Razvojni potencial elektrifikacije letaliških premikov komercialnih letal

(1)

UNIVERZA V LJUBLJANI Fakulteta za strojništvo

Razvojni potencial elektrifikacije letaliških premikov komercialnih letal

Diplomsko delo visokošolskega strokovnega študijskega programa I. stopnje Strojništvo

Vid Rus

Ljubljana, september 2021

(2)

(3)

(4)

(5)

UNIVERZA V LJUBLJANI Fakulteta za strojništvo

Razvojni potencial elektrifikacije letaliških premikov komercialnih letal

Diplomsko delo visokošolskega strokovnega študijskega programa I. stopnje Strojništvo

Vid Rus

Mentor: viš. pred. dr. Andrej Grebenšek, univ. dipl. inž.

Ljubljana, september 2021

(6)

(7)

(8)

(9)

v

Zahvala

Zahvalil bi se rad svojemu mentorju, viš. pred. dr. Andreju Grebenšku, za strokovnost in potrpežljivost. Prav tako bi se zahvalil asist. dr. Igorju Petroviću za svetovanje ob nastajanju diplomske naloge.

(10)

vi

(11)

vii

(12)

viii

(13)

ix

Izvleček

UDK 621.33:656.71:629.73(043.2) Tek. štev.: VS I/924

Razvojni potencial elektrifikacije letaliških premikov komercialnih letal

Vid Rus

Ključne besede: letališke površine elektrifikacija elektromotor

regenerativno zaviranje diferencialno obračanje sinhronizacija

V diplomski nalogi se ukvarjamo s prototipnimi sistemi za elektrifikacijo premikov letal po letaliških površinah, z namenom zmanjševanja operativnih stroškov letalskih družb in vpliva na okolje. Predstavljeni so trije vodilni sistemi in njihove prednosti ter slabosti.

Drugi del je osredotočen na potencialne razvojne razširitve dotičnih sistemov z dodanim regenerativnim zaviranjem, kjer je določena približna ocena moči sistema, ki bi bila potrebna za regenerativno zaviranje pri pristanku letala. Predlagana je možnost razširitve z diferencialnim obračanjem, kjer je določena najmanjša potrebna širina letališke poti za obrat letala. Analizirana je razširitev sistema, s sinhronizacijo hitrosti koles s stezo pri pristanku, kjer je ugotovljeno, da je moment precesije pri pristajanju v bočnem vetru zanemarljive velikosti.

(14)

x

(15)

xi

Abstract

UDC 621.33:656.71:629.73(043.2) No.: VS I/924

Development potential of commercial aircraft ground movement

Vid Rus

Key words: ground movements electrification electromotor

regenerative braking deferential turning synchronization

This diploma thesis deals with prototype systems that focus on electrification of commercial ground movement on airfields, with the purpose of reducing operating costs of airliners and impact on environment. Three leading systems are presented with their advantages and disadvantages.

The second part focuses on potential development of aforementioned systems with added capability of regenerative braking. The approximate system power that is needed for regenerative braking during aircraft landing is estimated. Possible improvements with differential turning is suggested and the minimum taxiway width for an aircraft turn is calculated. A system extension with landing gear speed synchronization is analyzed and it is concluded that gyroscopic precession during landing in crosswind has negligible effect on aircraft handling.

(16)

xii

(17)

xiii

Kazalo

Kazalo slik ……….….xv

Kazalo preglednic ………xvii

Seznam uporabljenih simbolov ………xix

Seznam uporabljenih okrajšav ……….xxi

1 Uvod ... 1

1.1 Ozadje problema ... 1

1.2 Cilji ... 1

2 Teoretične osnove posledic talnih operacij ... 3

2.1 Poraba goriva ... 3

Varčevanje goriva s SET ... 4

2.2 Emisije ... 4

2.3 Hrup ... 4

2.4 Stroški talnih operacij ... 4

2.5 Varnost ... 5

2.6 Trend elektrifikacije ... 5

3 Teoretične osnove obstoječih sistemov ... 7

3.1 EGTS ... 9

Arhitektura EGTS ... 10

3.1.1.1 ATRU ... 10

3.1.1.2 WACU ... 10

3.1.1.3 Elektromotor ... 12

Prednosti in slabosti ... 13

3.2 WheelTug ... 13

Arhitektura WheelTug ... 15

3.3 Taxibot ... 17

Način delovanja ... 17

(18)

xiv

4 Potencialni razvoj sistemov ... 19

4.1 Regenerativno zaviranje ... 19

Dinamika in kinematika ob zaviranju letala ... 19

Določitev moči pri regenerativnem zaviranju ... 22

4.2 Diferencialno obračanje ... 24

Dosedanje težave ... 24

Geometrija obračanja ... 25

4.2.2.1 Obstoječe lastnosti za letalo Airbus A320 ... 25

4.2.2.2 Najmanjši radij zavoja ... 26

4.2.2.3 Avtomatizacija obrata za 180° ... 27

4.3 Sinhronizacija hitrosti vrtenja koles s stezo ... 28

Problematika sinhronizacije ... 29

Vpliv giroskopskega momenta oziroma momenta precesije ... 30

4.3.2.1 Izračun momenta precesije ... 30

4.3.2.2 Določitev odklona krilc... 33

5 Zaključki ... 43

Literatura ... 45

(19)

xv

Kazalo slik

Slika 3.1: Kategorizacija alternativ taksiranja ... 7

Slika 3.2: Implementacija sistema WheelTug na nosnem kolesu [5] ... 8

Slika 3.3: Implementacija sistema EGTS na glavnih kolesih [4] ... 8

Slika 3.4: Implementacija sistema Taxibot [7] ... 9

Slika 3.5: Blokovna shema arhitekture EGTS [3] ... 10

Slika 3.6: Blokovna shema WACU [3] ... 11

Slika 3.7: Prototip WACU-ja [4] ... 11

Slika 3.8: Elektromotor [4]... 12

Slika 3.9: Sistem WheelTug [11] ... 14

Slika 3.10: Kompleksnost vzvratnega pomika letala [11] ... 14

Slika 3.11: Zmanjšana kompleksnost vzvratnega pomika [11] ... 15

Slika 3.12: Blokovna shema sistema WheelTug [9] ... 15

Slika 3.13: Priklop dveh zračnih mostov na letalo B737 [11] ... 16

Slika 3.14: Zaklepni mehanizem sistema Taxibot [6] ... 17

Slika 3.15: Taxibot med taksiranjem [10] ... 17

Slika 3.16: Sistem Taxibot za vleko večjih letal [7] ... 18

Slika 4.1: Diagram sil pri zaviranju letala Airbus A320 ... 20

Slika 4.2: Shema sistema z regenerativnim zaviranjem ... 23

Slika 4.3: Razširjena površina na koncih steze letališča Edvarda Rusjana v Mariboru [14] ... 24

Slika 4.4: Incident na letališču v Cincinnatiju [15] ... 25

Slika 4.5: Najmanjši radij 180° zavoja [16] ... 26

Slika 4.6: Najmanjši radij zavoja ... 27

Slika 4.7: Avtomatiziran obrat letala za 180°... 28

Slika 4.8: Usmerjenost hitrostnih vektorjev ob prisotnosti bočnega vetra ... 29

Slika 4.9: Moment precesije Mp, ki se pojavi na letalu ... 31

Slika 4.10: Globina krila v odvisnosti od razpetine ... 35

Slika 4.11: Aditivna porazdelitev vzgona po razpetini krila ... 36

Slika 4.12: Porazdelitev vzgona po razpetini krila z neodklonjenimi krilci ... 37

Slika 4.13: Sprememba porazdelitve vzgona na mestu krilc pri polnem odklonu [21] ... 40

Slika 4.14: Porazdelitev vzgona po razpetini krila ... 41

(20)

xvi

(21)

xvii

Kazalo preglednic

Preglednica 4.1: Vrednosti faktorja aditivne porazdelitve vzgona ... 34 Preglednica 4.2: Vrednosti porazdelitve vzgona po razpetini krila ... 38 Preglednica 4.3: Integrirane vrednosti porazdelitve vzgona po razpetini krila ... 39

