Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 éénmotorig vierzittervliegtuig

Maat: px
Weergave met pagina beginnen:

Download "Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 éénmotorig vierzittervliegtuig"

Transcriptie

1 Faculteit Ingenieurswetenschappen Vakgroep mechanica van stroming, warmte & verbranding Voorzitter: Prof. dr. ir. R. SIERENS Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 éénmotorig 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

2

3 Faculteit Ingenieurswetenschappen Vakgroep mechanica van stroming, warmte & verbranding Voorzitter: Prof. dr. ir. R. SIERENS Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 éénmotorig 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

4 Dankwoord iii 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., mei 2007

5 Toelating tot bruikleen iv 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 Kiekens Levi Gent, mei 2007 Gent, mei 2007

6 Ontwerp van 200 pk vloeistofgekoelde dieselmotorinstallatie voor Mission M212 éénmotorig vierzittervliegtuig door Romain DE GEYTER & Levi KIEKENS Scriptie ingediend tot het behalen van de academische graad van burgerlijk werktuigkundig-elektrotechnisch ingenieur Academiejaar 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 v 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.

7 Design of 200 HP water-cooled diesel engine installation for Mission M212 single engine propeller aircraft 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. INTRODUCTION IN 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. II. WEIGHT 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. ENGINE 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. Romain.DeGeyter@UGent.be. 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. Fig. 1. Engine Mount IV. FUEL 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

8 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. CONCLUSIONS 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. ELECTRICAL 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. COOLING 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 REFERENCES [1] Deltahawk Diesel Engines, [2] Cadre Analytic, [3] Axis VM, Inter-CAD Kft., 2006, Use of free trial version. [4] Joint Aviation Authorities, Gewicht- en zwaartepuntberekeningen, Ben Air Flight Academy, [5] Joint Aviation Authorities Committee, Joint Aviation Requirements - Very Light Airplanes, chapter Ground loads, Global Engineering Documents, [6] Patricia Verleysen, Mechanica van structuren, chapter 3: Normaalkracht, buiging en wringing van balken, Universiteit Gent, [7] Joint Aviation Authorities Committee, Joint Aviation Requirements - Very Light Airplanes, chapter Fuel system, Global Engineering Documents, [8] Prof. dr. ir. E. Dick, Turbomachines, chapter 2: Basiscomponenten.

9 INHOUDSOPGAVE viii Inhoudsopgave 1 Inleiding 1 2 Voordelen van dieselbrandstoffen Avgas Jet-diesel brandstof Voordelen van de dieselmotor Weight and balance Het gewicht Inleiding Definities Bepaling van het leeggewicht Bepaling van het maximaal opstijggewicht Het zwaartepunt Inleiding Definities Voorste en achterste zwaartepuntslimiet Zwaartepuntsbepaling bij leeggewicht Opstelling controletabel weight and balance Controle van extreme belastingsgevallen Zwaartepunt sterk naar voor gelegen Zwaartepunt sterk naar achter gelegen Geval A Geval B Geval C Opstelling centre of gravity envelope Besluit

10 INHOUDSOPGAVE ix 4 Ontwerp van de motorophanging Inleiding Definities en ontwerpeisen Vuurplaat Coördinatensysteem Motor Deltahawk DH200A Werkwijze Voorafgaande literatuurstudie Bevestigingspunten Schuinstelling motor Ontwerp tussenstuk voor hoekverandering Algemene bespreking Sterkteberekening Optredende krachten Neuswielbelastingen Motorbelastingen Herrekenen van de uitwendige krachten naar de ophanging Neuswielbelastingen Motorbelastingen Eindige-elementen analyse: Cadre Lite Controle van de berekening van de reactiekrachten Berekening van de motorophanging Resultaat Input Cadre Lite Output Cadre Lite Verwerking van de resultaten Trek-, druk- en knikweerstand volgens een vereenvoudigde berekeningsmethode Trek-, druk- en knikweerstand volgens een uitgebreide berekeningsmethode Sterkte van de boutverbindingen volgens een vereenvoudigde berekeningsmethode Sterkte van de boutverbindingen volgens een uitgebreide berekeningsmethode Controleberekening Algemeen

11 INHOUDSOPGAVE x Resultaten Controleberekening Abaqus Besluit Algemeen besluit Brandstofsysteem Inleiding Het doel Brandstoftanks Algemeenheden Inhoud vleugeltanks Reglementeringen Bestaande brandstofsystemen Zwaartekracht brandstofsystemen Systemen met brandstofpomp Hoogdekker vliegtuig met brandstofinjectiesysteem Principeschema M Bypass uit Bypass aan Regelschema Inleiding Subsysteem hoofdtank Subsysteem hulptank Subsysteem motor Subsysteem bypass Subsysteem transferpomp Volledige regelsysteem Simulaties Normale situatie Bypass-situatie Transferpomp manueel geactiveerd Sensoren Sensoren om het brandstofpeil te bepalen Resistieve sensoren Capacitieve sensoren Hoge en lage brandstofpeil sensoren

12 INHOUDSOPGAVE xi Vlotter-sensoren Optische sensoren Sensorkeuze Keuze van de brandstofpeil-sensor Inlezing van de capacitieve meting Hoge en lage brandstofpeil-sensoren Elektrisch schema Ontluchting Proefopstelling Doel Beschrijving van de proefopstelling Resultaten Aanpassingen voor werking bij koude T Besluit Elektrisch systeem Inleiding Omschakeling naar een 24V-systeem Dynon boordcomputer Sensoren voor motormonitoring Besluit Koeling Inleiding Keuze en positionering van de componenten Ontwerp van luchtinlaat voor de radiator en interkoeler Verband tussen drukval en debiet radiator Omzetten naar een verband tussen drukval en snelheid Minimale snelheid door koelers Nodige dynamische druk Minimale nodige vliegsnelheid Geval 1: rechte inlaat Geval 2: inlaatdiffuser De luchtinlaat voor de oliekoelers Besluit

13 INHOUDSOPGAVE xii 8 Turbocompressor Berekening turbocompressorvermogen Inleiding Opbouw en onderstellingen Berekening Besluit Besluit 143 A Report M V1 - DH200 engine mount structural analysis 145 A.1 Applied loads (cfr. FAR-23, loading actions) A.1.1 Nose wheel loads A Load case 1: ground impact A Load case 2: aft load on nosewheel A Load case 3: forward load on nosewheel A Load case 4: side load on nosewheel A.1.2 Engine loads (FAR-23 A9 (d), referring to FAR ) A Load case 5: FAR-23 A9 (d) (2) A Load case 6: FAR-23 A9 (d) (3) A Load case 7: FAR-23 A7 (a) A Load case 8: FAR-23 A7 (a) A.1.3 Combined loads A Load case 9: combined load A.1.4 Load cases - overview A.2 Structural analysis A.2.1 Nose wheel loads A Load case 1: ground impact load case A Load case 2: aft load on nosewheel A Load case 3: forward load on nosewheel A Load case 4: Side Load on nosewheel A.2.2 Engine loads (ultimate loads) A Load case A Load case A Load case A Load case A Load case A.2.3 Structural model used for analysis

14 INHOUDSOPGAVE xiii A.3 Detail stressing A.3.1 Truss tubes under axial loading A.3.2 Bolts from engine to engine mount A.3.3 Bolts from engine mount to firewall 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

15 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. 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 bus bar centre of gravity envelope cowling empty tank-sensor fail safe filler cap kts 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)

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

17 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 Kortrijk- Wevelgem 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.

18 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.

19 VOORDELEN VAN DIESELBRANDSTOFFEN 3 Hoofdstuk 2 Voordelen van dieselbrandstoffen [3, 4] 2.1 Avgas [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.

20 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 CO 2 -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 Jet A/A-1 JP-5 JP-8 Diesel #1 Diesel #2 API 60 F 44,3 41,1 45, Flash point in C Viscosity 40 C - 1,5 1,2 1,2-2,4 1,9-4,1 Cloudpoint in C -40/ Sulfur, % mass 0,3 max 0,4 max 0,4 0,05 0,05 Cetane number Heat content in Btu/Gallon Voordelen van de dieselmotor [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

21 2.3 Voordelen van de dieselmotor 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.

22 2.3 Voordelen van de dieselmotor 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 geïntroduceerd. 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.

23 WEIGHT AND BALANCE 7 Hoofdstuk 3 Weight and balance [8, 9] 3.1 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 opstijg- en 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 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

24 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. Geïnstalleerd motorgewicht (E: totally installed engine weight) Het geïnstalleerde 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.

25 3.1 Het gewicht 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 geïnstalleerde 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 Bij het bekomen gewicht wordt het geïnstalleerde gewicht van de DeltaHawk motor opgeteld, zoals weergegeven in Tabel 3.1. Tabel 3.1: Berekening van het leeggewicht Item Gewicht (kg) Leeggewicht huidige M ,00 Geïnstalleerd gewicht Lycoming-motor -151,23 Ballast -18,00 M212 zonder motor en ballast = 548, 77 Geïnstalleerd gewicht DeltaHawk-motor +190, 31 Leeggewicht M212 met Deltahawk = 739, 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 beïnvloedt.

26 3.2 Het zwaartepunt 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 Aircraft F light Manual. 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 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 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 %MAC = 100 (CG Datum LE MAC ) MAC (3.2) met CG Datum de x-coördinaat van het zwaartepunt (in m), LE MAC = 2, 150 m en MAC = 1, 280 m. LE MAC en MAC zijn karakteristieke waarden van de Mission M212. Beide waarden zijn vastgelegd door constructieredenen en zijn afhankelijk van vliegtuig tot vliegtuig.

27 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 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) Zwaartepuntsbepaling bij leeggewicht Voor de berekening van het zwaartepunt wordt uitgegaan van de gegevens van het huidige vliegtuig. In paragraaf wordt aangegeven dat de extra ballast van 18 kg vooraan moet

28 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 Gewicht x Arm Moment (kg) (m) (kg m) Leeggewicht huidige M ,00 2, ,00 Geïnstalleerd gewicht Lycoming-motor -151,23 0,78-117,96 Ballast -18,00 1,28-23,04 M212 zonder motor en ballast = 548, 77 3,02 = 1656, 00 Geïnstalleerd gewicht Deltahawk-motor +190, 31 0, , 83 Leeggewicht M212 met Deltahawk 739,08 2, ,83 = CG Datum 3.3 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.

29 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 terwijl de andere momentsarmen identiek zijn aan het huidige model. Tabel 3.3: Tabel voor CG-bepaling Geval Gewicht x Arm = Moment (kg) (m) (kg m) Basis M212 leeg: 739,08 2, ,83 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 Controle van extreme belastingsgevallen In paragraaf 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 Zwaartepunt sterk naar voor gelegen Tabel 3.4: Voorste limiet CG Geval A: 2 piloten, 20 liter brandstof (max) Gewicht x Arm = Moment geen passagier, geen bagage (kg) (m) (kg m) Basis M212 leeg: 739,08 2, ,83 Piloot en co-piloot (of passagier vooraan): 200,00 2,43 485,40 Brandstof (0, 85 kg/l aantal liter): 17,00 2,75 46,75 Passagiers achteraan: 0,00 3,23 0,00 Bagage: 0,00 3,80 0,00 CG=Totaal moment/totaalgewicht Beladen vliegtuig en CG 956,08 2, ,98 In Tabel 3.4 is de situatie met sterk voorwaarts gelegen zwaartepunt weergegeven. vertrekt van de gegevens van de lege M212. De momentsarm van de piloot en co-piloot is even Men

30 3.4 Controle van extreme belastingsgevallen 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 %MAC = 22, 34 % (3.3) Dit is groter dan 21 % en kleiner dan 35 % waardoor het aan de vooropgestelde grenzen voldoet. Er blijkt dat CG %MAC 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 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 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 %MAC = 32, 43 % (3.4) wat kleiner is dan de maximaal toegelaten 35 % en groter dan de minimale 21 %.

