ela engine - ffg€¦ · zukunftsmarkt der zivilen uavs dramatisch verändern. ... die digitale...

ELA engine Next generation of European Light Aircraft Engine Michael Dopona

BRP-Powertrain

ELA - Projekt Übersicht

Rotax 912 iS – ELA Engine

Michael Dopona 2

Gate 0 Gate 1 Gate 2 Gate 3 Gate 4 Gate 5 Gate 6 Gate 7

P1 P2 P3 PPAP SOP

1te Phase Industrielle

Forschung

2 te Phase

3 te Phase

Der Markt für Flugmotoren der General Aviation wird sich durch die geplante Einführung des

European Light Aircraft ELA1 bis 1.000 kg, die Einführung von Bio-Kraftstoffen und neuen

Flugkraftstoffen, die verschärfte CO2-Problematik sowie die geplanten Entwicklungen auf dem

Zukunftsmarkt der zivilen UAVs dramatisch verändern.

Angestrebt werden eine CO2-Reduktion von ca. 20 % gegenüber

der jetzigen Generation von Flugmotoren der Light Sport Aircraft -Klasse

Für diesen Zukunftsmarkt soll in 3 Phasen eine neue Flugmotorengeneration entwickelt werden:

1. Phase: Industrielle Forschung - beginnend mit der Auslegung bis zum "proof of concept" (GATE 3 )

in einem 17 Monats - Zeitraum – ist Umfang des Forschungsprojekts

2. Phase : Experimentelle Entwicklung - wird erst nach Abschluss der 1 Phase begonnen und ist

nicht Gegenstand des Forschungsprojekts

3. Phase: Serienentwicklung / Industrialisierung - nicht Gegenstand des Forschungsprojekts

ELA Projekt - Arbeitspakete


Michael Dopona 3

Übersicht und Beschreibung der Arbeitspakete

ELA Motor- Basisdaten

912 iST Fuel Injected Aircraft Engine

Base technical data:

Max. Power:

135 hp

Max. RPM:

5800 RPM

Bore:

84mm

Stroke:

61 mm

Displacement:

1352 cm³

Compression ratio:

9,0:1


Michael Dopona 4



Michael Dopona 5

Entwicklung Motorelektrik/ Elektronik

In diesem, Arbeitspaket wurden die Elektronik Komponenten für den Einspritzmotor ELA1

definiert und erprobt.

Dies umfasst neben den eigentlichen Einspritzdüsen und der Motorsteuerung

auch den Kabelbaum, die nötigen Sensoren und die sogenannte Sicherungsbox.

Das System für diese Komponenten wurde iterativ entwickelt und durch Testläufe erprobt.

LA

S5S5

LB LALA LB LALA LA LB

LA

LBLA LB

LBLB

LB

S5

Heat SinkHeat Sink

PG

2

PG

1

water

temp

Engine speed1

PM

TM

Poil

Lane A

La

ne

A

TPS

PWM1_GND

A1

A2

A3K1

to boardnet

Battery

12V

generator

select switch

A/B

capacitor1

fuse6

fuse7

fuse10

fuse11

fuse12

fuse13

Lane BLane ALane A Lane B

Lane A

Lane A

Lane A

Lane A

fuse4

fuel

pumps

fuse5

fuse2

fuse3

fuse has to be

provided by the

aircraft

S4S3

· Note: · LA, LB, S3 and S4 are

pilot accessible

fuse14

fuse15

Regulator

A

Warning

Lamp A

Warning

Lamp B

M

starter

fuse16

Lane A/B

Lane B/A

startrelais

startswitch

external

generator

K2

A1

A2 A3

Schematic 912 EFI Rev.29_A

Regulator

B

blue: harness will be

provided by RTX

red: parts will be provided

by RTX

black: has to provided by

aircraft

PWM1_signal

green: add on

Emergency switch

Pin2Pin1

fuse8

fuse9

Circuit

braker

1t

1b

2t

2b

3b

4b

4t

3t1 2 3 4

Lane A

Pin2Pin1

capacitor2

2nd

CAN high LA/LB

2nd

CAN low LA/LB

Gear tooth

(36-2 teeth)

