Kandidatexamensarbete i Flygteknik

EXAMENSARBETE INOM TEKNIK, GRUNDNIVÅ, 15 HP STOCKHOLM, SVERIGE 2019 Kandidatexamensarbete i Flygteknik Elflygplan, en konceptuell design MAX BERGSTRÖM JONA SANDGREN KTH SKOLAN FÖR TEKNIKVETENSKAP

Bachelor Thesis in Aeronautics Electric aircraft, a conceptual design Max Bergström, maxbergs@kth.se Jona Sandgren, jsandg@kth.se 6 juni 2019

Abstract This report of a conceptual design of an electric driven aircraft was driven with the goal of making the flying sector more environmentally viable. The designated mission was chosen freely for the airplane. The result became a short distance plane with a range of 500 km, seating for eight passengers, primarily aimed towards companies. It was decided that the plane would have its cruising altitude at 4500 m, with a cruising speed of 280 km/h and have a short takeoff and landing distance. The airplane would be able to climb with a vertical speed of 6.67 m/s and have a stall speed of 150 km/h. From the specifications and the assumptions regarding different variables, the fuel weight and total weight was decided to be 2654 kg and 8294 kg respectively. The range of a corresponding aircraft driven with fossil fuels were calculated to be 2070 km. A constraint diagram was then constructed based on five chosen requirements. From this diagram the least power to weight and the highest possible wingloading was determined. A point slightly higher than the least required power to weight was chosen, leading to the engines needing to produce 1900 hp at takeoff. The wing area could be calculated from the decided wingloading and it ended up at 44 m 2 with a wingspan of 23.8 m because of a previously chosen aspect ratio. The length of the fuselage was calculated to be 16.2 m and its effective diameter 2.03 m. Finally an initial layout could be developed where a relationship between the wing and horizontal stabilizer was calculated and the center of gravity for the airplane was placed. The final airplane has a longer wingspan, is heavier and has a shorter range than what similar aircraft that are not driven with electricity have. It can be seen that the cruise speed can be increased above the 280 km/h in the constraint diagram, but the specified requirements were met, which was the main priority.

Sammanfattning Med målet att göra flygsektorn grönare ur utsläppsperspektiv gjordes i denna rapport en konceptuell design av ett flygplan drivet på elektricitet. Flygplanets avsedda uppdrag samt krav utifrån detta valdes fritt. Resultatet blev ett kortdistansplan, 500 km räckvidd, med plats för åtta passagerare framförallt riktat mot företag. Det kravställdes även att planet skulle flyga på 4500 meters höjd med en hastighet på 280 km/h och behöva en kort start- och landningsbana. Planet skulle också kunna klättra med en hastighet på 6,67 m/s och överstegringsfarten bestämdes till 150 km/h. Utifrån kraven och antaganden gällande diverse andra variabler kunde sedan flygplanets bränslevikt och totalvikt bestämmas till 2654 kg respektive 8294 kg. Räckvidden på ett motsvarande plan drivet med fossila bränslen beräknades då till ungefär 2070 km. Ett begränsningsdiagram kunde sedan konstrueras baserat på fem utvalda krav. Ur detta diagram kunde det avläsas vad motorernas dragkraft delat med planets vikt samt vad kraften per kvadratmeter på vingarna minst behövde vara. En punkt något högre än minsta möjliga användes sedan för att ta fram att motorerna måste kunna producera 1900 hästkrafter vid start. Med den bestämda vingbelastningen kunde nödvändig vingarea beräknas till 44 m 2 med ett vingspann på 23,8 m, då ett sidoförhållande tidigare hade valts. Flygplanskroppens längd kunde även beräknas till 16,2 m och dess effektiva diameter på 2,03 m. Slutligen kunde en initial layout tas fram där ett förhållande mellan vingar och horisontella stabilisatorn beräknades samt en eftersökt placering av planets masscentrum. Det resulterande planet har ett längre vingspann, är tyngre och kan färdas kortare än liknande motsvarigheter som inte drivs på elektricitet. I constraint diagrammet kan det ses att det går att åka snabbare i marschfart än utsatt hastighet på 280 km/h, men de satta kraven kunde uppnås vilket var huvudmålet.