(22)

xviii

(23)

xix

Seznam uporabljenih simbolov

Oznaka Enota Pomen

A m² površina

a m s^-2 pospešek

b m razpetina krila

C / koeficient upora

c / porazdelitev vzgona po razpetini

D m razdalja

E J energija

F N sila

FN / faktor napake

G N sila teže letala

g m s^-2 gravitacijski pospešek

J kg m² masni vztrajnostni moment

L / faktor porazdelitve vzgona po razpetini

l m globina krila

M N m moment

m kg masa

P W moč

R m radij

t s čas

v m s^-1 hitrost

VK / vitkost krila

x m pot

α ° kot

β ° kot

Δ / sprememba

η / normirana razpetina krila

ρ kg m^-3 gostota

ω rad s^-1 kotna hitrost

Indeksi

0 začetna

a aditivna

k krilca

K končna

min minimalna

NP normalna prednje kolo

NZ normalna zadnje kolo

P prednje kolo

p precesije

pk precesije enega kolesa

(24)

xx

s koren

t konica

U upora

Z zadnje kolo

(25)

xxi

Seznam uporabljenih okrajšav

Okrajšava Pomen

AGPS Napredne zunanje pogonske rešitve (ang. Advanced Ground Propulsion Solutions)

APU Pomožna pogonska enota (ang. Auxiliary Power Unit) ATRU Pretvorna enota (ang. Autotransformer Rectifier Unit) BIT Vgrajeno testiranje (ang. Built-In Test)

CO Ogljikov monoksid

DC Enosmerna napetost (ang. Direct Current)

EGTS Električni zeleni taksirni sistem (ang. Electric Green Taxiing System)

EM Elektromotor

EOA Energijsko optimizirano letalo (ang. Energy-Optimized Aircraft)

HC Ogljikovodik

IAI Israeli Aircrafts Industries

MEA Bolj električna arhitektura (ang. More Electric Architecture)

MS Masno središče

MTOW Maksimalna vzletna teža (ang. MTOW oz. Maximum Take-Off Weight)

NO Dušikov monoksid

SET Taksiranje z enim motorjem (ang. Single Engine Taxiing) TAT Čas za pripravo na nov let (ang. Turn-Around Time)

WACU Pomična in kontrolna enota (ang. Wheel Actuation and Control Unit)

(26)

xxii

(27)

1

1 Uvod

1.1 Ozadje problema

Diplomska naloga se osredotoča na ekonomski in ekološki problem taksiranja letal do vzletne steze z zagnanimi glavnimi motorji. Slednji problem je v današnjem času vedno bolj aktualen.

Letala, ki letijo na kratkih letih (ang. short-haul flights), veliko časa porabijo za premikanje po letaliških površinah. Do sedaj so bili vir potiska za premikanje glavni motorji letala, ki pa imajo izjemno slab izkoristek pri majhnih močeh, saj so optimizirani za potovalno hitrost letenja [1], vse to pa vodi v nepotrebno porabo goriva, močno povečano lokalno koncentracijo z onesnaževalci in lokalno onesnaževanje s hrupom. Nekateri letališki manevri pa predstavljajo tudi nevarnost za zemeljsko posadko (ang. ground handling crew).

1.2 Cilji

Cilj naloge je opredelitev problema pri taksiranju, primerjava že obstoječih rešitev in raziskava potencialnih izboljšav in možnosti razširitve uporabnosti sistemov. V nadaljevanju so predstavljene prednosti in slabosti prototipnih sistemov EGTS (ang. Electric Green Taxiing System – Električni zeleni taksirni sistem), Wheeltug in Taxibot.

V nalogi je raziskan potencialni razvoj sistemov z dodanim regenerativnim zaviralnim sistemom, diferencialnim obračanjem in sinhronizacijo hitrosti koles z letališko stezo pri pristajanju.

Za potencialni razvoj, na podlagi že obstoječih konceptualnih sistemov, lahko postavimo sledeče hipoteze:

- elektromotorje lahko izkoristimo za regenerativno zaviranje

- z diferencialnim vrtenjem koles lahko dosežemo minimalne radije obračanja - sistem je smiselno uporabiti za sinhronizacijo hitrosti koles s stezo pri pristajanju.

(28)

Uvod

2

(29)

3

2 Teoretične osnove posledic talnih operacij

Z izjemo posledic COVID pandemije, potreba po letalskem prometu v svetu močno narašča.

Vedno več je letal, letališka infrastruktura je vedno bolj nasičena. Vse to pa vodi v časovno vedno daljša taksiranja od izhoda (ang. gate) do vzletne steze in obratno zaradi čakanja na polet, zamud in ozkih grl na letališčih.

Po podatkih Eurocontrola iz leta 2019, je izmed 493 letališč po svetu povprečen taksirni čas od izhoda do vzletne steze (ang. taxi-out time) 12 minut in povprečen taksirni čas iz letališke steze do vhoda (ang. taxi-in time) 5.7 minut [2]. Torej letalo v povprečju za en dnevni segment (ang. flight leg) porabi 17.7 minut za taksiranje. Pri letalih, ki letijo na kratke lete (ang. short-haul) in na dan letijo tudi po 7 krakov (ang. slots), pa to pomeni, da njihov dnevni taksirni povprečni čas znaša 124 minut, kar znaša 2 uri in 4 minute. To pa je torej čas, ki nosi za sabo veliko posledic, ki se jim lahko izognemo z elektrifikacijo taksiranja.

2.1 Poraba goriva

Zmanjšati porabo goriva je ključno za zniževanje operativnih stroškov letalskih družb.

Stroški goriva letalski družbi predstavljajo do 35% vseh operativnih stroškov [3], zato je optimizacija porabe goriva zelo pomembna.

Pri letih na kratke razdalje predstavlja gorivo za taksiranje 6% celotnega goriva na krovu, kar je bistveno več, kot pa pri letih na dolge razdalje, saj je pri slednjih razmerje med taksiranjem in dejanskim letenjem bistveno manjše [3]. Za zelo priljubljeno letalo na kratkih razdaljah, Airbus A320, je pri povprečni nastavitvi moči motorjev med taksiranjem glede na polno moč 7%, poraba goriva enaka 0.1011kg/s/motor [3]. Ker pa ima letalo dva motorja, je poraba goriva letala med taksiranjem 0.2022kg/s/letalo. Iz dnevnega povprečnega časa taksiranja letala pa sledi, da je dnevna povprečna poraba letala na kratkih razdaljah za taksiranje enaka 1503kg. V primeru, da je letalo na letni ravni operativno 320 dni, pa to pomeni, da je letna poraba goriva za eno letalo za taksiranje enaka 481 ton.

(30)

Teoretične osnove posledic talnih operacij

4

Varčevanje goriva s SET

SET (ang. Single Engine Taxiing) ali taksiranje z enim motorjem je v praksi že več časa in predstavlja prvi korak k zmanjšanju porabe goriva med taksiranjem. Po pristanku letalo A320 potrebuje v povprečju 180 sekund za ohlajanje, preden lahko izklopi en motor in 120 sekund za ogrevanje pred vzletom [3]. Če torej letalo dnevno naredi 7 letov to pomeni, da mora z obema motorjema taksirati vsaj 35 minut, kar dnevno predstavlja 425kg. 89 minut pa lahko dnevno taksira z enim motorjem, kar pa predstavlja 540kg. Skupaj tako letalo na kratkih letih s SET dnevno porabi 965kg, s čimer privarčuje 538kg goriva na dan. Kar pa je pri 320 operativnih dnevih v letu enako 172.2 tone privarčevanega goriva.

2.2 Emisije

Glavni onesnaževalci, ki so proizvedeni med obratovanjem letalskih motorjev so HC, CO in NOx. Ogljikove emisije, ki so posledica samo civilnega zračnega prometa, predstavljajo približno 2% celotnih ogljikovih emisij proizvedenih s človeškimi aktivnostmi. Na leto se samo za taksiranje letal na kratke lete porabi 5 milijonov ton goriva [3]. Novi koncepti za taksiranje letal pa omogočajo zmanjšanje emisij za 64% do 80% v primerjavi z dosedanjimi letališkimi operacijami [4]. Predvsem pa je vprašljiva kvaliteta zraka v bližnji okolici večjih letališč, saj je zaradi letaliških manevrov letal gostota onesnaževalcev tam veliko večja. Z rastjo letalskega prometa se vpliv onesnaževalcev na okolje in človeka postopoma krepi [3].

2.3 Hrup

Hrup ima veliko negativnih učinkov na človeka. Pri zemeljski posadki, ki je prisotna v neposredni bližini letalskih motorjev med obratovanjem, lahko pride do trajnih poškodb slušnega organa. To je tudi pogost razlog za izvajanje SET. Prav tako pa so vidne posledice hrupa pri motnjah spanja ljudi, ki živijo v bližini letališč. Z vsakim neprižganim letalskim motorjem pri zemeljskih operacijah bi se jakost hrupa zmanjšala [3].

