PROIECT DE DIPLOM -...

UNIVERSITATEA TRANSILVANIA DIN BRAŞOV

FACULTATEA DE INGINERIE TEHNOLOGICĂ

SPECIALIZAREA CONSTRUCŢII AEROSPAŢIALE

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 2

UNIVERSITATEA TRANSILVANIA DIN BRAŞOV

FACULTATEA DE INGINERIE TEHNOLOGICĂ

SPECIALIZAREA CONSTRUCŢII AEROSPAŢIALE

Cheța Manuel

AVION FĂRĂ PILOT

CA2661-10

2010



CUPRINS

1 CALCULUL ȘI CONSTRUCŢIA APARATULUI ............................................ 4

1.1. 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 convenționale din aceeași categorie.......... 14

1.1.3. Concluzie și caracteristici definitorii............................................ 17

1.2. Regulamente şi normative impuse la proiectarea aparatului........................ 20

1.3. Stabilirea soluției constuctive. Misiune de zbor. ......................................... 22

1.3.1. Stabilirea soluţiei constructive a aparatului.................................... 22

1.3.2. Misiune de zbor............................................................................... 52

1.3.3. Spectrul de zbor al aparatului......................................................... 53

1.4. Prototip virtual.............................................................................................. 54

1.5. Echipamente utilizate pentru controlul aeronavei. Pilot automat................ 55

1.6. Algoritm de ocolire a obstacolelor folosit pentru zborul complet autonom. 61

2 ASPECTE TEHNOLOGICE................................................................................ 64

2.1. Studiul utilizării materialelor compozite....................................................... 64

2.2. Proiectarea procesului tehnologic pentru fuselaj din materiale compozite... 78

2.3. Proiectarea dispozitivelor de obținere a fuselajului...................................... 80

3 BIBLIOGRAFIE.................................................................................................... 82

4 PLANȘE.................................................................................................................. 83



1. CALCULUL ȘI CONSTRUCŢIA APARATULUI

Un vehicul aerian fără pilot(engl- UAV ), cunoscut și ca vehicul pilotat de la

distanță(engl. RPV) sau sistem aerian fără pilot(engl. UAS) este o aeronavă care zboară fără

echipaj uman la bord. Cel mai mult sunt folosite în domeniul militar. Pentru a diferenția

AFP-urile de rachete, un AFP este definit ca fiind un vehicul reutilizabil, fără pilot, cu

capacitatea de a fi controlat, sprijinit și pus în miscare de către un motor cu reacție sau de alta

natura. De aceea, rachetele de croazieră nu sunt considerate AFP uri deoarece vehiculul însuși

este o arma și nu poate fi reutilizat, chiar dacă este fără echipaj la bord și poate fi teleghidat

într-o anumită masura.

Există o multitudine de forme, mărimi, configurații și caracteristici ale AFP urilor.

Din punct de vedere istoric AFP urile erau doar niste drone (aeronava teleghidată), dar este

folosită tot mai mult metoda controlului autonom. AFP urile sunt de două feluri: unele sunt

controlate dîntr-o locație îndepărtată iar altele zboară autonom în funcție de planurile de

navigare preprogramate, utilizand sisteme automate cu o dinamica mai complexa.

In prezent, AFP urile militare au ca rol atât misiuni de recunoaștere, cât și de atac. Cu

toate ca au fost raportate multe misiuni reuite exista totuși 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 totuși folosite și în domeniul civil, în luptă impotriva

incendiilor sau pentru asigurarea securității unei zone, cum ar fi 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 extinsă în unele cazuri și pentru AFPS(unmanned-

aircraft vehiclesystem – sistem de zbor fără pilot). Administratia Aviatiei Federale a SUA

(FAA ) a înființat clasa sistemelor aeriene nepilotate( UAS), clasa introdusa de către Marina

SUA pentru a sublinia faptul ca acestea nu sunt doar aeronave, ci sunt sisteme care includ

stații la sol și alte elemente.


Primul AFP a fost „Ținta

invenții tehnologice legate de aviate teleghidate, incluzand

Sperry, dezvoltat în timpul Primului

de-Al Doilea Război Mondial cand se foloseau pentru a

laolalta. Motoarele cu reacție

cunoscute fiind modelul Teledyne

Marinei SUA, din anul 1955.

În timpul Războiului de la Yom Kippur, bateriile de rachete siriene din Libia au facut

ravagii printre avianele de luptă

modern. Imaginile stranse de

apărarea siriana la începutul ră

Fig. 1.1. Vedere

Odată cu dezvoltarea

asemenea aparate a ajuns până

ocazia de a indeplini misiuni de recunoastre

Primele tipuri de AFP uri au fost

indeaproape cele cu incarcatura letala( cum este

de tipul AGM -114 Hellfire )

pilot(engl. UCAV ) .

Ca instrument de cautare

rataciți în sălbăticii, prinși sub cladiri sau pierduti

din Braşov Facultatea de Inginerie TehnologicăPROIECT DE DIPLOMĂ

Istorie

inta aeriana”a lui A. M. Low din anul 1916. Au

tehnologice legate de aviate teleghidate, incluzand și avionul automat

timpul Primului Război Mondial. Un salt a fost cunoscut

Mondial cand se foloseau pentru a-i antrena pe artileristi

ție au fost adoptate dupa ce de-Al Doilea

Teledyne Ryan Firebee, construit în anul 1951, ș

ului de la Yom Kippur, bateriile de rachete siriene din Libia au facut

luptă israeliene. Drept urmare, Israel a dezvoltat primul

către aceste aparate au ajutat Israelul să neutralizeze complet

războiului cu Libia din 1982, având ca rezultat zero piloti

Vedere frontala a unui MQ-1 Predator (Reno Air Show)

cu dezvoltarea și miniaturizarea tehnologiilor aplicabile interesul pentru

până la cele mai inalte nivele ale Armatei SUA.

ocazia de a indeplini misiuni de recunoastre și atac fără a pune în pericol echipajele umane.

uri au fost în special concepute pentru supraveghere,

indeaproape cele cu incarcatura letala( cum este MQ-1 Predator, care folosea rachete aer=sol

). Un AFP inarmat se numeste vehicul de

Ca instrument de cautare și salvare AFP urile pot fi folosite pentru a

i sub cladiri sau pierduti în larg.

şov Facultatea de Inginerie Tehnologică

5

aeriana”a lui A. M. Low din anul 1916. Au următ mai multe

avionul automat Hewitt -

Un salt a fost cunoscut în timpul celui

i antrena pe artileristi și pe piloti

Al Doilea Război Mondial,

și Modelul 1001, al

ului de la Yom Kippur, bateriile de rachete siriene din Libia au facut

israeliene. Drept urmare, Israel a dezvoltat primul AFP

neutralizeze complet

ca rezultat zero piloti uciși.

(Reno Air Show)

miniaturizarea tehnologiilor aplicabile interesul pentru

la cele mai inalte nivele ale Armatei SUA. AFP urile au oferit

pericol echipajele umane.

special concepute pentru supraveghere, urmând

, care folosea rachete aer=sol

vehicul de luptă aerian fără

urile pot fi folosite pentru a-i gasi pe oamenii



Clasificarea AFP urilor

Deși majoritatea AFP urilor sunt cu aripa fixa, exista totuși modele cu rotor cum este

MQ -8B Fire Scout.

