Sky Oculus- Autonomt spaningsflygplan.

K UNGLIGA TEKNISKA H OGSKOLAN ¨

K ANDIDATEXAMENSARBETE - F LYGTEKNIK SA105X

Sky Oculus - Autonomt spaningsflygplan

F¨orfattare: Handledare:

Sammanfattning

Obemannade flygplan har de senaste ˚aren varit en v¨axande bransch som hela tiden utvecklas och nya anv¨andningsomr˚aden tillkommer i och med att tekniken g˚ar fram˚at och priset ned. Ett intressant anv¨andningsomr˚ade ¨ar ¨overvakning och spanningsuppdrag. Detta ¨ar en konceptstudie som syftar till att presentera ett l¨onsamt och milj¨ov¨anligt alternativ till de helikoptrar som den svenska polisen anv¨ander men ¨aven f¨or andra civila till¨ampningar som ¨ar av intresse f¨or elbolag och andra industrier. Resultatet ¨ar ett autonomt v¨atgasdrivet flygplan som kommunicerar via mobiln¨aten och som kan styras med endast en laptop och en antenn. Flygplanet har en sp¨annvidd p˚a 10 m, en marschfart p˚a 175 km/h och en r¨ackvidd p˚a 473 km. Motorn ¨ar monterad i fronten och konverterad f¨or att kunna drivas p˚a v¨atgas som lagras vid 350 MPa i ˚atta olika beh˚allare som

¨ar placerade i vingen och i kroppen.

Abstract

Unmanned aircraft has been a ever-increasing growing business in the recent years. As tech-

nology improves and becomes more accessible the possible applications increase. One field of

interest is the use of UAV’s in reconnaissance and surveillance missions. This is a concept study

aimed at presenting a viable and ecologically friendly alternative to the helicopters that the Swe-

dish police use but also for other civil applications like the electric companies or the lumber

industry. The results is an autonomous and hydrogen-driven aircraft that communicates through

cellular networks and that can be controlled with only a laptop and an antenna. The aircraft have

a wingspan of 10 m, a cruise speed of 175 km/h and a range of 473 km. The engine is front

mounted and converted to run on hydrogen that is stored at 350 MPa in eight different containers

placed in the wing and in the body.

F¨orord

Detta kandidatexamensarbete inom flygteknik ¨ar skrivet p˚a Kungliga Tekniska H¨ogskolan under

v˚artterminen 2012. Under arbetets g˚ang har m˚anga funderingar och fr˚agest¨allningar dykt upp d¨ar

v˚ar handledare universitetslektor Arne Karlsson varit till stor hj¨alp. Vi vill d¨arf¨or tacka honom

f¨or all handledning, givande diskussioner och r˚ad som han gett oss under arbetet med detta

kandidatexamensarbete. Stort tack till klasskamrater och v¨anner f¨or synpunkter och hj¨alp med

korrekturl¨asning.

Inneh˚all

1 Inledning 4

1.1 Obemannade flygplan . . . . 4

1.2 V¨atgas som energib¨arare . . . . 6

1.3 Polishelikoptern . . . . 7

2 Kravspecifikation 8 2.1 Uppdragsprofil . . . . 8

2.1.1 Start och stig . . . . 8

2.1.2 Steadyflight/Uppdrag . . . . 8

2.1.3 Man¨overbarhet . . . . 9

2.1.4 Landning . . . . 9

2.2 Geometri och vikt . . . . 9

2.3 Drivlina . . . . 10

2.4 Styrsystem och kommunikation . . . . 10

3 Prestandanalys 11 3.1 Plan flygning . . . . 11

3.2 Start och stigning . . . . 12

3.3 Landning . . . . 15

3.4 Cirkulation/Bevakning av m˚al . . . . 17

3.5 Drivlina och verkningsgrad . . . . 19

3.5.1 V¨atgaskonvertering av motor . . . . 19

3.5.2 Propeller . . . . 20

3.6 Energibehov . . . . 22

3.7 Stabilitet . . . . 23

3.8 R¨orliga ytor . . . . 24

3.8.1 Styrytor . . . . 24

3.8.2 Luftbromsar . . . . 26

3.9 Landningsst¨all . . . . 27

4 Dimensionering av komponenter 28 4.1 Vinge . . . . 28

4.1.1 Klaffar . . . . 30

4.2 Styrytor . . . . 31

4.2.1 Skevroder . . . . 31

4.2.2 Sidroder . . . . 31

4.2.3 H¨ojdroder . . . . 33

4.3 Flygplanskropp . . . . 34

4.4 Landningsst¨all . . . . 35

4.5 Motor och propeller . . . . 36

4.5.1 Motor . . . . 36

4.5.2 Propeller . . . . 36

4.6 V¨atgaslagring . . . . 37

4.7 Ovriga komponenter ¨ . . . . 38

4.7.1 Styrsystem . . . . 38

4.7.2 Overvakningsutrustning . . . . ¨ 38

4.7.3 Overvakningskamera . . . . ¨ 39

4.8 Viktf¨ordelning och stabilitet . . . . 40

5 Sammanfattning av resultat 43 5.0.1 Typiskt uppdrag i siffror . . . . 43

6 Reflektioner 45 6.1 Arbetsf¨ordelning . . . . 46

K¨allor 47 7 Bilagor 49 7.1 Datablad . . . . 49

7.2 Matlab-kod . . . . 52

7.3 Figurer . . . . 61

Kapitel 1

Inledning

Detta projekt syftar till att presentera en konceptstudie f¨or ett v¨atgasdrivet obeman- nat flygplan. Det fr¨amsta syftet ¨ar att ers¨atta eller komplettera dagens polishelikopt- rar. Farkosten skall helt eller delvis uppfylla de krav p˚a prestanda s˚asom topphastig- het, r¨ackvidd och man¨overbilitet. Med dagens ¨overh¨angande klimathot och krav p˚a milj¨ov¨anliga alternativ s˚a tilkommer ¨aven andra begr¨ansingar s˚asom mindre utsl¨app av kv¨ave- och koldioxid. Flygplanet skall d¨arf¨or anv¨anda komprimerad v¨atgas som br¨ansle. Detta drivmedel ¨ar, om det kan framst¨allas och distribueras effektivt, en stark konkurrent och ett m¨ojligt ¨overg˚angsbr¨ansle fr˚an bensin till andra mer avl¨agsna driv- medel s˚asom batteridrift.

1.1 Obemannade flygplan

Under en l¨angre tid har obemannade flygplan, p˚a fackspr˚ak UAV (Unmanned Aerial Vehicles) eller UAS (Unmanned Aircraft Systems) varit ett vanligt redskap i det mi- lit¨ara men vinner alltmer mark ¨aven inom den civila sektorn. Flygplanen styrs ofta med fj¨arrkontrollstyrning, vilket betyder att man¨ovreringen sker med hj¨alp av avan- cerad kommunikationsutrsustning fr˚an en pilot som kan befinna sig i ett kontor med tusentals kilometers avst˚and fr˚an flygplanet. De kan ¨aven flyga helt autonomt baserat p˚a f¨orprogrammerade flygf¨ardsplaner eller med hj¨alp av mer komplexa autonoma dy- namiska system. Det finns en stor variation vad g¨aller form, storlek och egenskaper f¨or dessa flygplan. Vad som styr detta ¨ar i huvudsak anv¨andningsomr˚adet f¨or flygplanet.

Dessa anv¨andningsomr˚aden brukar indelas i sex stycken kategorier [1]:

• M˚al och lockbete

• Spaningsarbete

st¨orsta f¨ordelen med obemannade flygplan ¨ar att de minskar risken f¨or m¨anniskoliv men ¨aven deras f¨orm˚aga att flyga oavbrutet under en l¨angre tid. I obemannade flygplan finns det ingen pilot som beh¨over s¨omn, mat och pauser. H¨ar beh¨ovs endast br¨ansle, rutinm¨assiga kontroller och underh˚all. ¨ Aven ur den ekonomiska synpunkten ¨ar de billi- gare b˚ade vad g¨aller drift och tillverkningskostnader. ¨ Aven vid n¨odsitutationer kan det i vissa fall vara f¨ordelaktigt med autonoma system. En dator reagerar p˚a 20 millise- kunder utifr˚an matematiska ber¨akningar medan en pilot reagerar p˚a 200 millisekunder utifr˚an observation och erfarenhet [1].

Mycket tyder p˚a att man under kommande ˚ar kommer att hitta nya anv¨andningsom- r˚aden f¨or obemannade flygplan i den civila lufttrafiken. Detta st¨aller d˚a ¨aven krav p˚a att man dessf¨orinnan m˚aste ¨overvinna en rad tekniska hinder. Idag flyger de obemannade flygplanen bortsett fr˚an vissa undantag, enbart inom det milit¨ara luftrummet. Det stora hindret f¨or att till˚ata flygplanen flyga i det civila luftrummet ¨ar kravet p˚a utveckling av system som skulle g¨ora det s¨akert att de flyger inom samma omr˚ade som bemannade flygplan.

Den viktigaste f¨oruts¨attningen f¨or att kunna integrera de b˚ada flygplanstyperna ¨ar utvecklingen av sense and avoid-tekniker som g¨or det m¨ojligt f¨or obemannade flygplan att undvika kollisioner med andra flygplanstyper. ¨ Aven omv¨ant att l˚ata piloter kunna se det autonoma flygplanet. Ett viktigt led i denna utveckling ¨ar nya GPS baserade

¨overvakningssytem ADS-B (Automatic Dependent Surveillance-Broadcast) [2] som helt eller delvis skulle kunna ers¨atta befintliga radarsystem. ADS-B fungerar n¨astan likadant som ett radarsystem, det skickar signaler till markkontrollen d¨ar det skapas en radarbildsliknanade karta ¨over flygplanen i luftrummet. F¨ordelen med detta system

¨ar att det ¨ar exaktare och snabbare ¨an radarsystem s˚a det anv¨ander sig av satelliter.

