op in de y-richting of de z-richting en er treedt evenmin vloeien op ter hoogte van de randvezel van de buis. Alle mogelijke gevallen van falen van de buizen zijn hiermee behandeld. Er rest nu enkel nog de bepaling van de sterkte van de boutverbindingen. 4.4.3.3

Sterkte van de boutverbindingen volgens een vereenvoudigde berekeningsmethode

De motorophanging is bevestigd aan de vuurplaat via zes bouten. Deze bouten dienen ook voldoende sterk te zijn om de optredende krachten op te nemen en door te geven aan de volledige vliegtuigstructuur. Cadre Lite® geeft de waarden van de reactiekrachten en reactiemomenten die optreden aan de knopen met een randvoorwaarde namelijk knopen 1; 2; 3; 4; 16; 17. De sterkte-eigenschappen van de bout zijn gekend. Het betreft hier AN6-SAE grade 5 bouten met diameter 3/8 inch. Ze zijn vervaardigd uit hogesterkte staal Figuur 4.25: Boutverbinding ophanging-vuurplaat AISI 4037 of AISI 8740 waarbij de laatste het meest gebruikt is. Verder zijn ze bedekt met een cadmiumlaag na een warmtebehandeling. De treksterkte bedraagt 120000 psi of 827 M P a en de vloeigrens bedraagt 92000 psi of 631 M P a [12]. Dit type bout komt ongeveer overeen met de ISO 8.8 sterkteklasse. Omrekenen van de spanningen naar krachten geeft als toegelaten trekkracht 2 631 M P a × π (9,5254mm) = 44943 N en toegelaten afschuifkracht 36844 N . Hiermee kunnen de berekeningen worden aangevat. Voor de eenvoud worden de optredende momenten in de berekening in Bijlage A verwaarloosd. Men beschouwt de punten aan de vuurplaat immers als ideale scharnieren waardoor enkel krachten worden opgenomen. Er wordt geen rekening gehouden met de aanwezigheid van de buis rond de bout zoals in Figuur 4.25 te zien is. De bout neemt alle reactiekrachten van de ophanging op wat uiteraard een foute onderstelling is aangezien de krachten via de las en de buis overgedragen worden op de bout. In het rapport gebeurt de berekening op een vereenvoudigde manier. Uitgaande van Fx , Fy en Fz is geweten dat de axiale kracht op de bout Fx bedraagt. De schuifkracht waaraan de bout is onderworpen, kan worden bepaald door de volgende formule q (4.18) Fschuif = Fy2 + Fz2 De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

4.4 Resultaat

61

Vervolgens worden de axiale kracht en de schuifkracht vergeleken met hun toegelaten waarden. Hieruit kan men een veiligheidsfactor bepalen die zoals weergegeven niet lager ligt dan 3,14. 4.4.3.4

Sterkte van de boutverbindingen volgens een uitgebreide berekeningsmethode

Opnieuw worden bij bovenstaande redenering talloze factoren verwaarloosd. Om een beter idee te krijgen van de realiteit wordt gebruik gemaakt van het eindige-elementen pakket Abaqus® [22]. Uit de berekening met Cadre Lite® zijn alle reactiekrachten en reactiemomenten in de zes bevestigingspunten aan de vuurplaat gekend. Deze zijn weergegeven in Tabel 4.10 en zijn verschillend van de reactiekrachten berekend in Bijlage A. Zoals reeds besproken in paragraaf 4.4.1 bevinden de knopen 1; 2; 3; 4; 16; 17 zich niet in het vlak van de vuurplaat maar enigzins daarvoor. Er moet dus worden nagegaan of de buisjes (zie Figuur 4.25) waarin de bout zich bevindt voldoende sterkte bezitten om de krachten en momenten afkomstig van de motor over te dragen op de structuur van het vliegtuig. Het is evident dat niet elke boutverbinding moet worden gecontroleerd. Indien enkel de zwaarst belaste wordt onderzocht, zullen ook de andere verbindingen zeker voldoende sterkte bezitten. Drie kritische gevallen zijn in het geel aangeduid en zullen worden onderzocht. Vervolgens kan een Abaqus® model opgesteld worden. De bout wordt gemodelleerd als een eenvoudige cilinder met diameter 9, 5 mm. De binnendiameter van de buis is ook 9, 5 mm en de buitendiameter 20 mm. Aan deze buis wordt nog een kraag gelast met diameter 35 mm en 3 mm dikte. De lengte van de buis is afhankelijk van de knoop waarin de belasting optreedt zoals in paragraaf 4.4.1 besproken. Uit Tabel 4.10 blijkt dat de grootste belastingen optreden ter hoogte van knopen 2 en 4. Zowel knoop 2 als knoop 4 ligt op 15 mm van de vuurplaat wat de lengte van de ® buis bepaalt. In realiteit zijn bout en Figuur 4.26: Abaqus model voor de boutberekening buis wel langer omwille van constructieredenen. Dit heeft echter geen invloed op de berekeningen aangezien geen spanningen optreden voorbij de knoop. Het model is weergegeven in Figuur 4.26.

Een groot probleem bestaat in het herleiden van de krachten in de knoop naar de eigenlijke vormgeving. In Cadre Lite® zijn deze krachten gecentreerd in een knoop terwijl in realiteit De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

4.4 Resultaat

62

Tabel 4.10: Reactiekrachten en -momenten ter hoogte van de bevestigingsknopen Fx -675 1020 -675 1020 -3395 -3395

Fx -603 5120 -603 5120 -4161 -4161

Fx 5908 -3974 8099 -6903 0 0

Fx 7662 -7717 7370 -7316 0 0

Fx 5233 -2954 7424 -5883 -3395 -3395

Fy (N) -2090 3423 2090 -3423 -2374 2374

Belastingsgeval 1 Fz Mx My Mz (Nmm) -1369 1858 -1256 1351 -3946 10580 -4435 2148 -1369 -1858 -1256 -1351 -3946 -10580 -4435 -2148 -5276 3332 -9328 2262 -5276 -3332 -9328 -2262

Fy (N) -1805 7484 1805 -7484 -2801 2801

Belastingsgeval 3 Fz Mx My (Nmm) -1171 -612 946 2753 94 -8304 -1171 612 946 2753 -94 -8304 -6121 -1038 9370 -6121 1038 9370

Fy (N) 5063 -794 -5442 1173 0 0

Belastingsgeval 5 Fz Mx My Mz (Nmm) -3346 -4082 7481 4341 5871 1302 3428 5403 -2936 8120 20780 -7029 11038 -2084 6581 -6153 0 0 0 0 0 0 0 0

Fy (N) 6751 -1623 -6087 957 0 0

Belastingsgeval 7 Fz Mx My Mz (Nmm) -4340 -7756 16544 5407 11638 1484 5812 7806 -4200 7911 19901 -9328 10880 -3210 6018 -8276 0 0 0 0 0 0 0 0

1 2 3 4 16 17

Fy (N) 2973 2628 -3351 -2250 -2374 2374

Belastingsgeval 9 Fz Mx My Mz (Nmm) -4715 -2224 6225 5693 1925 11881 -1007 7551 -4305 6262 19524 -8380 7092 -12664 2146 -8301 -5276 3332 -9328 2262 -5276 -3332 -9328 -2262

1 2 3 4 16 17

Fx 1 2 3 4 16 17

Mz -3259 10571 3259 -10571 -4852 4852

-262 -99 -262 -99 -1185 -1185

Fx 1 2 3 4 16 17

-201 1581 -778 5180 -2668 -3669

Fx 1 2 3 4 16 17

-3354 1175 3351 -1174 0 0

Fx -4598 4631 -4422 4389 0 0

Fy (N) -819 808 819 -808 -841 841

Belastingsgeval 2 Fz Mx My (Nmm) -537 988 -731 -2269 5205 -1210 -537 -988 -731 -2269 -5205 -1210 -1882 1765 -5701 -1882 -1765 -5701

Fy (N) -584 2908 2368 -7610 -1776 2520

Belastingsgeval 4 Fz Mx My (Nmm) -385 849 241 -645 2851 -7552 -1535 1007 533 2803 -745 -4327 -3955 2312 4059 -5462 2520 4633

Fy (N) -2162 232 -2364 183 0 0

Belastingsgeval 6 Fz Mx My (Nmm) 613 1736 -3409 -1754 1360 -787 -711 1631 3225 1852 1420 630 0 0 0 0 0 0

Fy (N) -4051 974 3651 -574 0 0

Belastingsgeval 8 Fz Mx My (Nmm) 2604 4654 -9926 -6983 -890 -3487 2519 -4746 -11940 -6528 1927 -3611 0 0 0 0 0 0


Mz 1049 -183 -1049 183 1686 -1686

Mz -2159 7819 1487 -6155 -4426 920

Mz 2553 1069 3033 1205 0 0

Mz -3243 -4683 5597 4966 0 0

4.4 Resultaat

63

deze krachten verdeeld zijn over zowel de buis als de bout. Men zou verder denken dat dit probleem eenvoudig via de balkentheorie kan worden aangepakt. Deze onderstelling is echter foutief aangezien de verhouding van lengte en diameter kleiner is dan één waardoor deze theorie zeker niet toegepast mag worden [20]. Om dit alles op te lossen, wordt gebruik gemaakt van een zeer stijve schijf met elasticiteitsmodulus 2, 0 × 1015 M pa. Deze schijf wordt volledig star verbonden aan zowel de bout als aan de buis. Dit kan vergeleken worden met het verlijmen van de schijf met beide cilinders. De bout en de buis kunnen wel nog steeds los van elkaar bewegen. Vervolgens worden de nodige krachten en momenten aangebracht aan de buitenzijde van de schijf. De krachten grijpen aan in het middelpunt van de schijf, de momenten worden vervangen door koppels die aangrijpen op de buitenrand van de schijf. Er moet wel rekening gehouden worden met de tekenconventie. Vermits de krachten in Tabel 4.10 reacties zijn, moeten deze bij de berekening van teken worden omgewisseld om zo als inwerkende krachten op het onderdeel van de motorophanging te worden beschouwd. De grootte ervan kan eenvoudig gevonden worden door het moment te delen door de momentsarm.

Figuur 4.27: Abaqus

® boutberekening mesh

Het is zeer complex om de voorspanning van de bout in rekening te brengen in de berekening in Abaqus® . Vandaar wordt geopteerd om deze hier te verwaarlozen en vervolgens in een aparte berekening de extra spanningscomponent afkomstig van de voorspanning te bepalen. Ook de randvoorwaarden worden vastgelegd. Men stelt dat zowel de buis als de bout aan de zijde van de kraag volledig ingeklemd zijn. Er kan geen verplaatsing of rotatie optreden zoals weergegeven in Figuur 4.26. Elk onderdeel wordt gemeshed met “hex” elementen. Deze mesh is voldoende nauwkeurig en is afgebeeld in Figuur 4.27.

Belastingsgeval 5-knoop 4 De inwerkende krachten op het geheel worden in Tabel 4.11 weergegeven. Tabel 4.11: Inwerkende krachten voor belastingsgeval 5-knoop 4

Fx 6903

Fy Fz (N) -1173 -11038

F Mx ±208, 4

F My (N) ±658, 1

F Mz ±615, 3


4.4 Resultaat

64

De resultaten worden eerst grafisch weergegeven in Figuur 4.28 en nadien volgt een korte bespreking waarbij ook rekening wordt gehouden met de voorspanning. Deze figuren geven een idee over de spanningsverdeling binnen de buis. De spanningen die optreden in de zeer stijve schijf zijn logischerwijze extreem groot maar doen niets ter zake in de berekening. Zoals reeds vermeld moet nog een kort onderzoek gebeuren om de voorspankracht in rekening te brengen. Aangezien de voorspanning optreedt volgens de x-as moet men rekening houden met een extra spanningscomponent volgens deze as. Eerst wordt de waarde ervan bepaald. De gebruikte bouten hebben zoals reeds beschreven een diameter van 3/8”, grade SAE 5. Dit bepaalt het vereiste koppel nodig om de bout correct aan te spannen gelegen rond 25 footpounds. Omrekenen naar N m geeft 25 f oot − pounds = 25 × 0, 453592

N m kg × 9, 81 × 0, 3048 = 33, 9 N m pound kg f oot

(4.19)

Vermits geen gegevens werden gevonden inzake het verband tussen koppel en voorspankracht bij bouten, worden de waarden vergeleken met een ISO bout, diameter 10 mm en sterkte 8.8 die zeer gelijkaardig is. Het verband hier geeft een voorspankracht van ongeveer 30000 N [23]. Hierbij wordt geen rekening gehouden met de waarde van de wrijvingscoëfficiënt omdat het zo goed als onmogelijk is deze experimenteel te bepalen. Deze kracht werkt als een drukkracht op de buis en als een trekkracht op de bout. De kracht en de doorsnede is gekend dus de spanning kan nu eenvoudig worden bepaald. 30000 N = 423, 45 M P a (9, 5 mm)2

(4.20a)

−30000 N = −123, 38 M P a (202 − 9, 52 mm2 )

(4.20b)

σbout =

σbuis =

π 4

π 4

Uit Abaqus® kan nu de knoop worden gehaald met de grootste Von Mises spanning in de bout en in de buis. De resultaten worden weergegeven in Tabel 4.12 waaruit blijkt dat de vloeigrens niet overschreden wordt voor noch de bout noch de buis. Tabel 4.12: Berekening Von Mises spanning voor bout en buis-belastingsgeval 5 Bout σxx Zonder voorspanning Met voorspanning

148 572

σyy (MPa) 38,3057 38,3057

σzz

τxy

20,7543 20,7543

5,33084 5,33084

τxz τyz (MPa) 22,775 -4,31267 22,775 -4,31267

σVM (MPa) 126,74 544,12

τxz (MPa) 35,094 35,094

σVM (MPa) 213,88 332,82

Buis σxx Zonder voorspanning Met voorspanning

-243,919 -367,298

σyy (MPa) -60,505 -60,505

σzz

τxy

-23,665 -23,665

-1,295 -1,295

τyz 9,801 9,801


4.4 Resultaat

65

(a) 3D overzicht

(b) Voorzicht

Figuur 4.28: Belastingsgeval 5-knoop 4: berekening Abaqus

®


4.4 Resultaat

66

Belastingsgeval 7-knoop 2 De berekening gebeurt volledig analoog aan voorgaande paragraaf. De inwerkende krachten zijn weergegeven in Tabel 4.13. Tabel 4.13: Inwerkende krachten voor belastingsgeval 7-knoop 2

Fx 7717

Fy Fz (N) 1623 -11638

F Mx ±148, 4

F My (N) ±581, 2

F Mz ±780, 6

De resultaten van de berekening worden weergegeven in Tabel 4.14 en Figuur 4.29. Hier is duidelijk te zien dat dit belastingsgeval voor hogere spanningen zorgt dan belastingsgeval 5. Het betreft hier het meest kritische geval. Tabel 4.14: Berekening Von Mises spanning voor bout en buis-belastingsgeval 7 knoop 2 Bout σxx Zonder voorspanning Met voorspanning

155,993 579,445

σxx

Zonder voorspanning Met voorspanning

σyy (MPa) 39,000 39,000

σyy (MPa) -258,200 -64,586 -381,579 -64,586

σzz 22,324 22,324

τxy

τxz (MPa) -7,588 23,170 -7,588 23,170

6,736 6,736

σVM (MPa) 133,55 550,72

τxz τyz (MPa) -0,892 36,622 -9,577 -0,892 36,622 -9,577

σVM (MPa) 226,07 345,00

Buis σzz τxy -24,682 -24,682

τyz


4.4 Resultaat

67

(a) 3D overzicht

(b) Voorzicht


®


4.4 Resultaat

68

Belastingsgeval 7-knoop 4 De berekening gebeurt volledig analoog aan voorgaande paragraaf. De inwerkende krachten zijn weergegeven in Tabel 4.15. Tabel 4.15: Inwerkende krachten voor belastingsgeval 7-knoop 4 Fx 7316

Fy Fz (N) -957 -10880

F Mx ±321

F My (N) ±601, 8

F Mz ±827, 6

De resultaten van de berekening worden weergegeven in Tabel 4.16 en Figuur 4.30. Hier is duidelijk te zien dat dit belastingsgeval voor lagere spanningen zorgt dan belastingsgeval 7 ter hoogte van knoop 2 wat duidt op een minder kritisch geval. Tabel 4.16: Berekening Von Mises spanning voor bout en buis-belastingsgeval 7 knoop 4

Bout σxx


σyy (MPa) 143,936 37,166 567,388 37,166

σzz

τxy

20,1065 20,1065

5,310 5,310

τxz (MPa) 22,0566 22,0566

τyz -4,189 -4,189

σVM (MPa) 122,92 540,43

Buis σxx


σyy (MPa) -241,647 -59,730 -365,026 -59,730

σzz

τxy

-23,517 -23,517

-4,034 -4,034

τxz (MPa) 35,318 35,318

τyz 9,916 9,916

σVM (MPa) 212,318 331,147


4.4 Resultaat

69

(a) 3D overzicht

(b) Voorzicht


®


4.5 Controleberekening

70

Uit bovenstaande berekeningen kan men concluderen dat de bout voldoende sterk is in belastingsgeval 7 ter hoogte van knoop 2. Aangezien dit het meest kritische belastingsgeval is, zal deze bout zeker voldoen in elk van de overige belastingsgevallen. Verder is het zo dat ter hoogte van knopen 1; 3; 16; 17 de afstand van de vuurplaat tot de knoop kleiner is dan 15 mm meer bepaald 10 mm of 5 mm. Brengt men dit samen met de kleinere reactiekrachten ter hoogte van de genoemde knopen, dan wordt het duidelijk dat elke boutverbinding voldoende sterkte bezit om de constructie te dragen en om de belastingen over te brengen naar de sterktedragende structuur van het vliegtuig.

4.5 4.5.1

Controleberekening Algemeen

Eén van de grote nadelen van Cadre Lite® is dat het de spanningen in de constructie niet berekent. Vandaar worden in paragraaf 4.4.3.2 de Von Mises spanningen voor elk element met een analytische methode bepaald. Om deze berekeningen enigszins te controleren, werd een ander eindige-elementen pakket gezocht dat deze berekening wel kan verwezenlijken. Dit pakket moet zowel reactiekrachten, verplaatsingen als spanningen berekenen en aldus een controleberekening vormen voor Cadre Lite® . Na enig zoekwerk werd een gratis pakket gevonden, Axis VM® [24] genaamd, dat analoog is aan Cadre Lite® maar uitgebreider. Dit pakket beschikt over de extra mogelijkheid dat verschillende belastingsgevallen tegelijkertijd kunnen worden berekend en dat ook spanningen en krachten op een grafische manier kunnen worden weergegeven. Het model wordt hier behandeld als een raamwerk zodat de ware spanningen in rekening worden gebracht. Het is uiteraard onmogelijk om voor elk belastingsgeval en voor elk element na te gaan of de spanningen Figuur 4.31: Axis VM® model en krachten wel degelijk dezelfde zijn. Aangezien het programma volledig analoog is aan Cadre Lite® , is ook de input identiek aan deze besproken in paragraaf 4.4.1. Het model is weergegeven in Figuur 4.31. Hierin zijn duidelijk de elementen te zien die geen deel uitmaken van de ophanging zelf maar die instaan voor het modelleren van de motor en het neuswiel.

4.5.2

Resultaten

Zowel de verplaatsingen, de reactiekrachten, de inwendige krachten en de Von Mises spanningen worden gecontroleerd. Hierna volgt een volledig uitgewerkt voorbeeld voor belastingsgeval De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig


71

9 aangezien dit hetzelfde is als bij voorgaande besprekingen. Verplaatsingen Als eerste worden de verplaatsingen vergeleken. In Tabel 4.17 zijn de resultaten weergegeven. Men stelt vast dat dit voor elke knoop identieke verplaatsingen oplevert. Tabel 4.17: Vergelijking van de verplaatsingen-belastingsgeval 9

®

Cadre Lite x

y

z

x rot

(mm)

Axis VM y rot

z rot

x

(rad)

y

z

®

x rot

(mm)

y rot

z rot

(rad)

0

0

0

0

0

0

1

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

2

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

3

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

4

0

0

0

0

0

0

-0,580

-0,041

-1,747

0,001

-0,003

0,000

5

-0,581

-0,041

-1,749

0,001

-0,003

0,000

-0,605

-0,093

-0,490

0,001

-0,002

0,000

6

-0,606

-0,093

-0,490

0,001

-0,002

0,000

-0,031

0,623

-0,359

0,003

-0,001

-0,001

7

-0,031

0,624

-0,360

0,003

-0,001

-0,001

-0,199

0,060

-0,662

0,001

-0,003

0,000

8

-0,199

0,060

-0,663

0,001

-0,003

0,000

-0,650

-0,034

-2,075

0,001

-0,003

0,000

9

-0,651

-0,034

-2,078

0,001

-0,003

0,000

-0,809

-0,065

-0,790

0,000

-0,003

0,000

10

-0,810

-0,065

-0,791

0,000

-0,002

0,000

-0,265

0,056

-1,218

0,001

-0,003

0,000

11

-0,265

0,057

-1,220

0,001

-0,003

0,000

-0,101

-0,732

-0,601

-0,004

-0,001

0,002

12

-0,101

-0,733

-0,602

-0,004

-0,001

0,002

-0,645

-0,028

-1,244

0,001

-0,004

0,000

13

-0,646

-0,028

-1,246

0,001

-0,004

0,000

-0,270

0,000

0,454

0,000

-0,001

0,000

14

-0,270

0,000

0,454

0,000

-0,001

0,000

-0,022

0,000

0,460

0,000

-0,001

0,000

15

-0,022

0,000

0,461

0,000

-0,001

0,000

0

0

0

0

0

0

16

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

17

0

0

0

0

0

0

0,214

0,270

-1,508

0,001

-0,003

0,000

19

0,214

0,271

-1,510

0,001

-0,003

0,000

Reactiekrachten en reactiemomenten Ook de reactiekrachten en reactiemomenten in knopen 1; 2; 3; 4; 16; 17 worden berekend via Axis VM® . Ze worden net zoals in Cadre Lite® als inklemmingen beschouwd. De resultaten worden voor belastingsgeval 9 weergegeven in Tabel 4.18. Voor de vergelijking met de resultaten van Cadre Lite® wordt verwezen naar Tabel 4.10. De waarden zijn voor elk belastingsgeval gecontroleerd. Het lijkt echter zinloos om ook al deze resultaten hier weer te geven. Vandaar wordt de tabel beperkt tot enkel het laatste belastingsgeval.



72

Tabel 4.18: Reactiekrachten en reactiemomenten-belastingsgeval 9

Fx Knoop 1 2 3 4 16 17

5232,7 -2953,7 7424,1 -5883,4 -3394,9 -3394,9

Belastingsgeval 9 Fz Mx

Fy (N) 2972,6 2628,6 -3351,3 -2249,9 -2374,3 2374,3

-4714,7 1924,8 -4305,0 7091,9 -5276,0 -5276,0

My (Nmm) -2221 6217 11867 -1006 6256 19498 -12649 2144 3327 -9317 -3327 -9317

Mz 5686 7540 -8371 -8290 2260 -2260

Von Mises spanningen

®

Figuur 4.32: Von Mises spanning volgens Axis VM -belastingsgeval 9

Tenslotte worden ook de Von Mises spanningen berekend via de eindige-elementen software. Opnieuw wordt enkel belastingsgeval 9 beschouwd. De overige gevallen worden echter zorgvuldig gecontroleerd op gelijkaardige spanningswaarden. In Figuur 4.32 is de oplossing getoond. De verschillende kleuren stellen verschillende spanningsniveau’s voor (zie legende). De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig


73

Men kan hierop duidelijk zien dat twee elementen zwaar worden belast: element 10-11 en 11-12. Hierin treden Von Mises spanningswaarden op doorheen de buis zoals weergegeven in Figuur 4.33.

®

Figuur 4.33: Spanningen in element 10-11 en 11-12 volgens Axis VM -belastingsgeval 9

Men stelt vast dat de grootste Von Mises spanning gelegen is rond de 344 M P a. De beide lijnen die te zien zijn in elke grafiek duiden op de maximale en de minimale spanningsverdeling ter hoogte van een bepaalde doorsnede. Vermits de kleinste hier geen noemenswaardige rol speelt, wordt enkel gekeken naar de maximale verdeling. Voor element 10-11 geldt dat de Von Mises spanning aan de beginknoop 10 344 M P a bedraagt terwijl deze aan de eindknoop 11 338 M P a is. Kijkt men in Tabellen 4.5 en 4.6 naar het element 10-11, dan stelt men vast dat de Von Mises spanning in dit geval voor de beginen eindknoop respectievelijk 352 M P a en 341 M P a. Deze waarden liggen dus behoorlijk dicht bij de Excel® berekeningen. Bestudeert men element 11-12, dan krijgt men uit het Excel® werkblad 340 M P a voor de beginknoop en 273 M P a voor de eindknoop. Deze liggen voldoende dicht bij de 334 M P a en 272 M P a berekend via Axis VM® in Figuur 4.33. Voor de volledigheid worden in Tabel 4.19 de maximale Von Mises spanningen in beginen eindknoop van elk element weergegeven. Deze moeten vergeleken worden met hun respectievelijke waarden van de uitgebreide spanningsberekening uit paragraaf 4.4.3.2.



74

®

Tabel 4.19: Von Mises spanningen volgens Axis VM -belastingsgeval 9 Von Mises spanning (MPa)

4.5.3

Von Mises spanning (MPa)

Element

Beginknoop

Eindknoop

Element

Beginknoop

Eindknoop

S10*11*18

344,43

338,31

S14*16*18

223,60

216,77

S11*12*18

333,93

272,13

S14*17*18

236,39

228,94

S7*8*18

162,52

182,06

S1*6*18

125,14

115,72

S5*6*18

76,83

84,48

S3*10*18

118,02

104,53

S9*13*18

92,55

82,91

S3*6*18

26,75

25,54

S6*8*18

69,70

73,94

S9*11*18

9,25

9,11

S6*13*18

59,19

72,93

S5*8*18

11,84

11,79

S9*10*18

17,22

21,13

S1*5*18

55,90

42,20

S5*9*18

8,31

8,91

S3*9*18

52,73

43,64

S6*10*18

21,32

28,07

S2*15*18

82,13

85,68

S10*13*18

41,83

38,07

S4*15*18

78,85

83,23

S5*13*18

58,72

50,43

S2*7*18

75,61

77,09

S2*14*18

179,25

181,87

S4*12*18

101,32

103,12

S4*14*18

186,40

187,43

S2*6*18

51,49

54,48

S3*11*18

92,17

80,37

S4*10*18

107,11

107,92

S1*8*18

32,19

43,82

S14*15*18

53,73

49,62

S3*12*18

31,62

19,40

S11*8*18

3,76

4,27

S1*7*18

33,87

31,27

S19*5*18

2,26

4,20

S6*7*18

63,13

53,73

S19*11*18

1,37

1,38

S1*14*18

78,33

79,98

S9*8*18

1,68

0,84

S3*14*18

79,27

81,56

S19*8*18

1,67

2,71

S9*12*18

146,51

111,16

S11*5*18

1,88

2,24

S5*7*18

123,91

120,03

S19*9*18

2,00

3,46

S10*12*18

141,22

136,57

®

Controleberekening Abaqus

Naast Cadre Lite® en Axis VM® wordt het raamwerk ook uitgerekend met Abaqus® . Aangezien het geen echte meerwaarde biedt om ook deze berekening uit de doeken te doen, wordt er hier geen verdere aandacht aan besteed. Een volledige analoge berekening toont echter aan dat de waarden van verplaatsingen, reactiekrachten en inwendige krachten ook hier dezelfde resultaten genereren.