31 3.4 Controle van extreme belastingsgevallen 15 Tabel 3.5: Belastingsgeval A Geval A: 2 piloten, 242 liter brandstof Gewicht x Arm = Moment geen passagier, 65 kg bagage (kg) (m) (kg m) Basis M212 leeg: 739,08 2, ,83 Piloot en co-piloot (of passagier vooraan): 140,00 2,43 339,78 Brandstof (0, 85 kg/l aantal liter): 205,70 2,75 565,68 Passagiers achteraan: 0,00 3,23 0,00 Bagage: 65,00 3,80 247,00 CG=Totaal moment/totaalgewicht Beladen vliegtuig en CG 1149,78 2, , 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 %MAC = 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 = Moment 2 passagiers, 65 kg bagage (kg) (m) (kg m) Basis M212 leeg: 739,08 2, ,83 Piloot en co-piloot (of passagier vooraan): 140,00 2,43 339,78 Brandstof (0, 85 kg/l aantal liter): 34,00 2,75 93,50 Passagiers achteraan: 172,00 3,23 555,04 Bagage: 65,00 3,80 247,00 CG=Totaal moment/totaalgewicht Beladen vliegtuig en CG 1150,08 2, , 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

32 3.5 Opstelling centre of gravity envelope 16 CG %MAC = 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 = Moment geen passagiers, 65 kg bagage (kg) (m) (kg m) Basis M212 leeg: 739,08 2, ,83 Piloot en co-piloot (of passagier vooraan): 70,00 2,43 169,89 Brandstof (0, 85 kg/l aantal liter): 255,00 2,75 701,25 Passagiers achteraan: 0,00 3,23 0,00 Bagage: 65,00 3,80 247,00 CG=Totaal moment/totaalgewicht Beladen vliegtuig en CG 1129,08 2, , 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 %MAC > 21 % Geval A: 1 piloot, 5 liter fuel Gewicht x Arm = Moment geen passagier en geen bagage (kg) (m) (kg m) Basis M212 leeg: 739,08 2, ,83 Piloot en co-piloot (of passagier vooraan): 56,00 2,43 135,91 Brandstof (0, 85 kg/l aantal liter): 4,25 2,75 11,69 Passagiers achteraan: 0,00 3,23 0,00 Bagage: 0,00 3,80 0,00 CG=Totaal moment/totaalgewicht Beladen vliegtuig en CG 799,33 2, ,43

33 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 %MAC = 27, 44 % (3.7) Tabel 3.9: Minimaal CG %MAC bij 1150 kg Geval A: 2 piloten, 300 liter brandstof (max) Gewicht x Arm = Moment geen passagier, geen bagage (kg) (m) (kg m) Basis M212 leeg: 739,08 2, ,83 Piloot en co-piloot (of passagier vooraan): 156,00 2,43 378,61 Brandstof (0, 85 kg/l aantal liter): 255,00 2,75 701,25 Passagiers achteraan: 0,00 3,23 0,00 Bagage: 0,00 3,80 0,00 CG=Totaal moment/totaal gewicht Beladen vliegtuig en CG 1150,08 2, ,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

34 3.6 Besluit 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 geïnstalleerde 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.

35 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

36 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 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 Figuur 4.2: Vuurplaat 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 Coördinatensysteem Om eenduidig alle krachten weer te geven, dient men over een coördinatenstelsel te beschikken dat in deze paragraaf wordt gedefinieerd.

37 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 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 gedempt wanneer de vier bouten gericht zijn Figuur 4.3: Deltahawk DH200A4 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 besproken.

38 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 Nm 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 Werkwijze Voorafgaande literatuurstudie Om een motorophanging te ontwerpen, moeten eerst bestaande vliegtuigen worden bestudeerd en verschillende mogelijkheden worden afgewogen 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 ontwerp van de ophanging is hierdoor veel complexer. De twee voorste punten bevinden zich verder van de Figuur 4.4: Motorophanging via Dynafocal ring

39 4.3 Werkwijze 23 vuurplaat en zijn moeilijker te bereiken wat heel goed te zien is in Figuur Dit ontwerp moet zo eenvoudig mogelijk worden gehouden aangezien er nog verschillende componenten worden aan toegevoegd 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 beïnvloeden [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 versnelde lucht zal dus een spiraalvormige Figuur 4.5: Invloed van de schroefwind 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 Figuur 4.6: Invloed van 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. Gedurende de opstijgrol wordt de druk op het linkerwiel groter dan op het rechterwiel. De

40 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 C L wordt gegeven door C L = L 1 2 ρv2 A Deze formule oplossen naar de liftkracht L geeft (4.1) L = C L 1 2 ρv2 A (4.2)

41 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 op- en neerwaarste zijde van de schroef zodat de gierbeweging naar links ook vermindert Ontwerp tussenstuk voor hoekverandering 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 voldoet het huidige ontwerp van de motor niet aan de eisen inzake trillingsdemping. De twee

42 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.

43 4.3 Werkwijze 27 (a) Poging 1: algemeen (b) Poging 1: detail Figuur 4.10: Mogelijkheid 1 om de hoekverandering te verwezenlijken (a) Poging 2: algemeen (b) Poging 2: detail Figuur 4.11: Mogelijkheid 2 om de hoekverandering te verwezenlijken

44 4.3 Werkwijze 28 (a) Poging 3: algemeen (b) Poging 3: detail Figuur 4.12: Mogelijkheid 3 om de hoekverandering te verwezenlijken (a) Poging 4: algemeen (b) Poging 4: detail Figuur 4.13: Mogelijkheid 4 om de hoekverandering te verwezenlijken

45 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 (a) Finaal ontwerp: algemeen (b) Finaal ontwerp: detail Figuur 4.14: Finaal ontwerp van het tussenstuk om de hoekverandering te verwezenlijken

46 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 Vuurplaatzijde x (mm) y (mm) z (mm) Knoop Knoop Knoop Knoop Knoop Knoop Motorzijde x (mm) y (mm) z (mm) Knoop 8 916,65 174, ,82 Knoop ,85-209, ,01 Knoop 9 602,22-116, ,75 Knoop 5 609,9 103, , 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.

47 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 De motorbelastingen worden gedefinieerd in paragraaf 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 F x F y F z Knoop (N) Met deze noodzakelijke gegevens en de reeds onderstelde randvoorwaarden is het nu mogelijk de simulatie uit te voeren waarbij de volgende resultaten worden verkregen.

48 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 MP 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 F x F y F z Knoop (N) 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 MP a wat lager is dan voorgaand geval. De initiële onderstelling dat belastingsgeval 7 voor de grootste spanningsverdeling zorgt, is dus correct.

49 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 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 lasverbindingen ter hoogte van de hoekprofielen al- Figuur 4.18: Tussenstuk met hoekprofielen hoewel deze een invloed zullen hebben op de spanningsverdeling. Het resultaat is afgebeeld in Figuur 4.19 voor belastingsgeval 7.

50 4.3 Werkwijze 34 Figuur 4.19: Belastingsgeval 7: resultaat voor tussenstuk met hoekproefielen 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 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

51 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 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 = Ultimate 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

52 4.3 Werkwijze 36 contact met de grond kan het neuswiel zijwaarts worden geduwd wat uiteraard ook in rekening moet worden gebracht 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 Nm. 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.

53 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) 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 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 Figuur 4.20: Neuswielconfiguratie Het contactpunt met de grond is x = 900 mm y = 0 mm z = 0 mm

54 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 2 wat conservatiever is dan de kracht evenredig te verdelen over knopen 14 en 15 (zie Figuur ) 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 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.

55 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) 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].

56 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 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 Doorbuiging van de knopen Knoop x (mm) y (mm) z (mm) 1 0 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 3 E I = P L3 3 E π a4 4 (4.4) waarin P = 100 N, L = 100 mm, E = Dit geeft het volgende resultaat N, a = 10 mm. mm 2 δ = 100 N 1003 mm N π 10 4 mm 4 mm 2 4 = 0, mm (4.5)

57 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 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 zwaartepuntsknoop kan dan om het even welke belasting Figuur 4.22: Controle motorreactiekrachten 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 N/m gekozen. De materiaaleigenschappen en de geometrie van de staven geven: E (elasticiteitsmodulus): M P a G (glijdingsmodulus): MP a D (buitendiameter): 20 mm d (binnendiameter): 14 mm t (dikte): (D d) 2 = 3 mm

58 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 beïnvloedt. Na deze controle, wat tevens een indicatie van de correctheid van het programma weergeeft, kan met de volledige berekening van de motorophanging gestart worden 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.

59 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

60 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 en 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 en 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 en 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 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 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 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.

61 4.4 Resultaat 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 = mm y = mm z = mm De z-as staat loodrecht op dit vlak en gaat door Figuur 4.24: Lokaal coördinatenstelsel Cadre Lite de beginknoop van de buis. Hiervan is een schema getoond in Figuur 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 om de sterkte van de boutverbinding te berekenen Verwerking van de resultaten 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: P cr = π2 E I L 2 (4.6) kan de maximale axiale belasting worden berekend waaraan de buis mag onderworpen worden.

62 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: P cr = 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 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 τ wringing = M x ρ J = M x S t (4.7)

63 4.4 Resultaat 47 Hierin is M x 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 F y en F z zijn nul of bijzonder klein. Daarom is het zinloos deze in rekening te brengen. Buiging Aangezien er niet te verwaarlozen momenten M y en M z zijn, moet men allebei de buigingen in rekening brengen. Dit gebeurt volgens de formule [20] ( ) ( ) My z Mz y σ buiging = I yy I z (4.8) Steunend op de gelijkheden van I y en I z en y en z door de cirkelvormige dwarsdoorsnede kan men deze formule omvormen door de momentvectoren op te tellen. (My ) 2 ( ) 2 c Mz c σ buiging = + (4.9) I I σ buiging = c I M 2 y + M 2 z (4.10) Naargelang Fx al dan niet positief is, moet σ A buiging in Vgl respectievelijk opgeteld of afgetrokken worden om de grootste waarde van σ x te verkrijgen. Vervolgens bepaalt men σ x = F x A ± σ buiging (4.11) Zodoende krijgt men in absolute waarde steeds de grootste waarde voor σ x. Ook de schuifspanning wordt berekend en bestaat na het verwaarlozen van de dwarskrachten enkel uit het koppel: τ wringing. Hieruit worden de hoofdspanningen en de maximale schuifspanning berekend waarna de Von Mises spanning eenvoudig kan worden bepaald. σ 1 = σ (σx ) 2 x A + + τ 2 A (4.12a) σ 2 = σ (σx ) 2 x A + τ 2 A (4.12b) σ vm = σ1 2 + σ2 2 σ 1 σ 2 (4.13) De Von Mises spanningen zijn weergegeven in de laatste kolom van onderstaande tabellen.