Det skickar automatiskt information om flygplanets identitet, position, flygriktning och hastighet till andra flygplan i omr˚adet.

Man har under senare tid ¨aven b¨orjat titta p˚a m¨ojligheterna f¨or obemannade passa-

gerarflygplan. Exempel p˚a det ¨ar f¨oretaget Rockwell Collins i USA som redan lanserat

system som i en n¨odsituation kan ta ¨over kontrollen fr˚an piloten och helt automatiskt

landa ett flygplan. En viktig aspekt i denna fr˚aga ¨ar hur m˚anga psykologiska barri¨arer

som m˚aste ¨overvinnas, innan vi som passagerare k¨anner oss trygga med att sitta i ett

flygplan som flygs av en dator och d¨ar pilotens r¨ost kommer fr˚an en kontrollcentral

tusentals kilometer bort.

1.2 V¨atgas som energib¨arare

Att exempelvis byta ut hela jordens transportflotta ¨over ett decennium ¨ar inte rim- ligt, d¨arf¨or satsas mycket p˚a s˚a kallade ¨overg˚angsbr¨anslen. Alternativen skall med f¨ordel ge samma prestanda till ett likv¨ardigt eller l¨agre pris och samtidigt ha en mindre milj¨op˚averkan. Den stora boven ¨ar utsl¨appen av fr¨amst koldioxid vilket m˚anga menar

¨ar orsaken till den globala uppv¨armningen men ocks˚a kv¨axeoxider.Tills dess att eldrift eller n˚agon annan k¨alla blivit tillr¨ackligt effektiv och billig beh¨ovs n˚agot som relativt enkelt g˚ar att implementera i dagens f¨orbr¨anningsmotor. V¨atgas (H 2 ) ¨ar ett potentiellt drivmedel som har v¨aldigt h¨ogt specifik energi ([Joule/Kg]) och vid f¨orbr¨anning un- der r¨att omst¨andigheter endast bildar vatten som restprodukt. V¨atgas r¨aknas inte som

Tabell 1.1: J¨amf¨orelse egenskaper v¨atgas och bensin ref [3]. LHV st˚ar f¨or Lower Hea- ting Value och ¨ar den energi som kan utvinnas vid f¨orbr¨anning av br¨anslet.

Br¨ansle Densitet(1 atm) [kg/m ³ ] LHV [M J/kg] Energidensitet [M J/kg]

Bensin 751 44.5 47.2

V¨atgas 0.084 121 123

en energik¨alla. Gasen ¨ar v¨aldigt ovanligt f¨orekommande naturligt och m˚aste produ-

ceras genom elektrolys. D¨arf¨or ben¨amns v¨atgas som en energib¨arare snarare ¨an en

energik¨alla. Kan v¨atgasen produceras med hj¨alp av f¨ornybara k¨allor i stor skala och

distribueras s˚a ¨ar den ett v¨aldigt bra alternativ. Ett problem ¨ar dock att p˚a grund av sin

v¨aldigt l˚aga densitet (Se tabell 1.1)s˚a kr¨avs det att v¨atgasen lagras under v¨aldigt h¨ogt

tryck innan det blir en vettig ers¨attare f¨or tex bensin. Portabel v¨atgaslagring vid 700 bar

[4] ¨ar numera m¨ojligt och har d˚a mer ¨an en dubbelt s˚a h¨og energidensitet som bensin

s˚a fr˚agan ¨ar bara om det g˚ar att f˚a en likv¨ardig prestanda och l¨agre utsl¨app genom att

modifiera dagens f¨orbr¨anningsmotor att drivas med v¨atgas.

1.3 Polishelikoptern

Detta koncept ska i huvudsak vara ett milj¨ov¨anligt alternativ till att ers¨atta polishe- likoptrar. Den svenska polisen anv¨ander sedan 2001 sex stycken helikoptrar av mo- dell Eurocopter EC135. Det finns totalt sex stycken utplacerade i Stocholm, G¨oteborg, Malm¨o, Boden och ¨ Ostersund. Dessa sk¨ots av Polisflyget och st˚ar till f¨orfogande f¨or alla polisens enheter. F¨or att detta koncept ska vara ett intressant alternativ s˚a b¨or det ha relativt likv¨ardiga egenskaper som dagens polishelikopter. Av den anledningen har Eurocopter EC135 utgjort grunden till kravspecifikationen f¨or detta koncept. F¨oljande g˚ar att l¨asa p˚a polisens hemsida [5];

Polisen beh¨over:

• F¨ardas snabbt

• F˚a ¨overblick ¨over stora omr˚aden

• S¨oka av omr˚aden som ¨ar sv˚artillg¨angliga fr˚an marken

• Ta ¨oversiktliga foton och filmer av s˚adant som sker p˚a marken

De flesta uppdragen r¨or r¨addningsverksamhet och grova brott. N˚agra exempel p˚a n¨ar flyget rycker ut ¨ar:

• Vid grova r˚an f¨or att f¨olja r˚anarnas flyktv¨ag

• F¨or att s¨oka efter f¨orsvunna personer eller brottslingar som rymt fr˚an f¨angelset

• F¨or ¨overvakning vid till exempel jaktbrott och utsl¨app av milj¨ofarliga ¨amnen

• Vid demonstrationer och statsbes¨ok

• Vid transporter av nationella insatsstyrkan, bombtekniker och andra polisi¨ara re- surser

EC135 ¨ar en konventionell helikopter som kan levereras i olika utf¨oranden. Den har

en marschfart p˚a 253 km/h och en r¨ackvidd p˚a 620 km (havsniv˚a) med en maximal

totalvikt p˚a 2950 kg. Fullastad har den en stighastighet p˚a 7.5 m/s samt en maximal

flygh¨ojd vid hovring p˚a 1705 m [6]. Genom att anv¨anda mindre och autonoma enhe-

ter s˚a kan de flesta av de ovanst˚aende kraven uppfyllas. Det som egentligen inte kan

ers¨attas ¨ar person- och materialtransport samt r¨addningsuppdrag (¨aven om detta in-

te utf¨ors med polishelikoptrar). ¨ Overvakning av ett station¨art m˚al kan ocks˚a medf¨ora

vissa sv˚arigheter eftersom ett flygplan alltid kr¨aver en viss sv¨angradie f¨or att kunna

beh˚alla fri sikt ¨over ett begr¨ansat omr˚ade.

Kapitel 2

Kravspecifikation

2.1 Uppdragsprofil

Mål

Start Landning

Plan flygning Plan flygning Bevakning

Figur 2.1: Uppdragsprofil med de olika delmomenten.

2.1.1 Start och stig

Flygplanet skall kunna starta och landa p˚a befintliga civila och/eller milit¨ara flygplatser i n¨arheten av Sveriges st¨orre st¨ader. Startstr¨ackan b¨or ej ¨overstiga 500 meter. Maximal stighastighet upp till 1000 meters h¨ojd b¨or vara minst 7,5 m/s. Hastigheten vid start b¨or vara s˚adan att rekommenderade marginaler till stallhastighet vid start-konfigurationen uppfylls.

2.1.2 Steadyflight/Uppdrag

2.1.3 Man¨overbarhet

F¨or att kunna ¨overvaka en fix punkt som exempelvis en byggnad eller gata b¨or flyg- planets vingar, styrytor och drivlina dimensioneras s˚a att en minimal sv¨angradie kan uppn˚as. Detta f¨or att minska risken att tappa sikte p˚a ett m˚al d˚a den fria sikten varierar p˚a grund av skymmande f¨orem˚al d˚a flygplanet r¨or sig i en cirkel runt sitt m˚al. En liten sv¨angradie till˚ater ett mer statiskt synf¨alt s˚asom en helikopter som st˚ar stilla i luften ovanf¨or m˚alet.

2.1.4 Landning

Glidtalet vid normal inflygning b¨or ej ¨overstiga 10 och hastigheten b¨or minskas till minst 1.15 g˚anger stallhastigheten. Inf¨or neds¨attning av hjul b¨or flygplanet ha uppfyllt denna hastighetsminskning f¨or en s¨aker landning i annat fall ska landning avbrytas.

Efter touchdown ska erforderliga bromsar ans¨attas och bromsstr¨ackan f˚ar ej ¨overstiga 500 m.

2.2 Geometri och vikt

Flygplanet ska ha kroppsl¨angd p˚a cirka 10 m. Flygplanskroppen ska ha en diameter

p˚a cirka 1 meter f¨or att kunna inrymma komponenter som bland annat v¨atgastankar,

spaningsutrustning, styrsystem och motor. Sp¨annvidden p˚a huvudvingen ska vara 10 m

samt att den ska vara utformad p˚a ett s˚adant s¨att att den kan inrymma v¨atgastankar med

tillh¨orande komponenter. Utformningen av stj¨artpartiets delar ska g¨oras med h¨ansyn

till stabilitetsvillkor och med m˚al att g¨ora flygplanet l¨attman¨ovrerat. Materialet som

ska anv¨andas till flygplanskropp, huvudvinge och stj¨artparti ¨ar t¨ankt att vara en kom-

bination av kolfiberarmerat polymer och aluminium f¨or att ˚astadkomma en maximal

startvikt som ej f˚ar ¨overstiga 600kg. Eftersom flygplanet inte kommer konstrueras i

detalj blir viktuppskattningarna v¨aldigt approximativa.

2.3 Drivlina

Flygplanet skall drivas med en luftkyld f¨orbr¨anningsmotor, konverterad att matas med komprimerad v¨atgas. Motorn skall vara monterad i flygplanskroppen antingen fram- till (Tractor-configuration) eller baktill (Pusher-configuration). Kraft¨overf¨oringen sker via en propeller med fixerade blad (fixed pitch). Dragkraften skall vara s˚adan att ovan st¨allda krav p˚a startstr¨acka, stigtid, marschfart m.m. uppfylls. Propellerdiametern skall vara s˚a stor som kan till˚atas med h¨ansyn till geometriska, och aerodynamiska be- gr¨ansningar.