4.5.4

Besluit

Deze methode geeft op een aantal M P a na dezelfde resultaten als deze door Cadre Lite® berekend. Hieruit blijkt dat de optredende spanningen in de elementen zeker qua grootteorde correct zijn. Er blijkt dat alle spanningen voldoende ver beneden de vloeigrens van het chroom-molybdeen staal blijven.


4.6 Algemeen besluit

4.6

75

Algemeen besluit

In dit hoofdstuk zijn alle eigenschappen van de motorophanging aan bod gekomen. Elk onderdeel is berekend met een eindige-elementen pakket, hetzij Cadre Lite® , hetzij Abaqus® , hetzij Axis VM® . Behalve het tussenstuk dat de hoekverandering verwezenlijkt, voldoen alle onderdelen aan de sterkte- en stijfheidsvereisten. Indien blijkt dat het tussenstuk plastische vervorming zou ondergaan, kan altijd overgestapt worden op hetzelfde tussenstuk verstevigd met hoekprofielen. De buizen werden zowel op trek, druk, als knik berekend en zijn voldoende sterk. Een controleberekening van de ophanging is uitgevoerd om eventuele foutieve ingave of fouten in het programma te detecteren. Aangezien men tot dezelfde resultaten komt voor elk van de drie programma’s kan geconcludeerd worden dat de berekeningen correct uitgevoerd zijn. Hiermee is de motorophanging volledig gedimensioneerd. Om een beter beeld te krijgen hoe de motorophanging er in werkelijkheid zal uitzien, maakt men aan de hand van het ontwerp een schaalmodel van de ophanging en de motor. Dit model kan gebruikt worden om betere ruimtelijke inzichten te verwerven en om een beeld te vormen van het volledige ontwerp. Figuren van het schaalmodel zijn weergegeven in Bijlage E.


BRANDSTOFSYSTEEM

76

Hoofdstuk 5 Brandstofsysteem 5.1

Inleiding

Naast de motorophanging is ook het brandstofsysteem een cruciaal onderdeel in het vliegtuigontwerp. Enerzijds staat het in voor de opslag van de brandstof en anderzijds is het verantwoordelijk voor het leveren van de gevraagde hoeveelheid zuivere brandstof op de juiste druk aan de motor. Een goed ontworpen brandstofsysteem moet betrouwbaar zijn in alle situaties. Het moet bij hoogteveranderingen, abrupte manoeuvres en bij plotse versnellingen of vertragingen onfeilbaar werken. Het is evident dat de brandstoftoevoer nooit onderbroken mag worden om het uitvallen van de motor te voorkomen. Hierbij is de veiligheid uiteraard van primordiaal belang. Vooreerst moet nagegaan worden of het dalende brandstofgewicht tijdens verbruik geen balansproblemen geeft. Dit wordt gecontroleerd door in de weight and balance-berekeningen alle mogelijke extreme gevallen te bekijken (zie Hoofdstuk 3). Bovendien is het zeer belangrijk dat het brandstofsysteem een hoge redundantiegraad bezit. Er zijn in het verleden al meer ongelukken gebeurd door een fout in het brandstofsysteem dan door een motorfalen. Er moet steeds voldoende brandstof aan de motor worden toegevoerd om uitvallen te voorkomen. Indien het vliegtuig 2 of meer tanks heeft, bestaat het gevaar dat door een verkeerde tankkeuze lucht wordt aangezogen uit een lege tank. Onzuiverheden in de brandstof moeten vermeden worden omdat deze de brandstoftoevoer naar de motor kunnen blokkeren. Ook water is zeer gevaarlijk in het brandstofsysteem. Het kan immers condenseren wanneer de tanks gedeeltelijk gevuld zijn. Als water via de brandstofleiding naar de motor wordt getransporteerd, kan de motor uitvallen. Water verwijderen kan enkel ter hoogte van de tanks zelf wat betekent dat hiervoor extra maatregelen moeten getroffen worden. Een ander belangrijk aspect is het brandstofbeheer (E: fuel management). In een auto werkt dit heel eenvoudig aangezien het enige aandachtspunt de brandstofhoeveelheid in de tank is. Bij een vliegtuig is dit veel ingewikkelder doordat de piloot zelf instaat voor het brandstofbeheer. Een manuele bediening is noodzakelijk om te kunnen anticiperen op onbalans bij De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.2 Het doel

77

ongelijkmatig geleegde tanks. Het is ook vereist om het brandstofmengsel te verarmen wanneer op grotere hoogte wordt gevlogen. Een hieraan gekoppeld nadeel is de mogelijkheid tot foutief gebruik van de bediening. Een piloot kan zelf een verkeerde tank selecteren waardoor de motor kan uitvallen. Deze problematiek is de reden waarom vele piloten niet te spreken zijn over de werking van hun brandstofvoorziening. De knoppen zijn slecht gepositioneerd en de bediening is allesbehalve evident. Tot op heden bestaan er geen normen voor automatische brandstofsystemen wegens gebrek aan onderzoek. Veel bedrijven produceren propellervliegtuigen op kleine schaal wat hen financieel belet een onderzoeksafdeling uit te bouwen om zaken zoals een automatische brandstofregeling uit te werken. De redundantiegraad van hedendaagse systemen is ontoereikend om toegepast te worden in de wereld van de sportvliegtuigen. In de automobielsector daarentegen zijn de brandstofsystemen bijna foutloos geworden.

5.2

Het doel

In het bestaande Mission M212 prototype is er één brandstoftank voorzien in de romp onder de passagierszetels. Dit heeft verschillende nadelen: beperkte plaats in de romp beperkte grootte van de tank door structuuronderdelen beperkte plaats in de cockpit

Eén van de doelstellingen van deze scriptie bestaat erin om geen gebruik te maken van één romptank maar om over te gaan naar een systeem met één tank in elke vleugel (E: wing tank). Hierbij moet extra aandacht worden besteed aan de ontluchting (E: venting) van de tanks. Daarnaast moet een brandstofsysteem worden ontwikkeld dat eenvoudig in gebruik is. Uiteraard speelt hierbij de meting van de brandstofhoeveelheid in elke tank een doorslaggevende rol. Tenslotte moeten, naast normale werkingsomstandigheden, ook uitzonderlijke omstandigheden worden gecontroleerd. Bij het falen van een component moet voldoende veiligheid worden voorzien om dit probleem te omzeilen en de motor draaiende te houden.

5.3

Brandstoftanks

5.3.1

Algemeenheden

Zoals reeds vermeld heeft de huidige Mission M212 slechts één tank in de romp van het vliegtuig. De reeds vermelde nadelen zorgen voor een beperking in brandstofhoeveelheid tot 160 l. Dit komt ongeveer overeen met een vijftal uren vliegautonomie. Deze beperking kan opgelost worden door gebruik te maken van vleugeltanks. In de vleugels zijn er namelijk grote open De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.3 Brandstoftanks

78

ruimtes die gemakkelijk als opslagruimte kunnen gebruikt worden. Vroeger werden vleugeltanks vooral uit aluminium vervaardigd: op maat gesneden aluminiumplaten werden met klinknagels aan elkaar bevestigd. Later werden ze aan elkaar gelast om lekken tegen te gaan. Hoewel aluminium vrij licht is, is het om constructieredenen beter de tanks te vervaardigen uit hetzelfde composiet als de vleugel. Elke tank wordt onderverdeeld in een aantal compartimenten. Dit type tank wordt “ge¨ıntegreerde tank” genoemd. De grenzen tussen de verschillende compartimenten worden tussenschotten (E: baffles) genoemd. In deze tussenschotten zijn gaten voorzien om de ruimtes onderling met elkaar te verbinden zodat ze steeds op dezelfde druk blijven. Dit speelt een grote rol bij de ontluchting zoals besproken zal worden in paragraaf 5.10. Onderaan zijn de tussenschotten voorzien van een terugslagklep waardoor de brandstof naar de romp kan stromen maar niet naar de vleugeltip. Dit systeem voorkomt tijdens een manoeuvre het overmatig bewegen van de brandstof van de ene naar de andere kant van de tank en is noodzakelijk om de bestuurbaarheid van het vliegtuig te garanderen. Bij Lambert Aircraft Engineering wordt composiet veelvuldig gebruikt waardoor de keuze voor integrale tanks voor de hand ligt. De tank wordt in zes stukken verdeeld zoals weergegeven in Figuur 5.1.

Figuur 5.1: Integrale tanks


5.4 Reglementeringen

5.3.2

79

Inhoud vleugeltanks

Om de inhoud van de ge¨ıntegreerde brandstoftanks in de vleugels te bepalen, worden deze in Solidworks® getekend waarbij uitgegaan wordt van data verkregen van Lambert Aircraft Engineering. Aldus verkrijgt men een volume van 158 l per tank. Aangezien bij de berekening nog geen rekening is gehouden met de plaatsinname door de tussenschotten zal dit volume wel nog verkleinen. Bovendien zal ook een kleine hoeveelheid brandstof (E: unusable fuel) verloren gaan in een trechtervormige bodem nodig om het water en vaste deeltjes te laten bezinken. Voorafgaand aan elke vlucht moet dus een kleine hoeveelheid brandstof uit de bodem verwijderd worden via een terugslagklep om zo eventueel bezinksel en water te verwijderen. Hierdoor kan de leiding die de brandstof naar de motor moet brengen niet helemaal op de bodem van de tank worden aangesloten wat voor een bijkomend volumeverlies zorgt. Rekening houdend met de bovenstaande volumeverliezen wordt geschat dat er in totaal 300 l brandstof beschikbaar (E: usable fuel) zal zijn voor beide tanks samen.

5.4

Reglementeringen

[25]

Uiteraard moet het brandstofsysteem ook aan de opgelegde normen voldoen. Deze zijn opgesteld door de Federal Aviation Regulations en zijn specifiek van toepassing op sportvliegtuigen. Hierna worden enkele van de vereiste voorwaarden opgesomd: Eén pomp mag nooit gelijktijdig uit meerdere tanks brandstof pompen. Bovendien moet het aanzuigen van lucht worden vermeden. F iller caps moeten ontworpen worden om foute installatie of loskomen ervan tijdens een vlucht te voorkomen. Voorzorgen moeten worden genomen zodanig dat de brandstofdamp niet kan ontsteken door invallende bliksem (geen probleem door dieseleigenschappen). De pomp moet 125 % van het take-of f brandstofdebiet kunnen leveren. Als een selector valve aanwezig is waarmee een andere tank kan geselecteerd worden in een systeem met meerdere tanks, dan moet het vermogenverlies beperkt worden tot 10 s. Elke tank moet voorzien zijn van voldoende verluchting om de productie van gevaarlijke dampen te vermijden. De tank mag niet langs het motorgedeelte van de vuurplaat ge¨ınstalleerd worden en moet minstens een halve inch van de vuurplaat verwijderd liggen. Elke tank moet een expansievolume van 2 % hebben dat niet met brandstof kan gevuld worden.


5.5 Bestaande brandstofsystemen

80

Er moet een reservoir voorzien zijn onderaan de tank waarin water en verontreinigende stoffen kunnen bezinken als het vliegtuig aan de grond staat. Bovendien moet een afvoer worden ge¨ınstalleerd om deze stoffen te kunnen verwijderen. Tijdens het tanken mag gemorste brandstof niet in het vliegtuig binnendringen. Op de f iller caps moet het woord “FUEL” staan samen met de minimum vereiste kwaliteit van de brandstof. Als de uitlaat van beide brandstoftanks met elkaar verbonden is, moet ook het luchtgedeelte boven de brandstof met elkaar in verbinding staan. Als er een brandstofterugvoer is, moet deze naar de eerst gebruikte tank gaan. Alle tanks moeten een filter hebben ter hoogte van de uitlaat.

Meer informatie omtrent alle voorgaande eisen is beschreven in Bijlage D.

5.5

Bestaande brandstofsystemen

5.5.1

Zwaartekracht brandstofsystemen

[26]

Dit systeem maakt gebruik van de zwaartekracht om de brandstof uit de tank naar de motor te stuwen. De bodem van de tank moet voldoende hoog gelegen zijn om druk te creëren en zo het brandstoftransport te verzekeren. Om deze reden wordt dit systeem in hoogdekker sportvliegtuigen gebruikt. Een schematische voorstelling van het systeem is weergegeven in Figuur 5.2. De twee vleugeltanks zijn verbonden met een driewegkraan die naar het injectiesysFiguur 5.2: Zwaartekracht brandstofsysteem teem van de motor leidt. Dit kan aldus gevoed worden met brandstof uit de linkertank of uit de rechtertank of uit beide tanks tegelijk. Bovendien kan de brandstoftoevoer naar de motor ook volledig worden afgesloten. Aangezien in het systeem brandstof uit beide tanks kan worden genomen, moet een verbinding voorzien worden tussen de twee tanks. Zoniet zou er een onderdruk kunnen ontstaan in één van beide tanks tijdens een vlucht wat de brandstoftoevoer ernstig zou kunnen verstoren. Bovendien moet ook een verbinding worden voorzien tussen de tanks en de atmosfeer. Zoniet kan bij het tanken een overdruk ontstaan wat kan resulteren in beschadiging van de tanks. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.5 Bestaande brandstofsystemen

5.5.2

81

Systemen met brandstofpomp

Voor een vliegtuig van het laagdekkertype kunnen de brandstoftanks niet voldoende hoog worden geplaatst om het zwaartekrachtprincipe, beschreven in paragraaf 5.5.1, toe te passen. Voor dit type vliegtuig moet een pomp worden voorzien die de brandstof uit één van beide tanks naar de motor kan transporteren (zie Figuur 5.3). Om dit te verwezenlijken, is er nood aan een driewegpomp. Aangezien een pomp nooit twee ingangen en slechts één uitgang heeft, kan Figuur 5.3: Systeem met brandstofpomp geen brandstof uit beide tanks tegelijk gepompt worden. Wanneer één tank leeg is, stroomt er lucht naar de motor en valt deze stil. In dit systeem moeten steeds twee pompen aanwezig zijn: een elektrische en een mechanische motor-aangedreven pomp. In volle vlucht is het de mechanische pomp die de brandstofvoorziening regelt. Bij opstarten kan de mechanische brandstofpomp echter niet worden gebruikt waardoor een bijkomende elektrische pomp noodzakelijk is. Beide pompen staan in parallel zodanig dat bij falen van één pomp de andere de taak kan overnemen. Hierbij fungeert de elektrische pomp meestal als back-up.

5.5.3

Hoogdekker vliegtuig met brandstofinjectiesysteem

In tegenstelling tot de eerder besproken brandstofsystemen, transporteert dit systeem een deel van de brandstof terug van de pomp naar de tank. Door de aanwezigheid van eventuele dampen is een verstopping van de brandstoftoevoer niet uitgesloten. De oplossing bestaat erin deze dampen naar de tank terug te sturen via een hoeveelheid brandstof. De precieze werking wordt hierna besproken: Onder invloed van de zwaartekracht stroomt brandstof van een vleugeltank via een leiding naar de accumulatortank. De twee vereiste accumulatortanks worden onderling verbonden via een driewegkraan met drie standen: de rechtse accumulator, de linkse accumulator of geen van beiden. Deze kraan zorgt ervoor dat brandstofdampen, afkomstig van de mechanische pomp, teruggevoerd worden naar de vleugeltank. De elektrische pomp stuwt de brandstof vervolgens via een filter naar de mechanisch aangedreven pomp en vervolgens naar het brandstofinjectie-controlesysteem. Dit controlesysteem zorgt ervoor dat het brandstofoverschot en de brandstofdampen naar de mechanische pomp De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.6 Principeschema M212

82

Figuur 5.4: Hoogdekker vliegtuig met brandstofinjectiesysteem

en vandaar via de “fuel return check valve” naar de driewegkraan terugkeren. De pompen zijn turbopompen en kunnen een variabel debiet leveren afhankelijk van de druk. Het volledige systeem is weergegeven in Figuur 5.4.

5.6

Principeschema M212

Twee ge¨ıntegreerde tanks in de vleugels zijn het vertrekpunt. Aangezien de Mission M212 een laagdekker is, kan men geen gebruik maken van een zwaartekracht brandstofsysteem. Een brandstofpomp zou dit probleem op het eerste zicht kunnen verhelpen zoals beschreven in paragraaf 5.5.2. Toch is het rechtstreeks toepassen van één van de systemen uit paragraaf 5.5 onmogelijk. De belangrijkste reden hiervoor is dat de Deltahawk-dieselmotor werkt met een brandstofterugvoer (E: fuel return). Slechts een deel van de brandstof uit de tank wordt verbruikt door de motor, de rest moet teruggevoerd worden naar de tanks omwille van verschillende redenen: De motor moet steeds voldoende brandstof krijgen, zelfs bij sterke acceleratie. De brandstofpomp levert een vast debiet. De fijnregeling van het debiet afhankelijk van het regime van de motor gebeurt door het injectiesysteem. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig


83

De teruggevoerde brandstof neemt warmte uit de motor met zich mee en staat zo deels in voor de motorkoeling. De verwarmde brandstof die terugkeert naar de hoofdtank wordt geleid door de hulptank en warmt hierdoor de brandstof in de hulptank op.

De hoeveelheid terugstromende brandstof is aanzienlijk: per uur is er bij benadering 20 l brandstofterugvoer naar de tanks. Ter vergelijking: de motor verbruikt per uur ongeveer 32 l brandstof. Tijdens het ontwerp moet hier dus bijzondere aandacht aan besteed worden. Vermits het brandstofsysteem samen met de motor het vliegtuig in de lucht houdt, moeten voldoende veiligheden en back-ups voorzien worden om stilvallen van de motor te voorkomen. Heropstarten in vlucht is namelijk niet evident. Het is van zeer groot belang om na te gaan wat de zwakke punten van het systeem zijn en welke problemen er zich kunnen voordoen bij falen van een component. Het systeem moet zodanig ontworpen worden dat een probleem aan één component nooit een volledig falen teweeg kan brengen. In vliegtuigen met twee tanks wordt in veel gevallen een symmetrische opstelling gebruikt en kan de piloot kiezen uit welke tank brandstof verbruikt wordt door middel van een speciale driewegkraan, weergegeven in Figuur 5.5. Zoals de naam aangeeft, heeft deze kraan drie standen: één voor brandstofaanvoer uit de linkertank, één voor aanvoer uit de rechtertank en één om de brandstoftoevoer af te sluiten. Het nadeel van dit systeem is dat de piloot steeds op de hoogte moet zijn van de hoeveelheid brandstof in beide tanks zodat hij op tijd kan schakelen tussen Figuur 5.5: Driewegkraan beide tanks. Een menselijke fout kan hier immers al snel leiden tot het uitvallen van de motor. Een hieraan gekoppeld probleem is de kans op onbalans. Zoals in paragraaf 5.3.2 reeds vermeld, bedraagt de inhoud van elke tank ongeveer 150 l. Met zulke grote hoeveelheden brandstof wordt het onmogelijk om met een volledig volle en een volledig lege tank het vliegtuig bestuurbaar te houden. De piloot zou dus meerdere keren moeten schakelen tussen de verschillende tanks om het onevenwicht te beperken. Om de bovenvermelde problemen te vermijden, wordt op zoek gegaan naar een ander brandstofsysteem voor de Mission M212. Het vooropgestelde schema is weergegeven in Figuur 5.6.

5.6.1

Bypass uit

In een normale situatie is de tank in de linkervleugel(wanneer men zich in het vliegtuig bevindt) de hoofdtank (E: main tank), de tank in de rechtervleugel de hulptank (E: auxiliary tank) en is de bypass uitgeschakeld. De brandstof voor de motor wordt enkel uit de hoofdtank De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig


(a) Bypass uit

84

(b) Bypass aan

Figuur 5.6: Principeschema brandstofsysteem M212

gepompt terwijl ook de brandstofterugvoer uitmondt in deze tank. De brandstofterugvoerleiding loopt door de hulptank terug naar de hoofdtank zodat de brandstof in de rechtertank opgewarmd wordt en de diesel vloeibaar kan gehouden worden bij koude temperaturen. Zoals vermeld in paragraaf 2.2 ligt het stollingspunt van diesel immers bij -45° C. Stolling moet op elk ogenblik vermeden worden aangezien het kan leiden tot problemen bij het verpompen en tot verstopping van de verschillende filters in het systeem. Een tweede reden waarom de brandstofterugvoerleiding door de hulptank loopt, is dat op deze manier niet alle warmte meegevoerd wordt vanuit de motor naar de hoofdtank. Dit zou immers kunnen leiden tot oververhitting van de hoofdtank. Verder wordt in het systeem een extra pomp voorzien die instaat voor de verbinding tussen hoofd- en hulptank, de zogenaamde transferpomp. Deze pomp zorgt ervoor dat de hoeveelheid brandstof in beide tanks nooit teveel verschilt om onbalans van het vliegtuig te voorkomen. Hierbij moet wel gezorgd worden dat de pomp niet bij het kleinste verschil aanslaat wat een te snelle slijtage zou teweegbrengen. Daarom wordt de transferpomp zodanig gestuurd dat ze aanslaat wanneer de hulptank 20 l meer brandstof bevat dan de hoofdtank. De pomp valt stil wanneer er in de hoofdtank 20 l meer brandstof zit dan in de hulptank. Door gebruik te maken van de transferpomp gebeurt het verpompen van brandstof dus volledig automatisch. De piloot moet het niveau in de tanks niet constant in de gaten houden waardoor de kans op menselijke fouten gevoelig gereduceerd wordt. Er moeten ook nog extra veiligheden worden voorzien. Zo moet de piloot worden gewaarschuwd wanneer de tank leeg is en mag de transferpomp geen brandstof blijven pompen in de De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.7 Regelschema

85

hoofdtank; die zou immers kunnen overlopen. Voor de volledige analyse van het regelschema wordt verwezen naar paragraaf 5.7.

5.6.2

Bypass aan

Men moet er steeds rekening mee houden dat een bepaalde component uit de automatische sturing kan falen zoals bijvoorbeeld de transferpomp. Dit kan zowel een elektrische als een mechanische oorzaak hebben. Het gevolg hiervan is dat de hoofdtank leeg kan lopen terwijl de hulptank nog brandstof bevat. Om dit te vermijden, wordt er een back-up systeem in het ontwerp ingebouwd zoals weergegeven in Figuur 5.6(b). Het back-up systeem moet door de piloot worden geactiveerd en bestaat uit het bedienen van een driewegkraan (Figuur 5.5). Bij het schakelen naar de back-up stand wordt de brandstof rechtstreeks uit de hulptank naar de motor gepompt. De transferpomp en de hoofdtank worden dan omzeild. Dit systeem heeft echter één nadeel: de ongebruikte brandstof ter hoogte van de motor keert terug naar de hoofdtank waardoor deze gevuld wordt. Daarom moet de piloot de driewegkraan terug in de normale stand plaatsen wanneer de hulptank leeg is. Het vullen van de hoofdtank kan vrij snel gaan aangezien het terugvoerdebiet ongeveer 95 l/h bedraagt. Het back-up systeem automatiseren is niet mogelijk omwille van de mechanische sturing van de driewegkraan. Het aansturen van de kraan via een elektromotor is een eventuele oplossing maar deze is veel te duur om toegepast te worden in een propellervliegtuig. Bovendien wordt de afhankelijkheid van de elektronica hierdoor te groot.

5.7 5.7.1

Regelschema Inleiding

Voor het opstellen van het regelschema van de transferpomp zoals besproken in paragraaf 5.6 wordt gebruik gemaakt van het programma Simulink® , een onderdeel van Matlab® . Simulink® biedt de mogelijkheid het regelschema grafisch te simuleren. Bovendien kan met subsystemen worden gewerkt wat het geheel veel overzichtelijker maakt. Een gedeelte van het schema wordt verborgen gehouden en vervangen door één enkele blok waarvan de parameters eenvoudig aangepast kunnen worden. Er kan eveneens getest worden hoe het systeem reageert bij het uitvallen van bepaalde componenten. In de volgende paragrafen worden alle gesimuleerde onderdelen afzonderlijk besproken. Verder wordt uitgelegd hoe het totaalschema werkt en worden er een aantal simulaties weergegeven. Tenslotte wordt de gevoeligheid van bepaalde parameters bestudeerd.


5.7 Regelschema

5.7.2

86

Subsysteem hoofdtank

Het eerste besproken subsysteem simuleert de werking van de hoofdtank. In Figuur 5.7 is te zien hoe Simulink® dit in het hoofdschema voorstelt.

Figuur 5.7: Voorstelling hoofdtank in hoofdschema

Het systeem bezit drie ingangen: Qin , Qout en f uel return. Qin is het brandstofdebiet afkomstig van de hulptank, uitgedrukt in l/h. Het kan twee waarden aannemen: nul of het leverbare debiet door de transferpomp. Qout is het brandstofdebiet dat door de brandstofpomp naar de motor verpompt wordt, eveneens uitgedrukt in l/h. Dit debiet is constant bij draaiende motor. Deze ingang is dan ook afkomstig van het subsysteem dat de motor beschrijft. Er is nog een derde ingang f uel return die weergeeft welk gedeelte van Qout niet door de motor wordt verbruikt maar terug naar de hoofdtank wordt getransporteerd (in l/h). Er zijn eveneens drie uitgangen. De eerste f uel level M geeft weer hoeveel liter brandstof de hoofdtank nog bevat. De uitgang empty tank M geeft een signaal gelijk aan 1 als de hoofdtank leeg is en gelijk aan 0 in het andere geval. De uitgang overf low M werkt op dezelfde manier en geeft enkel een signaal gelijk aan 1 bij een volledig gevulde hoofdtank. Dit wordt verder gebruikt in de regeling van de transferpomp zodanig dat de transferpomp uitvalt wanneer de hoofdtank vol is. De regeling van dit systeem gebeurt in werkelijkheid via sensoren die uitgebreid zullen besproken worden in paragraaf 5.8.