2.4 Stroški talnih operacij

Rešitev elektrifikacije taksiranja letal bi prav tako prinesla rešitev potiska ali vleke letala (ang. push-back). Letalo bi tako lahko obrnilo vzvratno na taksirne površine z lastnim pogonom, to pa pomeni, da uporaba potisnega vozila ni več potrebna. Dosedanja praksa je, da vzvratni manever naredi vlečno vozilo, ki ga operira letališka družba. V povprečju operacija traja približno dve minuti in za letalo na kratke lete stane letalskega operaterja več tisoč evrov.

(31)

5

2.5 Varnost

Običajna praksa je, da letalo zaganja motorje med vzvratnim pomikom. Ker pa je to relativno zahteven manever, je ob letalu prisotnih več članov zemeljske posadke. To pa prestavlja določeno nevarnost za ljudi, ki so v bližini motorja, katere ob elektrifikaciji vzvratnega pomika ne bi bilo.

2.6 Trend elektrifikacije

Iniciativi MEA (ang. More Electric Architecture) in EOA (ang. Energy-Optimized Aircraft) nadaljujeta z dominantnimi trendi v letalski industriji že zadnji dve desetletji. Sistemi večine današnjih letal temeljijo na štirih glavnih principih delovanja. Hidravlično gnani, pnevmatsko gnani, mehansko in električno gnani sistemi. Hidravlika se uporablja za večino aktuatorjev, pnevmatika poganja tlačne sisteme, razledenitvene sisteme in prezračevalne sisteme, elektrika pa je uporabljena za avioniko in ostale večnamenske funkcije [5].

Proizvajalci komercialnih letal pa se vedno bolj trudijo nadomestiti klasične sisteme z električnimi. Tipičen primer je platforma Boeinga 787, ki v veliki meri nadomesti zračni kontrolni sistem (ang. bleed air environmental control system) z električnim sistemom. Tudi vse naslednje generacije komercialnih letal bodo po vsej verjetnosti uporabljale MEA.

Nekatera vojaška letala že izkoriščajo MEA za primarne kot tudi sekundarne kontrole letala.

S tem je dosežen znaten napredek v nadomeščanju hidravličnih in pnevmatskih sistemov [4].

Letalska industrija in letalske družbe so pokazale interes tudi po zmožnosti taksiranja brez uporabe glavnih motorjev. Z implementacijo takšnih sistemov se pričakuje zmanjšana poraba goriva, manjši negativen vpliv na okolje, zmanjšana obraba zavor in eliminacija potisnih manevrov s talnimi vozili. Tako je logičen korak taksiranje letala na elektriko, ki jo generiramo z obstoječimi pomožnimi pogonskimi enotami oz. APU-ji (ang. Auxiliary Power Unit) ali pa alternativnimi viri, kot so gorivne celice ali pa baterije. Ocenjuje se, da bo integracija takšnih sistemov del naslednjih generacij MEA [4].

S trendom elektrifikacije je potrebno gledati desetletja v prihodnost. Če so sedanji koncepti ekonomsko še sprejemljivi, pa predstavljajo raziskave nedvoumno pomembno povratno informacijo za optimizacijo in razvoj naslednjih generacij sistemov, ki bodo v prihodnosti zagotovo prišli v veljavo.

(32)

6

(33)

7

3 Teoretične osnove obstoječih sistemov

Rešitve oziroma alternative konvencionalnemu taksiranju lahko razdelimo na dva dela:

- operativne rešitve in - tehnološke rešitve [5].

Operativne rešitve (primer je SET) še vedno potrebujejo delovanje motorjev za premikanje po letaliških površinah, dočim je fokus tehnoloških rešitev na taksiranju brez glavnih motorjev. V nadaljevanju so opisane tehnološke rešitve, ki pa jih lahko naprej razdelimo na:

- rešitve na letalu (ang. on-board propulsion solutions) in

- zunanje pogonske rešitve oz. AGPS (ang. Advanced Ground Propulsion Solutions) [5].

Slika 3.1: Kategorizacija alternativ taksiranja

Rešitve na letalu se v celoti nahajajo v letalu samem in so običajno narejene s konceptom električnega pogona, ki ga sestavljajo elektromotor, pretvornik in vir energije. Zunanje pogonske rešitve pa uporabljajo zunanje vlečno ali potisno vozilo, ki ni del letala.

Ena izmed glavnih omejitev sistemov ali konceptov, ki se ukvarjajo z elektrifikacijo taksiranja je dejstvo, da se morajo letalski motorji pred vzletom ogreti. Pri konvencionalnem

(34)

Teoretične osnove obstoječih sistemov

8

taksiranju je to avtomatsko doseženo, v primeru taksiranja na elektriko pa so motorji izklopljeni in se jih mora zagnati že nekaj minut pred vzletom.

Prav tako pa se je pri novih konceptih v letalstvu potrebno zavedati certifikacije, ki pogosto predstavlja največjo oviro, saj morajo vsi novi sistemi, ki se vgrajujejo v letala, prestati obsežne serije testov, preden dobijo dovoljenje za vgradnjo in uporabo [5].

Na letalskem trgu so trije glavni konkurenti, ki pa ponujajo tri različne rešitve problema.

Prvi je t. i. WheelTug, ki je najdlje pri procesu certifikacije. Rešitev je zasnovana na električnem motorju, ki ga žene APU in je vgrajen v prednje kolo letala. S tem se sposobnost zavijanja močno poveča, saj sistem omogoča vzvratno vožnjo, ostre zavoje in ima dovolj navora za taksiranje od parkirne pozicije do vzletne steze brez pomoči motorjev in z doseganjem zadostnih hitrosti [6].

Slika 3.2: Implementacija sistema WheelTug na nosnem kolesu [5]

Drugi konkurent je električni zeleni taksirni sistem ozirom EGTS (ang. Electric Green Taxiing System) podjetja Honeywell s sodelovanjem s podjetjem Safran. Predstavljen je bil leta 2013 na letalskem dogodku v Parizu. Rešitev je podobna kot pri podjetju WheelTug, vendar predlaga vgraditev elektromotorjev v glavna kolesa letala, kar obljublja boljšo učinkovitost v situacijah s slabim oprijemom s talno podlago in kjer je možnost zdrsa, saj je na glavnih kolesih veliko večja teža letala [5].

Slika 3.3: Implementacija sistema EGTS na glavnih kolesih [4]

(35)

9 V nasprotju s prvima dvema sistemoma, ki sta rešitvi na letalu, pa je tretji AGPS. Rešitev je poimenovana Taxibot podjetja Israeli Aircrafts Industries oziroma IAI. Taxibot je v principu klasično vlečno vozilo, ki pa je gnano z elektromotorjem. Posebnost Taxibota pa je dejstvo, da vlečno vozilo kontrolira pilot neposredno iz kabine letala in pri manipuliranju letala zemeljska posadka ni potrebna. Prednost sistema je uporabnost za vleko večjih in težjih letal, saj Taxibotu ne primanjkuje moči in navora [6].

Slika 3.4: Implementacija sistema Taxibot [7]

3.1 EGTS

Električni zeleni taksirni sistem ozirom EGTS sestavljajo pretvornik izmeničnega toka v enosmernega, kontrolna enota WACU (ang. Wheel Actuation and Control Unit) in elektromotor. Sistem pretvarja visokonapetostno električno v mehansko energijo. Da lahko letalo opravlja taksirne funkcije, je potreben na letalu vsaj en sistem z navedenimi komponentami. Električni taksirni sistem prejme električno energijo iz APU-ja in jo konvertira v mehansko energijo, ki omogoča letalu taksiranje do vrat, do steze in vzvratno vožnjo. Sistem omogoča tri opravila. Vožnjo naprej, vožnjo nazaj in zaviranje pri vzvratni vožnji. Zaviranje pri vzvratni vožnji je potrebno, ker bi pilot z uporabo mehanskih zavor lahko povzročil preveč sunkovito zaviranje, kar bi lahko dvignilo nosno kolo. Nastala regenerativna energija je zapravljena v sistemu upornikov. Pomembna karakteristika električnega taksirnega sistema je profil navora in hitrosti, kjer pri hitrosti 0 oziroma majhnih hitrostih potrebujemo zelo velik navor, pri velikih hitrostih pa smo omejeni z zmogljivostjo APU-ja. Sistem lahko deluje po principu konstantnega navora ali pa konstantne hitrosti, oboje pa je implementirano v kontrolni enoti znotraj WACU-ja [1].

Namen električnega taksirnega sistema je integracija sistema v popolnoma novo platformo letal naslednjih generacij, kot tudi implementacija na starejših modelih letal, kar pa pomeni, da je potrebno nekatere komponente integrirati v obstoječ prostor v podvozju brez zmanjšanja integritete pristajalnih koles in zavornih sistemov [4].