Innehåll 1 Introduktion 1 1.1 Bakgrund......................................... 1 1.2 Problem.......................................... 1 1.2.1 Krav........................................ 1 1.3 Fördelar, etik och hållbarhet.............................. 2 1.4 Metodik.......................................... 2 1.5 Antaganden........................................ 2 2 Resultat 3 2.1 Viktberäkningar..................................... 3 2.1.1 Batterikvot.................................... 3 2.1.2 Tomvikt, startvikt, batterivikt......................... 4 2.1.3 Jämförelse med ekvivalent fossildrivet flygplan................ 4 2.2 Begränsningsdiagram................................... 5 2.3 Initial dimensionering.................................. 7 2.3.1 Vinge....................................... 7 2.3.2 Flygplanskropp.................................. 7 2.3.3 Stabilisator.................................... 8 2.3.4 Layout och masscentrum............................ 9 3 Diskussion 11 3.1 Insamling av krav..................................... 11 3.2 Reflektion......................................... 11 3.3 Framtida arbete...................................... 11 4 Slutsats 12 5 Källor 13

Kapitel 1 Introduktion 1.1 Bakgrund Flygplan har länge tillåtit människor och materia att transporteras fort och säkert mellan olika destinationer runt om i världen. Det stora bakslaget med att flyga är dock utsläppen, och med att försöka göra ett eldrivet flygplan kan det teoretiskt sett vara möjligt att flyga utan några utsläpp. 1.2 Problem För att kunna göra ett eldrivet flygplan behöver distansen sänkas och nyttolasten sänkas, då energidensiteten i batterier är mycket lägre jämfört med fossila bränslen. Ett lämpligt flygplan som skulle kunna klara av detta är ett mindre flygplan som åker bland närbelägna städer, till exempel London - Amsterdam eller Tokyo - Osaka. Kravspecifikationen som först togs fram bestod av följande krav: 1.2.1 Krav Nyttolast (W P L ) - 8 passagerare med 10 kg bagage vardera, totalt 680 kg Besättning (W C ) - 2 piloter, totalt 170kg Räckvidd - 500 km (270 nm) Loiter - 20 min Flyghöjd - 4500 m (15000 ft) Marschfart - 280 km/h (150 kt) Stighastighet - 6,67 m/s (1300 ft/min) Överstegringsfart - 150 km/h (80 kt) Start- och landningssträcka - 500 m markdistans (1600 ft) Motortyp - kanaliserad fläkt (elmotor) Uppdragsprofil 1. Taxi - 15 min 2. Startup - 3 min 3. Takeoff upp till 1500 fot - 5 min 4. Maximum continues thrust upp till 15000 fot - 10 min 5. Cruise - 100 min 6. Descent till 2500 fot - 15 min 7. Loiter - 20 min 8. Landing - 5 min 9. Shutdown/Taxi - 5 min 1

KAPITEL 1. INTRODUKTION 2 1.3 Fördelar, etik och hållbarhet Eftersom ett elflygplan kan transportera människor med ett väldigt lågt miljömässigt avtryck kan detta flygplan framgångsrikt användas i framtiden då fossildrivna plan möjligen blir beskattade allt högre. Då det även byggs med vanliga konstruktionsmetoder kan mycket utav flygplanet återvinnas vid dess slut. 1.4 Metodik Framtagningen utav flygplansdesignen gjordes med hjälp utav seminarier där relevanta tillvägagångssätt och ekvationer gicks igenom. Kravspecifikationer valdes för att sedan få fram vikter som i sin tur ledde till ving- och stabilisatordimensioner. Efter detta togs prestandaparametrar fram. Allt detta går ihop till att ge en preliminär storlek på flygplanet. Det sista som gjordes var att få fram de olika konfigurationerna för flygplanet som även bestämmer vart masscentrum behöver befinna sig. 1.5 Antaganden Antaganden om utveckling till år 2030 som används för att nå krav. Då effektiviteten utav en kanaliserad fläkt är lägre vid marschfart och högre vid låga hastigheter har antagandet gjorts att effektiviteten för marschfart är 0,75 och för start 0,85. Energidensiteten för litiumjonbatterier antas öka till 350 Wh/kg till 2030, som skulle motsvaravara en ökning på 3,5 % per år, vilket kan anses vara ett konservativt antagande. All energi som finns i batteriet går att ta ut med obegränsad effekt. Då energidensiteten kan anses vara i underkant, kan antagandet om att all energi går att ta ut balansera ut dessa två antaganden. För atmosfärsberäkningar har den internationella standardatmosfären (ISA) använts (Engineering Toolbox, 2005).