64 4.4 Resultaat 48 Tabel 4.5: Spanningen in de beginknopen-belastingsgeval 9 (Inklemming) Element Size Fx Fy Fz Mx My Mz Fx A Fy A Fz A Mx St My Sy Mz Sz τ Sx S1 S2 τmax σvm (N) (Nmm) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) S5*13*18 A S10*13*18 A S6*10*18 A S5*9*18 A S9*10*18 A S6*13*18 A S6*8*18 A S9*13*18 A S5*6*18 A S7*8*18 A S11*12*18 A S10*11*18 A S14*16*18 B S14*17*18 B S10*12*18 B S5*7*18 B S9*12*18 B S3*14*18 B S1*14*18 B S6*7*18 B S1*7*18 B S3*12*18 B S1*8*18 B S3*11*18 B S4*14*18 B S2*14*18 B S5*8*18 C S9*11*18 C

65 4.4 Resultaat 49 Tabel 4.5: Spanningen in de beginknopen-belastingsgeval 9 (Inklemming); vervolg Element Size Fx Fy Fz Mx My Mz Fx A Fy A Fz A Mx St My Sy Mz Sz τ Sx S1 S2 τmax σvm (N) (Nmm) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) S3*6*18 C S3*10*18 C S1*6*18 C S4*12*18 D S2*7*18 D S2*15*18 D S4*15*18 D S3*9*18 D S1*5*18 D S4*10*18 E S2*6*18 E S14*15*18 F S19*9*18 G S11*5*18 G S19*8*18 G S9*8*18 G S19*11*18 G S19*5*18 G S11*8*18 G

66 4.4 Resultaat 50 Tabel 4.6: Spanningen in de eindknopen-belastingsgeval 9 (Inklemming) Element Size Fx Fy Fz Mx My Mz Fx A Fy A Fz A Mx St My Sy Mz Sz τ Sx S1 S2 τmax σvm (N) (Nmm) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) S10*11*18 A S11*12*18 A S7*8*18 A S5*6*18 A S9*13*18 A S6*8*18 A S6*13*18 A S9*10*18 A S5*9*18 A S6*10*18 A S10*13*18 A S5*13*18 A S2*14*18 B S4*14*18 B S3*11*18 B S1*8*18 B S3*12*18 B S1*7*18 B S6*7*18 B S1*14*18 B S3*14*18 B S9*12*18 B S5*7*18 B S10*12*18 B S14*16*18 B S14*17*18 B S1*6*18 C S3*10*18 C

67 4.4 Resultaat 51 Tabel 4.6: Spanningen in de eindknopen-belastingsgeval 9 (Inklemming); vervolg Element Size Fx Fy Fz Mx My Mz Fx A Fy A Fz A Mx St My Sy Mz Sz τ Sx S1 S2 τmax σvm (N) (Nmm) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) S3*6*18 C S9*11*18 C S5*8*18 C S1*5*18 D S3*9*18 D S2*15*18 D S4*15*18 D S2*7*18 D S4*12*18 D S2*6*18 E S4*10*18 E S14*15*18 F S11*8*18 G S19*5*18 G S19*11*18 G S9*8*18 G S19*8*18 G S11*5*18 G S19*9*18 G

68 4.4 Resultaat 52 Tabel 4.7: Spanningen in de beginknopen-belastingsgeval 9 (Scharnierend) Element Size Fx Fy Fz Mx My Mz Fx A Fy A Fz A Mx St My Sy Mz Sz τ Sx S1 S2 τmax σvm (N) (Nmm) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) P5*13*18 A P10*13*18 A P6*10*18 A P5*9*18 A P9*10*18 A P6*13*18 A P9*13*18 A P6*8*18 A P5*6*18 A P7*8*18 A P11*12*18 A P10*11*18 A P14*16*18 B P14*17*18 B P10*12*18 B P5*7*18 B P9*12*18 B P1*14*18 B P3*14*18 B P6*7*18 B P1*7*18 B P3*12*18 B P1*8*18 B P3*11*18 B P2*14*18 B P4*14*18 B P5*8*18 C P9*11*18 C

69 4.4 Resultaat 53 Tabel 4.7: Spanningen in de beginknopen-belastingsgeval 9 (Scharnierend); vervolg Element Size Fx Fy Fz Mx My Mz Fx A Fy A Fz A Mx St My Sy Mz Sz τ Sx S1 S2 τmax σvm (N) (Nmm) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) P3*6*18 C P3*10*18 C P1*6*18 C P4*12*18 D P2*7*18 D P2*15*18 D P4*15*18 D P3*9*18 D P1*5*18 D P4*10*18 E P2*6*18 E P14*15*18 F P19*9*18 G P11*5*18 G P19*8*18 G P9*8*18 G P19*11*18 G P19*5*18 G P11*8*18 G

70 4.4 Resultaat 54 Tabel 4.8: Spanningen in de eindknopen-belastingsgeval 9 (Scharnierend) Element Size Fx Fy Fz Mx My Mz Fx A Fy A Fz A Mx St My Sy Mz Sz τ Sx S1 S2 τmax σvm (N) (Nmm) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) P10*11*18 A P11*12*18 A P7*8*18 A P5*6*18 A P6*8*18 A P9*13*18 A P6*13*18 A P9*10*18 A P5*9*18 A P6*10*18 A P10*13*18 A P5*13*18 A P4*14*18 B P2*14*18 B P3*11*18 B P1*8*18 B P3*12*18 B P1*7*18 B P6*7*18 B P3*14*18 B P1*14*18 B P9*12*18 B P5*7*18 B P10*12*18 B P14*16*18 B P14*17*18 B P1*6*18 C P3*10*18 C

71 4.4 Resultaat 55 Tabel 4.8: Spanningen in de eindknopen-belastingsgeval 9 (Scharnierend); vervolg Element Size Fx Fy Fz Mx My Mz Fx A Fy A Fz A Mx St My Sy Mz Sz τ Sx S1 S2 τmax σvm (N) (Nmm) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) P3*6*18 C P9*11*18 C P5*8*18 C P1*5*18 D P3*9*18 D P2*15*18 D P4*15*18 D P2*7*18 D P4*12*18 D P2*6*18 E P4*10*18 E P14*15*18 F P11*8*18 G P19*5*18 G P19*11*18 G P9*8*18 G P19*8*18 G P11*5*18 G P19*9*18 G

72 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 MP a naar 405 MP 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 MP 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 W y = W z = π (D4 d 4 ) 32 D (4.14a) i y = i z = Iy A l y = l z = L 2 λ y = λ z = l y i y (4.14b) (4.14c) (4.14d) λ y = λ z = λ y π ω fy E waarbij ω bepaald wordt door de productiewijze (4.14e) N cry = N crz = π2 E I z l 2 z (4.14f) ν wordt berekend uit λ via een gegeven knikcurve (4.14g) N uy = N uz = ν A ω f y (4.14h) β z = 0, 6 + 0, 4 M 2z en β z 0, 4 M 1z ( v 0z = 1 N ) ( ) uz Np Wz 1 N crz N uz A (4.14i) (4.14j) Hierin is W het weerstandsmoment van de doorsnede gedefinieerd als Iy z, i y de traagheidsstraal van de doorsnede, l y de kniklengte, λ y de slankheid van de staaf, λ y de relatieve slankheid van de staaf, N cry de kritieke drukkracht op de staaf, N uy de bezwijkbelasting van de drukstaaf en β z 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

73 4.4 Resultaat 57 in de richting van de fout. Door hiermee rekening te houden, stijgt de correctheid van de knikberekening. Ten slotte is N p de vloeinormaalkracht. Er dient nu voldaan te zijn aan drie voorwaarden Knik in het y-vlak N A + β z M 1z + N v ( 0z f y (4.15) 1 N W z N crz ) geeft een voorwaarde om knik in het y-vlak te voorkomen. Knik in het z-vlak N N uy (4.16) zorgt ervoor dat er geen knik in het z-vlak kan optreden. Vloeien in de randvezel is niet toegelaten N A + M 1z W z f y (4.17) vertegenwoordigt de ware buigspanning in de rand van het staafeinde waarop M 1z 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.

74 4.4 Resultaat 58 Tabel 4.9: Uitgebreide knikberekening-belastingsgeval 9 Element Size D L N Wy iy ly λy λ y Ncry ν Nuy βz v0y Vw. Vw. Vw. (mm) (mm) (N) = Wz = iz = lz = λz = λ z = Ncrz = Nuz = v0z S5*13*18 A , , ,8296 0,22 S10*13*18 A , , ,8013 0,34 S6*10*18 A , , ,2702 0,37 S5*9*18 A , , ,4000 0,28 S9*10*18 A , , ,5391 0,39 S6*13*18 A , , ,8260 0,34 S6*8*18 A , , ,4092 0,22 S9*13*18 A , , ,6845 0,22 S5*6*18 A , , ,4254 0,39 S7*8*18 A , , ,1008 0,27 S11*12*18 A , , ,6299 0,27 S10*11*18 A , , ,7677 0,22 S14*16*18 B , , ,7940 0,36 S14*17*18 B , , ,6660 0,36 S10*12*18 B , , ,8925 0,43 S5*7*18 B , , ,7773 0,33 S9*12*18 B , , ,4000 0,43 S3*14*18 B , , ,3600 0,51 S1*14*18 B , , ,0084 0,51 S6*7*18 B , , ,4000 0,43 S1*7*18 B , , ,7783 0,53 S3*12*18 B , , ,7583 0,54 S1*8*18 B , , ,4000 0,48 S3*11*18 B , , ,4000 0,49 S4*14*18 B , , ,4000 0,40 S2*14*18 B , , ,6340 0,40 S5*8*18 C , , ,4000 0,25 S9*11*18 C , , ,0481 0,25

75 4.4 Resultaat 59 Tabel 4.9: Uitgebreide knikberekening-belastingsgeval 9; vervolg Element Size D L N Wy iy ly λy λ y Ncry ν Nuy βz v0y Vw. Vw. Vw. (mm) (mm) (N) = Wz = iz = lz = λz = λ z = Ncrz = Nuz = v0z S3*6*18 C , , ,9602 0,56 S3*10*18 C , , ,6000 0,35 S1*6*18 C , , ,6189 0,34 S4*12*18 D , , ,5915 0,59 S2*7*18 D , , ,4000 0,60 S2*15*18 D , , ,0416 0,42 S4*15*18 D , , ,0279 0,42 S3*9*18 D , , ,4000 0,65 S1*5*18 D , , ,2548 0,65 S4*10*18 E , , ,4000 0,57 S2*6*18 E , , ,4000 0,57 S14*15*18 F , , ,7705 0,89 S19*9*18 G , , ,4921 0,05 S11*5*18 G , , ,9848 0,05 S19*8*18 G , , ,4147 0,05 S9*8*18 G , , ,8727 0,05 S19*11*18 G , , ,4000 0,05 S19*5*18 G , , ,5352 0,05 S11*8*18 G , , ,9612 0,05

76 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 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 AISI 4037 of AISI 8740 waarbij de laatste Figuur 4.25: Boutverbinding ophanging-vuurplaat het meest gebruikt is. Verder zijn ze bedekt met een cadmiumlaag na een warmtebehandeling. De treksterkte bedraagt psi of 827 MP a en de vloeigrens bedraagt psi of 631 MP a [12]. Dit type bout komt ongeveer overeen met de ISO 8.8 sterkteklasse. Omrekenen van de spanningen naar krachten geeft als toegelaten trekkracht (9,525 mm)2 631 MP a π = N en toegelaten afschuifkracht N. Hiermee kunnen de 4 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 F x, F y en F z is geweten dat de axiale kracht op de bout F x bedraagt. De schuifkracht waaraan de bout is onderworpen, kan worden bepaald door de volgende formule F schuif = F 2 y + F 2 z (4.18)

77 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, 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 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 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 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 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 Figuur 4.26: Abaqus model voor de boutberekening

78 4.4 Resultaat 62 Tabel 4.10: Reactiekrachten en -momenten ter hoogte van de bevestigingsknopen Belastingsgeval 1 Belastingsgeval 2 F x F y F z M x M y M z F x F y F z M x M y M z (N) (Nmm) (N) (Nmm) Belastingsgeval 3 Belastingsgeval 4 F x F y F z M x M y M z F x F y F z M x M y M z (N) (Nmm) (N) (Nmm) Belastingsgeval 5 Belastingsgeval 6 F x F y F z M x M y M z F x F y F z M x M y M z (N) (Nmm) (N) (Nmm) Belastingsgeval 7 Belastingsgeval 8 F x F y F z M x M y M z F x F y F z M x M y M z (N) (Nmm) (N) (Nmm) Belastingsgeval 9 F x F y F z M x M y M z (N) (Nmm)

79 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, Mpa. 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 Elk onderdeel wordt gemeshed met hex elementen. Deze mesh is voldoende nauwkeurig en is afgebeeld in Figuur 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 F x F y F z F Mx F My F Mz (N) (N) ±208, 4 ±658, 1 ±615, 3

80 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 foot pounds = 25 0, kg pound 9, 81 N 0, 3048 m kg foot = 33, 9 Nm (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 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. σ bout = N = 423, 45 MP a (4.20a) π (9, 5 mm) N σ buis = π = 123, 38 MP a (4.20b) 4 (202 9, 5 2 mm 2 ) 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 σ xx σ yy σ zz τ xy τ xz τ yz σ VM (MPa) (MPa) (MPa) Zonder voorspanning , ,7543 5, ,775-4, ,74 Met voorspanning , ,7543 5, ,775-4, ,12 Buis σ xx σ yy σ zz τ xy τ xz τ yz σ VM (MPa) (MPa) (MPa) Zonder voorspanning -243,919-60,505-23,665-1,295 35,094 9, ,88 Met voorspanning -367,298-60,505-23,665-1,295 35,094 9, ,82

81 4.4 Resultaat 65 (a) 3D overzicht (b) Voorzicht Figuur 4.28: Belastingsgeval 5-knoop 4: berekening Abaqus

