UNIVERSITATEA TRANSILVANIA DIN BRAŞOV FACULTATEA DE INGINERIE TEHNOLOGICĂ SPECIALIZAREA CONSTRUC Ţ Ţ II AEROSPAŢ IALE
Cheța Manuel
PROIECT DE DIPLOMĂ
CONDUCĂTOR ŞTIINŢIFIC
Şef. lucr. Conf. dr. ing. Răzvan Udroiu
2010
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
UNIVERSITATEA TRANSILVANIA DIN BRAŞOV FACULTATEA DE INGINERIE TEHNOLOGICĂ SPECIALIZAREA CONSTRUC Ţ Ţ II AEROSPAŢ IALE
Cheța Manuel
AVION FĂRĂ PILOT CA2661-10
2010
2
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
3
CUPRINS 1 CALCULUL ȘI CONSTRUCŢIA APARATULUI............................................ 1.1.
4
Studiu comparativ al aparatelor din categoria UAV. Caracteristici..............
8
1.1.1.
Comparație cu UAV- uri din clasa recunoaștere............................
8
1.1.2.
Comparație cu avioane conven ționale din aceea și categorie.......... categorie..........
14
1.1.3.
Concluzie și caracteristici definitorii........................................... definitorii.............................................
17
1.2.
Regulamente şi normative impuse la proiectarea aparatului........................ aparatului........................
20
1.3.
Stabilirea soluției constuctive. Misiune de zbor. ......................................... .........................................
22
1.3.1.
Stabilirea soluţiei constructive a aparatului.................................... aparatului....................................
22
1.3.2.
Misiune de zbor........................................ zbor............................................................... ....................................... ................
52
1.3.3.
Spectrul de zbor al aparatului......................................... aparatului......................................................... ................
53
1.4.
Prototip virtual....................................... virtual.............................................................. .............................................. ................................ .........
54
1.5.
Echipamente utilizate pentru controlul aeronavei. Pilot automat................ automat................
55
1.6.
Algoritm de ocolire a obstacolelor folosit pentru zborul complet autonom.
61
2 ASPECTE TEHNOLOGICE...................................... TEHNOLOGICE............................................................. .......................................... ...................
64
2.1.
Studiul utiliză rii rii materialelor compozite................................... compozite....................................................... ....................
64
2.2.
Proiectarea procesului tehnologic pentru fuselaj din materiale compozite...
78
2.3.
Proiectarea dispozitivelor de ob ținere a fuselajului...................................... fuselajului......................................
80
3 BIBLIOGRAFIE................. BIBLIOGRAFIE........................................ .............................................. .............................................. ..................................... ..............
82
4 PLANȘE..................................................................................................................
83
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
4
1. CALCULUL ȘI CONSTRUCŢIA APARATULUI Un vehicul aerian f ă ăr ă pilot(engl- UAV), cunoscut și ca vehicul pilotat de la ăr ă pilot(engl. ăr ă distanță (engl. (engl. RPV) sau sistem aerian f ă pilot(engl. UAS) este o aeronav ă care care zboar ă f f ă
echipaj uman la bord. Cel mai mai mult sunt folosite în domeniul domeniul militar. Pentru a diferen ția
AFP-urile de rachete, un AFP este definit ca fiind un vehicul reutilizabil, f ă ăr ă pilot, cu capacitatea de a fi controlat, sprijinit și pus în miscare de c ă tre tre un motor cu reac ție sau de alta natura. De aceea, rachetele de croazier ă nu nu sunt considerate AFP uri deoarece vehiculul însu și ăr ă echipaj este o arma și nu poate fi reutilizat, chiar dac ă este este f ă echipaj la bord și poate fi teleghidat
într-o anumită masura. masura. Există o multitudine de forme, m ă rimi, rimi, configurații și caracteristici ale AFP urilor. Din punct de vedere istoric AFP urile erau doar niste
drone (aeronava
teleghidat ă ), ), dar este
folosită tot tot mai mult metoda controlului autonom. AFP urile sunt de dou ă feluri: feluri: unele sunt controlate dîntr-o loca ție îndepă rtat rtată iar altele zboar ă autonom în func ție de planurile de navigare preprogramate, utilizand sisteme automate cu o dinamica mai complexa. In prezent, AFP urile militare au ca rol atât misiuni de recunoa ștere, cât și de atac. Cu toate ca au fost raportate multe misiuni reuite exista totu și limitati în indeplinirea acestor misiuni, intrucat nu s-au putut evita intotdeauna pagubele colaterale sau nu s-a detectat Ținta în modul stabilit. AFP urile sunt totu și folosite și în domeniul civil, în lupt ă impotriva incendiilor sau pentru asigurarea securit ății unei zone, cum ar fi supravegherea supravegherea conductelor de petrol. AFP urile se folosesc adesea în misiuni care sunt prea periculoase sau neconvenabile pentru aeronave cu echipaj la bord. Prescurtarea AFP a fost extins ă în unele cazuri și pentru AFPS(unmanned-
aircraft vehiclesystem – sistem de zbor f ă ăr ă pilot). Administratia Aviatiei Federale a SUA (FAA) a înființat clasa sistemelor aeriene nepilotate( UAS), clasa introdusa de c ă tre tre Marina SUA pentru a sublinia faptul ca acestea nu sunt doar aeronave, ci sunt sisteme care includ stații la sol și alte elemente.
Universitatea Transilvania din Braş v
Facultatea d Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
5
Istorie Primul AFP a fost „ Ținta aeriana”a lui A. M. Low din anul 1916. u urmă t mai multe invenții tehnologice legate de aviate teleghidate, incluzand și avionul automat Hewitt-
Sperry, dezvoltat în timpul Primului Ră zboi Mondial. Un salt a fost cuno scut în timpul celui de-Al Doilea Ră zboi Mondial cand se foloseau pentru a-i antrena pe ar tileristi și pe piloti laolalta. Motoarele cu reac ție au fost adoptate dupa ce de-Al Doile Ră zboi Mondial, cunoscute fiind modelul Tele yne Ryan Firebee, construit în anul 1951, i Modelul 1001, al Marinei SUA, din anul 1955. În timpul Ră zboiului e la Yom Kippur, bateriile de rachete siriene din Libia au facut ravagii printre avianele de l ptă israeliene. Drept urmare, Israel a dez voltat primul AFP modern. Imaginile stranse de că tre aceste aparate au ajutat Israelul s ă n utralizeze complet apă rarea siriana la începutul r zboiului cu Libia din 1982, având ca rezulta zero piloti uciși.
Fig. 1.1. Vedere frontala a unui MQ-1 Predator (Reno Air how)
Odată cu dezvoltare
și miniaturizarea tehnologiilor aplicabile interesul pentru
asemenea aparate a ajuns pân la cele mai inalte nivele ale Armatei SUA. AFP urile au oferit ocazia de a indeplini misiuni de recunoastre și atac f ăr ă a pune în perico echipajele umane. Primele tipuri de AFP uri au fost în special concepute pentru sup raveghere, urmând indeaproape cele cu incarcatu a letala( cum este MQ-1 Predator, care fol sea rachete aer=sol de tipul AGM-114 Hellfire . Un AFP inarmat se numeste vehicul d luptă aerian f ăr ă pilot(engl. UCAV) . Ca instrument de caut re și salvare AFP urile pot fi folosite pentru a-i gasi pe oamenii rataciți în să lbă ticii, prinși sub cladiri sau pierduti în larg.
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
6
Clasificarea AFP urilor Deși majoritatea AFP urilor sunt cu aripa fixa, exista totu și modele cu rotor cum este
MQ-8B Fire Scout. AFP urile fac parte din una din șase categorii func ționale( Deși AFP-uri multi-rol încep să fie populare): Tinta si momeala Recunoastere
Lupta
Categorii
Logistic�
�����������
Cercetare
Civile si comerciale
Fig. 1.2. Categorii func ționale ale avioanelor f ăr ă pilot
Tina și momeala – ofer ă artileriei și avioanelor o Ținta care simuleaza o aeronav ă inamica
Recunoa ștere - oferă informatii de pe campul de luptă Luptă – oferă sprijin armat insituatii de risk inalt Logistica – AFP uri speciale pentru transport Cercetare – folosite pentru a dezvolta mai mult tehnologii pentru a fi integrate în AFP uri
AFP uri civile și comerciale – folosite în aplicatii civile și comerciale
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
7
Pot fi clasificate și în funcție de raza de ac țiune și Înă lțime:
Orbitale
Raza de acț iune si inaltime
Hipersonice
De dimensiuni mici
HALE
De apropiere
Clasa ����
MALE Tactice
Fig. 1.3. Clasificare în func ție de raza de ac țiune și de Înă lțime
de dimensiuni mici, 600 m altitudine și 2 km raza de ac țiune de apropiere, 1500 m altitudine, 10 km raza de ac țiune clasa NATO, 3000 m altitudine, 50 km raza de ac țiune tactice, 5500 m altitudine, 160 km raza de ac țiune
MALE (medium altitude, long endurance – altitudine medie, anduranta mare), 9000 m altitudine, raza de ac țiune peste 200 km
HALE (high altitude, long endurance – altitudine mare, anduranta mare), peste 10000 m altitudine și raza de ac țiune nedefinită
Hipersonice, supersonice Mach 1-5, hipersonice Mach 5+, la 15 200 m sau altitudine suborbitala, cu raza de ac țiune de peste 200 km
Orbitale, pe orbita joasa, cu Mach 25+
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
8
1.1. Studiu comparativ al aparatelor din categoria UAV. Caracteristici. 1.1.1. Comparație cu UAV- uri din clasa recunoaștere Pentru a eviden ția diferitele caracteristici ale celor mai importante AFP uri se vor prezenta cinci modele și proprietatile lor principale.
a. EADS Barracuda
Fig. 1.4. Cel mai mare program secret al Europei de creare a unui UCAV Tabel 1.1. EADS BARRACUDA - SPECIFICATII Versiune
Barracuda
Producator
EADS
Țara
Germania și Spania
Tipul
UCAV/ demonstrator
Motor
Pratt & Whitney JT15D engine (1x)
Putere
14 kN || 3,150 lbs
Lungime
8.25 m || 27 ft
Înă lțime
n/a
Anvergura
7.22 m || 23.7 ft
Greutate
3,250 kg (max TOW) || (2,300 kg empty)
Viteza
Subsonica inalta -1024 km/h
Echipaj
fara
Altitudine
6700m
Raza de ac țiune 4000 km
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
b. RQ-1 Predator
Fig. 1.5. AFP folosit extensiv în Iraq și Afganistan Tabel 1.2. RQ-1 PREDATOR SPECIFICATIi Versiune
MQ-1
Producator
General Atomics
Țara
USA
Tip
Recunoaștere armata, supraveghere aeriana și detectarea tintelor
Mtor
Rotax 914 cu patru cilindri, patru trepte
Putere
101 CP, 11 kn
Lungime
26.3ft 8.02m
Înă lțime
6.9ft 2.1m
Anvergura
48.7ft 14.84m
Greutate
<2,300 lbs 1,035kg (take off)
Viteza
>70kts 217 km/h
Raza de ac țiune 4000 km Altitudine
7700 m
9
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
c. X-47 Pegasus UCAV-N
Fig. 1.6. UCAV- versiunea naval ă , Avion de Lupt ă f ăr ă Pilot Tabel 1.3. X-47 PEGASUS UCAV-N SPECIFICATIi Versiune
X-47 A
Producator
Northrop Grumman
Țara
USA
Tipul
UCAV
Motor
Pratt & Whitney JT15D-5C turbofan engine
Putere
3,190lbs 14,2kN
Lungime
27.9ft 8.5m
Înă lțime
6.1ft 1.9m
Anvergura
27.8ft 8.5m
Greutate
3,835lbs 1,740kg (empty)
Viteza
Subsonica inalta- 540 km/h
Altitudine
12200 m
Raza de ac țiune 3900 km
10
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
d. Alenia Aeronautica Sky Y
Fig. 1.7. Primul model italian de AFP. Tinut în mare secret. TABEL 1.4. ALENIA AERONAUTICA SKY-Y SPECIFICATII Versiune
Sky Y
Producator Alenia Țara
Italia
Tipul
AFP - demonstrativ
Motor
1× DieselJet FIAT 1.9 JTD common rail FADEC turbodiesel four-cylinder engine, 170 hp (126 kW)
Putere
12,6 kn
Lungime
31 ft 10 în (9.72 m)
Înă lțime
6 ft 1 în (1.86 m)
Anvergura 32 ft 7 în (9.94 m) Greutate
2314 lb (1,050 kg), 1873 lb (850 kg - gol)
Viteza
260 km/h (140 kts)
Altitudine
8000 m
Raza de
930 km
acțiune
11
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
e. RQ-4 Global Hawk- baza de proiectare pentru avionul f ără pilot CA2661-10
Fig. 1.8. Global Hawk-vedere frontal ă Tabel 1.5. RQ-4 GLOBAL HAWK SPECIFICATIi Versiune
RQ-4 A
Producator
Northrop Grumman
Țara
USA
Tipul
HALE UARS -Unmanned Aerial Reconnaissance System – sistem de recunoaștere aeriana f ăr ă pilot
Motor
Rolls-Royce AE 3007H turbofan engine (1x)
Putere
7,150 lbs, 31,6 kn
Lungime
44.4ft 13.5m
Înă lțime
15.2ft 4.6m
Anvergura
116.2ft 35.4m
Greutate
26,700 lbs 11,622kg (gross take-off)
Viteza
343 knots TAS, 650 km/h
Altitudine
19800 m
Raza de ac țiune
20400 km
Profil la încastrare
NASA LRN 1015 (S1210; S1223)
Profil la vârf
NASA LRN 1015
12
Universitatea Transilvania din Braş v
Facultatea d Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
13
�����,� �����,� �����,� �����,� ��� �� � ����
�����,�
��������� � �
�����,�
���������� � �
����,�
���� �� ������� � ��
�,�
Fig. 1.9. Grafic com arativ –Global Hawk este reprezentativ pent ru clasa sa Se observa din simpl Comparație cu celelalte AFP-uri ca Glob l Hawk reprezintă solutia pentru supravegherea nor zone vaste, fiind de asemenea ferit și d e atacurile artileriei antieriene datorita plafonului e peste 19000 de metri. Utiliză rile civile sunt i ele evidente, NASA folosind un corerspo dent pentru a face diferite cercetă ri stiintifice în xosfera.