Kapitel 2 Resultat 2.1 Viktberäkningar För att få en första uppskattning av flygplanets startvikt behövdes nyttolasten, batterikvot och tomviktskvot. Nyttolasten bestämdes i kraven, medan kvoterna beräknades med hjälp av semiempiriska metoder. 2.1.1 Batterikvot För att få ut en rimlig batterikvot (m batt /m) som motsvarar bränslekvoten (W F /W TO ) för ett fossildrivet flygplan används (Raymer, s.757, 2018) m batt m = Rg. (2.1) L ηe Här används räckvidd (R) enligt specifikationer, verkningsgraden, η, skattades med antaganden om batteriers och de kanaliserade fläktarnas verkningsgrad och specifik energi (E ) togs fram med antaganden om batteriutveckling från kapitel 1.5. Lyftkraft per luftmotstånd ( L D ) valdes till 22 för att få en batterikvot mellan 0,3 och 0,4. Sidoförhållande (AR) beräknades sedan med hjälp av Raymers kapitel L/D estimation (Raymer, 2018). Där visas att L AR = K LD D max S wet /Sref. (2.2) Där K LD är en koefficient för att anpassas för olika flygplanstyper och är 13 för flygplan med högt AR. Ett värde för det våta areaförhållandet (S wet /Sref ) valdes till 4,5 baserat på hur flygplanet förväntades se ut. Samtliga värden för ekvation 2.1 ses nedan, där sidoförhållandet bestämts för eftersökt lyftkraft per luftmotstånd enligt Raymer (s.40, 2018). D Tabell 2.1: Ingående och resulterande parametrar för batterikvotsräkning där index b, m och t för de olika verkningsgraderna står för batteri, motor respektive total Parameterförtydligande Parameter Värde Planets räckvidd R 500 km Gravitationsaccelerationen g 9,81 m/s 2 Lyftkraft per luftmotstånd L/D 22 Verkningsgrad för batterier η b 0,85 Verkningsgrad för motorer η m 0,75 Sammanlagd verkningsgrad η t 0,6375 Specifik energi för batterier E 350 Wh/kg Batterivikt delat med totalvikt m batt /m 0,32 Sidoförhållande för vingarna AR 12,9 3