AFP urile fac parte din una din șase categorii funcționale( Deși AFP-uri multi-rol

încep să fie populare):

Fig. 1.2. Categorii funcționale ale avioanelor fără pilot

� Tina și momeala – oferă artileriei și avioanelor o Ținta care simuleaza o aeronavă

inamica

� Recunoaștere - 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

Categorii functionale

Cercetare

Lupta

Recunoastere

Logistica

Tinta si momeala

Civile si comerciale



Pot fi clasificate și în funcție de raza de acțiune și Înălțime:

Fig. 1.3. Clasificare în funcție de raza de acțiune și de Înălțime

� de dimensiuni mici, 600 m altitudine și 2 km raza de acțiune

� de apropiere, 1500 m altitudine, 10 km raza de acțiune

� clasa NATO , 3000 m altitudine, 50 km raza de acțiune

� tactice, 5500 m altitudine, 160 km raza de acțiune

� MALE (medium altitude, long endurance – altitudine medie, anduranta mare), 9000 m

altitudine, raza de acțiune peste 200 km

� HALE (high altitude, long endurance – altitudine mare, anduranta mare), peste 10000

m altitudine și raza de acțiune nedefinită

� Hipersonice, supersonice Mach 1-5, hipersonice Mach 5+, la 15 200 m sau altitudine

suborbitala, cu raza de acțiune de peste 200 km

� Orbitale, pe orbita joasa, cu Mach 25+

Raza de acțiune si inaltime

MALE

HALE

Tactice

Clasa NATO

De apropiere

De dimensiuni mici

Orbitale

Hipersonice



1.1. Studiu comparativ al aparatelor din categoria UAV. Caracteristici.

1.1.1. Comparație cu UAV- uri din clasa recunoaștere

Pentru a evidenția 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

Înălțime 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 acțiune 4000 km



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

Înălțime 6.9ft 2.1m

Anvergura 48.7ft 14.84m

Greutate <2,300 lbs 1,035kg (take off)

Viteza >70kts 217 km/h


Altitudine 7700 m



c. X-47 Pegasus UCAV-N

Fig. 1.6. UCAV- versiunea navală, Avion de Luptă fără 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



Greutate 3,835lbs 1,740kg (empty)

Viteza Subsonica inalta- 540 km/h

Altitudine 12200 m




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)

Înălțime 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

acțiune

930 km



e. RQ-4 Global Hawk- baza de proiectare pentru avionul fără pilot CA2661-10

Fig. 1.8. Global Hawk-vedere frontală

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 fără pilot

Motor Rolls-Royce AE 3007H turbofan engine (1x)

Putere 7,150 lbs, 31,6 kn

Lungime 44.4ft 13.5m



Greutate 26,700 lbs 11,622kg (gross take-off)

Viteza 343 knots TAS, 650 km/h

Altitudine 19800 m


Profil la încastrare NASA LRN 1015 (S1210; S1223)

Profil la vârf NASA LRN 1015


Fig. 1.9. Grafic comparativ

Se observa din simpla

solutia pentru supravegherea unor zone vaste

antieriene datorita plafonului de peste 19000 de metri.

Utilizările civile sunt ș

diferite cercetări stiintifice în exosfera.

Fig. 1.10. Compararea

0,0

5000,0

10000,0

15000,0

20000,0

25000,0

30000,0

35000,0


. Grafic comparativ –Global Hawk este reprezentativ pentru clasa sa

Se observa din simpla Comparație cu celelalte AFP-uri ca Global Hawk

solutia pentru supravegherea unor zone vaste, fiind de asemenea ferit și de atacurile artileriei

antieriene datorita plafonului de peste 19000 de metri.

și ele evidente, NASA folosind un corerspondent pentru a face

exosfera.

. Compararea dimensiunilor cu Predator și Dark Star

VITEZA

TRACTIUNE

ALTITUDINE

RAZA DE ACTIUNE


13

Global Hawk este reprezentativ pentru clasa sa

uri ca Global Hawk reprezintă

de atacurile artileriei

ele evidente, NASA folosind un corerspondent pentru a face

Dark Star

VITEZA - km/h

TRACTIUNE - n

ALTITUDINE - m

RAZA DE ACTIUNE - km



1.1.2. Comparație cu avioane convenționale din aceeași categorie

Pentru a se face evidențierea calitatilor avionului fără pilor model Global Hawk se va

face un studiu comparativ cu avioane convenționale din aceeași clasa ca mărime și greutate.

a. Sukhoi Su-25 Frogfoot

Fig 1.11. Avion de luptă rusesc la decolare

Caracteristici generale

� Echipaj: 1 pilot

� Lungime: 15.33 m (50 ft 11)

� Anvergura: 14.36 m (47 ft 1 in)

� Înălțime: 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)

� Încărcarea pe aripa: 584 kg/m² (119 lb/ft²)

� Tracțiune/greutate: 0.51



b. A-10 Thunderbolt II

Fig. 1.12. Model american de avion de luptă

Cracteristici generale

� Echipaj: 1

� Lungime: 53 ft 4 în (16.26 m)

� Anvergura: 57 ft 6 în (17.53 m)

� Înălțime: 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 luptă: 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)




c. Ilyushin Il-102

Fig. 1.13. Unul dintre cele mai apreciate modele rusesti

Caracteristici generale

� Echipaj: 2

� Lungime: 17.75 m (58 ft 2⅞ in)

� Anvergura: 16.9 m (55 ft 5⅜ in)

� Înălțime: 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 luptă: 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)



Fig. 1.14.

1.1.3. Concluzie

Dupa cum se poate observa din graficul comparativ

necesare pentru a fi un AFP competitiv, castigand detasat

raza de acțiune.

Concluzii preliminare:

• Plafon de zbor neatins de nici un alt AFP

• Raza de acțiune

• Instrumente de bord de ultima generatie

• Deșign innovator, favorizand aerodinamica optima

• Zbor complet autonom, efectuat

• Amprenta infrarosu

• Capacitatea de a fi folosit

• Timp de zbor de

• System de comunicatii avansat, poate face misiuni

programat din SUA

0

5000

10000

15000

20000

25000

Sukhoi Su-25

Thunderbolt


. Grafic comparativ cu avioane convetionale

1.1.3. Concluzie și caracteristici definitorii

Dupa cum se poate observa din graficul comparativ Global Hawk

competitiv, castigand detasat în domeniile altitudine, tr

Plafon de zbor neatins de nici un alt AFP

țiune impresionanta, până la 20000 kilometri

Instrumente de bord de ultima generatie

gn innovator, favorizand aerodinamica optima

autonom, efectuat în urma preprogramarii traseului

Amprenta infrarosu și radar redusa

Capacitatea de a fi folosit în acțiuni militare și civile

Timp de zbor de până la 40 de ore

System de comunicatii avansat, poate face misiuni în Iraq, fiind

din SUA

A-10

Thunderbolt Ilyushin Il-102Global Hawk


17

Hawk are atuurile

domeniile altitudine, tracțiune și

urma preprogramarii traseului

Iraq, fiind dirijat și

Greutate

Raza zbor

Plafon zbor



Modelul RQ-4A Global Hawk, al firmei Morthrop Grumman a fost selectat în mai

1995 în urma unui concurs organizat de către DARPA pentru a se obține un AFP din clasa

HALE . Acest model este un AFP de altitudine inalta și anduranta mare proiectat pentru a

sprijini comandantii pe campul de luptă 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 recunoaștere, 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 să 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 obținute 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 către 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 largă.

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


planificare a misiunii și cea de comanda

transpotabil cu un singur avion

precizie de 30 de cm.

In 2001 Global Hawk

Edwards, din California până

Testele au aratat ca avionul are o raza de

autonomie de zbor de 42 de ore,

acțiuni oriunde pe Glob.

Fig. 1.15. Sistemul de comanda


cea de comanda și control a avionului. Setul MCE

transpotabil cu un singur avion C-5B. Sistemul GPS folosit permite aterizari

Hawk a facut primul zbor fără oprire de pe aeroportul militar

ă la Baza Fortelor Aeriene Regale din Australia , din Edinburgh.

Testele au aratat ca avionul are o raza de acțiune de până la 14000 de mile nau

autonomie de zbor de 42 de ore, făcând din acest avion un sistem capabil

. Sistemul de comanda și comunicatii folosit de Global


19 MCE și LRE este

folosit permite aterizari și decolari cu

oprire de pe aeroportul militar

la Baza Fortelor Aeriene Regale din Australia , din Edinburgh.

la 14000 de mile nautice și o

din acest avion un sistem capabil să desfășoare

Global Hawk



1.2. Regulamente şi normative impuse la proiectarea aparatului

Far 25

Pentru varianta civilă a Global Hawk, folosită în prezent de către NASA pentru studiul

atmosferei superioare se folosesc regulamentele civile iar pentru versiunile militare se

folosesc regulamentele militare corespunzatoare.

FAR 25.301 Încărcări.

(a) Cerinţele de rezistenţă sunt specificate în termeni de sarcini limită (sarcinile

maxime ce sunt prevăzute să apară în utilizare) şi sarcini ultime (sarcinile limită multiplicate

cu factorii de siguranţă recomandaţi). În lipsa altor specificări, sarcinile prescrise sunt

sarcinile limită.