Figuur 5.8: Subsysteem hoofdtank De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.7 Regelschema

87

In Figuur 5.8 is het subsysteem in detail weergegeven. De ingangen Qin en f uel return worden opgeteld omdat deze beide voor een stijging van het niveau in de tank zorgen. Qout wordt daarvan afgetrokken omdat dit voor een afname van de hoeveelheid brandstof in de hoofdtank zorgt. Het resultaat wordt dan met een gelimiteerde integrator verbonden. Deze standaardfunctie in Simulink® zorgt ervoor dat het brandstofvolume in de tank wordt bijgehouden. Er kunnen bovendien grenzen worden gesteld aan de grootte van de tank, net zoals het verbod van negatieve volumes. Dit alles wordt in Figuur 5.9 weergegeven. Vervolgens wordt het signaal omgezet naar Figuur 5.9: Instelling van de gelimiteerde integrator een niveau wat noodzakelijk is voor de volgende stappen. Hierbij wordt uitgegaan van een cilindervormige brandstoftank wat in realiteit niet het geval is. Toch heeft deze onderstelling geen invloed op de simulaties. Door het resultaat eenvoudigweg te delen door een cirkeloppervlak wordt een niveau verkregen. In Figuur 5.8 is te zien dat het verkregen niveau opgesplitst wordt in drie takken. De bovenste tak wordt aan een relais gekoppeld die uitgang 1 geeft wanneer het ingangssignaal een bepaalde instelbare waarde overschrijdt. Hiermee wordt de overf low-sensor nagebootst. Als omschakelwaarde van het relais wordt het hoogst mogelijke niveau in de tank gekozen. In Figuur 5.10 is weergegeven hoe het relais wordt ingesteld. De middelste tak zorgt ervoor dat het brandstofpeil wordt omgezet in l. Hiermee wordt de sensoruitgang, die de hoeveelheid brandstof in de tank meet, gesimuleerd. De derFiguur 5.10: Instelling van het relais de tak werkt gelijkaardig aan de eerste. Het relais schakelt wanneer de tank bijna leeg is en simuleert dus een sensor voor een laag brandstofpeil in de tank. Om het subsysteem eenvoudig te kunnen aanpassen worden een aantal parameters gedefinieerd zoals weergegeven in Figuur 5.11(a). In de kolom P rompt wordt een beschrijving van de parameter ingevuld. Die verschijnt ook in het dialoogvenster waarmee de waarden van de parameters kunnen gewijzigd worden. In de kolom V ariable wordt de naam van de parameter De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.7 Regelschema

88

ingegeven, zoals deze in het systeem wordt gebruikt. Alle ingevoerde variabelen kunnen dus eenvoudig aangepast worden door in het totaalschema de blok van de hoofdtank aan te klikken. Men verkrijgt dan een venster zoals in Figuur 5.11(b).

(a) Definiëren van de parameters

(b) Instellen van de parameters

Figuur 5.11: Parametergebruik

Voor de hoofdtank wordt uitgegaan van de volgende parameters: de hoogte van de tank (in dm), nodig om aan te geven waar de empty tank-sensor en de overf low-sensor zich bevinden het volume van de tank (in l) dat in paragraaf 5.3.2 reeds vastgelegd is op ongeveer 150 l de hoeveelheid brandstof aanwezig in de tank bij aanvang van de simulatie (in l) de afstand van de overf low-sensor tot de bovenkant van de tank (in dm) (Deze moet helemaal bovenaan worden gemonteerd wat door constructieve redenen onmogelijk is) de afstand van de empty tank-sensor tot de bodem van de tank (in dm) (Aangezien de sensor instaat voor het weergeven van een laag brandstofpeil moet er bij het branden van het waarschuwingslampje toch nog enige brandstof aanwezig zijn in de tank om veilig te landen. Daarom wordt de sensor zodanig gemonteerd dat hij aanslaat wanneer nog 25 l brandstof aanwezig is wat overeenkomt met nog ongeveer 45 min vliegtijd, genoeg om te landen op een nabijgelegen vliegveld.)

5.7.3

Subsysteem hulptank

In Figuur 5.12 is weergegeven hoe dit subsysteem in het hoofdschema van Simulink® wordt voorgesteld. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.7 Regelschema

89

Figuur 5.12: Voorstelling hulptank in het hoofdschema

Het aantal ingangen is kleiner dan voor de hoofdtank aangezien er geen terugvoer van brandstof is naar de hulptank. Het systeem heeft twee ingangen: Qmain en Qbypass . Qmain is het brandstofdebiet dat naar de hoofdtank wordt gepompt, uitgedrukt in l/h. Het komt overeen met de ingang Qin uit de hoofdtank en kan dus terug twee waarden aannemen: nul en het debiet geleverd door de transferpomp. De ingang Qbypass is het brandstofdebiet dat rechtstreeks naar de motor gaat (in l/h). Het verschilt enkel van nul indien het back-up systeem is ingeschakeld wat slechts gebeurt in uitzonderlijke situaties. De twee uitgangen zijn: f uel level A en empty tank A. F uel level A geeft aan hoeveel liter brandstof er nog aanwezig is in de hulptank. Empty tank A stelt dan weer een sensor voor die een signaal 1 geeft bij een lege hulptank. In alle andere situaties is dit signaal 0. Deze sensor is gelijkaardig aan de empty tank-sensor uit paragraaf 5.7.2. Een sensor om een volle tank te detecteren, is hier nutteloos aangezien het brandstofpeil enkel kan dalen.

Figuur 5.13: Subsysteem hulptank

Het gedetailleerde schema van het subsysteem wordt weergegeven in Figuur 5.13. De twee ingangen worden opgeteld en de negatieve waarde van de som wordt als ingang gebruikt voor de gelimiteerde integrator die terug de tankinhoud simuleert. Vervolgens wordt het volume omgezet in een niveau, uitgedrukt in een lengte-eenheid. Na deze niveaubepaling zijn in Figuur 5.13 twee takken te zien. De eerste tak zet het niveau om naar het aantal liter brandstof, dat nog aanwezig is in de tank. In de tweede tak wordt de empty tank-sensor voorgesteld door een relais dat naar 1 schakelt indien het niveau beneden een waarde zakt. In alle andere gevallen blijft de uitgang van het relais 0. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.7 Regelschema

90

Er worden opnieuw een aantal parameters gedefinieerd: de hoogte van de tank (in dm) het volume van de tank (in l) wat ook vastligt op 150 l de afstand van de empty tank-sensor ten opzichte van de bodem van de tank (in dm) (Deze sensor wordt in tegenstelling tot de sensor bij de hoofdtank wel zo laag mogelijk gemonteerd omdat hij enkel gebruikt wordt om de transferpomp uit te schakelen. Het signaal zegt immers niets over de hoeveelheid brandstof dat nog in het vliegtuig aanwezig is.) de hoeveelheid brandstof aanwezig in de tank bij het begin van de simulatie (in l)

Een voorbeeldscherm, waarin de parameters kunnen worden aangepast, is te zien in Figuur 5.14.

Figuur 5.14: Parameters van het subsysteem hulptank

5.7.4

Subsysteem motor

Dit gedeelte simuleert het brandstofverbruik van de motor: een deel van de brandstof wordt effectief verbruikt, terwijl een ander, maar even belangrijk deel, terugkeert naar de tanks. In Simulink® wordt dit subsysteem in het hoofdschema voorgesteld zoals in Figuur 5.15.


5.7 Regelschema

91

Figuur 5.15: Voorstelling motor in het hoofdschema

Er is slechts één ingang met name de aan/uit schakelaar. Deze schakelaar geeft aan of de motor draait en dus brandstof verbruikt. Wanneer de motor draait, is de ingang 1, in het andere geval 0. Het subsysteem heeft wel twee uitgangen: Q naar motor en f uel return. Q naar motor geeft aan hoeveel brandstof er door de brandstofpomp uit de hoofdtank wordt gepompt, uitgedrukt in l/h. Bij motorstilstand is dit natuurlijk nul. F uel return is het gedeelte van Q naar motor dat terug naar de hoofdtank wordt gevoerd (in l/h).

Figuur 5.16: Subsysteem motor

In Figuur 5.16 is het volledige schema van het subsysteem weergegeven. De switch in het midden is een schakelaar, gestuurd door de aan/uit schakelaar. Bij ingang 1 (draaiende motor) wordt de uitgang van de schakelaar gegeven door de som van de verbruikte en de terugkerende brandstof. Bij ingang 0 verbruikt de motor geen brandstof waardoor de switch ook de uitgang nul geeft. De tweede uitgang is verbonden met een constante die de brandstofterugvoer weergeeft. Deze waarde wordt door middel van een parameter ingesteld in het hoofdschema. De volgende parameters worden gedefinieerd voor het subsysteem motor: de hoeveelheid brandstof verbruikt door de motor waarbij ervan uitgegaan wordt dat deze waarde gedurende de volledige simulatie constant blijft (32 l/h bij de Deltahawkmotor) de hoeveelheid brandstofterugvoer vastgelegd op 95 l

Een voorbeeldscherm waarin de parameters kunnen worden aangepast, wordt weergegeven in Figuur 5.17.


5.7 Regelschema

92

Figuur 5.17: Parameters van het subsysteem motor

5.7.5

Subsysteem bypass

Dit gedeelte simuleert het back-up systeem. In Figuur 5.18 is weergegeven hoe dit in het hoofdschema van Simulink® wordt voorgesteld.

Figuur 5.18: Voorstelling back-up systeem in het hoofdschema

Er zijn opnieuw twee ingangen: Q naar motor en bypass aan/uit. De eerste is dezelfde als bij de motor en geeft weer hoeveel brandstof er naar de motor getransporteerd wordt (in l/h). De ingang bypass aan/uit geeft weer wanneer het back-up systeem is ingeschakeld. Bij normale werking bedraagt deze 0. Er zijn eveneens twee uitgangen: Qout en Qbypass . Qout is dezelfde als de ingang Q naar motor wanneer de bypass niet in werking is. Wanneer deze wel gebruikt wordt, is de uitgang 0. Ook Qbypass heeft dezelfde waarde als de ingang Q naar motor maar dan enkel bij ingeschakelde bypass. In Figuur 5.19 is het gedetailleerde schema van het back-up subsysteem weergegeven. De == 0 blok heeft dezelfde functie als een niet-poort. Afhankelijk van de stand van de bypass (aan/uit) wordt één van de uitgangen nul terwijl de andere de waarde van Q naar motor krijgt. In dit subsysteem worden geen parameters gedefinieerd.

5.7.6

Subsysteem transferpomp

In dit subsysteem is de volledige regeling van de transferpomp verwerkt. Deze dient te werken bij draaiende motor, maar ook bij stilstand moet de mogelijkheid bestaan om brandstof naar de hoofdtank te transporteren. Dit is mogelijk door gebruik te maken van de elektrisch De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.7 Regelschema

93

Figuur 5.19: Back-up subsysteem

aangedreven transferpomp. De uitgewerkte schakeling wordt gebruikt om een elektronisch bord voor de pompsturing te maken waarbij alle opgemeten grootheden worden gebruikt. Figuur 5.20 toont hoe dit subsysteem in het hoofdschema van Simulink® wordt voorgesteld.

Figuur 5.20: Voorstelling subsysteem transferpomp in het hoofdschema

Er zijn in dit systeem zes ingangen: verschil, overf low M , empty tank A, empty tank M , transf erpomp auto en transf erpomp manueel. De ingang verschil geeft 1 wanneer de hulptank 20 l brandstof meer bevat dat de hoofdtank. Deze ingang blijft hoog tot er in de hoofdtank 20 l meer brandstof zit dan in de hulptank. In alle andere gevallen is het signaal 0. De ingang overf low M geeft 1 bij volle hoofdtank. Analoog geven de empty tank A en de empty tank M 1 wanneer de respectievelijke tanks leeg zijn. Deze ingangsignalen zijn afkomstig van de subsystemen van de tanks. Ook de twee laatste ingangen kunnen enkel de waarde 0 of 1 aannemen. In de cockpit kan de piloot door middel van een schakelaar de transferpomp bedienen waarbij keuze is tussen drie standen. In de automatische stand wordt de transferpomp volledig door de regelelektronica bediend, terwijl in de manuele stand de pomp manueel wordt geactiveerd. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.7 Regelschema

94

In het laatste geval komt de regelelektronica niet meer tussen. Wanneer de schakelaar in de off-stand staat, wordt de pomp uitgeschakeld. De waarheidstabel 5.1 geeft weer wat de twee ingangswaarden zijn in functie van de stand van de schakelaar. Tabel 5.1: Waarheidstabel schakelaar transferpomp

Stand schakelaar Automatisch Aan Uit

Ingang transferpomp auto transferpomp manueel 1 0 of 1 0 1 0 0

Er zijn twee uitgangen: Qtransf er en transf erpomp aan/uit. De eerstgenoemde uitgang geeft het debiet weer dat de transferpomp levert (in l/h). Dit is meteen de enige parameter van dit subsysteem. De waarde wordt vastgelegd door de eigenschappen van de transferpomp en bedraagt hier 110 l/h. Bij niet werkende transferpomp is deze waarde natuurlijk nul. De uitgang transf erpomp aan/uit geeft 1 of 0 wanneer de transferpomp respectievelijk aan of uit staat. In Figuur 5.21 is het subsysteem van de transferpomp weergegeven. Onmiddellijk valt op dat de schakeling vooral bestaat uit logische poorten. Links bovenaan in het schema is nog een subsysteem Aux Leegpompen te zien. Dit systeem bevat een trigger die een hoog signaal geeft wanneer de hoofdtank zo goed als leeg is en de empty tank M -sensor een hoog signaal geeft. Dit heeft als doel alle resterende brandstof van de hulptank naar de hoofdtank te verpompen. Omdat er dan slechts een kleine hoeveelheid meer aanwezig is in beide tanks veroorzaakt dit geen grote onbalans. Dit systeem is nodig aangezien bij zo goed als lege tanks het verschil tussen beiden altijd beneden de 20 l blijft. Vermits de normale regeling steunt op dit verschil kunnen de laatste liters brandstof nooit verpompt worden. Via een triggering, zoals hierboven uitgelegd, kan dit probleem toch verholpen worden. De uitgang van EN-poort 1 geeft een hoge uitgang wanneer het verschilsignaal hoog is, de hulptank niet leeg is en de hoofdtank niet vol is. Hier is dus een beveiliging ingebouwd om te voorkomen dat de transferpomp lucht zou verpompen. Ook wordt de pomp uitgeschakeld bij een volle hoofdtank. Zo voorkomt men dat schade optreedt aan de tanks en dat brandstof naar buiten lekt via de verluchtingsvoorzieningen. De uitgang van EN-poort 2 is hoog bij triggering van het subsyteem Aux Leegpompen en wanneer de hulptank niet leeg is. De voorafgaand besproken beveiling wordt dus hier eveneens toegepast. Beide EN-poorten worden vervolgens verbonden met een OF-poort aangezien er twee systemen zijn die de transferpomp kunnen aansturen. Een tweede gedeelte van het schema bestaat o.a. uit EN-poort 3, OF-poort 2 en de twee ingangen. Dit deel geeft als resultaat dat de uitgang van OF-poort 2 dezelfde is als deze van OF-poort 1 bij automatische stand van de transferpomp. Wanneer de transferpomp in de De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.7 Regelschema

95

manuele stand is geschakeld, is de uitgang van OF-poort 2 hoog wanneer de pompschakelaar aan staat en laag wanneer de pomp uitstaat. De uitgang van OF-poort 2 is vervolgens verbonden met een “switch” die als uitgang het debiet van de transferpomp geeft bij hoge ingang en nul bij lage ingang. Dit is ook meteen één van de uitgangen van het systeem, Qtransf er genaamd. Voor de tweede uitgang transf erpomp aan/uit wordt de eerste uitgang vergeleken met 0. Wanneer deze eerste uitgang groter is, wordt 1 als uitgang gegeven en 0 in het andere geval. Dit subsysteem heeft maar één parameter: het geleverde debiet van de transferpomp dat hier 110 l/h bedraagt. Deze waarde ligt vast door de keuze van de transferpomp.


96

Figuur 5.21: Subsysteem transferpomp

5.7 Regelschema


5.7 Regelschema

5.7.7

97

Volledige regelsysteem

In Figuur 5.23 is het volledige regelschema afgebeeld waarbij de verschillende subsystemen met elkaar verbonden zijn. De schakelaars die door de piloot kunnen worden ingesteld, zijn aangeduid in oranje. Zo kan de motor worden in- en uitgeschakeld of kan het bypass systeem geactiveerd worden. De twee andere schakelaars vormen samen de driewegkraan. Men heeft er twee nodig aangezien Simulink® niet beschikt over een model voor een driestandenschakelaar. Met de schakelaar transf erpomp auto wordt de transferpomp in de automatisch regelstand gezet. Wordt er echter gebruik gemaakt van de manuele stand, dan kan met behulp van een tweede schakelaar de transferpomp worden bediend.

Figuur 5.22: Overf low-sensor

In dit hoofdschema wordt ook het verschilsignaal opgebouwd: het verschil wordt gemaakt tussen het brandstofpeil in de hulptank en de hoofdtank afkomstig van de respectievelijke subsystemen. Dit verschil wordt dan met de ingang van een relais (overf low-sensor) verbonden en wordt ingesteld zoals in Figuur 5.22. Wanneer het verschil groter wordt dan 20 l zal de uitgang van het relais hoog worden tot er voldoende brandstof is overgepompt van de hulptank naar de hoofdtank. Tenslotte zijn in het schema ook enkele display’s te zien waarmee de waarden van de verschillende sensoren worden weergegeven tijdens de simulaties.


98

Figuur 5.23: Volledige regelschema

5.7 Regelschema


5.7 Regelschema

5.7.8

99

Simulaties

Met het hierboven besproken schema kunnen een aantal simulaties worden uitgevoerd. Hiermee kan nagegaan worden of de regeling in alle gevallen correct en betrouwbaar werkt. Door de hierboven besproken parameters in te stellen kunnen verschillende toestanden gesimuleerd worden. 5.7.8.1

Normale situatie

Eerst en vooral wordt de normale situatie bekeken. Deze treedt op wanneer beide tanks de maximale brandstofhoeveelheid (150 l) bevatten. Het bypass-systeem is uitgeschakeld en de transferpomp is geschakeld in de automatische stand. Figuur 5.24 geeft het resultaat van deze simulatie weer. De x-as stelt de tijd in uren voor terwijl de y-as het brandstofpeil in liter weergeeft. De paarse lijn stelt het brandstofpeil in de hulptank voor en de groene lijn het niveau in de hoofdtank. De blauwe lijn tenslotte geeft het brandstofdebiet (l/h) weer dat verpompt wordt door de transferpomp. In deze grafiek is duidelijk te zien dat het niveau in beide tanks geleidelijk daalt zodat er geen onbalans ontstaat. Bovendien ziet men ook dat wanneer het niveau in de hoofdtank onder een bepaalde waarde komt, de transferpomp blijft pompen tot de hulptank leeg is. In Figuur 5.25(a) zijn de waarden van de empty tank M (groen) en empty tank A (paars) weergegeven. Het empty tank M signaal vertoont een puls die voor de triggering zorgt zodat de transferpomp de hulptank leegpompt. Figuur 5.25(b) geeft het signaal transf erpomp aan/uit weer. Dit signaal toont wanneer de transferpomp werkt en kan eventueel een controlelampje in de cockpit aansturen.

Figuur 5.24: Resultaten simulatie normale situatie


5.7 Regelschema

100

(a) Lege hoofd- en hulptank sensoren

(b) Transferpomp aan/uit sensor

Figuur 5.25: Gebruik van parameters

5.7.8.2

Bypass-situatie

De bypass-situatie wordt gebruikt wanneer de transferpomp defect is waardoor een onbalans dreigt te ontstaan. In de simulatie wordt uitgegaan van 70 l brandstof in de hoofdtank en 150 l in de hulptank. De transferpomp wordt uitgeschakeld en de bypass ingeschakeld. Figuur 5.26 geeft het resultaat van deze situatie weer.

Figuur 5.26: Resultaten simulatie bypass-situatie

Het niveau in de hulptank daalt nu snel omdat enerzijds brandstof door de motor wordt verbruikt en anderzijds de terugkerende brandstof in de hoofdtank uitmondt. Alles bij elkaar wordt een debiet van 127 l/h aan de hulptank onttrokken. Het niveau in de hoofdtank stijgt De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.7 Regelschema

101

dus vrij snel aangezien de brandstofterugvoer ongeveer 95 l/h bedraagt. In de figuur is te zien dat de hoofdtank in minder dan een uur volledig gevuld is. Mocht de bypass blijven werken, dan wordt alle brandstof die in de hoofdtank uitmondt vanaf dat moment uit het vliegtuig geperst wat een zinloze en dure situatie is. Bovendien ontstaat er lang hiervoor een grote onbalans tussen de twee tanks. Desalniettemin wordt ervoor gekozen hier geen beveiliging aan te brengen om de bypass automatisch uit te schakelen. De belangrijkste reden is dat bij falen van de beveiliging het onmogelijk wordt om nog brandstof uit de hulptank te pompen. Om deze reden wordt ervoor geopteerd om het systeem manueel te sturen en de piloot voldoende te informeren omtrent de gevaren van de bypass. Daarom wordt door middel van een controlelamp in de cockpit steeds aangeduid wanneer de bypass in werking is. Bovendien is de schakelaar, gebruikt om de bypass te activeren, zodanig beveiligd dat het onmogelijk is om deze per abuis te activeren. Het is mogelijk dat de automatische regeling terug begint te werken bij ingeschakelde bypass. Dit geeft echter geen noemenswaardige problemen. Er wordt dan gewoon nog sneller brandstof naar de hoofdtank gepompt en wanneer het niveau in de hoofdtank 20 l hoger is dan in de hulptank stopt de transferpomp met pompen. 5.7.8.3

Transferpomp manueel geactiveerd

In deze situatie wordt de transferpomp manueel ingeschakeld. Het brandstofpeil in de hoofdtank bedraagt 50 l en in de hulptank 110 l. Het resultaat is weergegeven in Figuur 5.27.

Figuur 5.27: Resultaten simulatie transferpomp aan

In deze figuur is te zien dat de transferpomp blijft pompen alhoewel de hoofdtank vol is waardoor brandstof overboord wordt gepompt. Hier kan echter een beveiliging voorzien worden De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.8 Sensoren

102

zodanig dat de transferpomp uitgeschakeld wordt bij een volle hoofdtank. Als deze beveiliging faalt en de transferpomp onnodig uitgeschakeld wordt, kan het bypass-systeem dit probleemloos opvangen. De voorziene beveiliging wordt niet rechtstreeks in de elektronica ingebouwd maar wordt verwerkt in het elektrische schema dat de transferpomp voedt. In paragraaf 5.9 is deze schakeling uitgewerkt.

5.8

Sensoren

Om het regelschema van paragraaf 5.7 correct te sturen, moeten verschillende grootheden worden opgemeten. Zo moet op elk ogenblik de hoeveelheid brandstof in de twee tanks gemeten worden. Bovendien zijn er ook een aantal sensoren nodig om weer te geven of een tank vol of leeg is.

5.8.1

Sensoren om het brandstofpeil te bepalen

In de volgende paragrafen worden de verschillende sensoren besproken die in staat zijn het brandstofpeil in de tanks te bepalen. Men heeft de keuze tussen resistieve of capacitieve sensoren. 5.8.1.1

Resistieve sensoren

Figuur 5.28: Resistieve sensor

Een resistieve sensor bestaat uit een vlotter verbonden met een basis via een staafje. De basis wordt bevestigd in de tank en bevat een variabele weerstand. Bij een wijziging van het brandstofpeil in de tank zal de vlotter bewegen waardoor de inwendige weerstand zal veranderen. De weerstandswaarde kan gebruikt worden als maat voor de hoeveelheid brandstof nog aanwezig in de tank. Aangezien de weerstand continu kan veranderen, wordt met deze sensor een continue meting bekomen.


5.8 Sensoren 5.8.1.2

103

Capacitieve sensoren Een capacitieve sensor is opgebouwd uit een metalen holle cilinder met axiaal een ronde metalen staaf erin. Een dergelijke opstelling zorgt ervoor dat het geheel werkt als een capaciteit. Geplaatst in een tank vult een gedeelte van de cilinder zich met brandstof totdat het niveau in de cilinder even hoog is als in de tank. Door de brandstof verandert de capaciteit van de buis. Een cilindrische capaciteit wordt berekend door C=

Figuur 5.29: Capacitieve sensor

2πr 0 L 2 ) ln( R R1

(5.1)

met r de diëlektrische constante afhankelijk van het flu¨ıdum (diëlektricum) in de holle buis. Wanneer de condensatorbuis gedeeltelijk is ondergedompeld, kan men dit zien als een parallelschakeling van twee condensatoren. De ene bezit brandstof als diëlektricum, terwijl de andere met lucht gevuld is. Deze beide stoffen hebben hun eigen diëlektrische constante, respectievelijk

r1 en r2 . De totale capaciteit van deze schakeling kan dan berekend worden met C = C1 + C2

=

=

(5.2)

2πr1 0 L1 2πr2 0 L2 + 2 2 ln( R ) ln( R ) R1 R1

(5.3)

2π0 [r1 L1 + r2 L2 ] 2 ln( R ) R1

(5.4)

Aangezien nu geldt: L = L1 + L2 of L2 = L − L1 kan deze uitdrukking geschreven worden als

2π0 [r1 L1 + r2 L − r2 L1 ] 2 ln( R ) R1 =

2π0 [r2 L + L1 (r1 − r2 )] 2 ln( R ) R1

(5.5)

(5.6)

De lengte van de buis en de stralen van beide cilinders zijn gekend. Uit vgl. 5.6 volgt dat de capaciteit C evenredig is met het brandstofpeil L. Door de capaciteit van de buis te meten, kan het brandstofpeil in de tank worden bepaald. Ook hier betreft het een continue meting zoals bij de resistieve sensor.


5.8 Sensoren

5.8.2

104

Hoge en lage brandstofpeil sensoren

Dit type sensor wordt gebruikt om een hoog of laag brandstofpeil (E: high and low level) te detecteren. Het verschil met het vorige type is dat het hier geen continue meting betreft. 5.8.2.1

Vlotter-sensoren Zoals de naam het reeds aangeeft, maken deze sensoren gebruik van een vlotter die op zijn beurt een schakelaar bedient. Deze schakelaar is onderdeel van het circuit dat het brandstofsysteem stuurt.

De vlotter zelf kan op twee manieren gemonteerd worden. Eén manier bestaat erin de vlotter enkel beweeglijk naar boven toe te monteren waardoor het een sensor wordt om een laag brandstofpeil te registreren. Dit systeem dient onderaan in een brandFiguur 5.30: Vlotter-sensoren stoftank gemonteerd te worden. Wanneer de vlotter een aantal graden afwijkt van de horizontale positie, bijvoorbeeld 5°, sluit de schakelaar en wordt een normaal niveau gedetecteerd. Bij een lege tank ligt de vlotter volledig horizontaal waardoor de schakelaar opent. De brandstofregeling neemt dit waar en kan dan aan de piloot een waarschuwing geven dat de tank bijna leeg is. Volledig analoog verkrijgt men een sensor die een hoog brandstofpeil detecteert. Praktisch realiseert men dit door de sensor 180° te draaien. Het circuit blijft dan gesloten tot het brandstofpeil in de tank ongeveer de hoogte van de sensor heeft, waardoor een volle tank gedetecteerd wordt. Beide sensoren zijn eenvoudig en robuust omdat ze geen ingewikkelde elektronica vereisen. Hun toepassingen in de vliegtuigindustrie zijn dan ook uitgebreid door hun lage faalkans. Verder zijn ze ook vrij goedkoop vergeleken met andere sensoren. 5.8.2.2

Optische sensoren

Naast een vlotter kan ook gebruik gemaakt worden van een optische sensor die een lichtstraal in de tank stuurt. Op dezelfde hoogte van de sensor, maar enige afstand ervan verwijderd, bevindt zich een spiegel. Bij een voldoende hoog brandstofpeil is er brandstof aanwezig tussen sensor en spiegel. Deze brandstof voorkomt dat de lichtbundel gereflecteerd wordt op de spiegel zodat er geen teruggekaatst signaal wordt opgevangen. Wanneer de tank leeg is, wordt de lichtstraal wel opgevangen en geeft de sensor een contact.