KAPITEL 2. RESULTAT 4 2.1.2 Tomvikt, startvikt, batterivikt För att sedan få ut det batteridrivna planets tomvikt (W E ), startvikt (W TO ) och slutligen bränsleeller batterivikt (W F ) användes en semi-empirisk metod (Raymer, s.29-31, 2018) med två ekvationer för att lösa ut de två förstnämnda variablerna. W E /W TO = A (W TO ) C (2.3) W TO = W PL + W C 1 W F W TO W (2.4) E W TO Konstanterna A och C i ekvation 2.3 togs ur en empiriskt framtagen tabell i Raymer och de visas i tabell 2.2. Tabell 2.2: Empiriska parametervärden för beräkning av tomviktskvoten (Raymer, s.31, 2018) W E /W TO = A (W TO ) C A [W TO in kg] C General aviation - twin engine 1,40-0,10 Den sista variabeln, W F, fås sedan med hjälp av batterikvoten som tidigare beräknats (i del 2.1.1) och samtliga resultat visas i tabellen nedan. Tabell 2.3: Beräknade vikter och viktkvoter för det eldrivna flygplanet där W E /W TO benämns tomviktskvot och W F /W TO bränslekvot Parameterförtydligande Parameter Värde Total vikt vid start W TO 8294 kg Tomvikt (endast planet) W E 4709 kg Bränslevikt (endast batterierna) W F 2654 kg Andel av startvikt som är tomvikt W E /W TO 0,57 Andel av startvikt som är bränslevikt W F /W TO 0,32 2.1.3 Jämförelse med ekvivalent fossildrivet flygplan Som jämförelse kontrollerades även vilken räckvidd ett liknande plan drivet med fossila bränslen skulle få. Först beräknades då det bränslet som var tillgängligt då standardvärden för start, landning, taxi, etc. dragits bort, dessa ges i tabell 2.4. Tabell 2.4: Standardvärden för bränsleförbrukning (Roskam, 2005) Engine startup Taxi Take-off Climb Cruise Loiter Descent Landing Taxi Business Jet 0,990 0,995 0,995 0,980 TBD TBD 0,990 0,992 Sedan löstes total bränsleanvändning för en flygning, W end /W 0, ut ur ekvationen W F W TO = 1.06(1 W end W 0 ) (2.5) och dividerades med samtliga värden ur tabell 2.4. Resultatet är bränsleförbrukningen vid cruise, W 2 /W 1, och det inverteras innan det sätts in i Breguets räckviddsekvation, R = vl CD ln(w 1 W 2 ). (2.6) Marschhastigheten v samt den specifika bränsleförbrukningen C togs ur kravspecifikationen respektive från exempelvärde för en lämplig motor, low-bypass turbofan", enligt tabell 2.5. Tabell 2.5: Referensvärden för specifik bränslekonsumtion (Raymer, 2018) Example SFC [1/h] Cruise Loiter Turbofan low-bypass 0,8-1,1 0,7

KAPITEL 2. RESULTAT 5 Faktorn L/D togs ur tabell 2.1 men behövde multipliceras med en faktor, 0, 866, för att jetmotorer inte får ut maximal lyftkraft över motstånd, L/D, vid marschfart. Ekvation 2.6 ger då att det ekvivalenta fossildrivna planet skulle få räckvidd 2.2 Begränsningsdiagram R 2070 km. (2.7) När ett flygplans motorer ska dimensioneras måste kraven på dem vara satta, vanligen med hjälp av ett så kallat constraint diagram. I ett sådant diagram är x-axeln flygplanets vikt delat med vingarea, även kallad wingloading, betecknat med W/S och y-axeln betecknas T/W för dragkraft delat med flygplansvikten, på engelska thrust-to-weight. Kurvor som representerar flera olika flygkonfigurationer, från kravspecifikationen, sätts in i diagrammet för att se vilka fall som är dimensionerande och vilka värden W/S och T/W får. I detta fall valdes fem olika fall att studeras och dessa var sväng vid marschhastighet: stighastighet: marschhastighet: krav på startbanelängd: T/W = T/W = q T/W = V V V [ C Dmin W/S + K + C Dmin q W/S ( ) ] 2 n W, (2.8) q S + K q ( ) 1 T/W = q C Dmin + K W/S q ( ) W, (2.9) S W S, (2.10) V LOF 2 + q C ( DTO + µ 1 q C ) LTO, (2.11) 2g S G W/S W/S och överstegringshastighet: W/S = 1 2 ρv2 C Lmax. (2.12) Ekvationer 2.8-2.12 har tagits ur Snorri Gudmundssons bok General Aviation Aircraft Design (2013). För varje ekvation används parametrar för flygplanets aktuella tillstånd, till exempel att vid marschhastighet är hastigheten kravställd. Det dynamiska trycket, q, beror på höjd och hastighet för respektive fall. Motståndskoefficienten C D valdes utifrån vad tidigare flygplan utav samma sort har haft och det fås olika C D vid marsch på 0,02 respektive start/landning där ställ och klaffar är utfällda på 0,03 (Raymer, s.135, 2018). Lastfaktor n beskriver hur många g-krafter som planet belastas med. En bankningsvinkel på 60 har kravställts för stationär sväng med konstant höjd och fart. Detta motsvarar lastfaktor 2 vilket innebär en nödvändig lyftkraft är dubbla tyngdkraften (mg). Lyftmotståndsfaktorn K beror på sidoförhållandet och Oswalds effektivitetsfaktor, e, enligt K = 1 πare. Oswalds effektivitetsfaktor, e, valdes från Raymer (s.444, ekv 12.48, 2018) till 0,68. Markfriktionskonstanten µ valdes till 0,04 vilket motsvarar torr asfalt (Raymer, s.672, 2018). Markrullningssträckan S G valdes från specifikation i del 1.2.1, till 500 m. Lyftkraftskoefficienten C L valdes utifrån vad tidigare flygplan utav samma sort har haft (Roskam, s.91, 2005). Det är C Lmax på 1,8 vid överstegring utan klaff och C L,TO på 2,2 vid startkonfiguration. Vertikal- och horisontell hastighet (V V & V ) valdes från specifikation. Tröskel- och stighastighet valdes till V TO = 1, 1V stall & V CL = 1, 2V stall enligt Raymer (s.673, 2018). Resulterande constraint diagram för thrust-to-weight respektive powerto-weight visas i figur 2.1 och 2.2.