Fig. 1.10. Co pararea dimensiunilor cu Predator și Dark tar
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
14
1.1.2. Comparație cu avioane convenționale din aceeași categorie Pentru a se face eviden țierea calitatilor avionului f ăr ă pilor model Global Hawk se va face un studiu comparativ cu avioane conven ționale din aceea și clasa ca m ă rime și greutate.
a. Sukhoi Su-25 Frogfoot
Fig 1.11. Avion de lupt ă rusesc la decolare
Caracteristici generale
Echipaj: 1 pilot Lungime: 15.33 m (50 ft 11) Anvergura: 14.36 m (47 ft 1 in) Înă lțime: 4.80 m (15 ft 9 in) Suprafața aripa: 30.1 m² (324 ft²) Greutate gol: 10,740 kg (23,677 lb) Greutate incarcat: 16,990 kg (37,456 lb) Greutate maximă : 20,500 kg (45,194 lb) Motort: 2× Tumansky R-195 turbojets, 44.18 kN (9,480 lbf)
Performanta
Viteza maximă: 950 km/h (590 mph, Mach 0.82) Raza de luptă: 375 km (235 mi) Raza de zbor: 2,500 km (1,553 mi) Plafon de zbor: 10,000 m (22,200 ft) Viteza de urcare: 58 m/s (11,400 ft/min) Încă rcarea pe aripa: 584 kg/m² (119 lb/ft²) Tracțiune/ greutate: 0.51
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
b. A-10 Thunderbolt II
Fig. 1.12. Model american de avion de lupt ă
Cracteristici generale
Echipaj: 1 Lungime: 53 ft 4 în (16.26 m) Anvergura: 57 ft 6 în (17.53 m) Înă lțime: 14 ft 8 în (4.47 m) Suprafața aripii: 506 ft² (47.0 m²) Profil NACA: NACA 6716 baza, NACA 6713 vârf Greutate gol: 24,959 lb (11,321 kg) Greutate plin: 30,384 lb (13,782 kg)) Misiuni CAS: 47,094 lb (21,361 kg) Misiune anti-armura: 42,071 lb (19,083 kg
Greutate maximă: 50,000 lb (23,000 kg)
Motor: 2× General Electric TF34-GE-100A turbofans, 9,065 lbf (40.32 kN) Viteze: 450 knots (518 mph, [86] 833 km/h) la 5,000 ft (1,500 m) cu 18 Mk 82 bombs Viteza maximă: 381 knots (439 mph, 706 km/h) Cruise speed: 300 knots (340 mph, 560 km/h)
Raza de lupt ă : 250 nmi (288 mi, 460 km) Raza de zbor: 2,240 nmi (2,580 mi, 4,150 km) cu 50 knot (55 mph, 90 km/h) Plafon: 45,000 ft (13,700 m) Viteza de urcare: 6,000 ft/min (30 m/s) Incarcarea pe aripa: 99 lb/ft² (482 kg/m²)
Tracțiune/ greutate: 0.36
15
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
c. Ilyushin Il-102
Fig. 1.13. Unul dintre cele mai apreciate modele rusesti
Caracteristici generale
Echipaj: 2 Lungime: 17.75 m (58 ft 2 ⅞ in) Anvergura: 16.9 m (55 ft 5 ⅜ in) Înă lțime: 5.08 m (16 ft 8 in) Suprafața aripi: 63.5 m² (683.5 ft²) Greutate gol: 13,000 kg (28,000 lb) Greutate incarcat: 18,000 kg (39,683 lb) Greutate maximă : 22,000 kg (48,500 lb) Motor: 2× Klimov RD-33I turbofan, 51 kN (11,465 lbf) Viteza maximă: 950 km/h (513 kn, 590 mph) Raza de lupt ă : 400-500 km (300-378 nmi, 345-435 mi) Raza de zbor: 3,000 km (1,621 nmi, 1,864 mi) Incarcare pe aripa: 283 kg/m² (58.1 lb/ft²) Tracțiune/ greutate: 0.58
16
Universitatea Transilvania din Braş v
Facultatea d Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
17
�����
����� ����� ��������
�����
���� ���� ����
������ ����
� ������ �����
���� ����������� �������� ������
������ ����
Fig. 1.14. Grafic comparativ cu avioane convetionale
1.1.3. Concluzie și caracteristici definitorii Dupa cum se poate observa din graficul comparativ Global
awk are atuurile
necesare pentru a fi un AFP competitiv, castigand detasat în domeniile alt itudine, tracțiune și raza de ac țiune. Concluzii preliminare: •
Plafon de zbor neatins de nici un alt AFP
•
Raza de ac țiun impresionanta, pân ă la 20000 kilometri
•
Instrumente d bord de ultima generatie
•
Deșign innovator, favorizand aerodinamica optima
•
Zbor complet autonom, efectuat în urma preprogramarii tras eului
•
Amprenta infrarosu și radar redusa
•
Capacitatea de a fi folosit în ac țiuni militare și civile
•
Timp de zbor d e până la 40 de ore
•
System de co unicatii avansat, poate face misiuni în I aq, fiind dirijat și programat din UA
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
18
Modelul RQ-4A Global Hawk, al firmei Morthrop Grumman a fost selectat în mai
1995 în urma unui concurs organizat de c ă tre DARPA pentru a se ob ține un AFP din clasa
HALE. Acest model este un AFP de altitudine inalta și anduranta mare proiectat pentru a sprijini comandantii pe campul de lupt ă oferind imagini de razolutie mare, în timp real a unor vaste zone geografice. Firmele implicate în producerea acestui model sunt: Northrop Grumman și Centrul Aeronautic Ryan- contractor principal, Raytheon Systems - senzori, Rolls-Royce Allison – motor cu reactie, Boeing North American – aripa din fibra de carbon și L3 Communications – sisteme de comunicare. AFP ul este construit în fabrica Northrop Grumman din San diego. Raytheon a dezvoltat sistemul de senzori pentru recunoa ștere, acesta incluzand radar cu vizor sintetic( SAR) și senzori electrooptici ( EO) și infrarosii (IR). Raytheon furnizeaza elementul de control al misiunii ( MCE- mission control element), cât și elementul de lansare și recuperare al segmentului terestru al programului. Sistemul de senzori al Global Hawk este capabil s ă opereze mai mult de 40 de ore chiar și la altitudini mai mari de 21000 metri, zi și noapte, în orice conditii atmosferice. SAR ul poate funcționa în acelasi timp cu senzorul optic sau cu cel infrarosu penrtu a acoperi vaste zone geografice. Astfel, comandantii de la sol pot face aprecieri legate de situatia de fapt și de efectul unor atacuri cu bombe. Senzorul electrooptic include un senzor infrarosu de generatie a treia și o camera Kodak digital, cu CCD în spectrul vizibil. Imginile astfel ob ținute permit
distingerea diferitelor vehicule și cladiri și poate face fotografii prin zone cetoase, fie zi sau noapte. Poate face o cercetare a unei arii de 40 000 mile nautice în timp de 24 de ore cu precizie de 1 metru sau a unei arii de 1900 km pe 2 km cu precizie de 30 de cm. SAR –ul are trei tipuri de culegere a imginilor: rezolutii de 30 de cm, de 1 m și modul de detectare a obiectelor în miscare cu o viteza minima de 4 noduri (6 km/h), numit modul MTI. Datele obținute sunt prelucrate la bordul AFP și apoi sunt transmise în timp real, prin intermediul satelitului că tre elementul de control al misiunii, la sol. Forma bombata din vârful avionului gazduieste o antena de satelit pentru comunicatii
de 48 de inci(144
cm),model Ku band, de banda larg ă . Stațiile de la sol Stațiile de la sol ale Global Hawk includ MCE (mission control element)si
LRE(launch and recovery element). MCE este stația de control de la sol în cadrul operatiilor de recunoaștere. Conține patru stații de lucru: planificarea misiunii, procesarea datelor, operatorul de comanda și control al avionului( CCO) și comunicatiile. LRE include funcția de
Universitatea Transilvania din Braş v
Facultatea d Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
planificare a misiunii și cea de comanda și control a avionului. Setul
19
CE și LRE este
transpotabil cu un singur avi n C-5B. Sistemul GPS folosit permite ate izari și decolari cu precizie de 30 de cm. In 2001 Global Ha k a facut primul zbor f ăr ă oprire de pe aeroportul militar Edwards, din California pân ă la Baza Fortelor Aeriene Regale din Austra ia , din Edinburgh. Testele au aratat ca avionul are o raza de ac țiune de pân ă la 14000 d mile nautice și o autonomie de zbor de 42 de ore, f ăc ând din acest avion un sistem ca pabil să desf ășoare acțiuni oriunde pe Glob.
Fig. 1.15. Sistemu de comanda și comunicatii folosit de Global Hawk
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
20
1.2. Regulamente şi normative impuse la proiectarea aparatului Far 25 Pentru varianta civil ă a Global Hawk, folosit ă în prezent de c ă tre NASA pentru studiul atmosferei superioare se folosesc regulamentele civile iar pentru versiunile militare se folosesc regulamentele militare corespunzatoare. FAR 25.301 Înc ă rcă ri. (a) Cerinţele de rezistenţă sunt specificate în termeni de sarcini limit ă (sarcinile maxime ce sunt prev ă zute să apară în utilizare) şi sarcini ultime (sarcinile limită multiplicate cu factorii de siguran ţă recomandaţi). În lipsa altor specific ă ri, sarcinile prescrise sunt sarcinile limită . (b) În lipsa altor specific ă ri, sarcinile aerodinamice, la sol şi pe apă , trebuie puse în echilibru cu forţele de inerţie, luând în considerare fiecare element de mas ă de pe avion. Aceste sarcini trebuie distribuite astfel încât s ă aproximeze în mod conservativ sau s ă descrie minuţios condiţiile reale... (c) Dacă deformaţiile sub sarcin ă ar putea modifica semnificativ distribu ţia sarcinilor externe sau interne, aceast ă redistribuire trebuie luat ă în considerare. FAR 25.303 Coeficientul de siguran ţă . În lipsa altor specifica ţii, trebuie folosit un coeficient de siguran ţă de 1,5. FAR 25.305 Rezisten ţă la deformaţie. (a) Structura trebuie s ă fie capabilă să reziste la sarcinile limit ă f ă ră deformare permanentă , cu efecte negative. La nici o valoare a sarcinilor, pân ă la forţele limită , deformaţia nu are voie s ă influenţeze siguranţa funcţionă rii.
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
21
(b) Structura trebuie să fie capabil ă să reziste la sarcinile ultime, f ăr ă să cedeze, cel puţin 3 secunde. Totu şi, când demonstrarea rezisten ţei este f ăc ută prin teste dinamice simulând condi ţiile reale de sarcin ă , limita de 3 secunde nu se aplic ă . FAR 25.321 Solicit ă ri în zbor. Generalit ăţi. (a) Factorii de sarcin ă în zbor reprezint ă raportul dintre componenta for ţei aerodinamice (acţionând normal la axa longitudinal ă presupusă a avionului) şi greutatea avionului. Un factor de sarcin ă pozitiv este unul în care for ţa aerodinamică acţionează în sus faţă de avion. [14]
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
22
1.3. Stabilirea soluției constuctive. Misiune de zbor 1.3.1. Stabilirea soluţiei constructive a aparat ului Principalele componente ale Global Hawk sunt: antena de satelit în banda larg ă , senzor optic și infra-rosu, aripi din fibra de carbon, radar, fuselaj din aluminiu, structura de rezistenta, rezervoare de combustibil în aripi, ampenajul din fibra de carbon, cabine presurizate pentru diferite instrumente și motorul.
Fig. 1.16. Componentele principale ale aparatului
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
23
Fig. 1.17. Dimensiunile Global Hawk. Configura ția de baz ă . In cazul ampenajului a fost aleasa Configura ția în V, o configura ție neconventionala care inlocuieste binecunoscutele ampenaje verticale și orizontale. Fiecare brat al acestui ampenaj are Suprafa ța de control care tine locul de profundor și directie. Aceasta configura ție a fost inventata de c ă tre inginerul polonez Jerzy Rudlicki în 1930 și a fost testata pentru prima oara pe un Hanriot H-28 în anul 1931. Datorita faptului ca exista mai putine suprafete decat la o configura ție conventionala rezultatul este o forta de rezistenta mai mica. Totu și pentru a ob ține aceleasi performante ca la avioanele convetionale este necesara o Suprafa ța mai mare. Acest tip de ampenaj permite amplasarea motorului intre cele doua brate ale ampenajului, certificarea fiind în acest fel mai usor de obținut. Alte aparate care folosesc aceasta confguratie sunt: Cirrus Jet și Eclipse 400. Un alt motiv pentru care a fost aleasa acesta configura ție este acela ca amprenta radar și infrarosu este mai mica decat la ampenajele obisnuite. [11]
Pentru avionul f ăr ă pilot CA2661-10 am ales ca ampenajul s ă fie de configura ție clasica, în T, iar motorul s ă fie situat în partea inferioara a fuselajului, motivele principale fiind controlul mai bun al aeronavei, mic șorarea suprafetei transversale a fuselajului în zona posterioara și obținerea unei aerodinamici a fuselajului mai buna.
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
Fig. 1.18. Dimensiunile CA2661-10. Configura ția aleasa.
