Диссертация (Методика формирования облика беспилотных летательных аппаратов с силовой установкой на солнечной энергии), страница 12

критические напряжения разрушения поясов превышают Bкр. Учесть критические напряжения на начальных этапах проектадостаточно сложно, вследствие отсутствия реальной проработки конструкции. Вэтой связи необходима весовая модель, учитывающая основные факторы откоторых зависит масса лонжерона.По предварительной верификации весовых моделей в вышеприведенныхработах, наиболее достоверной является модель, приведенная в работе [39].m лонж  0.06814  ( 0 . 011  )0 .9 (1  0 .

008   ) m пред0 . 45(n yр3)0 . 2 n yрМасса передней кромки крылаК передней кромке крыла относится часть жесткой обшивки, покрывающаяносовую часть крыла, необходимая для сохранения теоретического контурапрофиля. Масса передней кромки крыла определяется по формуле:m пкк 33.6  0.161    0 .5SМасса задней кромки крылаЗадняя кромка крыла служит для обрамления контура крыла, а также длясвязи между собой нервюр.

Масса задней кромки крыла определяется поформуле:m зкк  k зкк  l ,где l - размах крыла;98k зкк - масса участка передней кромки на единицу длины.Масса обшивкиС целью минимизации массы ЛА, на рассматриваемом типе аппаратовприменяют в основном обшивку из майлара. Масса обшивки определяется поформуле:m обш  k обш  ( 2 S  0 . 5 c l ) ,где k обш - масса обшивки на единицу площади;c - относительная толщина профиляМасса нервюрМасса нервюр определяется по следующей формуле:m нерв  0 . 926 S 0 .6  (1  с ) 0 .6Данная формула корректна только для крыла без сужения. Для крыла ссужением масса нервюр вычисляется по следующей формуле:m нерв  0 .

833 S 0 .6  (1  с ) 0 .6Масса крыла вычисляется по формуле:m кр  m лонж  m пкк  m зкк  m обш  m нервМасса фюзеляжаФюзеляжрассматриваемоготипаЛАможетбытьвыполненпоконструктивно-силовой схеме типа монокок. Масса фюзеляжа для данного типаконструктивно-силовой схемы определяется по формуле:mфжа 0.0049 mпред  nyрS990.8 q  S 0.9Масса оперенияКонструкция горизонтального и вертикального оперения идентичны,поэтому масса хвостового оперения в целом определяется количеством - Nповерхностей: mпред  n yр mоп  1.8 N  105гдеN-0 ,870 , 72 АГО,количество поверхностей оперения;А ГО - статический момент горизонтального оперения300mпланера[кг]  40250  30  20  1020015010050030507090110130150170190S210Рис. 3.20 Зависимость массы планера от площади и удлинения крылаМассасиловойустановкиМасса 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, когда требуетсяпонизить или повысить обороты электродвигателя с целью приведения режимаработы воздушного винта к оптимальным на заданном высотно-скоростном100режиме,современныепроизводителипредлагаютизменениенамоткиэлектродвигателя для получения нужных параметров на выходном валу безприменения редуктора.Массасиловойустановкиопределяетсяразвиваемоймеханическоймощностью.

Потребная механическая мощность силовой установки определяетсярядом условий:a. обеспечение набора высоты с заданным градиентом;b. обеспечение разбега с заданной длины ВПП;c. обеспечение заданной скорости полета на высоте;d. полет с одним отказавшим двигателем;e. крейсерский экономичный полет.В качестве расчетной механической мощности силовой установки принимаетсянаибольшее из этих условий. Далее рассматриваются только условия: «a» и «с».Условие «е» рассматривается на более поздних этапах проектирования,когдаизвестныточныехарактеристикидвигателя.Условие«d»нерассматривается, вследствие невозможности осуществления полета с однимотказавшим двигателем при предлагаемой концепции системы управления.Условие «b» требует отдельного рассмотрения для каждой проектируемойразмерности ЛА.

В случае относительно малых размерностей может быть выбранзапуск с рук как у БЛА «Zephyr». В случае относительно больших размерностейвзлетЛАможетосуществлятьсясВПП,например,соспециальнойвспомогательной тележки с электроприводом, которая остается на ВПП.Анализируя массу современной электрической силовой установки взависимости от максимальной развиваемой мощности, можно заметить, что этазависимость близка к линейной (рис. 3.21) и существует коэффициент,связывающий массу СУ с развиваемой максимальной мощностью:m СУ  k 1  W СУ ,где k1 - коэффициент, связывающий массу электрической силовой установки смаксимальной мощностью.

Для современных СУ этот коэффициент равен 0,0005 кг/Вт.101W СУ - максимальная мощность, развиваемая силовой установкойmСУ [кг]0.50.450.40.350.30.250.20.150.10.0500200400600800100012001400W СУ [ Вт ]Рис. 3.21 Зависимость массы СУ от развиваемой максимальной мощности.Вследствие того, что на начальном этапе проектирования неизвестнанеобходимая максимальная мощность СУ, т.к. неизвестна фактическая масса ЛА,используем для расчетов предельную массу ЛА.На рис. 3.22 приведен график распределения мощности электрической СУпо оборотам.160Мощн [Вт]14012010080604020002004006008001000ω [рад./с]1200Рис.

3.22 Зависимость мощности электрической СУ от оборотовОпределяющим в выборе потребной максимальной мощности СУ являетсярежим набора высоты. Набор высоты может осуществляться с разными102градиентами. Рассмотрим траектории набора с углами   5  ,   10  ,   15 рис. 3.23.

В случае с углом наклона траектории 5о силовая установка потребляетменьше мощности, чем на траектории с углом наклона 15о, однако ЛАпреодолевает больший путь до достижения высоты 18км. Выбор оптимальнойтраектории полета ЛА, использующего энергию солнечного излучения, подробнорассмотрен в работе [79].Рис. 3.23 Расстояния, преодолеваемые ЛА в процессе набора высоты с разными градиентамиПотребная для горизонтального полета мощность WГП определяется поформуле:W ГП mgV ГП,Kгде mg - вес ЛА, НVГП - скорость горизонтального полета, м/сK - аэродинамическое качество, безразмерная величинаПотребная мощность для режима набора высоты WНВ определяется по формуле: cos W НВ  mg  sin  V НВ , Kгде VНВ - скорость набора высоты, м/с103Потребная мощность электрической СУ при этом:W СУ cos mg  sin   V НВKВВ,ВВ - КПД воздушного винта на рассматриваемом высотно-скоростномгдережиме.Таким образом, масса силовой установки определяется формулой:m СУ  k 1  W ЭД cos  sin  V НВmg  K k1 ВВМассаоборудованияиуправленияМасса оборудования и управления включает в себя массу электронныхкомпонентов, отвечающих за систему управления и функционирования ЛА,исполнительных механизмов, обеспечивающих непосредственное отклонениеорганов управления (при наличии), датчиков системы измерения высотноскоростных параметров, электрических кабелей.Из вышеперечисленных составляющих веса оборудования и управлениячасть их зависит от изменения размерности ЛА, а часть остается постоянной.Очевидно, что вес исполнительных механизмов будет расти пропорциональноросту размерности ЛА вследствие пропорционального роста шарнирныхмоментоворгановуправления.Тажетенденциянаблюдаетсяувесаэлектрических кабелей.

Рост размерности ЛА приведет к увеличению длинысвязей и увеличению поперечных сечений электрических кабелей. Сами жеэлектрические блоки, отвечающие за систему управления, и датчики определениявысотно–скоростных параметров не изменяют своего веса при росте размерностиЛА.104Проведенный анализ показывает, что для предварительной оценки наначальных этапах проектирования можно принять mоборуд  (0.03...0.05)m, еслинеизвестна масса фактического оборудования.Массаустройств,аккумулирующихэнергиюК устройствам, аккумулирующим энергию, относятся аккумуляторныебатареи на основе различных химических элементов, топливные элементы,суперконденсаторы(ионисторы)ипрочиеустройствасоспособностьюнакопления, хранения и отдачи электрической энергии.Главной характеристикой такого устройства с точки зрения его массыявляется удельная энергоемкость С уд , Дж/кг.

Эта величина показывает, какоеколичество энергии может запасать в себе аккумулирующее устройство массой 1кг.Несмотрянаотносительномалуюудельнуюэнергоемкость,аккумуляторные батареи способны содержать в себе энергию, достаточную длядлительного полета ЛА, использующего энергию солнечного излучения.Рассмотрим структуру массы устройств аккумулирования энергии на примеренаиболее перспективных аккумуляторных батарей на основе лития и серы LiS.Масса аккумуляторных батарей m АКБ включает в себя массу всех элементоваккумуляторной батареи, в которых аккумулируется энергия в течение световогодня, для использования ее в период ночного полета.

Очевидно, что массааккумуляторной батареи будет зависеть от количества запасаемой энергии.Количество запасаемой энергии определяется рядом условий:a. обеспечение полета в ночное время суток на заданной высоте и сзаданной скоростью с учетом работы полезной нагрузки;b. обеспечение набора высоты и выхода на крейсерский участок полета.В качестве расчетной емкости аккумуляторной батареи принимаетсянаибольшее значение из рассмотренных условий.105Длявыполнениятребованийусловия«а»необходимоопределитьэлектрическую мощность, потребляемую электродвигателем ЛА для обеспечениягоризонтального полета.Т.к. потребная мощность для обеспечения горизонтального полета ЛАзависит от фактического веса ЛА, который является искомой величиной,используем для расчетов предельный вес ЛА.Таким образом, потребная емкость аккумуляторной батареи, Дж:С АКБmgVГПtнKразр СУ АКБ ,где tн - время ночного полета, с.СУ - КПД силовой установки определяется как произведение КПД еесоставляющих.