5.8.3

Sensorkeuze

Nu alle sensortypes besproken zijn, moeten er in het systeem van de Mission M212 keuzes worden gemaakt voor de hoge en lage niveaumetingen en voor de continue brandstofmeting. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.8 Sensoren 5.8.3.1

105

Keuze van de brandstofpeil-sensor

Voor dit type heeft men keuze uit een resistieve of een capacitieve sensor zoals in paragraaf 5.8.1 reeds werd besproken. Belangrijk hierbij is dat de sensor op elk moment de juiste waarde van het brandstofpeil moet weergeven. Het meten van de juiste waarde is echter niet evident. Belangrijk is de speciale vorm van de vleugeltanks die een lineair verband tussen de effectieve brandstofhoeveelheid en het gemeten niveau beletten. De oudere brandstofmeters werken met een wijzer die een bepaalde uitwijking geeft afhankelijk van het signaal van de brandstofsensor. Dit systeem maakt geen gebruik van elektronica waardoor de uitwijking steeds evenredig is met het uitgelezen signaal. Aangezien in de Mission M212 het sensorsignaal niet lineair varieert met de hoeveelheid brandstof in de tanks, wordt een foutieve meetwaarde verkregen. Dit probleem kan echter verholpen worden door gebruik te maken van een Dynon EMS boordcomputer (zie paragraaf 6.3). Dit instrument beschikt over een specifiek programma dat toe- Figuur 5.31: Klassieke brandstofmeter laat de brandstofmeter te kalibreren. De tanks van het vliegtuig worden gevuld in stappen van bijvoorbeeld vijf liter. Het overeenkomstige signaal wordt dan in het geheugen van de Dynon opgeslagen. Tijdens een meting vergelijkt de computer het inkomende signaal met het geheugen. Tussen verschillende waarden wordt dan wel lineair ge¨ınterpoleerd. Het resultaat van dit systeem is dat de uitgelezen waarde veel nauwer aanleunt bij de werkelijke hoeveelheid brandstof in de tank. Een lineaire afhankelijkheid tussen het signaal en de brandstof in de tank is dan niet meer nodig. Een tweede probleem dat voor een foutieve uitlezing kan zorgen, is de beweging van het vliegtuig. Tijdens een manoeuvre verplaatst het brandstofoppervlak zich ten opzichte van de gekalibreerde positie waardoor het verband, opgemeten tijdens de calibratie, niet meer overeenstemt met de reële situatie. Hierna wordt onderzocht bij welk sensortype deze afwijking het geringst is.

Figuur 5.32: Vleugeltank met sensoren

Via Solidworks® wordt de brandstoftank getekend. In Figuur 5.32 is de rechtertank voorgesteld. De paarse en rode lijn stellen twee te onderzoeken posities van capacitieve sensoren voor. De paarse sensor loopt schuin in de tank. Onderaan in de tank wordt hij aan de romp bevestigd en bovenaan in de tank aan het vleugeluiteinde aangezien de sensor de volledige tank moet kunnen bestrijken. Omdat de vleugels geheld zijn onder 5° bevindt het laagste punt zich tegen de romp.


5.8 Sensoren

106

De rode sensor loopt in het midden van de tank op een volledig analoge wijze. In Figuur 5.32 zijn ook twee resistieve sensoren getekend. Hierbij is niet de sensor zelf voorgesteld maar de potentiële vlotterbeweging. Men dient meer dan één vlotter te gebruiken aangezien geen enkele sensor het volledige bereik van de tank kan beslaan. Door het gemiddelde te nemen van één vlotter, laag bevestigd ter hoogte van de romp, en één vlotter, hoog bevestigd in de vleugeltip, kan men een vrij goede waarde voor het brandstofpeil bepalen. De meetwaarden van deze twee vlotters worden gecombineerd en het resultaat wordt doorgestuurd naar de piloot. In Figuur 5.33 is de niet-lineariteit van het brandstofpeil in functie van het volume brandstof in de tank weergegeven. Dit verband is berekend in de normale stand van het vliegtuig (horizontaal op de grond). De resultaten zijn verkregen door in Solidworks® doorsnijdingen van de tank te maken. De normale van het doorsnijdingsvlak komt hier overeen met de zwaartekracht en staat in dit geval dus loodFiguur 5.33: Niet-lineair verband tussen brandstofrecht op de grond. Enkel het onderste peil en -volume volume van de doorsnijding wordt behouden. Ze zijn gekozen om overeen te stemmen met 100 %, 80 %, 60 %, 40 %, 20 %, 10 % en 0 % van het totaal tankvolume. Zoals reeds aangehaald, is het verband duidelijk niet-lineair. Gelijkaardige data moet worden opgemeten bij het kalibreren van de Dynon. Verder wordt gemeten welke waarden de sensoren vertonen bij deze doorsnijdingen. Voor de capacitieve sensoren is dit eenvoudig: het overblijvend gedeelte van de sensor na doorsnijding wordt opgemeten. Deze lengte is dan recht evenredig met het uiteindelijke signaal van de sensor. In Figuur 5.34 wordt dit alles weergegeven bij een normale stand van het vliegtuig. Bij de resistieve sensoren vindt een analoge berekening plaats waarbij telkens de hoogte tussen het hoogste punt van de cirkelboog en de positie overeenkomstig met de horizontale stand van de vlotter wordt bepaald. Deze hoogte wordt vervolgens omgezet naar een hoek omdat de weerstandswaarde van de sensor evenredig verandert met de hoek. De straal R is de lengte van het staafje waarmee de vlotter is verbonden. Deze bedraagt 15 cm waaruit men de hoek als volgt berekent: α = arcsin

H R

(5.7)

Aldus worden negatieve hoeken bekomen bij vlotterposities lager gelegen dan de horizontale. Men kan deze eenvoudig omzetten naar positieve waarden waardoor de hoogst mogelijke De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.8 Sensoren

107

Figuur 5.34: Waarde capaciteit in functie van tankvolume

vlotterpositie overeenkomt met de nul-hoek. Naarmate de vlotter daalt, stijgt de hoek tot ongeveer 96° voor de resistieve sensor het dichtst bij de romp en 54° voor de andere. Vervolgens worden de gegevens van de twee resistieve sensoren gecombineerd door beide hoeken te delen door de maximumhoek van de respectievelijke sensoren en door ze nadien op te tellen. Tenslotte vermenigvuldigt men deze waarde met een factor om de schaalverdeling te vergroten. Deze heeft geen invloed op de kwalitatieve resultaten. In Figuur 5.35 is een meting met de resistieve sensoren weergegeven voor de normale vliegtuigstand. Deze figuur toont Figuur 5.35: Waarde resistieve sensor in functie van tankvolume de meetwaarde van de aparte sensoren, evenals het gecombineerde signaal. Naast de metingen bij normale vliegtuigstand moeten nu ook metingen verricht worden voor beide sensoren bij het uitvoeren van een manoeuvre. Dit zal dan immers een invloed hebben op de verdeling van de brandstof in de tank. Het brandstofpeil is niet noodzakelijk meer evenwijdig met het aardoppervlak. Het eerste te bestuderen manoeuvre is het stijgen en dalen van het vliegtuig, een zogenaamde stampbeweging van het vliegtuig. Dit is een rotatie rond de y-as zoals gedefinieerd in paragraaf 4.2.2. Bij zo een rotatie blijft het brandstofpeil nog altijd evenwijdig met de grond. Toch is de stand van het vliegtuig niet dezelfde waardoor de brandstof zich anders in de tank gaat verdelen. De sensorwaarden worden op dezelfde manier als hierboven bepaald met als enige verschil: het gekantelde doorsnijdigsvlak ten opzichte van het grondvlak. De berekeningen worden De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.8 Sensoren

108

uitgevoerd voor een stamphoek (E: pitch angle) van -10° en van 25° . Deze waarden geven een realistisch minimum en maximum weer.

Figuur 5.36: MVK en schijnbaar gewicht

Een tweede te onderzoeken manoeuvre is dit van een rollend vliegtuig. Deze beweging ontstaat door een rotatie rond de x-as zoals besproken in paragraaf 4.2.2. De rol induceert een middelpuntzoekende kracht MZK die aangrijpt ter hoogte van het vliegtuig. Deze veroorzaakt een versnelling naar het middelpunt van de bocht. Deze versnelling heeft een reactie tot gevolg, de middelpuntvliedende kracht MVK, in grootte gelijk aan de MZK maar tegengesteld gericht. Als gevolg van deze kracht is elk object in een bocht onderworpen aan de zwaartekracht maar ook aan een bijkomende MVK. De resultante van het werkelijk gewicht en de MVK noemt men het schijnbaar gewicht. Dit alles is in Figuur 5.36 weergegeven. Bij een gecoördineerde bocht is een passende helling β vereist bij de bochtstraal. Indien de helling niet overeenstemt met de bochtstraal spreekt men van een ongecoördineerde bocht. Het vliegtuig bezit de juiste helling indien de loodrechte op het vleugelvlak overeenstemt met de richting van het schijnbaar gewicht, weergegeven in Figuur 5.36. Tijdens een gecoördineerde bocht zijn er dus geen zijdelings werkende krachten. Het schijnbaar gewicht gedraagt zich als de zwaartekracht wanneer het vliegtuig aan de grond zou staan. De brandstof verdeelt zich met andere woorden zoals in de gewone vliegtuigstand. Bij een ongecoördineerde bocht ligt de zaak anders. Door te hard het voetenstuur in de bochtrichting te gebruiken en zo een extra gierbeweging te creëren, wordt het vliegtuig als het ware in de richting van de bocht gedrukt. Het vliegtuig wil zo een kleinere straal beschrijven met als gevolg dat de MZK en de MVK toenemen zonder toename van de helling. Het schijnbaar gewicht ligt dan echter niet meer in lijn met de draagkracht wat een schijnbare kracht naar rechts, de buitenkant van de bocht, induceert. Dit fenomeen noemt men een schuivende bocht en is in het linkergedeelte van Figuur 5.37 weergegeven. Het brandstofniveau is dan niet meer evenwijdig met het aardoppervlak wat verder onderzoek vereist. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.8 Sensoren

109

Figuur 5.37: Schuivende en slippende bochten

Ook het tegengestelde geval kan zich voordoen wanneer de piloot te weinig voetenstuur in de richting van de bocht geeft. De bochtstraal wordt dan te groot en het schijnbaar gewicht wijkt af naar de binnenkant van de bocht. Men spreekt hier van een slippende bocht, rechts in Figuur 5.37 afgebeeld. Aangezien ook hier het niveau niet evenwijdig is met het aardoppervlak vereist ook dit geval extra aandacht. Bij slippende en schuivende bochten bekijkt men de volgende hoeken tussen het schijnbaar gewicht en de loodrechte op het vleugeloppervlak: -15°; -5°; 5°en 15°.

(a) Paarse capaciteit sensor

(b) Rode capaciteit sensor

Figuur 5.38: Capaciteit bij manoeuvres

De verschillende besproken manoeuvres worden voor de twee capacitieve sensoren weergegeven in Figuur 5.38. Men ziet dat de waarden van de rode sensor, ge¨ınstalleerd in het midden van de tank, de beste resultaten geven. Enkel de meetwaarde bij een -15° rolhoek wijkt sterk af. Dit vormt echter geen probleem aangezien deze hoek enkel voorkomt gedurende een korte tijd. Het is immers de taak van de piloot te voorkomen dat een vliegtuig zo hevig slipt of schuift. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.8 Sensoren

110

In Figuur 5.39 zijn de gecombineerde waarden van de resistieve sensoren weergegeven. Men stelt vast dat de resultaten van de resitieve sensor vrij behoorlijk zijn. Toch zijn de afwijkingen bij elk manoeuvre iets groter dan bij de capacitieve sensoren. De vergelijking tussen de capacitieve en resistieve sensor verloopt echter beter door de opgemeten waarden te vergelijken met Figuur 5.39: Resistieve sensorwaarden bij manoeu- de waarden in normale toestand aangezien de Dynon boordcomputer hierop gevres kalibreerd is. Afwijkingen zorgen aldus voor foutieve metingen. In Figuur 5.40 wordt de beste capacitieve sensor vergeleken met de beste resistieve sensor.

(a) Rode capaciteit sensor

(b) Resistieve sensor

Figuur 5.40: Vergelijking capacitieve en resistieve sensoren

Hieruit blijkt dat de capacitieve sensor de beste resultaten geeft. De resistieve sensor geeft namelijk bij elk manoeuvre significante fouten terwijl de capacaciteitsensor naast de reeds besproken rolhoek van -15° zeer aanvaardbare resultaten geeft. Het is dus evident te kiezen voor een capacitieve sensor gemonteerd in het midden van de tank. Specifieke informatie omtrent de sensor wordt besproken in de volgende paragraaf. 5.8.3.2

Inlezing van de capacitieve meting

De capacitieve sensoren met stuknummer P300C worden aangekocht bij Elektronics International. Het inlezen van de sensormetingen lijkt triviaal, maar dat is het in de realiteit helemaal De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.9 Elektrisch schema

111

niet. De capacitieve sensor reageert door de frequentie te wijzigen in functie van de variabele capaciteit. De Dynon boordcomputer daarentegen kan enkel spanningen tussen 0 V en 5 V inlezen. Om beide met elkaar compatibel te maken, moet een elektronisch bord voorzien worden dat de frequentiewijziging evenredig omzet in een spanning gelegen tussen de correcte grenzen. Zo een schema is in samenwerking met één van de werknemers van Lambert Aircraft Engineering ontworpen. Toch werden enorme problemen ondervonden om de stabiliteit en de betrouwbaarheid van deze schakeling te garanderen waardoor het systeem plots veel minder aantrekkelijk lijkt. Na onderling overleg met Dynon Avionics, die eveneens een schakeling aan het ontwikkelen is om deze omzetting uit te voeren, blijkt dat ook zij talloze problemen ondervinden met de betrouwbaarheid van de schakeling. Aangezien dit bedrijf een grote faam bezit inzake elektronische schakelingen werd beslist om de ontwikkeling van de schakeling stop te zetten tot een compleet omzettingsysteem van Dynon Avionics productieklaar is. Een belangrijk gevolg hiervan is dat de ontworpen proefopstelling, zoals in paragraaf 5.11 zal besproken worden, niet langer getest kan worden. 5.8.3.3

Hoge en lage brandstofpeil-sensoren

Om het hoge en lage brandstofpeil aan te duiden, wordt voor vlotter-sensoren gekozen. Deze zijn zeer eenvoudig en bevatten geen complexe electronica, wat hen uitermate robuust maakt. Mechanische componenten hebben de voorkeur boven elektrische componenten in de wereld van de sportvliegtuigen en dit precies omwille van de gegarandeerde betrouwbaarheid. De sensoren zijn van het merk Gentech met partnummer: LS303-51N. Er zijn in totaal drie stuks nodig: twee voor de hoofdtank en één voor de hulptank. Meer informatie over deze sensoren is te vinden in de datasheet in Bijlage C.

5.9

Elektrisch schema

De transferpomp wordt gevoed met het 24 V-circuit waarover meer informatie te vinden is in Hoofdstuk 6. Het regelschema zoals in paragraaf 5.7.6 uitgewerkt, zal afhankelijk van de situatie de transferpomp in- of uitschakelen door een relais dat de voeding van de transferpomp kan activeren en deactiveren. Het relais is nodig omdat de pomp te veel vermogen vraagt om rechtstreeks door de elektronica te worden aangedreven. Uit het regelschema volgt ook dat de beveiligingen van de transferpomp zowel in de automatische als in de aan-stand van de pomp werkzaam zijn. Meer precies betreft het hier hoge en lage niveausensoren zoals beschreven in paragraaf 5.8.2.1. Deze sensoren moeten in staat zijn om de transferpomp onafhankelijk van de sturing uit te schakelen via een tweede relais. De overf low-sensor in de hoofdtank wordt verbonden met de spoel van het ene relais, de empty tank-sensor van de hulptank met het andere. De regelelektronica verbindt beide met


5.9 Elektrisch schema

112

het relais dat de transferpomp aanstuurt. Een schematische weergave is voorgesteld in Figuur 5.41.

Figuur 5.41: Elektrisch schema

Er bestaan nu twee soorten relais: een maak-contact relais (E: normal open=NO) en een breek-contact relais (E: normal closed=NC). Bij de eerste sluit het contact bij bekrachtiging van de spoel terwijl het laatste net andersom werkt. Zoals in Figuur 5.41 te zien is, zijn de twee relais bij de sensoren breek-contacten. Het schakelrelais van de transferpomp is echter een maak-contact relais. Deze keuze kan als volgt verklaard worden: bij het ontwerp van het schema heeft men gestreefd naar een zo laag mogelijk energieverbruik. Dit betekent dat de relais zo weinig mogelijk dienen bekrachtigd te worden. Voor een relais horend bij de beveiliging betekent dit dat de spoelen onbekrachtigd dienen te blijven in normale toestand. De transferpomp op zijn beurt verpompt het grootste deel van de tijd niets waardoor het relais geactiveerd moet worden wanneer de pomp moet werken. In het schema van Figuur 5.41 zijn ook nog een aantal controlelampen getekend. Deze worden in de instrumentenconsole van de cockpit gemonteerd en worden gebruikt om de piloot informatie te bezorgen inzake het brandstofsysteem. Zo gaat een lampje branden bij een lege hoofd- of hulptank. De rode kleur van deze lampjes wordt door de Belgische wetgeving vereist, mede doordat de piloot hieraan onmiddellijk aandacht moet schenken. Bij het sluiten van de schakelaar van de overf low-sensor ter hoogte De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.10 Ontluchting

113

van de hoofdtank brandt een oranje waarschuwingslampje. De oranje kleur duidt erop dat het gevaar minder kritisch is dan in het voorgaande geval. Op zich is het namelijk geen probleem dat het brandstofpeil in de tank hoog is. Het lampje kan wel een indicatie geven wanneer de transferpomp geactiveerd blijft waardoor brandstof overboord wordt gepompt. Tenslotte is er een oranje controlelampje dat een werkende transferpomp aangeeft. Cruciaal in het volledige systeem is dat de piloot gewaarschuwd wordt en dat hij op de hoogte is van de toestand van het brandstofsysteem.

5.10

Ontluchting

[27]

Een brandstofsysteem kan onmogelijk correct functioneren wanneer geen aandacht wordt besteed aan de ontluchting (E: venting) van de tanks. De functie van de ontluchting bestaat erin de druk in de tank niet te sterk te laten afwijken van de atmosfeerdruk. Onderdruk in een tank kan ge¨ınduceerd worden door een dalend brandstofpeil of door daling van het vliegtuig naar lagere hoogte. Nadelige effecten van de onderdruk zijn de extra belastingen op de tank en de brandstofpompen wat in het slechtste geval kan leiden tot implosie van de tank. Overdruk ontstaat wanneer er teveel brandstof in een tank terechtkomt door het verpompen uit een andere tank of bij het vullen van de tanks zelf. Ook bij een stijgvlucht van het vliegtuig kan de druk significant verhogen. De overdruk kan net zoals de onderdruk zorgen voor ernstige schade aan de tankstructuur. In de Mission M212 worden in de hoofdtank twee ontluchtingen voorzien. De eerste bestaat uit een terugslagklep (E: check valve) en een capillair. Met dit systeem kan de lucht uit de tank ontsnappen maar de terugslagklep belet dat brandstof uit de tank vloeit. Het capillair voorkomt bovendien dat er langs deze ontluchting water binnenkomt. De tweede ontluchting bestaat uit een drukontlastingsklep (E: pressure relieve valve) die geactiveerd wordt bij 15000 P a. Hierdoor kan zowel lucht als brandstof uit de tank ontsnappen bij een overdruk. Lucht kan de tank echter niet binnendringen. Bij de hulptank wordt enkel een capillair met een terugslagklep voorzien. Een drukontlastingsklep is nodig om de lucht bij het tanken te laten ontsnappen. De tanks zijn echter voorzien van vuldoppen (E: fuel tank filler caps) die de functie van deze klep volledig kunnen overnemen. De locatie van de ontluchtingen speelt een belangrijke rol om te voorkomen dat brandstof onnodig uit de tank zou stromen. Ze dienen zo hoog mogelijk in de tank gemonteerd te worden, dat wil zeggen aan het uiteinde van de vleugels. Toch kan nog steeds brandstof ontsnappen bij bijvoorbeeld een rolmanoeuvre. Dit kan belet worden door de ontluchtingen in de aankomende stroming te plaatsen (E: ram air) zodat automatisch een zekere tegendruk wordt gecreëerd. Tenslotte wordt aluminium gaas over de inlaat gemonteerd om te voorkomen dat vuil de klep kan binnendringen. Deze dunne leiding moet altijd vrij blijven om de druk in de tanks op peil te houden. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.11 Proefopstelling

5.11

Proefopstelling

5.11.1

Doel

114

Een factor die al verschillende keren werd aangehaald in dit hoofdstuk is de garantie van veiligheid en betrouwbaarheid. Een systeem op papier ontwerpen is één zaak maar het testen ervan en controleren of het theoretische ontwerp strookt met de werkelijkheid is een andere, maar toch even belangrijke, zaak. Vandaar wordt een proefopstelling gebouwd die het volledige systeem moet simuleren. Deze opstelling bewijst zijn nut op een aantal niveau’s: controleren van het vooropgestelde principeschema nakijken of de regelelektronica correct ge¨ımplementeerd is onderzoeken of de verschillende sensoren en hun elektronica correct functioneren verschillende manoeuvres simuleren en de invloed ervan op het systeem nagaan andere mogelijke problemen simuleren waarbij bijvoorbeeld gedacht wordt aan het uitvallen van de transferpomp of het falen van een sensor.

5.11.2

Beschrijving van de proefopstelling

Om de vleugeltanks eenvoudig na te maken, wordt een PVC-buis, diameter 40 cm en lengte 2 m gekozen waardoor men een totale brandstofcapaciteit van 251 l heeft. Door de buis in twee delen te zagen, bekomt men twee kuipen die de linkse en rechtse branstoftank voorstellen. Deze beide elementen worden onder een hoek van 5° zoals in de M212, gemonteerd op een grote metalen tafel om eenvoudig proeven te kunnen doen en om de opstelling enigszins mobiel te houden. De opstelling is weergegeven in Figuur 5.42.



115

Figuur 5.42: Proefopstelling brandstofsysteem

De tussenschotten in de tanks worden gemaakt uit plexiglas en aan de PVC-buizen bevestigd door gebruik te maken van siliconen. De terugslagkleppen worden verkregen door een gat in het tussenschot te maken en dit vervolgens af te dekken met een scharnierend stuk plexiglas. Dit systeem is duidelijk te zien in Figuren 5.43 en 5.44. Aan de bovenzijde worden openingen voorzien zodat de verschillende tankdelen met elkaar in verbinding Figuur 5.43: Scharnierende terugslagklep staan om een goede verluchting toe te laten. De beide eindplaten van de tank moeten extra goed worden afgedicht om lekken te voorkomen.



116

Aangezien proeven met brandstof niet zo evident zijn, vooral om milieuredenen, is het aangewezen geen brandstof te gebruiken bij de proeven. Als er een lek zou optreden of een fout in het systeem kan 250 l brandstof vrijkomen en de grond vervuilen. Uiteraard kunnen hiervoor voorzieningen getroffen worden, maar deze zijn duur en tijdrovend. In plaats van brandstof wordt water gebruikt in het circuit, enerzijds goed voor het milieu, anderzijds veel goedkoper. De transferpomp en brandstofpomp werken echter enkel met brandstof. Daarom worden ze in deze proefopstelling vervangen door verwarmingspompen van 40 W . Alle brandstofleidingen worden uitgevoerd uit soepele, transparante plastic buisjes. Waar nodig wordt gebruik gemaakt van T-stukken en eenvouFiguur 5.44: Plexiglas tussenschotten dige kranen om de driewegkranen te simuleren. Het volledige simulatieschema is in Figuur 5.45 weergegeven.

Figuur 5.45: Schema van de proefopstelling



117

Ook de hoge en lage niveausensoren en de capacitieve sensoren moeten ge¨ınstalleerd worden in de proefopstelling. In Figuur 5.46 is te zien hoe een hoge niveau sensor aan het uiteinde van de brandstoftank wordt bevestigd. Een bijkomend probleem door te kiezen voor water in plaats van brandstof is dat de capacitieve sensoren niet meer werken. Ze geven immers een kortsluiting op het systeem waardoor de volledige werking in het gedrang komt. Vandaar wordt ervoor gekozen deze meetbuizen in een Figuur 5.46: Installatie van de hoge niveau-sensor aparte transparante koker te monteren, bevestigd voor de PVC-buis. Deze buis bevindt zich dan als het ware in een virtuele brandstoftank, die identieke waarden meet als de werkelijke. In Figuur 5.42 is deze opbouw te zien. De koker wordt dan wel gevuld met brandstof, zodat de sensor een correcte meting verricht. Er moet wel gezorgd worden voor een even hoog brandstofpeil in de koker, als het waterniveau in de tanks. Dit gebeurt door visuele vergelijking tussen beide hoogteniveau’s. Via kranen kan men brandstof aflaten uit de koker, of kan men brandstof toevoegen. Het reservoir dat de kokers moet vullen tot een vrij grote hellingshoek van de tafel, wordt op een hoogte geplaatst om vulling toe te laten via het principe van communicerende vaten. Beide tanks worden afgesloten door een plexiglas en worden met siliconen aan de PVC-buis bevestigd. Er wordt nog een gat in de plaat voorzien waarin een vuldop wordt bevestigd. De vuldop is identiek aan deze die in de M212 gebruikt wordt. Als laatste dient een ontluchting voorzien te worden in de brandstofkokers en de brandstoftanks. Overloop van brandstof of water mag niet gebeuren bij een gehelde taFiguur 5.47: Vuldoppen van de felstand zodat de ontluchting vrij hoog geplaatst dient te brandstoftank worden. Dit verklaart de vrij lange verluchtingsbuisjes. De volledige opstelling is weergegeven in Figuur 5.48.

5.11.3

Resultaten

Zoals reeds in paragraaf 5.8.3.2 aangehaald, waren er enkele problemen in verband met de elektronica om de meetwaarden van de capacitieve sensoren in te lezen. Spijtig genoeg zijn deze problemen niet tijdig opgelost geraakt waardoor het onmogelijk was om proeven met de opstelling uit te voeren. De opstelling is wel volledig gebruiksklaar zodat bij aankoop van een elektrisch bord, dat de omzetting realiseert, verschillende scenario’s kunnen worden getest.


5.12 Aanpassingen voor werking bij koude T

118

Figuur 5.48: Volledige proefopstelling

5.12

Aanpassingen voor werking bij koude T

Tot slot moet aandacht worden besteed aan het vliegen in de winter. Bij koude temperaturen kunnen er paraffinekristallen in de brandstof worden gevormd die op hun beurt voor verstopping van de brandstofleidingen en filters kunnen zorgen. In het oorspronkelijke ontwerp is ervoor gekozen de brandstofterugvoerleiding door de hulptank te laten lopen en te laten uitmonden in de hoofdtank. Op deze manier wordt zowel de hoofd- als de hulptank opgewarmd. Deze oplossing is echter vrij omslachtig en brengt constructieve moeilijkheden met zich mee. Daarom wordt nagegaan of het mogelijk is de terugvoerleiding rechtstreeks naar de hoofdtank te leiden. Uit de literatuur blijkt dat de kerosinebrandstoffen Jet A en Jet A1 gemakkelijk kunnen gebruikt worden tot −40◦ C. Dit type kan in ons klimaat probleemloos gebruikt worden. Diesel echter, en vooral het dieseltype dat in Amerika wordt gebruikt, Diesel 2, heeft een veel lager stollingspunt: bij −7◦ C wordt de kritische temperatuur bereikt. Er moeten dus extra maatregelen genomen worden zoals het gebruik van een elektrisch verwarmd deken rond de tank. Voorlopig wordt het probleem veel eenvoudiger opgelost door de piloot te informeren dat er enkel met Jet A en Jet A1 mag gevlogen worden bij vrieskou. Dit wordt dan ook duidelijk vermeld op het instrumentenpaneel, op de vuldoppen en in het vlieghandboek.