2.4 Styrsystem och kommunikation

Flygplanet ska vara autonomt vilket inneb¨ar att det sj¨alv under s¨akra f¨orh˚allanden ska sk¨ota start, flygning och landning. Styrkommandon och annan viktig information skic- kas via vanlig radiol¨ank. All data¨overf¨oring s˚a som bild, video m.m sker via befintliga 3g/4g master i det allm¨anna telen¨atet [7]. Dagens n¨at klarar f¨ormodligen inte av det- ta (Se figur 2.2) men det anses vara rimligt inom en 5-10 ˚arsperiod. Information fr˚an givare s˚a som pitotr¨or, gyroskop, kompass och GPS behandlas av styrdator ombord.

GPS

RADIO 3G/4G

Styr komm

andon

Positio nering

Video/Data

Figur 2.2: V¨anster: Aktuell t¨ackningskarta f¨or 3G/4G n¨atet fr˚an Telia.se 16 april 2012.

H¨oger: Principskiss ¨over kommunikationsv¨agen mellan flygplan och operat¨or.

Kapitel 3

Prestandanalys

3.1 Plan flygning

De tv˚a viktigaste parametrarna med utg˚angspunkt i kravspecifikationen ¨ar marschfart och vikt. D˚a farkosten flyger med konstant fart v och vid konstant h¨ojd (konstant luft- densitet ρ) g¨aller f¨oljande f¨or j¨amvikt. Dragkraften T skall balansera motst˚andskraften D och lyftkraften L skall balansera farkostens vikt W.

↑: W = m _tot g = L = C _L

S _vinge ρ

2 v ² (3.1)

→: T = P _propeller

v = D = C _D

S _vinge ρ

2 v ² (3.2)

d¨ar P propeller ¨ar den erforderliga effekten propellern utvecklar. S _vinge ¨ar den totala refe- rensarean f¨or vingen och C _L

och C _D

¨ar dimensionsl¨osa lyft- och motst˚andskoffe- cienter. Det ¨ar vanligt att dela upp motst˚andskoffecienten i tv˚a delar p˚a f¨oljande vis:

C _D

= C _D0 + KC _L ²

steady

. (3.3)

C D0 ¨ar noll lyft-motst˚andskoefficienten som beror p˚a de tryckskillnader som bildas av flygplanets geometri d˚a ingen lyftkraft produceras. Den andra termen ¨ar det lyftkrafts- inducerade motst˚andet som ¨okar med ¨okat C L . K ¨ar en designkoffecient som beror p˚a vingens geometri. Den kan ocks˚a delas upp enligt;

K = S vinge

eπL ² _vinge . (3.4)

D¨ar S vinge ¨ar den projicerade vingarean, L vinge ¨ar vingspannet och e kallas f¨or Oswald

spann-effektivitetsfaktorn och har vanligtvis v¨ardet 0.7. Vid dimensionering och analys

kan man med hj¨alp av ekv [3.1, 3.2] best¨amma storlek och erforderliga egenskaper hos

vingen om man har en given vikt och hastighet.

3.2 Start och stigning

Syftet med detta obemannade flygplan ¨ar att det ska kunna ers¨atta polishelikoptrar vid spaningsuppdrag och d¨arf¨or ¨ar dess prestanda vid start v¨aldigt viktig. M˚alet ¨ar att flygplanet snabbt ska komma upp i luften och snabbt stiga upp till 1000 meters h¨ojd.

I denna studie analyseras de tv˚a huvudsakliga faserna vid start, total ground roll och transition to climb (se figur 3.1). Total ground roll ¨ar den str¨acka flygplanet beh¨over innan det har uppn˚at en s˚adan hastighet v TO s˚a att det kan l¨atta fr˚an marken. Denna str¨acka ber¨aknas som S G + S _R d¨ar S G (ground roll distance) ¨ar str¨ackan fr˚an start till att planets nos b¨orjar vridas upp˚at och S _R (rotation ground-roll distance) ¨ar str¨ackan fr˚an den punkten till att planet lyfter.

N¨ar motorn startar och flygplanet b¨orjar rulla fram s˚a p˚averkas den i horisontalled av dragkraften T , motst˚andskraften D och friktionskraften f som uppst˚ar vid kontakt mellan d¨ack och underlag. D˚a dragkraften varierar under takeoff anv¨ands medelv¨ardet av dragkraften i ber¨akningarna, denna kan uppskattas till 70% av den dragkraft som verkar vid hastigheten v TO . Enligt en tumregel s˚a kan v TO approximativt s¨attas till 1.1v stall

. Friktionskraften f beror p˚a friktionskoefficienten µ och den tyngd som vilar p˚a d¨acken.

f (L) = µ(W − L) (3.5)

Vid hastigheten v TO har flygplanet en s˚adan fart att lyfkraften L ¨ar st¨orre ¨an tyngden.

Denna lyfkraft kan enkelt ber¨aknas med ekvation 3.1 efter att lyftkraftskoefficienten C _L

vid takeoff har best¨amts [8]

C _L

= C _L

 v _stall

v TO

 ²

(3.6) d¨ar

C _L

= 0.9(0.6C _L

+ 0.4C _L

) (3.7)

H¨ar betyder C _L

det C _L

som erh˚alls med en oklaffad profil och C _L

¨ar det C L

som erh˚alls med en klaffad profil. Klaffarnas l¨angd utg¨or 40% av vingspannet.

Den aerodynamiska most˚andskraften D som verkar p˚a flygplanet under takeoff beror framf¨orallt p˚a flygplanskroppen, vingen och stabilisatorerna men ¨aven landst¨allet och d¨acken har en bidragande del. Noll lyft-motst˚andskoefficenten C D0

¨ar d˚a

C D0

= C D0 + C D0

+ C D0

(3.8) d¨ar

C _D0

=

3

X

i=1

C _D

S i

S _ref (3.9)

d¨ar K T och K A inneh˚aller

K _T =  T _TO W



− µ (3.12)

K _A = ρ

2(W/S _vinge ) (µC _L

− C _D0

− KC _L ²

TO

) (3.13)

Dragkraften T _TO ¨ar 70% av den den dragkraft T (v _TO ) som propellern genererar vid hastigheten v _TO (se figur 3.6). Rotationstr¨ackan S _R kan f¨or sm˚a flygplan approximeras till S R = v TO t d˚a man antar att rotationstiden ¨ar av ordning t = 1 sekund. Tiden det tar f¨or flygplanet att komma upp hastigheten v TO ¨ar

t _TO =

s 2S _G

g(K T + K A V _TO ² ) (3.14)

F¨or att best¨amma hur mycket energi som g˚ar ˚at vid takeoff s˚a antas takeoff fasen b¨orja d˚a flygplansmotorn har kommit upp i max varv och g˚ar p˚a full effekt P motor

. Den effekten ¨ar k¨and fr˚an given motordata och energi˚atg˚angen i [W h] kan nu ber¨aknas med

E takeoff = P _motor

3600η motor η konvertering

t TO (3.15)

d¨ar η motor ¨ar motorns verkningsgrad. Precis efter att planet lyft b¨orjar transition to climb fasen d¨ar flygplanet f¨oljer en cirkul¨ar b˚age se figur 3.1, hastigheten under denna fas antas vara v TR = 1.15v _stall

. Cirkelb˚agens kr¨okningsradie som flygplanet h˚aller ¨ar

R TR = v _TR ²

0.2g . (3.16)

Flygplanet str¨avar i denna fas mot att vrida sig f¨or st¨alla in sig f¨or en stigvinkel γ _climb som kan best¨ammas ur f¨oljande j¨amviktsekvation

%: T TR = D + W sin(γ climb ) (3.17)

⇒ γ _climb = arcsin ^T

_W ^−D

(3.18) d¨ar T TR kan avsl¨asas som T (v TR ) ur figur 3.6. Vid det h¨ar laget har landst¨allen f¨allts in i flygplanet och motst˚andet beror nu enbart p˚a flygplansskrovet. Transition to climb avslutas vid h¨ojden h TR som ¨ar

h _TR = R(1 − cos(γ _climb )) (3.19)

Med denna h¨ojden best¨amd kan den horisontella str¨ackan f¨or denna fas ber¨aknas S TR = p

R ² − (R − h TR ) ² (3.20)

Inga energiber¨akningar har gjorts f¨or denna korta period d˚a energif¨orbrukningen antas vara f¨orsumbar. Den total str¨ackan f¨or takeoff som ¨aven kallas total takeoff distance ¨ar

S TO

= S G + S R + S TR (3.21)

M˚alet ¨ar att flygplanet efter start ska kunna ta sig till brottsplatsen s˚a snabbt som m¨ojligt, samtidigt finns ¨aven ett krav att det ska ha en minst lika snabb stighastig- het som polishelikoptern Eurocopter EC135. Stighastigheten R/C (rate of climb) kan ber¨aknas genom att utg˚a fr˚an f¨oljande j¨amviktsekvationer

-: L = W cos(γ climb ) (3.22)

%: T = D + W sin(γ climb ) (3.23)

Flygplanets hastighet v inf¨ors och dessa ekvationer utvecklas vidare f¨or att ta fram ett l¨ampligt uttryck f¨or R/C.

