Диссертация (Методика формирования облика беспилотных летательных аппаратов с силовой установкой на солнечной энергии), страница 11

Максимальный диаметр гондолыопределяется диаметром двигателя (рис. 3.9). Диаметр двигателя, в свою очередь,зависит от нескольких параметров, в том числе от развиваемой им мощности.Рис. 3.9 Вариант компоновки электродвигателя в гондоле двигателяАнализ зависимости диаметра двигателя от развиваемой им максимальнойпродолжительной мощности показывает значительный разброс значений.

Однако,можно выделить ряд наиболее энергоэффективных электродвигателей (синиемаркеры на рис. 3.10). Эта категория двигателей имеет больший диаметр, но приэтом в совокупности с воздушным винтом обладает более высокими значениямиэффективности.88dЭД 120[мм]11010090807060504030050010001500200025003000WЭД3500[Вт]Рис. 3.10 Зависимость диметра электродвигателя от развиваемой иммаксимальной продолжительной мощностиНаосновеанализастатистическихданныхзависимостьдиметраэлектродвигателя от развиваемой им максимальной продолжительной мощностиможно описать следующей формулой:0.36d ЭД  6.5WЭД,где dЭД - диаметр электродвигателя;W ЭД - максимальная продолжительная мощность.Зная диаметр электродвигателя, можно определить диаметр мотогондолы,ее омываемую поверхность и аэродинамическое сопротивление.Определение коэффициента мощностиОпределив коэффициент аэродинамического сопротивления всего ЛА каксумму аэродинамических сопротивлений его составных частей, можно вычислитькоэффициент мощности (планерное качество)89с3у/ 2схв зависимости от площади иудлинения крыла (рис.

3.11), который будет использоваться при расчетепредельного веса.50Cy3/2/CxSкр  200м245Sкр  50м240353025λ201015202530354045Рис. 3.11 Коэффициент мощности ЛА в зависимости от удлинения крыла дляфиксированной площади крылаАлгоритмаэродинамического расчетапрограммно реализован в среде«Microsoft Excel». Программная реализация алгоритма позволяет вычислятьаэродинамические характеристики ЛА по заданным геометрическим параметрам.Входные параметры расчета приведены в начале раздела 3.7.РезультатомсопротивленияЛАрасчетаиявляютсякоэффициенткоэффициентмощностиаэродинамическогодлярассматриваемойгеометрической конфигурации.На рис. 3.12 показан интерфейс программы вычисления аэродинамическиххарактеристик ЛА с силовой установкой на солнечной энергии.90Рис.

3.12 Интерфейс программы вычисления аэродинамических характеристикЛА с силовой установкой на солнечной энергии3.8Определение предельного веса ЛАПриравнивая потребную мощность, необходимую для горизонтальногополета ЛА, и располагаемую электрическую мощность ЛА, получим уравнениеэнергетического баланса:Eср _ сут  S ФЭП  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 меньше илиравна мощности, получаемой и преобразованной из солнечного излучения,поэтому перепишем уравнение энергетического баланса в виде неравенства:Eср _ сут  S ФЭП  (mg)3 / 22  сxa  11 1/ 2 1.05  WПН .3/2Н  сya  Sкр СУ91Преобразовав это неравенство относительно веса ЛА и учитываясоотношение площади крыла и площади покрытия ФЭП, получим:3/ 2E  ФЭП  W ПН  S 1 / 2ср _ сут  Smg 2  с xa  1 1.05 H  с ya 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 интенсивностисолнечного излучения, КПД ФЭП, энергопотреблении полезной нагрузки,коэффициента мощности, КПД СУ.

Каждый из этих параметров имеет разнуюстепень влияния на предельный вес ЛА, поэтому рассмотрение влияния каждогоизпараметров,являетсяважнойзадачейприпроектированиивысокоэффективного ЛА.Также следует отметить, что в дальнейший расчет идут только те значенияпредельного веса (mg), при которых полученная нагрузка на крыло позволяетреализовать выбранное значение c у a при заданной скорости полета на заданнойвысоте. Добиться реализации выбранного значения коэффициента подъемнойсилы можно при помощи варьирования скорость полета.Качественная зависимость предельного взлетного веса от площади иудлинения крыла представлена на трехмерном графике (рис.

3.13). Диапазонварьируемыхзначенийплощадикрыла:варьирования удлинений крыла:   10  40 .92S  1  200,диапазонРис. 3.13 Зависимость предельного веса от площади и удлинения крыла4.8.1 Влияние отдельных параметров на предельный вес ЛАРассмотримстепеньвлияниеотдельныхпараметров,входящихвнеравенство, на значение предельного веса ЛА.С увеличением среднесуточного значения интенсивности солнечногоизлучения E ср_ сут, т.е.

с переходом от северных широт эксплуатации к южным,предельный вес ЛА растет, т.к. растет количество энергии, поступающей на ЛА(рис. 3.15). Для ЛА с площадью крыла 100 м2 увеличение среднесуточногозначения интенсивности солнечного излучения на 10 Вт/м2 позволит повыситьпредельный вес ЛА на 100 – 150 Н.935000mпредg[H]4500Eср _ сут  400Вт / м24000Eср _ сут  300Вт / м235003000Eср _ сут  200Вт / м2250020001500Eср _ сут  100Вт / м2100050002030405060708090Sкр 100[м²]Рис. 3.15 Зависимость предельного веса ЛА от площади крыла при различнойсреднесуточной интенсивности солнечного излученияУвеличение КПД ФЭП также увеличивает предельный вес ЛА, т.к. припостоянном среднем значении солнечной радиации за сутки, количество энергии,преобразуемой ФЭП, растет за счет большей их эффективности (рис.