(b) În lipsa altor specificări, sarcinile aerodinamice, la sol şi pe apă, trebuie puse în

echilibru cu forţele de inerţie, luând în considerare fiecare element de masă de pe avion.

Aceste sarcini trebuie distribuite astfel încât să aproximeze în mod conservativ sau să descrie

minuţios condiţiile reale...

(c) Dacă deformaţiile sub sarcină ar putea modifica semnificativ distribuţia sarcinilor

externe sau interne, această redistribuire trebuie luată în considerare.

FAR 25.303 Coeficientul de siguranţă.

În lipsa altor specificaţii, trebuie folosit un coeficient de siguranţă de 1,5.

FAR 25.305 Rezistenţă la deformaţie.

(a) Structura trebuie să fie capabilă să reziste la sarcinile limită fără deformare

permanentă, cu efecte negative. La nici o valoare a sarcinilor, până la forţele limită,

deformaţia nu are voie să influenţeze siguranţa funcţionării.



(b) Structura trebuie să fie capabilă să reziste la sarcinile ultime, fără să cedeze, cel

puţin 3 secunde. Totuşi, când demonstrarea rezistenţei este făcută prin teste dinamice

simulând condiţiile reale de sarcină, limita de 3 secunde nu se aplică.

FAR 25.321 Solicitări în zbor. Generalităţi.

(a) Factorii de sarcină în zbor reprezintă raportul dintre componenta forţei

aerodinamice (acţionând normal la axa longitudinală presupusă a avionului) şi greutatea

avionului. Un factor de sarcină pozitiv este unul în care forţa aerodinamică acţionează în sus

faţă de avion.[14]



1.3. Stabilirea soluției constuctive. Misiune de zbor

1.3.1. Stabilirea soluţiei constructive a aparatului

Principalele componente ale Global Hawk sunt: antena de satelit în banda largă, 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



Fig. 1.17. Dimensiunile Global Hawk. Configurația de bază.

In cazul ampenajului a fost aleasa Configurația în V, o configurație neconventionala

care inlocuieste binecunoscutele ampenaje verticale și orizontale. Fiecare brat al acestui

ampenaj are Suprafața de control care tine locul de profundor și directie. Aceasta configurație

a fost inventata de către 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 configurație conventionala

rezultatul este o forta de rezistenta mai mica. Totuși pentru a obține aceleasi performante ca la

avioanele convetionale este necesara o Suprafața 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 configurație este acela ca amprenta radar

și infrarosu este mai mica decat la ampenajele obisnuite.[11]

Pentru avionul fără pilot CA2661-10 am ales ca ampenajul să fie de configurație

clasica, în T, iar motorul să fie situat în partea inferioara a fuselajului, motivele principale

fiind controlul mai bun al aeronavei, micșorarea suprafetei transversale a fuselajului în zona

posterioara și obținerea unei aerodinamici a fuselajului mai buna.



Fig. 1.18. Dimensiunile CA2661-10. Configurația aleasa.

Fig. 1.19. Aripa


Pentru aripa a fost ales profilul NASA NLF 1015 cu

Grosime: 15.0%

Inclinatie: 4.8%

Unghi de margine: 9.6o

Planeitate inferioasa: 65.7%

Raza de margine: 2.2%

CP max: 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 fără portanta: -7.0

Fig. 1.20


Pentru aripa a fost ales profilul NASA NLF 1015 cu următoarele caracteristici:

20. Profilul NLF 1015 și polarele acestuia


25

oarele caracteristici:



Pentru fuselaj s-a ales o configurație diferită de cea originală:

Fig. 1.21 Dimensiunile adoptate pentru fuselaj

Calculul polarelor

Suprafața aripa

alungirea aripi

- 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

j 0 12..:=

b 38.4:= m anvergura

Sw 50.1:= m2

ARwb

2

Sw:= ARw 29.432=

λw

8−

6−

4−

2−

0

2

4

6

8

10

12

13

14

:= Clw

0.4536−

0.2293−

0.0304

0.2699

0.5056

0.7437

0.9651

1.0922

1.2206

1.3499

1.4561

1.5238

1.6809

:=



10− 7.5− 5− 2.5− 0 2.5 5 7.5 10 12.5 15

0.5−

0.25−

0.25

0.5

0.75

1

1.25

1.5

1.75

2

Polara profilului GA(W)-1

Clw

λw

CLwClw

12

ARw+

:=



Fig. 1.22.Polare profil

și aripă

anvergura ampenaj orizontal

Suprafața ampenaj orizontal

alungire ampenaj orizontal

coeficientul de rezistenta la inaintare

al ampenajului orizontal

10− 7.5− 5− 2.5− 0 2.5 5 7.5 10 12.5 15

0.6−

0.38−

0.16−

0.06

0.28

0.5

0.72

0.94

1.16

1.38

1.6

Polara aripii

CLw

λw

CLw

0

0

1

2

3

4

5

6

7

8

9

10

11

12

-0.425

-0.215

0.028

0.253

0.473

0.696

0.904

1.023

1.143

1.264

1.363

1.427

1.574

=

bt 14.048:= m

St 20.03:= m

ARtbt

2

St:=

CLtClw

12

ARt+

:= CLt

0

0

1

2

3

4

5

6

7

8

9

10

11

12

-0.377

-0.191

0.025

0.224

0.42

0.618

0.802

0.908

1.015

1.122

1.21

1.267

1.397

=



10− 0 10 20

0.5−

0.5

1

1.5

Polara ampenaj orizontal

CLt

λw

Fig. 1.23. Polare avion și ampenaj orizontal

ηt 0.87:=

St 20.03:= m2

Clav CLw CLtSt

Sw⋅ ηt⋅+:=

factor de eficienta

10− 7.5− 5− 2.5− 0 2.5 5 7.5 10 12.5 15

1−

0.65−

0.3−

0.05

0.4

0.75

1.1

1.45

1.8

2.15

2.5

Polara avion

Clav

λw



12 2.05995

10− 7.5− 5− 2.5− 0 2.5 5 7.5 10 12.5 15

1−

0.65−

0.3−

0.05

0.4

0.75

1.1

1.45

1.8

2.15

2.5

Polara avion,polara aripa,polara profil

Clw

CLw

Clav

λw

Clav

0

0

1

2

3

4

5

6

7

8

9

10

11

12

-0.55589

-0.28101

0.03726

0.33076

0.61962

0.91141

1.18274

1.3385

1.49585

1.65431

1.78446

1.86742

2.05995

=

Coeficientul de rezistenta la inaintare:

coeficienti de rezistenta parazita

factorul lui Oswald

Aπampo 0.263:= m Cdπampo 0.007:=

Aπampv 0.252:= m Cdπampv 0.009:=

Aπf π 0.62⋅:= Cdπf 0.15:= Sw 50.1= m

2e1 0.94:=



Cdav

0

0

1

2

3

4

5

6

7

8

9

10

11

12

-37.023·10-34.377·10-33.484·10-34.727·10-37.885·10

0.013

0.02

0.024

0.029

0.035

0.04

0.044

0.052

=

10− 0 10 20

0.01

0.02

0.03

0.04

0.05

0.06

Cdav

λw

CdavCdπf A πf⋅ Cdπampv Aπampv⋅+ Cdπampo Aπampo⋅+

Sw

Clav2

π e1⋅ ARw⋅+:=



1− 0.65− 0.3− 0.05 0.4 0.75 1.1 1.45 1.8 2.15 2.50

5.5 103−×

0.011

0.0165

0.022

0.0275

0.033

0.0385

0.044

0.0495

0.055

Cdav

Clav

Fig. 1.24. Coefiecientul de rezistență



Deviz de mase și centraj

Geometria unor organe principale ale avionului

Aripa

Anvergura: Coarda la încastrare:

Coarda la extremitate:

Unghiul diedru:

Unghiul de calaj:

Suprafața aripii:

Alungirea aripii:

Raportul de trapezoidalitate:

Ampenajele

Ampenajul orizontal

Suprafața:

Anvergura:

Alungirea:

Coarda la încastrare:


Raport de trapezoidalitate:

b 38.4m:=

C0 2.76m:=

Ce 0.81m:=

δ 1deg:=

ζ 2deg:=

Sw 50.m2:=

λwb

2

Sw:= λw 29.491=

rw

C0

Ce:= rw 3.407=

St 20.06m2:=

bt 14m:=

λt

bt( )2St

:= λt 9.771=

Ct0 2.06m:=

Cte 0.70m:=

rt

Ct0

Cte:= rt 2.943=



Ampenajul vertical

Suprafața:

Anvergura:

Coarda la încastrare:


Alungirea:

Raport de trapezoidalitate:

Fuselajul

Lungimea fuselajului:

Lungimea virfului:

Lungimea pãrtii posterioare:

Suprafața sectiunii transversale maxime:

Diametrul echivalent al sectiunii transversale maxime:

Alungirea fuselajului:

Alungirea virfului fuselajului:

Alungirea partii posterioare a fuselajului:

Suprafața lateralã a fuselajului:

Raza de curbura la botul fuselajului:

Conicitatea pãrtii posterioare:

Sav 2.98m2:=

bav 1.5m:=

Cav0 2.10m:=

Cave 1.12m:=

λav

bav( )2Sav

:= λav 0.755=

rav

Cav0

Cave:= rav 1.875=

Lf 6.324m:=

Lv 1.58m:=

Lp 6.804m:=

Sf 2.465m2:=

Hf 1.687m:= Bf 1.45m:=

Dfe

Hf Bf+

2:= Dfe 1.569m=

λf

Lf

Dfe:= λf 4.032=

λv

Lv

Dfe:= λv 1.007=

λp

Lp

Dfe:= λp 4.338=

a 1.05:= K a 0.734 14.5 103−⋅ λf⋅+

⋅:=

K 0.832= Slat K π⋅ Dfe⋅ Lf⋅:= Slat 25.929m2=

rf 0.282m:=

θp 5deg:=



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 m0=11622 kg (Varianta RQ 4-Global Hawk):

Masa fuselajului:

Masa ampenajelor:

Masa trenului de aterizare:

- masa trenului de bot:

- masa trenului principal:

Masa combustibilului:

Masa echipajului (0):

Masa scaunelor (0):

Masa motorului (Rolls-Roice AE3007H):

Masa sistemului de combustibil:

- ca - capacitatea maximã de combustibil din aripi (L), respectiv cf - pentru fuselaj

(L):

m0 11622kg⋅:=

maripa11

100m0⋅:=

maripa 1.278 103× kg=

mfuselaj13

100m0⋅:= mfuselaj 1.511 10

3× kg=

mampenaj4

100m0⋅:= mampenaj 464.88kg=

mta4

100m0⋅:=

mta 464.88kg=

mtbot20

100mta⋅:= mtbot 92.976kg=

mtprinc80

100mta⋅:= mtprinc 371.904kg=

ρcomb 0.775kg

L⋅:=

Vcomb 8478L⋅:=

mcomb ρcombVcomb⋅:= mcomb 6.57 103× kg=

mpilot 0 kg⋅:=

mscaun 0 kg⋅:=

mmotor 719kg⋅:=

ca 1700L⋅:= cf 2700L⋅:=



m3 23.5 35.2460.0095⋅( )0.738⋅ kg⋅:=

-masa celulelor alveolare:

-masa suportilor celulelor alveolare:

Masa sistemului electric de pornire:

Masa comenzilor (comenzile prorpiu-zise, sistemele hidraulice și sistemele pneumatice):

Masa aparatelor de bord, a aparatelor electrice și electronice:

-masa instrumentelor necesare controlului zborului:

-masa instrumentelor necesare controlului motorului:

-masa sistemului de radio-locatie:

-masa sistemului de navigatie (Dopller):

-masa sistemului de navigatie inertialã:

-masa sistemului de contraacțiune radio:

Masa echipamentelor electronice:

mca 18.845 0.264 ca cf+( )⋅1

L⋅ 10

2−⋅

0.818

⋅ kg⋅:= mca 140.092kg=

msca 3.583 0.264 ca cf+( )⋅1

L⋅ 10

2−⋅

0.854

⋅ kg⋅:= msca 29.094kg=

msp 17.633 2.2075103−⋅ mmotor⋅

1

kg⋅

0.918

⋅ kg⋅:= msp 26.947kg=

mcom 62.6 2.2075103−⋅ m0⋅

1

kg⋅

0.581

⋅ kg⋅:= mcom 412.391kg=

micz 2 15⋅ kg⋅ 0.0706103−⋅ m0⋅+:= micz 30.821kg=

micm 0.4532⋅ 4.8 kg⋅ 0.0132103−⋅ m0⋅+

⋅:= micm 4.488kg=

m1 38.058kg=

m2 13.43 35.2460.01⋅( )0.662⋅ kg⋅:= m2 6.734kg=

m1 17.3 35.2460.07⋅( )0.873⋅ kg⋅:= m3 10.481kg=

m4 0.025 34.2460.0335⋅( )0.912⋅ kg⋅:= m4 0.028kg=



mpilnonarma 1.191 104× kg=

-masa echipamentului electronic al avionului:

Masa instalatiei electrice, estimatã în funcție de masa sistemelor de combustibil și electronice:

Masa sistemului de oxigen:

Masa sistemului de aer conditionat și de givraj:

Masa avionului echipat

mel m1 m2+ m3+ m4+:= mel 55.301kg=

mscomb mca msca+:= mscomb 84.686kg=

msl 526.68 2.2075103−⋅ mscomb mel+( )⋅

1

kg⋅

0.51

⋅ kg⋅:= msl 289.361kg=

mox 01.494

kg⋅:= mox 0kg=

macg 0 2.2075mel⋅1

kg⋅ 200 2⋅+

103−⋅

0.538

⋅ kg⋅:= macg 0=

mpilnonarma mscomb msp+ mcom+ micz+ micm+ mel+ msl+ mox+ macg+maripa mfuselaj+ mampenaj++

...

mta mcomb+ mscaun+ mmotor+ mpilot++...

:=



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:

, unde mi este masa unui element al avionului, iar XCGi

este coordonata pe axa ox a centrului de greutate al

acelui element i, ( i=1,n ). Se calculeazã scara de lucru (k) cu relatia:

Se calculeazã coarda medie aerodinamicã (CMA), care este coarda aripii echivalente:

-coarda la încastrare (masuratã).

-coarda la extremitate (masuratã).

-raportul de trapezoidalitate:

-coarda medie aerodinamicã:

-coarda medie aerodinamicã realã:

Se masoarã pe desen XA (distanță de la origina sistemului pânã la bordul de atac al aripii):

lreala 14.6m⋅:=

lmasurata 146mm⋅:=

klreala

lmasurata:= k 100=

c0 25.0mm⋅:=

ce 9.00mm⋅:=

rc0

ce:= r 2.778=

CMA2

3c0⋅

r2

r+ 1+

r2

r+⋅:= CMA 18.255mm⋅=

CMAr CMA k⋅:= CMAr 1.825m=

XA 70.73mm⋅:= XAr XA k⋅:= XAr 7.073m=

XCG.av i

mi XCGi⋅

∑

i

mi∑:=

XCG



Determinarea centrului de greutate al aripii: -se considerã vederea de sus a aripii, iar din motive de simetrie lucrãm cu jumatate 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.

-aria unei singure aripi:

-masa unei singure aripi:

-centrul de greutate real al aripii:

i 0 1..:= k 100= q 0 8..:=

c1a.i

17.46k⋅ mm⋅26.00k⋅ mm⋅

:= c2a.i

86.74k⋅ mm⋅2 86.74⋅ k⋅ mm⋅

:=

Aaripai

c1a.ic2a.i

⋅

2:= Aaripai

7.572

22.552

m2

=

Atot.aripa0

1

i

Aaripai∑=

:= Atot.aripa 30.125m2=

ct1

maripa

2 Atot.aripa⋅:= mai

ct1 Aaripai⋅:= mai

160.677

478.533

kg

=

mtot.aripa.0

1

i

mai∑=

:= mtot.aripa. 639.21kg=

XCG.aripa.