PM

TM

La

ne

A

La

ne

A

Start power switch

PA

La

ne

A

Power supply

En

gin

e s

pe

ed2

Lane BGear tooth

(36-2 teeth)

GND12 DC

Turbocharger

DC Motor

5V Reference VoltageSignal

GND

WG_POS

LA LB lane select

switch

A,B,Auto

External

power

supply

33000µF

33000µF

1Nxx

1Nxx

Injector 1-4Ignition 1-4

Fuse Box

A

AWG 8

(10)

30A

Generator A

12V_16A

Generator B

12V_30A

LBLA LA LA LB

LB

Pinning for the connectors:

refer to fuse box schematic

LB LB

LA

EGT

Sensor 1-4

LA

LA

LA LA LA LA

LB

LB

LA

LA

LALA

LA

Injector

GND

Ignition

GND

Knock

1

La

ne

A

LA Dig

ital o

utp

ut (s

pare

) LA

Digital output (spare) LB

fuse18

fuse

17

LA

Injector 5-8

fuse19

fuse20 fuse21

Only if required

Note:

Top

Layer

Bottom

Layer

LBLA

Toil

LED

LED

LEDLEDLED

LEDLEDLEDLEDLEDLEDLEDLEDLEDLEDLEDLEDLEDLEDLED

LED

Pin4Pin3

Pin4Pin3

LEDK3

overvoltage

protection

Spare

(Turbocharger)

LA

LB

LA

LA LB

LB

LA

Lane B

Lane B

Lane B

Lane B

2x

Lane B

LB

LB

A1

A2 A3

LED LED

Lane B Lane B

Lane B

LB

fuse

22

fuse

23

Maintenance

connector

LA

LB

12V battery or

Starter relay pin

(fuse box)

LA

Display

LB

GND

V

++

--

vehicle gndvehicle gnd



Michael Dopona 6

Entwicklung Motorelektrik/ Elektronik

Da die Gesamt EMS zertifizierbar sein muss, flossen die Zulassungsanforderungen

bereits zu Beginn der Entwicklung ein.

Als Basis für die Erprobung diente RTCA DO-160 "Environmental Conditions

and Test Procedures in Airborne Equipment".

Am Elektriksystem wurden folgende Tests absolviert: Dauerläufe über ca. 7000Std.

Feuertest (1200°C / 5min)

Power Input,

Voltage spike,

Temperature,

audio frequency conducted,

susceptibility-Power Inputs,

induced signal susceptibility,

radio frequency susceptibility,

emission of radio frequency energy,

lightning induced transient susceptibility,

lightning direct effect,

electrostatic discharge,

electrostatic discharge,

fluids susceptibility and

Sand and dust.

Probleme bei diesen Tests ergaben sich bei den MAP Sensoren, dem Kabelbaum.

am Öldrucksensor, Manifold Pressure Sensor, Abgastemperatursensor, Generator

und Sicherungsbox (Kondensator).



Michael Dopona 7

Zertifizierbare Softwareroutinen und Datenstände zum Betrieb der ECU bzw. EMS:

In einem System Safety Assessment wurde der zur Erstellung der Control Software

nötige "Software Design Assurance Level" ermittelt.

Die Software der ECU wurde nach dem RTCA Standard DO-178 erstellt .

Probleme bereitet insbesondere die Motor Startbarkeit durch die hohen Schwankungen

der Momentandrehzahl nach dem ersten gefeuerten Arbeitsspiel durch das geringe

Massenträgheitsmoment des Motors.

Die Schwankungen der Momentandrehzahl wird mit dem verwendeten Seriengetriebe

Zusätzlich noch durch einen Klauen-Freiweg von ca. 17° überhöht.

Daher wird in einem weiteren Arbeitspaket nach einer alternativen

Getriebekonstruktion gesucht.

Ein weiteres Problem wirft die Koppelung von Motorsteuerung und Turbo Control Unit

(TCU ) zur Regelung des Ladedruckes auf.