82 4.4 Resultaat 66 Belastingsgeval 7-knoop 2 De berekening gebeurt volledig analoog aan voorgaande paragraaf. De inwerkende krachten zijn weergegeven in Tabel Tabel 4.13: Inwerkende krachten voor belastingsgeval 7-knoop 2 F x F y F z F Mx F My F Mz (N) (N) ±148, 4 ±581, 2 ±780, 6 De resultaten van de berekening worden weergegeven in Tabel 4.14 en Figuur 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 σ xx σ yy σ zz τ xy τ xz τ yz σ VM (MPa) (MPa) (MPa) Zonder voorspanning 155,993 39,000 22,324-7,588 23,170 6, ,55 Met voorspanning 579,445 39,000 22,324-7,588 23,170 6, ,72 Buis σ xx σ yy σ zz τ xy τ xz τ yz σ VM (MPa) (MPa) (MPa) Zonder voorspanning -258,200-64,586-24,682-0,892 36,622-9, ,07 Met voorspanning -381,579-64,586-24,682-0,892 36,622-9, ,00

83 4.4 Resultaat 67 (a) 3D overzicht (b) Voorzicht Figuur 4.29: Belastingsgeval 7-knoop 2: berekening Abaqus

84 4.4 Resultaat 68 Belastingsgeval 7-knoop 4 De berekening gebeurt volledig analoog aan voorgaande paragraaf. De inwerkende krachten zijn weergegeven in Tabel Tabel 4.15: Inwerkende krachten voor belastingsgeval 7-knoop 4 F x F y F z F Mx F My F Mz (N) (N) ±321 ±601, 8 ±827, 6 De resultaten van de berekening worden weergegeven in Tabel 4.16 en Figuur 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 σ xx σ yy σ zz τ xy τ xz τ yz σ VM (MPa) (MPa) (MPa) Zonder voorspanning 143,936 37,166 20,1065 5,310 22,0566-4, ,92 Met voorspanning 567,388 37,166 20,1065 5,310 22,0566-4, ,43 Buis σ xx σ yy σ zz τ xy τ xz τ yz σ VM (MPa) (MPa) (MPa) Zonder voorspanning -241,647-59,730-23,517-4,034 35,318 9, ,318 Met voorspanning -365,026-59,730-23,517-4,034 35,318 9, ,147

85 4.4 Resultaat 69 (a) 3D overzicht (b) Voorzicht Figuur 4.30: Belastingsgeval 7-knoop 4: berekening Abaqus

86 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 Controleberekening Algemeen Eén van de grote nadelen van Cadre Lite is dat het de spanningen in de constructie niet berekent. Vandaar worden in paragraaf 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 en krachten wel degelijk dezelfde zijn. Figuur 4.31: Axis VM model Aangezien het programma volledig analoog is aan Cadre Lite, is ook de input identiek aan deze besproken in paragraaf Het model is weergegeven in Figuur 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 Resultaten Zowel de verplaatsingen, de reactiekrachten, de inwendige krachten en de Von Mises spanningen worden gecontroleerd. Hierna volgt een volledig uitgewerkt voorbeeld voor belastingsgeval

87 4.5 Controleberekening 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 Axis VM x y z x rot y rot z rot x y z x rot y rot z rot (mm) (rad) (mm) (rad) ,580-0,041-1,747 0,001-0,003 0, ,581-0,041-1,749 0,001-0,003 0,000-0,605-0,093-0,490 0,001-0,002 0, ,606-0,093-0,490 0,001-0,002 0,000-0,031 0,623-0,359 0,003-0,001-0, ,031 0,624-0,360 0,003-0,001-0,001-0,199 0,060-0,662 0,001-0,003 0, ,199 0,060-0,663 0,001-0,003 0,000-0,650-0,034-2,075 0,001-0,003 0, ,651-0,034-2,078 0,001-0,003 0,000-0,809-0,065-0,790 0,000-0,003 0, ,810-0,065-0,791 0,000-0,002 0,000-0,265 0,056-1,218 0,001-0,003 0, ,265 0,057-1,220 0,001-0,003 0,000-0,101-0,732-0,601-0,004-0,001 0, ,101-0,733-0,602-0,004-0,001 0,002-0,645-0,028-1,244 0,001-0,004 0, ,646-0,028-1,246 0,001-0,004 0,000-0,270 0,000 0,454 0,000-0,001 0, ,270 0,000 0,454 0,000-0,001 0,000-0,022 0,000 0,460 0,000-0,001 0, ,022 0,000 0,461 0,000-0,001 0, ,214 0,270-1,508 0,001-0,003 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 Voor de vergelijking met de resultaten van Cadre Lite wordt verwezen naar Tabel 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.

88 4.5 Controleberekening 72 Tabel 4.18: Reactiekrachten en reactiemomenten-belastingsgeval 9 Belastingsgeval 9 F x F y F z M x M y M z Knoop (N) (Nmm) ,7 2972,6-4714, ,7 2628,6 1924, ,1-3351,3-4305, ,4-2249,9 7091, ,9-2374,3-5276, ,9 2374,3-5276, 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).

89 4.5 Controleberekening 73 Men kan hierop duidelijk zien dat twee elementen zwaar worden belast: element en Hierin treden Von Mises spanningswaarden op doorheen de buis zoals weergegeven in Figuur Figuur 4.33: Spanningen in element en volgens Axis VM -belastingsgeval 9 Men stelt vast dat de grootste Von Mises spanning gelegen is rond de 344 MP 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 geldt dat de Von Mises spanning aan de beginknoop MP a bedraagt terwijl deze aan de eindknoop MP 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 MP a en 341 MP a. Deze waarden liggen dus behoorlijk dicht bij de Excel berekeningen. Bestudeert men element 11-12, dan krijgt men uit het Excel werkblad 340 MP a voor de beginknoop en 273 MP a voor de eindknoop. Deze liggen voldoende dicht bij de 334 MP a en 272 MP a berekend via Axis VM in Figuur Voor de volledigheid worden in Tabel 4.19 de maximale Von Mises spanningen in begin- en eindknoop van elk element weergegeven. Deze moeten vergeleken worden met hun respectievelijke waarden van de uitgebreide spanningsberekening uit paragraaf

90 4.5 Controleberekening 74 Tabel 4.19: Von Mises spanningen volgens Axis VM -belastingsgeval 9 Von Mises spanning (MPa) 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, 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 Besluit Deze methode geeft op een aantal MP 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.

91 4.6 Algemeen besluit 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.

92 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

93 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 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

94 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 geïntegreerde 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 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

95 5.4 Reglementeringen Inhoud vleugeltanks Om de inhoud van de geïntegreerde 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 geïnstalleerd 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.

96 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 geïnstalleerd om deze stoffen te kunnen verwijderen. Tijdens het tanken mag gemorste brandstof niet in het vliegtuig binnendringen. Op de filler 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 [26] Zwaartekracht brandstofsystemen 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 injectiesys- Figuur 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.

97 5.5 Bestaande brandstofsystemen 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 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

98 5.6 Principeschema M 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 Principeschema M212 Twee geïntegreerde 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 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.

99 5.6 Principeschema M 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 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 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

100 5.6 Principeschema M (a) Bypass uit (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

101 5.7 Regelschema 85 hoofdtank; die zou immers kunnen overlopen. Voor de volledige analyse van het regelschema wordt verwezen naar paragraaf 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 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.

102 5.7 Regelschema 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: Q in, Q out en fuel return. Q in is het brandstofdebiet afkomstig van de hulptank, uitgedrukt in l/h. Het kan twee waarden aannemen: nul of het leverbare debiet door de transferpomp. Q out 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 fuel return die weergeeft welk gedeelte van Q out niet door de motor wordt verbruikt maar terug naar de hoofdtank wordt getransporteerd (in l/h). Er zijn eveneens drie uitgangen. De eerste fuel 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 overflow 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

103 5.7 Regelschema 87 In Figuur 5.8 is het subsysteem in detail weergegeven. De ingangen Q in en fuel return worden opgeteld omdat deze beide voor een stijging van het niveau in de tank zorgen. Q out 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 derde tak werkt gelijkaardig aan de eerste. Figuur 5.10: Instelling van het relais 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

104 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 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 overflow-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.) Subsysteem hulptank In Figuur 5.12 is weergegeven hoe dit subsysteem in het hoofdschema van Simulink wordt voorgesteld.

105 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: Q main en Q bypass. Q main is het brandstofdebiet dat naar de hoofdtank wordt gepompt, uitgedrukt in l/h. Het komt overeen met de ingang Q in uit de hoofdtank en kan dus terug twee waarden aannemen: nul en het debiet geleverd door de transferpomp. De ingang Q bypass 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: fuel 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 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 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.

106 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 Figuur 5.14: Parameters van het subsysteem hulptank 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.

107 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.

108 5.7 Regelschema 92 Figuur 5.17: Parameters van het subsysteem motor 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: Q out en Q bypass. Q out 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 Q bypass 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 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

109 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, overflow 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 overflow 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.

110 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 Ingang Stand schakelaar transferpomp auto transferpomp manueel Automatisch 1 0 of 1 Aan 0 1 Uit 0 0 Er zijn twee uitgangen: Q transfer en transferpomp 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

111 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, Q transfer 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.

112 5.7 Regelschema 96 Figuur 5.21: Subsysteem transferpomp

113 5.7 Regelschema 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 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.

114 5.7 Regelschema 98 Figuur 5.23: Volledige regelschema

115 5.7 Regelschema 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 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

116 5.7 Regelschema 100 (a) Lege hoofd- en hulptank sensoren (b) Transferpomp aan/uit sensor Figuur 5.25: Gebruik van parameters 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

117 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 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 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

118 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 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 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.

119 5.8 Sensoren 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 = 2πɛ rɛ 0 L ln( R 2 R 1 ) (5.1) Figuur 5.29: Capacitieve ɛ r1 en ɛ r2. sensor met ɛ r de diëlektrische constante afhankelijk van het fluïdum (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 De totale capaciteit van deze schakeling kan dan berekend worden met C = C 1 + C 2 (5.2) = 2πɛ r1ɛ 0 L 1 ln( R 2 R 1 ) + 2πɛ r2ɛ 0 L 2 ln( R 2 R 1 ) (5.3) = 2πɛ 0 ln( R 2 R 1 ) [ɛ r1l 1 + ɛ r2 L 2 ] (5.4) Aangezien nu geldt: L = L 1 + L 2 of L 2 = L L 1 kan deze uitdrukking geschreven worden als 2πɛ 0 ln( R 2 R 1 ) [ɛ r1l 1 + ɛ r2 L ɛ r2 L 1 ] (5.5) = 2πɛ 0 ln( R 2 R 1 ) [ɛ r2l + L 1 (ɛ r1 ɛ r2 )] (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.

120 5.8 Sensoren 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 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 brandstoftank gemonteerd te worden. Wanneer de vlotter Figuur 5.30: Vlotter-sensoren 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 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 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.

121 5.8 Sensoren Keuze van de brandstofpeil-sensor Voor dit type heeft men keuze uit een resistieve of een capacitieve sensor zoals in paragraaf 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 toelaat de brandstofmeter te kalibreren. De tanks van het vlieg- Figuur 5.31: Klassieke brandstofmeter tuig 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 geïnterpoleerd. 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.

122 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 loodrecht op de grond. Enkel het onderste Figuur 5.33: Niet-lineair verband tussen brandstofpeil 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

123 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 de meetwaarde van de aparte sensoren, evenals het gecombineerde signaal. Figuur 5.35: Waarde resistieve sensor in functie van tankvolume 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 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

124 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 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 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.

125 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 Men ziet dat de waarden van de rode sensor, geïnstalleerd 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.

126 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 manoeuvrezien de Dynon boordcomputer hierop ge- de waarden in normale toestand aangekalibreerd 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 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

127 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 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 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 Deze sensoren moeten in staat zijn om de transferpomp onafhankelijk van de sturing uit te schakelen via een tweede relais. De overflow-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

128 5.9 Elektrisch schema 112 het relais dat de transferpomp aanstuurt. Een schematische weergave is voorgesteld in Figuur 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

129 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 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 geïnduceerd 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 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.