R/C = v sin(γ climb ) = T − D

W v (3.24)

⇒ R/C = P _propeller − Dv

W (3.25)

d¨ar

Dv = (C D0 + KC _L ²

) 1

2 ρv ³ S vinge =



C L

= 2W cos(γ climb ) ρv ² S vinge

 (3.26)

= C D0

1

2 ρv ³ S vinge + K 2 ρ

W ² cos ² (γ climb ) vS vinge

(3.27)

⇒ R/C = P propeller

W − C _D0 1 2 ρv ³

 W

S _vinge

 −1

− K 2 ρ

W cos ² (γ _climb ) vS _vinge (3.28) d¨ar P _propeller ¨ar till¨anglig effekt fr˚an propellern och den ber¨aknas som

P propeller = η propeller P motor

. (3.29) d¨ar P motor

¨ar motoreffekten som under stigning har maxv¨arde. Vinkeln γ climb ¨ar s˚a pass liten att cos ² (γ climb ) kan s¨attas till 1. Lika viktigt som stighastigheten ¨ar den tid det tar f¨or flygplanet att n˚a ¨onskad h¨ojd h viket kan ber¨aknas genom integration av R/C ¨over h¨ojden

t climb = Z h

h

1

R/C (3.30)

Energi˚atg˚angen under stigining kan ber¨aknas som

E climb = 1

η propeller η motor η konventering

Z h h

P _propeller

R/C (3.31)

Under sj¨alva stigningen ¨ar det ur ett tidsperspektiv ¨onskv¨art att avverka en l˚ang ho- risontell str¨acka f¨or att p˚a s˚a s¨att n¨arma sig brottsplatsen snabbare, dennna str¨acka ¨ar beroende av γ climb och erh˚alls som

S _climb = h − h _TR

tan(γ climb ) (3.32)

Figur 3.1: Takeoff analys [8].

3.3 Landning

Som allt annat som flyger uppe i luften m˚aste flygplanet kunna landa p˚a ett s¨akert s¨att.

Landningsanalysen ¨ar v¨aldigt lik analysen f¨or takeoff men omv¨ant, d¨arf¨or kan samma ekvationer anv¨andas om dessa justeras lite. N¨astan all v¨atgas f¨orbrukas under steady- flight och d¨arf¨or uppskattas vikten f¨or flygplanet ha minskat med 2% f¨ore landning. I denna analys beskrivs flygplanets prestanda fr˚an den tidpunkt d˚a det p˚a sin cruiseh¨ojd h har s¨ankt farten till ett ¨onskat v¨arde, tills att flygplanet st˚ar still p˚a marken. Landningen kan i storas drag indelas i tre faser, descent, flare och ground roll (se figur 3.2).

Den ¨onskv¨arda hastigheten flygplanet b¨or ha innan landningen p˚ab¨orjas s¨atts i den- na analys lika med hastigheten flygplanet ska ha n¨ar den g˚ar in f¨or flare. Den hastig- heten ¨ar v _f = 1.23v _stall

, vid vilken tidpunkt denna hastighetsminskning m˚aste vara gjord uppe i luften beror p˚a flera faktorer som framkommer under ber¨akningsg˚angen.

Som utg˚angspunkt f¨or analysen kan det antas att flygplanet har s¨ankt hastigheten till v _f och p˚ab¨orjat sin h¨ojdminskning. F¨or inte f¨orbruka n˚agon energi och erh˚alla en l˚ang horisontell str¨acka under landningen s˚a st¨angs motorn av och flygplanet glider ner med en vinkel γ descent . N¨ar nedstigningsfasen b¨orjar f¨aller flygplanet ut landningsst¨allet f¨or att ¨oka motst˚andet D. Det skjuter ¨aven ut sina luftbromsar f¨or att beh˚alla den ¨onskv¨arda hastigheten v f . Nedstigningshastigheten ber¨aknas som

R/D = ρC _D0

v ³ _f

2W

S

+ 2KW _landning ρv f S vinge

(3.33)

Tiden det tar f¨or flygplanet att stiga ner till den h¨ojd h f d¨ar det b¨orjar sin flare ¨ar t descent =

Z h

H

1

R/D (3.34)

d¨ar R/D ¨ar nedstigningshastigheten (rate of climb). Den ber¨aknade horisontella str¨acka som flygplanet glider d˚a det h˚aller konstant vinkel γ descent ¨ar

S _descent = H

tan(γ descent ) (3.35)

Detta ¨ar ¨aven det minimala horisontella avst˚andet fr˚an landningsbanan d¨ar flygplanet b¨or ha s¨ankt hastighete till v _f . N¨ar flygplanet sjunkit ner till h¨ojden h _f b¨orjar flygplanet sin f lare fas som likt transition fasen ¨ar v¨aldigt kort. Flygplanet r¨atar till sig och g¨or det genom en cirkelb˚age med kr¨okningsradie R samtidigt som hastigheten s¨anks ytterligare

R = v ² _f

0.2g (3.36)

Med denna radie kan den horisontella str¨ackan vid f lare ber¨aknas S F = p

R ² − (R − h f ) ² (3.37)

Innan touchdown s˚a h˚aller flygplanet en hastighet p˚a ca v TD = 1.15v stall

och det antas att bromsarna kopplas in t=1s efter att flygplanet landat p˚a marken. Str¨ackan som flygplanet d˚a rullar p˚a landningsbanan utan bromsar ¨ar

S _FR = v _TD t (3.38)

Efter denna str¨acka har bromsarna kopplats in. Flygplanet har ¨aven startat motorn och med en v¨axel ¨andrat propellerns rotationsriktning s˚a att en negativ dragkraft T reverse p˚a 45% av T max kan kan tas ut och hj¨alpa till vid inbromsningen. Den resterande str¨ackan p˚a landningsbanan ber¨aknas d˚a enligt f¨oljande

S B =

 1

2gK A

 log

 K _T

K T + K A v _TD ²



(3.39) K T =

 T reverse

W landning



− µ landning (3.40)

K A = ρ

2(W _landning /S _vinge ) (µ landning C L

− C D0

− KC _L ²

(3.41) ) Den totala str¨ackan som flygplanet rullar p˚a landningsbanan efter landning blir d˚a

S groundroll = S FR + S B (3.42)

och tiden det tar f¨or flygplanet att stanna fr˚an den tidpunkt det landat har ¨ar

t _stop = s

2S _B

gK _T + 1 (3.43)

Energi˚atg˚angen f¨or flygplanet under landningen visade sig vara s˚a l˚ag att den kan be-

traktas som f¨orsummbar.

Figur 3.2: Landningsanalys [8]

3.4 Cirkulation/Bevakning av m˚al

Till skillnad fr˚an en helikopter som kan hovra ovanf¨or ett f¨orem˚al s˚a m˚aste flygpla- net cirkulera kring m˚alet f¨or att inte tappa lyftkraft. Vilken hastighet v svang som flyg- planet m˚aste cirkulera med samt vilken sv¨angradie R svang den m˚aste h˚alla beror dels p˚a hur stor gatubredden b ¨ar samt hur stort synf¨alt flygplanet ska ha. Exempel p˚a

¨overvakningsuppdrag ¨ar att flygplanet ska ¨overvaka ett m˚al som befinner sig mellan byggnader som har h¨ojden h. Flygplanet sj¨alv befinner sig p˚a h¨ojden H (se figur 3.3).

Minimalt ska flygplanet under cirkulering kunna ha en uppsikt p˚a 75% av gatubredden (se figur 3.3). Erforderlig kr¨okningsradie blir d˚a

R svang = Hb _synfalt

4h + b _synfalt

4 (3.44)

alfa h

H

b/2

b/4 b/4

R

Figur 3.3: Illustrativ bild f¨or geometri vid ¨overvakning

10 12 14 16 18 20 22 24 26 28 30 20

30 40 50 60 70 80

Erfoderlig svängradie vid 1000m höjd sfa gatubredd (24m höga hus)

Gatubredd [m]

Erfoderlig svängradie

Figur 3.4: Erforderlig sv¨angradie beroende p˚a gatubredd (Typiskt intervall f¨or Sverige [9] )

Ur figur 3.4 kan man se att sv¨angradien ¨okar linj¨art med ¨okad gatubredd. F¨or att flygplanet ska kunna r¨ora sig i en cirkul¨ar bana med diametern C kr¨avs det att skevrod- ren man¨ovreras vilket kommer att resultera i en bankningsvinkel θ bankning , det ger ¨aven upphov till en lastfaktor n. Denna lastfaktor ber¨aknas som

n = L _svang

W (3.45)

d¨ar L svang ¨ar lyftkraften som dels beror p˚a lyftkraftskoefficienten C L

men ¨aven has- tigheten v svang . Bankningsvinkeln f¨or flygplanet blir d˚a

θ _bankning = arccos  1 n



(3.46) Hastigheten v svang som kr¨avs f¨or att flygplanet ska kunna h˚alla en viss kr¨okningsradie och inte tappa lyftkraft ¨ar

v svang =

s R _svang

g √

−1 + n ² (3.47)

3.5 Drivlina och verkningsgrad

3.5.1 V¨atgaskonvertering av motor

Med en erfoderlig propellereffekt och br¨anslem¨angd som utg˚angspunkt behandlar den- na del analysen av en v¨atgaskonverterad f¨orbr¨anningsmotor. Som tidigare n¨amnt i ka- pitel 1 har v¨atgasen som drivmedel/energib¨arare b˚ade f¨or- och nackdelar. I v¨antan p˚a dedikerade v¨atgasmotorer f¨or flygapplikationer finns intresset och m¨ojligheten att kon- vertera en befintlig motor att drivas med komprimerad v¨atgas. En hel del tidigare stu- dier med lite olika approach har utf¨orts inom detta omr˚ade bla [10, 11, 12, 13]. Det f¨orsta att ta h¨ansyn till ¨ar vilken typ utav br¨ansletillf¨orsel som skall anv¨andas. Det enk- laste s¨attet att konvertera en vanlig motor med direktinsprut ¨ar helt enkelt att byta ut spridarna mot s˚adana anpassade f¨or gas ist¨allet f¨or flytande br¨ansle [14]. Detta g¨ors bland annat p˚a en bilmotor i [11]. Alternativet f¨or en motor med f¨orgasare ¨ar att injek- tera v¨atgasen vid insuget. Nackdelen ¨ar att det d˚a blir sv˚arare att reglera br¨ansle/luft- blandingen. Direktinsprut ger b¨attre kontroll ¨over tillf¨orseln av v¨atgasen och detta ¨ar viktigt f¨or att kunna reglera injektions-timing och f¨orhindra bla sk. backfire. som kan uppst˚a vilket p˚apekas i [10].