KAPITEL 2. RESULTAT 6 Figur 2.1: Constraint Diagram med Thrust-to-Weight Figur 2.2: Constraint Diagram med Power-to-Weight

KAPITEL 2. RESULTAT 7 För att konvertera thrust till power multipliceras thrust med aktuell hastighet och divideras med propellerns effektivitet. Propellern, eller i detta fall den kanaliserade fläkten, har en effektivitet η p på 0,85 vid start och 0,75 vid marsch (Raymer, s.316, 2018). Från figurerna togs det fram att dimensionerande fall för motor och vinge är starten respektive flygning vid havsnivå. Vingbelastningen valdes så hög som möjligt för att minimera vingarea med bivillkoret att flygning nära överstegringsfart skall vara möjligt för samtliga konfigurationer. Detta innebär att lägst W/S väljs. Kraven för den valda designpunkten blev därför enligt tabell 2.6. Tabell 2.6: Krav avläst ur constraint diagrammen för vald designpunkt, där index TO syftar på start och clean på normal flygning (T/W ) TO 0.3 (T ) TO 24.4 kn (P/W ) TO 17 (P ) TO 1400 kw (1900 hp) (W/S) clean 1850 N/m 2 2.3 Initial dimensionering Storlekar och placering av vingar, stabilisatorer och motorer är viktigt att räkna på för att kunna uppskatta placering av flygplanets masscentrum och se till att den hamnar så att planet blir stabilt. 2.3.1 Vinge För att beräkna flygplanets (ving)referensarea, S ref, användes vingbelastningen från tabell 2.6 samt startvikt från tabell 2.1.2, vilket gjorde det möjligt att även ta fram vingspannet, b, med hjälp av tidigare bestämt sidoförhållande (AR) från tabell 2.1. Beräkningarna gav S ref = W TO (W/S) 1 clean = 44, 0 m2 (2.13) b = AR S ref = 23, 8 m. (2.14) Det valdes att vingarna inte skulle ha en svepning, då kravsatt marschhastighet är låg relativt ljudhastigheten, men att den ska avsmalna mot vingspetsarna. Avsmalningen valdes så att roten var dubbelt så lång som spetsen, motsvarande en avsmalningsfaktor λ = 0, 5, för att efterlikna den eftertraktade elliptiska vingbelastningen Raymer (s.84, 2018). För att öka stabilitet vinklas vingarna uppåt fem grader, detta kallas även dihedral och har bestämts med hjälp av Raymer (s.89, 2018). 2.3.2 Flygplanskropp Längden på flygplanskroppen kunde sedan skattas med hjälp av tabell 2.7. Tabell 2.7: Empiriska variabelvärden för beräkning av flygplanskroppens längd (Raymer, s.157, 2018) Length = a(w 0 ) C [m] a C General aviation-single engine 0,366 0,42 Flygplanskroppens längd beräknades då till L = 0, 366(8294) 0,42 = 16, 2 m, (2.15) med W 0 = W TO från kapitel 2.1. Med hjälp av en slankhetsfaktor f s = 8 ur Raymer (s.157, 2018) togs flygplanskroppens effektiva diameter fram som d max = L/f s = 2, 03 m. (2.16)