130 5.11 Proefopstelling Proefopstelling Doel 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 geïmplementeerd 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 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.

131 5.11 Proefopstelling 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 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.

132 5.11 Proefopstelling 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 eenvoudige kranen om de driewegkranen te simuleren. Figuur 5.44: Plexiglas tussenschotten Het volledige simulatieschema is in Figuur 5.45 weergegeven. Figuur 5.45: Schema van de proefopstelling

133 5.11 Proefopstelling 117 Ook de hoge en lage niveausensoren en de capacitieve sensoren moeten geïnstalleerd 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. Figuur 5.46: Installatie van de hoge niveau-sensor Vandaar wordt ervoor gekozen deze meetbuizen in een 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 tafelstand zodat de ontluchting vrij hoog geplaatst dient te Figuur 5.47: Vuldoppen van de brandstoftank worden. Dit verklaart de vrij lange verluchtingsbuisjes. De volledige opstelling is weergegeven in Figuur Resultaten Zoals reeds in paragraaf 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.

134 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 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

135 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.

136 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

137 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.

138 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 Figuur 6.3: Dynon combinatie EFIS/EMS voor de piloot. Anderzijds zijn er de EMS (Engine Monitoring Systems) waarop een groot aantal sensoren worden aangesloten. Hun waarden worden

139 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.

140 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 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.

141 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 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.

142 7.3 Ontwerp van luchtinlaat voor de radiator en interkoeler 126 (a) Vooraanzicht motor (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

143 7.3 Ontwerp van luchtinlaat voor de radiator en interkoeler 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 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, Q 1,522 radiator (7.1) Hierbij wordt p in inches waterkolom uitgedrukt en Q radiator in lbs/min. Omzetten in SIeenheden geeft p = 459, Q 1,522 radiator (7.2) Nu wordt p in Pa uitgedrukt en Q radiator 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 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/m 3 (7.3a) A radiator = 0, m 2 Q radiator = ρ.a radiator.v (7.3b) (7.3c)

144 7.3 Ontwerp van luchtinlaat voor de radiator en interkoeler 128 Hierbij wordt p in Pa uitgedrukt en v in m/s. p = 9, v 1,522 (7.4) 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 A intercooler = 0, m 2 (7.5a) A = A radiator + A intercooler = 0, m 2 (7.5b) Het minimale koelluchtdebiet Q lucht door deze koeler kan als volgt bepaald worden: Q radiator = 1, 59 kg/s Q intercooler = 0, 82 kg/s Q lucht = Q radiator + Q intercooler = 2, 41 kg/s (7.6a) (7.6b) (7.6c) Hiermee kan worden berekend wat de minimale uniforme snelheid door de koeler moet zijn. v min = Q lucht ρ.a = 16, 565 m/s (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 p = 9, v 1,522 min = 665, 83 P a (7.8) 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 P dyn = 1 2.ρ.v2 vliegtuig v vliegtuig = 32, 90 m/s (7.9) 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.

145 7.3 Ontwerp van luchtinlaat voor de radiator en interkoeler 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 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: P dyn = 1 2.ρ.v2 vliegtuig P dyn = 1041, 9 P a (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

146 7.3 Ontwerp van luchtinlaat voor de radiator en interkoeler 130 koeler is echter niet gelijk aan deze in Vgl. 7.8 omdat de lucht daar nog een zekere snelheid heeft, te bepalen uit P dyn 1 2.ρ.v2 2 = p (7.11a) P dyn 1 2.ρ.v2 2 = 9, v 1,522 2 (7.11b) v 2 = 18, 99 m/s (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 beïnvloed 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. p ρ v2 = K. 2g p = 7, 25 P a (7.12a) (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

147 7.3 Ontwerp van luchtinlaat voor de radiator en interkoeler 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

148 7.3 Ontwerp van luchtinlaat voor de radiator en interkoeler 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 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 S i = C 0.( v ) C 1 (7.13) Met: Zodat: p = S i. n (7.14) p = C 0.( v ) C 1. n (7.15) 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. S i = ( µ.v i α C 2.ρ.v mag.v i ) (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/m 2 en C 2 (inertiële weerstandsfactor) in 1/m. Met p = S i. n (7.17)

149 7.3 Ontwerp van luchtinlaat voor de radiator en interkoeler 133 zodat p = ( µ.v i α C 2.ρ.v mag.v i ). n (7.18) 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 Beide vergelijkingen worden aan mekaar gelijk gesteld. p = 1, 2487.v , 461.v (7.19) 1, 2487 = C 2. 1.ρ. n (7.20) 2 19, 461 = C 2. µ. n (7.21) α Dit geeft met µ = 1, C 2 = 16, 92 (7.22) 1 α = 0, (7.23) 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 Figuur 7.4: Resultaten Fluent berekeningen-geval 1

150 7.3 Ontwerp van luchtinlaat voor de radiator en interkoeler 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 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 m 2 ). 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.

151 7.3 Ontwerp van luchtinlaat voor de radiator en interkoeler 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 C p 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 A na = 0, 12 m 2. 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 C d = 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 = p 2 p 3 = 9, v 1,522 2 (7.24a) P dyn = 1 2.ρ.v2 vliegtuig = 1041, 9 P a (7.24b)

152 7.3 Ontwerp van luchtinlaat voor de radiator en interkoeler 136 Figuur 7.7: Handmatige berekening-geval 2 p 2 p 1 = C d. 1 2.ρ.v2 1 ṁ = C te v 1 = v 2. A 2 A 1 = v 2.2, 4087 p 3 = 0 (7.24c) (7.24d) (7.24e) (7.24f) Combinatie van deze vergelijkingen geeft 9, v 1,522 2 (1041, , 23.2, v 2 2) = C d , 23.2, v 2 2 (7.25a) v 2 = 17, 623 m/s (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

153 7.3 Ontwerp van luchtinlaat voor de radiator en interkoeler 137 (a) Statische druk-geval 2 (b) Snelheidsprofiel-geval 2 Figuur 7.8: Resultaten Fluent berekeningen-geval 2 Figuur 7.9: Afscheiding in de diffuser

AE1103 Statics. 25 January h h. Answer sheets. Last name and initials:

AE1103 Statics. 25 January h h. Answer sheets. Last name and initials: Space above not to be filled in by the student AE1103 Statics 09.00h - 12.00h Answer sheets Last name and initials: Student no.: Only hand in the answer sheets! Other sheets will not be accepted Write

Nadere informatie

Tentamen Thermodynamica

Tentamen Thermodynamica Tentamen Thermodynamica 4B420 4B421 10 november 2008, 14.00 17.00 uur Dit tentamen bestaat uit 4 opeenvolgend genummerde opgaven. Indien er voor de beantwoording van een bepaalde opgave een tabel nodig

Nadere informatie

I.S.T.C. Intelligent Saving Temperature Controler

I.S.T.C. Intelligent Saving Temperature Controler MATEN & INFORMATIE I.S.T.C. Intelligent Saving Temperature Controler Deze unieke modulerende zender, als enige ter wereld, verlaagt het energieverbruik aanzienlijk. Het werkt in combinatie met de energy

Nadere informatie

AE1103 Statics. 3 November h h. Answer sheets. Last name and initials:

AE1103 Statics. 3 November h h. Answer sheets. Last name and initials: Space above not to be filled in by the student AE1103 Statics 09.00h - 12.00h Answer sheets Last name and initials: Student no.: Only hand in the answer sheets! Other sheets will not be accepted Write

Nadere informatie

Ae Table 1: Aircraft data. In horizontal steady flight, the equations of motion are L = W and T = D.

Ae Table 1: Aircraft data. In horizontal steady flight, the equations of motion are L = W and T = D. English Question 1 Flight mechanics (3 points) A subsonic jet aircraft is flying at sea level in the International Standard Atmosphere ( = 1.5 kg/m 3 ). It is assumed that thrust is independent of the

Nadere informatie

Add the standing fingers to get the tens and multiply the closed fingers to get the units.

Add the standing fingers to get the tens and multiply the closed fingers to get the units. Digit work Here's a useful system of finger reckoning from the Middle Ages. To multiply $6 \times 9$, hold up one finger to represent the difference between the five fingers on that hand and the first

Nadere informatie

AE1103 Statics. 5 November h h. Answer sheets. Last name and initials:

AE1103 Statics. 5 November h h. Answer sheets. Last name and initials: Space above not to be filled in by the student AE1103 Statics 09.00h - 12.00h Answer sheets Last name and initials: Student no.: Only hand in the answer sheets! Other sheets will not be accepted Write

Nadere informatie

Exercise P672 Lightweight Structures. A.P.H.W. Habraken. Report

Exercise P672 Lightweight Structures. A.P.H.W. Habraken. Report Exercise 2011-2012 7P672 Lightweight Structures A.P.H.W. Habraken Report Group 4: S.H.M. van Dijck J.C. Fritzsche J. Koeken T. Relker F.G.M. van Rooijen M. Slotboom M. Steenbeeke J.P.T. Theunissen Date:

Nadere informatie

liniled Cast Joint liniled Gietmof liniled Castjoint

liniled Cast Joint liniled Gietmof liniled Castjoint liniled Cast Joint liniled Gietmof liniled is een hoogwaardige, flexibele LED strip. Deze flexibiliteit zorgt voor een zeer brede toepasbaarheid. liniled kan zowel binnen als buiten in functionele en decoratieve

Nadere informatie

FOR DUTCH STUDENTS! ENGLISH VERSION NEXT PAGE. Toets Inleiding Kansrekening 1 8 februari 2010

FOR DUTCH STUDENTS! ENGLISH VERSION NEXT PAGE. Toets Inleiding Kansrekening 1 8 februari 2010 FOR DUTCH STUDENTS! ENGLISH VERSION NEXT PAGE Toets Inleiding Kansrekening 1 8 februari 2010 Voeg aan het antwoord van een opgave altijd het bewijs, de berekening of de argumentatie toe. Als je een onderdeel

Nadere informatie

HANDLEIDING - ACTIEVE MOTORKRAAN

HANDLEIDING - ACTIEVE MOTORKRAAN M A N U A L HANDLEIDING - ACTIEVE MOTORKRAAN MANUAL - ACTIVE MOTOR VALVE Model E710877 E710878 E710856 E710972 E710973 www.tasseron.nl Inhoud / Content NEDERLANDS Hoofdstuk Pagina NL 1 ALGEMEEN 2 NL 1.1

Nadere informatie

Introductie in flowcharts

Introductie in flowcharts Introductie in flowcharts Flow Charts Een flow chart kan gebruikt worden om: Processen definieren en analyseren. Een beeld vormen van een proces voor analyse, discussie of communicatie. Het definieren,

Nadere informatie

FOR DUTCH STUDENTS! ENGLISH VERSION NEXT PAGE

FOR DUTCH STUDENTS! ENGLISH VERSION NEXT PAGE FOR DUTCH STUDENTS! ENGLISH VERSION NEXT PAGE Tentamen Bewijzen en Technieken 1 7 januari 211, duur 3 uur. Voeg aan het antwoord van een opgave altijd het bewijs, de berekening of de argumentatie toe.

Nadere informatie

FOR DUTCH STUDENTS! ENGLISH VERSION NEXT PAGE

FOR DUTCH STUDENTS! ENGLISH VERSION NEXT PAGE FOR DUTCH STUDENTS! ENGLISH VERSION NEXT PAGE Tentamen Analyse 6 januari 203, duur 3 uur. Voeg aan het antwoord van een opgave altijd het bewijs, de berekening of de argumentatie toe. Als je een onderdeel

Nadere informatie

SAMPLE 11 = + 11 = + + Exploring Combinations of Ten + + = = + + = + = = + = = 11. Step Up. Step Ahead

SAMPLE 11 = + 11 = + + Exploring Combinations of Ten + + = = + + = + = = + = = 11. Step Up. Step Ahead 7.1 Exploring Combinations of Ten Look at these cubes. 2. Color some of the cubes to make three parts. Then write a matching sentence. 10 What addition sentence matches the picture? How else could you

Nadere informatie

Dynamic S Steeringgear

Dynamic S Steeringgear Dynamic S Steeringgear De Dynamic S stuursystemen zijn speciaal bedoeld voor commerciële vaartuigen, waarbij stuurcomfort, levensduur en efficiëntie voorop staan. De systemen komen vanwege hun revolutionaire

Nadere informatie

Quick start guide. Powerbank MI Mah. Follow Fast All rights reserved. Page 1

Quick start guide. Powerbank MI Mah. Follow Fast All rights reserved. Page 1 Quick start guide Powerbank MI 16.000 Mah Follow Fast 2016 - All rights reserved. Page 1 ENGLISH The Mi 16000 Power Bank is a very good backup option for those on the move. It can keep you going for days

Nadere informatie

2000 Volkswagen Passat GLS

2000 Volkswagen Passat GLS REAR DOOR WINDOW Rear door window, assembly overview Fig. 304: Exploded View Of Rear Door Window 1 - Door Removing and installing: --> Rear door, removing and installing 2 - Spring nut Qty 2 3 - Screw

Nadere informatie

BVBA POMAC-LUB-SERVICES SPRL Korte Bruggestraat 28 B-8970 Poperinge Tel. 057/33 48 36 Fax 057/33 61 27 info@pomac.be internet: www.pomac.