Utsl¨app

V¨atgasens breda ant¨andningsspektrum och dess h¨oga flammhastighet medf¨or vissa sv˚arigheter. Att f˚a en optimal f¨orbr¨anning i en befintlig motorgeometri kr¨aver en hel del trial-error. Ett problem som tas upp ¨ar behovet av bra kylning f¨or hela cylinderna f¨or att f¨orhindra o¨onskad sj¨alvant¨andning. Den h¨oga diffusiteten kr¨aver ocks˚a ventila- tion i vevhuset f¨or att f¨orhindra att gasen ansamlas. Detta l¨oses genom att montera en ventil f¨or evakuering av of¨orbr¨anda gaser. Eftersom v¨aldigt tunna br¨ansleblandningar kan anv¨andas s˚a kan ocks˚a utsl¨appen av kv¨aveoxider minimeras. I [10, 11] uppm¨ats l˚aga eller f¨orsumbara niv˚aer av kv¨aveoxider medan [12, 13] redovisar h¨ogre niv˚aer, dock anv¨ands i dessa ocks˚a en rikare br¨ansleblandning.

Effekt och verkningsgrad

Studierna [12, 11, 13] presenterar resultat p˚a uppm¨atta (med dynamometer) effekter med respektive 19, 50 och 20 % l¨agre effekt ¨an j¨amf¨ort med bensin. Resultaten ¨ar inte helt j¨amf¨orbara eftersom olika motorer och luft/br¨ansle-blandingar anv¨ants. Ref [10]

redovisar inte uppm¨att effekt men ist¨allet BTE (Break Thermal Efficieny) f¨or bensin och v¨atgas vid en given last. Resultaten visar tydligt att BTE ¨ar ca 30 % h¨ogre f¨or v¨atgas och det understryks att detta st¨ammer v¨al ¨overens med tidigare studier.

Br¨anslef¨orbrukning

BSFC - Break Specific Fuel Consumption(f¨orbrukning/effekt ut) kan direkt h¨arledas

fr˚an BTE om man vet LHV (Lower Heating Value) f¨or br¨anslet som anv¨ands. Det ¨ar

ett m˚att p˚a f¨orbrukning som kan anv¨andas f¨or att j¨amf¨ora olika drivmedel trots att ef-

fekten ¨ar olika. Ref [11, 12] anger BSFC direkt medan [10] endast uppvisar resultat f¨or

BTE. F¨orfattaren till denna litteraturstudie har sj¨alv r¨aknat om motsvarande BSFC med

v¨arden angivna i Tabell 1.1. Samtliga studier uppvisar resultat med cirka 30 % l¨agre

BSFC f¨or v¨atgas j¨amf¨ort med bensin. Detta varierar i samtliga studier beroende p˚a last

och varvtal och de interna faktorer som p˚averkar mest ¨ar luft/br¨ansle-f¨orh˚allandet och

insprutningsvinkeln.

Sammanfattningsvis kan man s¨aga att v¨atgasen har en h¨ogre verkningsgrad ¨an bensin men kan inte leverera lika h¨oga effekter i befintliga motorer. Br¨anslef¨orbrukningen ¨ar l¨agre och utsl¨appen av b˚ade koldixoid och kv¨aveoxider kan i princip elimineras om r¨att blandningar anv¨ands. Relevant f¨or ber¨akningarna i denna studie ¨ar att kunna uppskatta vilken effektf¨orlust som f˚as om en befintlig motor v¨atgaskonverteras p˚a ett liknande s¨att som gjorts i tidigare studier. Med detta som bakgrund inf¨ors en kompenserande faktor η konvertering som s¨atts till 0.8. Om motorn i orginalutf¨orande antas ha en verkningsgrad p˚a 25% f˚as

η = η motor η konvertering η propeller = 0.25 × 0.8 × η propeller = 0.2 × η propeller .

Motorns specificerade maxeffekt viktas med η konvertering η propeller n¨ar den maximala erfo- derliga propellereffekten P a skall uppskattas och η anv¨ands f¨or att ber¨akna effektuttaget ur br¨ansletankarna f¨or en given propellereffekt. Tryckf¨orluster eller andra mekaniska f¨orluster f¨orsummas.

η konvertering η _propeller η _motor

H ₂

Figur 3.5: Schematisk skiss ¨over f¨orluster genom drivlinan.

3.5.2 Propeller

Modellen som anv¨ands f¨or att analysera propellern baserar sig p˚a massfl¨ode genom en kontrollvolym [15, 16]. Ingen h¨ansyn tas till antalet propellerblad eller pitch. Ge- nom att anta en konstant motoreffekt P _motor och en kontrollvolym med konstant area (propellerdiameter) D s˚a f˚as enligt teorin

v = η propeller

 2P _motor

πρD ² (1 − η propeller )



. (3.48)

farten v tip uppn˚as vid propellerns spets och kan ber¨aknas med

v tip = s

 ωD 2

 ²

+ v ² (3.50)

d¨ar ω ¨ar motorns varvtal, D ¨ar propellerdiametern och v ¨ar flygplanet hastighet relativt omgivningen. I fig 3.6 visas verkningsgrad och dragkraft f¨or n˚agra olika propellerstor- lekar.

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 200

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1

VERKNINGSGRAD

v [km/h]

Verkningsgrad

0.5 m 1.0 m 1.7 m

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 200

500 1000 1500 2000 2500 3000 3500

Dragkraft

v [km/h]

Dragkraft [N]

0.5 m 1.0 m 1.7 m

Figur 3.6: Propellerns verkningsgrad och resulterande dragkraft f¨or olika diametrar.

H¨ar ¨ar P motor = 75 kW.

3.6 Energibehov

Den st¨orre delen av energin g˚ar ˚at till att utf¨ora de uppdrag som flygplanet ¨ar kon- struerat f¨or, samt att driva den eletroniska utrustningen ombrod p˚a flygplanet.F¨or att flygplanet ska kunna utf¨ora sina uppdrag kr¨avs det att tankarna inneh˚aller tillr¨ackligt mycket komprimerad v¨atgas. F¨or att ber¨akna hur mycket energi av v¨atgasen som kan anv¨andas f¨or steadyflight beh¨over f¨orst energibehovet f¨or takeoff, stigning, nedstigning och landning ber¨aknas. Under nedstigningen ¨ar energi˚atg˚angen noll eftersom att mo- torn ¨ar avst¨angd och under landningen ¨ar energi˚atg˚angen f¨orsumbar. Den energi som finns tillg¨anglig f¨or steadyflight kan ber¨aknas som

E steadyf light = E vatgas − E takeof f − E climb − E marginal (3.51) d¨ar E marginal st˚ar f¨or den energin som flygplanet exempelvis kan beh¨ova vid en av- bruten landning d˚a flygplanet m˚aste lyfta igen och g˚a in f¨or en ny landing. Ber¨akningen f¨or energi˚atg˚angen vid start och stigning till flygh¨ojd g¨ors med ekvation 3.15 och 3.31.

I ekvationerna ing˚ar verkningsgraderna η motor , η propeller och η konvertering . Detta f¨or att

kunna best¨amma vilken v¨atgasf¨orbrukning en viss energi˚atg˚ang f¨or propellern kr¨aver.

3.7 Stabilitet

F¨or att uppn˚a en stabil flygning kr¨avs att flygplanets geometri och massf¨ordelning kon- strueras p˚a ett s˚adant s¨att att k¨ansligheten f¨or st¨orningar(atmosf¨ariska variationer eller inre mass¨andringar) minimeras. Utg˚angspunkten ¨ar att definiera och identifiera tv˚a vik- tiga punkter. Dessa ¨ar det aerodynimiska centrat samt flygplanets masscentrum. [18].

D˚a vingen uts¨atts f¨or yttre aerodynamiska krafter ger dessa upphov till ett pitchmo- ment M c . Detta definieras positivt ”˚at h¨oger”,dvs nos upp. Det aerodynamiska centrat

¨ar den linje som genoml¨oper vingen kring vilket detta moment ¨ar oberoende av an- fallsvinkeln och betecknas d˚a ist¨allet som M _ac . Vingens egenskaper skall vara s˚adana att om flygplanet uts¨atts f¨or en st¨orning s˚a skall denna ej f¨orst¨arkas, dvs statisk stabili- tet vill uppn˚as. F¨orutom huvudvingen m˚aste ¨aven stabilisatorn tas i beaktande. F¨or en

a cw

W

a ch

M ^ach Lw Ls

M ^ac

l _cg

l _h

Figur 3.7: Lyftkrafterna L w och L s som verkar i vinge och stabilisators aerodynamiska centrum. B˚ada ger upphov till respektive pitchmoment M ac och M ach . Tyngkraften W verkar i flygplanets masscentrum.

given huvudvinge med k¨ant aerodynamiskt centrum kan stabilisatorns placering samt dess aerodynamiska egenskaper best¨ammas. H¨ar antags att huvudvinge och stabilisator har parallella kordor. Vidare antags att motst˚andets bidrag till momenten ¨ar f¨orsumbart och endast lyftkraften ger ett bidrag. Detta illustreras i figur 3.7. Momentj¨amvikt kring masscentrum st¨alls nu upp enligt:

M _cg = M _ac + l _cg L _w + M _ach − (l h − l cg )L _h (3.52) Om momentbidraget fr˚an stabilisatorn f¨orsummas f˚as momentet kring masscentrum enligt

M _cg = M _ac + l _cg L _w − (l _h − l _cg )L _h (3.53)

D˚a flygplanet ¨ar i j¨amvikt, ¨aven kallat trim-state, s˚a kr¨avs att M cg = 0 och genom att

s¨atta HL till 0 ovan s˚a kan den fodrade lyftkraften fr˚an stabilisatorn ber¨aknas.