1

3c1a.0

⋅ 81.59mm⋅ k⋅+

ma0⋅

1

2c1a.1

⋅ 99 mm⋅ k⋅+

ma1⋅+

0

1

i

mai∑=

:=

XCG.aripa. 10.582m⋅=

X1

XCG.aripa.:= Z1

2.1m:=



Determinarea centrului de greutate al ampenajului orizontal:

-1/2 din aria ampenajului orizontal:

Determinarea centrului de greutate al ampenajului vertical:

-1/2 din aria ampenajului vertical:

-se determinã masele ampenajelor:

i 0 4..:=

c1a.o.i

7.00 k⋅ mm⋅5.00 k⋅ mm⋅5.00 k⋅ mm⋅

12.00k⋅ mm⋅12.00k⋅ mm⋅

:= c2a.o.i

30.87k⋅ mm⋅2 30.87⋅ k⋅ mm⋅

3.5 k⋅ mm⋅2 30.87⋅ k⋅ mm⋅

2 3.5⋅ k⋅ mm⋅

:=

Aa.o.i

c1a.o.ic2a.o.i

⋅

2:= Aa.o.i

1.08

1.544

0.088

3.704

0.42

m2

=

Atot.a.o.0

4

i

Aa.o.i∑=

:=

Atot.a.o. 6.836m2=

i 0 4..:=

c1a.v.i

21.93k⋅ mm⋅6.44 k⋅ mm⋅2.15 k⋅ mm⋅7.48 k⋅ mm⋅7.48 k⋅ mm⋅

:= c2a.v.i

27.78k⋅ mm⋅2 27.78⋅ k⋅ mm⋅2 26.42⋅ k⋅ mm⋅

1.36 k⋅ mm⋅26.42k⋅ mm⋅

:=

Aa.v.i

c1a.v.ic2a.v.i

⋅

2:= Aa.v.i

3.046

1.789

0.568

0.051

0.988

m2

=

Atot.a.v.0

4

i

Aa.v.i∑=

:=

Atot.a.v. 6.442m2=

ct2

mampenaj

2 Atot.a.o. Atot.a.v.+( )⋅:= mtot.a.o. ct2 Atot.a.o.⋅:= mtot.a.o. 119.666kg=

ma.o.ict2 Aa.o.i

⋅:= mtot.a.v. ct2 Atot.a.v.⋅:= mtot.a.v. 112.774kg=

ma.v.ict2 Aa.v.i

⋅:=



-1/2 din masa ampenajelor:

-centrul de greutate real al ampenajului orizontal:

-centrul de greutate real al ampenajului vertical:

mtot.ampenaj mtot.a.o. mtot.a.v.+:=

mtot.ampenaj 232.44kg=

XCG.a.o.

1

3c1a.o.0

⋅ 180.99k⋅ mm⋅+

ma.o.0⋅

1

2c1a.o.1

⋅ 187.99k⋅ mm⋅+

ma.o.1⋅+

2

3c1a.o.2

⋅ 187.99k⋅ mm⋅+

ma.o.2⋅+

...

1

2c1a.o.3

⋅ 192.99k⋅ mm⋅+

ma.o.3⋅

1

2c1a.o.4

⋅ 192.99k⋅ mm⋅+

ma.o.4⋅++

...

0

4

i

ma.o.i∑=

:=

XCG.a.o. 19.45m⋅=

X4

XCG.a.o.:= Z4

1.2m:=

XCG.a.v.

1

3c1a.v.0

⋅ 154.38k⋅ mm⋅+

ma.v.0⋅

1

2c1a.v.1

⋅ 176.32k⋅ mm⋅+

ma.v.1⋅+

1

2c1a.v.2

⋅ 182.76k⋅ mm⋅+

ma.v.2⋅+

...

3

2c1a.v.3

⋅ 182.76k⋅ mm⋅+

ma.v.3⋅

1

3c1a.v.4

⋅ 184.93k⋅ mm⋅+

ma.v.4⋅++

...

0

4

i

ma.v.i∑=

:=

XCG.a.v. 17.28m⋅=

X3

XCG.a.v.:= Z3

2.8m:=



Determinarea centrului de greutate al fuselajului:

-1/2 din aria fuselajului:

j 0 15..:=

c1f j

3.65 k⋅ mm⋅16 k⋅ mm⋅32 k⋅ mm⋅23 k⋅ mm⋅60 k⋅ mm⋅45 k⋅ mm⋅28 k⋅ mm⋅3 k⋅ mm⋅

1.35 k⋅ mm⋅3.65 k⋅ mm⋅

16 k⋅ mm⋅32 k⋅ mm⋅60 k⋅ mm⋅45 k⋅ mm⋅28 k⋅ mm⋅3 k⋅ mm⋅

:= c2f j

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⋅

1.76 k⋅ mm⋅1.74 k⋅ mm⋅3.5 k⋅ mm⋅

3 k⋅ mm⋅0.51 k⋅ mm⋅2.36 k⋅ mm⋅3.13 k⋅ mm⋅

2 k⋅ mm⋅

:=

Af j

c1f jc2f j

⋅

2:= Af j

0.064

0.56

2.24

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

m2

=

Atot.f0

15

j

Af j∑=

:=

Atot.f 17.209m2=

ct3

mfuselaj

2 Atot.f⋅:= mfuselajj

Af jct3⋅:=



-masa a 1/2 din fuselaj:

-centrul de greutate real al fuselajului:

mfuselajj

2.82

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

19.236

1.317

kg

= fj

1.35 k⋅ mm⋅5 k⋅ mm⋅

21 k⋅ mm⋅53 k⋅ mm⋅76 k⋅ mm⋅

136 k⋅ mm⋅181 k⋅ mm⋅209 k⋅ mm⋅

0 k⋅ mm⋅1.35 k⋅ mm⋅

5 k⋅ mm⋅21 k⋅ mm⋅76 k⋅ mm⋅

136 k⋅ mm⋅181 k⋅ mm⋅209 k⋅ mm⋅

:=

mtot.fuselaj.0

15

j

mfuselajj∑=

:=

mtot.fuselaj. 755.43kg=

XCG.fuselaj.

0

7

j

1

2c1f j

⋅ fj

+

mfuselajj⋅

∑

= 8

11

j

2

3c1f j

⋅ fj

+

mfuselajj⋅

∑

=

+

12

15

j

1

3c1f j

⋅ fj

+

mfuselajj⋅

∑

=

+

...

0

15

j

mfuselajj∑=

:=

XCG.fuselaj. 10.413m⋅=

X2

XCG.fuselaj.:= Z2

2.98m:=



Determinarea centrului de greutate al partii anterioare(cabina):

-1/2 din aria cabinei:

-masa a 1/2 din cabinã:

mmonoloc

mpilot mscaun+ micz+ mel+ mox+ macg+ micm+

2:=

mmonoloc 45.305kg=

mcab.tot. 2 mmonoloc⋅:= mcab.tot. 90.609kg=

i 0 4..:=

c1ci

13.03k⋅ mm⋅24 k⋅ mm⋅25 k⋅ mm⋅

13.03k⋅ mm⋅24 k⋅ mm⋅

:= c2ci

2 7.41⋅ k⋅ mm⋅2 8.93⋅ k⋅ mm⋅

2 10.13⋅ k⋅ mm⋅1.52 k⋅ mm⋅1.21 k⋅ mm⋅

:=Aci

c1cic2ci

⋅

2:= Aci

0.966

2.143

2.533

0.099

0.145

m2

=

Ac.tot.0

4

i

Aci∑=

:=

Ac.tot. 5.885m2=

ct5

mcab.tot.