3.16). ДляЛА с площадью крыла 100м2прирост на один процент КПД ФЭП позволитувеличить предельный вес на 100 - 150Н.3500mпредg ФЭП  25%[H]3000ФЭП  20%2500ФЭП  15%2000ФЭП  10%1500100050002030405060708090100Sкр [м²]Рис. 3.16 Зависимость предельного веса ЛА от площади крыла при различномКПД ФЭП94С ростом высоты эксплуатации растет потребность ЛА в энергии.Одновременно с этим растет и количество располагаемой энергии вследствиеуменьшения оптической массы воздуха. Расчеты показывают, что с ростом высотыпадение плотности воздуха имеет большее влияние, чем прирост интенсивностисолнечного излучения.

Предельный вес ЛА с ростом высоты уменьшается (рис. 3.17).6000gmпредH  10000 м[H]5000H  15000 мH  20000 м4000H  25000 м300020001000020304050607080Sкр 100[м²]90Рис. 3.17 Зависимость предельного веса ЛА от Sкр при различной высоте полетаУвеличение совершенства аэродинамической компоновки, т.е.

увеличение3/2коэффициента мощности Cy a увеличивает предельный вес ЛА (рис. 3.18). ИзCx aграфика видно, что для ЛА с площадью крыла 100м2 прирост коэффициентамощности на единицу увеличивает предельный вес на 100-130 Н.m6000предgCy3 / 2 a 35Cxa[H]5000302520400030002000100002030405060708090Sкр 100[м²]Рис. 3.18 Зависимость предельного веса ЛА от Sкр при различной степенисовершенства аэродинамической компоновки953.9Уравнение баланса массВследствиеособенностейЛА,использующихэнергиюсолнечногоизлучения, связанных с типом конструктивно-силовых схем, с силовойустановкой, а также с отсутствием на борту пилота, в расчете массы ЛА и егосоставных частей используются специфические модели.Как и у традиционных ЛА, масса ЛА с силовой установкой на солнечнойэнергии складывается из массы планера, системы управления и бортовогооборудования, силовой установки, аккумуляторных батарей, фотоэлектрическихпреобразователей, полезной нагрузки:m  m планера  m СУ  m оборуд  m ак _ бат  m ФЭП  m ПН,где m планера - масса планера ЛА;m- масса силовой установки, включающая электродвигатель (или двигатели)СУи воздушный винт;m оборуд- масса оборудования необходимого для обеспечения функционированияЛА (навигация, управление, связь);mак - масса устройств, аккумулирующих энергию;mФЭПmПН- масса фотоэлектрических преобразователей;- масса полезной нагрузки.Рассмотрим определение составляющих массы ЛА:МассапланераЛАМодель массы планера является наиболее сложной.

Она включает в себямодель массы крыла, фюзеляжа, оперения и взлетно-посадочных устройств (приналичии) и во многом зависит от выбранной конструктивно-силовой схемы длярассматриваемого агрегата. Помимо этого, масса многих агрегатов зависит отмассы ЛА. В этом случае в качестве взлетной массы может выступать предельнаямасса ЛА.96Масса крылаПеред формированием весовой модели крыла следует оговорить его общуюконцепцию. Конструктивно-силовая схема крыла – лонжеронная.

Нервюрыкрепятся непосредственно к лонжерону замкнутого сечения. С целью сохранениягеометрии профиля по размаху, участок передней кромки до 30% ходы покрытжесткой обшивкой, в остальной части – обшивкой из майлара. Основные силовыефакторы: изгибающий момент, крутящий момент и перерезывающая сила воспринимаются лонжероном. Нервюры через обшивку воспринимают локальнуювоздушную нагрузку и передают ее на лонжерон. Типовое сечение крылаприведено на рис. 3.19.Таким образом, масса крыла складывается из массы лонжерона, нервюр,передней и задней кромки, обшивки и ФЭП, а также технологической массы(крепеж, дополнительные фитинги, кронштейны и прочее).Рис. 3.19 Типовое сечение крылаИсходные данные для расчета массы планера:Удлинение крыла Площадь крыла Расчетная перегрузка Взлетная масса (предельная) Масса 1 м ЗК крыла Масса 1 м2 обшивки (майлар) Относительная толщина профиля Скорость полета Плотность воздуха на высоте Статический момент оперения ‐ [м] ‐ [кг] [кг/м] [кг/м2] ‐ [м/с] [кг/м3] ‐ var* var*         *Символом var отмечены параметры, варьируемые в процессе расчета97Масса лонжерона крылаМасса лонжерона крыла пропорциональна нормальным напряжениям,возникающимвпоясахлонжеронаотдействияизгибающегомомента.Разрушение лонжерона происходит, как правило, от потери устойчивостинесущей конструкции, т.к.