Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1 Анализ современного состояния и перспектив развития самолетов, использующих солнечную энергию для поддержания и энергетического обеспечения полета 15
1.1 История развития самолетов, использующих солнечную энергию 15
1.2 Современное состояние и перспективы развития самолетов, использующих солнечную энергию для поддержания и энергетического обеспечения полета 19
1.3 Анализ существующих работ по проблемам проектирования летательных аппаратов, использующих энергию солнечного излучения 27
1.4 Постановка цели и задач работы 28
ГЛАВА 2 Проблемы создания летательных аппаратов, использующих энергию солнечного излучения, и возможные пути их решения 30
2.1 Физические основы преобразования солнечной энергии в поступательное движение ЛА и их влияние на формирование облика и выбор параметров 30
2.2 Анализ проблем создания эффективного ЛА, использующего энергию солнечного излучения, и возможные пути их решения 36
2.3 Сравнение основных проектных параметров БЛА на солнечной энергии с традиционными 43
ГЛАВА 3 Особенности методики формирования облика летательного аппарата, использующего энергию солнечного излучения 46
3.1 Возможные схемы летательных аппаратом на солнечной энергии их особенности 46
3.2 Основные связи между параметрами и характеристиками ЛА, использующего энергию солнечного излучения 49
3.2.1 Уравнение энергетического баланса 50
3.2.2 Уравнение весового баланса 62
3.2.3 Ограничения при выборе проектных параметров 74
3.3 Алгоритм определения основных проектных параметров 75
3.3.1 Техническое задание 76
3.3.2 Исходные данные для проектирования 77
3.3.3 Определение основных проектных параметров 78
3.3.4 Верификация методики 82
ГЛАВА 4 Анализ применения бла, использующих энергию солнечного излучения, для решения актуальных народно хозяйственных задач 89
4.1 Патрулирование южных границ РФ 89
4.2 Дистанционное зондирование Земли 90
ГЛАВА 5 Оценка потенциальных возможностей и перспектив развития бла на солнечной энергии 99
5.1 Оценка достижимых характеристик при современном уровне техники 99
5.1.1 Определение возможности круглогодичной эксплуатации БЛА 103
5.1.2 Определение возможности сезонной эксплуатации БЛА 117
5.2 Перспективные возможности 118
Анализ результатов и выводы 124
Список литературы
- Современное состояние и перспективы развития самолетов, использующих солнечную энергию для поддержания и энергетического обеспечения полета
- Анализ проблем создания эффективного ЛА, использующего энергию солнечного излучения, и возможные пути их решения
- Ограничения при выборе проектных параметров
- Дистанционное зондирование Земли
Современное состояние и перспективы развития самолетов, использующих солнечную энергию для поддержания и энергетического обеспечения полета
Автором настоящей работы предпринята попытка проанализировать и обобщить накопленный опыт проектирования ЛА, использующих энергию солнечного излучения, разработать комплексную методику определения основных проектных параметров ЛА, и на ее основе провести анализ перспектив развития и использования таких ЛА.
Таким образом, целью работы является разработка научно-методического обеспечения (алгоритма, моделей) для решения задач формирования облика ЛА, использующих энергию солнечного излучения, оценки их потенциальных возможностей при существующих и перспективных технологиях. Для достижения поставленной цели в диссертационной работе необходимо решить следующие задачи:
Рассмотрение вопросов проектирования целесообразно начать с изучения физических основ преобразования солнечной энергии в поступательное движение ЛА, их влияния на формирование облика и выбор параметров ЛА, анализа проблем создания ЛА, использующих энергию солнечного излучения.
Для проектирования высокоэффективных ЛА, использующих солнечную энергию, необходимо иметь представление о работе ФЭП в различных условиях.
Преобразование энергии в ФЭП основано на фотоэлектрическом эффекте, который возникает в неоднородных полупроводниковых структурах при воздействии на них солнечного излучения [49].
Полупроводниковый фотоэлектрический преобразователь – это устройство, в котором осуществляется прямое преобразование энергии солнечного излучения в электрическую энергию. Принцип работы ФЭП основан на взаимодействии солнечного света с кристаллом полупроводника, в процессе которого фотоны освобождают в кристалле электроны – носители электрического заряда. Специально созданные под действием так называемого p–n-перехода области с сильным электрическим полем улавливают освободившиеся электроны и разделяют их таким образом, что в цепи нагрузки возникает ток и соответственно электрическая мощность [54].