5.13

Besluit

Het brandstofsysteem staat conceptueel helemaal op punt waarbij alle mogelijke problemen bestudeerd werden en keuzes werden gemaakt inzake sensoren. Toch kan dit systeem niet toegepast worden alvorens het uitgebreid getest is. Hiervoor werd een gebruiksklare proefopstelling opgebouwd met PVC buizen als integrale tanks. De enige ontbrekende component is De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

5.13 Besluit

119

de omzetter van de capacitieve frequentiemeting van het brandstofpeil naar een voltage tussen 0 V en 5 V . Wanneer deze door Dynon Avionics is afgewerkt, kan overgegaan worden tot het testen van de opstelling. Hieruit zal moeten blijken of het theoretische ontwerp overeenstemt met de werkelijkheid in verschillende situaties en worst case-scenario’s.


ELEKTRISCH SYSTEEM

120

Hoofdstuk 6 Elektrisch systeem 6.1

Inleiding

Het gebruik van de Deltahawk motor heeft zijn impact op het elektrisch systeem van de Mission M212. Het elektrisch circuit van een propellervliegtuig bestaat uit een bus bar waarop alle componenten en hun overstroombeveiligingen op aangesloten zijn. In Figuur 6.1 is de bus bar van het huidige toestel afgebeeld. Het wordt verbonden aan de batterij die instaat voor de voeding van het circuit en dus ook van alle componenten. In vlucht wordt de functie van de batterij overgenomen door de alternator, eveneens verbonden aan de bus bar. De batterij kan dan door de rotatie van de motor opgeladen worden zoals dit in een auto gebeurt.

Figuur 6.1: Bus bar huidige M212

In de huidige installatie werkt het volledige elektrische circuit op 12 V , een standaardwaarde in de meeste sportvliegtuigen. Alle apparatuur dient dan ook compatibel te zijn met deze spanning. Aangezien de Deltahawk motor een dieselmotor is, heeft men meer vermogen nodig De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

6.2 Omschakeling naar een 24V-systeem

121

om de motor te starten. De oorzaak ligt in de hogere vereiste compressie om zelfontsteking van de brandstof te realiseren. Een hogere compressie vergt veel meer energie dan de vonkonsteking bij benzinemotoren. Daarom wordt de Deltahawk motor geleverd met een startmotor, werkend op 24 V . Het is dus noodzakelijk een 24 V spanning beschikbaar te hebben in het toestel. Bij voorkeur moet het volledige elektrische circuit bij deze spanning werken omdat de alternator ook bij deze spanning werkt. In dit hoofdstuk wordt bekeken of deze mogelijkheid haalbaar is en of er aanpassingen vereist zijn. Verder worden de nodige sensoren besproken om de werking van de motor op te volgen en eventueel bij te sturen. Tenslotte worden enkele componenten van het elektrisch systeem nauwkeuriger besproken.

6.2

Omschakeling naar een 24 V -systeem

Het onderzoek om de omschakeling van een 12 V - naar een 24 V -systeem te realiseren, moet gebeuren door na te gaan of elke elektrische component, aangesloten op de bus bar, bij deze hogere spanning goed kan functioneren. Eerst en vooral moet de batterij bekeken worden. Men heeft keuze tussen twee batterijen van 12 V in serie of één grotere batterij van 24 V . Deze laatste bespaart een aanzienlijk gewicht aangezien beide batterijen per stuk ongeveer evenveel wegen. Het concreet gebruikte type wordt een G-243S, aangekocht bij Gill Batteries. De batterij weegt 13 kg en bezit de capaciteiten om gedurende korte tijd voldoende vermogen te leveren om de startmotor te voeden. De alternator die met de motor wordt meegeleverd, levert een spanning van 28 V . Een hogere spanning dan de batterij is nodig om, rekening houdende met een beperkte spanningsval, de batterij nog te kunnen laden. Bij uitvallen van de alternator dient een standby-alternator de taken over te nemen. De werking van de instrumenten moet ten allen tijde verzekerd worden. Een lege batterij doet zowel de GPS als de radioverbinding volledig uitvallen. Ook de Dynon boordcomputer, die alle vliegtuiginstrumenten en sensoren bundelt in één of twee elektronische schermen, moet op elk ogenblik blijven functioneren. Meer informatie hierover is te vinden in paragraaf 6.3. De standby-alternator kan bevestigd worden onderaan de motor in een “drive pad”. Via tandwielen is een verbinding voorzien met de krukas en de juiste overbrengingsverhouding, zodat de krukas de standby-alternator aandrijft. In Figuur 6.2 is zijn positie goed te zien. Het specifieke type standby-alternator is de SD20-28, aangekocht bij B&C Specialty. De standbyalternator wordt ingeschakeld wanneer de spanning van de bus bar onder een bepaalde waarde komt te liggen. Meestal is deze waarde iets lager dan deze van de gewone alternator waardoor de standby-alternator pas inschakelt bij defecte alternator. Een waarschuwingslamp deelt de piloot mee dat de standby-alternator geactiveerd is. Dit aanschakelen gebeurt door een spanningsregelaar die de te lage spanning van de bus bar detecteert. Men kiest voor een SB1B-28 Voltage Regulator van B&C Specialty. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

6.3 Dynon boordcomputer

122

Figuur 6.2: Standby-alternator

De meeste andere componenten zoals de elektrische brandstofpomp, de landingslichten, de flappenmotoren, ... kunnen allemaal werken bij 24 V of bestaan in een uitvoering compatibel met deze spanning. Enkel de radio, intercom en transponder moeten gevoed worden door een 12 V bron. Hiervoor is een tweede bus bar vereist die opereert bij 12 V . Deze bus bar wordt via een spanningsomzetter verbonden met de 24 V bus bar. De DC/DC convertor AK551 van Ameri-King zorgt voor de noodzakelijke lagere spanning.

6.3

Dynon boordcomputer

Deze boordcomputer is te verkrijgen in twee varianten. Enerzijds is er de EFIS (Electronic Flight Information System) die alle vliegtuiginstrumenten vervangt waaronder de hoogtemeter, snelheidsmeter, kompas en kunstmatige horizon. Hun waarden worden digitaal in een kleurenscherm weergegeven. Aangezien meer dan één meetinstrument tegelijk weergegeven wordt is deze manier van weergeven plaatsbesparend en overzichtelijk voor de piloot. Figuur 6.3: Dynon combinatie EFIS/EMS Anderzijds zijn er de EMS (Engine Monitoring Systems) waarop een groot aantal sensoren worden aangesloten. Hun waarden worden De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

6.4 Sensoren voor motormonitoring

123

dan eveneens digitaal in een kleurenscherm weergegeven. Voorbeelden zijn de capacitieve sensoren om het brandstofpeil in de tank te meten. Er worden eveneens een groot aantal motorgegevens opgemeten via sensoren van allerlei aard. Hiervoor wordt naar paragraaf 6.4 verwezen. Beide systemen kunnen gecombineerd worden in één toestel. Zo krijgt men een dubbel display met aan één zijde de EFIS en aan de andere zijde de EMS waarden.

6.4

Sensoren voor motormonitoring

Van elke motor, op het water, de weg of in de lucht, worden tijdens zijn werking continu bepaalde gegevens opgemeten en naar een centrale databank gestuurd. Bij propellervliegtuigen is dit niet anders. De centrale eenheid die alle data ontvangt is het Dynon EMS systeem. Er dient nagegaan te worden welke waarden van onschatbare waarde kunnen zijn voor de piloot en of de sensoren, op de markt aanwezig, in staat zijn deze gegevens correct te registreren. De meeste sensoren zijn namelijk ontworpen om met een benzinemotor te werken. Zo is de manifold druk van een dieselmotor vele malen groter dan bij een benzinemotor. Daarom is het uitermate belangrijk het bereik van de gebruikte sensoren na te gaan. Tevens moet de boordcomputer ook in staat zijn deze grote meetwaarden weer te geven in het display. Tenslotte moet gecontroleerd worden of de sensoren compatibel te verbinden zijn met de Dynon avionics set. De volgende waarden spelen een grote rol in de correcte motorwerking: Oliedruk: Deze geeft een eventueel olielek in het circuit weer. Olietemperatuur: Hiermee wordt de correcte werking van de oliekoeling gecontroleerd. Waterdruk: Deze geeft een mogelijk waterlek in het circuit weer. Watertemperatuur: De temperatuur moet tussen bepaalde grenzen liggen voor een optimale werking van de motor aangezien te grote verschillen voor thermische spanningen zorgen. De thermostaat regelt deze temperatuur in een normale situatie. Toerental: Dit wordt gemeten aan de hand van een magneet dat op het vliegwiel geplaatst is. Een “magnetic pickup sensor” bestaat uit een spoel rond een permanente magneet gewikkeld. Deze genereert een puls telkens de magneet de sensor passeert. Dit principe steunt op het Hall-effect. Er is aan de Deltahawk motor een speciale “drive pad” voorzien om de pickup sensor te bevestigen. MAP (Manifold Air Pressure): Aan de hand van de druk na de turbine kan gecontroleerd worden of de turbocompressor goed functioneert. EGT (Exhaust Gas Temperature): Deze temperatuur mag niet te hoog zijn om de turbocompressor niet te beschadigen. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

6.5 Besluit

124

CHT (Cylinder Head Temperature): Hiermee kan de kwaliteit van de verbranding worden gecontroleerd. Brandstofdruk: Wanneer de brandstofdruk daalt, is er een direct gevaar voor stilvallen van de motor door brandstofgebrek. Brandstofdebiet: Dit is een dubbelwerkende sensor aangezien er brandstofterugvoer is. Het verschil tussen de twee wordt naar de Dynon computer gestuurd en is een maat voor het verbruik van het vliegtuig. Brandstofpeil: Dit zijn de capacitieve sensoren besproken in paragraaf 5.8.3.2.

Alle sensoren, behalve de brandstofpeil-sensoren, kunnen aangekocht worden bij Dynon-avionics en hebben een werkingsgebied analoog aan dat van de Deltahawk motor. Enkel de MAP geeft een probleem wat alleen door Dynon zelf opgelost kan worden. Het betreft namelijk een probleem in de Dynon software.

6.5

Besluit

Alle noodzakelijke metingen kunnen aan de hand van sensoren in of rond de motor verricht worden. Eveneens voldoen alle elektrische componenten aan de spanningvereisten door gebruik te maken van een 12/24 V -systeem. Enkel de radio, intercom en transponder moeten gebruik maken van de 12 V -voeding terwijl de andere componenten actief zijn bij 24 V . Het elektrische circuit is hierbij volledig gedimensioneerd.


KOELING

125

Hoofdstuk 7 Koeling 7.1

Inleiding

In de huidige Mission M212 zijn vooraan in het vliegtuig luchtinlaten voorzien. De instromende lucht wordt over de motor geleid en verzorgt zo de essentiële koeling. Vervolgens stroomt de lucht door de oliekoeler alvorens het vliegtuig te verlaten. Het gebruik van de watergekoelde Deltahawk-motor maakt de installatie van de koeling een stuk omslachtiger. Zo is er nood aan een radiator en een oliekoeler. Bovendien is door het gebruik van de turbo-oplader een interkoeler vereist. Deze componenten moeten worden gedimensioneerd, er moet een geschikte plaats voor worden gezocht en ze dienen via buizen op de correcte wijze verbonden te worden. In dit hoofdstuk wordt onderzocht aan welke eisen de luchtinlaat moet voldoen. Specifiek wordt de leiding bestudeerd die de inlaatlucht naar de radiator en interkoeler stuurt.

7.2

Keuze en positionering van de componenten

De radiator en interkoeler worden door de fabrikant met de motor meegeleverd. Van de radiator is de grootte bekend: 342, 90 mm × 260, 35 mm × 82, 55 mm. Om voldoende warmte te kunnen afvoeren moet er op elk moment een minimaal massadebiet van 1, 59 kg/s lucht door deze koeler stromen. De grootte van de interkoeler is 231, 61 mm × 261, 90 mm × 116, 84 mm waardoor een massadebiet van 0, 83 kg/s koellucht moet stromen. Er wordt gekozen om twee oliekoelers te gebruiken, aangekocht bij Earl’s met stuknummer 41908. Hun grootte is 330, 20 mm × 149, 23 mm × 50, 80 mm. De dimensies van deze koelers zijn eveneens gedefinieerd door Deltahawk. Het luchtdebiet door beide oliekoelers samen moet 1, 14 kg/s bedragen. De keuze voor twee oliekoelers is nodig door het gebrek aan ruimte voor één grote koeler.


7.3 Ontwerp van luchtinlaat voor de radiator en interkoeler

(a) Vooraanzicht motor

126

(b) 3D aanzicht motor

Figuur 7.1: Plaatsing van de koelers

In Figuur 7.1 is te zien op welke posities de verschillende koelers zich bevinden. Hierbij is met verschillende factoren rekening gehouden: De vorm van de ophanging ligt vast en de positie van de koelers moet in functie hiervan bepaald worden. De leiding van de turbo naar de interkoeler enerzijds en van de interkoeler naar de rootscompressor anderzijds moet zo kort mogelijk gehouden worden om ladingsverliezen in de leiding te verminderen. Elke koeler moet voldoende vrij in de stroming gepositioneerd worden om de koellucht efficiënt te gebruiken. De positie van de koelers moet zo gebeuren dat de motorkap (E: cowling) nog voldoende aërodynamisch kan worden afgewerkt. Er moet rekening mee gehouden worden dat er nog een luchtfilter moet voorzien worden om verse lucht te filteren alvorens deze in de turbo op te laden en via de interkoeler naar de rootscompressor van de motor te transporteren. Vermits de dieselmotor een groot luchtdebiet vereist, is deze component vrij groot.

7.3

Ontwerp van luchtinlaat voor de radiator en interkoeler

Zoals in Figuur 7.1 weergegeven, worden de radiator en de interkoeler naast elkaar geplaatst. Dit maakt het mogelijk een gemeenschappelijke luchtinlaat te gebruiken. Er wordt voor gekozen om deze inlaat vooraan in het vliegtuig onder de schroef te voorzien. Daardoor kan De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig


127

gebruik gemaakt worden van de dynamische druk van de aankomende stroming, een principe dat ram air wordt genoemd. De inlaat wordt net zoals de rest van het vliegtuig uit composiet vervaardigd waardoor een grote vrijheid van de inlaatvorm ontstaat. Deze inlaat wordt zodanig ontworpen dat beide koelers aan de inlaat kunnen bevestigd worden. De inlaat wordt op zijn beurt aan de motorophanging gehangen. De koellucht die de koelers verlaat, wordt eveneens via een leiding onderaan uit het vliegtuig verwijderd. De luchtinlaat wordt in de eerste plaats ontworpen om voldoende koellucht door de koelers te sturen in het meest kritische geval. Dit is wanneer het vliegtuig opstijgt aangezien de snelheid dan het laagst is bij een maximaal vermogen. Er wordt gerekend met een snelheid van 80 kts zoals die door Lambert Aircraft Engineering wordt meegedeeld. Hierbij staat, de eenheid kts voor “knopen”, wat in de luchtvaart de standaard eenheid is voor het uitdrukken van snelheid. Verder wordt ook geprobeerd de inlaat niet overdreven groot te maken omdat dat esthetisch onverantwoord is. De mogelijkheid om een diffuser te gebruiken, wordt bekeken en de uniforme doorstroming van de koelers wordt eveneens bestudeerd. Teveel lucht gecentreerd door het midden van de koeler benadeelt zijn rendement in belangrijke mate. Tijdens het ontwerp van de luchtinlaat wordt gebruik gemaakt van het CFD-programma Fluent® gekoppeld aan een aantal elementaire manuele berekeningen.

7.3.1

Verband tussen drukval en debiet radiator

De radiatorfabrikant deelde het volgende verband tussen de drukval en het debiet koellucht door de radiator mee: ∆p = 0, 001088.Q1,522 (7.1) radiator Hierbij wordt ∆p in inches waterkolom uitgedrukt en Qradiator in lbs/min. Omzetten in SIeenheden geeft ∆p = 459, 0756242.Q1,522 (7.2) radiator Nu wordt ∆p in Pa uitgedrukt en Qradiator in kg/s. Aan de hand van deze formule kan dus bepaald worden welk drukval de koellucht ondergaat bij doorstroming van de radiator met een gegeven debiet.

7.3.2

Omzetten naar een verband tussen drukval en snelheid

Voor verdere berekeningen moet Vgl. 7.2 omgezet worden naar een verband tussen de drukval en de snelheid van de lucht door de radiator via de dichtheid op zeeniveau. In principe wordt de koeling kritischer wanneer de dichtheid op hoogte wordt gebruikt. Hiermee is echter al rekening gehouden bij de gegeven minimale vliegsnelheid. Via de doorstroomoppervlakte van de radiator krijgt men ρ = 1, 23 kg/m3 (7.3a) Aradiator = 0, 06266 m2

(7.3b)

Qradiator = ρ.Aradiator .v

(7.3c)


7.3 Ontwerp van luchtinlaat voor de radiator en interkoeler ⇒ ∆p = 9, 284349415.v 1,522

128 (7.4)

Hierbij wordt ∆p in Pa uitgedrukt en v in m/s.

7.3.3

Minimale snelheid door koelers

Vgl. 7.4 is opgesteld voor de radiator. De interkoeler bevat een gelijkaardig verband maar de fabrikant kon hieromtrent geen specifieke informatie meedelen. Voor de eenvoud wordt ervan uitgegaan dat Vgl. 7.4 ook geldig is voor de interkoeler. Volgens de motorfabrikant die deze component levert, is dit een aanneembare onderstelling. Aangezien het verband tussen drukval en snelheid voor beide koelers gelijk is, wordt in wat volgt aangenomen dat er één grote koeler is met als frontale oppervlakte de som van deze van beide koelers Aintercooler = 0, 055620 m2 (7.5a) A = Aradiator + Aintercooler = 0, 11828 m2

(7.5b)

Het minimale koelluchtdebiet Qlucht door deze koeler kan als volgt bepaald worden: Qradiator = 1, 59 kg/s

(7.6a)

Qintercooler = 0, 82 kg/s

(7.6b)

Qlucht = Qradiator + Qintercooler = 2, 41 kg/s

(7.6c)

Hiermee kan worden berekend wat de minimale uniforme snelheid door de koeler moet zijn. vmin =

7.3.4

Qlucht = 16, 565 m/s ρ.A

(7.7)

Nodige dynamische druk

Met de minimale snelheid berekend in Vgl. 7.7 kan nu worden bepaald welke dynamische druk aan de luchtinlaat zeker nodig is om de drukval over de koeler bij deze snelheid te overwinnen. Dit kan met Vgl. 7.4 1,522 ∆p = 9, 284349415.vmin = 665, 83 P a (7.8)

7.3.5

Minimale nodige vliegsnelheid

Aangezien de dynamische druk volledig wordt bepaald door de snelheid van het vliegtuig, kan worden bepaald welke vliegsnelheid noodzakelijk is om de dynamische druk uit Vgl. 7.8 te bekomen 1 2 Pdyn = .ρ.vvliegtuig ⇒ vvliegtuig = 32, 90 m/s (7.9) 2 Dit stemt overeen met 64, 0 kts. Bij de minimale vliegsnelheid van 80 kts is er dus voldoende dynamische druk aanwezig. Een gedeelte hiervan is vereist om diffuserverliezen te overwinnen.



7.3.6

129

Geval 1: rechte inlaat

Het eerste beschouwde geval is een rechte inlaat waarbij geen diffusie wordt toegepast. Vooreerst wordt aan de hand van een aantal handmatige berekeningen gecontroleerd of er voldoende koelluchtdebiet door de koelers kan worden gestuurd tijdens een vlucht aan de minimale snelheid van 80 kts. Vervolgens wordt dit in detail gecontroleerd via het CFD-rekenpakket Fluent® . Handmatige berekeningen Bij de berekeningen wordt een vereenvoudigde geometrie aangenomen. Voor de eenvoud wordt de neus van het vliegtuig axisymmetrisch weergegeven. Het voordeel hiervan is dat dit de rekentijd voor CFD-berekeningen sterk vermindert. In Figuur 7.2 is het inlaatkanaal weergegeven waarbij de x-as de symmetrieas voorstelt. De lucht stroomt van links naar rechts waarvan een gedeelte het koelkanaal binnenstroomt en de rest afbuigt langs de wand van het vliegtuig. Alle lucht in het koelkanaal moet door de koeler (grijs in Figuur 7.2) gestuwd worden. Hier ontstaat de drukval volgens het verband van Vgl. 7.4. De luchtuitlaat wordt voorgesteld als een recht kanaal. Er wordt opnieuw gewerkt met de densiteit op zeeniveau en er wordt verondersteld dat de statische omgevingsdruk 0 P a bedraagt.

Figuur 7.2: Handmatige berekening-geval 1

De druk aan de inlaat wordt gegeven door de dynamische druk, enkel afhankelijk van de vliegsnelheid. Bij een snelheid van 80 kts of 41, 16 m/s bedraagt deze druk: 1 2 ⇒ Pdyn = 1041, 9 P a Pdyn = .ρ.vvliegtuig 2

(7.10)

Het grootste deel van deze druk wordt voor het vliegtuig omgezet in statische druk en is dus ram air. Het voordeel is het zeer hoge rendement van dit proces omdat de compressie van de lucht vóór het vliegtuig gebeurt wat geen verliezen creëert. De statische druk net voor de De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig


130

koeler is echter niet gelijk aan deze in Vgl. 7.8 omdat de lucht daar nog een zekere snelheid heeft, te bepalen uit 1 Pdyn − .ρ.v22 = ∆p 2 1 Pdyn − .ρ.v22 = 9, 284349415.v21,522 2 ⇒ v2 = 18, 99 m/s

(7.11a) (7.11b) (7.11c)

Vergelijkt men dit resultaat met Vgl. 7.7, dan is duidelijk te zien dat er meer dan voldoende lucht door de koeler loopt. Er moet op gewezen worden dat een te grote hoeveelheid koellucht geen probleem is. De koelkring bevat immers een thermostaat die ervoor zorgt dat het koelwater niet door de radiator stroomt wanneer de watertemperatuur te laag is. Voor de interkoeler geldt dit niet maar daar is extra koeling zeker geen probleem aangezien de prestaties van de motor hierdoor positief be¨ınvloed worden. In voorgaande berekeningen is nog geen rekening gehouden met de helling van de koelers ten opzichte van de aankomende stroming. De drukval die hiermee overeenstemt kan berekend worden door de bochtentheorie in een leiding te gebruiken. De bocht van de leiding bedraagt 60◦ . Hiermee correspondeert een verliesfactor van K = 0, 4[28]. De drukval kan worden berekend bij een snelheid van de lucht van v = 17 m/s. v2 ∆p = K. ρ 2g

(7.12a)

⇒ ∆p = 7, 25 P a

(7.12b)

Deze drukval is zeer klein bij de optredende snelheden waardoor hij in de verdere berekeningen verwaarloosd kan worden. Eindige-elementen berekeningen Om de stroming in het inlaatkanaal beter te kunnen bestuderen wordt gebruik gemaakt van eindige-elementen software (CFD). Eerst en vooral wordt een geometrie getekend in Gambit® , identiek aan deze in Figuur 7.2 weergegeven. Gambit® wordt eveneens gebruikt om het rekenrooster (grid) te construeren. Eerst wordt een oppervlak rond de neus van het vliegtuig gedefinieerd, het gebied waarin zal gerekend worden. Dit gebied dient voldoende groot te zijn om de keuze van deze vorm geen invloed te laten spelen in de berekeningen. Zowel de stroming in de onmiddellijke omgeving van de vliegtuigneus als de stroming in het inlaatkanaal is van belang. Daarom wordt een fijner grid geselecteerd ter hoogte van de wanden door gebruik te maken van een size-functie met de volgende eigenschappen: start size: 1 growth rate: 1,1 max size: 300 De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig


131

Om de visceuze invloed van de stroming aan de wanden correct te kunnen weergeven moet gelden dat y + ≈ 1. Hieraan wordt voldaan als elke wand wordt afgeschermd door een uniforme grenslaag met first row: 0,1 growth factor: 1,2 rows: 14

Figuur 7.3 geeft de resulterende mesh weer waarbij gebruik gemaakt wordt van driehoeken als rekencellen.