3.8 R¨orliga ytor

3.8.1 Styrytor

De tre prim¨ara rodren som anv¨ands f¨or att styra ett flygplan ¨ar skevroder, sidroder och h¨ojdroder. L¨angden p˚a skevrodren ¨ar beroende av flygplanets totala vingspann samt f¨orh˚allandet mellan skevrodrets korda och vingkordan. Ur figur 3.8 nedanf¨or kan det- ta f¨orh˚allande utl¨asas. Skevrodren kan vinklas upp och ner och anv¨ands f¨or att styra

Figur 3.8: Graf som visar f¨orh˚allandet skevroderkorda

vingkorda mot Skevroderspann vingspann [8].

hur planet r¨or sig kring sin egen l¨angdaxel. Skevrodren arbetar alltid i par, d˚a det ena skevrodret vinklas upp˚at s˚a vinklas det andra ned˚at f¨or att p˚a s˚a s¨att h¨oja lyftkraften p˚a den ena vingen medans lyftkraften s¨anks p˚a den andra vingen med en konsekvens att flygplanet rollar (roterar kring sin egen l¨angdaxel). Skevrodren anv¨ands ofta till- sammans med sidrodret vid sv¨angning f¨or att ˚astadkomma en mjuk sv¨angning. De kan

¨aven anv¨andas tillsammans med luftbromsarna vid landning f¨or att ¨oka den bromsande kraften. Innanf¨or skevrodren sitter vingklaffarna som ger en ¨okad lyftkraft vid start och stigning.

Sid- och h¨ojdrodren ¨ar placerade p˚a stj¨artpartiet l¨angst bak p˚a flygplanet. Sidrodret

sitter p˚a flygplansfenan och anv¨ands f¨or gira flygplanet kring sin z-axel (se figur 3.9),

Tabell 3.1: Riktlinjer f¨or storlek p˚a styrytor [8] s.125 Flygplanstyp H¨ojdroder C h /C Sidroder C s /C

General aviation single 0.45 0.40

Figur 3.9: Illustrativ bild som visar kring vilka axlar flygplanet r¨or sig kring d˚a dess roder man¨ovreras [19].

d¨ar S VS ¨ar den vertikala stabilisatorns area, L vinge ¨ar vingspannet, S ref ¨ar en referens area som ¨ar densamma som S vinge och L VS ¨ar avst˚andet fr˚an flygplanets tyngdpunkt till en fj¨ardedel av stabilisatorn korda r¨aknat fr˚an framkanten. Som ett f¨orsta steg i designprocessen antas L VS vara densamma som l h (se figur 3.7).

B˚ade den vertikala stabilisatorn och den horisontella stabilisatorn ger upphov till en

¨okad motst˚andskraft. F¨or att best¨amma hur stort bidrag till motst˚andskraften dessa tv˚a stabilisatorer utg¨or m˚aste C _D0 f¨or de b˚ada ber¨aknas. En viktig parameter f¨or denna stu- die ¨ar Reynolds tal Re som ger information om str¨omningen ¨ar lamin¨ar eller turbulent.

En vanlig tumregel ¨ar att om Re > 5 ∗ 10 ⁵ f¨or luften som str¨ommar f¨orbi en skiva s˚a s¨ags str¨omningen vara turbulent. Vid ber¨akning av Reynolds tal f¨or flygplansmodeller av den h¨ar storleksordningen vid hastigheter d˚a flygplanet lyfter samt vid plan flygning s˚a visar det sig att str¨omningen ¨ar turbulent ¨over de tv˚a stabilisatorerna. Med detta som motivering kommer ekvationer f¨or turbulent str¨omning att anv¨andas f¨or best¨amning av C D0 . De ekvationer som beh¨ovs ¨ar [21]

Re = ρv¯ c

µ (3.55)

f M = 1 − 0.08M ^1.45 (3.56)

f tc = 1 + 0.27  t c



max

+ 100  t c

 4 max

(3.57)

C _f = 0.455

[log(Re)] ^2.58 (3.58)

C _D0 = f _M C _f f _tc  S _wet S _ref

  C _D

0.004

 ⁴

(3.59) d¨ar M ¨ar machtalet, t/c ¨ar f¨orh˚allandet mellan tjocklek och korda p˚a profilen, S _wet

¨ar v˚atarean f¨or profilen och C _D

¨ar min. motst˚andskoefficient f¨or profilen. Dessa ek- vationer till¨ampas p˚a b˚ade den horisontella och vertikala stabilisatorn vilket g¨or att parametrar och variabler indexeras med HS f¨or den horisontella stabilisatorn och V S f¨or den vertikala stabilisatorn f¨or att s¨arskilja dem.

3.8.2 Luftbromsar

Luftbromsar ¨ar viktiga f¨or ett flygplan d˚a det ska s¨anka sin hastighet. Denna has- tighetsminskning beror till stor del p˚a storleken S luftbroms p˚a luftbromsarna som kan best¨ammas genom att ber¨akna hur stort C D0

planet m˚aste ha. D˚a motorn ¨ar av- st¨angd finns det ingen dragkraft T , kraftj¨amviktsekvationen p˚a flygplanet ¨ar d˚a

%: L = 1

2 C L

ρS vinge v ² _f = W cos(γ descent ) (3.60)

-: D = 1

2 C D

ρS vinge v ² _f = W sin(γ descent ) (3.61)

Utifr˚an dessa tv˚a ekvationer kan det ¨onskv¨arda C _D0

ber¨aknas

C D

= (C D0

+ KC _L ²

) =  2W sin(γ _descent ) ρSv _f ²



(3.62)

⇒ C _D0

= [2W sin(γ _descent ) − KC _L ²

v ² _f ] 1

ρS _vinge v ² _f (3.63) d¨ar

C _L ²

=  2W cos(γ _descent ) ρS _vinge v _f ²

 2

(3.64) Det C _D0

som kr¨avs f¨or luftbromsarna kan nu best¨ammas som

C _D0

= C _D0

− (C _D0 + C _D0

+ C _D0

+ C _D0

) (3.65)

Luftbromsarna kan betraktas som plana skivor som vinklas upp 90 grader mot f¨ardriktningen

under landningen s˚a C D

f¨or luftbromsarna uppskattas vara vara 1.98 [22]. Den data

som beh¨ovs f¨or att best¨amma storleken p˚a luftbromsarna ¨ar nu k¨and, antalet luftbrom-

sar ¨ar tv˚a stycken och arean p˚a dem best¨ams ur f¨oljande ekvation

3.9 Landningsst¨all

Vid landning m˚aste landningsst¨allet klara av de st¨otar som kan uppst˚a under en land- ning. Det ¨ar d˚a viktigt att flygplanet har r¨att d¨acktyp och landst¨allsben som klarar av den kraft de uts¨atts f¨or. Vid landning d˚a flygplanet f˚ar markkontakt ska detta ske s˚a mjukt som m¨ojligt och d¨arf¨or begr¨ansas den maximala G-kraften till 1.3, vilket betyder att den maximala reaktionskraften p˚a flygplanet vid landning blir

F landning = 1.3W landning . (3.67)

Denna kraft tas upp av de fr¨amre landst¨allet s˚a att kraft f¨ordelar sig p˚a tv˚a ben, kraften p˚a varje ben blir d˚a

F _ls = F landning

2 (3.68)

d¨ar index ls st˚ar f¨or landst¨all. Om man v¨aljer ett landst¨all av aluminium med 7M pa som undre str¨ackgr¨ans σ strackgrans s˚a b¨or landst¨allet designas s˚a att det med ganska stor marginal inte ¨overstiger denna str¨ackgr¨ans. vilket inneb¨ar att arean p˚a landst¨allets ben m˚aste konstrueras s˚a att inte denna sp¨anningsgr¨ans ¨overstigs. F¨or att inte riskera att denna gr¨ans ¨overstigs vid landning s˚a best¨amms arean A ls p˚a landst¨allsbenen efter en maximal till˚aten sp¨anning σ max som ligger under str¨ackgr¨ansen

A ls = F ls

σ _max (3.69)

⇒ D _ls = r 4A _ls

π (3.70)

d¨ar D _ls ¨ar den erforederliga diametern p˚a landst¨allsbenen. D˚a landst¨allet ¨ar utf¨allt s˚a ger det upphov till en ¨okad motst˚andskraft p˚a grund av dess motst˚andskoefficient. Vi betraktar landst¨allets ben ur str¨omningssynpunkt som o¨andligt l˚anga cirkul¨ara stavar och kan d˚a uppskatta motst˚andskoefficienten C D

till 1.1 [22]. C D0

kan ber¨aknas med ekvation (3.10) d¨ar benens frontarea S ls

och S ls

ber¨aknas som diametern g˚anger l¨angden p˚a benen. De fr¨amre landningsst¨allets ben m˚aste vara l¨angre ¨an bakbenet f¨or att kompensera f¨or den negativa vingmonteringsvinkeln α montering och f¨or att kunna uppn˚a C L

vid takeoff. F¨or att C L

ska uppn˚as kr¨avs det en viss anfallsvinkel α.