В результате между электродами установится разность потенциалов Uф, которая по существу представляет собой фото - ЭДС. Если в цепь ФЭП включить внешнюю электрическую нагрузку, то в ней потечет электрический ток. Вольт-амперная и вольт-мощностная характеристики ФЭП представлены на рис. 2.1, из которого очевидно, что для снятия с ФЭП максимальной электрической мощности необходимо обеспечить его работу в достаточно узком диапазоне выходных напряжений (0,35 – 0,45 В) [54].
Солнечная радиация (количество падающего на освещаемую поверхность солнечного излучения) – величина, зависимая от географической широты, времени года, времени суток и погодных условий.
На карте России (рис. 2.2) показано распределение среднегодового количества солнечной радиации приходящейся на один квадратный метр горизонтальной поверхности (измерения проводились в период с 1991 по 1993г. в течение 24ч. с учетом облачности). W W ТМ JL4J"
КПД ФЭП будет максимальным при перпендикулярном падении солнечных лучей на их поверхность. В большинстве случаев (даже когда солнце находится в зените) солнечные лучи падают на поверхность ЛА под углом. Это связано с кривизной профиля крыла, прогибами крыла, наличием геометрических круток и самого пространственного положения ЛА. На графике (рис. 2.4) представлено изменение КПД солнечных батарей (в процентах от максимального) в зависимости от угла падения солнечных лучей и ориентации ФЭП. Рис. 2.4 Изменение КПД солнечных батарей в зависимости от угла падения солнечных лучей Интенсивность солнечного излучения также оказывает влияние на КПД ФЭП. На графике (рис. 2.5) представлена зависимость КПД ФЭП от интенсивности излучения и от температуры ФЭП. Рис. 2.5 КПД ФЭП в зависимости от их температуры и интенсивности солнечного излучения [28] Также на КПД ФЭП оказывает влияние высота над уровнем моря и температурные условия эксплуатации. Учитывая особенности атмосферы, влияние двух этих факторов целесообразнее рассматривать совместно (рис. 2.6) Полученная солнечными батареями энергия расходуется на работу электродвигателя, зарядку бортовых аккумуляторов, электрооборудование самолета и другое необходимое оборудование. На схеме (рис. 2.7) показана принципиальная схема силовой установки самолета с использованием солнечной энергии.
Анализ проблем создания эффективного ЛА, использующего энергию солнечного излучения, и возможные пути их решения
В связи с этим, преимущества от использования ФЭП можно получить только на ЛА с малой потребной тягой (малыми скоростями полета, малой нагрузкой на крыло и высоким аэродинамическим качеством). Данное утверждение может быть подтверждено формулой, выведенной из известных формул подъемной силы, силы сопротивления и потребной мощности для горизонтального полета. Потребная мощность отнесена к площади крыла для удобства соотнесения ее с солнечной радиацией, по сути, с располагаемой мощностью, которая имеет ту же размерность.
Анализ проблем создания эффективного ЛА, использующего энергию солнечного излучения, и возможные пути их решения
В связи с вышеприведенной проблемой малой располагаемой энергии ЛА рассматриваемого типа вынуждены всячески снижать потребную мощность. Один из путей – снижение скорости полета. На графике рис. 2.12 представлены максимальная скорость и высота полета БЛА, использующих энергию солнечного излучения в сравнении с традиционными. Цветом на графике показаны диапазоны взлетных весов БЛА. Синим цветом отмечены точки для БЛА весовой размерности 100 – 400 кг. Красным – 800 – 1300 кг и зеленым - БЛА весовой размерности в окрестности 4500 - 5500 кг. Из графика видно, что для достижения энергетического баланса БЛА на солнечной энергии необходимо летать с меньшими скоростями, значительно уменьшив для этого нагрузку на крыло.
Максимальная скорость и высота полета для различных БЛА В действительности, как видно из графика зависимости стартовой удельной нагрузки на крыло от максимального взлетного веса рис. 2.13, несмотря на значительный взлетный вес БЛА Helios имеет очень маленькую нагрузку на крыло (5 кг/м2). Помимо БЛА Helios и Zephyr, на графике рис. 2.13 представлены БЛА традиционного типа. Из графика видно, что стартовая удельная нагрузка на крыло традиционных БЛА в несколько раз выше чем БЛА на солнечной энергии.