2 Ac.tot.⋅:= mcabi

ct5 Aci⋅:=

mtot.cabina.0

4

i

mcabi∑=

:=

mtot.cabina.2⋅ 90.609kg=

mcabi

7.432

16.498

19.494

0.762

1.118

kg

= fi

23.97k⋅ mm⋅37 k⋅ mm⋅61 k⋅ mm⋅

23.97k⋅ mm⋅37 k⋅ mm⋅

:=

XCG.cabina.0

2

i

1

2c1ci

⋅ fi

+

mcabi⋅

∑

= 3

4

i

2

3c1ci

⋅ fi

+

mcabi⋅

∑

=

+

0

4

i

mcabi∑=

:=



-centrul de greutate real al cabinei este:

Determinarea centrului de greutate al rezervoarelor de combustibil:

-aria a 1/2 din Suprafața ocupatã de rezervoare:

-masa a 1/2 din rezervoare:

XCG.cabina. 5.633m⋅=

X7

XCG.cabina.:= Z7

2.6m:=

i 0 5..:=

c1ri

73 k⋅ mm⋅35.71k⋅ mm⋅10.29k⋅ mm⋅10.29k⋅ mm⋅

19 k⋅ mm⋅19 k⋅ mm⋅

:= c2ri

2 9.5⋅ k⋅ mm⋅2 7.07⋅ k⋅ mm⋅

3.53 k⋅ mm⋅3.53 k⋅ mm⋅3.53 k⋅ mm⋅3.53 k⋅ mm⋅

:=

Ari

c1ric2ri

⋅

2:= Ari

6.935

2.525

0.182

0.182

0.335

0.335

m2

=

Atot.rez.0

5

i

Ari∑=

:=

Atot.rez. 10.494m2=

ct6.100%

mcomb

2 Atot.rez.⋅:= mco.100%i

ct6.100%Ari⋅:=

mco.100%i

32.171·10

790.403

56.859

56.859

104.987

104.987

kg

= fi

63 k⋅ mm⋅89.29k⋅ mm⋅

79 k⋅ mm⋅79 k⋅ mm⋅

125 k⋅ mm⋅125 k⋅ mm⋅

:=

mtot.comb.100%0

5

i

mco.100%i∑=

:=

mtot.comb.100% 3.285 103× kg=

XCG.rez.100%

0

1

i

1

2c1ri

⋅ fi

+

mco.100%i⋅

∑

= 2

3

i

2

3c1ri

⋅ fi

+

mco.100%i⋅

∑

=

+

4

5

i

1

3c1ri

⋅ fi

+

mco.100%i⋅

∑

=

+

...

0

5

i

mco.100%i∑=

:=



-centrul de greutate real al rezervoarelor (100%, 10%, 50%) este:

Determinarea centrului de greutate al motoarelor (incluzand sistemul de pornire):

-aria a 1/2 din Suprafața motorului:

-masa a 1/2 din motor:

XCG.rez.100% 10.29m⋅=

mcomb.10% 10% mcomb⋅:= mtot.comb.10%

mcomb.10%

2:=

mtot.comb.10% 328.523kg=

mcomb.50% 50% mcomb⋅:= mtot.comb.50%

mcomb.50%

2:=

mtot.comb.50% 1.643 103× kg=

i 0 2..:=

c1mi

21.78k⋅ mm⋅51.4 k⋅ mm⋅51.4 k⋅ mm⋅

:= c2mi

2 9.5⋅ k⋅ mm⋅2 6.71⋅ k⋅ mm⋅

2.79 k⋅ mm⋅

:=

Ami

c1mic2mi

⋅

2:= Ami

2.069

3.449

0.717

m2

=

Amot.tot.0

2

i

Ami∑=

:=

Amot.tot. 6.235m2=

ct7

mmotor msp+

2 Amot.tot.⋅:= mmoti

ct7 Ami⋅:= mmoti

123.771

206.311

42.892

kg

= fi

114.22k⋅ mm⋅136 k⋅ mm⋅136 k⋅ mm⋅

:=

mtot.mot.0

2

i

mmoti∑=

:=

mtot.mot. 372.973kg=



-centrul de greutate real al motorului este:

Determinarea centrului de greutate al trenului de aterizare:

-aria a 1/2 din Suprafața trenului de aterizare:

-masa a 1/2 din trenul de aterizare:

-centrul de greutate real al trenului de aterizare este:

XCG.mot.0

1

i

1

2c1mi

⋅ fi

+

mmoti⋅

∑

=

1

3c1m2

⋅ f2

+

mmot2⋅+

0

2

i

mmoti∑=

:=

XCG.mot. 14.857m⋅=

X5

XCG.mot.:= Z5

2.4m:=

i 0 1..:=

c1tai

12.05k⋅ mm⋅12.9 k⋅ mm⋅

:= c2tai

2 3.47⋅ k⋅ mm⋅2 6.95⋅ k⋅ mm⋅

:=Atai

c1taic2tai

⋅

2:= Atai

0.418

0.897

m2

=

Ata.tot.0

1

i

Atai∑=

:=

Ata.tot. 1.315m2=

mtai

1

290.72⋅ kg⋅

1

2362.88⋅ kg⋅

:= fi

18.58k⋅ mm⋅100.69k⋅ mm⋅

:=

mtot.ta.0

1

i

mtai∑=

:=

mtot.ta. 226.8kg=

XCG.t.a.0

1

i

1

2c1tai

⋅ fi

+

mtai⋅

∑

=

0

1

i

mtai∑=

:=

XCG.t.a. 9.063m=

X6

XCG.t.a.:= Z6

0.8m:=



Determinarea centrului de greutate al sistemului de combustibil:

-aria a 1/2 din Suprafața sistemului de combustibil:

-masa a 1/2 din sistemul de combustibil:

-centrul de greutate real al sistemului de combustibil este:

i 0 1..:=

c1sci

26 k⋅ mm⋅18 k⋅ mm⋅

:= c2sci

2 89⋅ k⋅ mm⋅2 9.5⋅ k⋅ mm⋅

:=Asci

c1scic2sci

⋅

2:= Asci

23.14

1.71

m2

=

Asc.tot.0

1

i

Asci∑=

:=

Asc.tot. 24.85m2=

c8

mscomb

2 Asc.tot.⋅:= msci

c8 Asci⋅:= mtot.sc.

0

1

i

msci∑=

:=

msci

39.429

2.914

kg

= fi

99 k⋅ mm⋅125 k⋅ mm⋅

:=

mtot.sc. 42.343kg=

XCG.s.c.0

1

i

1

2c1sci

⋅ fi

+

msci⋅

∑

=

0

1

i

msci∑=

:=

XCG.s.c. 11.351m=



Determinarea centrului de greutate al comenzilor propriu-zise și a instalatiei electrice:

-1/2 din aria comenzilor propriu-zise și a instalatiei electrice :

-masa a 1/2 din masa comenzilor propriu-zise și a instalatiei electrice:

-centrul de greutate real al comenzilor propriu-zise și a inst. electrice:

i 0 4..:=

c1cii

78 k⋅ mm⋅26 k⋅ mm⋅

79.5 k⋅ mm⋅78 k⋅ mm⋅

79.5 k⋅ mm⋅

:= c2cii

2 7.06⋅ k⋅ mm⋅2 89⋅ k⋅ mm⋅

2 6.77⋅ k⋅ mm⋅2.84 k⋅ mm⋅2.97 k⋅ mm⋅

:=

Acii

c1ciic2cii

⋅

2:= Acii

5.507

23.14

5.382

1.108

1.181

m2

=

Aci.tot.0

4

i

Acii∑=

:=

Aci.tot. 36.317m2=

ct5

mcom msl+

2 Aci.tot.⋅:= mcii

ct5 Acii⋅:=

mtot.ci.0

4

i

mcii∑=

:=

mcii

53.204

223.566

51.999

10.701

11.406

kg

= fi

21 k⋅ mm⋅99 k⋅ mm⋅

125 k⋅ mm⋅21 k⋅ mm⋅

125 k⋅ mm⋅

:=

mtot.ci. 350.876kg=

XCG.ci.0

2

i

1

2c1cii

⋅ fi

+

mcii⋅

∑

=

2

3c1ci3

⋅ f3

+

mci3⋅+

1

3c1ci4

⋅ f4

+

mci4⋅+

0

4

i

mcii∑=

:=

XCG.ci. 11.203m⋅=

X8

XCG.ci.:= Z8

1.2m:=



Determinarea centrului de greutate al avionului CA2661-10:

-centrul de greutate real al avionului CA2661-10 (100%):

-se verificã stabilitatea stațicã a avionului ( conditia fiind ca 20 % < h < 35 % ):

%



%

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.++...

