Некоторые особенноcти выбора пapaмeтpob самолетов, использующих нетрадиционные источники энергии Текст научной статьи по специальности «Физика»

_______УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ__________

______ __ №1-2

УДК 629.7.03.01.«71»

НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТОВ, ИСПОЛЬЗУЮЩИХ НЕТРАДИЦИОННЫЕ ИСТОЧНИКИ ЭНЕРГИИ

А. В. Шустов

Для оценки чувствительности изменений летно-технических характеристик летательных аппаратов, использующих солнечную или СВЧ энергию, предлагается соотношение, связывающее основные аэродинамические характеристики самолета и его энергетические возможности. Приводятся результаты расчетов.

Появление новых направлений исследований, таких, как изучение атмосферы Земли на больших высотах, разведка природных ресурсов, погоды и др., вызвало необходимость создания высотных летательных аппаратов большой продолжительности полета. Необходимое время функционирования этих аппаратов может составить от нескольких десятков часов до нескольких месяцев. Такие аппараты могут использовать солнечную или СВЧ энергию. На этапе проектирования летательных аппаратов с нетрадиционными источниками энергии целесообразно выявить основные границы области существования и тенденции изменения их летно-технических характеристик.

В США, Канаде и других странах уже более 10 лет проводятся исследования облика и рациональных областей применения летательных аппаратов (ЛА) с силовыми установками, рассчитанными на использование солнечной или СВЧ энергии [1—5]. Ожидается, что использование этих видов энергии позволит обеспечить требуемую продолжительность полета.

В конечном итоге разработка и создание таких аппаратов являются результатом синтеза современных знаний и научно-технических достижений в области аэродинамики, методов преобразования энергии, сверхлегких материалов, конструкций, систем управления и др.

Однако, прежде чем приступить к конструированию самолета с дистанционным подводом энергии, целесообразно выявить основные границы области существования и тенденции изменения его летнотехнических характеристик при стремлении к обеспечению требований выполнения летательным аппаратом соответствующих задач.

Полнота решения указанных выше задач наблюдения в значительной степени будет определяться летно-техническими харакгери-

стиками ЛА и возможностями бортовой аппаратуры. Как показали предварительные исследования, эффективное наблюдение может осуществляться с помощью воздушных платформ, способных летать на высотах до 20—35 км.

Обеспечение высотного полета будет зависеть от сочетания аэродинамического и весового совершенства JTA, его энергетических возможностей и от массы перевозимой полезной нагрузки.

Из уравнений движения самолета (в условиях горизонтального полета) можно легко получил»:

cy9V2Sl2 = mg\ ()

где N — мощность, потребляемая для обеспечения горизонтального полета, N=PV, Р — тяга силовой установки, V — скорость полета, т — масса самолета, g — ускорение свободного падения, К = су/сх — аэродинамическое качество самолета, су — коэффициент подъемной силы, сх — коэффициент силы сопротивления, р — плотность воздуха на высоте полета, S — площадь крыла самолета.

Традиционно среди основных летно-технических характеристик самолетов принято рассматривать тяговооруженностъ P/mg н удельную нагрузку на крыло mg/S. Функционирование JIA с дистанционным подводом энергии предполагает наличие внешнего источника излучения (солнце, СВЧ станция и др.), поток энергии от которого принимается теми или иными элементами поверхности ЛА. Введем в рассмотрение дополнительный параметр, соответствующий интенсивности (или плотности мощности) / излучения, принимаемого поверхностью летательного аппарата. Друщми словами, величина I характеризует удельную нагрузку излучением поверхности ЛА. В этом случае мощность излучения, приходящего на приемные системы ЛА, можно определить следующим образом:

Ns = ISks, (2)

где к s= SR/S, SR — площадь приемной системы ЛА.

Учитывая суммарный коэффициент полезного действия системы преобразования принимаемой энергии в энергию поступательного движения 11, из (1) и (2) получаем:

(lSksn)/mg = V/K. (3)

Из соотношения (3) с учетом второго уравнения в системе (1) можем выразить потребную интенсивность приходящего излучения в функции ряда основных параметров самолета:

I = (l/(ksr]))(mg/S)1'5(2/pf'5(cx/cy^). (4)

Для простоты оценок положим в (4) произведение к3ц = 1, что

может иметь место при компенсации в определенных пределах значе-

ния г) увеличением площади приемных систем (т. е. увеличением к3), тогда будем иметь следующую формулу:

I = {тё /5)1’5 (2/р)0,5 (сх/с,,1’5). (5)

Иллюстрации расчетов по формуле (5) приведены на рис. 1 (высота полета Н * 10 км) и на рис. 2, 3 (высота полета Н » 20 км).