Fig. 1.19. Aripa
24
Universitatea Transilvania din Braş v
Facultatea d Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
Pentru aripa a fost ales profilul NASA NLF 1015 cu urm ă toarele caracteristici: Grosime:
15.0%
Inclinatie:
4.8%
Unghi de margine:
9.6o
Planeitate inferioasa: 65.7% Raza de margine: CP max:
2.2%
1.691
Maxim unghi CP :
8.0
Raport maxim L/D: 54.618 Unghi maxim L/D : 4.0 Max L/D CP: 1.194 Unghi de stall:-0.5 Unghi f ăr ă portanta: -7.0
Fig. 1. 0. Profilul NLF 1015 și polarele acestuia
25
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
Pentru fuselaj s-a ales o configura ție diferită de cea original ă :
Fig. 1.21 Dimensiunile adoptate pentru fuselaj
Calculul polarelor
j := 0 .. 1 anvergura
b := 38. Sw := 50.1
2 m Suprafaț a aripa
2
b ARw := ARw = 29.432 alungirea aripi Sw - profilul aripi pentru CA2661-10 este NASA NFL 1015 iar din polara profilului se scot valorile pentru
unghiuri de incidenta w și coeficientul de portanta Clw
−8
−0.4536
−6 −4 −2 0 2 λw := 4 6 8 10 12 13
−0.2293 0.0304 0.2699 0.5056 0.7437 Clw := 0.9651 1.0922 1.2206 1.3499 1.4561 1.5238
14
1.6809
26
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
27
2 1.75 1.5 1.25 1 Clw
0.75 0.5 0.25 − 10
− 7.5
−5
− 2.5
0
2.5
5
7.5
− 0.25 − 0.5 λw
Polara profilului GA(W)-1
CLw :=
Clw 2 1+ ARw
10
12.5
15
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
28
1.6 1.38
0
CLw =
0
-0.425
1
-0.215
2
0.028
3
0.253
4
0.473
5
0.696
6
0.904
7
1.023
8
1.143
9
1.264
10
1.363
11
1.427
12
1.574
1.16 0.94 0.72 CLw
0.5 0.28 0.06 − 10 − 7.5 − 5 − 2.5 0 − 0.16
2.5
5
7.5
10 12.5
− 0.38 − 0.6 λw
Fig. 1.22.Polare profil
Polara aripii
și aripă
0
bt := 14.04
anvergura ampenaj orizontal
St := 20.0
m Suprafaț a ampenaj orizontal 2
alungire ampenaj orizontal bt ARt := St coeficientul de rezistenta la inaintare Clw CLt := 2 al ampenajului orizontal 1+ ARt
CLt =
0
-0.377
1
-0.191
2
0.025
3
0.224
4
0.42
5
0.618
6
0.802
7
0.908
8
1.015
9
1.122
10
1.21
11
1.267
12
1.397
15
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
ηt := 0.8
29
factor de eficienta
2
St := 20.0 m
Clav := CLw + CLt⋅
St ⋅ηt Sw
1.5
2.5 2.15 1.8
1
1.45 1.1 Clav
0.75
CLt
0.4 − 10
− 7.5
−5
0.05
− 2.5 0 − 0.3
2.5
5
7.5
10
12.5
0.5
15
− 10
− 0.65
0
10
−1 λw
Polara avion
− 0.5 λw
Polara ampenaj orizontal
Fig. 1.23. Polare avion și ampenaj orizontal
20
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
30
0 0
-0.55589
1
-0.28101
2
0.03726
3
0.33076
4
0.61962
5
0.91141
6
1.18274
7
1.3385
8
1.49585
9
1.65431
10
1.78446
11
1.86742
12
2.05995
Clav =
2.5 2.15 1.8 1.45 Clw
1.1
CLw
0.75
Clav
0.4 − 10
− 7.5
−5
− 2.5
0.05
0
2.5
5
7.5
10
12.5
15
− 0.3 − 0.65 −1 λw
Polara avion,polara aripa,polara profil
Coeficientul de rezistenta la inaintare: Aπampo := 0.26
Cdπampo := 0.00
Aπampv := 0.25
Cdπampv := 0.00
2
Aπf := π ⋅ 0.6
Cdπf := 0.1
Sw = 50.1
coeficienti de rezistenta parazita 2
m
e1 := 0.9
factorul lui Oswald
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
31
2
Cdπf ⋅ A πf + Cdπampv ⋅ A πampv + Cdπampo ⋅ A πampo Clav Cdav := + Sw π ⋅ e1⋅ ARw 0
Cdav =
0
7.023·10-3
1
4.377·10-3
2
3.484·10-3
3
4.727·10-3
4
7.885·10-3
5
0.013
6
0.02
7
0.024
8
0.029
9
0.035
10
0.04
11
0.044
12
0.052
0.06 0.05 0.04 Cdav
0.03 0.02 0.01 − 10
0
10 λw
20
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
32
0.055 0.0495 0.044 0.0385 0.033 Cdav
0.0275 0.022 0.0165 0.011 −3
5.5×10
0
−1
− 0.65 − 0.3
0.05
0.4
0.75
1.1
1.45
1.8
2.15
Clav
Fig. 1.24. Coefiecientul de rezisten ță
2.5
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
Deviz de mase și centraj Geometria unor organe principale ale avionului Aripa Anvergura: Coarda la încastrare:
C0 := 2.76
Coarda la extremitate:
Ce := 0.81
Unghiul diedru:
δ := 1deg
Unghiul de calaj:
ζ := 2deg
Suprafața aripii:
Sw := 50.m
Alungirea aripii:
b λ w := Sw
λ w = 29.491
Raportul de trapezoidalitate:
C0 rw := Ce
rw = 3.407
b := 38.4
2
2
Ampenajele Ampenajul orizontal 2
Suprafața:
St := 20.06m
Anvergura:
bt := 14
(bt )
2
Alungirea:
λ t :=
Coarda la încastrare:
Ct0 := 2.06
Coarda la extremitate:
Cte := 0.70
Raport de trapezoidalitate:
Ct0 rt := Cte
St
λ t = 9.771
rt = 2.943
33
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
34
Ampenajul vertical 2
Suprafața:
Sav := 2.98m
Anvergura:
bav := 1.5
Coarda la încastrare:
Cav0 := 2.10m
Coarda la extremitate:
Cave := 1.12m
( bav )
Alungirea:
λ av :=
Raport de trapezoidalitate:
Cav0 rav := Cave
Sav
2 λ av = 0.755
rav = 1.875
Fuselajul Lungimea fuselajului:
Lf := 6.324
Lungimea virfului: Alungirea fuselajului: Lungimea pãrtii posterioare:
LvL:= f 1.58 λ f = 4.032 Dfe Lp := 6.804 2 Lv Suprafațavirfului sectiuniifuselajului: transversale maxime: S 2.465m := f Alungirea λ v := λ v = 1.007 Dfe Diametrul echivalent al sectiunii transversale maxime: Hf := 1.687m Bf := 1.45m Lp Hf + Bf Alungirea partii posterioare λ p := λ p = 4.338 Dfe :=a fuselajului: Dfe = 1.569m Dfe 2 λ f :=
Suprafața lateralã a fuselajului: a := 1.05
−3
K := a⋅ 0.734 + 14.5⋅ 10 K = 0.832
⋅ λ f
Slat := K⋅ π ⋅ Dfe⋅ Lf
Raza de curbura la botul fuselajului: Conicitatea pãrtii posterioare:
2
Slat = 25.929m rf := 0.282 θp := 5deg
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
35
Întocmirea devizului de greutãti și centrajul avionului în trei variante de încãrcare Estimarea maselor Se calculeazã greutatile tuturor elementelor ce alcãtuiesc aeronava, plecându-se de la masa avionului la decolare m 0=11622 kg (Varianta RQ 4-Global Hawk): m0 := 11622kg ⋅
11 maripa := ⋅m 100
3
maripa = 1.278 × 10 kg
Masa fuselajului: 13 mfuselaj := ⋅m 100
3
mfuselaj = 1.511× 10 kg
Masa ampenajelor: 4 ⋅m mampenaj := 100 0
mampenaj = 464.88kg
Masa trenului de aterizare: 4 ⋅m mta := 100 0
mta = 464.88kg
- masa trenului de bot: 20 ⋅m mtbot := 100 ta
mtbot = 92.976kg
- masa trenului principal: 80 ⋅m mtprinc := 100 ta
mtprinc = 371.904kg
Masa combustibilului: ρcomb := 0.775⋅
Vcomb := 8478⋅ mcomb := ρcomb⋅ Vcomb
Masa echipajului (0): Masa scaunelor (0): Masa motorului (Rolls-Roice AE3007H):
kg L 3
mcomb = 6.57 × 10 kg
mpilot := 0⋅ kg mscaun := 0⋅ kg ⋅ mmotor := 719kg
Masa sistemului de combustibil: - ca - capacitatea maximã de combustibil din aripi (L), respectiv c f - pentru fuselaj (L): ca := 1700⋅
cf := 2700⋅
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
36
-masa celulelor alveolare: 1 −2 mca := 18.845⋅ 0.264⋅ ( ca + cf )⋅ ⋅ 10 L
0.818 ⋅ kg
mca = 140.092kg
-masa suportilor celulelor alveolare: 1 −2 msca := 3.583⋅ 0.264⋅ ( ca + cf ) ⋅ ⋅ 10 L
0.854 ⋅ kg
msca = 29.094kg
Masa sistemului electric de pornire: 1 −3 ⋅ ⋅ mmotor ⋅ msp := 17.633⋅ 2.207510 kg
0.918 ⋅ kg
msp = 26.947kg
Masa comenzilor (comenzile prorpiu-zise, sistemele hidraulice și sistemele pneumatice): 1 −3 ⋅ ⋅ m0⋅ mcom := 62.6⋅ 2.207510 kg
0.581 ⋅ kg
mcom = 412.391kg
Masa aparatelor de bord, a aparatelor electrice și electronice: -masa instrumentelor necesare controlului zborului: -masa sistemului de radio-locatie: −3
⋅ micz := 2⋅ 15⋅ kg + 0.070610
⋅ m0
micz = 30.821kg
-masa instrumentelor necesare controlului motorului: −3
micm := 0.4532 ⋅ ⋅ 4.8⋅ kg + 0.013210 ⋅
⋅ m0
-masa sistemului de navigatie (Dopller): ⋅ m2 := 13.43⋅ ( 35.2460.01 )
0.662 ⋅ kg
m1 = 38.058kg micm = 4.488kg m2 = 6.734kg
-masa sistemului de navigatie inertialã: m1 := 17.3⋅ ( 35.2460.07 ) ⋅
0.873 ⋅ kg
m3 = 10.481kg
-masa sistemului de contraac țiune radio: m4 := 0.025⋅ ( 34.2460.0335 ) ⋅
0.912 ⋅ kg
Masa echipamentelor electronice: m3 := 23.5⋅ ( 35.2460.0095 ) ⋅
0.738 ⋅ kg
m4 = 0.028kg
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
37
-masa echipamentului electronic al avionului: mel := m1 + m2 + m3 + m4
mel = 55.301kg
Masa instalatiei electrice, estimatã în func ție de masa sistemelor de combustibil și electronice: mscomb := mca + msca
mscomb = 84.686kg
−3 msl := 526 526.68 .68⋅ 2.207 2.207510 510 ⋅ ⋅ ( mscomb
1 + mel )⋅ kg
0.51 ⋅ kg
msl = 289.361kg
Masa sistemului de oxigen: 1.494 ⋅ kg
mox := 0
mox = 0 kg
Masa sistemului de aer conditionat și de givraj: 1 macg := 0⋅ 2.2075⋅ mel ⋅ kg
−3 + 2002 ⋅ ⋅ 10
0.538 ⋅ kg
macg = 0
Masa avionului echipat mpilnonarma := mscomb + msp + mcom + micz + micm + mel + msl + mox + macg ... + maripa + mfuselaj + mampenaj ... + mta + mcomb + mscaun + mmotor + mpilot
4
mpilnonarma = 1.191× 10 kg
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
38
Determinarea centrului de greutate al avionului Se calculeazã luând ca origine a sistemului de referintã botul avionului.Coordonata pe axa ox a centrului de greutate al avionului, masuratã fatã de bot, se calculeazã cu formula:
∑ mi⋅XCG i
XCG.av :=
i
∑ mi i
, unde mi este masa unui element al avionului, iar X CGi este coordonata pe axa ox a centrului de greutate al
acelui element i, ( i=1,n ). Se calculeazã scara de lucru (k) cu relatia: lreala := 14.6⋅ ⋅ lmasurata := 146m k :=
lreala
k = 1 00
lmasurata
Se calculeazã coarda medie aerodinamicã (CMA), care este coarda aripii echivalente: -coarda la încastrare (masuratã). ⋅ c0 := 25.0m -coarda la extremitate (masuratã).
ce := 9.00m ⋅ r :=
c0
-raportul de trapezoidalitate:
ce 2
2 r +r+1 CMA := ⋅ c0⋅ 3 2 r +r CMAr := CMA⋅ k
-coarda medie aerodinamicã: -coarda medie aerodinamicã realã:
r = 2.778
CMA = 18.255⋅ m CMAr = 1.825m
Se masoarã pe desen X A (distanță de de la origina sistemului pânã la bordul de d e atac al aripii): XA := 70.73m ⋅
XAr := XA⋅ k
XAr = 7.073m
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
39
Determinarea centrului de greutate al aripii: -se considerã vederea de sus a aripii, iar din motive de simetrie lucrãm cu j umatate din aripã; -facem o aproximare grosiera considerând cã aripa are grosime constantã; -se împarte aripa în figuri simple și se calculeazã ariile la scara 1:1. i := 0 .. 1
k = 100
q := 0 ..