BVBA POMAC-LUB-SERVICES SPRL Korte Bruggestraat 28 B-8970 Poperinge Tel. 057/33 48 36 Fax 057/33 61 27 info@pomac.be internet: www.pomac. Smeersysteem voor conveyors Conveyors lubrication systems KS-007a-1-NE SMEERSYSTEEM VOOR MONO OF BIRAIL CONVEYORS Dit systeem is ontworpen voor het gedoseerd smeren van de lagers van de rollen van conveyors

Nadere informatie

SMART DESIGN OF SUSTAINABLE BUILDINGS WITH BIM

SMART DESIGN OF SUSTAINABLE BUILDINGS WITH BIM SMART DESIGN OF SUSTAINABLE BUILDINGS WITH BIM 06/07/2018 Pedro Pattijn Ingenium experts in sustainable buildings INGENIUM GROUP Experts in sustainable buildings Experts in sustainable industry Experts

Nadere informatie

Function checklist for the ML-350 or XL-350 with a print set. Missing loop.

Function checklist for the ML-350 or XL-350 with a print set. Missing loop. Function checklist for the ML-350 or XL-350 with a 260217 print set. Below mentioned check-point should resolve function problems of the lift systems. Missing loop. When a lift is connected to an external

Nadere informatie

Four-card problem. Input

Four-card problem. Input Four-card problem The four-card problem (also known as the Wason selection task) is a logic puzzle devised by Peter Cathcart Wason in 1966. It is one of the most famous tasks in the study of deductive

Nadere informatie

HOTCO2: alternatief voor de WKK en ketel in de tuinbouw

HOTCO2: alternatief voor de WKK en ketel in de tuinbouw HOTCO2: alternatief voor de WKK en ketel in de tuinbouw Inschatting van de potentie van efficiëntere productie van warmte en CO2 met het HOTCO2 systeem in de tuinbouwsector Erin Kimball (TNO), Ronald-Jan

Nadere informatie

PIR DC-SWITCH. DC Passive infra-red Detector. Model No. PDS-10 GEBRUIKSAANWIJZING/INSTRUCTION MANUAL

PIR DC-SWITCH. DC Passive infra-red Detector. Model No. PDS-10 GEBRUIKSAANWIJZING/INSTRUCTION MANUAL PIR DC-SWITCH DC Passive infra-red Detector Model No. PDS-10 GEBRUIKSAANWIJZING/INSTRUCTION MANUAL Please read this manual before operating your DETECTOR PIR DC-Switch (PDS-10) De PDS-10 is een beweging

Nadere informatie

L.Net s88sd16-n aansluitingen en programmering.

L.Net s88sd16-n aansluitingen en programmering. De L.Net s88sd16-n wordt via één van de L.Net aansluitingen aangesloten op de LocoNet aansluiting van de centrale, bij een Intellibox of Twin-Center is dat de LocoNet-T aansluiting. L.Net s88sd16-n aansluitingen

Nadere informatie

MyDHL+ Van Non-Corporate naar Corporate

MyDHL+ Van Non-Corporate naar Corporate MyDHL+ Van Non-Corporate naar Corporate Van Non-Corporate naar Corporate In MyDHL+ is het mogelijk om meerdere gebruikers aan uw set-up toe te voegen. Wanneer er bijvoorbeeld meerdere collega s van dezelfde

Nadere informatie

MCP-16RC, luchtzuiveringstoren

MCP-16RC, luchtzuiveringstoren Compacte patroonfilter met pulsreiniging De MCP-16RC luchtzuiveringstoren is een compacte patroonfilter voor gedecentraliseerde reiniging van binnenlucht, waar terugwinnen van lucht mogelijk is. Het compacte

Nadere informatie

Interface tussen Stuurbediening en Sony autoaudio

Interface tussen Stuurbediening en Sony autoaudio The information in this document is in Dutch, English version follows later in this document Interface tussen Stuurbediening en Sony autoaudio LET OP! HOEWEL DE UITERSTE ZORGVULDIGHEID IS BETRACHT BIJ

Nadere informatie

2006 Volkswagen Jetta TDI

2006 Volkswagen Jetta TDI Door handle and door lock, assembly overview The illustration shows the left side. The right side is derived accordingly from this. Fig. 99: Door Handle And Door Lock, Assembly Overview 1 - Cable For disengaging

Nadere informatie

SPX Model A-360 Azimuth Antenna Rotor Model 1 & 2

SPX Model A-360 Azimuth Antenna Rotor Model 1 & 2 Gauke Boelensstraat 108 NL-9203 RS Drachten The Netherlands Tel: +31 (0) 512 354 126 GSM: +31 (0) 650 882 889 Fax: +31 (0) 847 187 776 www.rfhamdesign.com E-mail: info@rfhamdesign.com Model A-360 Azimuth

Nadere informatie

Sekseverschillen in Huilfrequentie en Psychosociale Problemen. bij Schoolgaande Kinderen van 6 tot 10 jaar

Sekseverschillen in Huilfrequentie en Psychosociale Problemen. bij Schoolgaande Kinderen van 6 tot 10 jaar Sekseverschillen in Huilfrequentie en Psychosociale Problemen bij Schoolgaande Kinderen van 6 tot 10 jaar Gender Differences in Crying Frequency and Psychosocial Problems in Schoolgoing Children aged 6

Nadere informatie

Running head: OPVOEDSTIJL, EXTERNALISEREND PROLEEMGEDRAG EN ZELFBEELD

Running head: OPVOEDSTIJL, EXTERNALISEREND PROLEEMGEDRAG EN ZELFBEELD 1 Opvoedstijl en Externaliserend Probleemgedrag en de Mediërende Rol van het Zelfbeeld bij Dak- en Thuisloze Jongeren in Utrecht Parenting Style and Externalizing Problem Behaviour and the Mediational

Nadere informatie

OUTDOOR HD BULLET IP CAMERA PRODUCT MANUAL

OUTDOOR HD BULLET IP CAMERA PRODUCT MANUAL OUTDOOR HD BULLET IP CAMERA PRODUCT MANUAL GB - NL GB PARTS & FUNCTIONS 1. 7. ---- 3. ---- 4. ---------- 6. 5. 2. ---- 1. Outdoor IP camera unit 2. Antenna 3. Mounting bracket 4. Network connection 5.

Nadere informatie

Settings for the C100BRS4 MAC Address Spoofing with cable Internet.

Settings for the C100BRS4 MAC Address Spoofing with cable Internet. Settings for the C100BRS4 MAC Address Spoofing with cable Internet. General: Please use the latest firmware for the router. The firmware is available on http://www.conceptronic.net! Use Firmware version

Nadere informatie

1. Welke gasmotoren kent u? 2. Wat verstaat u onder een Otto gasmotor? 3. Wat verstaat u onder een diesel-gasmotor?

1. Welke gasmotoren kent u? 2. Wat verstaat u onder een Otto gasmotor? 3. Wat verstaat u onder een diesel-gasmotor? Opgaven Hoofdstuk 8 Gasmotoren 1. Welke gasmotoren kent u? 2. Wat verstaat u onder een Otto gasmotor? 3. Wat verstaat u onder een diesel-gasmotor? 4. Wat verstaat u onder een stoichiometrische gasmotor?

Nadere informatie

Quality requirements concerning the packaging of oak lumber of Houthandel Wijers vof (09.09.14)

Quality requirements concerning the packaging of oak lumber of Houthandel Wijers vof (09.09.14) Quality requirements concerning the packaging of oak lumber of (09.09.14) Content: 1. Requirements on sticks 2. Requirements on placing sticks 3. Requirements on construction pallets 4. Stick length and

Nadere informatie

FOR DUTCH STUDENTS! ENGLISH VERSION NEXT PAGE

FOR DUTCH STUDENTS! ENGLISH VERSION NEXT PAGE FOR DUTCH STUDENTS! ENGLISH VERSION NEXT PAGE Tentamen Analyse 8 december 203, duur 3 uur. Voeg aan het antwoord van een opgave altijd het bewijs, de berekening of de argumentatie toe. Als jeeen onderdeel

Nadere informatie

Het is geen open boek tentamen. Wel mag gebruik gemaakt worden van een A4- tje met eigen aantekeningen.

Het is geen open boek tentamen. Wel mag gebruik gemaakt worden van een A4- tje met eigen aantekeningen. Examen ET1205-D1 Elektronische Circuits deel 1, 5 April 2011, 9-12 uur Het is geen open boek tentamen. Wel mag gebruik gemaakt worden van een A4- tje met eigen aantekeningen. Indien, bij het multiple choice

Nadere informatie

Mechanically Actuated Valves

Mechanically Actuated Valves 2.1 page 21 2.1 Mechanically Actuated Valves Selected models are available for explosion hazardous environment. They are ATEX-Ex certified. For detailed information refer to chapter 2.14. Selected models

Nadere informatie

Cambridge Assessment International Education Cambridge International General Certificate of Secondary Education. Published

Cambridge Assessment International Education Cambridge International General Certificate of Secondary Education. Published Cambridge Assessment International Education Cambridge International General Certificate of Secondary Education DUTCH 055/02 Paper 2 Reading MARK SCHEME Maximum Mark: 45 Published This mark scheme is published

Nadere informatie

S e v e n P h o t o s f o r O A S E. K r i j n d e K o n i n g

S e v e n P h o t o s f o r O A S E. K r i j n d e K o n i n g S e v e n P h o t o s f o r O A S E K r i j n d e K o n i n g Even with the most fundamental of truths, we can have big questions. And especially truths that at first sight are concrete, tangible and proven

Nadere informatie

General info on using shopping carts with Ingenico epayments

General info on using shopping carts with Ingenico epayments Inhoudsopgave 1. Disclaimer 2. What is a PSPID? 3. What is an API user? How is it different from other users? 4. What is an operation code? And should I choose "Authorisation" or "Sale"? 5. What is an

Nadere informatie

Impact en disseminatie. Saskia Verhagen Franka vd Wijdeven

Impact en disseminatie. Saskia Verhagen Franka vd Wijdeven Impact en disseminatie Saskia Verhagen Franka vd Wijdeven Wie is wie? Voorstel rondje Wat hoop je te leren? Heb je iets te delen? Wat zegt de Programma Gids? WHAT DO IMPACT AND SUSTAINABILITY MEAN? Impact

Nadere informatie

CTI SUITE TSP DETAILS

CTI SUITE TSP DETAILS CTI SUITE TSP DETAILS TAPI allows an application to access telephony services provided by a telecom PABX. In order to implement its access to ETRADEAL, a TAPI interface has been developed by Etrali. As

Nadere informatie

Report for D-Sheet Piling 9.2

Report for D-Sheet Piling 9.2 Report for D-Sheet Piling 9.2 Design of Sheet Pilings Developed by Deltares Company: RPS advies en ingenieurs bv Date of report: 10/2/2013 Time of report: 4:03:39 PM Date of calculation: 10/2/2013 Time

Nadere informatie

Limpid Light. design Esther Jongsma & Sam van Gurp, Montagehandleiding / Assembly Instructions

Limpid Light. design Esther Jongsma & Sam van Gurp, Montagehandleiding / Assembly Instructions Limpid Light design Esther Jongsma & Sam van Gurp, 05 Montagehandleiding / Assembly Instructions GELEVERD MATERIAAL / SUPPLIED MATERIAL A. A. B. B. C. D. E. F. G. G. H. I. J. K. / / ophanging / suspension:

Nadere informatie

UltraCraft Reynders Erik St. Quirinusstraat 72 B-3550 Heusden-Zolder Belgium 011/

UltraCraft Reynders Erik St. Quirinusstraat 72 B-3550 Heusden-Zolder Belgium 011/ UltraCraft Reynders Erik St. Quirinusstraat 72 B-3550 Heusden-Zolder Belgium 011/43 66 78 ereynders@telenet.be www.takeoff.to/calypso Calypso ultralight aeroplanes 1 SITUERING De CALYPSO ultralichte vliegtuigen

Nadere informatie

L.Net s88sd16-n aansluitingen en programmering.