Анализ зависимости (5) и кривых на рис. 1—3 показывает, что рост нагрузки на крыло приводит к быстрому возрастанию потребной принимаемой интенсивности излучения I. Заметное уменьшение I с ростом аэродинамического совершенства самолета, характеризуемого

Рис. 1. Значения интенсивности излучения, необходимые для обеспечения полета обычных транспортных или пассажирских самолетов

Рис. 2. Потребные для высотного полета уровни интенсивности излучения при значениях удельной нагрузки на крыло до 2000 Н/м2

1,Вт/мг 400

200

с} 1сх"М СВЧ

величинои с.

Н/м

Рис. 3. Сравнение значений интенсивности излучения, потребных для обеспечения полета, и реально достижимых принимаемых уровней интенсивности солнечного или. СВЧ излучения

У/с

замедляется при

-у 1-Х ,

приближении к значениям 40, 50.

На рис. 1 для примера отмечены значения параметров I и mg/S, характерные для самолета типа Ил-76. При этом величина I определялась, исходя из Мощности силовой установки самолета, использующей традиционное бортовое топливо. Таким образом, обеспечение полета дозвукового тяжелого транспортного самолета типа Ил-76 потребовало бы высоких уровней интенсивности дистанционно подводимой энергии (десятки кВт/м2) при существующих уровнях аэродинамического совершенства таких ЛА.

В этом случае целесообразно в дальнейшем рассмотреть лазерный источник энергии.

Полет на высоте 20 км для самолета с удельной нагрузкой на крыло менее 2000 Н/м2 возможен при подводе излучения с интенсивностью до 15 кВт/м:2 при = 20 + 50 (см. рис. 2). В настоящее

время для создания таких интенсивностей излучения, так же как и в предыдущем случае, можно рассматривать лишь лазерные источники.

На рис. 3 отмечены значения интенсивности солнечного и СВЧ излучения, которые с учетом современного уровня технологии могут быть преобразованы приемными системами (соответственно солнечными элементами и ректеннами), расположенными на поверхности ЛА. Исходя из анализа кривых на рис. 3, можно ожидать, что типичный диапазон удельных нагрузок на крыло самолетов, использующих солнечную энергию, будет находиться в пределах 100 Н/м2. В случае же использования СВЧ излучения этот диапазон может быть примерно в два — четыре раза больше.

Следует отметить, что проведенные расчеты были сделаны для условий обеспечения горизонтального полета. Учет влияния участков взлета, набора высоты, снижения и посадки на ЛТХ самолетов с дистанционным подводом энергии будет проведен на следующих этапах работы.

Использование соотношения (5) позволяет оценить диапазоны изменения некоторых входящих в него параметров, в значительной степени определяющих облик ЛА.

Чувствительность изменения площади крыла самолета при различных уровнях аэродинамического

совершенства

н-гот

1=100 Вт/м1 Уробень приема солнечного излучения

(с^/сх)

самолетов с

дистанционным подводом энергии, предназначенных для полета на высоте -20 км, иллюстрируется на рис. 4. Семейства кривых на этом рисунке отличаются уровнями интенсивности принимаемого излучения, характерными для солнечного и СВЧ источников энергии. Пунктирными вертикальными линиями выделен диапазон изменения величины (с1//сх), характерный для достигнутых на сегодняшний день значений аэродинамических коэффициентов. Отметим, что наибольшие градиенты изменения 5 при постоянной массе ЛА соответствуют относительно низ-

т=шокг

Д-20им

1-200 Вт/м1 Уровень приема СВЧ излучения

2000кг

1500

707Щ,

Рис. 4. Изменение площади крыла самолета при различных уровнях аэродинамического совершенства и значениях массы самолета, осуществляющего полет с использованием дистанционно подводимой энергии

ким уровням интенсивности принимаемого излучения (солнечная энергия), а также достаточно высоким значениям массы аппарата т = 1500; 2000 кг.

Увеличение уровней I, естественно, приводит к снижению требований к аэродинамическому совершенству ЛА (рис. 4).

Характерные зависимости площади крыла самолетов Б от массы аппарата т при трех значениях I и высоте полета Н = 20 км показаны на рис. 5 для уровня аэродинамического совершенства с*,5/с* = 40.

Вторая шкала по горизонтальной оси соответствует оценке массы полезной нагрузки т из приближенного условия

тр * 0,1т. (6)

Площадь крыла солнечного самолета, обеспечивающего стационарный полет на высоте -20 км, может иметь значения (в зависимости

Рис. 5. Характерные зависимости площади и размаха крыла самолета от массы аппарата при технически реализуемых уровнях интенсивности принимаемого

излучения

от уровня аэродинамического совершенства и массы аппарата) в диапазоне от -50 м2 до -270 м2. Соответствующее изменение величины площади крыла самолета, использующего СВЧ энергию, составит от -20 м2 до -170 м2.