c1a. := i
c2a. := i
17.46k ⋅ ⋅ mm 26.00k ⋅ ⋅ mm
86.74k ⋅ ⋅ mm 2⋅ 86.7 86.744⋅ k ⋅ mm
Aaripa :=
c1a. ⋅ c2a. i i
i
A aripa =
2
i
7.572
2
m
22.552
1
Atot.aripa :=
∑
A aripa
i=0
ct 1 :=
maripa 2⋅ A tot.aripa
2
-aria unei singure aripi:
i
ma := ct 1⋅ Aaripa i i
Atot.aripa = 30.125m
ma = i 160.677
kg
478.533
1
mtot.aripa. :=
∑ i =0
XCG.aripa. :=
ma i
-masa unei singure aripi:
mtot.aripa. = 639.21kg
1 ⋅ c1 + 81.59mm ⋅ m + 1 ⋅ c1 + 99⋅ mm⋅ k ⋅ m k ⋅ ⋅ a.0 a a.1 a 3 0 2 1 1
∑ i =0
ma i
-centrul de greutate real al aripii: X1 := XCG.aripa
XCG.aripa. = 10.582m ⋅ Z1 := 2.1
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
40
Determinarea centrului de greutate al ampenajului orizontal: i := 0 .. c1a.o. := i ⋅ ⋅ mm 7.00k ⋅ ⋅ mm 5.00k 5.00k ⋅ ⋅ mm 12.00k ⋅ ⋅ mm 12.00k ⋅ ⋅ mm
c2a.o. := i ⋅ ⋅ mm 30.87k 2⋅ 30.8 30.877⋅ k ⋅ mm 3.5k ⋅ ⋅ mm 2⋅ 30.8 30.877⋅ k ⋅ mm 2⋅ 3.5⋅ k ⋅ mm
A a.o. :=
c1a.o. ⋅ c2a.o. i i 2
i
Aa.o. = i
1.08 1.544
4
A tot.a.o. :=
2
m
∑
A a.o.
i =0
0.088
i
3.704 0.42
2
-1/2 din aria ampenajului orizontal:
A tot.a.o. = 6.836m
Determinarea centrului de greutate al ampenajului vertical: i := 0 .. c1a.v. := i ⋅ ⋅ mm 21.93k ⋅ ⋅ mm 6.44k 2.15k ⋅ ⋅ mm 7.48k ⋅ ⋅ mm 7.48k ⋅ ⋅ mm
c2a.v. := i ⋅ ⋅ mm 27.78k 2⋅ 27.7 27.788⋅ k ⋅ mm 2⋅ 26.4 26.422⋅ k ⋅ mm 1.36k ⋅ ⋅ mm 26.42k ⋅ ⋅ mm
A a.v. := i
c1a.v. ⋅ c2a.v. i i 2
Aa.v. = i
3.046
2
m
1.789 0.568 0.051
4
Atot.a.v. :=
∑ i =0
0.988
A a.v.
i
-1/2 din aria ampenajului vertical: -se determinã masele ampenajelor:
2
Atot.a.v. = 6.442m
mampenaj ct 2 := 2⋅ ( A tot.a.o. + Atot.a.v. )
mtot.a.o. := ct 2⋅ Atot.a.o.
mtot.a.o. = 119.666kg
ma.o. := ct 2⋅ A a.o. i i
mtot.a.v. := ct 2⋅ Atot.a.v.
mtot.a.v. = 112.774kg
ma.v. := ct 2⋅ A a.v. i i
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
41
mtot.ampenaj := mtot.a.o. + mtot.a.v. mtot.ampenaj = 232.44kg
-1/2 din masa ampenajelor:
XCG.a.o. :=
1 1 ⋅ c1 + 180.99k ⋅ ⋅ mm ⋅ ma.o. + ⋅ c1a.o. + 187.99k ⋅ ⋅ mm ⋅ ma.o. ... a.o. 0 0 2 1 1 3 2 + ⋅ c1a.o. + 187.99k ⋅ ⋅ mm ⋅ ma.o. ... 2 2 3 1 1 + ⋅ c1a.o. + 192.99k ⋅ ⋅ mm ⋅ ma.o. + ⋅ c1a.o. + 192.99k ⋅ ⋅ mm ⋅ ma.o. 3 3 2 4 4 2 4
∑ i=0
ma.o. i
-centrul de greutate real al ampenajului orizontal:
⋅ XCG.a.o. = 19.45m
X4 := XCG.a.o
XCG.a.v. :=
Z4 := 1.2
1 1 ⋅ c1 + 154.38k ⋅ ⋅ mm ⋅ ma.v. + ⋅ c1a.v. + 176.32k ⋅ ⋅ mm ⋅ ma.v. ... a.v. 0 0 2 1 1 3 1 + ⋅ c1a.v. + 182.76k ⋅ ⋅ mm ⋅ ma.v. ... 2 2 2 3 1 + ⋅ c1a.v. + 182.76k ⋅ ⋅ mm ⋅ ma.v. + ⋅ c1a.v. + 184.93k ⋅ ⋅ mm ⋅ ma.v. 3 3 3 4 4 2 4
∑ i=0
ma.v. i
-centrul de greutate real al ampenajului vertical:
XCG.a.v. = 17.28⋅ X3 := XCG.a.v
Z3 := 2.8
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
42
Determinarea centrului de greutate al fuselajului: j := 0 .. 15 c1f := j
c2f := j
3.65k ⋅ ⋅ mm 16⋅ k ⋅ mm 32⋅ k ⋅ mm 23⋅ k ⋅ mm 60⋅ k ⋅ mm 45⋅ k ⋅ mm 28⋅ k ⋅ mm 3⋅ k ⋅ mm ⋅ ⋅ mm 1.35k 3.65k ⋅ ⋅ mm 16⋅ k ⋅ mm 32⋅ k ⋅ mm 60⋅ k ⋅ mm 45⋅ k ⋅ mm 28⋅ k ⋅ mm 3⋅ k ⋅ mm
2⋅ 1.76⋅ k ⋅ mm 2⋅ 3.5⋅ k ⋅ mm 2⋅ 7⋅ k ⋅ mm 2⋅ 10⋅ k ⋅ mm 2⋅ 9.5⋅ k ⋅ mm 2⋅ 7.13⋅ k ⋅ mm 2⋅ 4⋅ k ⋅ mm 2⋅ 2⋅ k ⋅ mm ⋅ ⋅ mm 1.76k 1.74k ⋅ ⋅ mm 3.5k ⋅ ⋅ mm 3⋅ k ⋅ mm 0.51k ⋅ ⋅ mm ⋅ ⋅ mm 2.36k ⋅ ⋅ mm 3.13k 2⋅ k ⋅ mm
Af :=
c1f ⋅ c2f j j
Af =
2
j
j
0.064 0.56
15
Atot.f :=
∑ j = 0
2.24
A f
j
2.3 5.7 3.208 1.12 0.06 0.012 0.032 0.28 0.48 0.153 0.531 0.438 0.03
-1/2 din aria fuselajului: ct 3 :=
mfuselaj 2⋅ A tot.f
2
A tot.f = 17.209m mfuselaj := A f ⋅ ct 3 j j
2
m
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
f j :=
mfuselaj = j 2.82
43
kg
24.583 98.333 100.966 250.221 140.848 49.166 2.634 0.522 1.394 12.292 21.071 6.716 23.31
⋅ ⋅ mm 1.35k 5⋅ k ⋅ mm 21⋅ k ⋅ mm 53⋅ k ⋅ mm 76⋅ k ⋅ mm 136k ⋅ ⋅ mm ⋅ ⋅ mm 181k ⋅ ⋅ mm 209k 0⋅ k ⋅ mm 1.35k ⋅ ⋅ mm 5⋅ k ⋅ mm 21⋅ k ⋅ mm 76⋅ k ⋅ mm ⋅ ⋅ mm 136k 181k ⋅ ⋅ mm 209k ⋅ ⋅ mm
-masa a 1/2 din fuselaj: 15
mtot.fuselaj. :=
∑ j = 0
mfuselaj j
mtot.fuselaj. = 755.43kg
19.236 1.317
7
∑ j = 0 15 +
1 ⋅ c1 + f ⋅ m f fuselaj j j 2 j
∑
XCG.fuselaj. :=
j = 12
11
∑
+
j = 8
2 ⋅ c1 + f ⋅ m f fuselaj j j 3 j
...
1 ⋅ c1 + f ⋅ m f fuselaj j 3 j j 15
∑ j = 0
mfuselaj j
-centrul de greutate real al fuselajului:
XCG.fuselaj. = 10.413⋅ X2 := XCG.fuselaj
Z2 := 2.98
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
44
Determinarea centrului de greutate al partii anterioare(cabina): mpilot + mscaun + micz + mel + mox + macg + micm mmonoloc := 2 mmonoloc = 45.305kg mcab.tot. := 2⋅ mmonoloc
mcab.tot. = 90.609kg
i := 0 .. c1c := i
c2c := i
13.03k ⋅ ⋅ mm 24⋅ k ⋅ mm 25⋅ k ⋅ mm ⋅ ⋅ mm 13.03k 24⋅ k ⋅ mm
Ac :=
c1c ⋅ c2c i i
2⋅ 7.41⋅ k ⋅ mm 2⋅ 8.93⋅ k ⋅ mm 2⋅ 10.13⋅ k ⋅ mm ⋅ ⋅ mm 1.52k ⋅ ⋅ mm 1.21k
Ac =
2
i
i
0.966
4
Ac.tot. :=
∑ i =0
2
m
2.143
Ac
i
2.533 0.099 0.145
-1/2 din aria cabinei: 2
mcab.tot. ct 5 := 2⋅ A c.tot.
Ac.tot. = 5.885m
mcab := ct 5⋅ A c i i 4
mtot.cabina. :=
∑ i=0
mcab i
-masa a 1/2 din cabinã:
mtot.cabina. ⋅ 2 = 90.609kg
mcab = i
f i :=
7.432
kg
⋅ ⋅ mm 23.97k 37⋅ k⋅ mm 61⋅ k⋅ mm 23.97k ⋅ ⋅ mm 37⋅ k⋅ mm
16.498 19.494 0.762 1.118
2
∑ XCG.cabina. :=
i =0
1 ⋅ c1 + c 2 i
f ⋅m i cab i
4 +
∑ i=3
4
∑ i =0
mcab i
2 ⋅ c1 + f ⋅ m c cab i 3 i i
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
-centrul de greutate real al cabinei este:
45 XCG.cabina. = 5.633⋅
X7 := XCG.cabina
Z7 := 2.6
Determinarea centrului de greutate al rezervoarelor de combustibil: i := 0 .. 5 c1r := i
c2r := i
73⋅ k ⋅ mm 35.71k ⋅ ⋅ mm 10.29k ⋅ ⋅ mm 10.29k ⋅ ⋅ mm 19⋅ k ⋅ mm 19⋅ k ⋅ mm
2⋅ 9.5⋅ k⋅ mm 2⋅ 7.07⋅ k⋅ mm 3.53k ⋅ ⋅ mm 3.53k ⋅ ⋅ mm 3.53k ⋅ ⋅ mm ⋅ ⋅ mm 3.53k
Ar :=
c1r ⋅ c2r i i
Ar =
2
i
i
6.935
5
Atot.rez. :=
∑
Ar
i=0
2
m
2.525
i
0.182 0.182 0.335 0.335
2
-aria a 1/2 din Suprafa ța ocupatã de rezervoare: mcomb ct 6.100% := 2⋅ A tot.rez.
mco.100% := ct 6.100%⋅ Ar i i f i :=
mco.100% = i 2.171�103
A tot.rez. = 10.494m
kg
63⋅ k⋅ mm 89.29k ⋅ ⋅ mm 79⋅ k⋅ mm 79⋅ k⋅ mm 125k ⋅ ⋅ mm ⋅ ⋅ mm 125k
790.403 56.859 56.859 104.987 104.987
5
mtot.comb.100% :=
∑ i =0
mco.100% i 3
-masa a 1/2 din rezervoare: 1
∑ i =0 5 +
1 ⋅ c1 + f ⋅ m r co.100% i i 2 i
∑
XCG.rez.100%:=
mtot.comb.100% = 3.285× 10 kg
i =4
3 +
∑ i =2
2 ⋅ c1 + 3 r i
1 ⋅ c1 + f ⋅ m r co.100% i i 3 i 5
∑ i =0
mco.100% i
... f ⋅m i co.100%
i
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
46
-centrul de greutate real al rezervoarelor (100%, 10%, 50%) este: XCG.rez.100%= 10.29⋅ mtot.comb.10% :=
mcomb.10% := 10%⋅ mcomb
mcomb.10% 2
mtot.comb.10% = 328.523kg mcomb.50% mtot.comb.50% := 2
mcomb.50% := 50%⋅ mcomb 3
mtot.comb.50% = 1.643× 10 kg
Determinarea centrului de greutate al motoarelor (incluzand sistemul de pornire): i := 0 .. c1m := i
c2m := i
⋅ ⋅ mm 21.78k ⋅ ⋅ mm 51.4k 51.4k ⋅ ⋅ mm
2⋅ 9.5⋅ k ⋅ mm 2⋅ 6.71⋅ k ⋅ mm 2.79k ⋅ ⋅ mm
Am :=
c1m ⋅ c2m i i
i
2
Am = i
2.069
2
m
3.449 0.717
2
Amot.tot. :=
∑
Am
i=0
i
2
-aria a 1/2 din Suprafa ța motorului: mmotor + msp ct 7 := 2⋅ A mot.tot.