®

Figuur 7.3: Mesh in Gambit -geval 1

Aan de verschillende randen moeten randvoorwaarden worden opgelegd. De rechterzijde is de inlaat en wordt als velocity inlet gedefinieerd. De rechte bovenaan en de zijden rechts worden als pressure outlet ingegeven waarbij wordt opgemerkt dat de zijde bovenaan enigszins geheld staat omdat het programma Fluent® zo sneller tot convergentie komt. De x-as is een axisymmetrieas terwijl de wanden van de cowling en de inlaat uiteraard walls zijn . De koeler wordt als apart oppervlak gedefinieerd om de koelereigenschappen eenvoudigweg aan dit oppervlak te koppelen. De volgende stap is het gebruiken van de eigenlijke CFD-software Fluent® waarmee de stroming wordt berekend. Men maakt gebruik van het SST k-omega turbulentiemodel, een model De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig


132

met twee vergelijkingen dat vrij goede resultaten oplevert bij stromingsberekeningen rond objecten. De berekeningen gebeuren tijdsonafhankelijk en zijn met een celgebaseerde impliciete solver uitgevoerd. Als convergentiecriterium worden de residuals vastgelegd op 3.104 . De inlaatsnelheid is opnieuw 80 kts of 41, 16 m/s met enkel een x-component. Elke pressure outlet wordt net als in de handmatige berekingen ingesteld op 0 P a relatief. Voor de turbulentie worden volgende waarden ingesteld: Specification Method: Intensity and Viscosity Ratio Backflow Turbulent Intensity (%): 0,1 Backflow Turbulent Viscosity Ratio: 0,1

Deze waarden zijn slechts een ruwe schatting en werden in de literatuur niet teruggevonden. De gesimuleerde stroming is echter relatief ongevoelig voor deze waarden. Bovendien worden ze enkel gebruikt ter hoogte van de inlaat. De resultaten aan de uitlaat worden via de aanliggende cellen berekend. De ingegeven turbulentiewaarden worden enkel gebruikt bij terugstroom wat hier duidelijk niet het geval is. Tenslotte moeten de koelergegevens ingesteld worden. In Fluent® bestaat de mogelijkheid om aan de hand van een poreus medium een drukval van de stroming te genereren in functie van de snelheid waarbij verschillende definities mogelijk zijn. Via de P ower Law is het mogelijk rechtstreeks Vgl. 7.4 in te geven Si = −C0 .(|v|)C1

(7.13)

∆p = −Si .∆n

(7.14)

∆p = C0 .(|v|)C1 .∆n

(7.15)

Met:

Zodat:

met ∆n = 0, 120 m, de dikte van het poreus medium. Het nadeel aan deze methode is dat de drukval isentroop ondersteld wordt terwijl een koeler kanalen bevat die de stroming in slechts één richting dwingen (hier de x-as). Dit kan op deze manier niet worden gesimuleerd wat de nood aan een andere methode noodzakelijk maakt. Door gebruik te maken van een momentumvergelijking 7.16 voor een homogeen poreus medium is voorgaand probleem opgelost. Si = −(

µ.vi 1 + .C2 .ρ.vmag .vi ) α 2

(7.16)

Deze bestaat uit een visceuze verliesterm en uit een inertiële verliesterm met µ in kg/(m ∗ s), 1/α (visceuze weerstandsfactor) in 1/m2 en C2 (inertiële weerstandsfactor) in 1/m. Met ∆p = −Si .∆n De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

(7.17)


133

zodat

µ.vi 1 + .C2 .ρ.vmag .vi ).∆n (7.18) α 2 met ∆n = 0, 120 m, opnieuw de dikte van het poreus medium. Vgl. 7.4 moet omgevormd worden zodat bovenstaande vorm aangenomen wordt. Dit kan eenvoudig door het oorspronkelijk verband uit te zetten in Excel® en een regressiecurve op te stellen. Men bekomt ∆p = (

∆p = 1, 2487.v 2 + 19, 461.v

(7.19)

Beide vergelijkingen worden aan mekaar gelijk gesteld. 1 1, 2487 = C2 . .ρ.∆n 2

(7.20)

µ 19, 461 = C2 . .∆n α

(7.21)

⇒ C2 = 16, 92

(7.22)

Dit geeft met µ = 1, 7894.10−5 1 = 0, 906.107 (7.23) α Beide waarden kunnen in Fluent® worden ingegeven waarbij het alleen gaat om waarden volgens de x-as. Aangezien de werkelijke stroming enkel in deze richting kan stromen worden de componenten in andere richtingen veel groter gekozen. De weerstand wordt op deze manier zo groot dat de gesimuleerde stroming enkel volgens de x-as loopt. Er wordt gekozen de y en z componenten een 500 keer grotere waarde te geven dan de x componenten. Kiezen voor grotere waarden geeft problemen in verband met convergentieproblemen. Figuur 7.4 geeft het druk- en snelheidsprofiel van de simulatie weer. ⇒

(a) Statische druk-geval 1

(b) Snelheidsprofiel-geval 1

® berekeningen-geval 1

Figuur 7.4: Resultaten Fluent



134

In Figuur 7.4(a) is de drukval over de koeler te zien evenals de drukopbouw voor het inlaatkanaal. Figuur 7.4(b) toont dat de snelheid aan het frontaal oppervlak van de koeler vrij uniform verdeeld is zodat er een goed koelrendement wordt bekomen. Het totale massadebiet door de koeler kan worden weergegeven en bedraagt 2, 81 kg/s wat meer dan voldoende is. Tenslotte wordt in Figuur 7.5 de snelheidsvectoren weergegeven aan de buiging van de inlaat. Hierop is te zien dat er slechts een gedeelte van de stroming door het kanaal loopt en de rest van de lucht ombuigt en via de zijkant van het vliegtuig stroomt.

Figuur 7.5: Snelheidsvectoren aan inlaat-geval 1

7.3.7

Geval 2: inlaatdiffuser

Alhoewel de rechte inlaat uit geval 1 het minste verlies genereert, is dit niet de beste oplossing door de te grote vereiste inlaatopening (0, 12 m2 ). Deze grote oppervlakte is enerzijds esthetisch verre van ideaal en bovendien heeft deze grote inlaat een invloed op de aërodynamische prestaties van de rest van de cowling. De geleidelijke afronding naar de vuurplaat toe wordt immers sterk belemmerd. In deze paragraaf wordt onderzocht of het mogelijk is de inlaatopening te verkleinen en via een diffuser de lucht naar de koelers te leiden. De diffuser heeft hier niet echt de bedoeling om druk op te bouwen vóór de koeler. Het is belangrijk te controleren of de stroming door de koeler nog steeds uniform verdeeld is en of er voldoende koeldebiet beschikbaar is. De berekeningen steunen opnieuw op axisymmetrie wat de koeler een cilindervorm geeft en de diffuser conisch maakt.



135

Handmatige berekeningen Het verkleinen van de inlaatopening kan enkel wanneer verzekerd wordt dat nog steeds voldoende koellucht door de koelers stroomt. Hierbij is de diffuserhoek van primordiaal belang. Een te grote hoek zorgt voor afscheiding wat slecht is voor de uniforme stromingsverdeling over de koeler. Uit Figuur 7.6 kan de ideale hoek van een conische diffuser worden bepaald [29]. Op de y-as wordt de verhouding van de oppervlakte aan het begin en einde van de diffuser (AR) uitgezet terwijl de x-as de verhouding van de diffuserlengte tot de straal van de inlaatopening (N/R) weergeeft. Lijnen met constante Cp coëfficiënten zijn weergegeven waarbij de punten op de rode lijn bij benadering ideale waarden geven. Diffusoren beneden deze lijn zijn te lang en inefficiënt en deze boven de lijn zijn onderhevig aan afscheiding.

Figuur 7.6: Prestatie van conische diffusoren ingebouwd in leidingen

Aangezien de positie van de koelers vastligt, is ook de lengte van de diffuser gekend, met name N = 0, 49 m. De eindoppervlakte van de diffuser komt overeen met de oppervlakte van de koeler en bedraagt Ana = 0, 12 m2 . Via iteraties kan in Figuur 7.6 vastgesteld worden dat een straal R = 0, 125 m de beste waarde geeft voor het diffuserinlaatoppervlak. Hiermee stemt een weerstandscoëfficiënt Cd = 0, 72 overeen, weergegeven in Figuur 7.7. Opnieuw kan de snelheid, waarmee de koellucht door de koeler stroomt, worden berekend door volgende vergelijkingen te gebruiken ∆p = p2 − p3 = 9, 284349415.v21,522

(7.24a)

1 2 Pdyn = .ρ.vvliegtuig = 1041, 9 P a 2

(7.24b)



136

Figuur 7.7: Handmatige berekening-geval 2

1 p2 − p1 = Cd . .ρ.v12 2 m ˙ = C te v1 = v2 .

(7.24c) (7.24d)

A2 = v2 .2, 4087 A1

(7.24e)

p3 = 0

(7.24f)

Combinatie van deze vergelijkingen geeft 1 1 9, 284349415.v21,522 − (1041, 9 − .1, 23.2, 40872 .v22 ) = Cd . .1, 23.2, 40872 .v22 2 2 ⇒ v2 = 17, 623 m/s

(7.25a) (7.25b)

Ook hier is de snelheid nog steeds groot genoeg om voldoende koeldebiet te leveren. CFD-berekeningen De berekening voor geval 2 loopt volledig analoog aan het eerste geval. In Figuur 7.8 wordt het resultaat weergegeven. Figuur 7.8(a) toont duidelijk de gegenereerde drukopbouw van de diffuser. Verder is te zien dat de drukverdeling aan de koelerinlaat enigszins minder homogeen is dan in het voorgaande geval. Bestudeert men het snelheidsprofiel meer in detail, dan merkt men op dat een lichte afscheiding van de stroming hiervan aan de basis ligt. Figuur 7.9 toont dit meer gedetailleerd. De hogere inlaatdruk van de koeler zorgt ervoor dat de afgescheiden stroming terug naar de wand wordt geduwd wat het effect van de afscheiding eerder beperkt. Aldus kan een voldoende uniforme aanstroming van de koeler gerealiseerd worden. Het totale massadebiet door de koeler bedraagt 2, 60 kg/s wat nog steeds voldoende is. Alhoewel er afscheiding optreedt, is deze diffuservorm aanvaardbaar. Grotere diffuserhoeken zullen problemen geven want dan ontstaat er steeds sneller afscheiding met als gevolg dat aan De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig


(a) Statische druk-geval 2

137

(b) Snelheidsprofiel-geval 2

®

Figuur 7.8: Resultaten Fluent berekeningen-geval 2

Figuur 7.9: Afscheiding in de diffuser


7.4 De luchtinlaat voor de oliekoelers

138

de zijkanten van de koeler minder massadebiet stroomt. Dit is niet alleen nadelig voor het koelrendement, maar zorgt er bovendien ook voor dat er onvoldoende koeldebiet geleverd kan worden waardoor de koeling inefficiënt wordt en de motor oververhit raakt. Tenslotte moet vermeld worden dat bij bovenstaande berekeningen een aantal vereenvoudigingen zijn doorgevoerd:

®

De Fluent berekeningen gebeuren axisymmetrisch waardoor de luchtinlaat noodzakelijkerwijs in het midden van het vliegtuig moet worden voorgesteld. In de werkelijkheid bevindt deze zich niet helemaal in de midden. De axisymmetrie zorgt er eveneens voor dat elke vorm rond wordt. Zo is de vorm van de cowling in werkelijkheid niet axisymmetrisch terwijl ook de koeler en het inlaatkanaal in werkelijkheid niet cilindrisch zijn. Er wordt geen rekening gehouden met het feit dat de koelers in werkelijkheid niet dwars aangestroomd worden. De invloed van de koellucht uit het vliegtuig wordt niet in rekening gebracht. De stamphoek van het vliegtuig tijdens vlucht wordt niet beschouwd. De luchtinlaat van het vliegtuig wordt zodanig afgerond dat hiervan een minimale invloed wordt verwacht.

De bekomen resultaten geven een kwalitatief beeld waaraan de luchtinlaat van de Mission M212 moet voldoen.

7.4

De luchtinlaat voor de oliekoelers

De luchtinlaat voor de oliekoelers wordt eveneens kort besproken. Men kiest twee ronde inlaten vooraan het vliegtuig die een stuk kleiner zijn dan de inlaat voor de radiator en interkoeler. Via twee leidingen wordt de koellucht achteraan het motorcompartiment gebracht tot bij de oliekoelers. Er wordt een soort box bovenop de oliekoelers voorzien waarin de inlaatleidingen uitmonden en op die manier de oliekoeler van lucht voorzien. Figuur 7.10 geeft een schets weer van dit ontwerp. Bij de praktische uitvoering zullen deze kaFiguur 7.10: Luchtinlaat voor de oliekoelers nalen uit composiet worden vervaardigd en worden ze bevestigd aan de binnenzijde van de cowling. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

7.5 Besluit

7.5

139

Besluit

In dit hoofdstuk werden de componenten gekozen noodzakelijk voor de motorkoeling. Het betreft hier de radiator, de interkoeler en de oliekoelers. Hun ideale positie in het complete ontwerp werd besproken waarbij moet opgemerkt worden dat dit resultaat nog niet het definitieve ontwerp weergeeft. In de toekomst kan de mogelijkheid worden bestudeerd om de radiator in de romp van het vliegtuig in te bouwen. Aldus kan de neus van het toestel veel aërodynamischer gemaakt worden. Bovendien ontstaat de mogelijkheid om de tanks op te warmen via het koelwater. Een nadeel is wel dat de waterleiding naar de radiator een stuk langer is wat een toename in gewicht met zich meebrengt. Dit ontwerp valt buiten het bestek van dit werk. Verder werd meer in detail ingegaan op het inlaatkanaal dat koellucht naar radiator en interkoeler brengt. Aan de hand van vereenvoudigde CFD-berekeningen vond men dat een kanaal met een lichte diffusie een bruikbare oplossing levert.


TURBOCOMPRESSOR

140

Hoofdstuk 8 Turbocompressor 8.1 8.1.1

Berekening turbocompressorvermogen Inleiding

Aangezien bijna elke wagen, aangedreven door een dieselmotor vandaag de dag gebruik maakt van turbocompressie, is het interessant het vereiste vermogen van deze compressie te kennen. Zoals in sommige turboconfiguraties drijven de uitlaatgassen een turbine aan die op zijn beurt een compressor aandrijft. Het vermogen dat hiervoor nodig is, wordt in dit hoofdstuk berekend.

8.1.2

Opbouw en onderstellingen

In Figuren 8.1(a) en 8.1(b) zijn de compressor en de turbine te zien zoals deze op de Deltahawk motor wordt gemonteerd. De turbine is met een gele afdekkap beschermd. Aan de onderzijde zijn roestvaste buizen aangesloten. Deze transporteren de uitlaatgassen van de motor over de turbineschoepen. Op de plaats waar hier de afdekkap zit, wordt normaal een tweede buis aangesloten die de uitlaatgassen uit het vliegtuig verwijdert. Deze is in de figuren niet voorgesteld. De compressor is op zijn beurt met een rode afdekkap beschermd. Als men deze verwijdert kan via een luchtfilter verse lucht aangezogen worden. Deze lucht wordt door de compressor (aangedreven door de turbine) gecomprimeerd, en wordt vervolgens naar de rootscompressor bovenaan de motor getransporteerd. In deze figuren is de interkoeler niet afgebeeld. De interkoeler zorgt ervoor dat de warme lucht na de compressie terug gekoeld wordt, waardoor men in de cilinders een betere vulling krijgt.


8.1 Berekening turbocompressorvermogen

141

(a) Turbocompressor overzicht

(b) Turbocompressor zijaanzicht

Figuur 8.1: Turbocompressor

Om nu het vermogen van dit systeem te kunnen bepalen, dient men uit te gaan van enkele onderstellingen [2]: de compressie is volledig adiabatisch toerental = 2700 rpm aanzuigdruk pin = 1 atm = 101325 P a druk na eerste compressietrap = pf in = 3, 73 bar = 373000 P a cilinderinhoud = 202 ”3 = 0, 00331 m3 γ = 1, 4

8.1.3

Berekening

Er wordt uitgegaan van een adiabatische compressie ter hoogte van de compressor p V γ = K met K = cte

(8.1)

Hieruit haalt men het volgende verband V =

K p

γ1

De arbeid per arbeidsslag wordt gegeven door Z pf in W = V dP pin De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

(8.2)

(8.3)

8.2 Besluit

142

Substitueren van 8.2 in 8.3 geeft het volgende resultaat Z

pf in

W = pin

K p

γ1 dP

Deze integraal kan eenvoudig berekend worden. Men krijgt 1 (− γ1 +1) (− γ1 +1) pf in Kγ − pin P = − γ1 + 1

(8.4)

(8.5)

Aangezien het hier adiabatische compressie betreft, zoals in de onderstellingen aangehaald werd, kan K gesubstitueerd worden door gebruik te maken van formule 8.1. Na vereenvoudiging van formule 8.5 heeft men het volgende verband −1+γ 1 ( −1+γ ) ( γ ) γ − pin γ pf in Vfγin γ pf in (8.6) P = −1 + γ Hierin zijn alle parameters gekend behalve Vf in . Dit is namelijk het volume dat per seconde naar de motor wordt gebracht. Dit type motor is een tweetaktmotor, waardoor het volume eenvoudig kan berekend worden Vf in = 0, 00331 m3 ×

2700 rpm 1 × = 0, 0745 m3 /s 60 2

(8.7)

De factor 12 ontstaat uit het feit dat niet de volledige cilinderinhoud bij elke slag gevuld wordt. Voor een viercilinder tweetactmotor zijn steeds twee cilinders in arbeidsslag en twee cilinders in uitdrijfslag. Er moet dus gerekend worden met de helft van de totale cilinderinhoud. Wanneer nu alle waarden ingevuld worden in Vgl. 8.6, dan is het vermogen dat de turbocompressor nodig heeft P = 30229 W att ≈ 40 pk (8.8)

8.2

Besluit

De motor zelf produceert 200 pk vermogen. Uit de voorgaande berekeningen bleek dat de turbocompressor een vermogen van 40 pk nodig heeft als deze onafhankelijk aangedreven wordt. In verhouding tot het geproduceerde vermogen is dit een belangrijk aandeel.


BESLUIT

143

Hoofdstuk 9 Besluit Dit werk beschrijft het ontwerp van een watergekoelde dieselmotorinstallatie voor de Mission M212, een prototype vliegtuig, ontwikkeld door Lambert Aircraft Engineering. Uitgaande van een weight and balance-berekening, wat de motorpositie vastlegt, wordt een motorophanging ontworpen, opgebouwd uit chroom-molybdeen staal. Deze ophanging wordt gesimuleerd in Cadre Lite® , Abaqus® en Axis VM® wat resulteert in identieke verplaatsingen, krachten en spanningen. De spanningsberekeningen worden getoetst aan een analytische berekening in Excel® die eveneens overeenstemt met de eindige-elementen simulaties. Naast de motorophanging moet een functioneel en robuust brandstofsysteem ontworpen worden. Er worden twee vleugeltanks voorzien waarbij in een normale situatie slechts uit de hoofdtank brandstof naar de motor wordt gepompt. Wanneer het verschil tussen beide tanks te groot wordt, zorgt een transferpomp ervoor dat het evenwicht hersteld wordt. Bij uitvallen van de transferpomp kan een manuele schakelaar geactiveerd worden die toch brandstof uit de hulptank rechtstreeks naar de motor transporteert. Dit systeem is gesimuleerd in Simulink® en een proefopstelling wordt opgebouwd om de theorie te staven aan de praktijk. Door een probleem in de elektronische schakeling die voor de meting van de capacitieve sensoren zorgt is het niet mogelijk testen uit te voeren. Het onderzoek naar de stollingseigenschappen van diesel en de werking ervan bij gebruik op grotere hoogte dient eveneens verder onderzocht te worden. Eventueel moeten extra voorzieningen worden genomen om brandstofstolling te voorkomen zoals het voorzien van een integrale tankverwarming. Een derde belangrijk deel van de motorinstallatie is de koeling. De Deltahawk dieselmotor is watergekoeld en maakt gebruik van turbo-opgeladen lucht waardoor zowel nood is aan een interkoeler en een radiator, als aan een oliekoeler. Elk van deze drie koelers wordt via een luchtinlaatsysteem voorzien van de nodige koellucht. De radiator en interkoeler worden onderaan de motor gehangen terwijl de oliekoeler bovenaan tegen de vuurplaat wordt bevestigd. Een diffuserleiding staat in voor een goede verdeling van de lucht over beide koelers. Hieromtrent wordt in Fluent® onderzoek gedaan naar de nodige inlaatsecties en mogelijke diffuservormen. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

BESLUIT

144

Er moet evenwel verder onderzoek gebeuren naar andere koelerposities. Zo kan bijvoorbeeld de radiator verplaatst worden naar de rompstructuur wat de mogelijkheid biedt de cowling slanker en gestroomlijnder te ontwerpen. Hier moet echter wel een aparte inlaat en uitlaat voorzien worden. Toch is in het huidig ontwerp voldaan aan alle randvoorwaarden en ontwerpproblemen. Tenslotte is ook het elektrisch circuit gecontroleerd en aangepast. Om de vereiste compressiegraad bij de start te verkrijgen, is nood aan een zware 28 V startmotor. Koppelt men hieraan de verplichte 12 V voor de radio, intercom en transponder, dan is duidelijk dat er nood is aan twee bus bars waarvan er één gevoed wordt door de alternator (28 V) en batterij (24 V) terwijl de andere via een spanningsdeler (12 V) aan de eerste bus bar gekoppeld wordt.


REPORT M212-105 V1 - DH200 ENGINE MOUNT STRUCTURAL ANALYSIS

145

Bijlage A Report M212-105 V1 - DH200 engine mount structural analysis Amendment history Table A.1: Amendment history

Issue

Date

Name

Amendment

V.1

December 2006

De Geyter Romain

First version

Introduction This Report M212-105 shows the Engine Mount Structural Analysis for the Lambert Mission M212 diesel powered aircraft, which is based on the following specifications: Maximum design weight: 1150 kg Design Dive Speed VD : 94 m/s (338 km/h, 183 kts) The engine mount is designed for the following engine: Manufacturer: Deltahawk Engine type: DH200A4 Configuration: 4 cylinders, 2 strokes, inverted V, water cooled Power: 200 HP at 2700 rpm Torque: 520, 6 N m at 2700 rpm Weight: 170 kg, including oil and all accessories, without propeller


REPORT M212-105 V1 - DH200 ENGINE MOUNT STRUCTURAL ANALYSIS

146

The engine mount consists of a welded steel tube structure, bolted to the firewall at 6 locations. The engine is bolted to the engine mount with 4 bolts and uses rubber shock absorbers. See drawings for details. The analysis is performed according to FAR-23, Subpart C, airworthiness requirements. Calculation of applicable loads is based on Report M212-002, v.4 “Loading Actions”’.

Summary of analysis 1. The engine mount and attachment bolts have been analyzed for the loads in accordance with FAR-23, Subpart C, Appendix A (Simplified load criteria) for a total engine and propeller weight of 190 kg. 2. The lowest reserve factor of 1,60 occurs at the engine mount tube 2 - 7 for Euler buckling under axial loading in compression. Bolts have minimum reserve factors higher than 2,0. 3. The structural integrity of the engine mount and attachment bolts is considered satisfactory and in accordance with applicable airworthiness requirements.

Reserve factor summary Table A.2: Reserve factor summary

Item Tube 2 - 7 Tube 4 - 12 Firewall bolt

Design Case Case 7 Case 7 Case 7

Criterion Euler buckling Euler buckling Combined shear and tension

Load Or Stress Actual Allowable −5397 N −8661 N −5009 N −8621 N 11921 N 36844 N −7770 N 44943 N

Reserve Factor 1,60 1,72 > 2,0

Page 166 166 171

All other reserve factors are > 2,0.


A.1 Applied loads (cfr. FAR-23, loading actions)

A.1 A.1.1

Applied loads

147

(cfr. FAR-23, loading actions)

Nose wheel loads

Ground loads from the nosewheel are fed into the structure through the engine mount truss. In this paragraph, the ground loads will be computed and then further used to find the loads applied to the engine mount truss. The weight of the nose wheel and the shock absorber is approximately 12 kg. This is much less than the loads applied to the nose wheel and therefore the inertia of the wheel and shock absorber are omitted. Moreover, it is a conservative approach, since in this case; taking the weight into account would result in inertia relief. We determine the applied loads to the nose wheel according to FAR-23 Appendix C.

Figure A.1: Nosewheel configuration in general

By using the CG envelope, we determine the most critical load acting on the nosewheel.(cfr. Weight and Balance) Static loads on landing gear: Loads at rear CG: 1150 ×

0,21 1,80

= 134 kg (12 % on nosewheel) 1016 kg (88 %) on main wheels) 0,31 Loads at fwd CG, MTOW: 1150 × 1,80 = 198 kg (17 % on nosewheel) 952 kg (83 %) on main wheels) 0,40 Loads at fwd CG: 950 × 1,80 = 211 kg (22 % on nosewheel) 739 kg (78 % on main wheels) De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig


148

Because it is impossible to fly with fwd CG and maximum design weight, we choose a weight of 950 kg as maximum realistic weight in the air. It is clear that the fwd CG gives a higher load on the nose wheel than the rear CG. Limit ground reaction load factor: 3 (n − L) Inertia load factor: 3,667 (n) Wing lift ratio during impact: 0,667 (L) Maximum design weight: 1150 kg (W ) K = 0,25

Table A.3: Positions of extreme CG

a b d a’ b’ d’

Fwd CG (m) 1,40 0,40 1,80 1,09 0,66 1,75

Aft CG (m) 1,59 0,21 0,21 1,27 0,48 1,75


A.1 Applied loads (cfr. FAR-23, loading actions) A.1.1.1

149

Load case 1: ground impact

Ground loads are determined for forward CG at 950 kg AUW (which results in worst case loads, as shown above). According to FAR-23, Appendix C, we find: 0 = 10562 N (limit) Vertical: Fz = (n − L) × W × db 0 = (3, 667 − 0, 667) × 950 × 9, 81 × 0,66 1,75 0,66 b0 Horizontal: Fx = K × n × W × d0 = 0, 25 × 3, 667 × 950 × 9, 81 × 1,75 = 3163 N (limit) This gives the following ultimate ground loads: Vertical component: Fz = 15843 N (ultimate) Horizontal component: Fx = 4744 N (ultimate) A.1.1.2

Load case 2: aft load on nosewheel

For the same reason as referred to in paragraph 1.1.1, this load case assumes an AUW of 950 kg at the most forward CG limit. 0,4 = 2071 N Hence, the maximum static nose wheel load: W × 9, 81 × db = 950 × 9, 81 × 1,80 According to FAR-23.499, the vertical and horizontal components are calculated: Vertical load: Fz = 2, 25 × 2071 = 4660 N (limit) ⇒ Fz = 6990 N (ultimate) Horizontal load: Fx = 0, 8 × 2071 = 1657 N (limit) ⇒ Fx = 2485 N (ultimate) A.1.1.3

Load case 3: forward load on nosewheel

For the same reason as referred to in paragraph 1.1.1, this load case assumes an AUW of 950 kg at the most forward CG limit. 0,4 = 2071 N Hence, the maximum static nose wheel load: W × 9, 81 × db = 950 × 9, 81 × 1,80 According to FAR-23.499, the vertical and horizontal components are calculated: Vertical load: Fz = 2, 25 × 2071 = 4660 N (limit) ⇒ Fz = 6990 N (ultimate) Horizontal load: Fx = 0, 4 × 2071 = 828 N (limit) ⇒ Fx = 1243 N (ultimate) A.1.1.4

Load case 4: side load on nosewheel

For the same reason as referred to in paragraph 1.1.1, this load case assumes an AUW of 950 kg at the most forward CG limit. 0,4 Hence, the maximum static nose wheel load: W × 9, 81 × db = 950 × 9, 81 × 1,80 = 2071 N According to FAR-23.499, the vertical and horizontal components are calculated: Vertical load: Fz = 2, 25 × 2071 = 4660 N (limit) ⇒ Fz = 6990 N (ultimate) Side load: Fy = 0, 7 × 2071 = 1450 N (limit) ⇒ Fy = 2175 N (ultimate)



A.1.2

Engine loads

150

(FAR-23 A9 (d), referring to FAR-23.361)

The engine weight is assumed as 148 kg (Deltahawk DH200A4). The weight of the propeller is 22 kg (MTV-18C). Including the oil and the other accessories, we get an approximate weight of 190 kg. ⇒ Total assumed weight of engine with propeller, oil and all accessories = 1863, 9 N All engine loads are assumed to act through the engine CG. A.1.2.1

Load case 5: FAR-23 A9 (d) (2)

3,8 g × engine weight (limit) = 7082, 8 N (limit) Engine torque: 520, 6 N m × 2 = 1041, 22 N m (limit) Engine thrust*: 2085, 3 N (limit) ∗

⇒ 10624 N (ultimate) ⇒ 1562 N m (ultimate) ⇒ 3128 N (ultimate)

Full power thrust in condition A (flight envelope) calculated: T =

A.1.2.2

ηp ×P v

=

0,85×(200×736) 60

Load case 6: FAR-23 A9 (d) (3)

Side load acting through engine CG: Fy = 1, 47 × 1863, 9 N = 2740 N (limit) A.1.2.3

= 2085, 3 N

⇒ Fy = 4110 N (ultimate)

Load case 7: FAR-23 A7 (a)

Engine as a “dead weight item”’ under positive gust load: Vertical inertia load acting through engine CG: Fz = +5, 0 × 1863, 9 N = 9319, 5 N (limit) ⇒ Fz = 13979 N (ultimate) A.1.2.4

Load case 8: FAR-23 A7 (a)

Engine as a “dead weight item”’ under negative gust load: Vertical inertia load acting through engine CG: Fz = −3, 0 × 1863, 9 N = −5592 N (limit) ⇒ Fz = −8388 N (ultimate)

A.1.3

Combined loads

The loads found in paragraphs 1.1 and 1.2 should not be enveloped (as some cancel each other out), but combined in a rational manner. This is approached as follows: In a landing, the nose wheel will be subjected to inertia loads. Loads in 1.1.2 are both less than in 1.1.1, so 1.1.2 need not be further investigated in combination with engine inertia loads. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig


151

1.2.3 and 1.2.4 are gust conditions and are not combined with landing gear loads. 1.2.2 also is a stand alone case.

