Konceptuell flygplansdesign

Transkript

1 EXAMENSARBETE INOM TEKNIK, GRUNDNIVÅ, 15 HP STOCKHOLM, SVERIGE 2018 Konceptuell flygplansdesign Design av flygplan för luft lanserad satellit AARON POUTIAINEN FEI VON SIVERS KTH SKOLAN FÖR TEKNIKVETENSKAP

2 DEGREE PROJECT IN TECHNOLOGY, FIRST CYCLE, 15 CREDITS STOCKHOLM, SWEDEN 2018 Conceptual aircraft design Design of aircraft for air-launched satellite AARON POUTIAINEN FEI VON SIVERS KTH ROYAL INSTITUTE OF TECHNOLOGY SCHOOL OF ENGINEERING SCIENCES

3 Förord CFATE Stort tack till Fredrik Edelbrink och Christer Fuglesang som handledde detta kandidatexamensarbete och gav inspiration till framtida studier i flygplansutveckling. Sammanfattning Det här kandidatexamensarbetet handlar om att design ett flygplan för raketavfyrning på hög höjd. Raketen ska bära satelliten PICARD som väger 143 kg och ska skjutas upp i omloppsbana runt jorden. Flygplanets nyttolast, raketens massa, är tre ton. Raketen släpps över Östersjön därför krävs en räckvidd på 600 km och uthållighet på 30 min. För att raketen ska nå low earth orbit så snabbt som möjligt släpps den på höjden 10 km över havsnivån. Flygplanet är dimensionerat till att efterlikna och prestera som ett stridsflygplan med hög manövreringsförmåga. Därför antas flygplanet ha en stighastighet på 2 km/min samt startsträcka och landningssträcka på 460 m respektive 700 m. När flygplanet färdas i marschfart har den hastigheten 0.9 M. Stallhastighet antas vara 200 km/h. Detta resulterade i en total startvikt på 19 ton, vingreferensarea på 66.2 m 2, vingspann på 14 m, vertikalstabilisatorarea på 13.8 m 2 och horisontellsabilisatorarea på 24.1 m 2. Motorerna till flygplanet resulterade i 2st F404-GE-402 turbofläkt jetmotorer som är tillverkade av General Electric och ger flygplanet 158 kn framdrivning. Abstract This bachelor's degree project is about designing an airplane for high-altitude rocket launch. The rocket shall carry the satellite PICARD weighing 143 kg and will be fired up to low earth orbit (LEO). The aircraft's payload, the mass of the rocket, is three tons. The rocket is separated above the Baltic Sea, therefore, a range of 600 km and 30 minute endurance is required. For the rocket to reach the low earth orbit as quickly as possible, it is released 10 km above sea level. The aircraft is designed to mimic and perform as a fighter aircraft with high maneuverability. Therefore, the aircraft is assumed to have a climb rate of 2 km/min as well as take-off and landing distance 460 m and 700 m respectively. The airplane cruise speed is set to Mach 0.9. Stall speed is assumed to be 200 km/h. This resulted in a total airplane mass of 19 tons, 66.2 m 2 wing reference area, 14 m wingspan, tail area of 13.8 m 2 and 24.1 m 2 respectively. The engines of the aircraft resulted in 2x F404-GE-402 turbofan jet engines manufactured by General Electric and giving the aircraft 158 kn propulsion

4 CFATE Innehållsförteckning Förord... 2 Sammanfattning... 2 Abstract Introduktion Kravspecifikationer Mission Profile Massans estimering Bränslefraktions estimering Bränslefraktionsberäkningar Flygplanets totala massa Vingdesign Vingprofil Constraint diagram Formplanering Ving- och motordimensionering Tail- dimensionering Vingpositionering Resultat Diskussion Referenser Appendix

5 CFATE 1. Introduktion Att ha tillgång till satelliter är en nödvändighet för alla nationer idag då de kan användas för vetenskapligt, militärt och kommersiellt bruk. Uppskjutningsprocessen för satelliter kan vara både kostsam och tekniskt svår att utföra. Med dagens teknik finns det två metoder för raketuppskjutning; vanlig vertikal uppskjutning från marken och luftburen uppskjutning på hög höjd från ett flygplan/rlv (Reusable Launch Vehicle). Denna rapport fördjupar sig på en konceptuell nivå i att dimensionera ett flygplan som ska bära och sedan skjuta upp en raket till LEO (Low Earth Orbit), enligt givna samt antagna kravspecifikationer