mmot := ct 7⋅ Am i i
Amot.tot. = 6.235m
123.771
2
mtot.mot. :=
∑ i =0
f i :=
mmot = i kg
206.311
mmot i
-masa a 1/2 din motor:
42.892
mtot.mot. = 372.973kg
114.22k ⋅ ⋅ mm 136k ⋅ ⋅ mm 136k ⋅ ⋅ mm
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
1
∑ i =0
XCG.mot. :=
47
1 ⋅ c1 + f ⋅ m + 1 ⋅ c1 + f ⋅ m mi i moti 3 m2 2 mot2 2 2
∑ i =0
mmot i
-centrul de greutate real al motorului este:
XCG.mot. = 14.857⋅
X5 := XCG.mot
Z5 := 2.4
Determinarea centrului de greutate al trenului de aterizare: i := 0 .. 1 c1ta := i
c2ta := i
12.05k ⋅ ⋅ mm ⋅ ⋅ mm 12.9k
Ata :=
c1ta ⋅ c2ta i i
2⋅ 3.47⋅ k⋅ mm 2⋅ 6.95⋅ k⋅ mm
Ata =
2
i
i
0.418
1
Ata.tot. :=
∑ i =0
A ta
0.897
i 2
-aria a 1/2 din Suprafa ța trenului de aterizare:
Ata.tot. = 1.315m mta := i
mtot.ta. :=
∑ i =0
mta i
-masa a 1/2 din trenul de aterizare:
1
∑ XCG.t.a. :=
i =0
f i :=
1 ⋅ 90.72⋅ kg 2 1 ⋅ 362.88⋅ kg 2
1
1 ⋅ c1 + 2 tai
2
m
18.58k ⋅ ⋅ mm ⋅ ⋅ mm 100.69k
mtot.ta. = 226.8kg
f ⋅m i ta
i
1
∑ i =0
mta i
-centrul de greutate real al trenului de aterizare este: X6 := XCG.t.a
XCG.t.a. = 9.063m Z6 := 0.8
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
48
Determinarea centrului de greutate al sistemului de combustibil: i := 0 .. 1 c1sc := i
c2sc := i
26⋅ k ⋅ mm 18⋅ k ⋅ mm
Asc :=
c1sc ⋅ c2sc i i
2⋅ 89⋅ k ⋅ mm 2⋅ 9.5⋅ k ⋅ mm
Asc =
2
i
i
23.14
1
Asc.tot. :=
∑ i =0
1.71
A sc
i 2
-aria a 1/2 din Suprafa ța sistemului de combustibil:
A sc.tot. = 24.85m 1
mscomb c8 := 2⋅ A sc.tot.
msc := c8⋅ Asc i i
mtot.sc. :=
∑ i=0
msc i
f i :=
msc = i 39.429
2
m
kg
2.914
99⋅ k ⋅ mm 125k ⋅ ⋅ mm
-masa a 1/2 din sistemul de combustibil: 1
∑ XCG.s.c. :=
i =0
mtot.sc. = 42.343kg
1 ⋅ c1 + f ⋅ m i sc i 2 sc i 1
∑ i =0
msc i
-centrul de greutate real al sistemului de combustibil este:
XCG.s.c. = 11.351m
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
49
Determinarea centrului de greutate al comenzilor propriu-zise și a instalatiei electrice: i := 0 .. c1ci := i
c2ci := i
78⋅ k ⋅ mm 26⋅ k ⋅ mm 79.5k ⋅ ⋅ mm 78⋅ k ⋅ mm ⋅ ⋅ mm 79.5k
2⋅ 7.06⋅ k ⋅ mm 2⋅ 89⋅ k ⋅ mm 2⋅ 6.77⋅ k ⋅ mm ⋅ ⋅ mm 2.84k ⋅ ⋅ mm 2.97k
A ci :=
c1ci ⋅ c2ci i i
i
2
A ci = i
5.507
2
m
23.14 5.382
4
Aci.tot. :=
∑
1.108
Aci
1.181
i
i =0
-1/2 din aria comenzilor propriu-zise și a instalatiei electrice : mcom + msl ct 5 := 2⋅ Aci.tot.
mci := ct 5⋅ Aci i i
mci = i
f i :=
53.204
kg
2
Aci.tot. = 36.317m
4
mtot.ci. :=
∑ i =0
mci i
21⋅ k ⋅ mm 99⋅ k ⋅ mm 125k ⋅ ⋅ mm 21⋅ k ⋅ mm 125k ⋅ ⋅ mm
223.566 51.999 10.701 11.406
-masa a 1/2 din masa comenzilor propriu-zise și a instalatiei electrice: mtot.ci. = 350.876kg 2
∑ XCG.ci. :=
i=0
1 ⋅ c1 + 2 cii
2 1 ⋅ mci + ⋅ c1ci + f ⋅ mci + ⋅ c1ci + f ⋅ mci f i 3 4 i 3 3 3 3 4 4 4
∑ i =0
mci i
-centrul de greutate real al comenzilor propriu-zise și a inst. electrice: XCG.ci. = 11.203⋅ X8 := XCG.ci
Z8 := 1.2
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
50
Determinarea centrului de greutate al avionului CA2661-10: numarator := XCG.aripa.⋅ mtot.aripa. + XCG.a.o.⋅ mtot.a.o. + XCG.a.v.⋅ mtot.a.v. ... + XCG.fuselaj.⋅ mtot.fuselaj. ... + XCG.cabina.⋅ mtot.cabina. + XCG.rez.100%⋅ mtot.comb.100% ... + XCG.mot.⋅ mtot.mot. ... + XCG.t.a.⋅ mtot.ta. + XCG.s.c.⋅ mtot.sc. + XCG.ci.⋅ mtot.ci. numitor := mtot.aripa. + mtot.a.o. + mtot.a.v. + mtot.fuselaj. + mtot.cabina. ... + mtot.comb.100% + mtot.mot. ... + mtot.ta. + mtot.sc. + mtot.ci. numarator XCG.avion.r.100%:= numitor
⋅ masa100% := 5166kg
-centrul de greutate real al avionului CA2661-10 (100%): XCG.avion.r.100% = 10.919m
-se verificã stabilitatea sta țicã a avionului ( conditia fiind ca 20 % < h < 35 % ): h100% :=
XCG.avion.r.100% − XAr ⋅ 10 CMAr
h 100% = 210.691
%
numarator10% := XCG.aripa.⋅ mtot.aripa. + XCG.a.o.⋅ mtot.a.o. + XCG.a.v.⋅ mtot.a.v. ... + XCG.fuselaj.⋅ mtot.fuselaj. ... + XCG.cabina.⋅ mtot.cabina. + XCG.rez.100%⋅ mtot.comb.10% ... + XCG.mot.⋅ mtot.mot. + XCG.t.a.⋅ mtot.ta. + XCG.s.c.⋅ mtot.sc. + XCG.ci.⋅ mtot.ci. numitor10% := mtot.aripa. + mtot.a.o. + mtot.a.v. + mtot.fuselaj. + mtot.cabina. ... + mtot.comb.10% + mtot.mot. ... + mtot.ta. + mtot.sc. + mtot.ci. numarator 10% XCG.avion.r.10% := numitor10%
-centrul de greutate real al avionului CA2661-10 (10%):
masa10% := 4181kg ⋅ XCG.avion.r.10% = 11.54m
-se verificã stabilitatea sta țicã a avionului ( conditia fiind ca 20 % < h < 35 % ): h 10% = 244.718 %
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
51
numarator 50% := XCG.aripa.⋅ mtot.aripa. + XCG.a.o.⋅ mtot.a.o. + XCG.a.v.⋅ mtot.a.v. ... + XCG.fuselaj.⋅ mtot.fuselaj. ... + XCG.cabina.⋅ mtot.cabina. + XCG.rez.100%⋅ mtot.comb.50% ... + XCG.mot.⋅ mtot.mot. + XCG.t.a.⋅ mtot.ta. + XCG.s.c.⋅ mtot.sc. + XCG.ci.⋅ mtot.ci. h10% :=
XCG.avion.r.10% − XAr ⋅ 10 CMAr
numitor50% := mtot.aripa. + mtot.a.o. + mtot.a.v. + mtot.fuselaj. + mtot.cabina. ... + mtot.comb.50% + mtot.mot. ... + mtot.ta. + mtot.sc. + mtot.ci. numarator 50% XCG.avion.r.50% := numitor50%
⋅ masa50% := 4619kg
-centrul de greutate real al avionului CA2661-10 (50%):
XCG.avion.r.50% = 11.159m
-se verificã stabilitatea sta țicã a avionului ( conditia fiind ca 20 % < h < 35 % ): h50% :=
XCG.avion.r.50% − XAr ⋅ 10 CMAr
ZCG.avion :=
h50% = 223.829
mtot.a.o. ⋅ Z4 + mtot.a.v. ⋅ Z3 + mtot.fuselaj. ⋅ Z2 + mtot.aripa. ⋅ Z1 ... + mtot.mot. ⋅ Z + mtot.ta. ⋅ Z + mtot.sc. ⋅ Z + mtot.ci. ⋅ Z 5 6 7 8 m0
ZCG.avion = 0.487m
XCG.avion := XCG.avion.r.100
m M := mtot.aripa. + mtot.a.o. + mtot.a.v. + mtot.fuselaj. ... ⋅ 9.82 2 s + mtot.cabina. + mtot.comb.100% + mtot.mot. ... + mtot.ta. + mtot.sc. + mtot.ci. 4
M = 5.843× 10 ⋅ N
Limite centraj : 10% 50% 100%
X [m] 4.987 5.005 5.023
Z [m] 0.637 0.637 0.637
H% 32.004 33.026 34.059
%
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
52
1.3.2. Misiune de zbor Global Hawk poate indeplini misiuni de recunoa ștere în tot felul de operatiuni. Raza de acțiune 14000 de mile nautice și anduranta de 42 de ore, combinate cu legaturi de comunicare prin satelit, permit acestui aparat s ă desf ășoare operatiuni oriunde pe Glob. Senzorii de rezolutie inalta, incluzand aici sistemele electro-optice și vizibile și radarul de generatie moderna, pot face o supraveghere a unei suprafete de 60 000 de km 2 de la o altitudine de 19800 m în mai putin de 24 de ore.. In timpul operatiunilor militare din Iraq și Afganistan au fost folosite șase aparate Global Hawk insumand mai bine de 4300 de ore de activitate. Misiunile indeplinite de Global Hawk sunt cuprinse în categoria HALE- High Altitude Long Endurance- misiuni în care accentul este pus pe supravegherea de la inaltimi mari a unei arii extinse și pe o perioada ce poate depasi 24 de ore. Astfel de misiuni necesita de obicei o planificare mult mai amanuntita decat în cazul în care se folosesc aparate de zbor cu echipaj uman. Planificarea misiunilor a fost proiectata de c ă tre GDE Systems Inc(acum BAE Systems, Electronics & Integrated Solutions). Sta ția de la sol include un adapost ce cuprinde comunicatiile, comanda și controlulul, planificarea și computere pentru procesarea imaginilor. Centrul de control al misiunii are legaturi dus intors cu aparatul folosindu-se de satelitul Ku și de sistemele de sateliti UHF. [9]
In plan civil aparatul si-a demonstrat de curand aplicabilitatea fiind modificat pentru a avea la bord mai bine de unsprezece instrumente stiintifice pentru a face masurari și harti de la inaltimi medii și mari. Sistemul actual cuprinde: cartografiator compact al atmosferei, spectometru aerosoli, un cromatograf pentru urmarirea modificarilor atmosferice, instrument de studiu al ozonului, higrometru cu laser, sistem de masurare meteorologica, crearea profilurilor de temperatura cu instrument cu microunde, sistem video de inalta definitie și sistem LIDAR de masurare a fizicii norilor. Toate aceste dispozitive au fost proiectate pentru a studia atmosfera Pamantului în moduri neaccesibile în trecut. Prima misiune a inclus un zbor din Baza Aeriana Edwards, California pân ă la Insula Kodiak și inapoi, zborul totalizand 14 ore și 4500 de mile nautice și a fost un succes total. Misiunea principala a acestui aparat este de a cartografia zone atmosferice inaccesibile prin metodele obisnuite si, De și zborul este preprogramat, traseul de zbor poate fi modificat
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
53
de la sol pentru a preintampina schimbarile atmosferice care adesea sunt sub semnul hazardului. Datele culese din misiunile acestui aparat vor fi corelate cu cele ale satelitului Aura pentru a se reusi o intelegere mai buna a fenomenelor atmosferice. [10]
1.3.3. Spectrul de zbor al aparat ului
Fig. 1.25. Diagrama H-V a avioanelor Global Hawk și Predator
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
54
1.4. Prototip virtual Prototipul virtual a fost f ăc ut în SolidWorks 2007 și prezintă o urmă toarele modifică ri față de modelul original: •
Ampenajul este în T
•
Motorul a fost mutat în partea inferioară a fuselajului
Etapele construirii modelului virtual:
Fig. 1.26 Crearea formei generale a fuselajului
Fig. 1.27. Crearea aripilor și a ampenajelor
Fig. 1.28. Crearea transparen ței și reprezentarea unor instrumente din avion
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
55
1.5. Echipamente utilizate pentru controlul aeronavei. Pilot automat. Controlul zborului, programele de gestionare a aparatului și funcțiile de navigare sunt administrate de doua computere de control integrat al misiunii(IMMC). Acestea sunt dezvoltate de c ă tre Vista Controls Corporation, California.
IMMC-urile integreaza
informatiile de la sistemul de navigare și foloseste algoritmi Kalman de filtrare a datelor. Sistemul principal de navigare și control este fromat din doua sisteme inertiale de navigare și GPS-uri model KH-4072 INS/GPS, furnizate de c ă tre Kearfott Guidance & Navigation Corporation of Wayne, New Jersey. Sistemul KN-4072 include un laser giroscopic (monolithic ring laser gyro- MRLG) care este folosit impreuna cu un receptor GPS pentru a imbunatati performantele de navigare și pentru a fi mai usor detectat de sateliti. Un sistem de navigare Northrop Grumman(Litton)
este instalat în sistemul IR/TV/SAR. [9] De remarcat că acest avion are autonomie complet ă , în sensulc ă poate efectua misiunea de zbor, de la decolare pân ă la aterizare, f ă ră intervenție umană , având traseul preprogramat în sistemul de calcul de la bord. Bineînțeles că avionul poate fi dirijat și de la sol în caz c ă situația impune acest lucru, existând la bord și încă rcă turi explozive în mai mult de șapte locuri în caz ca sistemul a ajuns în teritoriu inamic și nu mai poate fi recuperat în timp util. Tipurile de autonomii existente la avioanele f ă ră pilor sunt urm ă toarele: •
Operate manual – omul dirijeaz ă toate funcțiile avionului, cu toate c ă acesta face manevrele în mod autonom
•
Gestiune prin consens – sistemul recomand ă acțiuni de efectuat în puncte sau momente cheie, în aceast ă categorie situându-se majoritatea vehivulelor autonome
•
Gestiune prin excep ție – sistemul efectueaz ă automat acțiunile necesare atunci când operatorul uman nu are timp de reac ție, operatorul este informat de cursul misiunii, operatorul poate modifica parametri activita ții în anumite momente cheie, excep țiile sunt raportate operatorului.