KAPITEL 2. RESULTAT 8 2.3.3 Stabilisator För dimensionering av horisontell och vertikal stabilisator, används semiempiriska metoder från Raymer (s.159, 2018) som ger horisontell area, S HT, samt vertikal area, S VT enligt S HT = c HTC W S W L HT, (2.17) S VT = c VTb W S W L VT. (2.18) I ekvationer 2.17 och 2.18 är konstanterna c HT och c VT givna ur tabell 2.8 och vingens area S W är densamma som i ekvation 2.13. Tabell 2.8: Empiriska variabelvärden för beräkning av dimensionerna av flygplanets stabilisatorer. Båda värden minskas med fem procent innan insättning på grund av att en så kallad T-tail används (Raymer, s.160, 2018) Variabel Värde c HT 0,80 c VT 0,07 Vingspannet b W har beräknats i ekvation 2.14, C W motsvarar längden på vingens medelkorda, MAC, och längderna L HT samt L VT är avståndet mellan vingens medelkorda och medelkordan på respektive stabilisator. Medelkordans längd beräknades utifrån antagande om rektangulära vingar vilket betydde att den blev vingarean delat med vingspannet. Längderna L HT och L VT kunde estimeras till 50% av flygplanskroppens längd för ett flygplan med bakmonterade motorer och, så kallad, T-tail enligt Raymer (s.160, 2018). Beräknade värden kring stabilisatorerna finns i tabell 2.9. Tabell 2.9: Resulterande- och nya ingående värden för ekvationer 2.17 och 2.18 Variabel Värde C W 1,92 m L HT 8,10 m L VT 8,10 m S HT 7,91 m 2 S VT 8,61 m 2 Stabilisatorernas geometri togs fram med hjälp av Raymer (s.111, 2018) där areorna i kombination med area- och avsmalningsförhållanden blev de enda ingående variablerna för beräkningarna och dessa ses i tabell 2.10. Tabell 2.10: Ingående variabler för beräkningar kring stabilisatorns geometri tillsammans med areor från tabell 2.9 Variabel Vertikalstabilisator Horisontalstabilisator AR 1 4 λ 0,6 0,6 På samma sätt som för vingen, ekvation 2.14, kunde sedan stabilisatorernas horisontella vingspann, b HT och vertikala höjd h VT, beräknas och kordlängd vid rot respektive spets beräknades med ekvationerna 2.19 och 2.21. C root = 2S b(1 + λ) (2.19) C tip = λc root (2.20)