:=

XCG.avion.r.100%numarator

numitor:= masa100% 5166kg⋅:=

XCG.avion.r.100% 10.919m=

h100%

XCG.avion.r.100% XAr−

CMAr100⋅:= h100% 210.691=

numarator10% XCG.aripa.mtot.aripa.⋅ XCG.a.o.mtot.a.o.⋅+ XCG.a.v.mtot.a.v.⋅+XCG.fuselaj.mtot.fuselaj.⋅+

...


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.++

...


:=

XCG.avion.r.10%

numarator10%

numitor10%:= masa10% 4181kg⋅:=


h10% 244.718=



numarator50% XCG.aripa.mtot.aripa.⋅ XCG.a.o.mtot.a.o.⋅+ XCG.a.v.mtot.a.v.⋅+XCG.fuselaj.mtot.fuselaj.⋅+

...


XCG.mot.mtot.mot.⋅ XCG.t.a.mtot.ta.⋅+ XCG.s.c.mtot.sc.⋅+ XCG.ci.mtot.ci.⋅++...

:=

h10%


CMAr100⋅:=



%

numitor50% mtot.aripa. mtot.a.o.+ mtot.a.v.+ mtot.fuselaj.+ mtot.cabina.+mtot.comb.50% mtot.mot.++

...


:=

XCG.avion.r.50%

numarator50%

numitor50%:= masa50% 4619kg⋅:=


h50%


CMAr100⋅:= h50% 223.829=

ZCG.avion

mtot.a.o.Z4⋅ mtot.a.v. Z

3⋅+ mtot.fuselaj.Z2

⋅+ mtot.aripa.Z1⋅+

mtot.mot.Z5⋅ mtot.ta. Z

6⋅+ mtot.sc. Z

7⋅+ mtot.ci. Z

8⋅++

...

m0:=

ZCG.avion 0.487m= XCG.avion XCG.avion.r.100%:=

M mtot.aripa. mtot.a.o.+ mtot.a.v.+ mtot.fuselaj.+mtot.cabina. mtot.comb.100%+ mtot.mot.++

...


9.82⋅m

s2

:=

M 5.843 104× N⋅=

Limite centraj : X [m] Z [m] H %

10% 4.987 0.637 32.004 50% 5.005 0.637 33.026 100% 5.023 0.637 34.059



1.3.2. Misiune de zbor

Global Hawk poate indeplini misiuni de recunoaștere 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 să desfășoare 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 km2 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 către GDE Systems Inc(acum BAE

Systems, Electronics & Integrated Solutions). Stația 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 până 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, Deși zborul este preprogramat, traseul de zbor poate fi modificat



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 aparatului

Fig. 1.25. Diagrama H-V a avioanelor Global Hawk și Predator



1.4. Prototip virtual

Prototipul virtual a fost făcut în SolidWorks 2007 și prezintă o următoarele modificări

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 transparenței și reprezentarea unor instrumente din avion



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 către 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 către 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 completă, în sensulcă poate efectua

misiunea de zbor, de la decolare până la aterizare, fără intervenție umană, având traseul

preprogramat în sistemul de calcul de la bord.

Bineînțeles că avionul poate fi dirijat și de la sol în caz că situația impune acest lucru,

existând la bord și încărcături 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 fără pilor sunt următoarele:

• Operate manual – omul dirijează toate funcțiile avionului, cu toate că acesta

face manevrele în mod autonom

• Gestiune prin consens – sistemul recomandă acțiuni de efectuat în puncte sau

momente cheie, în această categorie situându-se majoritatea vehivulelor

autonome

• Gestiune prin excepție – sistemul efectuează automat acțiunile necesare atunci

când operatorul uman nu are timp de reacție, operatorul este informat de cursul

misiunii, operatorul poate modifica parametri activitații în anumite momente

cheie, excepțiile sunt raportate operatorului. • Complet autonome – sistemul execută automat acțiunile necesare cânad nu este

timp suficient de acțiune, operatorul este informat de cursul misiunii.[13]



Sistemele autonome sunt foarte complexe așa cum se poate vedea și în figura

următoare:

Fig. 1.29. Relațíile funcțíonale ale unui avion fără pilot

Cu cât gradul de autnomie crește mai mult, tot astfel devine din ce în ce mai greu să fie

prezisă starea sumă a sistemului. Sistemul este în fapt o funcție a legăturilor hardware și

software și a intervențiilor umane. De obicei acestea sunt o multitudine de arhitecturi,

formate de date, siste4me de operare, limbaje de programare, protocoale de compilare și de

comunicare, fără a uita mentiunea ca exista o infinitate de combinatii hardware.

Relatiile funcționale ale unui avion fără 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 tracțiunii și a directiei.

Acesti senzori pot fi clasificati și ca “proprioceptivi”, datorita faptului ca pot

determina modul în care un AFP acțiuneaza 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 funcție de



anumite puncte de referinta. și acesti senzori sunt supranumiti

“proprioceptivi”;

• Senzorii de mediu – radar, LADAR, EI, IR și acustici sunt folositi de către

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 să 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 – oferă estimari ale pozitiei, vitezei, altitudinii, ratei de urcare și a

acclererarii vehiculului. Lacalizarea este o funcție de iesire atunci cand este

vazuta de către cineva din afara;

• Perceptie – definite ca inregistrarea, reprezentarea și interpretarea reperelor de

mediu importante(locatie, geometrie, continut spectral) observate de către

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 să

navigheze prin vecinatati și cum să ajunga la destinatie, descoperirea de

evenimente neasteptate legate de dep[lasarea vehiculului. Ia date de la funcțiile

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 către un punct destinatie în timp ce ocoleste obstacolele. Aceasta

funcție nu are legatura directa cu senzorii, dar trebuie să 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 acțiune pentru mobilitatea

platformei și pentru a declansa raspunsul incarcaturii. Modulele

comportamentale sunt comparate cu arhitecturile bazate pe comportament, dar

nu e necesar să fie incluse în arhitecturi deliberative;

• Comunicatiile – legatura dintre vehicul și orice element al sistemului, inclusive

oparatori și alte vehicule;



• Interacțiunea umana – oferă interfata dintre supraveghetor și avion se defineste

modul în care cele doua sisteme vor colabora. Acopera funcționalitatea

Interfetelor Om Masina care ii ajuta pe operatori să 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 Deșignul 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 funcție 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 totuși importante din punctul de vedere al funcționalitatii:

• Stocarea energiei - avioanele fără 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 să 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 auto-

monitorizare, diagnoza și remediere a sistemelelor componente.

In cazul avioanelor fără 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 următoare.



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 dacă 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 fără 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 funcții 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).



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 stația de la sol.

Datorita multitudinii de acțiuni care trebuie luate în considerare procesorul trebuie să

fie capabil de operatii rapide pe 32-biti, să 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



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 fără piulot prin

implementarea un or algoriotmi de ocolire a obstacolelor care să le permita aparatelor să

strabata traseul în siguranta[16].

Fig. 1.33. Un culoar de zbor sigur pentru avion fără pilot care ocoleste obstacole, trupe

inamice sau alte amenintari

Timpul de procesare a informatiilor venite de la senzori este adesea critic si, dacă 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 distanță de la punctul

A la punctul B’. în timp ce vehiculul se deplaseaza de la A către B’ senzorii strang informatii

despre zona S1S2S3S4 , zona vizibila în figura 1.34, a. dacă vehiculul calatoreste direct de la A

către 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 să nu

poate face corecturile de la traseu și să evite pericolele din zona S1S2S3S4 . Astfel vehiculul

se afla în ipostaza de a fi avariat.



a) 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 zboară cu viteza v –constanta, cu o raza minima a

traiectului r= v/ω. Un AFP la locatia ‚p’ inseamna ca AFP-ul zboară în cerc având punctul

‚p’ ca centru și de raza r, rotindu-se în sens retrograd. Fie traseul A către B pe care avionul

trebuie sa-l parcurga. Limita de amenintare (fig. 1.34, b.) separa zona cunocuta(alb) de zona

necunoscuta (hasurata). Distanță sigura este distanță minima pe care incearca avionul să o

obțina mereu fata de limita de amenintare. Definim intersectia dintre traseul de miscare de

inaintare și limita de siguranta cu coordonatele (xs , ys ). Pe masura ce primim tot mai multe

informatii despre zona necunoscuta, limita de amenintare se va deplasa către B și la fel se va

intampla și cu punctul (xs , ys ).