Flygplanet b¨or allts˚a ha en positiv vinkel vid start p˚a

α TO = α + α montering (3.71)

Bakbenets l¨angd ¨ar L _ls

och avst˚andet mellan bakben och fr¨amre landst¨allsben ¨ar L _h se figur 3.7. Den erforderliga l¨angdskillnaden p˚a de bakre och fr¨amre landst¨allsben f¨or att erh˚alla vinkeln α _TO ¨ar

L _skillnad = L _h tan(α _TO ) (3.72)

L¨angden p˚a de fr¨amre benen blir d˚a

L _ls

= L _ls

+ L _skillnad (3.73)

Landst¨alls benens diameter ¨ar

D ls = s

4A ls

(π) (3.74)

Frontareorna som kr¨avdes f¨or att kunna ber¨akna C D0

kan nu ber¨aknas som

S ls

= L ls

D ls (3.75)

S _ls

= L _ls

D _ls (3.76)

Kapitel 4

Dimensionering av komponenter

4.1 Vinge

Utg˚angspunkten f¨or val av vinge ¨ar lyft- och motst˚andskoffecienterna. Dessa i sin tur m˚aste uppfylla vissa krav p˚a prestanda som beror fr¨amst av

• 1. Flygplanets vikt

• 2. ¨ Onskad marschfart

• 3. Krav p˚a man¨overibilitet

• 4. Geometriska begr¨ansningar ( Prim¨art inrymmande av v¨atgasbeh˚allare h¨ar )

Kravspecifikationen anger en startvikt p˚a 600 kg, en marschfart p˚a 175 km/h och in-

rymmande av v¨atgasbeh˚allare med diameter p˚a cirka 300 mm (Se kapitel 4.6). F¨or

att f¨orenkla och g¨ora analysen mer p˚alitlig b¨or en vingprofil med k¨anda egenskaper

anv¨andas. NACA och NASA-profilerna har anv¨ants under l˚ang tid och teoretiska me-

toder f¨or ber¨akning av aerodynamiska egenskaper har kunnat verifierats mot experi-

mentella data. F¨or analysen anv¨ands multiplattforms-programmet XFLR5 [23], en vi-

dareutveckling av XFOIL[24] som skrevs av Prof Mark Drela p˚a MIT. En befintlig

NASA-profil av typ NLF-1015 anv¨andes som utg˚angspunkt. Detta ¨ar en v¨alvd profil, dvs kordans medellinje ¨ar ej horisontell utan kr¨okt. Profilen ¨ar p˚a det tjockaste st¨allet 15 procent av kordans l¨angd. F¨or att kunna inrymma v¨atgasbeh˚allare i vingarna kr¨avdes en tjockare profil och d¨arf¨or skalades denna upp till en maximal tjocklek av 30 procent, se Figur 4.1. Den resulterande profilen blir v¨aldigt tjock och ser aningen okonventio-

−10 −5 0 5 10 15

−0.5 0 0.5 1 1.5 2

LYFTKRAFTSKOEFFECIENT START HUVUDVINGE (28 m/s)

Anfallsvinkel [grader]

CL

NLF−1030(oklaffad profil) NLF−1030 (20 grader klaffad profil) Total vingprofil

Figur 4.2: Lyftkoffecient som funktion av anfallsvinkel f¨or den modifierade vingprofi- len med och utan klaffar samt den totala vingprofilen (definierad i ekv 3.7 ) med 40%

klaffat spann.

nell ut. Med ekvation 3.2 samt kravspec f˚as att C L = 0, 3846 vid planflykt med ett

spann p˚a 10 meter. F¨or att inrymma tankarna f˚as d˚a en korda med l¨angden 1.17 meter

och en vingarea p˚a 11.7 meter. Vingen monteras med en vinkel p˚a -1.7 grader relativt

flygplanskroppen.

4.1.1 Klaffar

F¨or att uppn˚a ¨onskat C L

anv¨ands klaffar. Dessa ¨ar lika stora som skevrodren och

innerst p˚a vingarna. B˚ada klaffarna st˚ar f¨or total 40% av vingspannet vilket betyder att

b˚ada ¨ar 2 meter l˚anga (Se figur 4.2.1). De str¨acker sig 20% in av kordans fr˚an bakre

kanten och ¨ar av ”hinge-typ. Den maximala utslagsvinkeln ¨ar 20 grader.

4.2 Styrytor

4.2.1 Skevroder

I designprocessen f¨or skevroder ¨ar det n˚agra huvudparametrar som ¨ar viktiga att best¨amma [21]. Dessa ¨ar:

• Skevroder area S skevroder

• Korda f¨orh˚allandet C skevroder /C vinge

• L¨angd f¨orh˚allandet L _skevroder /L _vinge

• Maximalt upp och ner utslag (±δ skevroder

)

• Placering av skevrodren l¨angs vingen

Typiska v¨arden p˚a parametrar d˚a skevroder dimensioner ska best¨ammas ¨ar;

• S skevroder /S vinge = 0.05 − 0.1

• L _skevroder /L _vinge = 0.2 − 0.3

• C skevroder /C vinge = 0.15 − 0.25

• δ skevroder

= ±30 grader

Fr˚an avsnitt 3.8.1 framgick det att det totala spannet f¨or skevrodren f¨or det h¨ar flygpla- net b¨or vara 40% av vingspannet. Det betyder att skevrodren upptar 20% p˚a varje sida av vingen vilket ger en l¨angd p˚a 2m f¨or varje skevroder. Kordan p˚a skevrodren ¨ar 20%

av vingkordan vilket ¨ar 0.234m. Dessa m˚att p˚a l¨angden och kordan f¨or skevroder ger ett f¨orh˚allande S skevroder /S vinge som ¨ar 0.08 vilket ¨ar fyllt rimligt med h¨anvisning till de typiska parameter v¨ardena f¨or detta. Det maximala roderutslaget p˚a en Cessna 182 ¨ar 20 grader upp och 14 grader ner. Det flygplanet ¨ar ganska likt detta flygplanskoncept, med detta som motivering s˚a begr¨ansas skevroderutslagen f¨or detta flygplan till samma skevroderutslag som f¨or Cessna 182. Skevrodren sitter p˚a varsin sida om flygplans- kroppen och ¨ar placerade l¨angst bak p˚a vingen, 5% in fr˚an vingens ytterkant.

klaff klaff skevroder

skevroder

Figur 4.3: Vinge med utplacerade skevroder och klaffar

4.2.2 Sidroder

F¨or att dimensionera sidrodret p˚a flygplanet ¨ar det fem parametrar som ¨ar viktiga att best¨amma [21].

• Sidroder area S _sidroder

• Sidroder korda C sidroder

• Sidroder Spann L sidroder

• Maximalt roderutslag (±δ sidroder

)

• Placering av sidroder p˚a den vertikala stabilisatorn

Volymkoefficientens v¨arde c _volym v¨aljs till densamma som f¨or Cessna 182 vilket ¨ar 0.047 [20]. Ur ekvation (3.54) f˚as att den vertikala stabilisatorns area S VS ¨ar 1m ² , d¨ar index V S betyder vertikal stabilisator. F¨orh˚allandet mellan arean p˚a sidrodret och den vertikala stabilisatorns area ¨ar S sidroder /S VS = 0.38 f¨or en Cessna 182 [21]. Sidrodrets area blir d˚a 0.38 m ² . Avst˚andet L VS = 6m str¨acker sig fr˚an masscentrum p˚a flygplanet och 0.125 m in p˚a flygplanets vertikala stabilisator. Stabilisatorns korda ¨ar 0.7 m, enligt f¨orh˚allandet i tabell 3.1 kan d˚a kordan p˚a sidrodret best¨ammas till 0.28 m. H¨ojden p˚a stabilisatorn ¨ar 1.42 m och h¨ojden p˚a sidrodret ¨ar 1.35 m. Sidrodret placeras 3 cm ovanf¨or den undre kanten p˚a stabilisatorn s˚a att den ¨aven har en marginal p˚a 3 cm till den ¨ovre kanten. Det maximala roderutslaget f¨or sidrodret ¨ar δ sidroder

= ±24. Det st¨orsta f¨orh˚allandet ^t _c

max ¨ar 12% vilket med ekvationerna [3.55, 3.56, 3.57, 3.58, 3.59] ger ett C D0

som ¨ar 0.001.

Figur 4.4: Flygplanets stj¨artparti med horisontell och vertikal stabilisator.

4.2.3 H¨ojdroder

F¨or ett konventionellt symetriskt flygplan ¨ar designen av h¨ojdrodret helt oberoende av designen f¨or skevroder och sidroder. Det finns fyra parametrar som styr utformningen av h¨ojdrodret ¨ar:

• h¨ojdroder area S _hojdroder

• h¨ojdroder korda C hojdroder

• h¨ojdroder spann L hojdroder

• Maximalt roderutslag (±δ hojdroder

)

• Placering av h¨ojdrodret p˚a den horisontella stabilisatorn

Dessa parametrar best¨ams utifr˚an f¨orh˚allanden mellan dimenssionerna p˚a den hori- sontella stabilisatorn och h¨ojdroder. Stabilisatorn har ett spann L HS p˚a 3m och en korda C HS p˚a 0.7 m, d¨ar index HS st˚ar f¨or horisontell stabilisator. Enligt [21] ¨ar f¨orh˚allandet i spann mellan h¨ojdroder och stabilisator L hojdroder /L _HS ungef¨ar 0.8 vilket ger ett totalt h¨ojdroderspann L _hojdroder p˚a 2.4 m. En tumregel f¨or f¨orh˚allandet mellan h¨ojdroderkorda och stabilisatorkorda ¨ar enligt tabell 3.1 C _hojdroder /C _HS = 0.45 vilket ger en h¨ojdroderkorda som ¨ar 0.315 m. Roderutslagen p˚a h¨ojdrodren definieras som negativ upp och positiv ner˚at, f¨or detta flygplan g¨aller δ _hojdroder

maxupp

= 25 grader och

δ hojdroder

= 20 grader. Varje h¨ojdroder p˚a varsin sida om flygplanskroppen har ett spann p˚a 1.2 m vilket ¨ar h¨alften av det ber¨aknade totala spannet f¨or h¨ojdrodret och.

H¨ojdrodren ¨ar placerade p˚a mitten av varje sida av den horisontella stabilisatorn. Det st¨orsta f¨orh˚allandet ^t _c

max ¨ar 12% vilket med ekvationerna [3.55, 3.56, 3.57, 3.58, 3.59] ger ett C D0

som ¨ar 0.0022.

Figur 4.5: Vingrofil NACA0012 till vertikala stabilisatorn

4.3 Flygplanskropp

Utformningen av flygplanskroppen m˚aste ta h¨ansyn till den allm¨anna geometrin, hu- sering av komponenter samt vara allm¨ant str¨omlinjeformad. Ingen analys av aerody- namiken utf¨ors i denna studie. I figur 4.6 syns kroppens profil. En tjockare och lite platt framdel inrymmer kamera och avionik. Bakpartiet ¨ar ¨aven det lite tjockare en bit bakom vingen f¨or att de bakre v¨atgastankarna skall f˚a plats. Strukturen skall byggas av en kombination av aluminium och kolfiber.