KAPITEL 2. RESULTAT 9 Då 25 % av MAC för den vertikala- och horisontella stabilisatorn antagits ligga på samma längd från vingen, se tabell 2.9, var en ekvation för längderna på respektive MAC, eller C, nödvändig. Denna togs från Raymer (s.192) och gav att C = 2 3 C 1 + λ + λ 2 root. (2.21) 1 + λ Då den vertikala stabilisatorn avslutas vertikalt men samtidigt skall ha en avsmalning enligt tabell 2.10 ger det en svepningsvinkel, VT, på 36,7 av dess kvartskorda. Den horisontella stabilisatorn skall ha samma svepning som vingarna, vilket är 0. Eftersom den horisontella och vertikala stabilisatorns MAC-kvartskorda behöver sammanfalla, kommer den horisontella stabilisatorn att vara lite framskjuten på toppen av den vertikala. Den vertikala medelkordans kvartskorda ligger 1,42 m bakom den vertikala stabilisatorns främre kant vilket resulterar i att den horisontala stabilisatorn sticker fram 48 cm framför den vertikala och avslutas 92 cm framför den vertikalas bakre avslut. Tabell 2.11, nedan, visar de uträknade värdena för den horisontella och vertikala stabilisatorns geometri. Tabell 2.11: Resulterande värden för beräkningar kring stabilisatorernas geometri Variabel Värde h VT b HT C rootht C rootvt C tipht C tipvt C VT C HT 1,47 m 5,62 m 1,76 m 3,66 m 1,05 m 2,2 m 2,99 m 1,44 m 2.3.4 Layout och masscentrum Utformningen av flygplanet beror på placering av vingar och motorer i förhållande till kroppen. Det har bestämts i kapitel 2.3.3 en relation mellan stabilisatorerna och vingarna och det som då återstår hur flygplanskroppen förhåller sig till dessa samt placering av motorerna. För att få stabilitet bör det totala masscentrumet ligga vid 30 % av MAC enligt Raymer (s.193, 2018). Då masscentrum behöver finnas vid ca 30 % MAC kan efter en grov uppskattning av vad de stora komponenterna väger enligt Raymer (s.568, 2018) och vart de är placerade på flygplanet, skatta var masscentrum kommer att hamna. Därefter kunde småändringar göras för att få masscentrum att sammanfalla med 30 % MAC eller något framför den punkten på grund av då ökad stabilitet. 25 % MAC utav vingarna antogs även vara masscentrum för vingarna och valdes att sammanfalla med 45 % utav kroppslängden på 16,2 m. Då L VT är längden mellan 25 % MAC för vingen och den vertikala stabilisatorn kunde sedan fenan placeras på kroppen. Det medföljde att 25 % MAC utav fena och stabilisator sammanfaller med 95 % av kroppslängden. Med en vertikal stabilisator enligt kapitel 2.3.3 sticker denna ut 1,43 meter efter kroppens slut. Batterierna valdes att placeras mestadels i vingarna men även en del framåt i planet så att batteriernas totala masscentrum hamnade på 37 % av kroppslängden. Motorerna valdes att placeras på 78 % av kroppslängden, det gav plats både åt vingarna samt empennaget utan allt för stora problem. Masscentrum utav nyttolasten sattes på 45 % av kroppslängden då passagerarna tänks sitta längre fram i planet samt att piloterna räknades in i nyttolasten. Masscentrum utav flygplanskroppen uppskattades till att vara på 45 % av den då den antas vara homogen, men har en tyngre cockpit och ett avsmalnande bakparti bedöms 45% vara rimlig. Sammanfattningsvis estimeras totala masscentrum på 28,6 % MAC, cirka 3 cm framför 30 % MAC. En måttsatt skiss av planet visas i figur 2.3.

KAPITEL 2. RESULTAT 10 Figur 2.3: Ej skalenlig skiss av designat plan med utsatta mått. Längden L M motsvarar avståndet mellan planets front och motor, L W motsvarar avståndet mellan planets front och 25 % av vingkordan. Variabeln C VT är den vertikala stabilisatorns kordlängd. Längden från flygplanets centerlinje till MAC uttrycks med Ȳ och längden på MAC är skrivet med C. Vingkordans längd vid vingroten respektive spetsen uttrycks med C r och C t. En initial 3D-modell har även skapats för att ge en skalenlig bild av den tänkta utformningen, se figur 2.4. Figur 2.4: Skalenlig 3D-modell av det designade planet, utan propellrar.