(36)

10

Arhitektura EGTS

Iz sheme so razvidne sledeče glavne komponente sistema:

- Pretvornik oziroma ATRU (ang. Autotransformer Rectifier Unit), ki pretvori izmenično napetost v enosmerno. V primeru sistema konvertira 3 fazno 115V izmenično napetost z 400Hz, ki jo dobimo iz APU-ja, v 270V enosmerno napetost.

Vsako ločeno podvozje ima lahko skupen ali pa posamičen ATRU.

- Funkcija WACU oziroma kontrolne enote je, da generiramo trofazno izmenično napetost za pogon elektromotorja. Potreben je visok tok za visok navor, ki ga potrebujemo za začetek premikanja in pospeševanje do željene taksirne hitrosti.

- Poleg visoke moči in navora elektromotorja je zahteva tudi, da je zmožen prestati zahtevne vplive okolja, kot so možni tresljaji, pretresi in kontaminiranost.

- Za povezave komponent pa potrebujemo tudi visokonapetostne kable, ki morajo biti zmožni prenosa visokih tokov in omogočati fleksibilnost zaradi zložljivosti podvozja [4].

Slika 3.5: Blokovna shema arhitekture EGTS [3]

3.1.1.1 ATRU

Kot že omenjeno ATRU konvertira dvosmerni v enosmerni tok. Sistem mora imeti zmožnost povečevanja napetosti, kar rezultira v manjše tokove v WACU, elektromotorju in povezovalnih kablih. To pa predstavlja možnost uporabe tanjših kablov in dodatno zmanjšanje mase celotnega sistema. Poleg tega pa to tudi dodatno olajša napeljevanje kablov med komponentami v trupu letala in elektromotorjem, ki je nameščen na podvozju [1].

3.1.1.2 WACU

Glavna funkcija WACU-ja je, da enosmerni tok, ki ga prejme od ATRU-ja konvertira v trofazni izmenični tok in prilagodi napetost za pogon elektromotorja. Sestavlja ga kontrolni modul, ki prestavlja med načini obratovanja, omeji količino vstopnega toka, izvaja BIT oziroma testiranje in komunicira s sistemsko kontrolno enoto. Modul napaja 28V napetostni vir [1].

270V napetost iz ATRU-ja gre na drugi strani skozi razsmernik (ang. inverter) in senzorski modul, ki prepreči kakršnekoli anomalije, nato pa gre izhod po kablih iz trupa letala do

(37)

11 elektromotorja v podvozju, ki pa zahtevajo nivo kvalitete, ki preprečuje vpliv vibracij, vremenskih pogojev in upogibanja [1].

Iz kontrolne enote sistem dobi tako WACU ukaz za velikost navora in prilagodi potreben električni tok za elektromotor, kar rezultira v željen navor [1].

Slika 3.6: Blokovna shema WACU [3]

Prav tako pa WACU izvaja vgrajen sistem za testiranje oziroma BIT (ang. Build-In Test) z namenom, da zaščiti sebe in ostale komponente sistema EGTS. WACU je tako odgovoren za merjenje in zaznavanje sledečih potencialnih težav:

- pregrevanje sistemov WACU, ATRU in elektromotorja,

- preobremenjenost s tokom v WACU, elektromotorju in povezovalnih kablov in stanje varovalk,

- prekoračitev hitrosti elektromotorja,

- temperaturne, napetostne, tokovne anomalije, - izguba komunikacije s kontrolno enoto in - poročanje o operativnosti ATRU-ja [4].

Slika 3.7: Prototip WACU-ja [4]

(38)

12

Prototip WACU-ja, prikazanega na sliki 3.7, je del prototipnega sistema, predstavljenega na Pariškem letalskem dogodku. Enota je bila vgrajena v trupu letala nad pristajalnim podvozjem. Levo zgoraj lahko vidimo priključitev za 270V napetostni vir iz ATRU-ja, levo spodaj pa sta priključitvi za elektromotor. Priključki za kontrolni modul pa so na desni strani.

Vidimo lahko tudi hladilni ventilator, ki je priključen na 28V vir in hladi samo v primeru zaznanega pregrevanja enote [1].

3.1.1.3 Elektromotor

Pri izbiri primernega elektromotorja je potrebno zadostiti več pogojem. Poleg primerne zmogljivosti je pomembna tudi velika odpornost proti mehanskim vplivom in vplivom iz okolja. Elektromagnetne zahteve predstavljajo visok navor pri hitrosti 0 in majhnih hitrostih za vzvratni premik, kot tudi za pospeševanje pri taksiranju. Strukturne zahteve pa zaobjemajo odpornost proti velikim pretresom pri pristajanju in vibracijam. Prav tako pa je potrebno paziti na velikost in težo elektromotorja [1].

Pristajalno podvozje letala predstavlja zahtevne vplive okolja za elektromotor. Poleg odpornosti proti pretresom in vibracijami, je zaradi različnih delcev na taksirnih površinah in prahu iz zavor prisilno hlajenje elektromotorja zahtevno. Zato je zamašitev pretočnih hladilnih površin lahko problem, kot tudi zatesnitev komponent elektromotorja pred vodo, ki z njo ne smejo priti v stik. Vse to pa predstavlja dodatno zahtevo za učinkovito prehajanje toplote [1].

Slika 3.8: Elektromotor [4]

(39)

13 Na življenjsko dobo električnih komponent močno vpliva temperatura. Na sliki 3.8 vidimo vgrajen elektromotor, ki ima integriran hladilni sistem. Na učinkovitost integriranega hladilnega sistema pa vpliva tudi cikel letala, koliko časa je pri miru, koliko časa in v kakšnih pogojih taksira in kdaj poleti, kar pa rezultira v nižje ambientalne temperature in na sistem deluje blažilno [4].

Prednosti in slabosti

Prednosti EGTS so zagotovo zmogljivosti. Proizvajalec trdi, da lahko pospeši letalo velikosti Airbusa A320 do 20 vozlov v 90 sekundah, oziroma do 18 vozlov ob maksimalni vzletni teži (ang. MTOW oz. Maximum Take-Off Weight). Za primer prečkanja aktivnih pristajalnih stez lahko letalo pospeši do 10 vozlov v 20 sekundah. Dodatna prednost je tudi velikost navora, ki omogoča začetek premikanja ob 1.5% klancu pri MTOW [8].

Kljub vsem prednostim, pa sta proizvajalca leta 2016 prekinila razvojno sodelovanje zaradi dramatično nižjih cen goriva [8]. Poleg tega pa je v ospredju tudi več drugih težav. Ena izmed slabosti je dejstvo, da prototip ne obdrži enakih pnevmatik in kolesnih osi pri pristajalnem podvozju letala A320, kar pomeni zamenjavo delov ali pa nadgradnjo, to pa rezultira v večje stroške letalskih družb. Prav tako sistem zahteva dodaten prostor za elektronske komponente v trupu pri podvozju in v pilotski kabini letala. Upoštevati je potrebno tudi maso celotnega sistema, ki je za posamično podvozje 150 kg, skupaj pa nanese tudi do 400 kg. Dodatno slabost pa pri sistemu predstavlja tudi potencialno pregrevanje zaviralnih komponent [8].

Naslednja slabost predstavljenega sistema je človeški faktor, predvsem varnost in proces dela pri vzvratnih manevrih letala, kjer bi njihova vpeljava predstavljala dodatno potrebo po šolanju posadk na letalu in na letališču. Vsakršna predstavitev novih procedur pa predstavlja tudi potrebo po vpisu nove regulative, ki definira te procese kot običajne operacije, da bi lahko nato prišle v veljavo za posadko na letalu, na zemlji in v kontrolnem stolpu [8].

3.2 WheelTug

Prvo idejo rešitev na letalu za elektrifikacijo taksiranja je v letalski industriji predstavilo podjetje WheelTug s sistemom enakega imena. Ideja je vgraditi elektromotor v nosno kolo letala, ki ga žene pomožna pogonska enota oziroma APU. Sistem je blizu certifikacije in bo verjetno na trgu že v bližnjih prihajajočih letih [9].

(40)

14

Slika 3.9: Sistem WheelTug [11]

V nasprotju z EGTS, se sistem WheelTug osredotoča predvsem na operacijo vzvratnega pomika.

Slika 3.10: Kompleksnost vzvratnega pomika letala [11]

(41)

15 Slika 3.11: Zmanjšana kompleksnost vzvratnega pomika [11]

Na sliki 3.10 in 3.11 lahko vidimo, da je operacija vzvratnega pomika zelo zahtevna na uspešno izvedbo vpliva veliko dejavnikov. WheelTug pa proces dela močno zmanjša, kar prinese manjše časovne izgube in tako ekonomske ter varnostne rešitve.