•
Complet autonome – sistemul execut ă automat acțiunile necesare cânad nu este timp suficient de ac țiune, operatorul este informat de cursul misiunii. [13]
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
56
Sistemele autonome sunt foarte complexe a șa cum se poate vedea și în figura urmă toare:
Fig. 1.29. Rela țíile funcțíonale ale unui avion f ăr ă pilot Cu cât gradul de autnomie cre ște mai mult, tot astfel devine din ce în ce mai greu s ă fie prezisă starea sum ă a sistemului. Sistemul este în fapt o func ție a legă turilor hardware și software și a interven țiilor umane. De obicei acestea sunt o multitudine de arhitecturi, formate de date, siste4me de operare, limbaje de programare, protocoale de compilare și de comunicare, f ăr ă a uita mentiunea ca exista o infinitate de combinatii hardware. Relatiile funcționale ale unui avion f ăr ă pilot pot fi descrise dupa cum urmeaza: •
Senzori interni – masoara viteza rotilor, unghiul de viraj, calculi Doppler la sol și în aer. Sunt folosite codoare pentru controlul rotilor, a trac țiunii și a directiei.
Acesti senzori pot fi clasificati și ca “proprioceptivi”, datorita faptului ca pot determina modul în care un AFP ac țiuneaza în mediul inconjurator; •
Senzori externi – unitati inertiale de masurare, inclinometer, compase magnetice și GPS. Acestea furnizeaza date care sunt folosite în impreuna pentru a oferi detalii despre positia și orientarea AFP-ului, în func ție de
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
anumite puncte de referinta.
și
57
acesti senzori sunt supranumiti
“proprioceptivi”; •
Senzorii de mediu – radar, LADAR, EI, IR și acustici sunt folositi de c ă tre AFP- uri în cadrul algoritmilor de perceptive pentru a putea observa și dezvolta o harta a mediului inconjurator în cadrul unui spectru bine determinat. Alegerea senzorului pe care s ă se bazeze este facuta de algoritmii de perceptive. Acesti senzori sunt denumiti “extroceptivi”, care afla date asupra carora avionul nu are posibilitate de control;
•
Localizarea – ofer ă estimari ale pozitiei, vitezei, altitudinii, ratei de urcare și a acclererarii vehiculului. Lacalizarea este o func ție de iesire atunci cand este vazuta de c ă tre cineva din afara;
•
Perceptie – definite ca inregistrarea, reprezentarea și interpretarea reperelor de mediu importante(locatie, geometrie, continut spectral) observate de c ă tre senzori și punerea acetor date în legatura cu mediul real pentru a controla în orice timp vehiculul, misiunea și planificarile;
•
Navigatia – generarea de harti ale imprejurimilor vehiculului, cum s ă navigheze prin vecinatati și cum să ajunga la destinatie, descoperirea de evenimente neasteptate legate de dep[lasarea vehiculului. Ia date de la func țiile de localizare și perceptive și efecuta instructiunile impreuna cu datele primate de la funcția comportamentala pentru a-si termina misiunea.
•
Planificarea – process prin care se genereaza o traiectorie de la un punct de pornire că tre un punct destinatie în timp ce ocoleste obstacolele. Aceasta funcție nu are legatura directa cu senzorii, dar trebuie s ă inteleaga datele acestora în conjunctiune cu hartile și cu obiectivelke misiunii pentru a produce comenzile potrivite;
•
Comportament – tactici cooperative, combina iesirea de la navigatie, planificare și perceptive și le traduce în comenzi de ac țiune pentru mobilitatea platformei
și
pentru
a
declansa
raspunsul
incarcaturii.
Modulele
comportamentale sunt comparate cu arhitecturile bazate pe comportament, dar nu e necesar s ă fie incluse în arhitecturi deliberative; •
Comunicatiile – legatura dintre vehicul și orice element al sistemului, inclusive oparatori și alte vehicule;
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
•
58
Interacțiunea umana – ofer ă interfata dintre supraveghetor și avion se defineste modul în care cele doua sisteme vor colabora. Acopera func ționalitatea Interfetelor Om Masina care ii ajuta pe operatori s ă inteleaga caface sistemul;
•
Mobilitatea – abilitatea vehiculului de a traversa mediul inconjurator. Aici sunt implicate adesea proprietatile hidro și aerodinamice ale platformei. Mobilitatea este adesea în stransa legatura și inscrisa în De șignul platformei;
•
Raspuns - folosirea incarcaturii pentru a crea sau a imbunatati imaginea generala oferita operatorului;
•
Incarcatura – senzori suplimentari, radar, LADAR, senzori acustici și poate include și arme de diferite feluri;
•
Platforma – cadrul în care sunt incastrate elementele fizice ale sistemului, care trebuie să fie alese în func ție de misiune. Tehnologiile relevante include Deșign mechanic, mecanica structural, materile, tehnici de lansare și recuperare.
Trebuie mentionate aici și elemente care nu au fost cuprinse în figura mai sus mentionata, acestea fiind totu și importante din punctul de vedere al func ționalitatii: •
Stocarea energiei -
avioanele f ăr ă pilot mici funcționeaza pe baza de
electricitate, cele mari insa au nevoie de sisteme hibride sau pe combustibil; •
Propulsia – este proiectata pentru anumite tipuri de misiuni, trebuind s ă se ia în considerare și semnatura pe care acestea o lasa fie ea acustica, electromagnetica, infrarosie sau vizuala;
•
Sisteme de masurare a uzurii și a sanatatii aparatului – foloste pentru automonitorizare, diagnoza și remediere a sistemelelor componente.
In cazul avioanelor f ăr ă pilot trebuie facuta referirea la faptul ca acestea folosesc un pilot automat capabil de a gestiona activitatile de navigare, inlocuind într-o mare masura interventia umana. In componenta pilotului automat intra sistemul fizic(hardware), sistemul informatic (software) și algoritmii folositi pentru controlul aeronavei. Algoritmii de ocolire a obstacolelor folositi pentru zborul complet autonom vor fi exemplificati pe scurt în sectiunea urm ă toare.
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
59
Vom trata în primul rand componenta fizica a unui sistem autopilot ca fiind o structura pe mai multe nivele, luandu-se în discutie avionica și comunicatiile. Cel mai usor poate fi inteles sistemul dac ă este impartim AFP-urile în patru componente, dupa cum urmeaza: •
Platforma de zbor
•
Avionica
•
Incarcatura
•
Stația de la sol
Fig. 1.30. Structura fizica a unui avion f ăr ă pilot Scopul platformei de zbor este de a purta avionica și incarcatura. Platforma este formata din structura de rezistenta, din actuatoare care deplaseaza suprafetele de control și de sistemul de propulsie. Avionica este compusa din pilot automat, receptor GPS, transmitator radar sau de orice alt tip. Autopilotul este de departe cea mai importanta și mai complexa componenta a unui AFP. Funcția acestuia este de a controla avionul folosind datele de intrare, instructiuni preprogramate sau func ții de siguranta dinainte incarcate în sistem. Un sistem autopilot obisnuit este compus din: unitatea centrala de procesare (2), senzori care masoara starea avionului (1), porturi de intrare/iesire, GPS și sistem de comunicare (4) și componentele electronice (3).
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
60
Fig. 1.31. Diagrama bloc a autopilotului Procesorul este inima autopilotului. Este responsabil de procesarea informatiilor venite de la senzori, manevrarea GPS -ului, a transmitatorului și a circuitelor de bypass, ruland în acest timp algoritmii de control la nivel primar și comunicand cu sta ția de la sol. Datorita multitudinii de ac țiuni care trebuie luate în considerare procesorul trebuie s ă fie capabil de operatii rapide pe 32-biti, s ă aiba sufienta memorie RAM. Global Hawk are doua calculatoare de bord care intrec cu mult cele mai performante desktopuri. [15]
Fig. 1.32. Arhitectura moderna a unui pilot automat
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
61
1.6. Algoritm de ocolire a obstacolelor folosit pentru zborul complet autonom Orice AFP are de zburat adesea în zone necunoscute sau ostile. Interesul general este acela de a minimiza sau a elimina distrugerea sau deteriorarea avioanelor f ă ră piulot prin implementarea un or algoriotmi de ocolire a obstacolelor care s ă le permita aparatelor s ă strabata traseul în siguranta [16].
Fig. 1.33. Un culoar de zbor sigur pentru avion f ă ră pilot care ocoleste obstacole, trupe inamice sau alte amenintari Timpul de procesare a informatiilor venite de la senzori este adesea critic si, dac ă nu se cunosc destule date și nu se iau deciziile corecte în timpul util, atunci pozitia aparatului poate fi compromisa. Se considera situatia teoretica în care un vehicul are de strabatut distan ță de la punctul A la punctul B’. în timp ce vehiculul se deplaseaza de la A c ă tre B’ senzorii strang informatii despre zona S 1S2S3S4 , zona vizibila în figura 1.34, a. dac ă vehiculul calatoreste direct de la A că tre B’, de vreme ce viteza depaseste adesea 200 km/h, este posibil ca senzorii de pe vehicul să nu aiba timp suficient de procesare a informatiei. De aceea, este posibil ca vehiculul s ă nu poate face corecturile de la traseu și să evite pericolele din zona S 1S2S3S4 . Astfel vehiculul se afla în ipostaza de a fi avariat.
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
a)
62
b)
Fig. 1.34. a) Zone sigure și nesigure; b) Cu limite de siguranta și de amenintare Se impune gasirea unui traseu sigur și care să ofere maximum de eficienta în termeni de timp și consum de energie. Luam în calcul cazul în care avionul zboar ă cu viteza v –constanta, cu o raza minima a traiectului r= v/ ω. Un AFP la locatia ‚p’ inseamna ca AFP-ul zboar ă în cerc având punctul ‚p’ ca centru și de raza r, rotindu-se în sens retrograd. Fie traseul A c ă tre B pe care avionul trebuie sa-l parcurga. Limita de amenintare (fig. 1.34, b.) separa zona cunocuta(alb) de zona necunoscuta (hasurata). Distan ță sigura este distan ță minima pe care incearca avionul s ă o obțina mereu fata de limita de amenintare. Definim intersectia dintre traseul de miscare de inaintare și limita de siguranta cu coordonatele (x s , ys ). Pe masura ce primim tot mai multe informatii despre zona necunoscuta, limita de amenintare se va deplasa c ă tre B și la fel se va intampla și cu punctul (x s , ys ). Ideea de baza este aceea ca trebuie s ă se zboar ă cât mai repede c ă tre (xs , ys ) și să astepte noi informatii. Curba care uneste punctele (x 1 , y1 , ϴ1) și (x2 , y2 , ϴ2) de lungime minima este compusa din cel mult trei componente, fiecare dintre ele fiind fie o dreapta, un arc de cerc sau un cerc de raza r. Curba trebuie neaparat s ă fie dupa cum urmeaza: 1. Un arc al unui cerc de raza r, urm ă t de un segment de dreapta, urm ă ta de un arc de cerc de raza r; 2. O secventa de trei arce de cerc de raza r; 3. Un sub-traseu al unui traseu de tipul 1 sau 2.
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
63
Exemple de asemenea cai sunt date în figura 1.35.
a)
b)
Fig. 1.35. Cele mai scurte cai. a)arc-segment-arc; b) arc-segment-arc Algoritmul presupune folosirea vectorului AB¯ , vector cu originea în A și cu orientarea că tre B. Un algoritm pentru zbor sigur este: 1. se initializeaza AFP-ul în punctul A + r AB 2. se urmeaza calea sigura mai sus mentionata pân ă la limita de siguranta {xs , ys , unghi(AB)+ π /2}pana cand se intalneste unul dintre evenimentele: -
Senzorii intalnesc o Ținta
-
AFP-ul ajunge la {x s , ys }
In ambele cazuri se intra în modul de siguranta(de protectie). în modul de siguranta AFP- ul zboară în cercuri de raza minima în sens retrograd. 3. dacă {xs , ys }≠B + r AB se asteapta actualizarea datelor legate de {x s , ys } și se continua cu pasul 2 la actualizarea datelor.
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
64
2. ASPECTE TEHNOLOGICE 2.1. Studiul utiliz ării materialelor compozite Materialele compozite sunt materiale formate din dou ă sau mai multe faze la scar ă macroscopică a că ror performanţă şi proprietăţi sunt destinate a fi superioare celor ale materialelor constituente, ac ţionând independent. Una dintre fazele constituente este discontinuă , rigidă , numindu-se de "ranforsare", iar faza continu ă , cu rigiditate mai sc ă zută se numeşte matrice. Uneori, datorit ă interacţiunilor chimice ale altor efecte de prelucrare, apare o fază suplimentară - interfaza - la interfa ţa dintre ranforsare şi matrice. Wiskers - urile sunt fibre formate din monocristale filamentare, cu diametre cuprinse între 1 şi 5 µm şi lungimi lf ≤ 500m, foarte scurte lf ≤ 10mm sau scurte cu lf=10-25mm, ori lungi (lf>25mm), obţinute din diferite materiale: sticl ă , carbon, carburi de siliciu, bor, safir, alumină , ceramică , metale feroase şi neferoase, textile, azbest, poliamide. Roving-ul este o configura ţie a fibrelor de sticl ă obţinută prin ră sucirea tronsoanelor 1, 2, 3. Fiecare tronson poate fi constituit din 6 pân ă la 204 monofibre lungi de sticl ă , cu diametrul între 8 şi 14µm, dispuse paralel şi netorsionat, unite între ele cu r ăşini. Materialele care intră în structura compozitelor sunt: - mase plastice; - fibre sintetice, de sticla, de carbon, de bor, lemnoase, metalice, celulozice etc. - metale ca Ni, Co, Al, Cr, Ti, W, Ta, Zr, Mo; - celulozice; - lemn sub form ă de placaje, pl ă ci aglomerate. Studiul materialelor compozite este o filozofie a proiect ă rii materialului ce ţine seama de compoziţia optimă de material, pe de o parte şi de proiectarea structural ă şi de optimizare pe de altă parte, în cadrul unui proces interactiv
şi concomitent.