L.Net s88sd16-n aansluitingen en programmering. De L.Net s88sd16-n wordt via één van de L.Net aansluitingen aangesloten op de LocoNet aansluiting van de centrale, bij een Intellibox of Twin-Center is dat de LocoNet-T aansluiting. L.Net s88sd16-n aansluitingen

Nadere informatie

COGNITIEVE DISSONANTIE EN ROKERS COGNITIVE DISSONANCE AND SMOKERS

COGNITIEVE DISSONANTIE EN ROKERS COGNITIVE DISSONANCE AND SMOKERS COGNITIEVE DISSONANTIE EN ROKERS Gezondheidsgedrag als compensatie voor de schadelijke gevolgen van roken COGNITIVE DISSONANCE AND SMOKERS Health behaviour as compensation for the harmful effects of smoking

Nadere informatie

VOORSTEL TOT STATUTENWIJZIGING UNIQURE NV. Voorgesteld wordt om de artikelen 7.7.1, 8.6.1, en te wijzigen als volgt: Toelichting:

VOORSTEL TOT STATUTENWIJZIGING UNIQURE NV. Voorgesteld wordt om de artikelen 7.7.1, 8.6.1, en te wijzigen als volgt: Toelichting: VOORSTEL TOT STATUTENWIJZIGING UNIQURE NV Voorgesteld wordt om de artikelen 7.7.1, 8.6.1, 9.1.2 en 9.1.3 te wijzigen als volgt: Huidige tekst: 7.7.1. Het Bestuur, zomede twee (2) gezamenlijk handelende

Nadere informatie

Beïnvloedt Gentle Teaching Vaardigheden van Begeleiders en Companionship en Angst bij Verstandelijk Beperkte Cliënten?

Beïnvloedt Gentle Teaching Vaardigheden van Begeleiders en Companionship en Angst bij Verstandelijk Beperkte Cliënten? Beïnvloedt Gentle Teaching Vaardigheden van Begeleiders en Companionship en Angst bij Verstandelijk Beperkte Cliënten? Does Gentle Teaching have Effect on Skills of Caregivers and Companionship and Anxiety

Nadere informatie

Bijlage 2: Informatie met betrekking tot goede praktijkvoorbeelden in Londen, het Verenigd Koninkrijk en Queensland

Bijlage 2: Informatie met betrekking tot goede praktijkvoorbeelden in Londen, het Verenigd Koninkrijk en Queensland Bijlage 2: Informatie met betrekking tot goede praktijkvoorbeelden in Londen, het Verenigd Koninkrijk en Queensland 1. Londen In Londen kunnen gebruikers van een scootmobiel contact opnemen met een dienst

Nadere informatie

(1) De hoofdfunctie van ons gezelschap is het aanbieden van onderwijs. (2) Ons gezelschap is er om kunsteducatie te verbeteren

(1) De hoofdfunctie van ons gezelschap is het aanbieden van onderwijs. (2) Ons gezelschap is er om kunsteducatie te verbeteren (1) De hoofdfunctie van ons gezelschap is het aanbieden van onderwijs (2) Ons gezelschap is er om kunsteducatie te verbeteren (3) Ons gezelschap helpt gemeenschappen te vormen en te binden (4) De producties

Nadere informatie

Classification of triangles

Classification of triangles Classification of triangles A triangle is a geometrical shape that is formed when 3 non-collinear points are joined. The joining line segments are the sides of the triangle. The angles in between the sides

Nadere informatie

Notitie : In de grond gevormde palen met grondverwijdering

Notitie : In de grond gevormde palen met grondverwijdering Notitie : In de grond gevormde palen met grondverwijdering Waarom een notitie? Waarom een notitie? Onduidelijkheid van de norm? Waarom een notitie? Onduidelijkheid van de norm? of Landelijk handelen volgens

Nadere informatie

FOR DUTCH STUDENTS! ENGLISH VERSION NEXT PAGE. Toets Inleiding Kansrekening 1 22 februari 2013

FOR DUTCH STUDENTS! ENGLISH VERSION NEXT PAGE. Toets Inleiding Kansrekening 1 22 februari 2013 FOR DUTCH STUDENTS! ENGLISH VERSION NEXT PAGE Toets Inleiding Kansrekening 1 22 februari 2013 Voeg aan het antwoord van een opgave altijd het bewijs, de berekening of de argumentatie toe. Als je een onderdeel

Nadere informatie

Agenda: Rotary Industry Group

Agenda: Rotary Industry Group KiC MPI 21juni 2018 Rotary Industry Group Agenda: a) Korte introductie: wie zijn wij wat doen wij? b) Nieuwe ontwikkelingen binnen Rotary Industry Group c) Contactloze magnetische koppeling d) Business

Nadere informatie

Innovatief monitoren van sportvelden. 31 mei 2018

Innovatief monitoren van sportvelden. 31 mei 2018 Innovatief monitoren van sportvelden 31 mei 2018 31 mei 2018 Met Intelligent Play een gegarandeerde levensduur en exploitatie van sportsportvelden Wim Glaap, Newae Alex Talton, Intelligent Play Sportvelden

Nadere informatie

Reynolds number. Laminar and turbulent flow in a cigarette's smoke.

Reynolds number. Laminar and turbulent flow in a cigarette's smoke. Reynolds number In hydraulics, hydrodynamics and aerodynamics, a distinction is made between laminar and turbulent flows. A laminar flow is characterised because the layers of the medium (a gas or a fluid)

Nadere informatie

2019 SUNEXCHANGE USER GUIDE LAST UPDATED

2019 SUNEXCHANGE USER GUIDE LAST UPDATED 2019 SUNEXCHANGE USER GUIDE LAST UPDATED 0 - -19 1 WELCOME TO SUNEX DISTRIBUTOR PORTAL This user manual will cover all the screens and functions of our site. MAIN SCREEN: Welcome message. 2 LOGIN SCREEN:

Nadere informatie

Mounting ceiling & wall

Mounting ceiling & wall 5 / profile 34 bending radius R 15*) (1015) R 20 (1015) R 30 (1015) R>80 (1018) filler position profile 26 bending radius filler position R 15*) (1015) R 25 (1015) R>100 (1018) 28 15 405 gr/m 522 gr/m

Nadere informatie

Adam Marciniec, Grzegorz Budzik Zaborniak

Adam Marciniec, Grzegorz Budzik Zaborniak Journal of KONES Powertrain and Transport, Vol. 21, No. 3 2014 THE DETERMINATION OF ACCURACY OF THE DEMONSTRATOR OF AERONAUTIC BEVEL GEARBOX, ACCOMPLISHED BY SELECTED RAPID PROTOTYPING TECHNIQUES USING

Nadere informatie

Flybye. Ernst Koning, Montagehandleiding / Instruction manual

Flybye. Ernst Koning, Montagehandleiding / Instruction manual Flybye Ernst Koning, 2018 Montagehandleiding / Instruction manual GELEVERD MATERIAAL / MATERIALS SUPPLIED A. B. C. D. E. F. G. A. B. C. D. E. F. G. H. H. lichtbuis / lighting tube plafondkap / ceiling

Nadere informatie

Table 1: Aircraft data. Figure 1: Glider

Table 1: Aircraft data. Figure 1: Glider English Question 1 Flight mechanics (0 points) A glider is flying at,000 m altitude in the International Standard Atmosphere ( 0 = 1.0065 kg/m ). ata for this glider are given in Table 1. Aircraft weight

Nadere informatie

FRAME [UPRIGHT MODEL] / [DEPTH] / [HEIGHT] / [FINISH] TYPE OF BASEPLATE P Base plate BP80 / E alternatives: ZINC finish in all cases

FRAME [UPRIGHT MODEL] / [DEPTH] / [HEIGHT] / [FINISH] TYPE OF BASEPLATE P Base plate BP80 / E alternatives: ZINC finish in all cases FRAME XS UPRIGHT BASE PLATE UPRIGHT HORIZONTAL PROFILE DIAGONAL PROFILE DESCRIPTION A vertical structure consisting of 2 uprights, joined by a system of bracing profiles, and base plates intended to support

Nadere informatie

Chapter 4 Understanding Families. In this chapter, you will learn

Chapter 4 Understanding Families. In this chapter, you will learn Chapter 4 Understanding Families In this chapter, you will learn Topic 4-1 What Is a Family? In this topic, you will learn about the factors that make the family such an important unit, as well as Roles

Nadere informatie

ATEX serie ATEX range

ATEX serie ATEX range ATEX serie ATEX range εx ATEX SERIE / ATEX RANGE Deze afsluiters zijn ontworpen en geproduceerd in overeenstemming met CE richtlijnen 94/9 apparaten en protectiesystemen gebruikt in potentiële explosieve

Nadere informatie

lucht afzetten. Lucht heeft niet een vaste plaats zoals we weten. Hiervoor heeft men een systeem ontwikkeld waarop we hierna in zullen gaan.

lucht afzetten. Lucht heeft niet een vaste plaats zoals we weten. Hiervoor heeft men een systeem ontwikkeld waarop we hierna in zullen gaan. Beechcraft Baron 58 Beech Baron 58 Cessna Skyhawk Als we de Beech Baron met een Cessna Skyhawk vergelijken, dan valt gelijk op dat de Cessna een eenmotorig en de Beech Baron een tweemotorig vliegtuig is.

Nadere informatie

The first line of the input contains an integer $t \in \mathbb{n}$. This is followed by $t$ lines of text. This text consists of:

The first line of the input contains an integer $t \in \mathbb{n}$. This is followed by $t$ lines of text. This text consists of: Document properties Most word processors show some properties of the text in a document, such as the number of words or the number of letters in that document. Write a program that can determine some of

Nadere informatie

De Relatie Tussen de Gehanteerde Copingstijl en Pesten op het Werk. The Relation Between the Used Coping Style and Bullying at Work.

De Relatie Tussen de Gehanteerde Copingstijl en Pesten op het Werk. The Relation Between the Used Coping Style and Bullying at Work. De Relatie Tussen de Gehanteerde Copingstijl en Pesten op het Werk The Relation Between the Used Coping Style and Bullying at Work Merijn Daerden Studentnummer: 850225144 Werkstuk: Empirisch afstudeeronderzoek:

Nadere informatie

FAAC DRIVER. Driver install procedure for FAAC boards. Installatieprocedure voor driver voor FAAC-kaarten.