Ideea de baza este aceea ca trebuie să se zboară cât mai repede către (xs , ys ) și să

astepte noi informatii. Curba care uneste punctele (x1 , 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 să fie dupa cum urmeaza:

1. Un arc al unui cerc de raza r, următ de un segment de dreapta, următa 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.



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 către 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 până la limita de siguranta

{x s , ys , unghi(AB)+ π/2}pana cand se intalneste unul dintre evenimentele:

- Senzorii intalnesc o Ținta

- AFP-ul ajunge la {xs , 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 {x s , ys }≠B + r AB se asteapta actualizarea datelor legate de {x s , ys } și se

continua cu pasul 2 la actualizarea datelor.



2. ASPECTE TEHNOLOGICE

2.1. Studiul utilizării materialelor compozite

Materialele compozite sunt materiale formate din două sau mai multe faze la scară

macroscopică a căror performanţă şi proprietăţi sunt destinate a fi superioare celor ale

materialelor constituente, acţionând independent. Una dintre fazele constituente este

discontinuă, rigidă, numindu-se de "ranforsare", iar faza continuă, cu rigiditate mai scăzută se

numeşte matrice. Uneori, datorită interacţiunilor chimice ale altor efecte de prelucrare, apare o

fază suplimentară - interfaza - la interfaţa dintre ranforsare şi matrice.

Wiskers - urile sunt fibre formate din monocristale filamentare, cu diametre cuprinse

între 1 şi 5µm şi lungimi lf ≤ 500m, foarte scurte lf ≤ 10mm sau scurte cu lf=10-25mm, ori

lungi (lf>25mm), obţinute din diferite materiale: sticlă, carbon, carburi de siliciu, bor, safir,

alumină, ceramică, metale feroase şi neferoase, textile, azbest, poliamide.

Roving-ul este o configuraţie a fibrelor de sticlă obţinută prin răsucirea tronsoanelor 1,

2, 3. Fiecare tronson poate fi constituit din 6 până la 204 monofibre lungi de sticlă, cu

diametrul între 8 şi 14µm, dispuse paralel şi netorsionat, unite între ele cu răşini.

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 formă de placaje, plăci aglomerate.

Studiul materialelor compozite este o filozofie a proiectării materialului ce ţine seama

de compoziţia optimă de material, pe de o parte şi de proiectarea structurală şi de optimizare

pe de altă parte, în cadrul unui proces interactiv şi concomitent. Ştiinţa materialelor

compozite necesită interacţiuni strânse ale diferitelor discipline, cum ar fi analiza şi

proiectarea structurală, ştiinţa materialelor, mecanica materialelor şi tehnologii de prelucrare.



Scop

Scopul cercetărilor în domeniul materialelor compozite constă în atingerea

următoarelor obiective:

1. Investigarea caracteristicilor de bază ale constituenţilor precum şi ale materialelor

compozite;

2. Optimizarea materialelor pentru condiţiile de funcţionare date;

3. Dezvoltarea unor tehnologii de fabricare şi studiul influenţei acestora asupra

proprietăţilor materialului;

4. Dezvoltarea unor proceduri analitice de determinare a proprietăţilor materialului şi

predicţia comportării structurilor în timpul funcţionarii;

5. Dezvoltarea metodelor experimentale de caracterizare a materialelor, analiza

tensiunilor şi analiza defectelor;

6. Controlul nedistructiv al integrităţii materialului şi siguranţa în funcţionare;

7. Aprecierea durabilităţii, ciclului de viaţă şi apariţia defectelor.

Tehnologia materialelor compozite s-a dezvoltat foarte mult în ultimii ani. Motivaţia

acestei preocupări este determinată de:

-progresul important în ştiinţa şi tehnologia materialelor, cum ar fi: fibre, polimeri,

ceramice;

-cerinţele industriei pentru materiale cu performanţă ridicată în domeniul aeronauticii,

structurilor aerospaţiale;

-dezvoltarea unor metode numerice puternice pentru analiza structurală utilizând

tehnologii computaţionale, precum şi dezvoltarea unei baze de calcul vaste.

Acestor cerinţe li se adaugă astăzi, asigurarea calităţii produselor, reproductibilitatea

şi capacitatea de predicţie a comportării pe durata ciclului de viata a unui produs. Utilizarea

materialelor convenţionale şi a materialelor compozite este strâns legată de dezvoltarea

procedeelor de fabricaţie.



Procesul de prelucrare este unul dintre cele mai importante stadii în asigurarea calităţii

produsului finit. În acest scop, introducerea automatizării şi controlului adaptiv al proceselor

de prelucrare este o necesitate din ce în ce mai stringentă.

Statistica pentru anii următori prefigurează o continuare fructuoasă a cercetărilor în

acest domeniu, datorită scăderii costurilor componentelor materialelor compozite, ieftinirea

proceselor prin introducerea automatizării tehnologiilor. Un alt factor determinant pentru

viitoarele cercetări îl constituie greutatea specifică scăzută 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 aerospaţial

datorită necesitaţii existenţei unor materiale uşoare dar rezistente în timpul diferitelor

solicitări.

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 să 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 fizico-

chimice 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.



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 următoarele 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, Odată cu dezvoltarea chimiei maselor polimerice sintetice. Armarea cu un material

natural sau sintetic, organic sau anorganic s-a realizat la început pentru reducerea pretului



produselor polimerice, dar mai apoi pentru obținerea de materiale cu proprietati noi și

programate anterior.

Materialele compozite polimere actuale se pot clasifica la rândul lor în următoarele

categorii:

1. Compozite macroscopice, care includ următoarele 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, obținute prin

asocierea, într-o ordine dirijata, a unor componenti, dintre care cel de baza este de natura



polimerica. Posibilitatea de a folosi, în cadrul unor combinatii foarte variate, materii prime

foarte diverse se concretizeaza în obținerea 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 diferențiate.

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 obținerii

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.



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 obținere 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



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 următoarele 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, Deși au

performante mecanice superioare la solicitari de întindere, comprimare, lovire și o rezistenta



mare la oboseala, nu sunt folosite decât în acele domenii și au aplicatii care să 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 reprezintă 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 filamenȚara a unor compusi

intermediari durificati, proprii aliajului metalic);



- 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 configurații 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 obținere 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 obținerea 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 obținere 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 obțin straturi active pentru

catalizatori. în tabelul 2.5 se prezinta câteva materiale compozite cu matrice metalica,

proprietatile și preturile lor.



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 anumită 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 funcționeaza 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;



- 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 funcție de temperatura;

- presarea la cald (pentru pulberi fine, cu aplicarea simultana a presiunii și

temperaturii);

- depunerea din faza de vapori.



Fig. 2.1. Clasificarea materialelor compozite



Fig. 2.2. Tipuri de materiale compozite



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 matriţă deschisă ( figura 2.3)

În acest procedeu prin crearea vidului sub membrana elastică se elimină aerul înglobat în materialul de formare şi se realizează compactarea piesei sub acţiunea presiunii atmosferice. Întărirea: se realizează la rece sau la cald printr-un tratament termic într-un cuptor sau autoclavă.



Fig. 2.3. Autoclava- 1-matriţă; 2-stratificat; 3-membrană flexibilă; 4-garnitură

Procesul tehnologic implica următoarele 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 Suprafața 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



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 obțin folosind o presiune de compactare mai mare de o atmosfera. Aceasta se obține 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 să se poata aplica vidul asupra piesei.

De obicei o autoclava este controlata printr-un computer, iar presiune se obține 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 să realizere temperaturi de peste 200°C și presiune de până 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 funcționare



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 Odată cu cresterea temperaturii până în momentul în care devine gelatinoasa. Este important ca presiunea maximă 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 fără 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 .



3. BIBLIOGRAFIE

1. MM Nita – Avioane și rachete. Concepte de proiectare

2. R.Udroiu - Materiale compozite, Tehnologii și aplicatii în aviatie

3. Roskam – Airplane Deșign

4. Reg Austin - Unmanned Aircraft Systems: UAVS Deșign, 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 Deșign 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 – Deșign 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



4. PLANȘE


83





Date post:	31-Aug-2019
Category:	Documents
Upload:	others
View:	3 times
Download:	0 times

PROIECT DE DIPLOM -...

Documents