Несмотря на технические сложности, связанные реализацией таких малых нагрузок на крыло, БЛА на солнечной энергии имеют неоспоримое преимущество пред традиционными БЛА, связанное со значительно большей, а в южных регионах ограниченной лишь ресурсом систем продолжительностью полета. Для наглядности сравнения на графике рис. 2.14 представлена максимальная высота и продолжительность полета БЛА на солнечной энергии в сравнении с традиционными. Обозначение цветовой гаммой аналогично рис. 2.12.
Преимущества от применения рассматриваемых ЛА можно получить только для задач, связанных с длительным пребыванием в воздухе. В остальных случаях ЛА для решения аналогичной задачи в сравнении с традиционным будет обладать большей геометрической размерностью, со всеми вытекающими из этого дополнительными сложностями.
Таким образом, можно утверждать, что БЛА на солнечной энергии требует специфического подхода к формированию его технического облика и, в особенности, к определению его основных проектных параметров. Возможные схемы летательных аппаратом на солнечной энергии их особенности Анализ существующих схем ЛА подробно рассмотрен в работах [2], [10], [15] и др. Широкую номенклатуру вариантов решений при выборе схем ЛА рассматриваемого типа можно свести к трем основным типам: С точки зрения методики проектирования или оценки ЛТХ подобных схем учет этих элементов производится путем введения в расчет дополнительной массы Атэлем, дополнительного сопротивления АСХэлем и дополнительной площади ФЭП SФЭП . Крайне важным моментом является оценка влияния дополнительно вводимых элементов на устойчивость и управляемость ЛА, особенно при наличии ветра.
Схемы ЛА с обеспечением возможности складывания несущих поверхностей, с целью более энергетически выгодной ориентации ФЭП и снижения нагрузки на крыло на этапе набора высоты с целью минимизации перегрузки в неспокойной атмосфере (рис. 3.2). В данной схеме необходимо учитывать дополнительный прирост массы от наличия механизмов складывания крыла mмех _ склад , а также роста нагрузки на крыло в сложенном положении, что
приводит к росту потребной мощности для горизонтального полета. Компенсирует ли эти факторы дополнительная энергия, получаемая от более эффективного использования ФЭП, необходимо оценивать в каждом рассматриваемом случае отдельно.
Рис. 3.2 Вариант схемы ЛА со складывающимися несущими поверхностями 3. ЛА интегральной аэродинамической компоновки, позволяющей разместить большее количество ФЭП на поверхности ЛА и минимизирующей количество дополнительных элементов, находящихся в потоке, не создающих подъемную силу, а только аэродинамическое сопротивление (рис. 3.3). Данная схема не однозначна с точки зрения получаемого результата: с одной стороны, большая по сравнению с классической аэродинамической компоновкой площадь омываемой (смачиваемой) поверхности является причиной роста сопротивления трения. С другой стороны, стремление к интегральности приводит к отсутствию так называемых «паразитных» поверхностей, создающих только аэродинамическое сопротивление, таких как фюзеляж. Стремление к интегральности также приводит к увеличению хорд крыла, что сказывается на росте числа Re и, как следствие, смещению ближе к задней кромке крыла точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный и падению сопротивления трения. Таким образом, применение интегральных схем требует
Задача проектирования ЛА, использующего энергию солнечного излучения, как и любого ЛА, реализующего аэродинамический принцип полета сводится к определению проектных параметров, которые характеризуют любой проектируемый самолет как летательный аппарат тяжелее воздуха, способный летать в определенном диапазоне высот и скоростей, совершать маневры, взлетать и садиться на аэродромы заданного класса. Основные из этих соотношений: уравнение весового баланса, уравнение гравитационного баланса, уравнение энергетического баланса и уравнение устойчивости и балансировки ЛА. Условие физической реализуемости самолета есть удовлетворение вышеприведенным требованиям с учетом накладываемых ограничений как на параметры, так и на характеристики [2].
Вместе с тем, проектирование таких ЛА имеет ряд особенностей, связанных с типом силовой установки. Крыло подобных аппаратов служит не только для создания подъемной силы, чем определяется его площадь, но и для размещения на его поверхности ФЭП, определяющих количество энергии, получаемое летательным аппаратом. Вследствие этих особенностей вышеупомянутые уравнения в традиционном виде не применимы для решения задачи проектирования рассматриваемого типа ЛА и требуют изменения.
Методика проектирования ЛА рассматриваемого типа базируется на ряде основных утверждений и допущений, в значительной мере упрощающих определение основных проектных параметров на этапе аванпроекта и незначительно влияющих на точность полученных результатов.