Der Zusammenhang Motorsteuergerät mit der TCU (Turbocharger Control Unit)

wurde von der TU Graz untersucht.



Michael Dopona 8

Entwicklung Kolben und Kurbeltrieb

Nach den durchgeführten Dauerläufen bei einer Spitzenleistung von 100 kW

wurden die Mechanikkomponenten beurteilt.

Dabei zeigten sich Probleme an den Motorhauptkomponenten:

Kolben, Kurbelwelle, Kurbelgehäuse

Zur Simulation wurden diese Komponenten als DMU (Digital Mock-Up) erstellt

(3D Modellierung).

Die digitale Modellierung ermöglichte die numerische Simulation aller Komponenten

unter den erhöhten Lasten.

Das Ergebnis der Berechnungen mit der FE-Software ABAQUS ist in der nächsten

Ansicht dargestellt.

Gezeigt wird die Verformung des Systems sowie die Vergleichsspannung nach

Von-Mises unter maximalem Zünddruck im OT.



Michael Dopona 9

Entwicklung Kolben und Kurbeltrieb

Eine Lebensdaueranalyse ergab, dass die Sicherheit in diesem Bereich deutlich unter 1,0 liegt.

Ein Verbesserungsvorschlag konnte aus dieser Berechnung abgeleitet werden.

Ein Abgleich der Berechnung wurde am Prüfstand mittels folgender Tests durchgeführt:

• Kolbenresthärte-Messung

• Dauerlauf mit Untersuchung des Verschleißverhaltens

• Wärmestrommessung Zylinder und Zylinderkopf



Michael Dopona 10

Entwicklung Ventiltrieb

Zur Sicherstellung eines dauerhaltbaren Ventiltriebs,

wurden die Verformungen aufgrund der thermischen Belastungen untersucht.

Eine Strömungssimulation wurde mit der CFD-Software „Fluent“ durchgeführt

und diente zur Ermittlung der Geschwindigkeiten des Kühlmediums und der

Wandschubspannungen an den Grenzflächen des Kühlmantels.

Mit Hilfe der FE-Simulation, für die die Software ABAQUS verwendet wurde, konnten die

Temperaturen, Spannungen und Verformungen der Struktur ermittelt werden.

Dazu mussten aus den Resultaten der Strömungssimulation die thermischen

Randbedingungen an der Kühlfläche in Form von temperaturabhängigen

Wärmeübergangskoeffizienten, die den Effekt des Blasensiedens berücksichtigen,

abgeleitet werden.

Nach einem umfangreichen Literaturstudium wurde für diese Aufgabe das sogenannte

BDL-Modell („Boiling Departure Liftoff Modell“), das bisher eher nur in theoretischen Beiträgen

diskutiert wurde, herangezogen und implementiert.

Dabei handelt es sich um ein physikalisches Modell zur Erhöhung der Wärmeabfuhr

in das Kühlmedium durch die Entstehung und Ablösung von Gasblasen.



Michael Dopona 11

Entwicklung Ventiltrieb

Eine große Herausforderung bestand ferner darin, die Daten des CFD-Modells

in das ABAQUS-Modell zu übertragen. Mit Hilfe einer eigens entwickelten Software

konnte jedoch ein effizientes Tool zur automatisierten Datenübertragen geschaffen werden,

das auch für andere thermomechanische Probleme nützlich ist.

Als Ergebnis der ABAQUS-Berechnungen konnten die Temperaturen in den Ventilen

und im Zylinderkopf sowie die Spannungen und Verformungen der Struktur infolge

des inhomogenen Temperaturfeldes ermittelt werden.

Die höchsten thermisch verursachten Spannungen im Zylinderkopf treten in den Stegen

zwischen den Ventilsitzringen auf und liegen bei ca.150 N/mm2.



Michael Dopona 12

Entwicklung Turbolader und Ladeluftkühlung

Ausgehend von den in verschiedenen Gesprächen mit Flugzeugherstellern

definierten Anforderungen, wurde der Turbolader auf eine Flughöhe von 25.000 ft ausgelegt,

sowie Druckverhältnis und benötigter Massenstrom ermittelt.