Arhitektura WheelTug

Podjetje, ki je prav tako poimenovano WheelTug predlaga vgraditev dveh elektromotorjev v nosno kolo. Prav v ta namen pa je podjetje Chorus Motors izbralo in patentiralo tako imenovani Meshcon pogon, katerega podrobnosti tukaj niso napisane in jih lahko najdemo v [9], to pa omogoča izkoriščanje večjih moči pri nižjih hitrostih in tako lahko dobimo dovolj velik navor, ki ga potrebujemo za pričetek gibanja.

Slika 3.12: Blokovna shema sistema WheelTug [9]

Sistem je v principu delovanja zelo podoben sistemu EGTS, ki je že opisan v poglavju 3.2.

(42)

16

Prednosti in slabosti

Sistem WheelTug je bil prototipno integriran v letalo Boeing 737 in omogoča maksimalno hitrost premikanja 9 vozlov. Pri konvencionalnem taksiranju pa letala dosegajo hitrosti do 30 vozlov. V realnosti pogosto nastane situacija, kjer je potrebno hitro taksiranje zaradi bodisi prečkanja aktivnih stez, lovljenja odhodnih časov ali drugih razlogov, sistem WheelTug pa tega ne onemogoča. Proizvajalec trdi, da to ni težava, saj letalo v vsakem primeru potrebuje nekaj časa pred poletom, da segreje svoje motorje in lahko tako taksira kar z njimi [8]. To pa velja za manjša letališča, kjer je čas taksiranja kratek. Prav tako pa se sistem predvsem osredotoča na vzvratni pomik in njegovo optimizacijo. Poleg optimiziranega vzvratnega potiska sistem omogoča zelo majhne radije obračanja, kar omogoča, da se pri obstoječi letališki infrastrukturi na parkirne mestu letalo obrne za 90°

okoli navpične osi, kar pa za letalo Boeing 737 omogoča priklop obeh zračnih mostov za izkrcavanje in vkrcavanje potnikov. Prednost sistema je torej predvsem krajšanje časa, ki ga letalo potrebuje, da se pripravi za nov let.

Slika 3.13: Priklop dveh zračnih mostov na letalo B737 [11]

Celotna masa sistema je 130kg, kar je trikrat manj, kot pa EGTS [8]. WheelTug je tako zelo privlačen predvsem za nizkocenovne letalske družbe, kjer letala letijo na manjša letališča in so časi taksiranja krajši in se je smiselno osredotočiti predvsem na čim hitrejšo pripravo za nov let oziroma čim krajši TAT (ang. Turn-Around Time), kar pa WheelTug zagotovo omogoča.

(43)

17

3.3 Taxibot

Kot je že omenjeno na začetku tretjega poglavja, je Taxibot, podjetje proizvajalca IAI oziroma Israeli Aircrafts Industries, k ugotovljeni problematiki pristopil na drugačen način.

Sistem zaobjema vlečno vozilo s posebnim mehanizmom za priklop letala. Zasnovan je tako, da vozilo dvigne in zaklene nosno kolo letala, vendar kljub temu omogoča opravljanje vozila iz kabine letala [6].

Način delovanja

Ko je letalo zaklenjeno z mehanizmom, preda voznik Taxibota kontrolo pilotu letala. Ta pa upravlja letalo na enak način kot bi ga pri konvencionalnem taksiranju z motorji. Nosno kolo, ki je dvignjeno od tal, je možno premikati levo in desno. Te premike pa sistem zazna s senzorji in prenese ukaze vlečnemu vozilu, ki premakne letalo v željeno smer. Na enak način je rešen problem zaviranja. Ko pilot uporablja zavore, ki so na glavnem podvozju, senzorji na nosnem kolesu zaznajo upor vlečnega letala in Taxibot se ustavi. Pospeševanje pa je rešeno na način, da Taxibot neprestano pospešuje. Ko torej pilot spusti zavore, se letalo začne premikati. Sistem neha pospeševati, ko je dosežena maksimalna hitrost za del letališča, na katerem se letalo nahaja, saj so v programskem sistemu Taxibota zapisane omejitve v hitrosti za letališče, na katerem se nahaja [6], [10].

Slika 3.14: Zaklepni mehanizem sistema Taxibot [6]

Tako letalo taksira do vzletne steze, kjer sistem spusti letalo, potisno vozilo pa se nazaj do terminala odpelje pod kontrolo voznika, ki se nahaja v vozilu [6], [10].

Slika 3.15: Taxibot med taksiranjem [10]

(44)

18

Prednosti in slabosti

Prototipni sistem Taxibot je v tem trenutku gnan z dizelskim motorjem, ki ga seveda v prihodnosti lahko nadomestimo z električnim. Kljub temu pa je med taksiranjem poraba goriva dizelskega motorja vlečnega vozila veliko manjša, kot pa poraba letalskih motorjev.

Taxibot lahko uporabljamo tudi za velika letala, kjer je povprečna poraba goriva med taksiranjem tudi 1,2kg na sekundo. Druga prednost sistema je, da je letalo po vzvratnem pomiku iz parkirnega mesta zmožno takoj taksirati, kar prihrani kar nekaj časa in eliminira ozka grla pred parkirnimi mesti letal, ko je potreben čas, da letalo začne s samostojnim premikanjem [6].

Naslednja velika prednosti sistema Taxibot je, da ni omejitve za maso sistema, kar omogoča, da lahko Taxibot vleče s hitrostjo 20 vozlov tudi polno večje letalo, kot je recimo Airbus A380. Dodatna prednost je tudi dejstvo, da za uporabo sistema ni potreba nobena nadgradnja letala, ki povzroča potrebo po dodatnem vzdrževanju in dodatne stroške [7].

Glavna slabost sistema pa je njegova cena, ki je trikrat večja od konvencionalnega vlečnega vozila. Za efektivnost in profitnost pa je na letališču, kjer je na uro 30 premikov, potrebnih vsaj 20 Taxibotov. Naslednja težava je, da sistem zahteva dodatne letališke površine. Taxibot se bo po oddanem letalu vrnil nazaj do terminala, na poti pa so lahko druga čakajoča letala, kar poveča možnost za incident [6].

Slika 3.16: Sistem Taxibot za vleko večjih letal [7]

(45)

19

4 Potencialni razvoj sistemov

Na osnovi obstoječih sistemov, kot sta EGTS in WheelTug, je možnosti za dodatni razvoj veliko. V naslednjih poglavjih so raziskane ideje možnosti regenerativnega zaviranja z elektromotorjem, diferencialno obračanje in sinhronizacija hitrosti pristajalnih koles s hitrostjo letala pri pristajanju.

4.1 Regenerativno zaviranje

Regenerativno zaviranje je oblika obnovitve energije, kjer pretvorimo kinetično energijo premikajočega letala preko elektromotorja v električno, ki jo lahko shranimo ali takoj porabimo. To je v nasprotju s konvencionalnim zaviranjem, kjer zaviramo tako, da vso kinetično energijo pretvorimo v nezaželeno toploto, ki se generira ob trenju v diskih.

Prednost sistema je v tem, da nazaj pridobimo del vložene energije, prav tako pa podaljšamo življenjsko dobo zaviralnega sistema, saj se mehanski deli obrabijo počasneje.

Dinamika in kinematika ob zaviranju letala

K analizi dinamike letala ob zaviranju pristopimo z II. Newtonovim zakonom. Na sliki 4.1 je prikazan poenostavljen model letala Airbus A320, na katerem so narisane glavne delujoče sile. Fg je sila teže, ki deluje iz MS (masnega središča) letala. S FNZ in FNP sta označeni zadnja in prednja normalna sila podlage, ki delujeta ortogonalno na ravnino premikanja letala in predstavljata reakcijsko silo v podvozju, ki je posledica mase letala. FZ in FP sta zaviralni sili, ki sta posledica stika kolesa s podlago, FU pa je aerodinamična sila upora, ki je sorazmerna z gostoto zraka ρ, presečne površine premikajočega objekta A, longitudinalno hitrostjo vx in koeficientom upora Cu, ki se ga določi eksperimentalno.

Opomba: obris letala Airbus A320 na slikah 4.1, 4.6, 4.7, 4.8, 4.9 in 4.10 je vzet iz vira [12].