Ştiinţa materialelor
compozite necesit ă interacţiuni strânse ale diferitelor discipline, cum ar fi analiza
şi
proiectarea structural ă , ştiinţa materialelor, mecanica materialelor şi tehnologii de prelucrare.
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
65
Scop Scopul cercet ă rilor în domeniul materialelor compozite const ă în atingerea urmă toarelor obiective: 1. Investigarea caracteristicilor de baz ă ale constituen ţilor precum şi ale materialelor compozite; 2. Optimizarea materialelor pentru condi ţiile de funcţionare date; 3. Dezvoltarea unor tehnologii de fabricare
şi studiul influenţei acestora asupra
proprietăţilor materialului; 4. Dezvoltarea unor proceduri analitice de determinare a propriet ăţilor materialului şi predicţia comportă rii structurilor în timpul funcţionarii; 5. Dezvoltarea metodelor experimentale de caracterizare a materialelor, analiza tensiunilor şi analiza defectelor; 6. Controlul nedistructiv al integrit ăţii materialului şi siguranţa în funcţionare; 7. Aprecierea durabilit ăţii, ciclului de viaţă şi apariţia defectelor. Tehnologia materialelor compozite s-a dezvoltat foarte mult în ultimii ani. Motiva ţia acestei preocup ă ri este determinată de: -progresul important în ştiinţa şi tehnologia materialelor, cum ar fi: fibre, polimeri, ceramice; -cerinţele industriei pentru materiale cu performan ţă ridicată în domeniul aeronauticii, structurilor aerospaţiale; -dezvoltarea unor metode numerice puternice pentru analiza structural ă utilizând tehnologii computaţionale, precum şi dezvoltarea unei baze de calcul vaste. Acestor cerinţe li se adaug ă astă zi, asigurarea calit ăţii produselor, reproductibilitatea şi capacitatea de predic ţie a comport ă rii pe durata ciclului de viata a unui produs. Utilizarea
materialelor convenţionale şi a materialelor compozite este strâns legat ă de dezvoltarea procedeelor de fabrica ţie.
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
66
Procesul de prelucrare este unul dintre cele mai importante stadii în asigurarea calit ăţii produsului finit. În acest scop, introducerea automatiz ă rii şi controlului adaptiv al proceselor de prelucrare este o necesitate din ce în ce mai stringent ă .
Statistica pentru anii urm ă tori prefigurează o continuare fructuoas ă a cercet ă rilor în acest domeniu, datorit ă scă derii costurilor componentelor materialelor compozite, ieftinirea proceselor prin introducerea automatiz ă rii tehnologiilor. Un alt factor determinant pentru viitoarele cercetă ri îl constituie greutatea specific ă scă zută a compozitelor, ce contribuie cel puţin în industria automobilelor, la conservarea energiei - obiectiv prioritar al secolului nostru[17]. Materialele compozite au fost dezvoltate în principal pentru domeniul aerospa ţial datorită necesitaţii existenţei unor materiale u şoare dar rezistente în timpul diferitelor solicită ri. Comportarea compozitelor a) rezistenta la frecare este data de particularitatile procesului de frecare, dar cum se stie ca intensitatea lui poate fi diminuata prin lubrifierea suprafetelor cuplate sau durificarea suprafetei s-au proiectat compozite care s ă reziste în ambele variante; în primul caz se realizeaza compozite metalice unde matricea metalica realizeaza portanta, iar fibrele dispersate ,nemetalice, se comporta ca lubrifiant. Durificarea superficiala a fost descrisa, anterior. b) rezistenta la coroziune și oxidare sunt influentate de natura matricei, microstructura acesteia, calitatea interfetei, natura fibrelor și nu în ultimul rand de caracteristicile fizicochimice ale mediului. Cel mai adesea sunt folosite în mediu coroziv compozite cu matrice pe baza de Al și fibre din grafit mizandu-se pe formarea Al (OH)3 care impiedica inaintarea procesului de coroziune. c) stabilitatea dimensionala la variatia de temperatura este o caracteristica specifica compozitelor, matricele având de obicei coeficient de dilatare mare .ce este redus de prezenta fibrelor și de existenta interfetelor ce se comporta ca bariere termice.
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
67
d) rezistenta la oboseala depinde de natura componentelor și forma materialului de ranforsare, de nivelul solicitarilor ciclice, cât mai ales de modul de realizare al suprafetei de contact[18].
Clasificarea materialelor compozite Diversitatea foarte mare a materialelor compozite necesita apelarea la mai multe criterii de clasificare a lor. Se disting astfel urm ă toarele posibilitati de clasificare: 1) Dupa natura matricei: - compozite organice (polimerice) MCP; - compozite cu matrice metalica MCM; - compozite ceramice MCC. 2) Dupa natura armaturii: - armate cu particule; - armate cu fibre lungi; - armate cu fibre scurte; - stratificate tip sandwich. 3) Dupa duritate: - compozite compacte (cristaline sau amorfe); - compozite necompacte (amestec de pulberi, suspensii). 4) Dupa structura: - compozite omogene; - compozite heterogene. Materiale compozite polimerice MCP Aceasta categorie de materiale compozite s-a impus în tehnica la începutul secolului al XX-lea, Odat ă cu dezvoltarea chimiei maselor polimerice sintetice. Armarea cu un material natural sau sintetic, organic sau anorganic s-a realizat la început pentru reducerea pretului
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
68
produselor polimerice, dar mai apoi pentru ob ținerea de materiale cu proprietati noi și programate anterior. Materialele compozite polimere actuale se pot clasifica la rândul lor în urm ă toarele categorii: 1. Compozite macroscopice, care includ urm ă toarele tipuri: - materiale polimere expandate, cu pori închisi sau deschisi; - materiale stratificate (placaj, stratificat cu textile sau alte materiale); - placari și lacuiri; - îmbinari adezive. 2. Sisteme poroase impregnate, de tipul: - beton impregnat cu latex, sau cu solutie de monomer; - ceramica impregnata , sau tratata cu monomer ce se polimerizeaza apoi în situ; - lemn impregnat, sau tratat cu monomeri ce se polimerizeaza (sau policondenseaza) în situ. 3. Polimeri armati cu: - fibre (lungi sau scurte, orientate sau dispuse aleator, tesaturi, împletituri de fibre, fibre combinate); - lamele; - pulberi (elastomeri, materiale termoplaste, materiale termoreactive, toate în sisteme înalt sarjate). 4. Materiale compozite cu doi polimeri (doua unitati monomerice): - sisteme monofazice; - amestecuri de polimeri: compatibili și necompatibili (amorfi mecano-chimic, în latex, în solutie; cristalini: dicomponente, difazice); - amestecuri de polimeri legati: copolimeri (cristalin-amorfi, polibloc, gradient-bloc), copolimeri legati (polimeri grefati, retele interpenetrante polimere concomitent RIP, RIP în latex, semi RIP); - grefare superficiala. 5. Materiale compozite hibride: - ranforsarea matricei cu doua tipuri de fibre distincte. Materialele compozite polimerice sunt solide, cu structura eterogena, ob ținute prin asocierea, într-o ordine dirijata, a unor componenti, dintre care cel de baza este de natura
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
69
polimerica. Posibilitatea de a folosi, în cadrul unor combinatii foarte variate, materii prime foarte diverse se concretizeaza în ob ținerea unei game largi de compozite polimerice. Materialele compozite polimerice armate MCPA detin ponderea cantitativa (peste 80 %). Aceasta se explica prin prisma proprietatilor specifice remarcabile, net superioare materialelor traditionale și mat erialelor compozite cu matrice metalica și ceramica: greutate specifica redusa, rezistenta superioara la agenti chimici, proprietati mecanice superioare (rezistenta specifica și modul specific înalte), proprietati termice și electrice îmbunatatite comparat iv cu a materialelor plastice, proprietati dirijat diferen țiate. Impunerea materialelor compozite polimerice în domeniile de vârf ale tehnicii, dar și în alte domenii industriale: în constructii, sectorul bunurilor de larg consum etc., se datoreaza și caracteristicilor tehnologice ale acestora: prelucrabilitate usoara, cu posibilitatea ob ținerii
de piese finite prîntr-o singura operatie, sau prin operatii nu deosebit de dificile, operatii în multe cazuri posibil de mecanizat și automatizat, ceea ce determina situarea costurilor la niveluri relativ scazute, competitive. În tabelul 2.1 se prezinta materialele compozite polimerice ce înlocuiesc materialele traditionale. Tabel 2.1. Tipuri de materiale compozite polimerice, armaturi și materiale înlocuite.
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
70
Componentele de baza ale compozitelor polimerice sunt, în general, diferiti polimeri: poliamide, polipropilena, polietilena, policarbonati, rasini epoxidice, rasini fenolice, poliuretani, polietilentereftalat, acrilonitrilbutadienstiren, polifenilenoxid etc. Preturilor materialelor compozite pot depasi preturile metalelor de 6-12 ori, dupa cum reiese din tabelul 2.2. Dar alte proprietati ale lor (densitatea mai mica, rezistenta mecanica și la agenti climatici etc.) le impun tot mai mult pe piata (tabelul 2.3).
Tabel 2.2. Raportul preturilor unitare pentru unele metale si materiale compozite.
Tabel 2.3. Proprietatile și preturile unor materiale compozite polimerice armate.
Competitivitatea compozitelor cu matrici polimerice este determinata și de consumurile relativ reduse de energie în procesul de ob ținere a matricei polimerice (tabel 2.4.) și a compozitului polimeric, de costurile tehnologiilor moderne de formare mai reduse și de costul de fabricare pe unitatea de structura. Aceste avantaje sunt un parametru economic
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
71
important care conduc la reducerea costurilor directe de confectionare a unor repere, elemente de structura, sau elemente de constructie. Tehnologiile de fabricatie foarte diverse ale acestor materiale implica utilaje și procese pentru: obținerea matricei polimerice, pregatirea componentelor de armare, impregnarea sau tratarea fibrelor, taierea fibrelor, realizarea armaturii (sub forma de retea, tesatura, împletitura etc.), realizarea compozitelor propriu-zise prin injectie, extrudare, presare - matritare, alte procedee. În principiu, pentru fieca re tip de material compozit polimeric și pentru fiecare reper, este necesara o tehnologie distincta, cu operatii și utilaje, sau dispozitive și scule specifice.
Tabel 2.4. Consumuri energetice comparative.