Figur 4.6: Flygplanskroppen

4.4 Landningsst¨all

Flygplanets landst¨all ¨ar tillverkat av aluminium och dimensioneras f¨or att klara av de sp¨anningar som uppst˚ar vid en landning med den maximalt till˚atna G-kraften p˚a 1.3.

Reaktionskraften fr˚an marken som varje ben i det fr¨amre landst¨allet k¨anner av kan ber¨aknas med ekvationerna (3.67, 3.68). F¨or att inte ¨overstiga den undre str¨ackgr¨ansen σ strackgrans f¨or aluminium p˚a 7 Mpa s˚a begr¨ansas den maximalt till˚atna sp¨anningen σ max

som f˚ar uppkomma i landst¨allet till 5Mpa. Den erforderliga diametern p˚a landst¨allsbenen ber¨aknas med ekvationerna (3.69, 3.70) vilket ger en diameter D ls p˚a 3 cm.

Flygplanets huvudvinge har en negativ monteringsvinkel α _montering = −1.7 och flygplanet b¨or vid start ha en anfallsvinkel p˚a α = 5 grader f¨or att erh˚alla erfor- derligt C _L

. Denna anfallsvinkel f˚as genom att konstruera landst¨allet s˚a att det fr¨amre landst¨allet ¨ar l¨angre ¨an det bakre landst¨allsbenet. L¨angden p˚a det det bakre landst¨allsbenet s¨atts till 0.5 m. Ur ekvationerna (3.71, 3.72, 3.73) ber¨aknas l¨angden p˚a de fr¨amre landst¨allsbenen vilka blir 1.09 m. D˚a landst¨allet ¨ar nedf¨allt under start och landning s˚a ger det upphov till ett ¨okat motst˚and som beror p˚a landst¨allets fronta- rea. Det bakre landst¨allets frontarea ber¨aknas med ekvation 3.75 och ¨ar 0.016 m ² . De fr¨amre landst¨allsbenens area ber¨aknas med ekvation 3.76 och ¨ar 0.034 m ² . Noll lyft- motst˚andskoefficienten C D0

som p˚averkar hur mycket landst¨allet bidrar till motst˚andskraften ber¨aknas med ekvation 3.10. F¨or det bakre landst¨allsbenet ¨ar C D0

0.0015 och f¨or det fr¨amre landst¨allet 0.0063.

De d¨ack som anv¨ands f¨or detta flygplan ¨ar av Type 3 d¨ackmodeller som ofta anv¨ands p˚a kolvmotordrivna flygplan. De har en bred slitbana och l˚agt inre tryck. Ur tabell 4.1 [[8] s.268] kan d¨ackegenskaperna utl¨asas. Enligt en tumregel kan motst˚andskoefficienten C _D

s¨attas vara lika med 0.15 f¨or landningsst¨all utan k˚apa [21]. C _D0

kan nu best¨ammas med ekvation (3.9)

Tabell 4.1: D¨ack data

Size Speed [mph] Infi [psi] Max width [in] Max diam, [in] Wheel diam,

8.50-10 120 41 9.05 26.3 10.0

4.5 Motor och propeller

4.5.1 Motor

Med kravspecifikationerna som utg˚angspunkt skall en motor v¨aljas. Utifr˚an j¨amvikt vid steadyflight och med Cessnas Skycatcher 162 som j¨amf¨orelse (Ungef¨ar samma samma vikt och dimensioner [25] ) uppfyller Continental 200-D krav p˚a storlek, vikt och effekt. Motorn placeras l¨angst fram i tractor-konfiguration. Den v¨ager cirka 80 kg

Figur 4.7: Continental O-200D, en luftkyld 4-cylindrig motor med f¨orgasare. Anv¨ands i m˚anga av Cessnas modeller.

och kan leverera upp till 75 kW vid 2750 rpm [26]. I och med v¨atgaskonverteringen (Se 3.5.1) multipliceras denna effekt och P _motor = 75 × η konvertering = 75 × 0.8 = 60 kW anv¨ands i resten av prestandaanlysen.

4.5.2 Propeller

Tillsammans med motorn ¨ar propellern en av huvudkomponenterna f¨or att flygplanet

ska drivas fram˚at. I figur 3.6 kan man se att en st¨orre propellerdiameter ger b˚ade st¨orre

verkningsgrad och dragkraft. Enligt kravspecifikationen f˚ar diametern ej ¨overstiga 1.7

med h¨ansyn till att den ska ha en viss frig˚ang till marken. Propellern som anv¨ands

f¨or detta flygplan ¨ar samma propeller som sitter p˚a Cessna Skycatcher 162. Det ¨ar

en fixed pitch aluminium propeller som har en diameter p˚a 1.7m och tillverkas av

f¨oretaget McCauley [27]. Detta ger att η propeller = 0.8. Vid marschfart och maximalt

varvtal p˚a motorn f˚as att den maximala hastigheten vid propellern spets ¨ar 228 m/s

vilket motsvarar ett machtal p˚a 0.67 (enligt ekvation 3.50).

4.6 V¨atgaslagring

Skycatcher uppn˚ar en r¨ackvidd p˚a 814 km med 45% gasp˚adrag och en br¨ansletank p˚a 65 kg. Ingen specifik r¨ackvidd anges i kravspecifikationen s˚a i detta fall har halva den- na br¨anslem¨angd valts vilket d˚a motsvarar 11 kg v¨atgas (Kan ber¨aknas mha tabell 1.1).

I energinneh˚all s˚a motsvarar 11 kg v¨atgas ca 388 kWh. Lagring av v¨atgas sker i tryck- beh˚allare av kompositmaterial fr˚an tredje part. Quantum Technologies erbjuder tankar som rymmer 34/40 och 70 liter under 350 respektive 700 MPa tryck[4]. F¨orh˚allandet mellan tankens vikt och m¨angd lagringsbar massa v¨atgas ¨ar ej linj¨art och i detta fal- let har 34-liters beh˚allarna valts eftersom dessa ger den minsta totalvikten (Se bilaga 7.2). Flera mindre beh˚allare g˚ar ocks˚a att placera ut mer flexibelt men kr¨aver d˚a ocks˚a mer kringutrustning s˚asom f¨asten och r¨orledningar. Denna beh˚allare ¨ar cylinderformad

Figur 4.8: 34 liters H2 tank fr˚an Quantum Technologies

med en diameter p˚a 274 mm och en l¨angd p˚a 838 mm (Se figur 4.8). Varje tank rymmer 1,32 kg komprimerad v¨atgas och totalvikten f¨or en fylld tank ligger p˚a 18,2 kg. Upp- skattningsvis v¨ager varje tank 20 kg inklusive kringutrustning och d¨armed skall 160 kg br¨ansle/tank placeras ut med h¨ansyn till masscentrum och stabilitet. Detta ¨ar ungef¨ar vad tv˚a vuxna passagerare skulle v¨aga. F¨ordelen med att v¨atgasen i sig ¨ar en liten del av br¨anslesystemets totala vikt ¨ar att masscentrum ej kommer f¨orflytta sig speciellt myc- ket d˚a v¨atgasen f¨orbrukas. En grov skiss p˚a placeringen visas i figur 4.9. Placeringen i

Styrytor landningställ

Motor/Elektronik Kommunikation

34L Tank

BxHxL : 274x274x838 mm landningställ

Figur 4.9: Placering av br¨ansletankar f¨or v¨atgas

vingarna sker s˚a l˚angt in som m¨ojligt med h¨ansyn till plats f¨or landningst¨all och ¨ovrig geoemtri, detta f¨or att minimera vingbelastningen. Eftersom vingprofilen valts med h¨ansyn till tankarnas diameter placeras dessa l¨angs med vingkordans tjockaste linje.

Resterande tankar placeras i flygplanskroppens bakre sektion p˚a l¨ampligt avst˚and.

4.7 Ovriga komponenter ¨

4.7.1 Styrsystem

F¨or obemannade flygplan finns flera alternativ f¨or hur flygplanet ska styras. Styrsy- stemet som anv¨ands i detta flygplan heter wePilot2000 [28], det ¨ar placerat mellan flygplanets radiomottagare och dess styrservon. Systemet utnyttjar sig av k¨ansliga sen- sorer och avancerad databehandling f¨or att i princip kunna automatisera alla aspek- ter av flygplansstyrningen. Det finns tre funktionsl¨agen; assisterad flygning, autonom flygning (inklusive ˚aterv¨anda hem) samt manuell kontroll. Assisterad flygning inneb¨ar styrsystemet sj¨alv sk¨oter stabilisering av flygplanet utifr˚an den information den f˚ar om h¨ojd, kurs och fart. Markpiloten har d˚a en mindre b¨orda och kan ist¨allet ¨agna sig ˚at sj¨alva uppdraget. Vid autonomt flygl¨age s˚a sk¨oter flygplanet sj¨alv takeoff, flyger efter en f¨orutbest¨amd bana med hj¨alp av waypoints och ˚aterv¨ander hem f¨or att landa efter avslutat uppdrag. Styrsystemets h˚ardvara har m˚atten 24.1 × 12.7 × 7.6 cm (L × B × H) och v¨ager endast 0.7 kg. Man¨ovreringen av rodren sker via fly-by-wire vilket bety- der att styrsystemet skickar elektroniska signaler via optiska kablar till ett elektroniskt system som i sin tur styr de hydrauliska systemen som sk¨oter roderman¨ovreringen.

Figur 4.10: V¨anster: Styrsystemet wePilot2000. H¨oger: Principskiss ¨over kommunika- tionsv¨agen mellan styrsystemet och rodren.

4.7.2 Overvakningsutrustning ¨