(46)

Potencialni razvoj sistemov

20

Slika 4.1: Diagram sil pri zaviranju letala Airbus A320

Za določitev dinamike in kinematike letala ne upoštevamo sile vzvratnih potiskov motorjev, ki bi bila sicer prisotna pri zaviranju letala po pristanku na stezi, saj želimo ugotoviti količino energije, ki se sprosti ob zaviranju samo zaradi zračnega upora, ki se mu ne moremo izogniti in pretvorbe energije v podvozju letala, kamor bi lahko namestili sistem za regenerativno zaviranje. Prav tako pa nas zanima aplikacija regenerativnega zaviranja tudi med taksiranjem, kjer vpliva potiska motorjev ni.

Za letalo, ki zavira na letališki površini, ki je nagnjena pot kotom α, lahko zapišemo dinamično enačbo II. Newtonovega zakona za ravnino x na sledeč način:

∑ 𝑭_𝐱= 𝒎 ∙ 𝒂_𝐱 = 𝑭_𝐙+ 𝑭_𝐏+ 𝑭_𝐃+ 𝒎 ∙ 𝒈 ∙ 𝐬𝐢𝐧 𝜶 (4.1)

Pri čemer lahko silo upora zapišemo kot:

𝑭_𝐔 =𝟏

𝟐∙ 𝝆 ∙ 𝒗^𝟐_𝐱∙ 𝑨 ∙ 𝑪_𝐔 (4.2)

Nastavimo pa lahko še enačbo, ki popiše vsoto sil v ravnini y:

∑ 𝑭_𝐲= 𝒎 ∙ 𝒂_𝐲= 𝑭_𝐍𝐙+ 𝑭_𝐍𝐏− 𝒎 ∙ 𝒈 ∙ 𝐜𝐨𝐬 𝜶 (4.3)

Ker opisujemo zaviranje letala, vemo, da je pospešek v enačbi (4.1) negativen. Zato lahko zapišemo:

𝑭_𝐱 = 𝒎 ∙ (−𝒂_𝐱) (4.4)

To pa lahko zapišemo tudi na drugačen način:

𝑭_𝐱 = − 𝒎 ∙𝒅𝒗_𝐱

𝒅𝒕 (4.5)

Enačbo 4.5 nadaljnje razvijemo z integriranjem:

(47)

21

− ∫ 𝒅𝒗_𝐱=𝑭_𝐱 𝒎 ∙ ∫ 𝒅𝒕

𝒕

𝟎 𝒗_𝑲

𝒗_𝟎

(4.6)

Pri čemer je:

v0 – začetna hitrost vK – končna hitrost

t – čas med spremembo hitrosti

Če enačbo (4.6) integriramo pa tako dobimo:

𝒗_𝟎− 𝒗_𝐊=𝑭_𝐱

𝒎∙ 𝒕 (4.7)

Ob upoštevanju enačbe (4.1) pa lahko zapišemo:

𝒕 =𝒗_𝟎− 𝒗_𝐊

𝒂_𝐱 (4.8)

Da bomo lahko določili čas zaustavljanja, je pred tem potrebno ugotoviti pojemek letala.

Ker ta ni znan, vemo pa, kolikšna je razdalja zaviranja, saj nam je dolžina pristajalne steze vedno znana, lahko zapišemo naslednje:

𝒗_𝐱=𝒅𝒙

𝒅𝒕 ⇒ 𝒅𝒕 =𝒅𝒙

𝒗_𝐱 (4.9)

Če združimo enačbi (4.5) in (4.9) dobimo naslednje:

−𝒗_𝐱∙𝒅𝒗_𝐱 𝒅𝒙 =𝑭_𝐱

𝒎 (4.10)

Enačbo (4.4) pa lahko ponovno integriramo, kjer so meje za hitrost enake, kot pri enačbi (4.6), x pa predstavlja pot in ga integriramo med mestom pristanka, ki ga označimo z 0 in razpoložljivo potjo zaviranja, ki je označen z s:

− ∫ 𝒗𝐱∙ 𝒅𝒗𝐱 𝒗_𝐊

𝒗_𝟎

=𝑭_𝐱 𝒎 ∙ ∫ 𝒅𝒙

𝒔

𝟎

(4.11)

𝟏

𝟐∙ (𝒗_𝟎^𝟐− 𝒗_𝐊^𝟐) =𝑭_𝐱

𝒎 ∙ 𝒔 (4.12)

Ob upoštevanju enačbe (4.1) pa lahko zapišemo:

𝒂_𝐱 =𝟏 𝟐∙𝟏

𝒔∙ (𝒗_𝟎^𝟐− 𝒗_𝐊^𝟐) (4.13)

Vrednosti bomo določili za konkreten primer pri pristajanju na letališču Jožeta Pučnika na Brniku. Dolžina letališča je 3300m [13], vendar je efektivna zaviralna pot 2900m, saj je

(48)

22

točka pristajanja od začetka steze premaknjena za približno 400m, zato bomo uporabili efektivno zaviralno pot.

Letalo, za katerega bomo določili vrednosti je Airbus A320, za katerega bomo predpostavili, da ima pristajalno hitrost 135 vozlov, kar znaša 69,45m/s. Njegova največja pristajalna masa pa je 57500kg [14].

Upoštevali bomo, da letalo ne upočasni do popolne zaustavitve, temveč do 15 vozlov, oziroma 7,72m/s, kar je njegova hitrost, s katero nadaljuje taksiranje.

Tako lahko iz enačbe (4.13) zapišemo kolikšen je pojemek letala:

𝒂_𝐱=𝟏 𝟐∙𝟏

𝒔∙ (𝒗_𝟎^𝟐− 𝒗_𝐊^𝟐) =𝟏 𝟐∙ 𝟏

𝟐𝟗𝟎𝟎 𝒎∙ ((𝟔𝟗, 𝟒𝟓𝒎 𝒔)

𝟐

− (𝟕, 𝟕𝟐𝒎 𝒔)

𝟐

) = 𝟎, 𝟖𝟐𝒎

𝒔^𝟐 (4.14)

Sedaj pa lahko z enačbo (4.8) določimo čas zaviranja:

𝒕 =𝒗_𝟎− 𝒗_𝐊

𝒂_𝐱 =𝟔𝟗, 𝟒𝟓𝒎

𝒔 − 𝟕, 𝟕𝟐 𝒎

𝒔 𝟎, 𝟖𝟐𝒎

𝒔^𝟐

= 𝟕𝟓, 𝟐𝟖𝒔 (4.15)

Določitev moči pri regenerativnem zaviranju

Približno oceno moči regenerativnega zaviralnega sistema lahko določimo preko spremembe kinetične energije, ki se zgodi ob zaviranju letala:

𝑬_𝐊 =𝟏

𝟐∙ 𝒎 ∙ (𝒗_𝟎^𝟐− 𝒗_𝐊^𝟐) (4.16)

Moč pa lahko zapišemo na sledeč način, kjer z upoštevanjem enačb (4.8), (4.13) in (4.16) dobimo:

𝑷 =𝑬_𝐊 𝒕 =𝟏

𝟐∙𝟏

𝒕∙ 𝒎 ∙ (𝒗_𝟎^𝟐− 𝒗_𝐊^𝟐) =𝟏 𝟒∙𝟏

𝒔∙ 𝒎 ∙(𝒗_𝟎^𝟐− 𝒗_𝐊^𝟐)^𝟐 𝒗_𝟎− 𝒗_𝐊 =

=𝟏 𝟒∙ 𝟏

𝟐𝟗𝟎𝟎 𝒎∙ 𝟓𝟕𝟓𝟎𝟎 𝒌𝒈 ∙(𝟔𝟗, 𝟒𝟓^𝟐− 𝟕, 𝟕𝟐^𝟐)^𝟐

𝟔𝟗, 𝟒𝟓 − 𝟕, 𝟕𝟐 = 𝟏𝟖𝟐𝟐𝒌𝑾 (4.17)

Ob pristanku je sprememba oziroma pretvorba energije relativno hitra, zato je gostota moči in energije velika, temu primerne pa morajo biti kapacitete sistema. Poleg energijskih omejitev, more sistem zaobjemati tudi varnostne regulative, odpornost proti vibracijam in tresljajem ter druge omejitve.

Za razloge varnosti in učinkovitosti je potrebno v sistem vgraditi tudi sklopko, ki omogoča izolacijo sistema in neodvisno vrtenje koles v izrednih primerih.