Als problematisch erweist sich die Forderung nach einer max. Temperatur von 1050°C und

einem erf. Druckverhältnis von 4:1.

Im Zuge der durchgeführten Tests wurden insbesondere folgende Parameter untersucht:

• Das Zusammenspiel zwischen Motor- und Turboladersteuergerät

• Die Kraftstoffgleichverteilung der einzelnen Zylinder

• Die Brennparameter des Brennverfahrens im Teillastbereicht des Motors

• Optimierung der Ladedruckregelung

Eine Referenzvermessung des Turboladers wurde mit folgenden Ergebnissen durchgeführt:

• Maximale Turbodrehzahl ca. 90000U/min (entspricht der angestrebten Auslegungsdrehzahl)

• Ladedruck im Startleistungspunkt 1410mbar

• Die Vorgabe von 100kW Startleistung konnte eingehalten werden



Michael Dopona 13

Überprüfung und Anpassung des Getriebes

Die bereits im Arbeitspaket „zertifizierbare Softwareroutinen“ festgestellten Probleme der

Startfähigkeit des Triebwerks erfordert eine Weiterentwicklung des vorhandenen Getriebes.

Das Problem und der grundlegende Unterschied zu anderen Verbrennungsmotoren liegt beim

Flugmotor im elastisch , jedoch direkt angekoppelten Propeller der eine überdimensionales

Trägheitsmoment im Vergleich zum Motor aufweist (ca. 5000kgcm² zu 160kgcm²).

Weitere Probleme sind das aktuell vorhandene Spiel im Antriebsstrang dar, welches zu

unzulässigen Beschleunigungen am Geberrad des Motors führt, sowie eine unzureichende

Dämpfung , welche zur Bildung von Pittings auf den Zahnrädern des Getriebes führt.

Mit diesem Hintergrund wurden in diesem Arbeitspaket Möglichkeiten der Verbesserungen

der bestehenden Einheit aus Untersetzungsgetriebe und Überlastkupplung untersucht,

aber auch neue Ansätze für das Getriebe betrachtet.



Michael Dopona 14


Zur Simulation wurde zwischen dem Getriebeausgang und der Propellerhalterung eine

Kupplung vorgesehen, deren Aufgabe darin besteht, den Propeller von Schwingungen

im Antriebsstrang zu entkoppeln.

Damit die Kupplung diese Aufgabe optimal erfüllen kann, wurde der Motor zunächst mit einer

Klauenkupplung mit Polymereinlagen ausgestattet. (Version Cellasto)

Bei Startversuchen mit dem Motor am Prüfstand stellte sich jedoch heraus,

dass es beim Starten des Motors zu Problemen kommt, die teilweise soweit reichen,

dass der Motor gar nicht mehr gestartet werden kann.

Mit Hilfe einer numerischen Simulation konnte gezeigt werden, dass diese Schwierigkeiten

mit der Klauenkupplung in Verbindung stehen.



Michael Dopona 15


Aufgrund der starken Nichtlinearität des Kupplungsverhaltens mussten erste Simulationsansätze

verworfen werden.

Erst eine Simulation des Verhaltens der Kupplungen über Splines die das übertragene

Moment und die Dämpfung in Abhängigkeit vom Verdrehwinkel beschreiben,

zeigte dass - abhängig vom vorgegebenen Gasdruckkennfeld - der Motor

mit dem verwendeten Starter in manchen Fällen tatsächlich nicht gestartet werden kann



Michael Dopona 16


Um das Phänomen besser zu verstehen, wurden umfangreiche Parameterstudien

und eine Variantenrechnung mit einer Gelenkscheibenkupplung (SGF) durchgeführt.

Es zeigte sich, dass mit der Gelenkscheibenkupplung keine Startprobleme auftreten.

Abschließend wurde mit dem MKS-Modell für beide Kupplungsmodelle ein Motorhochlauf

gerechnet, bei dem keine Resonanzprobleme beobachtet werden konnten.