A.1.3.1

Load case 9: combined load

Keeping in mind, all the previous assumptions, we then only have to calculate one combined load case. More specific, the combination of load case 1.1.1 and 1.2.1 is a very useful calculation.

A.1.4

Load cases - overview

All applied loads calculated above will be investigated, including one combined load case. Table A.4: Load cases: overview

Load Case 1 2 3 4 5 6 7 8 9

Loads listed in Paragraph A.1.1.1 Paragraph A.1.1.2 Paragraph A.1.1.3 Paragraph A.1.1.4 Paragraph A.1.2.1 Paragraph A.1.2.2 Paragraph A.1.2.3 Paragraph A.1.2.4 Paragraph A.1.1.1 + Paragraph A.1.2.1

Type of load Nose Wheel Ground Load Nose Wheel Aft Load Nose Wheel Fwd Load Nose Wheel Side Load Flight Condition Point A Engine Side Load Engine Under Positive Gust Load Engine Under Negative Gust Load Combined Load


A.2 Structural analysis

A.2

152

Structural analysis

The welded steel tube structure is analyzed with Finite Element software. The structure is modeled as a space truss. The node coordinates are expressed in the absolute aircraft coordinates: Nodes 8, 11, 9, 5: Engine Attachment (loaded nodes) Nodes 1, 2, 3, 4, 16, 17: Mounting Points to Firewall (restrained nodes) Nodes 14, 15: Nose Gear Attachment (loaded nodes)

A.2.1

Nose wheel loads

The nose gear is attached to the engine mount truss at nodes 14 and 15. Node 14: x = 1145 mm y = 0 mm z = 970 mm Node 15: x = 1070 mm y = 0 mm z = 675 mm The location of the point where the wheel makes contact with the ground (under static deflection) is: x = 900 mm y = 0 mm z = 0 mm

Figure A.2: Nosewheel configuration: axis-system


A.2 Structural analysis A.2.1.1

153

Load case 1: ground impact load case

From paragraph 1.1.1, we have the following loads acting at the wheel: Vertical component: Fz = 15843 N (ultimate) Horizontal component: Fx = 4744 N (ultimate) The ground loads are now resolved in the x’, y’, z’ coordinate system, which has the x’ axis aligned with the noseleg. Axial load: Fx0 = 4744 × cos(75,75°)+15843 × sin(75,75°)= 16523 N (ultimate) Perpendicular load: Fz0 = −4744 × sin(75,75°)+15843 × cos(75,75°)= −698 N (ultimate) We now calculate the axial load in nodes 14 and 15: Axial load at node 14: F14,x0 = 32 × 15843 = 11016 N (ultimate) Axial load at node 15: F15,x0 = 23 × 15843 = 11016 N (ultimate) Since the noseleg attachment to the engine mount creates a hyperstatic situation, the axial load distribution above is assumed as 23 / 32 over nodes 14 and 15. This is equivalent to a superfactor of 1.33 with respect to a 50-50 load distribution. The superfactored loads should only be used for stress analysis of the engine mount. They MUST NOT be used for stress analysis of any other part of the aircraft structure. Using the equations of static equilibrium, we have the following (external) reactions at the nosewheel strut: 0,675 Perpendicular load at node 14: F14,z0 = −698 × 0,97−0,675 = −1598 N (ultimate) Perpendicular load at node 15: F15,z0 = −(−1598 − 698) = 2296 N (ultimate) Since action equals reaction, the applied loads to the engine mount are the opposite of the external reactions above: Perpendicular load at node 14, on the engine mount: F14,z0 = 1598 N (ultimate) Perpendicular load at node 15, on the engine mount: F15,z0 = −2296 N (ultimate) Now the applied loads found above are transferred back to the x, y, z aircraft coordinate system: F14,x = 11016 × cos(75,75°)−1598 × sin(75,75°)= 1163 N (ultimate) F14,z = 11016 × sin(75,75°)+1598 × cos(75,75°)= 11070 N (ultimate) F15,x = 11016 × cos(75,75°)−(−2296) × sin(75,75°)= 4937 N (ultimate) F15,z = 11016 × sin(75,75°)+(−2296) × cos(75,75°)= 10111 N (ultimate)



154

Load case 2: aft load on nosewheel

From paragraph 1.1.2, the following loads acting at the wheel are: Vertical load: Fz = 6990 N (ultimate) Horizontal load: Fx = 2485 N (ultimate) These loads are resolved in exactly the same way as in paragraph 2.1.1. to find the applied loads to nodes 14 and 15 of the engine mount structure: F14,x = −314 N (ultimate) F14,z = 5160 N (ultimate) F15,x = 3405 N (ultimate) F15,z = 4216 N (ultimate) A.2.1.3

Load case 3: forward load on nosewheel

From paragraph 1.1.3, the following loads acting at the wheel are: Vertical load: Fz = 6990 N (ultimate) Horizontal load: Fx = −1243 N (ultimate) These loads are resolved in exactly the same way as in paragraph 2.1.1. to find the applied loads to nodes 14 and 15 of the engine mount structure: F14,x = 7548 N (ultimate) F14,z = 2532 N (ultimate) F15,x = −8260 N (ultimate) F15,z = 6547 N (ultimate) A.2.1.4

Load case 4: Side Load on nosewheel

From paragraph 1.1.4, the following loads acting at the wheel are: Vertical load: Sideload load:

Fz = 6990 N (ultimate) Fx = ±2175 N (ultimate)

Nosewheel loads are resolved in exactly the same way as in paragraph 2.1.1 to find the applied loads to nodes 14 and 15 of the engine mount structure: F14,x = 4927 N (ultimate) F14,y = −4976 N (ultimate) F14,z = 3408 N (ultimate)

F15,x = −4372 N (ultimate) F15,y = 7150 N (ultimate) F15,z = 5770 N (ultimate)



155

Table A.5: Summary: transfer of ground loads acting on nosewheel to engine mount

Ground Load

Fx Fy Fz

Case 1 4744 0 15843

Axial load Perpendicular load Side load

Fx0 Fy0 Fz0

16523 -698 0

7386 -688 0

6469 2925 0

6775 1721 2175

Node 14

F14,x0 F14,y0 F14,z0

11016 0 1598

4924 0 1575

4312 0 -6693

4516 -4976 -3937

F14,x F14,y F14,z

1163 0 11070

-314 0 5160

7548 0 2532

4927 -4976 3408

F15,x0 F15,y0 F15,z0

11016 0 -2296

4924 0 -2263

4312 0 9617

4516 7150 5657

F15,x F15,y F15,z

4937 0 10111

3405 0 4216

-8260 0 6547

-4372 7150 5770

Node 15

Case 2 2485 0 6990

Case 3 -1243 0 6990

Case 4 0 2175 6990



A.2.2

156

Engine loads (ultimate loads)

The combined engine and propeller weight is assumed to be 1863,9 N. The firewall is at F.S.1300. The coordinates of the 4 engine mounting points are: Node Node Node Node

8: 11: 9: 5:

x = 916, 65 mm x = 902, 85 mm x = 602, 22 mm x = 609, 9 mm

y y y y

= 174, 58 mm = −209, 79 mm = −116, 37 mm = 103, 37 mm

z z z z

= 1316, 82 mm = 1317, 01 mm = 1436, 75 mm = 1436, 75 mm

The engine CG is located at: x = 732, 37 mm y = −10, 91 mm z = 1181, 03 mm The transformation of loads from engine and propeller CG to the truss nodes 8, 11, 9, 5 is done manually below, by solving the equations of static equilibrium. In addition a second method by Finite Element Software is used to verify the manual calculations. A comparison between the two methods is shown below. A.2.2.1

Load case 5

Loads are computed by superposition of 3 sub-cases, dealing with inertia, torque and thrust separately. Sub case A: inertia load Fz = −10624 N (acting through engine CG) Force equilibrium P Fz = 0 → F8,z,a + F11,z,a + F9,z,a + F5,z,a − 10624 = 0 Moment equilibrium P My = 0 → −0, 91665 × F8,z,a − 0, 90285 × F11,z,a −0, 60222×F9,z,a −0, 6099×F5,z,a +7780, 86 = 0

Figure A.3: Sub case A: inertia load

Symmetry F8,z,a = F11,z,a F9,z,a = F5,z,a

Solving the equations gives: F8,z,a = F11,z,a = 2209 N F9,z,a = F5,z,a = 3103 N



157

Sub case B: thrust It is assumed that the horizontal component of the thrust is reacted 50/50 by forward and rear engine attachments. The load case is solved by offsetting the thrust to the plane of the engine attachment points, and introducing a moment as shown below. Fx = −3128 N (acting through engine CG) Force equilibrium P Fx = 0 → F8,x,b1 + F11,x,b1 + F9,x,b1 + F5,x,b1 − 3128 = 0 Moment equilibrium P My = 0 → 1, 437×(F9,x,b1 + F5,x,b1 )−2247 = 0

Figure A.4: Sub case B1: thrust

Symmetry F8,x,b1 = F11,x,b1 F9,x,b1 = F5,x,b1 Solving these equations gives: F8,x,b1 = F11,x,b1 = F9,x,b1 = F5,x,b1 = 782 N Taking into account, the coordinates of the mounting points, the moment is then calculated as follows: My = 3128 × 1,317+1,437 − 1, 181 = 613 N m 2 The √ distance: 2

(0,602−0,917) +(1,437−1,317)2 2

= 0, 169 m The reaction force can now be determined: 613 F = 0,169×2 = 1820 N Symmetry F8,z,b2 = F11,z,b2 F9,z,b2 = F5,z,b2

F8,x,b2 = F11,x,b2 F9,x,b2 = F5,x,b2

Figure A.5: Sub case B2: thrust

F8,x,b2 = −1820× sin(-14,51°)× 12 = 324, 22 N F11,x,b2 = −1820× sin(-14,51°)× 12 = 324, 22 N F9,x,b2 = 1820× sin(-14,51°)× 21 = −324, 22 N F5,x,b2 = 1820× sin(-14,51°)× 21 = −324, 22 N

F8,z,b2 = 1820× cos(-14,51°)× 21 = 850 N F11,z,b2 = 1820× cos(-14,51°)× 12 = 850 N F9,z,b2 = −1820× cos(-14,51°)× 12 = −850 N F5,z,b2 = −1820× cos(-14,51°)× 12 = −850 N

The combined result gives the following result: F8,x,b = 1106 N

F8,z,b = 850 N


A.2 Structural analysis F11,x,b = 1106 N F9,x,b = 458 N F5,x,b = 458 N

158 F11,z,b = 850 N F9,z,b = −850 N F5,z,b = −850 N

Sub case C: engine torque Mx = 1561, 8 N m The analysis is treated as if all mounting points are in the same vertical plane as the applied load. (As indicated in sketch) The method for analysis of a bolt group is used to find the distribution of the applied load over the four engine mounting points. The calculations are done by use of an Excel spreadsheet, as shown on the following page. In order to convert applied load to reactions on the structure, the sign of all numbers in the table is changed. Figure A.6: Sub case F8,y,c = −833torque N

F11,y,c = −831 N F9,y,c = 832 N F5,y,c = 832 N

C:

engine

F8,z,c = −2591 N F11,z,c = 2745 N F9,z,c = 1448 N F5,z,c = −1602 N

Superposition of the 3 sub-cases, the engine reactions for load case 5 are: Table A.6: Engine reactions for load case 5

F8 F11 F9 F5

F x (N) 1106 1106 458 458

F y (N) -833 -831 832 832

F z (N) 468 5805 3701 650

Changing the sign of the reactions, the applied loads to the engine mount structure are: Table A.7: Applied loads to the engine mount structure-Load case 5

F8 F11 F9 F5

F x (N) -1106 -1106 -458 -458

F y (N) 833 831 -832 -832

F z (N) -468 -5805 -3701 -650


(m)

0,185

-0,199

-0,105

0,114

No.

1

2

3

4 P

0,256

0,256

0,136

0,136

(m)

yi

6,35

6,35

6,35

6,35

(cm)

Dia

0,20

yc =

25 0,00

0

126,68

8

8

4

4

Ai ∗ yi

xc =

4

-3

-6

6

Ai ∗ xi

31,7

31,7

31,7

31,7

(cm )

2

Ai

0

0,12

-0,10

-0,20

0,19

xi − xc

x0i =

The calculations above are done in a local coordinate system.

Input

xi

Bolt

n=4

0

0,06

0,06

-0,06

-0,06

yi − yc

yi0 =

0,113

0,017

0,015

0,043

0,038

ri2

4

1

0

1

1

ri2

Ai ∗

0 -1562

Mz =

0

0

0

0

0

Sy i

Py =

Px =

0

0

0

0

Sxi

Table A.8: Subcase C: engine torque (Excel)

= =

x0p yp0

yp =

xp =

-1602

1448

2745

-2591

Ai ∗

x0i

m∗

-0,20

0,00

0

0

-832

-832

831

833

Ai ∗

yi0

m∗

m=

M=

832

832

-831

-833

(N)

Fxi

-438

-1562

-1602

1448

2745

-2591

(N)

Fy i

1805

1670

2868

2722

(N)

Fi

A.2 Structural analysis 159



160

Load case 6 Fy = 4110 N (acting through engine CG) The analysis is treated as if all mounting points are in the same vertical plane as the applied load. (As indicated in Figure A.7) The method for analysis of a bolt group is used to find the distribution of the applied load over the four engine mounting points. The calculations are done by use of an excel spreadsheet, as shown on the following page. In order to convert applied load to reactions on the structure, the sign of all numbers in the table is changed.

Figure A.7: Load case 6

F8,y = −1457 N F11,y = −1455 N F9,y = −599 N F5,y = −599 N

F8,z = −1335 N F11,z = 1415 N F9,z = 746 N F5,z = −826 N

This calculation gives the following applied load to the engine mount structure, changing the sign of the reactions: Table A.9: Applied loads to the engine mount structure-Load case 6

F8 F11 F9 F5

F x (N) 0 0 0 0

F y (N) 1457 1455 599 599

F z (N) 1335 -1415 -746 826


(m)

0,185

-0,199

-0,105

0,114

No.

1

2

3

4 P

0,256

0,256

0,136

0,136

(m)

yi

6,35

6,35

6,35

6,35

(cm)

Dia

0

Mz =

-4110

0

0

0

0

Sy i

0

4

-1027,5

-1027,5

-1027,5

-1027,5

Sxi

Py =

0,113

1

0

1

1

ri2

Ai ∗

0,20

0

0,017

0,014

0,043

0,038

ri2

yc =

0

0,06

0,06

-0,06

-0,06

yi − yc

yi0 =

Px =

25

0,12

-0,10

-0,20

0,19

xi − xc

x0i =

0,00

0

126,7

8

8

4

4

Ai ∗ yi

xc =

4

-3

-6

6

Ai ∗ xi

31,7

31,7

31,7

31,7

(cm2 )

Ai

The calculations above are done in a local coordinate system.

Input

xi

Bolt

n=4

Table A.10: Load case 6 (Excel)

0 0,00 -0,20

x0p = yp0 =

0

-429

-429

428

yp =

xp =

-826

746

1415

429

Ai ∗ yi0

Ai ∗ x0i -1335

m∗

m∗

m=

M=

-599

-599

-1455

-1457

(N)

Fxi

-226

-805

-826

746

1415

-1335

(N)

Fy i

1020

957

2030

1976

(N)

Fi




162

Load case 7 Fz = −13979, 25 N (acting through engine CG) Force equilibrium P Fz = 0 → F8,z + F11,z + F9,z + F5,z − 13979, 25 = 0 Moment equilibrium P My = 0 → −0, 91665 × F8,z − 0, 90285 × F11,z − 0, 60222 × F9,z − 0, 6099 × F5,z + 10238 = 0


Symmetry F8,z = F11,z F9,z = F5,z

Solving the equations gives: F8,z = F11,z = 2907 N F9,z = F5,z = 4083 N Changing the sign of the reactions, the applied loads to the engine mount structure are: Table A.11: Applied loads to the engine mount structure-Load case 7

F8 F11 F9 F5

F x (N) 0 0 0 0

F y (N) 0 0 0 0

F z (N) -2907 -2907 -4083 -4083



163

Load case 8 Fz = 8387, 55 N (acting through engine CG) Force equilibrium P Fz = 0 → F8,z + F11,z + F9,z + F5,z + 8388 = 0 Moment equilibrium P My = 0 → −0, 91665 × F8,z − 0, 90285 × F11,z − 0, 60222 × F9,z − 0, 6099 × F5,z − 6143 = 0 Symmetry F8,z = F11,z F9,z = F5,z


Solving the equations gives: F8,z = F11,z = −1744 N F9,z = F5,z = −2450 N

Changing the sign of the reactions, the applied loads to the engine mount structure are: Table A.12: Applied loads to the engine mount structure-Load case 8

F8 F11 F9 F5

A.2.2.5

F x (N) 0 0 0 0

F y (N) 0 0 0 0

F z (N) 1744 1744 2450 2450

Load case 9

For this load case, load cases 1 and 5 are enveloped. Table A.13: Applied loads to the engine mount structure-Load case 9

F8 F11 F9 F5 F14 F15

F x (N) -1106 -1106 -458 -458 1163 4937

F y (N) 833 831 -832 -832 0 0

F z (N) -468 -5805 -3701 -650 11070 10111

As a verification of the calculations above, Finite Element software has been used. The four mounting points and the CG are drawn, and interconnected to form a rigid body De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig


164

(engine). The external forces are applied to the CG and the reaction forces in the engine mounting points are calculated. The following table gives the comparison between the applied loads to the engine mount structure in both cases. Table A.14: Summary: Transfer of engine loads acting to engine mount Finite Element

Theoretical

Software

Calculation

Load Case 5 Sub Case A

F x (N)

F y (N)

F z (N)

F x (N)

F y (N)

F z (N)

F8

145

-11

-2271

F8

0

0

-2209

F11

147

-1

-2263

F11

0

0

-2209

F9

-146

10

-3043

F9

0

0

-3103

F5

-147

2

-3048

F5

0

0

-3103

Sub Case B

F x (N)

F y (N)

F z (N)

F x (N)

F y (N)

F z (N)

F8

-1137

2

-914

F8

-1106

0

-850

F11

-1112

14

-830

F11

-1106

0

-850

F9

-433

-10

895

F9

-458

0

850

F5

-446

-7

849

F5

-458

0

850

Sub Case C

F x (N)

F y (N)

F z (N)

F x (N)

F y (N)

F z (N)

F8

542

447

2803

F8

0

833

2591

F11

-572

485

-2965

F11

0

831

-2745

F9

-295

-455

-1563

F9

0

-832

-1448

F5

324

-476

1724

F5

0

-832

1602

Superposition

F x (N)

F y (N)

F z (N)

F x (N)

F y (N)

F z (N)

F8

-450

438

-382

F8

-1106

833

-468

F11

-1537

498

-6058

F11

-1106

831

-5805

F9

-874

-455

-3711

F9

-458

-832

-3701

F5

-269

-481

-475

F5

-458

-832

-650

Load Case 6

F x (N)

F y (N)

F z (N)

F x (N)

F y (N)

F z (N)

F8

388

1173

1460

F8

0

1457

1335

F11

-408

1201

-1542

F11

0

1455

-1415

F9

-209

876

-817

F9

0

599

-746

F5

230

861

899

F5

0

599

826

Load Case 7

F x (N)

F y (N)

F z (N)

F x (N)

F y (N)

F z (N)

F8

191

-14

-2988

F8

0

0

-2907

F11

193

-1

-2977

F11

0

0

-2907

F9

-191

13

-4004

F9

0

0

-4083

F5

-193

3

-4010

F5

0

0

-4083



165

Table A.14: Summary: transfer of engine loads acting to engine mount - continued

A.2.3

Finite Element

Theoretical

Software

Calculation

Load Case 8

F x (N)

F y (N)

F z (N)

F x (N)

F y (N)

F z (N)

F8

-115

9

1793

F8

0

0

1744

F11

-116

1

1786

F11

0

0

1744

F9

115

-8

2402

F9

0

0

2450

F5

116

-2

2406

F5

0

0

2450

Load Case 9

F x (N)

F y (N)

F z (N)

F x (N)

F y (N)

F z (N)

F8

-450

438

-382

F8

-1106

833

-468

F11

-1537

498

-6058

F11

-1106

831

-5805

F9

-874

-455

-3711

F9

-458

-832

-3701

F5

-269

-481

-475

F5

-458

-832

-650

F14

1163

0

11070

F14

1163

0

11070

F15

4937

0

10111

F15

4937

0

10111

Structural model used for analysis

The engine mount is analyzed with Finite Element software, which calculates external reactions and internal loads for all structural members. The engine mount is modelled as a 3D space frame, with all elements defined as pinned beams. A graphical presentation of the engine mount model is shown below.

Figure A.10: 3D space frame model used for computer element analysis


Higher

Node

14

5

6

7

8

11

12

13

12

5

8

15

16

17

11

5

8

9

14

15

6

7

10

11

12

Lower

Node

1

1

1

1

1

10

10

10

11

11

11

14

14

14

19

19

19

19

2

2

2

2

3

3


3

552

468

474

708

798

404

413

306

295

306

295

281

281

305

385

445

247

280

367

170

476

558

483

790

569

Length

B

B

C

D

E

D

B

G

G

G

G

B

B

F

G

G

A

A

B

A

B

B

C

D

B

Size

0

0

0

0

0

-2491

7023

0

0

0

0

-6637

-6637

-9287

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

-2593

1

Case

Load

0

0

0

0

0

-2454

3613

0

0

0

0

-2322

-2322

-3222

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

-1013

2

Case

Load

0

0

0

0

0

10432

-1277

0

0

0

0

-8090

-8090

-11550

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

-2260

3

Case

Load

0

0

0

0

0

1760

1884

0

0

0

0

-7168

-5166

-8774

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

-719

4

Case

Load

520

2527

5091

-2902

-4511

0

0

-2852

-1570

2850

1574

0

0

0

6072

-2568

6756

-1410

-5111

10431

1164

-1215

6376

2145

0

5

Case

Load

519

1908

448

864

1366

0

0

-1216

-669

1215

671

0

0

0

-333

416

1099

-179

-1247

2228

-2232

-529

-703

-705

0

6

Case

Load

-1030

764

7695

-5397

-9236

0

0

-911

-502

911

503

0

0

0

9169

-4091

9122

181

-5246

7915

2143

-1863

8289

2529

0

7

Case

Load

618

-458

-4617

3238

5541

0

0

547

301

-546

-302

0

0

0

-5501

2454

-5472

-108

3147

-4748

-1286

1118

-4973

-1517

0

8

Case

Load

520

2527

5091

-2902

-4511

-2491

7023

-2852

-1570

2850

1574

-6637

-6637

-9287

6072

-2568

6756

-1410

-5111

10431

1164

-1215

6376

2145

-2593

9

Case

Load

Table A.15: Engine mount member loads (ultimate)

-8017

-11179

-14179

-8661

-22398

-26617

-14312

-6804140

-7325316

-6804288

-7299864

-30882

-30882

-2240892

-4298436

-3207800

-19725

-15250

-18169

-41256

-10775

-7860

-13635

-6958

-7549

(Euler)

Pcr

27414

27414

37343

33223

61647

33223

27414

1286089

1286089

1286089

1286089

27414

27414

130667

1286089

1286089

21606

21606

27414

21606

27414

27414

37343

33223

27414

Ptu

> 2,0

> 2,0

> 2,0

1,6

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

Buckling

R.F.

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

/

/

/

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

/

Tension

R.F.


Higher

Node

14

6

9

10

12

14

15

13

6

7

8

9

10

13

7

8

8

10

11

12

13

8

Lower

Node

3

3

3

4

4

4

4

5

5

5

5

5

6

6

6

6

7

9

9

9

9

9

445

187

368

337

365

257

170

374

282

383

220

337

352

366

186

404

413

710

798

791

745

569

Length

G

A

B

C

A

A

A

B

A

A

A

C

B

A

A

D

B

D

E

D

C

B

Size

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0 0

0

-2454

3613

0

0

0

0

-1013

2

Case

Load

0

-2491

7023

0

0

0

0

-2593

1

Case

Load

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

10432

-1277

0

0

0

0

-2260

3

Case

Load

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

10514

-1177

0

0

0

0

-2970

4

Case

Load

-738

1634

-2681

501

445

4813

2007

-2010

1418

-199

43

-855

-3565

2506

-1630

0

0

-3916

-9610

1671

838

0

5

Case

Load

-361

207

-71

548

-200

-1366

-2271

1431

180

-398

-17

-516

191

181

-207

0

0

-707

-1595

620

901

0

6

Case

Load

-2152

-209

-5076

254

2519

8920

7034

-4108

-182

-387

-300

-383

-6242

3071

209

0

0

-5009

-8593

1911

1251

0

7

Case

Load

1291

126

3045

-152

-1511

-5353

-4220

2465

109

232

180

229

3745

-1842

-125

0

0

3005

5155

-1147

-750

0

8

Case

Load

-738

1634

-2681

501

445

4813

2007

-2010

1418

-199

43

-855

-3565

2506

-1630

-2491

7023

-3916

-9610

1671

838

-2593

9

Case

Load

Table A.15: Engine mount member loads (ultimate) - continued

-3213070

-34396

-18019

-28087

-9004

-18111

-41276

-17425

-15040

-8164

-24800

-28061

-19775

-8968

-34721

-26617

-14312

-8621

-22420

-6942

-5734

-7549

(Euler)

Pcr

1286089

21606

27414

37343

21606

21606

21606

27414

21606

21606

21606

37343

27414

21606

21606

33223

27414

33223

61647

33223

37343

27414

Ptu

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

1,72

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

Buckling

R.F.

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

> 2,0

Tension

R.F.