(49)

23 Z enačbo (4.17) smo določili potrebno moč regenerativnega sistema ob pristanku letala. Ta se porazdeli med število vgrajenih elektromotorjev v sistemu. V našem primeru bi lahko bil vgrajen elektromotor v vsako kolo glavnega podvozja, kar v primeru letala Airbus A320 pomeni vgraditev štirih elektromotorjev. Iz tega lahko sledi določitev potrebne moči posameznega elektromotorja in ostale njegove specifikacije. Pomembno je, da se zavedamo, da je izkoristek motorja najboljši pri določenem številu vrtljajev. V ta namen je možno med kolesom in elektromotorjem vgraditi tudi reduktor ali multiplikator, kar je odvisno od specifikacij elektromotorja. Zaradi spreminjanja vrtljajev koles ob zaviranju se seveda spreminjajo tudi vrtljaji elektromotorja, posledično pa se spreminja upornost oziroma impedanca sistema.

V primeru regenerativnega sistema je seveda potrebno tudi vgraditi sistem baterij, ki lahko shranijo zajeto energijo. Kapacitete so odvisne od velikosti sistema. Do elektromotorja pa je v takem primeru potrebno speljati možnost dotoka energije na eni strani preko APU-ja, kadar kapacitete baterij ne zadoščajo in na nasprotni strani dvostransko povezavo preko baterij, kot prikazuje slika 4.2.

Slika 4.2: Shema sistema z regenerativnim zaviranjem [15]

Ob vgraditvi celotnega sistema pa moramo biti pozorni tudi na pregrevanje, ki je odvisno od lastnosti žic, ležajev in notranje upornosti komponent, kot je na primer baterija, v kateri ob polnjenju potekajo nepopolne kemijske reakcije in povzročajo pregrevanje. Vse to pa je odvisno od lastnosti komponent. Na podlagi njih pa obstaja za elektromotor optimalno področje moči in za baterije optimalno breme, da so izgube čim manjše.

Zato je logična posledica, da delovanje regenerativnega sistema sodeluje s klasičnimi zavorami. Ob pristanku in zaviranju letala mora tako regenerativno zaviranje delovati v svojem optimalnem področju, ki je odvisno od specifikacij komponent, presežek energije pa je potrebno pretvoriti v izgube preko klasičnega zaviralnega sistema.

(50)

24

4.2 Diferencialno obračanje

Pogosto je na letališču potrebno, da letalo obrne s čim krajšim radijem. Do sedaj, ko letala taksirajo samo s potiskom motorjev, je letalo omejeno na premikanje samo naprej, to pa pomeni večji radiji obračanja. V primeru, ko bi v glavno podvozje letala vgradili sistem s pogonom, ki omogoča neodvisno kontroliranje, bi z diferencialnim vrtenjem glavnih koles lahko dosegli manjše radije zavijanja. Seveda pa je glavna meja optimizacije dolžina med glavnim in nosnim podvozjem ter meje kota zasuka nosnega podvozja.

Dosedanje težave

Na manjših letališčih, kjer vozne steze za taksiranje niso speljane do začetka steze, je pred poletom potrebno taksirati do začetka steze kar po stezi sami (ang. Backtrack). Ko letalo prispe do konca steze mora obrniti za 180°, da lahko poleti. Ker pa večja letala potrebujejo več manevrskega prostora za obračanje, je običajno na začetku in koncu steze krajša razširitev, ki omogoča obračanje. Če tega ni, letalo ne more obrniti, ne da bi zapeljalo iz steze. Pogosto se zgodi, da je prostora malo in letalo obrača zelo blizu mej steze, kar vsebuje določeno mero tveganja, da pilot slabo oceni radij in zapelje iz steze. Z diferencialnim obračanjem bi letala v takšnih primerih lažje in z manj tveganja obrnila v smer poleta.

Na siki 4.3 lahko vidimo primer razširitve steze na začetku in kocu vzletno pristajalne steze letališča Edvarda Rusjana v Mariboru, ki mogoča obračanje večjih letal pred poletom.

Slika 4.3: Razširjena površina na koncih steze letališča Edvarda Rusjana v Mariboru [16]

(51)

25 V letalstvu pa se dogajajo tudi razni incidenti, kot je recimo primer, ki se je zgodil 24. maja 2021 v Cincinnatiju v Ameriški zvezni državi Ohio [17], kjer je napaka kontrolorja privedla do situacije, ki je prikazana na sliki 4.4, ko sta dve večji letali zapeljali nasproti. Zaradi premalo manevrskega prostora nista mogli obrniti, zato pa je na letališču nastal daljši zastoj, saj je bilo potrebno pripeljati vlečno vozilo, ki je potisnilo letalo nazaj. V primeru, da bi letalo lahko diferencialno obrnilo, bi manever po vsej verjetnosti lahko brez večjih zastojev rešil incident.

Slika 4.4: Incident na letališču v Cincinnatiju [17]

Geometrija obračanja

4.2.2.1 Obstoječe lastnosti za letalo Airbus A320

Letalo A320 proizvajalca Airbus je eno izmed najpopularnejših letal na svetu. Njegov najmanjši radij zavoja oziroma obračanja je definiran na načinu, da je središče zavoja v enem izmed glavnih koles. Kot je prikazano na sliki 4.5 je najmanjši radij omejen z razdaljo med glavnim in nosnim kolesom.

(52)

26

Slika 4.5: Najmanjši radij 180° zavoja [18]

Najmanjši radij zavoja lahko določimo preko osnovnih geometrijskih enačb, kjer lahko po Pitagorovem izreku zapišemo, da je najmanjši radij zavoja R enak:

𝑹 = √𝟏𝟐, 𝟔^𝟐+ 𝟒, 𝟏^𝟐= 𝟏𝟑, 𝟑𝒎 (4.18)

Ker pa nas pri minimalnem zavoju zanima minimalna potrebna površina, na kateri lahko izvedemo 180° obrat, lahko to določimo tako, da minimalnemu radiju prištejemo še razdaljo med kolesi glavnega podvozja:

𝑫_𝐦𝐢𝐧= 𝟏𝟑, 𝟑 + 𝟐 ∙ 𝟒, 𝟏 = 𝟐𝟏, 𝟓𝒎 (4.19)

Pri čemer je Dmin minimalna širina manevrske površine. Prav tako pa lahko določimo še maksimalen kot zasuka nosnega kolesa β:

𝜷 = 𝟗𝟎° − 𝜶 = 𝟗𝟎° − 𝒂𝒓𝒄𝒕𝒂𝒏 (𝟏𝟐, 𝟔

𝟏𝟑, 𝟑) = 𝟕𝟏, 𝟑° (4.20)

Iz geometrije je jasno, da ni potrebe po zasuku nosnega kolesa, ki je večji od 71,3°, zaradi tega razloga pa je dejanski maksimalen zasuk nosnega kolesa, kot je zapisano v priročniku proizvajalca letala v [18], enak 75°.

4.2.2.2 Najmanjši radij zavoja

Z integracijo elektromotorjev v glavna kolesa lahko izvedemo diferencialno obračanje letala.

Če želimo doseči najmanjši radij 180° zavoja, je potrebno, da se glavni pristajalni kolesi

(53)

27 vrtita vsaka v svojo smer, da bo vrtišče letala na polovici med kolesoma. Da pa lahko dosežemo tak manever je predpostavljeno, da so bile na letali izvedene konstrukcijske spremembe, ki omogočajo, da se nosno kolo lahko zasuka za 90° levo ali desno. Na sliki 4.6 je prikazan obrat na mestu.

Slika 4.6: Najmanjši radij zavoja

4.2.2.3 Avtomatizacija obrata za 180°

Letala v večini primerov taksirajo po črtah, ki so označene na površinah, ki so temu namenjene. To pa pomeni, da je, če letalo izvede obrat z najmanjšim radijem, ki ima vrtišče nad središčem steze za taksiranje, večji del letala na strani po kateri letalo zavija. To pa je lahko težava, če je širina poti za taksiranje ožja razdalje med središčem vrtenja letala in nosnim kolesom.

Za letala ni priporočljivo, da sega motor nad asfaltirano površino, saj je lahko to vzrok za nalet neželenih delcev v motor. Vendar to pri diferencialnim obračanju ni težava, saj lahko predpostavimo, da so času taksiranja motorji še izklopljeni. To pa pomeni, da se lahko letalo brez težav z glavnim podvozjem pomakne do roba asfaltirane površine. Ker pa je ta manever relativno zahteven in lahko predstavlja dodaten vzrok za incident, bi lahko obrat, za katerega potrebujemo najmanj manevrske površine, glede na sredino asfaltirane poti, avtomatizirali.

Letalo mora biti na sredini manevrske površine. Nato pa lahko iz kabine letala s pritiskom na gumb ukažemo letalu, naj obrne. Manever je prikazan na sliki 4.7.

