Автореферат (Методика формирования облика беспилотных летательных аппаратов с силовой установкой на солнечной энергии), страница 2

Описаны структурно-функциональные элементыЛА. Показаны факторы, влияющие на количество получаемой энергии.Изложены основные проблемы создания эффективного ЛА и приведены7возможныенаправленияихрешения.Проведеносравнениеосновныхпроектных параметров БЛА на солнечной энергии с традиционными.Также во второй главе приведена адаптированная для упрощенногоинженерного расчета методика определения пространственно-временных иэнергетических характеристик Солнца. Продемонстрирована высокая степеньее сходимости с экспериментальными и расчетными данными, приведенными вдругих работах. Результаты расчета по предложенной методике представленына рис. 1.1200I0 [Вт/м2]ВысотаКаленд. дата 10000 км 21.06. 80090°60075°40060°45°30°15°2000°00246810121416182022τ 24[ч]Рис.

1 Расчетные значения суточного распределения прямой солнечнойрадиации по широтам для дня летнего солнцестоянияВ третьей главе выведены основные связи между параметрами ихарактеристиками БЛА с силовой установкой на солнечной энергии.

ДлярассматриваемоготипаБЛАразработаныуравнениявесовогоиэнергетического баланса. Разработаны новые весовые модели отдельныхагрегатов и систем. Разработано научно-методическое обеспечение длярешения задач формирования облика ЛА.Задачапроектированияизлучения, как и любогополета,сводитсякЛА,ЛА,использующегоэнергиюсолнечногореализующего аэродинамический принципопределениюпроектныхпараметров,которыехарактеризуют любой проектируемый самолет как летательный аппараттяжелее воздуха, способный летать в определенном диапазоне высот искоростей, совершать маневры, взлетать и садиться на аэродромы заданного8класса.

Основные из этих соотношений: уравнение весового баланса, уравнениегравитационного баланса, уравнение энергетического баланса и уравнениеустойчивости и балансировки ЛА.Вместе с тем, проектирование таких ЛА имеет ряд особенностей,связанных с типом силовой установки. Крыло подобных аппаратов служит нетолько для создания подъемной силы, чем определяется его площадь, но и дляразмещения на его поверхности ФЭП, определяющих количество энергии,получаемоелетательнымаппаратом.Вследствиеэтихособенностейвышеупомянутые уравнения в традиционном виде не применимы для решениязадачи проектирования рассматриваемого типа ЛА и требуют изменения.

Нарис. 2 представлена структурная схема алгоритма формирования облика БЛА.Рис. 2 Структурная схема алгоритма формирования облика БЛА9Техническое заданиеВ ТЗ на проектирование рассматриваемого типа ЛА должны бытьсформулированы следующие основные требования:1. ‫ ܨ‬- широта района полетов;2. ‫ ܦ‬- календарный день эксплуатации (или календарный период);3. m ПН - масса полезной нагрузки;4. WПН - энергопотребление полезной нагрузки (циклограмма работыполезной нагрузки);5. Н - высота полета (или диапазон высот).Выбор схемы летательного аппаратаВыбор схемы ЛА из всех остальных этапов проектирования внаименьшей степени поддается формализации. Существует широкаяноменклатура вариантов схем ЛА. В данной работе не проводится анализвыбора наиболее целесообразной схемы для рассматриваемого типа ЛА.Комплексному рассмотрению данного вопроса может быть посвященаотдельнаяработа.Постатистикенаиболеепредпочтительнойаэродинамической схемой для рассматриваемого типа ЛА являетсяклассическая аэродинамическая схема.Рис.

