Диссертация (Методика формирования облика беспилотных летательных аппаратов с силовой установкой на солнечной энергии), страница 13

Силовая установка рассматриваемого типа ЛА состоит изэлектродвигателя, регулятора оборотов, воздушного винта и электросети;разр АКБ- КПД разряда аккумуляторной батареи.Зная количество энергии, необходимое для полета в темное время суток иудельную энергоемкость выбранного типа аккумуляторных батарей, можноопределить их массу:mАКБ С АКБС удmgVГП tнKразр ,С уд  СУ АКБПри работе полезной нагрузки в ночное время суток в формулу такжевключается энергопотребление полезной нагрузки:mАКБДлявыполнения mgVWПН 1  K  tн ,разрразрС уд  СУ АКБ АКБтребованийусловия«b»необходимоопределитьэлектрическую мощность, потребляемую электродвигателем ЛА для обеспечениянабора высоты:106W СУэл cos mg  sin   V НВ Kразр СУ АКБМасса аккумуляторных батарей определяется по формуле:mАКБ С АКБС уд  cos mg sin  VНВ 1   Kt ,разр НВС удСУ АКБгде t НВ - время, затрачиваемое на набор высоты, определяется по формуле:t НВ HVНВ  sin При компоновке аккумуляторных батарей целесообразно размещать их, какнаиболее тяжелые элементы, в крыле, тем самым снизить максимальное значениеизгибающего момента в плоскости симметрии ЛА.МассафотоэлектрическихпреобразователейМасса фотоэлектрических преобразователейm ФЭПопределяется каксуммарная масса всех ячеек ФЭП, которые покрывают внешние элементы ЛА.Массу ФЭП, покрывающих внешнюю поверхность ЛА, с высокой точностьюможно определить через массу одного квадратного метра рассматриваемого типаФЭП с учетом их крепления:m ФЭП  k 2 S,где k 2 - масса одного квадратного метра ФЭП с учетом крепления их кэлементам планера самолета, кг/м2Коэффициент k 2 , так же как и КПД ФЭП, меняется в зависимости от типаФЭП.107Зависимость фактического взлетного веса от площади и удлинениякрылаКачественная зависимость фактического взлетного веса от площади иудлинения крыла представлена на трехмерном графике (рис.

3.24). Диапазонварьируемыхзначенийплощадикрыла:S  1  200,диапазонварьирования удлинений крыла:   10  40 .Рис. 3.24 Зависимость фактического веса от площади и удлинения крыла3.10 Ограничения при выборе проектных параметровСуществует ряд ограничений, накладываемых на высоту, скорость полета,маневрирование ЛА и другие. Основным ограничением при выборе проектныхпараметров для рассматриваемого типа аппаратов является ограничение попредельно-допустимой перегрузке в неспокойной атмосфере.В соответствии с ФАП, значение максимальной эксплуатационнойперегрузки (по направлению связанной оси OY) в центре тяжести самолетаопределяется по следующей формуле:n yЭ_ max  n yЭ_ ГП  n yЭ ,108где nyЭ_ ГП - нормальная перегрузка горизонтального полета (разрешаетсяприближенно принимать nyЭ_ ГП 1, а nyЭ находится по формуле[21]: n yЭ  0 . 5 Cy a H VWmg / S,(4.1)где  H - плотность воздуха на высотеW - эффективная скорость порыва определяется по формуле [21]:W  (12  15)VmaxV,где V - текущая скорость ЛАV max- максимальная скорость ЛАФормула 4.1 существует в предположении воздействия на самолет резкоограниченного порыва.

Фактически скорость порыв возрастает постепенно.Вследствие этого перегрузка самолета получается меньше, чем в случае действиярезко ограниченного порыва, имеющего такую же максимальную скорость W.Максимальная эксплуатационная перегрузка при воздействии на самолет плавнонарастающего порыва [21]: n yЭ  0 . 5 Cy a H VWmg / SkКоэффициент k всегда меньше единицы. Для порыва, скорость которого научастке h меняется по линейному закону до скорости W и далее остаетсяпостоянной, коэффициентk1 e,Cya   H  g  h,2 p0где h принимается равным 30м,p0Суа- удельная нагрузка на крыло- производная коэффициента подъемной силы по углу атаки,определяется по следующей формуле [7]:109Суа_ прСуа 1 Суа_ пр / Таким образом, формула для определения максимальной эксплуатационнойперегрузки примет вид:n yЭ _ max  1  0 .5 kc  yW  Vp0Полученные оптимальные значения массы ЛА, площади и удлинения крыласледует проверить на соответствие заложенной в ТЗ и получаемой при полете внеспокойной атмосфере эксплуатационной перегрузке.Изложенныевышеусловияиограниченияположенывосновуразработанного алгоритма определения проектных параметров.3.11 Определение взлетного веса ЛА и основных параметров несущихповерхностейДля определения основных проектных параметров ЛА, использующегоэнергию солнечного излучения, необходимо сформировать типовой профильполета.

Типовой профиль полета для рассматриваемого типа ЛА состоит из 7основных этапов: 1 – разбег и отрыв, 2 – набор высоты, 3 – выход на целевуюпозицию, 4 – крейсерский полет, 5 – уход с целевой позиции, 6 – снижение, 7 –посадка (рис. 3.25).Рис. 3.25 Типовой профиль полета110Каждый из определяемых параметров должен удовлетворять требованиямвсех этапов полета ЛА.Для определения взлетного веса ЛА имеем два уравнения. Одно из них - этоуравнение для определения предельного взлетного веса, полученное из уравненияэнергетического баланса: E ср _ сут  S 3 / 2  ФЭП  W ПН  S 1 / 2m пред g  2  Cx a  11.05  3 / 2  CyaH  СУ2/3,Второе уравнение для определения фактического взлетного веса ЛА каксумма весов его составляющих (уравнение весового баланса):mg  m планера g  mСУ g  m оборуд g  m ак _ бат g  mФЭП g  m ПН gПриравняв их друг к другу, можно получить область существованиялетательных аппаратов в координатах mg , S .

Там, где фактическое значениеmg ниже предельного, ЛА будет выполнять требования технического задания.mg [ H ]m фактическо е gm предельное gS[ м 2 ]Рис. 3.26 Зависимость фактического и предельного веса ЛА от площади крылаПервая точка пересечения фактического и предельного веса (рис. 3.26) дастнам ЛА минимального веса и минимальной площади крыла.

При изменении111значения удлинения крыла эта точка будет менять свое положение, соответствуяуже другим значениям веса ЛА и площади крыла. Таким образом, можно такжеопределить оптимальное удлинение крыла под заданные технические требования.Заштрихованная часть графика показывает область возможных вариантов ЛА.Разница в значении предельного и фактического веса показывает максимальноезначение возимой полезной нагрузки.Результатпроектированияможноотображатьввидезависимостипредельного и фактического веса ЛА от удлинения крыла для различныхзначений площадей (рис. 3.27)Анализируя зависимость фактического веса ЛА от удлинения, можнозаметить, что рост веса имеет умеренную интенсивность с ростом удлинения, чтосвязано, в первую очередь, с тем, что рост удлинения приводит к уменьшениюаэродинамического сопротивления и, как следствие, к уменьшению потребнойдля полета мощности, что, в свою очередь, сказывается на снижении весааккумуляторных батарей.

Т.е. с ростом удлинения растет вес планера, а весустройств аккумулирования энергии уменьшается.На этом графике также можно нанести ограничение по минимальному весуЛА заданной площади из условия полета в неспокойной атмосфере. Такимобразом, три кривые (фактического взлетного веса, предельного взлетного веса иограничение минимально возможного взлетного веса из условия полета внеспокойной атмосфере) определяют область существования ЛА.Нижний график (рис. 3.27)показывает максимальный вес полезнойнагрузки в зависимости от площади и удлинения крыла. Максимальные значениявеса полезной нагрузки – разность между предельным и фактическим взлетнымвесом.112Проектируемый ЛАПроектируемый ЛАРис.

3.27 Фактический и предельный вес ЛА от площади крыла (верхний график),максимальный вес полезной нагрузки в зависимости от площади и удлинениякрыла (нижний график)113ГЛАВА 4 ОЦЕНКА УРОВНЯ ДОСТИЖИМЫХ ХАРАКТЕРИСТИК БЛА ССИЛОВОЙУСТАНОВКОЙНАСОЛНЕЧНОЙЭНЕРГИИ.АНАЛИЗВОЗМОЖНОСТИ ИХ ПРИМЕНЕНИЯ ДЛЯ РЕШЕНИЯ АКТУАЛЬНЫХНАРОДНО-ХОЗЯЙСТВЕННЫХ ЗАДАЧ4.1 Оценка уровня достижимых характеристик БЛА с силовойустановкой на солнечной энергииЦельюнастоящегоразделаявляетсяопределениевозможностиосуществления длительных полетов рассматриваемого типа БЛА в различныхклиматических поясах, оценка достигаемых значений грузоподъемности, а такжесоответствующих этим значениям весовых и геометрических размерностей.4.1.1 Исходные данные для проведения расчетаРассмотрение достижимого уровня характеристик БЛА, использующегоэнергию солнечного излучения, необходимо начать с формирования исходныхданных.

Вследствие того, что из всех исходных данных наибольшее влияние наразмерность и, как следствие, характеристики БЛА оказывают пространственновременные координаты района функционирования ЛА, имеет смысл рассмотретьноменклатуру БЛА, спроектированных для полета в разных широтах.Выделим несколько ключевых регионов от северного полюса до экватора ссоответствующими им осредненными по месяцам значениями интенсивностисолнечного излучения (таблица 4.1, 4.2).Для простоты весового и аэродинамического масштабирования за базовыйЛА примем аппарат, выполненный по классической аэродинамической схеме спрямым крылом и Т-образным оперением (рис.