Kapitel 3 Diskussion 3.1 Insamling av krav Det finns många olika sätt att få fram rimliga krav vid planerandet av ett flygplan. Ett sätt är att titta på certifikationskraven på olika flygplanskategorier. Två av de stora kategorierna som många kommersiella flygplan certifieras enligt är CS-23 och CS-25 som är mindre och större plan respektive. Några av kraven från den europeiska byrån för luftfartssäkerhets, EASA, på CS-23 har använts som vägledande men är långt ifrån fullständig. Om det skulle efterföljas mer efter CS-23 skulle dels enkelmotoroperationer ta en mycket större del utav kraven (EASA, 2003). 3.2 Reflektion Detta är verkligen ett litet kortdistansplan som kan hoppa korta avstånd mellan städer. Det kommer kunna landa på mindre närmare belägna flygfält som kräver mindre åktid in till städerna. Laddning av batterierna kommer antagligen ta en lång tid så det behöver gå att byta ut hela batteripaketen. Samtliga krav tycks vara uppnådda och i efterhand kunde det konstateras att en längre startsträcka samt ökad marschfart skulle, sannolikt, kunna gjort planet något mer effektivt. Motorerna skulle inte behöva lika hög maxeffekt och restiden skulle kunna minskas. 3.3 Framtida arbete Om vidare arbete skulle läggas skulle det kunna undersökas vad valet av vingprofil skulle behöva vara för att uppfylla krav om lyftkraftskonstant C L som satts. Mer tid skulle också kunna läggas på 3D-modellering följt av luftströmssimuleringar på planet för att undersöka om det beter sig som önskat. Med kunskapen från den konceptuella designen skulle man även kunna designa ett helt nytt flygplan som bättre drar nytta av eldriftens fördelar, till exempel att de inte får syrebrist vi hög höjd som förbränningsmotorer. Detta skulle kräva ett plan med lång räckvidd för att klättringen till den höjden skulle vara värt det, men väl uppe skulle en höge marschhastighet, antagligen, vara lättare att uppnå med den tunnare luften. Det skulle även kunna undersökas hur man kan utnyttja att elmotorer väger mindre och kan ta mindre plats samt att kontraroterandepropellrar kan utnyttjas på ett enklare sätt för att minska propellerstorlek med samma kraft. Elmotorer kan också arbeta över deras maximala kontinuerliga effekt under korta perioder, till exempel start, vilket betyder att man kan använda en mindre och mer behändiga motorer. I vidare iterationer av planet måste även bakpartiet omdesignas för att göra planet mer visuellt attraktivt. Den nuvarande designen gjordes för att undvika rektangulära stabilisatorer som tidigare sats in, men kunde gjorts bättre med till exempel ökad höjd på den vertikala stabilisatorn. 11

Kapitel 4 Slutsats I denna rapport har det visats att elflygplan är möjliga i framtiden genom att komma fram till en första iterations design av just ett sådant plan. Då planet är designat med liknande metoder som används för flygplan i dagsläget ser den inte så speciell ut på utsidan. Den skiljer sig istället i sitt drivmedel och därav möjligheten att flyga med betydligt minskad miljöpåverkan. Självklart finns det hinder såsom räckvidd och laddning, men med relativt konservativa uppskattningar för teknikens utveckling fram till 2030 kunde ändå en design tas fram. Flygplanet som designats tycks uppfylla samtliga krav som har ställts upp, vilket var förväntat då dessa krav inte motsvarar förmågorna av dagens privatjet. Den stora tilltalande faktorn med det plan som designats i detta arbete är då den minskade miljöpåverkan och det är den som måste driva intresset för elflygplan vidare tills batteriutvecklingen kommit längre. Däremot designades detta plan med syftet att transportera företagsanställda eller politiker mellan större städer i Europa, med nackdelarna av batteridrift i åtanke. Därför är flygplanet från detta arbete inte bara tänkt som en prototyp utan som en produkt som är bör användas medans elflygplanen fortsätter utvecklas. 12

Kapitel 5 Källor EASA (2003). Certif ication Specif ications f or N ormal, U tility, Aerobatic and Commuter Category Airplanes. Bryssel: EASA. https://www.easa.europa.eu/sites/default/files/dfu/decision_ed_2003_14_rm.pdf [2019-04-05] Engineering ToolBox (2005). International Standard Atmosphere. https://www.engineeringtoolbox.com/international-standard-atmosphere-d_985.html [2019-05-15] Gudmundsson, S. (2013). General Aviation Aircraf t Design : Applied M ethods and P rocedures. Oxford: Butterworth-Heinemann. Raymer, D. (2018). Aircraf t Design : A Conceptual Approach. 6. uppl., Reston: American Institute of Aeronautics and Astronautics. Roskam, J. (2005). Airplane design : P art I : P reliminary sizing of airplanes. Lawrence: DARcorporation. 13

www.kth.se