Ограничения при выборе проектных параметров
Целью настоящих расчетов является верификация методики, основанная на проведении подтверждающих расчетов методом тяг Н.Е. Жуковского, а также сравнение полученных результатов с данными существующих ЛА с известными характеристиками.
Для верификации методики выбрано 3 ЛА, продолжительность полета которых была достоверно зафиксирована и составляла более 24 часов, что подтверждает возможность повторения цикла и обеспечения многодневного полета. К этим ЛА относятся: Helios HP01, Zephyr и Solar Impulse.
При верификации методики важно учесть такие особенности каждого летательного аппарата как среднесуточное значение солнечной радиации, под которое проектировался ЛА, тип и КПД ФЭП, тип и удельную емкость аккумуляторных батарей, высоту полета, массу и энергопотребление целевой нагрузки и другие известные параметры. Все вышеприведенные данные по рассматриваемым ЛА представлены в таблице 3.2.
Вследствие ориентирования методики на этап предварительного проектирования, при проведении исследований были приняты следующие допущения: 1. самолет совершает горизонтальный полет без ускорения. Затраты энергии на маневрирование, взлет, набор высоты, снижение и посадку учитываются за счет введения коэффициента прироста потребной мощности для полета (1.1); 2. ввиду малой кривизны верхней поверхности профиля крыла, принимается что ФЭП расположены горизонтально; 3. все устройства, потребляющие энергию, работают непрерывно с постоянным потреблением энергии. 4. не вводятся ограничения по минимально допустимой нагрузке на крыло из условия не превышения перегрузки ny при полете в неспокойном воздухе
Рассмотрим первый ЛА – Zephyr. Известно, что он продержался в воздухе 11 суток в зимний период в Австралии [39]. В соответствии с таблицей 5.1 значение среднесуточной солнечной радиации для данного периода составляет 103,7 Вт/ м2. Построив кривые предельного и фактического взлетного веса рис. 3.18 для различных площадей и удлинений крыла, видим, что оптимум этих значений соответствуют фактическим значениям рассматриваемого ЛА с учетом погрешности не более 10 %. G_[H]
Проверим полученные значения при помощи метода тяг (мощностей) Н.Е. Жуковского. График зависимости потребных мощностей при различных значениях удлинения и площади крыла и располагаемой мощности в июне от площади крыла приведен на рис. 3.20. Известно, что взлетный вес ЛА Zephyr составляет 525 Н. На графике рис. 3.19 построены зависимости взлетного веса от площади и удлинения крыла, пунктирная горизонтальная линия показывает ограничение по взлетному весу.
Из графиков 3.18 и 3.21 видно, что при расчетах по вышеизложенной методике и проверке методом тяг Н.Е. Жуковского в результате получаются значения потребной мощности СУ, площади и удлинения крыла, взлетного веса с приемлемой для этапа предварительного проектирования точностью. Оптимальное значение площади крыла 22 м , удлинения крыла 21, что соответствует существующему БЛА Zephyr. Проведя расчет для БЛА Helios и Solar Impulse, получим ту же точность результата расчета.
Таким образом, погрешность определения основных проектных параметров - площади и удлинения крыла составляет не более 10%. Следовательно, предлагаемая методика вполне применима для проведения проектных исследований на ранних этапах проектирования.
Целью настоящей главы является демонстрация примера проектирования БЛА, использующего энергию солнечного излучения, а также сравнение характеристик БЛА рассматриваемого типа с характеристиками традиционных БЛА при решении актуальных народно-хозяйственных задач.
Рассмотрим традиционный БЛА для решения задачи патрулирования границ «MQ-1 Predator» производства General Atomics Aeronautical Systems, США. БЛА оснащен многодиапазонной оптико-локационной станцией и радиолокатором синтезированной апертуры. Перечисленные средства наблюдения позволяют летательному аппарату обнаруживать объекты на Земле, воде и в воздухе в любых погодных условиях. MQ-1 Predator активно применяется Соединенными Штатами Америки для патрулирования протяженных границ. В таблице 4.1 приведены технические характеристики БЛА и его целевой нагрузки.