Componentele de baza ale materialelor compozite polimerice sunt: 1. Matricea, care poate fi realizata din urmă toarele materiale: - o rasina termoplastica: poliesteri nesaturati, rasini vini l-esterice, rasini epoxidice clasice sau modificate, rasini fenolice și rasini speciale rezistente la temperaturi mari, ca poliamidele; - polimeri termoplastici, ca: poliesteri liniari, poliamide, polietilena, polipropilena, policarbonati și polimeri rezistenti la temperaturi mari; - blende polimerice reactive realizate prin amestecarea unui polimer termoreactiv cu un elastomer sau termoplast, sau prin amestecarea polimerilor termoreactivi. 2. Materialul de armare, care la compozitele polimerice moderne sunt în special fibre de sticla, fibre de carbon și fibre aramidice și într-o masura mai mica fibre polietilenice sau fibre celulozice. Recent, s -a început ranforsarea cu fibre ceramice, în special a rasinilor epoxidice modificate, a siliconilor și a altor polimeri cu rezistenta termica mare. Datorita costului mult mai mare comparativ cu celelalte tipuri de fibre, cele de bor, De și au performante mecanice superioare la solicitari de întindere, comprimare, lovire și o rezistenta
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
72
mare la oboseala, nu sunt folosite decât în acele domenii și au aplicatii care s ă justifice utilizarea economica a acestora, cum ar fi: constructii aeronautice și aerospatiale și tehnica miliȚara. Caracteristicile mecanice ale MCPA depind nu numai de proprietatile componentelor, dar și de taria legaturii interfaciale fibra - matrice. Pentru îmbunatatirea adeziunii interfaciale, fibrele de sticla și fibrele carbon cu aderenta mica la matrici polimerice sunt supuse unor tratamente speciale termice, chimice și de finisare cu pelicule de polimeri pe liculogeni. Compozitele stratificate tip sandwich sunt alcatuite dintr-un miez tip fagure, sau compact, placat pe cele doua fete superioara și inferioara cu un strat subtire de alt material. Ca materiale pentru miez se folosesc mase plastice armate cu fibre de sticla, hârtie fibroasa tip
aramid tratata cu o rasina fenolica, materiale sub forma de spume (polistiren, izocianat), sau aliaje de aluminiu. Pentru fetele panourilor se utilizeaza aliaje pe baza de aluminiu, oteluri, grafit, mase plastice armate cu fibre de sticla, lemn și gips. Aliajele din materiale plastice reprezint ă un domeniu nou, acestea rezultând din amestecul de polimer - polimer, inclusiv polimeri grefati, polimeri - metal și polimer ceramica. Aliajele din materiale plastice sunt preferate în multe cazuri aliajelor metalice, datorita proprietatilor mecanice superioare în procesele de frecare, nemaifiind necesara lubrifierea. Materiale compozite cu matrice metalica, MCM Materialele compozite cu matrice metalica ("metal matrix composites") prezinta rezistenta mecanica mare, la temperaturi mari, pâna la aproximativ 1.500 K. Aceste materiale sunt constituite dîntr-o matrice metalica (metale sau aliaje metalice) și componente de insertie (armare) metalice, fibra carbon sau ceramice, ultimele sub forma de fire sau fibre (lungi, scurte sau whiskers) și în unele cazuri în forma de benzi, solzi sau pulbere. Materialele compozite metalice se pot prezenta astfel: - materiale placate (stratificate de tip "sandwich"); - aliaje ranforsate cu dispersii de oxizi, realizate prin metalurgia pulberilor metalice (materiale antifrictiune, electrotehnice, de scule etc.); -
materiale metalice pseudo-compozite, de tip eutectic solidificat dirijat (prin
solidificare controlata, cu orientarea dirijata sub forma filamen Țara a unor compusi intermediari durificati, proprii aliajului metalic);
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
73
- materiale compozite cu matrice metalica armate cu fire și fibre. Materialele compozite metalice se prezinta sub diferite forme: semifabricate (placi, table, sârme, profile); piese de configura ții prestabilite (piese finite); ansambluri cu funcționalitate precizata (de exemplu, radiatoare), catalizatori. În calitate de componente ale MCM, se utilizeaza: - matricea metalica din metale sau aliajele acestora (aluminiu, magneziu, cupru, titan, plumb, nichel, cobalt, fier, zinc, superaliaje etc.); - componentele de armare (sârme metalice sau benzi) din oteluri inoxidabile, wolfram, beriliu, titan, fibre de bor (depuse pe filamente de wolfram, acoperite cu SiC sau BC); fibre carbon (lungi sau scurte); fibre ceramice oxidice sau neoxidice, cum sunt fibrele lungi de Al 2O3, SiC, de cuart, sau fibrele scurte și whiskers din SiC, carbura de bor, diamante industriale etc., particule (pulberi sau solzi) din materiale ceramice sau metalice. Diversitatea de materiale compozite metalice cunoscute sau posibil de realizat este determinata de numarul de combinatii posibile matrice - elemente de armare, de natura acestora, cât și de modul de distributie și fractia volumica a constituentilor. Metodele și tehnologiile de fabricatie ale MCM sunt foarte diverse, implicând conditii speciale, dificile ale operatiilor, determinate de prelucrari la temperaturi ridicate și depinzând de natura materialelor metalice (metale sau aliaje greu fuzibile, sau cu o mare reactivitate fata de diferite gaze, sau de atmosfera). Metodele principale utilizate, în raport cu starea matricei sunt metode în faza solida, în faza lichida, de depunere chimica etc. Metodele în faza solida de ob ținere a MCM sunt: presarea la cald, laminarea la cald, sinterizarea (presarea pulberilor la cald, cu topire superficiala), tragerea la cald. Metodele în faza lichida pentru ob ținerea MCM sunt: infiltrarea sub presiune sau în vid, turnarea cu forjare, turnarea în matrita, omogenizarea în starea lichida. Acoperirile compozite se realizeaza pe diferiti suporti. Pentru o mai buna aderenta a compozitului la substrat se poate depune pe acesta un strat metalic pur, pesta care se depune apoi stratul de compozit. Ca procedee de ob ținere se pot enumera: depunerea chimica prin evaporare, depunerea electrochimica, pulverizarea în plasma, pulverizarea în vid, codepunerea matricei și armaturii. Se obțin straturi rezistente la uzura și abraziune, cu proprietati de autolubrifiere, cu duritate ridicata, se finiseaza supr afetele, se ob țin straturi active pentru catalizatori. în tabelul 2.5 se prezinta câteva materiale compozite cu matrice metalica, proprietatile și preturile lor.
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
74
Tabel 2.5. Proprietatile și preturile unor materiale compozite cu matrice metalica.
Materiale compozite ceramice. Materialele compozite ceramice sunt alcatuite dîntr-o matrice ceramica (de oxizi, carburi, nitruri, boruri, siliciuri, oxicarburi etc.) ranforsate cu fibre ceramice, sau cu fibre de carbon, lungi sau scurte. Deoarece matricea însasi este foarte dura, dar fragila, fibrele de armare au rolul tocmai de a diminua fragilitatea acesteia. Legarea fibrei de matrice se realizeaza prin frecare de alunecare, pentru a asigura o anumit ă libertate de miscare fibrelor. La multe compozite de acest tip, matricea și fibr a sunt din acelasi material. Materialele compozite ceramice se caracterizeaza prin rezistenta mecanica relativ mare și stabilitate la temperaturi înalte. În ceea ce priveste comportarea termomecanica pâna la
1.200°C, sau chiar la temperaturi mai mari, oboseala la clivaj termic, fluajul sub sarcina, inertia chimica, materialele compozite ceramice sunt superioare tuturor celorlalte materiale. Fragilitatea mare a matricei ceramice, tenacitatea insuficienta în raport cu otelurile refractare pentru aplicatiile în structuri care func ționeaza la temperaturi mari constituie însa un dezavantaj al acestor materiale. În calitate de matrice, se folosesc: compusi oxidici (Al 2O3, SiO2, Al2O3 cu adaos de TiO2 sau de Zr2O3) și compusi neoxidici (SiC, Si3N4, BAl etc.) Pentru ranforsarea matricei, se folosesc fibre de carbon și mai ales fibre ceramice continue, discontinue și recent, whiskers ceramic. Metodele principale de fabricatie a materialelor compozite ceramice sunt: - formarea plastica din pulberi fine și un lichid purtator, prin turnare într-un model și apoi arderea la temperatura ridicata;
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
75
- presarea la rece și sinterizarea (din pulberi fine și un liant, prin compactarea la rece, la presiune mare și apoi arderea la temperaturi ridicate); - sinterizarea în stare vitroasa c a în cazul anterior, cu includerea unei faze sticloase care micșoreaza viscozitatea, în func ție de temperatura; -
presarea la cald (pentru pulberi fine, cu aplicarea simultana a presiunii și
temperaturii); - depunerea din faza de vapori.
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
Fig. 2.1. Clasificarea materialelor compozite
76
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
Fig. 2.2. Tipuri de materiale compozite
77
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
78
2.2. Proiectarea procesului tehnologic pentru fuselaj din materiale compozite Fuselajul avionului este o structura semi-monococa impartita în trei sectiuni longitudinale. Sectiunea din fata este construita din aliaje de aluminiu, a doua sectiune este un a de trecere iar cea posterioara este din materiale compozite, pentru ca reduce greutatea în zona motorului.
Fig. 2.2. Fuselaj din materiale compozite Este necesara precizie mare la asamblarea partilor fuselajului daotrita faptului ca orice neregularitate are efect asupra caracteristicilor aerodinamice ale aparatului. Structura interna a fuselajului este facuta din grinzi cu zabrele și Conține compartimente în care se pot introduce aparate de masura și transmisie de date fig. 2.4. Formarea sub vid în matri ţă deschisă ( figura 2.3) În acest procedeu prin crearea vidului sub membrana elastic ă se elimină aerul înglobat în materialul de formare şi se realizeaz ă compactarea piesei sub ac ţiunea presiunii atmosferice. Întă rirea: se realizeaz ă la rece sau la cald printr-un tratament termic într-un cuptor sau autoclav ă .
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
79
Fig. 2.3. Autoclava- 1-matriţă ; 2-stratificat; 3-membrană flexibilă ; 4-garnitură Procesul tehnologic implica urm ă toarele etape: • • • • • •
crearea formei primei jumatati a fuselajului în autoclava, unde, în urma polimerizarii se obține Suprafața exterioara a fuselajului; se asambleaza structura interna a fuselajului; invelisul se asaza pe suporti speciali, dupa caz acesti sunt dotati cu instrumente sofisticate de masurare și calibrare, un exemplu fiind ghidajul cu laser; fuselajul anterior este prevazut cu o Suprafa ța bombata în zona antenei de satelit, situata în partea superioara a botului avionului Odată partile principale ale invelisului pregatite se trece la nitutirea și lipirea acestora de structura de rezistenta se trece la curatirea zonelor imbinarilor și la vorpsirea aparatului
Fig. 2.4. Fuselajul CA2661-10 cu instrumente de masura și transmisie
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
80
2.3. Proiectarea dispozitivelor de obținere a fuselajului
Majoritatea pieselor realizate din compozite cu matrice termorigide folosite în industria aerospatiala sunt polimerizate la temperaturi inalte pentru a asigura temperaturi de lucru suficient de mari. De exemplu, un compozit carbon/epoxy polimerizat la 180°C timp de 2 ore ar putea avea o temperatura de tranzitie (Tg – glass transition temperature) de 200°C în atmosfera uscata și de numai 160°C în conditii de umezeala. Acest lucru ar permite compozitului să aiba o temperatura de lucru de maxim 135°C. O modalitate de a polimeriza materialul compozit ar putea fi intr-un cuptor, aplicand vid asupra lui. Cele mai bune rezultate insa, se ob țin folosind o presiune de compactare mai mare de o atmosfera. Aceasta se ob ține de obicei folosind autoclava[19].
Fig. 2.5. Autoclava
Autoclava reprezintă în principiu, un cuptor în interiorul caruia se poate contola atât presiune cât și temperatura,prevazut cu sisteme prin care s ă se poata aplica vidul asupra piesei. De obicei o autoclava este controlata printr-un computer, iar presiune se ob ține folosind bioxid de carbon sau azot, pentru a reduce riscul producerii de incendii. O instalatie standard pentru fibre de carbon în matrice polimerica (carbon/epoxy) este capabila s ă realizere temperaturi de peste 200°C și presiune de pân ă la 7-8 bar. Pentru compozite termoplastice sautermorigide de inalta temperatura se folosesc autoclave capabile să realizeze temperaturi de 400°C și presiuni de 12 bar. Piesa din compozit se incalzeste se obiecei prin convectie termica, circulatia realizandu-se cu ajutorul unor ventilatoare.
Fig. 2.6. Principiu de func ționare
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
81
In mod normal, structura din compozit este vidata în momentul în care asezarea straturilor se finalizeaza, pentru a tine materialul în pozitie și pentru a inlatura aerul dintre straturi. Inainte de inchiderea usilor, piesa vidata se conecteaza la furnurule de vid și la termocuplele din interiorul autoclavei. Presurizarea și incalzirea piesei va începe imediat dupa acest moment. Dupa ce presiunea în interiorul incintei depaseste o atmosfera, aplicarea vidului se poate opri. Vitaza de crestere a temperaturii și presiunii sunt controlate de durata intregului proces pentru a asigura polimerizarea compozitului în toata masa lui și pentru a reduce posibilitatea aparitiei unor solicitari interne datorate dilatarii materialului. Vascozitatea rasinii scade Odat ă cu cresterea temperaturii pân ă în momentul în care devine gelatinoasa. Este important ca presiunea maxim ă să fie atinsa inaintea acestui moment pentru a permite eliminarea unor eventuale bulede aer dintre straturile de fibre și pentru a se elimina rasina în exces.
Fig. 2.7. Ciclu de polimerizare în autoclava In unele cazuri, se poate mentine un palier intermediar de temperatura premergator temperaturii maxime tocmai pentru a se asigura eliminarea aerului dintre straturi și pentru a evita producerea de reactii exoterme (in care se degajeaza caldura), ce pot aparea în special în laminate groase (de peste 50 de straturi). De asemenea, în acest mod se poate asigura o temperatura uniforma în toata masa piesei. Pentru rasini de ultima generatie insa, procesul de polimerizare poate fi realizat f ăr ă a folosi un palier intermediar. Matritele folosite în autoclava trebuie să aiba o masa termica mica, pentru a evita incalzirea sau racirea lenta a compozitului și de asemenea un coeficient de dilatatie termica mic, similar cu cel al laminatului.
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
82
3. BIBLIOGRAFIE 1. MM Nita – Avioane și rachete. Concepte de proiectare 2. R.Udroiu - Materiale compozite, Tehnologii și aplicatii în aviatie 3. Roskam – Airplane De șign 4. Reg Austin - Unmanned Aircraft Systems: UAVS De șign, Development and Deployment 5. http://www.northropgrumman.com/ 6. http://en.wikipedia.org/wiki/Unmanned_aerial_vehicle 7. http://www.air-attack.com/ 8. http://www.ae.illinois.edu/m-selig/ads/aircraft.html 9. http://www.airforce-technology.com/projects/global/ 10.http://www.dailytech.com/NASA+Global+Hawk+Completes+First+Science+Flight/ article18096.htm 11. http://en.wikipedia.org/wiki/V-tail 12. Z.Goraj, A.Frydrychewicz și colectiv - High altitude long endurance unmanned aerial vehicle of a new generation– a De șign challenge for a low cost, reliable and high performance aircraft, Bulletin of The Polish Academy of Sciences Technical Sciences, Vol.52,No.3,2004 13. Anthony Finn și Steve Scheding – Developments and Chalenges for Autonomous Unmanned Vehicles- A compedium, 2010, ISBN 978-3- 642-10703-0 14. FAR 25--Airwothiness Standards: Transport Category Airplanes 15. Reed Siefert Christiansen – De șign of an autopilot for small unmanned aerial vehicles, Department of Electrical and Computer Engineering, Brigham Young University,August 2004 16. Sivakumar Rathinam și Raja Sengupta – A Safe Flight Algorithm for Unmanned Aerial Vehicles, CEE Systems, University of California, Berkeley, SUA 17. M. Banu - Curs Tehnologia Materialelor Compozite, Anul IV, MF 18. Valeria Suciu și Marcel-Valeriu Suciu – Studiul Materialelor, Editura Fair Partners 2008 19. http://www.compozite.net/materiale-compozite/autoclava.html
Universitatea Transilvania din Braş v
Facultatea d Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
4. PLANȘE
83
Universitatea Transilvania din Braşov
Facultatea de Inginerie Tehnologică PROIECT DE DIPLOMĂ
84