FAAC DRIVER. Driver install procedure for FAAC boards. Installatieprocedure voor driver voor FAAC-kaarten. FAAC DRIVER Driver install procedure for FAAC boards Installatieprocedure voor driver voor FAAC-kaarten www.record-toegangstechniek.nl 1 When a FAAC board (E124 or E145) is connected to the USB port, it

Nadere informatie

CHROMA STANDAARDREEKS

CHROMA STANDAARDREEKS CHROMA STANDAARDREEKS Chroma-onderzoeken Een chroma geeft een beeld over de kwaliteit van bijvoorbeeld een bodem of compost. Een chroma bestaat uit 4 zones. Uit elke zone is een bepaald kwaliteitsaspect

Nadere informatie

PRESTATIEVERKLARING. Nr NL

PRESTATIEVERKLARING. Nr NL PRESTATIEVERKLARING Nr. 0085 NL 1. Unieke identificatiecode van het producttype: fischer Highbond-Anchor FHB 2. Beoogd(e) gebruik(en): Product Lijm anker te gebruiken in beton Beoogd gebruik Veiligheids

Nadere informatie

Extreem veilig Het product Our product Voordeel Advantage Bajolock Bajolock Bajolock Bajolock Bajolock Bajolock Bajolock

Extreem veilig Het product Our product Voordeel Advantage Bajolock Bajolock Bajolock Bajolock Bajolock Bajolock Bajolock Extreem veilig Het product Alle koppeling zijn speciaal ontworpen en vervaardigd uit hoogwaardig RVS 316L en uitgevoerd met hoogwaardige pakkingen. Op alle koppelingen zorgt het gepatenteerde veiligheid

Nadere informatie

Delft Applied Mechanics Course Statics. AE1-914 part I 29 October h h. Answer sheets. Last name and initials:

Delft Applied Mechanics Course Statics. AE1-914 part I 29 October h h. Answer sheets. Last name and initials: Space above not to be filled in by the student Delft Applied Mechanics Course Statics AE1-914 part I 29 October 2007 09.00h - 12.00h Answer sheets Last name and initials: Study no.: Only hand in the answer

Nadere informatie

WWW.EMINENT-ONLINE.COM

WWW.EMINENT-ONLINE.COM WWW.EMINENT-OINE.COM HNDLEIDING USERS MNUL EM1016 HNDLEIDING EM1016 USB NR SERIEEL CONVERTER INHOUDSOPGVE: PGIN 1.0 Introductie.... 2 1.1 Functies en kenmerken.... 2 1.2 Inhoud van de verpakking.... 2

Nadere informatie

PRESTATIEVERKLARING. DoP: voor fischer RM II (Lijm anker voor gebruik in beton) NL

PRESTATIEVERKLARING. DoP: voor fischer RM II (Lijm anker voor gebruik in beton) NL PRESTATIEVERKLARING DoP: 0090 1. Unieke identificatiecode van het producttype: DoP: 0090 voor fischer RM II (Lijm anker voor gebruik in beton) NL 2. Beoogd(e) gebruik(en): Bevestiging achteraf in gescheurd

Nadere informatie

SPID Azimuth antenna rotator Type: RAK

SPID Azimuth antenna rotator Type: RAK Gauke Boelensstraat 108 NL-9203 RS Drachten The Netherlands Tel: +31 (0) 512 354 126 GSM: +31 (0) 650 882 889 Fax: +31 (0) 847 187 776 www.rfhamdesign.com E-mail: info@rfhamdesign.com SPID Azimuth antenna

Nadere informatie

KABELGELEIDING cable guide

KABELGELEIDING cable guide KABELGELEIDING cable guide Admiral kabelgeleiding De Admiral kabelgeleiding is de bedrijfszekere, kostenbesparende oplossing om kabels te verzamelen en te geleiden bij hijsbewegingen van vaste installaties.

Nadere informatie

SPX AX-400 Azimuth & Elevation antenna rotator Model 1 & 2

SPX AX-400 Azimuth & Elevation antenna rotator Model 1 & 2 Gauke Boelensstraat 108 NL-9203 RS Drachten The Netherlands Tel: +31 (0) 512 354 126 GSM: +31 (0) 650 882 889 Fax: +31 (0) 847 187 776 www.rfhamdesign.com E-mail: info@rfhamdesign.com SPX AX-400 Azimuth

Nadere informatie

z x 1 x 2 x 3 x 4 s 1 s 2 s 3 rij rij rij rij

z x 1 x 2 x 3 x 4 s 1 s 2 s 3 rij rij rij rij ENGLISH VERSION SEE PAGE 3 Tentamen Lineaire Optimalisering, 0 januari 0, tijdsduur 3 uur. Het gebruik van een eenvoudige rekenmachine is toegestaan. Geef bij elk antwoord een duidelijke toelichting. Als

Nadere informatie

PROJECT INFORMATION Building De Meerlanden Nieuweweg 65 in Hoofddorp

PROJECT INFORMATION Building De Meerlanden Nieuweweg 65 in Hoofddorp BT Makelaars Aalsmeerderweg 606 Rozenburg Schiphol Postbus 3109 2130 KC Hoofddorp Telefoon 020-3 166 166 Fax 020-3 166 160 Email: info@btmakelaars.nl Website : www.btmakelaars.nl PROJECT INFORMATION Building

Nadere informatie

EU Declaration of Conformity and safety instructions EU Conformiteitsverklaring en veiligheidsinstructies ISC 230B

EU Declaration of Conformity and safety instructions EU Conformiteitsverklaring en veiligheidsinstructies ISC 230B EU Declaration of Conformity and safety instructions EU Conformiteitsverklaring en veiligheidsinstructies ISC 230B Explosion safety instructions (Ex) (EN) ISC230B is approved for use outside the explosion-hazardous

Nadere informatie

PANEELRADIATOR - Type PR Handleiding. PANEL RADIATOR - Type PR Manual

PANEELRADIATOR - Type PR Handleiding. PANEL RADIATOR - Type PR Manual Fax. +31 (0)227-549 150 Website: www.sinusjevi.com PANEELRADIATOR - Type PR Handleiding PANEL RADIATOR - Type PR Manual Page 2 of 8 Page 3 of 8 Technische informatie Spanning: 230 of 400 Volt Vermogen:

Nadere informatie

Pesten onder Leerlingen met Autisme Spectrum Stoornissen op de Middelbare School: de Participantrollen en het Verband met de Theory of Mind.

Pesten onder Leerlingen met Autisme Spectrum Stoornissen op de Middelbare School: de Participantrollen en het Verband met de Theory of Mind. Pesten onder Leerlingen met Autisme Spectrum Stoornissen op de Middelbare School: de Participantrollen en het Verband met de Theory of Mind. Bullying among Students with Autism Spectrum Disorders in Secondary

Nadere informatie

OUTDOOR HD DOME IP CAMERA PRODUCT MANUAL GB - NL

OUTDOOR HD DOME IP CAMERA PRODUCT MANUAL GB - NL OUTDOOR HD DOME IP CAMERA PRODUCT MANUAL GB - NL GB PARTS & FUNCTIONS 2. ---- 1. ---- 3. ---- 7. ---------- 5. 4. 6. 1. Outdoor IP camera unit 2. Antenna 3. Mounting bracket 4. Network connection 5. Power

Nadere informatie

Geslacht, Emotionele Ontrouw en Seksdrive. Gender, Emotional Infidelity and Sex Drive

Geslacht, Emotionele Ontrouw en Seksdrive. Gender, Emotional Infidelity and Sex Drive 1 Geslacht, Emotionele Ontrouw en Seksdrive Gender, Emotional Infidelity and Sex Drive Femke Boom Open Universiteit Naam student: Femke Boom Studentnummer: 850762029 Cursusnaam: Empirisch afstudeeronderzoek:

Nadere informatie

SPACELIFT MC 2500 TR. The Power of Tomorrow

SPACELIFT MC 2500 TR. The Power of Tomorrow SPACELIFT MC 2500 TR The Power of Tomorrow 2011 Max. Loadmoment: 250 tm Max. Capacity: 40t Max. Radius: (2t) 48 m Main boom: 18,3m Jib: 56m luffing jib SPACELIFT MC2500 TR 2 Technical information Engine

Nadere informatie

Luister alsjeblieft naar een opname als je de vragen beantwoordt of speel de stukken zelf!

Luister alsjeblieft naar een opname als je de vragen beantwoordt of speel de stukken zelf! Martijn Hooning COLLEGE ANALYSE OPDRACHT 1 9 september 2009 Hierbij een paar vragen over twee stukken die we deze week en vorige week hebben besproken: Mondnacht van Schumann, en het eerste deel van het

Nadere informatie

LOAD SECURING PROCEDURE IN 15 FT/20 FT HOT CONTAINER

LOAD SECURING PROCEDURE IN 15 FT/20 FT HOT CONTAINER Page: 1 of 5 Page: 2 of 5 Load securing SNS Pool procedure Den Helder in the Procedure 15 ft/20 ft vastzetten hot containers lading according in de 15 ft/20 ft to the NOGEPA guidelines hot containers volgens

Nadere informatie

!!!! Wild!Peacock!Omslagdoek!! Vertaling!door!Eerlijke!Wol.!! Het!garen!voor!dit!patroon!is!te!verkrijgen!op! Benodigdheden:!!

!!!! Wild!Peacock!Omslagdoek!! Vertaling!door!Eerlijke!Wol.!! Het!garen!voor!dit!patroon!is!te!verkrijgen!op!  Benodigdheden:!! WildPeacockOmslagdoek VertalingdoorEerlijkeWol. Hetgarenvoorditpatroonisteverkrijgenopwww.eerlijkewol.nl Benodigdheden: 4strengenWildPeacockRecycledSilkYarn rondbreinaaldnr8(jekuntnatuurlijkookgewonebreinaaldengebruiken,maar

Nadere informatie

it600 Smart Home Range

it600 Smart Home Range MAKING LIFE SIMPLE Smart Thermostat VS20 and TRV10RFM Door/Window Sensor OS600 Smart Plug SPE600 it600 Smart Home Range 2 Index Introduction... 5 The SALUS it600 Smart Home App... 6 Gateway and VS20 Thermostat...

Nadere informatie

SPANBUSSEN RVS LOCKING DEVICES SS SPANNSÄTZE INOX MOYEUX DE SERRAGE INOX

SPANBUSSEN RVS LOCKING DEVICES SS SPANNSÄTZE INOX MOYEUX DE SERRAGE INOX SPANBUSSEN RVS OCKING EVICES SS SPANNSÄTZE INOX MOYEUX E SERRAGE INOX KTN 10 KTN 30 KTN 40 KTN 61 KTN 80.7.1 SPANBUSMONTAGE OCKING EVICE MONTAGE SPANNSÄTZE MONTAGE MOYEUX E SERRAGE MONTAGE 1 2 3 4 5 dg

Nadere informatie

Concept of Feedback. P.S. Gandhi Mechanical Engineering IIT Bombay

Concept of Feedback. P.S. Gandhi Mechanical Engineering IIT Bombay Concept of Feedback P.S. Gandhi Mechanical Engineering IIT Bombay Recap Goal of the course: understanding and learning Assignments: optional to start with Contact hour with TAs: Monday AN: time? Meeting

Nadere informatie

THE WORK HET WERK HARALD BERKHOUT

THE WORK HET WERK HARALD BERKHOUT THE WORK During the twenty years of its existence Studio Berkhout has evolved into the number one studio specialized in still life fashion photography. All skills needed for photography and styling, including

Nadere informatie

Travel Survey Questionnaires

Travel Survey Questionnaires Travel Survey Questionnaires Prot of Rotterdam and TU Delft, 16 June, 2009 Introduction To improve the accessibility to the Rotterdam Port and the efficiency of the public transport systems at the Rotterdam

Nadere informatie

Statistische gegevens van het Nederlandse register voor burgerluchtvaartuigen Statistics of the civil aircraft register of the Netherlands

Statistische gegevens van het Nederlandse register voor burgerluchtvaartuigen Statistics of the civil aircraft register of the Netherlands Statistische gegevens van het Nederlandse register voor burgerluchtvaartuigen Statistics of the civil aircraft register of the Netherlands Op de volgende bladzijden vindt u een aantal grafieken en gegevens

Nadere informatie

Daylight saving time. Assignment

Daylight saving time. Assignment Daylight saving time Daylight saving time (DST or summertime) is the arrangement by which clocks are advanced by one hour in spring and moved back in autumn to make the most of seasonal daylight Spring:

Nadere informatie

Travel Getting Around

Travel Getting Around - Location Ik ben de weg kwijt. Not knowing where you are Kunt me op de kaart aanwijzen waar het is? Asking for a specific location on a map Waar kan ik vinden? Asking for a specific... een toilet?...

Nadere informatie

BigbagFrame. Bunker. CentralFill. Transport. AutoFill

BigbagFrame. Bunker. CentralFill. Transport. AutoFill BigbagFrame Bunker CentralFill Transport AutoFill BigbagFrame De bigbag kan eenvoudig worden geborgd/ opgehangen door middel van de 4 karabijnhaken. Easy mounting of the big bag by the 4 carabiner hooks.

Nadere informatie