6 2. Kravspecifikation CFATE För att underlätta vissa antaganden och beräkningar har en del data baserats på stridsflygplanet Boeing F15-E. Flygplanet ska dock dimensioneras för att utföra uppdraget på bästa möjliga sätt. Tabell 1: Kravspecifikationer Krav Storhet Enhet Payload 3500 kg Range 600 km Endurance 30 min Altitude 10 km Climb rate 2 km/min Stall speed 200 km/h Take-off 460 m Landing 700 m Maxhastighet 2.17 M Marchfart 0.9 M Raketen som används vid uppskjutning av satelliten antas ha en total vikt på ca 3500 kg, detta är ett möjligen optimistiskt men inte orealistiskt antagande då satelliten PICARD valts, denna väger 143 kg. [1][2] Detta är flygplanets totala raketnyttolast. Av säkerhetsskäl utförs avfyrningen av raketen över Östersjön då delar av den kommer falla tillbaka ned mot Jorden på grund av raketens uppskjutningsstadier. Ytterligare säkerhetsåtgärder kan behöva beaktas för att minska sannolikheten att delarna landar på fartyg. Flygplanet ska starta från Arlanda och flyga till internationella vatten, ett avstånd på ca 150 km, se Figur 1. Tur & retur blir avståndet 300 km men för att klara detta med marginal sätts ett krav på att flygplanet ska kunna flyga dubbla avståndet, d.v.s. 600 km. Hela processen från att flygplanet startar, flyger upp till önskad höjd, färdas till det önskade målet för raketavfyrningen, flyger tillbaka och landar ska inte ta längre tid än 100 minuter. Det ska inte ta mer än 5 min för flygplanet att nå den önskade höjden på m därför sätts stigningstakten till 2 km/min. Figur 1: Raketavfyrningen på 150 km avstånd från Arlanda Krav på stallhastighet, startsträcka, landningssträcka och maxhastighet är helt baserade på stridsflygplanet Boeing F15-E. [3] - 5 -

7 2.1 Uppdragsprofil CFATE Figur 2: Mission profile Flygplanet ska inte flyga på en högre höjd än 10 km eftersom raketen kan enkelt stiga i höjd. Genom att låta flygplanet åka upp till cirka halva dess maximala höjd sparas även tid och bränsle. Innan avfyrningen av raketen ska flygplanet flyga med en marschfart på 0.9 M för att nå det önskade målet. När flygplanet nått målet antas det ta ca 10 min loitering för att förbereda raketavfyrningen, se Figur 2. Då flygplanet ska landa utför den också loitering beroende på hur mycket trafik som är i flygplatsen

8 3. Massans estimering 3.1 Bränslefraktions estimering Eftersom flygplanets data är baserat på ett stridsflygplan antas bränslefraktionerna W i W i 1 (i = 1, 2, 3,, 6) enligt tabellen: CFATE Tabell 2: Viktfraktioner [4] Startup Taxi Take-off Climb Descent Landing Taxi Fighters Bränslefraktionsberäkningar Bränslefraktionerna då flygplanet färdas i marschfart (Eng: cruise) och under loiter beror på andra parameterspecifikationer som inte syns i Tabell 2, därför har ( W i och W i 1 cruise ( W i beräknats med hjälp av Breguet formeln, ekvation (3) och (4). W i 1 )loiter Tabell 3: Diverse parametrar Parameter Storlek Enhet Betydelse R 600 km Räckvidd v 0.9 M Marchfart W PL 3500 kg Flygplanets nyttolast/raketens massa W c 160 kg Besättninsvikt (2 piloter) C t,cruise 0.8 1/h Specifik bränsleförbrukning i marchfart C t,loiter 0.7 1/h Specifik bränsleförbrukning under cirkulationstid E 10 min Cirkulationstid ( L D ) 14 Glidtal under cirkulationstid loiter ( L D ) cruise Glidtal i marschfart Flygplanets lift-to-drag ratio antas vara 14 och för att flygplanet ska vara så bränsleeffektiv som möjligt används 86.6 % av dess maximala lift-to-drag ratio under marchfart. [18] ( L ) = D loiter (L) 14 (1) D max ( L D ) cruise = (L D ) max (2) ( W ( RC t,cruise i ) v( = e L ) D ) cruise (3) W i 1 cruise - 7 -