3 Принятая аэродинамическая схема ЛА10Определение аэродинамических характеристик ЛАВеличина коэффициента аэродинамической подъемной силы крыласya впервом приближении для крыла большого удлинения может быть принята равнойзначению коэффициента аэродинамической подъемной силы для выбранногопрофиля, соответствующее c уК max . При более детальной проработке следуетaуделить особое внимание проектированию профиля. Для рассматриваемого типаЛА необходим профиль крыла, реализующий максимально возможные значениякоэффициента мощностис3у/ 2схпри заданном числе Re.Cy³'² /Cx70Eppler E374 (B)60Eppler E387Selig S4083 (B)Selig S4083 (A)50Selig S7012 (B)Selig S8025Selig S7075 (A)40Selig S5010Selig S1223Drela AG1230201050000Re 100000150000200000250000300000Рис.

4 Зависимость коэффициента мощности от числа Re для разныхаэродинамических профилей11Коэффициент аэродинамического сопротивления ЛА определяется каксумма коэффициентов сопротивления всех его составных частей:nсxa   сxai ,i 1гдесxai - коэффициент аэродинамического сопротивления i-ой составной частиЛА.Определение располагаемой электрической мощности ЛАЕдинственным источником энергии для рассматриваемого типа ЛАявляется энергия солнечного излучения. Следовательно, характеристики ЛАнапрямую зависят от величины солнечного излучения, которое в свою очередьзависит от географической широты, времени года, времени суток, высоты надуровнем моря, состояния атмосферы (наличие облачности).На этапе предварительного проектирования удобнее оперировать нефактическим значением интенсивности солнечного излучения в моментвремени, а средним значением Eср _ сут , показывающим величину энергии,которой может располагать ЛА.Площадь внешней поверхности ЛА, покрываемая фотоэлектрическимипреобразователями, выражается через площадь крыла.

Т.е.SФЭП  k  Sкр .Электрическая мощность W расп , Вт, которая в результате преобразования еефотоэлектрическимипреобразователямиможетбытьиспользованадлясоздания силы тяги для поступательного движения ЛА, а также обеспеченияЛА энергией в части управления и прочих потребителей, определяетсяследующей формулой:Wрасп  Eср _ сут  SФЭП ФЭП ,где ФЭП -коэффициентполезногопреобразователей, безразмерная величина.12действияфотоэлектрическихОпределение потребной электрической мощностиПотребная мощность для горизонтального полета ЛА может бытьопределена по следующей формуле:Wпотр  (mg)3/ 2 сx  1  3a / 2   1/ 2 . Н  с y a  Sкр2Необходимо также учесть, что вышеприведенная потребная мощность этовеличина, развиваемая силовой установкой ЛА.

Таким образом, чтобыопределить величину потребной электрической мощности, которая путемпреобразованиявмеханическуюэнергиювращенияэлектродвигателемвоздушного винта перейдет в мощность необходимую для совершениягоризонтального полета ЛА, необходимо мощность, затрачиваемую насовершениегоризонтальногополетаЛАразделитьнаКПДсиловойустановки  СУ .Wпотр  (mg)3 / 22  сxa  11 1/ 2 .3/ 2 Н  сya  Sкр СУКПД силовой установки определяется как произведение КПД еесоставляющих.

Силовая установка рассматриваемого типа ЛА состоит изэлектродвигателя, регулятора оборотов, воздушного винта и электросети. СУ   РО   ЭД   ВВ   ЭСВ уравнение потребной мощности также должна входить мощность,затрачиваемая различным электрооборудованием на обеспечение полета (както: навигационное оборудование, вычислители, устройства связи, приводотклонения переставного стабилизатора и др.).

Часть перечисленных устройств,таких как, например, привод отклонения переставного стабилизатора, зависитот изменения размерности ЛА, а часть, например навигационное оборудование,не зависит от массы ЛА. Так как на начальном этапе проектирования неизвестнаэлектрическаямощность,затрачиваемаянаэнергетическоеобеспечение полета, зададимся, что она составляет 5 процентов от мощности,затрачиваемой на создание силы тяги для поступательного движения. На13последующих этапах проектирования, когда будет определен поблочный составоборудования, это значение будет уточнено.