Da jedoch diese Version der Dämpferkupplung im Motordauerlauf zerstört wurde,

konnte beim Arbeitspaket Getriebeauslegung keine zufriedenstellende Lösung

gefunden werden.



Michael Dopona 17

Publikationen

Es wurden folgende SAE paper erstellt:

• Die Verwendung des Boiling Departure Liftoff Modell zur CFD Berechnung Zylinderkopf

• Fundamental Investigations on the Boost Pressure Control System of Charged Aircraft Engines

in the Aviation Class ELA1 / Approved Systems Versus New Solutions

• 912iS Fuel injected aircraft engine (weiterführende Serienentwicklung mit Basis ELA Projekt)

Es wurden folgende Diplomarbeiten erstellt:

DIPLOMARBEIT 1:

Schwingungsanalyse des Antriebsstrangs eines Flugmotors unter Berücksichtigung des

viskoelastischen Verhaltens der Kupplung, eingereicht zur Erlangung des akademischen Grades

Diplomingenieur von Stefanie Steininger BSc Juni 2011

DIPLOMARBEIT 2:

Der Ablauf einer thermomechanischen Zylinderkopfberechnung am Beispiel eines

Leichtbau-Flugmotors ,eingereicht zur Erlangung des akademischen Grades

Diplom-Ingenieur (Dipl.- Ing.) von

Markus Schauer, BSc

September 2011

Rotax 912iS – Umsetzung ELA Projekt in Serie

18 Rotax 912 iS – ELA Engine

Michael Dopona 18

Ultralight engines 501,

505 developed based on

snowmobile engine 503

1975 1978

Certification of the

first ROTAX Aircraft

Engine

1984

Start of development

of ROTAX 912

SOP

ROTAX 912A (80hp)

1989 1996

SOP

Rotax 914F (115 hp)

SOP

ROTAX 912S (100 hp)

1998 2006

Gunskirchen EASA certified for design and

production of aircraft engines (DOA,POA)

912 /914 TBO

up to 2000

hours

2010

18

Rotax 447 UL

SOP:

Late 70s

Discontinued:

2008

2012

Rotax 503 UL

SOP:

Early 80s

Discontinued:

2008

Rotax 582 UL

SOP:

1989

In production

Rotax 912 UL

SOP:

1989

In production

Rotax 912 ULS

SOP:

1999

In production

Rotax 914 UL

SOP:

1996

In production 912 iS

Redundantes Elektroniksystem


Michael Dopona 19

Redundante Ausführung des

Steuergerätes

Redundante Ausführung der

Aktuaktorik

Redundante Ausführung der Sensorik

Aufgrund der Zulassungsanforderungen und der Erfahrungen aus der ELA

Entwicklung Motorelektrik / Elektronik wurden alle relevanten elektronischen

Motorkomponenten redundant ausgeführt.

Lane A Lane B




Michael Dopona 20

Redundante Ausführung

• Spannungsversorgung

• Zündsystem

• Einspritzsystem



Komplette Trennung der Motormasse von der Zellenmasse

• Robustheit gegen direkten und indirekten Effekten eines Blitzschlags

• Redundanz gegenüber jedes Typs von Kurzschluß zu Zellenmasse


Michael Dopona 21



System Modes


Michael Dopona 22



Warning lamp matrix:


Michael Dopona 23


Verbrauchsvorteil:

Ursprünglich wurde im Projekt ELA eine CO2-Reduktion von ca. 20% gegenüber den besten

bisher am Markt befindlichen Flugmotoren der Light Sport Aircraft – Klasse angestrebt.

Dieser Wert konnte noch unterboten werden:


Michael Dopona 24

Gemessener Durchschnittsverbrauch im Flug:

Benchmark Motor (Rotax 912 ULS) : 17,6l/h

Einspritzmotor auf Basis der ELA Entwicklung: 12,3l/h.

30% Reduktion des Benzinverbrauchs in der Praxis


Rotax 912 iS - FH Joanneum,

Thomas Goigitzer 25

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