Дистанционное зондирование Земли
Вследствие того, что к рассмотрению принимаются крылья большого удлинения, аэродинамические характеристики крыла близки к характеристикам профиля и в первом приближении выбирается крейсерское значение Суакрейс , соответствующее СуаК max профиля е = 0.9 – коэффициент Освальда Суд = 350 Вт ч/кг – удельная емкость устройств аккумулирующих энергию. Этот показатель в значительной степени влияет на массу ЛА, а следовательно и на его ЛТХ, поэтому важно применять на рассматриваемом типе ЛА аккумуляторные батареи с наибольшей удельной емкостью. В настоящее время аккумуляторные батареи, приведенной выше удельной емкости, являются коммерчески доступными и имеют наилучшие характеристики в своем классе [33]. ФсрЭП =0.20 – осредненный в течение суток КПД ФЭП. При формировании технического облика ЛА, следует выбирать ФЭП с максимальным значением осредненный в течение суток КПД, т.к. именно это значение определяет, какая часть энергии, излучаемая солнцем, будет преобразована в электрическую энергию и может быть использована для поступательного движения ЛА и работы его целевого оборудования. В настоящее время ФЭП с осредненным в течение дня КПД равным 20 % являются коммерчески доступными ВкрВейс =0.65 – КПД воздушного винта на крейсерском режиме полета. Это значение, как и нижеприведенные значения КПД, задаются в паспортной характеристике изделия и задача конструктора обеспечить такие режимы работы БЛА, чтобы реализовать максимальные значения КПД каждого элемента.
Как видно из приведенных ниже графиков рис. 5.1 – 5.3 зависимости фактического и предельного взлетного веса от площади и удлинения крыла круглогодичная эксплуатация ЛА на широте города Архангельск не возможна при современном уровне техники.
Отсутствие пересечения кривых предельного и фактического веса – следствие заниженного значения предельного веса ЛА по причине малой располагаемой энергии и завышенного значения фактического веса ЛА вследствие необходимости обеспечения 13-часового ночного полета на аккумуляторной батарее.
На графиках рис. 5.1 – 5.3 намеренно приведен широкий диапазон значений площади крыла. Расчеты показывают, что даже с значительным ростом геометрической размерности, беспосадочный полет в течение всего года в рассматриваемой широте невозможен.
На широте г. Москвы значения среднесуточной солнечной радиации в зимний период в 4 раза выше, чем на широте г. Архангельск, а продолжительность ночи несколько короче.
Расчеты показывают, что на широте г. Москвы энергии, излучаемой солнцем в зимний период, достаточно для обеспечения круглогодичного беспосадочного полета (рис.5.4), однако, максимально возможная масса целевой нагрузки при этом составляет приблизительно 2,5 кг без учета ее энергопотребления при достаточно большой геометрической размерности ЛА. Эта допустимая масса может быть конвертирована в свободную энергию на борту ЛА. На графике (рис.5.6) представлена максимально возможная располагаемая электрическая энергия на борту ЛА для работы целевой нагрузки. Можно заметить, что если у массы целевой нагрузки от площади и удлинения крыла есть некий оптимум, то располагаемая электрическая энергия имеет тенденцию к росту с увеличением площади крыла. Это связано с тем, что масса на рассматриваемого типа аппарате имеет первостепенное значение и давлеет над аэродинамическими характеристиками. На графиках 5.5 – 5.7 отчетливо виден экстремум функций в районе умеренных удлинений крыла.
Рассматривая возможность круглогодичной эксплуатации БЛА на солнечной энергии в средних широтах, возникает вопрос о целесообразности создания такого ЛА, поскольку в допустимую массу 2,5 кг или энергопотребление 60Вт не сможет войти целевая нагрузка с высоким уровнем характеристик.
На широте г. Сочи значения среднесуточной солнечной радиации в зимний период в 2.5 раза выше, чем на широте г. Москвы и в 10 раз выше, чем на широте г. Архангельск и достигают 50,8 Вт/м2. Это позволяет рассматриваемому типу аппаратов реализовать круглогодичный беспосадочный полет в данном регионе.
На графиках рис. 5.8 и 5.10 представлены значения максимального веса ЦН от площади и удлинения крыла. Из графиков видно, что для ЛА с площадью крыла 200 м2 значения грузоподъемности достигают 36,7 кг. При этом взлетная масса не должна превышать 180 кг. Обеспечение такой взлетной массы является весьма сложной задачей при площади крыла 200 м2 и удлинении = 10 .
Данное значение максимальной массы целевой нагрузки может быть представлено в виде дополнительной располагаемой энергии на борту ЛА для работы целевой нагрузки. На графиках рис. 5.9 - 5.11 представлена доступная энергия на борту ЛА для работы целевой нагрузки, из которых видно, что она достигает 700 Вт при площади крыла 200 м2.