(54)

28

Slika 4.7: Avtomatiziran obrat letala za 180°

Letalo najprej v fazi A avtomatsko zapelje vzvratno stran od središča asfaltirane poti. Odmik je definiran glede na geometrijske lastnosti posameznega letala. Po premiku pa se v fazi B zgodi še obrat za 180° glede na izhodiščno lego letala, ki poteka na enak način, kot je razloženo v poglavju 4.3.2.2. S tem manevrom je tako definirana najožja pot, po kateri se letalo lahko premika in ki omogoča obrat za 180°.

Na sliki 4.7 so prikazane razdalje za primer letala Airbus A320, kjer je lahko po opisanem načinu obrata najožja asfaltirana pot za taksiranje enaka 16,7 metrov. Podatki o glavnih dimenzijah letala so navedeni v [18].

4.3 Sinhronizacija hitrosti vrtenja koles s stezo

Redni strošek vsake letalske družbe je vzdrževanje pristajalnih koles. Ob pristanku je hitrost vrtenja koles letala enaka 0. Ob dotiku s pristajalno stezo pa se v nekaj trenutkih njihova obodna hitrost poveča na priletno hitrost letala. Ker pa se kolesa ne začnejo vrteti hipoma, pride do podrsavanja in posledično intenzivne obrabe profila koles pri pristajanju. Zato pa se je že pred desetletji pojavila ideja o sinhronizaciji hitrosti vrtenja koles s pristajalno stezo.

Z implementacijo te ideje bi se v idealnem primeru kolesa pri pristanku vrtela z enako hitrostjo, kot se premika letalo relativno na pristajalno stezo in obrabe pnevmatik ob dotiku praktično ne bi bilo. Strošek z menjavo obrabljenih pnevmatik pa bi bil mnogo manjši, to pa je primarni interes vseh letalskih družb.

(55)

29

Problematika sinhronizacije

Eden izmed glavnih razlogov, zakaj sistema ne implementiramo, je dodatna teža, ki nadomesti uporabni tovor, kot je prtljaga ali potniki. Cene letalskih koles pa niso tako zelo velike in je zato sklep letalskih družb, da je ceneje, bolj redno menjati letalske pnevmatike, kot pa uporabljati dotični sistem. Vendar pa to v našem primeru ne bi bila težava, saj bi imeli sistem že vgrajen v namene taksiranja in bi njegovo namembnost razširili, brez dodajanja mase, tudi za sinhronizacijo vrtenja pristajalnih koles.

Prav tako je posledica vgraditve sistema za sinhronizacijo hitrosti koles, ki negativno vpliva na stabilnost prileta letala, moment okoli navpične osi, ki se lahko pojavi v določenih primerih. Dejstvo je, da so pri vsakem pristanu letala drugačni pogoji v okolici in zato velika večina pristankov ni popolnih. Tako je pogosto v priletni fazi prisoten bočni veter, ki pa na letalo, da je v priletu stabilizirano, vpliva tako, da smer steze in vzdolžna os letala nista poravnani. Z dotičnim kotom nato letala pristanejo z vsemi glavnimi kolesi naenkrat in se nato poravnajo s smerjo steze. To pa je relativno zahteven manever, saj lahko letalo hitro zanese stran od središčne črte pristajalne steze (ang. centerline). To se pogosto zgodi v povsem zadnji fazi letala, ko piloti še pred dotikom letala s stezo začnejo izravnavati smer letala z smerjo letališča. Zaradi vseh opisanih nestabilnih pogojev pa je pogosta posledica, da letala v bočnem vetru najprej pristanejo samo z eno stranjo glavnih koles. V primeru, da imamo na letalu vgrajen sistem za sinhronizacijo hitrosti koles, pa to pomeni, da vektor hitrosti letala glede na letališče in vektor hitrosti najnižje točke na kolesu glede na letalo, kot je prikazano na sliki 4.8, ob pristanku nista poravnana.

Slika 4.8: Usmerjenost hitrostnih vektorjev ob prisotnosti bočnega vetra

Cilj sinhronizacije je, da je vektorska vsota hitrosti enaka 0, saj se nam v nasprotnem primeru pojavi hitrost, kjer se nam ob poravnavi letala s stezo spremeni njena usmerjenost in posledično nastaneta pospešek in moment okoli navpične osi, saj prijemališče ni v težišču letala in usmerjenost tudi ne gre skozi težišče. Velikost je odvisna od kota med usmerjenostjo

(56)

30

steze in vzdolžno osjo letala ter hitrostjo poravnave letala s stezo. Da bi se temu izognili, bi bilo po natančnejših raziskavah najbolj smiselno določiti maksimalni dopustni kot ob bočnem vetru, kjer bi imel moment okoli navpične osi zanemarljivo vrednost. V primeru, da bi bil kot presežen, pa se sistema za sinhronizacijo hitrosti koles ne bi uporabljalo.

Naslednji izmed argumentov ki je izpostavljen kot eden izmed razlogov, zakaj se sistema ne uvede in je zapisan v viru [19], pravi, da se ob pristajanju v vetru, kjer je na letalu prisoten določen kot med vzdolžno osjo letala in smerjo steze zaradi bočnega vetra, pojavi določen giroskopski moment oziroma moment precesije ravno v najbolj kritičnem trenutku faze leta, ko se letalo začne poravnavati s smerjo steze in je hitrost letala velika in višina nad tlemi zelo majhna. Ker pa me zanima, kako velik je dejansko moment precesije, je ta v naslednjem poglavju določen, skupaj s potrebnim odklonom smernih krilc za njegovo kompenzacijo in če je odklon sploh potreben.

Vpliv giroskopskega momenta oziroma momenta precesije

Večja potniška letala v končnem priletu do vzletno pristajalne steze ob bočnem vetru letijo z določenim kotom, med osjo letala in smerjo letenja, ki je enaka smeri steze (ang. crab- angle). V zadnji fazi pa se ob dotiku s tlemi letalo zavrti okoli navpične osi in se poravna s smerjo steze. Pogosto je primer, da se letala začnejo poravnavati s smerjo steze že nekaj metrov nad tlemi, kar pa v primeru, da se kolesa že vrtijo z veliko hitrostjo, lahko ob spremembi smeri osi vrtenja koles povzroči moment precesije na letalo, kar lahko privede do nepričakovanega in nekontroliranega nagiba letala v kritični fazi leta in predstavlja dodatno nevarnost.

Primer izračuna velikosti giroskopskega momenta oziroma momenta precesije in potrebnega odklona smernih krilc za kompenzacijo, je narejen za letalo Airbus A320, ki je eno izmed najpopularnejših letal na svetu in eno izmed bolj primernih za vgraditev sistema za vrtenje koles.

4.3.2.1 Izračun momenta precesije

Na sliki 4.9 je prikazan diagram sil na letalu za primer, ko je ob priletu prisoten levi bočni veter in je letalo v priletu okoli navpične osi odklonjeno levo. V zadnji fazi prileta je zato, da se letalo poravna s smerjo steze, potrebna sila F, ki jo generiramo z vertikalnim krmilom in povzroči moment MF, ki letalo zasuka okoli navpične osi. Na sliki je narisano samo eno kolo, vendar je diagram sil enak pri vseh štirih glavnih pristajalnih kolesih. ωp je kotna hitrost precesije in je usmerjena navzdol, saj se zaradi odklona vertikalnega krmila letalo okoli navpične osi zasuka v desno. Posledica kotne hitrosti koles in kotne hitrosti precesije pa je, da sem nam pojavi moment precesije Mp, ki je obrnjen v negativno smer osi x, in nam povzroča vrtenje letala okoli vzdolžne osi v levo, oziroma levo krilo se nam spusti, desno pa dvigne, kar je lahko v fazi pristanka zelo nevarno.

(57)

31 Na sliki 4.7 simboli označujejo sledeče:

F – sila, ki povzroči vrtenje okoli navpične osi l – razdalja med prijemališčem in vrtiščem sile ω – kotna hitrost vrtenja koles

L – vrtilna količina koles MF – moment sile F Mp – moment precesije

Slika 4.9: Moment precesije Mp, ki se pojavi na letalu

Pri izračunih je predpostavljeno, da se zaradi sile F zasuk okoli navpične osi zgodi, ko letalo še ni v stiku s tlemi in je kot med vzdolžno osjo letala in tlemi enak 0°.

Da določimo moment precesije, najprej potrebujemo masni vztrajnostni moment pnevmatike, ki ga aproksimiramo z votlim valjem, pri čemer je zunanji radij R enak 1,245m, notranji radij r pa 0,508m. Masa pnevmatike pa je 100kg [20]. Tako lahko izračunamo masni vztrajnostni moment kolesa: