Диссертация (Методика формирования облика беспилотных летательных аппаратов с силовой установкой на солнечной энергии), страница 9

ЛА с интегральной аэродинамической компоновкой, позволяющейразместить большее количество ФЭП на поверхности ЛА и минимизирующейколичество дополнительных элементов, находящихся в потоке, не создающихподъемную силу, а только аэродинамическое сопротивление. Данная схема неоднозначна с точки зрения получаемого результата: с одной стороны, большая посравнению с классической аэродинамической компоновкой площадь омываемой72(смачиваемой) поверхности является причиной роста сопротивления трения. Сдругой стороны, стремление к интегральности приводит к отсутствию такназываемых «паразитных» поверхностей, создающих только аэродинамическоесопротивление, таких как фюзеляж.

Стремление к интегральности такжеприводит к увеличению хорд крыла, что сказывается на росте числа Re и, какследствие, уменьшении коэффициента сопротивления трения. Таким образом,применение интегральных схем требует отдельного детального рассмотрения.3.5 Определение концептуальных особенностей ЛАПеред описанием основных соотношений, связывающих параметры ихарактеристики ЛА, следует определить его общую концепцию: количество ирасположение двигателей, систему управления, наличие или отсутствие взлетнопосадочных устройств и др.Как было изложено выше, для ЛА принята классическая аэродинамическаясхема. Предполагается, что конструкция планера ЛА выполнена из углеродныхкомпозиционных материалов.

С целью минимизации взлетной массы ЛА неоснащен взлетно-посадочными устройствами и может совершать взлет соспециальной тележки. Посадка осуществляется по схеме, аналогичнойсхемепосадки спортивных планеров. Воздушный винт при этом складывается отнабегающего потока.Концепция системы управления рассматриваемого типа аппаратов строитсяна отсутствии органов управления и, соответственно, механизмов управления,вследствие их ограниченного ресурса. Следуя этой концепции, БЛА достаточноиметь разнесенные по оси z двигатели. В канале тангажа ЛА может управлятьсястепенью дросселирования двигателей либо иметь переставной стабилизатор свозможностью установки в несколько различных положений, соответствующихэтапам взлет, набор высоты, крейсерский полет, снижение и посадка.

В путевомканале ЛА может управляться разностью тяг двигателей. Управление в каналекрена отсутствует, стабилизация осуществляется за счет отклоненных концевых73частей крыла, образующих положительный угол V. Роль воздушных тормозов напосадке может выполняться реверсом винтов.3.6 Уравнение энергетического баланса3.6.1 Определение располагаемой электрической мощности ЛАЕдинственным источником энергии для рассматриваемого типа ЛА являетсяэнергия солнечного излучения. Следовательно, характеристики ЛА напрямуюзависят от величины солнечного излучения, которое в свою очередь зависит отгеографической широты, времени года, времени суток, высоты над уровнем моря,состояния атмосферы (наличие облачности).Как было рассмотрено выше, для получения стабильных характеристикпродолжительности полета рассматривается эксплуатационный диапазон высот от18 км до 20 км, где интенсивность солнечного излучения стабильна дляопределенной географической широты, времени года и времени суток, а уровеньветровых порывов позволяет эксплуатировать данный тип ЛА.В исходных данных на проектирование ЛА обязательно должен быть указанкалендарный период его эксплуатации.

Если необходимо, чтобы ЛА выполнялзадачи в течение всего года, то определяющим в формировании размерности ЛАбудет тот календарный день, когда значение солнечной радиации минимально.На этапе предварительного проектирования удобнее оперировать нефактическим значением интенсивности солнечного излучения в момент времени,а средним значением в течение суток Eср _ сут , показывающим величину энергии,которой может располагать ЛА.Площадь внешней поверхности ЛА, покрываемая фотоэлектрическимипреобразователями, выражается через площадь крыла.

Т.е. SФЭП  k  Sкр . В случаеесли площадь, покрываемая ФЭП, больше площади крылаk  1 , иначе -k  1 .Электрическая мощность W расп , Вт, которая в результате преобразования еефотоэлектрическими преобразователями может быть использована для создания74силы тяги для поступательного движения ЛА, а также обеспечения ЛА энергией вчасти управления и прочих потребителей, определяется следующей формулой:Wрасп  Eср _ сут  SФЭП ФЭП ,где  ФЭП - коэффициент полезного действия фотоэлектрических преобразователей,безразмернаявеличина.Зависимостькоэффициентаполезногодействияфотоэлектрических преобразователей от различных факторов представлена вглаве 2.3.6.2 Определение потребной электрической мощностиПотребная мощность для горизонтального полета ЛА может быть выраженаиз следующих формул:VГП 2mg,сya  H  Sкр(3.1)где VГП - скорость горизонтального полета ЛА, м/с;m - масса ЛА, кг;g- ускорение свободного падения, м/с2;с ya - коэффициент аэродинамической подъемной силы в скоростной системекоординат, безразмерная величина; H - плотность воздуха на высоте, кг/м3;Sкр - площадь крыла, м2,X а  с xa 2 H V ГП2 S кр ,(3.2)где X а - сила лобового сопротивления ЛА в скоростной системе координат, Н;с xa - коэффициент лобового сопротивления в скоростной системе координат,безразмерная величина.Wпотр  X a  V ГП ,(3.3)где W потр - потребная мощность, необходимая для горизонтального полета ЛА, Вт75При подстановке (3.2) в (3.3) и замене в получившемся выражении VГП на(3.1) получим:W потр  с x a 3 H V ГП2 S кр  с x a H2 S кр2 mg с y   H  S крa3После проведения соответствующих преобразований получим выражениедля определения необходимой для совершения горизонтального полета ЛА Cx 1заданной массы m и аэродинамической конфигурации  3a/ 2   1 / 2 на высоте Суa  Sкрсоответствующей плотности воздуха  Н мощности: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, чтобы определитьвеличину потребной электрической мощности, которая путем преобразования вмеханическую энергию вращения электродвигателем воздушного винта перейдетв мощность необходимую для совершения горизонтального полета ЛА,необходимо мощность, затрачиваемую на совершение горизонтального полета ЛАразделить на КПД силовой установки  СУ .Wпотр  (mg)3 / 2КПДсиловойустановки2  сxa  11 1/ 2 .3/2 Н  сya  Sкр СУопределяетсякакпроизведениеКПДеесоставляющих. Силовая установка рассматриваемого типа ЛА состоит изэлектродвигателя, регулятора оборотов, воздушного винта и электросети. СУ   ЭД   РО   ВВ   ЭСЗначения КПД составных частей силовой установки определяютсяиндивидуально в каждом рассматриваемом проекте.

При подстановке в уравнениеКПД следует учитывать режим работы каждой составной части.76В уравнение потребной мощности также должна входить мощность,затрачиваемая различным электрооборудованием на обеспечение полета (как то:навигационное оборудование, вычислители, устройства связи, привод отклоненияпереставного стабилизатора и др.).

Часть перечисленных устройств, таких как,например, привод отклонения переставного стабилизатора, зависит от измененияразмерности ЛА, а часть, например навигационное оборудование, не зависит отмассы ЛА. Так как на начальном этапе проектирования не известна электрическаямощность, затрачиваемая на энергетическое обеспечение полета, зададимся, чтоона составляет 5 процентов от мощности, затрачиваемой на создание силы тягидля поступательного движения. На последующих этапах проектирования, когдабудет определен поблочный состав оборудования, это значение будет уточнено.Таким образом, выражение потребной мощности примет вид:Wпотр  (mg) 3 / 22  с xa  11 1/ 2 1.05.3/2 Н  с ya  S кр СУЭлектрическая мощность, потребляемаяполезной 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, ВтВеличинас xaс ya3/ 2является неизвестной.

Для ее определения необходимопровести расчет аэродинамических характеристик ЛА.773.7 Определение аэродинамических характеристик ЛАКоэффициент аэродинамического сопротивления ЛА определяется каксумма коэффициентов сопротивления всех его составных частей:nсxa   сxai ,i 1гдесxai - коэффициент сопротивления i-ойсоставной части ЛА.В наиболее общем виде к этим составным частям ЛА относятся: фюзеляжили несколько фюзеляжей, крыло, хвостовое оперение, обтекатели выступающихагрегатов и дополнительные панели с ФЭП (при наличии).