9 CFATE ( W ( EC t,cruise i ( = e L ) D W i 1 )loiter ) loiter (4) W end W 0 = ( W i ) ( W i (5) W i 1 cruise W i 1 )loiter Resultatet från ekvation (5) används för att beräkna hur stor andel av flygplanets totala massa eller startvikt är bränsle. W F W TO = 1.06 (1 W end W 0 ) = 1.06 ( ) = (6) Resultatet visar att ungefär 23 % av flygplanets totalvikt är bränsle då det finns en bränslereserv på 6 %. 3.3 Flygplanets totala massa Flygplanets totala vikt eller Take-off vikt kan nu beräknas med hjälp av följande ekvation: W TO = W E + W PL + W C + W F (7) Där parameterna från vänster till höger betyder respektive: Totala vikt, tomvikt, nyttolast (Eng: Payload), besättningsvikt och bränslevikt. Eftersom varken tomvikten eller bränslevikten är känd beräknas flygplanetes totala vikt istället på följande sätt: W TO = W PL+W C Där a = samt b = 0.97 för stridsflygplan. [5] Sätt ekvationen (9) i (8) och bryt ut den totala vikten: Lösning av andragradsekvationen (10) ger den totala vikten: 1 W F W TO W E W TO (8) W E W TO = a W TO + b (9) W 2 TO W TO 1+b + W PL+W C = 0 (10) a a W TO = 19 ton När flygplanets totala vikt är känd kan bränslevikten samt tomvikten beräknas från ekvation (6) och (7). W F = 1.06W TO (1 W end ) = 4.3 ton W 0 W E = W TO W PL W C W F = 11 ton - 8 -

10 4. Vingdimensionering 4.1 Vingprofil CFATE Flygplanets vingprofil väljs till NACA 0006 med vanliga klaffar (Eng: Plain flap). Med denna höglyftsanordning kan vingens maximala lyftkraftskoefficient bestämmas enligt formel (11). C L,max = C L,airfoil + C L,flap = = 1.7 (11) Formeln gäller för flygplan med ett litet värde på aspect ratio. [6] Värdet på C L,airfoil fås ur diagrammet i Appendix figur 1 och C L,flap med 45 klaffvinkel för plain flap bestäms ur [7] [8] tabell 1 i Appendix. Vingens tjocklek kan bestämmas med hjälp av en tjocklekskvot, thickness ratio. De två sista siffrorna i NACAs vingprofilbenämning visar att tjocklekskvoten, tjockleken dividerat med vingens korda, för denna vinge är 6 %. Vilket också är en rimlig tjocklek om man undersöker historisk trend för flygplan som färdas i överljudsfart, se Appendix Figur Begränsningsdiagram Från begränsningsdiagram kan optimal vingbelastning och thrust-to-weight ratio bestämmas så att flygplanet designas utifrån krav på prestanda. För ett antal prestandaekvationer med T/W som funktion av W/S plottas dessa i ett begräsningsdiagram, se Figur 3. Figur 3: Constraint diagram - 9 -

11 CFATE Wing loading:ens korrelation med thrust-to-weight ratio varierar beroende på vilket krav på prestanda man väljer att studera, dessa olika krav är sustained turn, rate of climb, takeoff distance, cruise speed och stall som presenteras i ekvationerna nedan. [16] T = q[ C D,min W + k ( n W q )2 ( W )] (12) S S Ekvation (12) visar sustained turn d.v.s. hur W varierar med T då flygplanet har som krav att S W kunna svänga med konstant fart med en roll på 45, på bibehållen höjd m över havsnivån. Parameter n är load factor, k är lift induced drag constant och C D,min beskriver nollmotståndskoefficienten som är approximativt för jetflygplan men kan gå upp till ett värde på då flygplanet färdas i överljudsfart, se Appendix figur 6. [22] T = V v + q W C W V D,min + k q (W) (13) S S Ekvation (13) visar rate of climb med krav på att flygplanet ska ha en vertikal hastighet, V v, på 2 km/min där q är dynamiskt tryck som beror på luftdensitet ρ, se kap. 2 Kravspecifikationer. T = 1.21( w s ) W gρ (C L ) max s g (14) Ekvation (14) visar takeoff distance, denna ekvation försummar inverkan av luftmotståndet och rullmotståndet pga att motorns dragkraft är betydligt större än dessa bidrag. T W = qc D,min ( 1 W S ) + k ( 1 q ) (W S ) (15) Ekvation (15) visar cruise speed med kravet att flygplanet ska färdas med en konstant marchfart på ca 1000 km/h. W = 1 ρ v 2 S stall 2 stall C L,max = N/m 2 (16) Ekvation (16) visar stall d.v.s. när flygplanets lyftkraft blir lägre än dess tyngd och flygplanet tappar höjd. Parametern C L,max beskriver maximal lyftkraftskoefficient. När alla prestanda är plottade i constraint diagram kan man observera vart den optimala punkten för wing loading och thrust-to-weight ratio befinner sig inom det acceptabla området. Man önskar dimensionera flygplanet med lägsta möjliga thrust-to-weight ratio och största möjliga wing loading genom detta får man en rimlig kraft på flygplanets motor och minsta nödvändiga vingarea. Detta beskrivs tydligare i nästa kapitel, 5 Formplanering

12 5. Formplanering 5.1 Ving- och motordimensionering CFATE Med hjälp av Constraint diagram kan flygplansvingens referensarea, samt motorns framdrivning (Eng: Thrust) beräknas. I detta kapitel framgår även ytterligare vingdimensioneringar som aspect ratio, sweep angle, taper ratio, twist, diheral angle, chord, SMC och wing vertical position. Vingens referensarea beräknas genom att dividera flygplanetes tyngdkraft med värdet på wing loading vid den optimala punkten markerat på constraint diagram, se figur 3. S ref = W TO g (W/S) opt 66.2 m 2 (17) Där (W/S) opt har ett värde på 2802 ty x-värdet vid den optimala punkten visar detta. Motorns framdrivning kan beräknas genom att ta thrust-to-weight ratio vid den optimala punkten multiplicerat med flygplanets tyngdkraft: T ref = ( T W ) opt W TOg 148 kn (18) Aspect ratio, AR, uppskattas till 3 vilket är samma värde som Boeing F15-E s aspect ratio och rimligt värde allmänt för stridsflygplan (Appendix tabell 2). [3] Med aspect ratio och referensarean kan vingspannet beräknas enligt: b = AR S ref 14.0 m (19) När aspect ratio är känt kan man bestämma en lämplig sweep angle på flygplanet. För att minska risken för Pitchup vid hög attackvinkel nära stall är det viktigt att inte ha allt för stor sweep angle. [9] Enligt diagrammet (Appendix figur 3) är en rimlig sweep angle 35 för att behålla planets stabilitet. För att minimera det luftmotstånd som orsakas av lyftkraften (Eng: Lift-induced drag) väljs taper ratio till 0.2 vilket är ett rimligt värde för flygplan med hög sweep angle (Appendix figur 4). [14] Wing twist är nödvändigt för att förhindra så kallad tip stall dvs när vingspetsarna tappar lyftkraft eftersom luftflödet över vingen blir turbulent. [10] Wing twist väljs till 3 så kallad washout. Dihedral- och anhedral angle är uppåt- respektive nedåtvinklade vingar sett framifrån och dessa påverkar bl.a. rollstabiliteten. Enligt källa [10] är det nödvändigt med anheral för att minska risken att flygplanet blir överstabilt och svår att manövrera. Detta förklarar Douglas T. Jackson på följande vis: With a considerable amount of wing sweep, effective dihedral is created. To counteract this large amount of dihedral, some geometric anhedral is required. Otherwise the aircraft would be overly stable, making turns extremely difficult. Eftersom detta flygplan har relativt stor sweep angle ansätts därför en anhedral på 3. C root och C tip är längden på vingens korda vid roten och vid spetsen. Dessa beräknas enligt ekvationen i Appendix figur 3, där C root blir 7.83 m och C tip 1.57 m

13 CFATE SMC står för standard mean chord, C W, och beräknas som kvoten mellan vingreferensarean, S ref, och planets vingspann, b, enligt formel (20). [15] C W = S ref b = 6.3 m (20) Den vertikala positionen på vingarna sätts till mid vertical position, detta görs främst eftersom flygplanet är baserat på ett stridsflygplan. 5.2 Dimensionering av stabilisator Ekvation (21) används för att beräkna flygpalnets längd. W 0 är take-off vikt samt a och C är koefficienter som är givna av Tabell 3 i Appendix. [11] Enligt beräkningen blir totala längden av kroppen 18.1 m. L fuselage = a W 0 c (21) Nu ska den vertikala stabilisatorns area S VT samt den horisontella stabilisatorns area S HT beräknas. För bakmonterad motor är momentarmen från tyngdpunkten på flygplanet till den vertikala stabilisatorn, L VT, ungefär 45% ~ 50% av L fuselage och här antas 47%, samt momentarmen till den horisontella stabilisatorn, L HT, 45% av L fuselage [12]. S VT = C VTb w S w L VT (22) S HT = C HTC ws w L HT (23) där C VT och C HT är tail volume koefficienter. [13] För jetflygplan är C VT och C HT 0.40 respektive b w är vingspannet med värde 14.0 m samt S ref beskriver vingarean som är 66.2 m 2. Flygplanet har en twin-tail med en area på de vertikala fenorna på totalt 13.8 m 2 samt area på de horisontella vingarna 21.4 m Vingpositionering Vingens position relativt flygplanets tyngdpunkt är avgörande för den aerodynamiska stabiliteten. Ett instabilt flygplan med bakåtsvept vinge ska ha vingen positionerad så att flygplanets masscentrum sammanfaller på en punkt i linje med 40% av vingens mean aerodynamic chord, MAC. [17] C = ( 2 3 ) C root 1+λ+λ 2 1+λ (24) Ekvation (24) visar beräkningen av MAC som i denna ekvation är definierad som parametern C, med insatta värden blir MAC 5.39 m. Hur långt ut längs vingspannet som MAC hamnar på, kan beräknas med formel (25). Y = ( b 6 ) (1+2λ 1+λ ) (25) Med dessa data vet man att vingen bör positioneras så att flygplanets masscentrum ligger ca 2.16 m från flygplanets leading edge vid MAC dvs där Y = 2.74 m från flygplanets centrum

14 CFATE 6. Resultat Figur 4: Flygplans skiss med masscentrum, [mm] Tabell 4: Flygplanets area och längda dimensioner Betydelse Beteckning Storlek Enhet Flygplanslängd L fuselage 18.1 m Flygplansbredd L width 1.29 m Vingspann b 14.0 m Rotkordan C root 7.83 m Spetskordan C tip 1.57 m Vertikal tail-arm L VT 8.70 m Horisontell tail-arm L HT 9.05 m Referensarea S ref 66.2 m 2 Vertikal tail-area S VT 13.8 m 2 Horisontell tail-area S HT 21.4 m 2 Flygplansbredden, L width, beräknas utifrån fineness ratio där 14 är ett rimligt värde för flygplan i överljudsfart. [19] För att flygplanet ska lyfta krävs en motor med framdrivningskraft på minst 148 kn, därför väljs turbofläktmotorn General Electric F404-GE-402 som ger 78 kn framdrivning med efterbrännkammare. [20] Eftersom flygplan är dimensionerat till att ha två motorer av denna sort kommer den totalt kunna flyga med 156 kn, vilket är väl över kravet

15 Tabell 5: Flygplanets massfördelning Betydelse Beteckning Storlek Enhet Take-off weight W TO kg Empty weight W E kg Payload weight W PL 3500 kg Crew weight W C 160 kg Fuel weight W F 4300 kg Engine weight [20] W Engine 1000 kg CFATE Raketen placeras längs masscentrums symmetrilinje precis under flygplanskroppen, se figur 5. Denna placering påverkar inte viktfördelningen tvärs längdsled och möjliggör enklare separationsmetoder. [21] Figur 5: Position av raket

16 7. Diskussion CFATE Raketens storlek och position kan ifrågasättas. För att hålla denna rapport kort och koncis inom 12 sidor har stora delar av raketens dimensionering ej tagits med. Korta överslagsberäkningar gjordes för att bestämma raketens massa, som blev 3.5 ton, med en 143 kg tung satellit. Men för att dimensionera en korrekt storlek på raketen skulle fler beräkningar med hänsyn till raketbränslet samt strukturens densitet behöva användas. Positionen av raketen är viktig då den påverkar hela viktfördelning, därför vill man försöka placera den så nära flygplanets masscentrum som möjligt. Dock har denna raketpositionering endast gjorts utifrån vad som ser rimligt ut, utan några större beräkningar. Flygplanets totala masscentrum har antagits ligga på ungefär halva flygplankroppslängden (Eng: Fuselage length) och utifrån detta har vingpositionen bestämts. Utförligare beräkningar kan göras för att få en mer exakt position för masscentrumet, som att ta masscentrum för varje del som t.ex. vingar, besättning, stjärt (Eng: Tail), motorer och sedan beräkna totala masscentrum för sammansatta kroppar

17 8. Referenser [1] Från World Meteorogical Organisation: (Åtkomst: ) CFATE [2] Dr. Sven Grahn. Sattelite launch from small airplane. August 2017 [3] Specifikationer på Boeing F15-e: (Åtkomst: ) [4] Jan Roskam. Airplane Design: Part 1: Preliminary sizing of airplanes. Chapter 2. Sida 12. Tabell 2.1. Roskam Aviation and Engineering Corporation. Inc [5] Daniel Webster. Aircraft Preliminary Design. Chapter 4. sida 20. Tabell 4.8 [6] Raymer, P Daniels. Aircraft Design: A Conceptual Approch. 2 uppl. Kalifornien: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc Sida 274. Ekv (12.19) [7] Airfoil specifikationer: (Åtkomst: ) [8] Raymer, P Daniels. Aircraft Design: A Conceptual Approch. 2 uppl. Kalifornien: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc Sida 279. Tabell 12.2 [9] Raymer, P Daniels. Aircraft Design: A Conceptual Approch. 2 uppl. Kalifornien: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc Sida 54. Figur 4.20 [10] Information om vingdimensionering. Skrivet av Douglas T. Jackson, Aeronautical Engineer. American Institute of Aeronautics and Astronautics: (Åtkomst: ) [11] Raymer, P Daniels. Aircraft Design: A Conceptual Approch. 2 uppl. Kalifornien: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc Sida 111. Tabell 6.3 [12] Raymer, P Daniels. Aircraft Design: A Conceptual Approch. 2 uppl. Kalifornien: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc Sida 112 [13] Raymer, P Daniels. Aircraft Design: A Conceptual Approch. 2 uppl. Kalifornien: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc Sida 112. Tabell 6.4 [14] Raymer, P Daniels. Aircraft Design: A Conceptual Approch. 2 uppl. Kalifornien: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc Sida 55 [15] M.V Cook, Flight Dynamics Principles. 2 uppl. Oxford: Elsvier Ltd, Inc Sida 25. Ekv 2.30 [16] Gudmundsson, Snorri. General Aviation Aircraft Design: Applied Methods and Procedures. 1 uppl. Inc Sida [17] Raymer, P Daniels. Aircraft Design: A Conceptual Approch. 2 uppl. Kalifornien: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc Sida 140 [18] Raymer, P Daniels. Aircraft Design: A Conceptual Approch. 2 uppl. Kalifornien: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc Sida 22 [19] Raymer, P Daniels. Aircraft Design: A Conceptual Approch. 2 uppl. Kalifornien: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc Sida 110 [20] General Electric jetmotor specifikationer: (Åtkomst: )

18 CFATE [21] Marti Sarigul-Klijn, Ph.D. Nesrin Sarigul-Klijn, Ph.D. A Study of Air Launch Methods for RLVs. University of California: Mechanical and Aeronautical Engineering Dept [22] Raymer, P Daniels. Aircraft Design: A Conceptual Approch. 2 uppl. Kalifornien: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc Sida 92 [23] Raymer, P Daniels. Aircraft Design: A Conceptual Approch. 2 uppl. Kalifornien: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc Sida 51. Tabell 4.1 [24] Raymer, P Daniels. Aircraft Design: A Conceptual Approch. 2 uppl. Kalifornien: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc Sida 139. Ekv (7.6) och (7.7) [25] Raymer, P Daniels. Aircraft Design: A Conceptual Approch. 2 uppl. Kalifornien: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc Sida 47. Fig 4.14 [26] Raymer, P Daniels. Aircraft Design: A Conceptual Approch. 2 uppl. Kalifornien: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc Sida 294. Fig

19 9. Appendix CFATE I detta Appendix finns diverse tabeller och figurer tagna från Raymers Aircraft Design: A Conceptual Approch samt Internet. Allt i Appendix har hänvisats till i rapporten. Figur 1: Lyftkraftskoefficient på NACA 0006 [7] Tabell 1: Lyftskraftskoefficient med avseende på flaps [8] Figur 2: Croot och Ctip [24] Tabell 2: Aspect ratio [23] Figur 3: Quarter sweep angle [9] Figure 4: Taper ratio [14]

20 CFATE Figur 5: Thickness ratio [25] Figur 6: Parasite drag med avseende på machtal [26] Tabell 3: Flygplankroppslängder [11]

21