Size A B C D E F G

(mm) 12,700 15,875 15,875 19,050 25,400 64,500 50,000

(inch) 0,035 0,035 0,049 0,035 0,035 0,040 /

x (mm) 1295 1285 1295 1285 609,9 965,83 750 916,65 602,22

(mm) 0,889 0,889 1,240 0,889 0,889 1,000 /

Thickness

Node 1 2 3 4 5 6 7 8 9

(inch) 0,500 0,625 0,625 0,750 1,000 2,540 1,969

Diameter (MPa) 81000 81000 81000 81000 81000 81000 81000

G (mm2 ) 32,990 41,850 57,010 57,010 68,460 199,500 1963,495

A (mm4 ) 578,5 1179,0 1537,0 2096,0 5148,0 100600,0 306796,2

Iy = Iz

y (mm) 460 330 -460 -330 103,37 175 349,69 174,58 -116,37

z (mm) 1270 765 1270 765 1436,75 1480 1228,71 1316,82 1436,75

Node 10 11 12 13 14 15 16 17

x (mm) 952,77 902,85 750 756 1145,08 1070 1290 1290

Table A.17: Node coordinates

(MPa) 210000 210000 210000 210000 210000 210000 210000

E

Table A.16: Different tube parameters

y (mm) -208 -209,79 -381,9 -11 0 0 100 -100

(mm4 ) 1157 2358 3075 4192 10300 201100 613592,3

J

z (mm) 1480 1317,01 1228,71 1447 970,61 675 1190 1190

(mm3 ) 91,1 148,5 193,7 220,1 405,3 3119,0 12271,85

Sy = Sz (mm) 6,350 7,938 7,938 9,525 12,700 32,250 25,000

ρ

J ρ 3

(mm ) 182,205 297,071 387,402 440,105 811,024 6235,659 24543,680

St =



Lower Node 1 1 1 1 1 10 10 10 11 11 11 14 14 14 19 19 19 19 2 2 2

2 3 3

Member 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21

22 23 24

7 10 11

Higher Node 14 5 6 7 8 11 12 13 12 5 8 15 16 17 11 5 8 9 14 15 6 0,708 0,474 0,468

Length (m) 0,569 0,790 0,483 0,558 0,476 0,170 0,367 0,280 0,247 0,445 0,385 0,305 0,281 0,281 0,295 0,306 0,295 0,306 0,413 0,404 0,798 3238 7695 2527

-5397 -4617 -458

Highest Applied Load Tension Compression (N) (N) 0 -2593 2529 -1517 8289 -4973 1118 -1863 2143 -2232 10431 -4748 3147 -5246 181 -1410 9122 -5472 2454 -4091 9169 -5501 0 -11550 0 -8090 0 -8090 1574 -302 2850 -546 301 -1570 547 -2852 7023 -1277 10432 -2491 5541 -9236 33223 37343 27414

-8661 -14179 -11179

Allowable Load Tension Compression (N) (N) 27414 -7549 33223 -6958 37343 -13635 27414 -7860 27414 -10775 21606 -21606 27414 -18169 21606 -15250 21606 -19725 1286089 -1286089 1286089 -1286089 130667 -130667 27414 -27414 27414 -27414 1286089 -1286089 1286089 -1286089 1286089 -1286089 1286089 -1286089 27414 -14312 33223 -26617 61647 -22398

Table A.18: Stressing of engine mount (ultimate)

10 5 11

R.F. Tension / 13 5 25 13 2 9 119 2 524 140 / / / 817 451 4273 2351 4 3 11

1,60 3 24

R.F. Compression 3 5 3 4 5 5 3 11 4 314 234 11 3 3 4259 2355 819 451 11 11 2,43



Lower Node 3 3 3 3 4

4 4 4 5 5 5 5 5 6 6 6 6 7 9 9 9 9 9

Member 25 26 27 28 29

30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47

12 14 15 13 6 7 8 9 10 13 7 8 8 10 11 12 13 8

Higher Node 12 14 6 9 10 0,710 0,413 0,404 0,186 0,366 0,352 0,337 0,220 0,383 0,282 0,374 0,170 0,257 0,365 0,337 0,368 0,187 0,445

Length (m) 0,552 0,569 0,745 0,791 0,798 3005 7023 10514 209 3071 3745 229 180 232 1418 2465 7034 8920 2519 548 3045 1634 1291

-5009 -1277 -2491 -1630 -1842 -6242 -855 -300 -398 -182 -4108 -4220 -5353 -1511 -152 -5076 -209 -2152

Highest Applied Load Tension Compression (N) (N) 618 -1030 0 -2970 1251 -750 1911 -1147 5155 -9610 33223 27414 33223 21606 21606 27414 37343 21606 21606 21606 27414 21606 21606 21606 37343 27414 21606 1286089

-8621 -14312 -26617 -21606 -8968 -19775 -28061 -21606 -8164 -15040 -17425 -21606 -18111 -9004 -28087 -18019 -21606 -1286089

Allowable Load Tension Compression (N) (N) 27414 -8017 27414 -7549 37343 -5734 33223 -6942 61647 -22420

Table A.18: Stressing of engine mount (ultimate) - continued

11 4 3 103 7 7 163 120 93 15 11 3 2 9 68 9 13 996

R.F. Tension 44 / 30 17 12

1,72 11 11 13 5 3 33 72 21 83 4 5 3 6 185 4 103 598

R.F. Compression 8 3 8 6 2,33



Node (Bolt) Node 2

Node (Bolt) Node 1

Load Case Load case 1 Load case 2 Load case 3 Load case 4 Load case 5 Load case 6 Load case 7 Load case 8 Load case 9


Fx (N) 1053 -83 5119 1575 -3996 1199 -7770 4662 -2943

Fx (N) -683 -267 -596 -189 5938 -3380 7718 -4631 5254 Fy (N) 3574 881 7501 2942 -795 241 -1643 986 2779

Fy (N) -2097 -819 -1827 -581 5184 -2175 6944 -4166 3087 Fz (N) -4049 -2344 2959 -545 5941 -1790 11807 -7084 1892

Fz (N) -1365 -533 -1189 -378 -3427 634 -4483 2690 -4791 Resultant Force (N) 5502 2505 9551 3381 7204 2168 14229 8538 4468

Resultant Force (N) 2594 1013 2260 718 8595 4069 11309 6785 7752 Shear Load (N) 5401 2504 8064 2992 5994 1806 11921 7152 3362

Shear Load (N) 2502 977 2180 693 6214 2266 8265 4959 5699 Allowable Shear (N) 36844 36844 36844 36844 36844 36844 36844 36844 36844

Allowable Shear (N) 36844 36844 36844 36844 36844 36844 36844 36844 36844 Allowable Tensile (N) 44943 44943 44943 44943 44943 44943 44943 44943 44943

Allowable Tensile (N) 44943 44943 44943 44943 44943 44943 44943 44943 44943

Table A.19: Engine mount external reactions and bolt loads (ultimate)

R.F. Shear 6,82 14,71 4,57 12,31 6,15 20,40 3,09 5,15 10,96

R.F. Shear 14,73 37,71 16,90 53,16 5,93 16,26 4,46 7,43 6,46

R.F. Tension 42,68 541,48 8,78 28,54 11,25 37,48 5,78 9,64 15,27

R.F. Tension 65,80 168,33 75,41 237,79 7,57 13,30 5,82 9,70 8,55



Node (Bolt) Node 4

Node (Bolt) Node 3



Fx (N) 1053 -83 5119 5197 -6953 -1197 -7354 4412 -5900

Fx (N) -683 -267 -596 -783 8141 3377 7405 -4443 7458 Fy (N) -3574 -881 -7501 -7648 1183 192 948 -569 -2391

Fy (N) 2097 819 1827 2401 -5572 -2370 -6249 3749 -3475 Fz (N) -4049 -2344 2959 2928 11170 1891 10974 -6583 7121

Fz (N) -1365 -533 -1189 -1563 -3059 -736 -4318 2591 -4423 Resultant Force (N) 5502 2505 9551 9699 13210 2246 13244 7945 9552





Table A.19: Engine mount external reactions and bolt loads (ultimate) - continued

R.F. Shear 6,82 14,71 4,57 4,50 3,28 19,38 3,34 5,58 4,90

R.F. Shear 14,73 37,71 16,90 12,86 5,80 14,85 4,85 8,08 6,55

R.F. Tension 42,68 541,48 8,78 8,65 6,46 37,55 6,11 10,19 7,62

R.F. Tension 65,80 168,33 75,41 57,40 5,52 13,31 6,07 10,12 6,03



Node (Bolt) Node 17

Node (Bolt) Node 16



Fx (N) -3419 -1196 -4168 -3693 0 0 0 0 -3419

Fx (N) -3419 -1196 -4168 -2662 0 0 0 0 -3419 Fy (N) 2360 825 2876 2548 0 0 0 0 2360

Fy (N) -2360 -825 -2876 -1837 0 0 0 0 -2360 Fz (N) -5177 -1811 -6309 -5590 0 0 0 0 -5177

Fz (N) -5177 -1811 -6309 -4029 0 0 0 0 -5177 Resultant Force (N) 6638 2322 8090 7168 0 0 0 0 6638





Table A.19: Engine mount external reactions and bolt loads (ultimate) - continued

R.F. Shear 6,48 18,51 5,31 6,00 / / / / 6,48

R.F. Shear 6,48 18,51 5,31 8,32 / / / / 6,48

R.F. Tension 13,15 37,58 10,78 12,17 / / / / 13,15

R.F. Tension 13,15 37,58 10,78 16,88 / / / / 13,15



A.3 Detail stressing

A.3

174

Detail stressing

A.3.1

Truss tubes under axial loading

Stress calculations for the tubes of the engine mount were made in the Finite Element Analysis. For each tube, the worst case load is shown in bold in table A.15 on page 166. Seven different sizes of tubes are used in the engine mount: Size: Ø 12,7 × 0, 889 mm wall Size: Ø 15,875 × 0, 889 mm wall Size: Ø 15,875 × 1, 24 mm wall Size: Ø 19,05 × 0, 889 mm wall Size: Ø 25,4 × 1, 24 mm wall Size: Ø 64,5 × 1 mm wall Size: Ø 50, as shown in table A.15 on page 166. The allowable loads in tension are: Ftu × A = 655 × 33 = 21606 N Ftu × A = 655 × 41, 85 = 27414 N Ftu × A = 655 × 57 = 37343 N Ftu × A = 655 × 50, 72 = 33223 N Ftu × A = 655 × 94, 12 = 61647 N Ftu × A = 655 × 199, 49 = 130667 N Ftu × A = 655 × 1963, 50 = 1286089 N

(12,7 × 0, 889 mm) (15,875 × 0, 889 mm) (15,875 × 1, 24 mm) (19,05 × 0, 889 mm) (25,4 × 1, 24 mm) (64,5 × 1 mm) (50 mm)

The allowable load in compression limited by Euler buckling is: Pcr =

π 2 ×E×I L2

The results of the calculations are shown in table A.15 on page 166.

A.3.2

Bolts from engine to engine mount

The bolts from engine to engine mount are sufficient.

A.3.3

Bolts from engine mount to firewall

The engine mount is bolted to the firewall bulkhead with 6 bolts of diameter 3/8” (9, 525 mm) in single shear and tension. For 3/8” bolts: Ultimate single shear strength: 36844 N Ultimate tensile strength: 44943 N


A.3 Detail stressing

175

Applied loads (worst case): are copied from table A.19 on page 171, “Engine mount external reactions and bolt loads”’ → Shear: 11921 N → Tension: 7770 N > 2, 0 R.F. Shear = 36844 11921 44943 R.F. Tension = 7770 > 2, 0

OK OK


JAR-VLA REGLEMENTERING: MOTOROPHANGING

Bijlage B JAR-VLA reglementering: motorophanging


176



177



178



179



180

DATASHEET LS303-51N

Bijlage C Datasheet LS303-51N


181

DATASHEET LS303-51N


182

JAR-VLA REGLEMENTERING: BRANDSTOFSYSTEEM

Bijlage D JAR-VLA reglementering: brandstofsysteem


183



184



185



186

SCHAALMODEL

187

Bijlage E Schaalmodel In deze bijlage worden enkele afbeeldingen weergegeven van het zelfgemaakte schaalmodel (1:2). Dit model werd gebruikt om een aantal redenen: Controleren van de plaatsinname van verschillende componenten Mogelijke oplossingen inzake positionering van koelers Inzichten in de vorming van de cowling Creatie van een concreet 3D-beeld

Aan de hand van het 3D-model van de motor werden schijfjes motor van 1 cm dikte op papier uitgeprint en vervolgens in MDF uitgezaagd. Deze verschillende schijven werden nadien aan elkaar gelijmd tot een volledige motor. De ophanging werd aan elkaar gelast door Steven Lambert en is opgebouwd uit chroom molybdeen-staal. Het schaalmodel zoals weergegeven in onderstaande figuren is niet voltooid. De olie koeler, interkoeler en radiator werden aan dit model ook toegevoegd evenals hun inlaatleidingen. Hiervan zijn echter geen afbeeldingen beschikbaar.


SCHAALMODEL

188

(a) Schaalmodel: 3D aanzicht

(b) Schaalmodel: vooraanzicht

(c) Schaalmodel: complete opbouw

(d) Schaalmodel: bovenaanzicht

(e) Schaalmodel: detail a

(f) Schaalmodel: zijaanzicht


SCHAALMODEL

189

(g) Schaalmodel: detail b

(h) Schaalmodel: motor detail a

(i) Schaalmodel: motor achteraanzicht

(j) Schaalmodel: motor zijaanzicht

(k) Schaalmodel: motor detail b

(l) Schaalmodel: motor waterpomp


LIJST VAN FIGUREN

190

Lijst van figuren 3.1

Mean Aerodynamic Chord (MAC) van Mission M212 . . . . . . . . . . . . . .

11

3.2

Centre of gravity envelope van Mission M212 . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

17

4.1

Schematische voorstelling van de motorophanging . . . . . . . . . . . . . . . .

19

4.2

Vuurplaat . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

20

4.3

Deltahawk DH200A4 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

21

4.4

Motorophanging via Dynafocal ring . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

22

4.5

Invloed van de schroefwind . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

23

4.6

Invloed van het motorkoppel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

23

4.7

Invloed van de precessie . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

24

4.8

Invloed van de asymmetrische trekkracht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

25

4.9

Lift curve . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

25

4.10 Mogelijkheid 1 om de hoekverandering te verwezenlijken . . . . . . . . . . . .

27


27


28


28

4.14 Finaal ontwerp van het tussenstuk om de hoekverandering te verwezenlijken .

29

4.15 Abaqus® model voor tussenstuk . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

31

4.16 Belastingsgeval 7: resultaat . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

32

4.17 Belastingsgeval 5: resultaat . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

33

4.18 Tussenstuk met hoekprofielen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

33

4.19 Belastingsgeval 7: resultaat voor tussenstuk met hoekproefielen . . . . . . . .

34

4.20 Neuswielconfiguratie . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

37

4.22 Controle motorreactiekrachten via Cadre Lite® . . . . . . . . . . . . . . . . .

40

4.23 Motorophanging . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

43

4.24

. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

45

4.25 Boutverbinding ophanging-vuurplaat . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

60

4.21 Doorbuiging controleberekening Cadre Lite® . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

Lokaal coördinatenstelsel Cadre Lite®

4.26 Abaqus® model voor de boutberekening . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

41

61

LIJST VAN FIGUREN

191

4.27 Abaqus® boutberekening 4 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

4.28 Belastingsgeval 5-knoop 4: berekening Abaqus® . . . . . . . . . . . . . . . . . 4.29 Belastingsgeval 7-knoop 2: berekening Abaqus® . . . . . . . . . . . . . . . . . 4.30 Belastingsgeval 7-knoop 4: berekening Abaqus® . . . . . . . . . . . . . . . . .

4.31 Axis VM® model . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

4.32 Von Mises spanning volgens Axis VM® -belastingsgeval 9 . . . . . . . . . . . .

63 65 67 69 70 72

4.33 Spanningen in element 10-11 en 11-12 volgens Axis VM® -belastingsgeval 9 . .

73

5.1

Integrale tanks . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

78

5.2

Zwaartekracht brandstofsysteem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

80

5.3

Systeem met brandstofpomp . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

81

5.4

Hoogdekker vliegtuig met brandstofinjectiesysteem

. . . . . . . . . . . . . . .

82

5.5

Driewegkraan . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

83

5.6

Principeschema brandstofsysteem M212 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

84

5.7

Voorstelling hoofdtank in hoofdschema . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

86

5.8

Subsysteem hoofdtank . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

86

5.9

Instelling van de gelimiteerde integrator . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

87

5.10 Instelling van het relais . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

87

5.11 Parametergebruik . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

88

5.12 Voorstelling hulptank in het hoofdschema . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

89

5.13 Subsysteem hulptank . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

89

5.14 Parameters van het subsysteem hulptank . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

90

5.15 Voorstelling motor in het hoofdschema . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

91

5.16 Subsysteem motor

. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

91

5.17 Parameters van het subsysteem motor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

92

5.18 Voorstelling back-up systeem in het hoofdschema . . . . . . . . . . . . . . . .

92

5.19 Back-up subsysteem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

93

5.20 Voorstelling subsysteem transferpomp in het hoofdschema . . . . . . . . . . .

93

5.21 Subsysteem transferpomp . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

96

5.22 Overf low-sensor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

97

5.23 Volledige regelschema . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

98

5.24 Resultaten simulatie normale situatie . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

99

5.25 Gebruik van parameters . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 100 5.26 Resultaten simulatie bypass-situatie . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 100 5.27 Resultaten simulatie transferpomp aan . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 101 5.28 Resistieve sensor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 102 De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

LIJST VAN FIGUREN

192

5.29 Capacitieve sensor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 103 5.30 Vlotter-sensoren . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104 5.31 Klassieke brandstofmeter . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 105 5.32 Vleugeltank met sensoren . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 105 5.33 Niet-lineair verband tussen brandstofpeil en -volume . . . . . . . . . . . . . . . 106 5.34 Waarde capaciteit in functie van tankvolume . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 107 5.35 Waarde resistieve sensor in functie van tankvolume . . . . . . . . . . . . . . . 107 5.36 MVK en schijnbaar gewicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 108 5.37 Schuivende en slippende bochten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109 5.38 Capaciteit bij manoeuvres . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109 5.39 Resistieve sensorwaarden bij manoeuvres . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 110 5.40 Vergelijking capacitieve en resistieve sensoren . . . . . . . . . . . . . . . . . . 110 5.41 Elektrisch schema . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 112 5.42 Proefopstelling brandstofsysteem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 115 5.43 Scharnierende terugslagklep . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 115 5.44 Plexiglas tussenschotten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 116 5.45 Schema van de proefopstelling . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 116 5.46 Installatie van de hoge niveau-sensor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 117 5.47 Vuldoppen van de brandstoftank

. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 117

5.48 Volledige proefopstelling . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 118 6.1

Bus bar huidige M212 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 120

6.2

Standby-alternator . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 122

6.3

Dynon combinatie EFIS/EMS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 122

7.1

Plaatsing van de koelers . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 126

7.2

Handmatige berekening-geval 1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 129

7.3

Mesh in Gambit® -geval 1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 131

7.4

Resultaten Fluent® berekeningen-geval 1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 133

7.5

Snelheidsvectoren aan inlaat-geval 1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 134

7.6

Prestatie van conische diffusoren ingebouwd in leidingen . . . . . . . . . . . . 135

7.7

Handmatige berekening-geval 2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 136

7.8

Resultaten Fluent® berekeningen-geval 2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 137

7.9

Afscheiding in de diffuser . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 137

7.10 Luchtinlaat voor de oliekoelers . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 138 8.1

Turbocompressor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 141 De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

LIJST VAN FIGUREN

193

A.1 Nosewheel configuration in general . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 147 A.2 Nosewheel configuration: axis-system . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 152 A.3 Sub case A: inertia load . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 156 A.4 Sub case B1: thrust . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 157 A.5 Sub case B2: thrust . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 157 A.6 Sub case C: engine torque . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 158 A.7 Load case 6 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 160 A.8 Load case 7 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 162 A.9 Load case 8 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 163 A.10 3D space frame model used for computer element analysis . . . . . . . . . . . 165


LIJST VAN TABELLEN

194

Lijst van tabellen 2.1

Eigenschappen van de belangrijkste Jet-diesel brandstoffen . . . . . . . . . . .

4

3.1

Berekening van het leeggewicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

9

3.2

Zwaartepuntsbepaling bij leeggewicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

12

3.3

Tabel voor CG-bepaling . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

13

3.4

Voorste limiet CG . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

13

3.5

Belastingsgeval A . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

15

3.6

Belastingsgeval B . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

15

3.7

Belastingsgeval C . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

16

3.8

Minimaal gewicht bij CG%M AC > 21 % . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

16

3.9

Minimaal CG%M AC bij 1150 kg . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

17

4.1

Absolute coördinaten van de bevestigingspunten . . . . . . . . . . . . . . . . .

30

4.2

Inwerkende krachten voor belastingsgeval 7 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

31

4.3

Inwerkende krachten voor belastingsgeval 5 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

32

4.4

Controle van Cadre Lite® . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

4.5

Spanningen in de beginknopen-belastingsgeval 9 (Inklemming) . . . . . . . . .

48

4.6

Spanningen in de eindknopen-belastingsgeval 9 (Inklemming) . . . . . . . . . .

50

4.7

Spanningen in de beginknopen-belastingsgeval 9 (Scharnierend) . . . . . . . .

52

4.8

Spanningen in de eindknopen-belastingsgeval 9 (Scharnierend) . . . . . . . . .

54

4.9

Uitgebreide knikberekening-belastingsgeval 9 . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

58

4.10 Reactiekrachten en -momenten ter hoogte van de bevestigingsknopen . . . . .

62

4.11 Inwerkende krachten voor belastingsgeval 5-knoop 4 . . . . . . . . . . . . . . .

63

4.12 Berekening Von Mises spanning voor bout en buis-belastingsgeval 5 . . . . . .

64


66

4.14 Berekening Von Mises spanning voor bout en buis-belastingsgeval 7 knoop 2 .

66


68

4.16 Berekening Von Mises spanning voor bout en buis-belastingsgeval 7 knoop 4 .

68

4.17 Vergelijking van de verplaatsingen-belastingsgeval 9 . . . . . . . . . . . . . . .

71


40

LIJST VAN TABELLEN 4.18 Reactiekrachten en reactiemomenten-belastingsgeval 9 . . . . . . . . . . . . . .

195 72

4.19 Von Mises spanningen volgens Axis VM® -belastingsgeval 9 . . . . . . . . . . .

74

5.1

94

Waarheidstabel schakelaar transferpomp . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

A.1 Amendment history . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 145 A.2 Reserve factor summary . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 146 A.3 Positions of extreme CG . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 148 A.4 Load cases: overview . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 151 A.5 Summary: transfer of ground loads acting on nosewheel to engine mount . . . 155 A.6 Engine reactions for load case 5 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 158 A.7 Applied loads to the engine mount structure-Load case 5 . . . . . . . . . . . . 158 A.8 Subcase C: engine torque (Excel) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 159 A.9 Applied loads to the engine mount structure-Load case 6 . . . . . . . . . . . . 160 A.10 Load case 6 (Excel) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 161 A.11 Applied loads to the engine mount structure-Load case 7 . . . . . . . . . . . . 162 A.12 Applied loads to the engine mount structure-Load case 8 . . . . . . . . . . . . 163 A.13 Applied loads to the engine mount structure-Load case 9 . . . . . . . . . . . . 163 A.14 Summary: transfer of engine loads acting to engine mount . . . . . . . . . . . 164 A.15 Engine mount member loads (ultimate) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 166 A.16 Different tube parameters . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 168 A.17 Node coordinates . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 168 A.18 Stressing of engine mount (ultimate) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 169 A.19 Engine mount external reactions and bolt loads (ultimate) . . . . . . . . . . . 171


REFERENTIES

196

Referenties [1] Kortrijk Flying Club VZW. 2007.

Website: http: // www. kfc. be/ pages/ index. html .

[2] Deltahawk Diesel Engines. Website: http: // www. deltahawkdieselengines. com/ . 2007. [3] Experimental Aircraft Info. Website: http: // www. experimentalaircraft. info/ nl/ articles/ aviation-fuel. php , chapter Aviation Fuel. 2007. [4] Robert E. Whittington. Use of alternate grades of aviation gasoline for grade 80/87, and use of automotive gasoline. Federal Aviation Administration, 2007. [5] CSG Network. Website: http: // www. csgnetwork. com/ avgas. html , chapter Aviation Fuel - AvGas Information. 2007. [6] CSG Network. Website: http: // www. csgnetwork. com/ jetfuel. html/ , chapter Aviation Jet Fuel Information. 2007. [7] Ruud De Jager. Diesel in vliegtuigen neemt een vlucht. de Stentor, Juli 2006. [8] Joint Aviation Authorities. Gewicht- en zwaartepuntberekeningen. Ben Air Flight Academy, 2005. [9] Recreational Aviation Australia Inc. groundschool/ umodule9. html . 2007.

Website:

http: // www. auf. asn. au/

[10] Filip Lambert. Airplane Flight Manual - Mission M212, chapter 6: Weight and Balance. Lambert Aircraft Engineering, 2007. [11] Wikimedia Foundation Inc. 2007.

Website: http: // en. wikipedia. org/ wiki/ Diesel .

[12] Aircraft Spruce & Specialty Co. Website: http: // www. aircraftspruce. com/ menus . 2007. [13] Joint Aviation Authorities. Theorie van het vliegen. Ben Air Flight Academy, 2005. [14] Joint Aviation Authorities Committee. Joint Aviation Requirements - Very Light Airplanes, chapter Ground loads. Global Engineering Documents, 1990. De Geyter Romain & Kiekens Levi Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 ´ e´ enmotorig vierzittervliegtuig

REFERENTIES

197

[15] Prof. ir. Alfred Dhooge & dr. ir. Wouter Ost. Constructietechnieken, partim boutverbindingen. Universiteit Gent, 2007. Berekening boutgroepen. [16] Cadre Analytic. Website: http: // www. cadreanalytic. com/ cadrelit. htm . 2007. [17] Daniël Vandepitte. Berekening van Constructie - Bouwkunde en Civiele Techniek, volume 2, chapter 26: Driehoeksvakwerken. Wetenschappelijke uitgeverij E. Story-Scientia, 1982. [18] Russell C. Hibbeler. Sterkteleer Tweede Editie. Pearson Education Benelux, 2006. [19] Cadre Analytic. Cadre Lite Manual, chapter 15: Stresses in beam elements. 2007. [20] Prof. dr. ir. Patricia Verleysen. Mechanica van structuren, chapter 3: Normaalkracht, buiging en wringing van balken. Universiteit Gent, 2006. [21] Daniël Vandepitte. Berekening van Constructie - Bouwkunde en Civiele Techniek, volume 2, chapter 25: Drukstaven. Wetenschappelijke uitgeverij E. Story-Scientia, 1982. [22] ABAQUS Inc. Website: http: // www. abaqus. com/ . 2007. [23] Prof. ir. Alfred Dhooge & dr. ir. Wouter Ost. Constructietechnieken, partim boutverbindingen. Universiteit Gent, 2007. Tabel 8-14: Spankrachten Fsp en spanmomenten Msp voor schacht- en rekbouten bij verschillende totale wrijvingscoëfficiënten µtot . [24] Axis VM. Website: http: // www. axisvm. eu/ . Inter-CAD Kft., 2006. Gebruik van gratis trial-versie. [25] Joint Aviation Authorities Committee. Joint Aviation Requirements - Very Light Airplanes, chapter Fuel system. Global Engineering Documents, 1990. [26] A&P Technician Airframe Textbook, chapter XV: Aircraft Fuel Systems. Jeppesen, 1995. ISBN 0-89100-395-9. [27] Tony Bingelis. Firewall Forward, chapter Managing the system. EAA Aviation Foundation. [28] James R. Welty, Charles E. Wicks, Robert E. Wilson, and Gregory Rorrer. Fundamentals of Momentum, Heat, and Mass Transfer, chapter 14: Flow in closed conduits. John Wiley & Sons, Inc, 2001. ISBN: 0-471-38149-7. [29] Prof. dr. ir. E. Dick. Turbomachines, chapter 2: Basiscomponenten.


Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 éénmotorig vierzittervliegtuig

Recommend Documents