Таким образом, выражениепотребной мощности примет вид:Wпотр  (mg) 3 / 22  с xa  11 1/ 2 1.05.3/2 Н  с ya  S кр СУЭлектрическая мощность, потребляемая полезной нагрузкой, можетсоставлять значительную часть от общего энергопотребления. Эта величинадолжна быть задана в исходных данных на проектирование.

Тем самымвыражение для определения потребной мощности примет следующий вид:Wпотр  (mg) 3 / 22  с xa  11 1/ 2 1.05 WПН ,3/2 Н  с ya  S кр СУгде WПН - электрическая мощность, потребляемая полезной нагрузкой, ВтОпределение предельного веса ЛАПриравнивая потребную мощность необходимую для горизонтальногополета ЛА и располагаемую электрическую мощность ЛА, получим уравнениеэнергетического баланса:Eср _ сут  SФЭП ФЭП  (mg) 3 / 22  с xa  11 1/ 2 1.05  WПН .3/2 Н  с ya  S кр СУМощность, затрачиваемая на поддержание полета, должна быть меньшеили равна мощности, получаемой и преобразованной из солнечного излучения,поэтому, уравнение энергетического баланса следует представить в виденеравенства.Преобразовав это неравенство относительно веса ЛА и учитываясоотношение площади крыла и площади покрытия ФЭП, получим:143/ 2E  ФЭП  W ПН  S 1 / 2ср _ сут  Smg 2  с xa  1 1.05 H  с y a 3 / 2   СУ2/3.Физический смысл этого неравенства заключается в том, что онопоказывает предельное значение веса ЛА, при котором ЛА еще способенсовершать горизонтальный полет в течение суток на заданной высоте призаданных в правой части неравенства значениях среднесуточной солнечнойрадиации, КПД ФЭП, энергопотреблении полезной нагрузки, коэффициентамощности, КПД СУ.

Каждый из этих параметров имеет разную степеньвлияния на предельный вес ЛА, поэтому рассмотрение влияния каждого изпараметров,являетсяважнойзадачейприпроектированиивысокоэффективного ЛА.Уравнение баланса массКак и у традиционных ЛА, масса ЛА с силовой установкой на солнечнойэнергии складывается из массы планера, системы управления и бортовогооборудования,силовойустановки,аккумуляторныхбатарей,фотоэлектрических преобразователей, полезной нагрузки:m  m планера  m СУ  m оборуд  m ак _ бат  m ФЭП  m ПН,где m планера - масса планера ЛА, кг;m СУ- масса силовой установки, включающая электродвигатель (илидвигатели) и воздушный винт;m оборуд-массаоборудованиянеобходимогофункционирования ЛА (навигация, управление, связь);mак- масса устройств, аккумулирующих энергию;m ФЭП- масса фотоэлектрических преобразователей;m ПН - масса полезной нагрузки.15дляобеспеченияРассмотрим каждую из составных частей в отдельности:Весовая модель планера является наиболее сложной. Она включает в себявесовую модель крыла, фюзеляжа, оперения и взлетно-посадочных устройств(при наличии) и во многом зависит от выбранной конструктивно-силовойсхемы для рассматриваемого агрегата.

Помимо этого масса многих агрегатовзависит от массы ЛА. В этом случае в качестве взлетной массы можетвыступать предельная масса ЛА.Масса силовой установки включает в себя массу электродвигателей,регуляторов оборотов и воздушных винтов. При определении массы силовойустановки масса редуктора не включается в расчет, т.к. в случаях, когдатребуется понизить или повысить обороты электродвигателя с цельюприведения режима работы воздушного винта к оптимальным на заданномвысотно-скоростномрежиме,современныепроизводителипредлагаютизменение намотки электродвигателя для получения нужных параметров навыходном валу без применения редуктора.Масса силовой установки определяется развиваемой механическоймощностью и имеет практически линейную зависимость от нее:m ЭД  k 1  W ЭДПотребная механическая мощность силовой установки определяетсярядом условий:a.