Приведенные результаты расчетов показывают, что в силу ббль-ших энергетических возможностей при одинаковых площадях крыла самолет, использующий СВЧ энергию сможет перевозить полезную нагрузку с массой примерно в полтора — два раза большей, чем самолет, летающий на солнечной энергии.

Определение конкретных геометрических размеров ЛА, в общем случае должно быть сопряжено с комплексным синтезом всех его подсистем. Так, в частности, определение геометрии крыла (размаха, удлинения и др.) в значительной степени связано с особенностями аэродинамики и прочности конструкции.

Можно ожидать, что использование современных и разрабатываемых конструкционных материалов, а также соответствующие аэро-

динамические исследования позволят создать самолеты рассматриваемого класса с удлинением крыла X = 40 при значениях = 40;

50. Ожидаемые значения размаха крыла / самолета, летящего на высоте -20 км, в этих условиях представлены на рис. 5 в зависимости от массы ЛА и массы полезной нагрузки при условии (6), а также при трех характерных значениях интенсивности принимаемого излучения. Как следует из анализа этого рисунка, переход от использования солнечной к СВЧ энергии может привести к уменьшению размаха крыла (при постоянной массе аппарата, совершающего полет на высоте -20 км) примерно в полтора раза. Так, можно ожидать, что солнечный самолет с массой -2000 кг будет иметь размах крыла -90 м, а размах крыла у самолета с такой же массой, использующего СВЧ энергию, составит 60-5-70 м.

Проведенные исследования показывают, что наибольшей чувствительностью параметров самолета к уровням принимаемой на борт энергии обладает солнечный самолет по сравнению с самолетом, использующим СВЧ энергию. Формирование облика солнечного самолета потребует более тщательного синтеза всех его подсистем.

Выше упоминалось, что выведенное из условий стационарного горизонтального полета соотношение (5) связывает основные аэродинамические, энергетические, геометрические, весовые характеристики, а также условия полета. Это соотношение не имеет ограничений, свя-заных с типом самолетов, и справедливо для самолетов с различными двигательными установками. Оно может оказаться полезным при проведении сравнительных расчетов любых вариантов самолетов.

В том случае, если самолет, предназначенный для выполнения той или иной конкретной задачи, спроектирован в результате детальных проработок и синтеза его подсистем, то соотношение (5) будет связывать его основные параметры, удовлетворяющие условиям стационарного полета на заданной высоте. Обозначим эти параметры индексом «0» и назовем набор этих параметров базовым. В этом случае

мы будем иметь:

/0 = (/И£ /Б )*’5 (2/р0 )0,5 (сх/ су )о> (7)

Поделим уравнение (5) на уравнение (7), тогда получим:

7 = /До = (/^)г’5 (2/р)0*5 (сж /с^5 (2/Ро )0’5 (сж/4>5 )о } (8)

или

7 = (/ия Д)1,5(ро/р)0,5[^/су’5 (9)

Здесь черточки сверху символов означают соответствующие величины, отнесенные к базовым значениям, и, таким образом, левая часть и все сомножители, входящие в правую часть уравнения (9), являются без-

размерными переменными. Значения этих переменных, равные 1, означают совпадение реальных физических величин в (8) с базовыми.

Функциональная связь (9) представлена графически на рис. 6 (при р = ро). Совпадение с базовым вариантом соответствует пересечению на графике пунктирных прямых.

Описанный метод, основанный на использовании зависимости (9) или ее графического изображения, может оказаться полезным в процессе проектирования ЛА при оценке чувствительности изменений тех или иных входящих в (9) параметров, обусловленных отклонением ‘ от 1 базового варианта.

0,5 1,0 _____ 1,5 Так, например, увеличение

(M-ffft) удельной нагрузки на крыло на

-10% приведет к необходимости

Рис. 6. Обобщающая зависимость потребной ошоси^льной величины 1^™- соответствующего увеличения

маемого излучения от уровня аэродинами- интенсивности принимаемого на

ческого совершенства и удельной нагрузки дд излучения (например,

СВЧ) на ~15% при неизменных аэродинамических характеристиках или улучшения аэродинамического совершенства (рост fcx

примерно на 15%) при неизменном уровне интенсивности I (например, в случае использования солнечного излучения).

На последующих этапах исследований соотношение (9) может быть модифицировано с учетом других эксплуатационных особенностей летательных аппаратов.

ЛИТЕРАТУРА

1. MacCready Р. В., Lissaman Р. В. S., Morgan W. R. Sun-powered aircraft designs // J. Aircraft. — 1983, vol. 20, N 20.

2. Youngblood J. W., Talay T. A. Solar-powered airplane design for long-enduiance, high-altitude flight // AIAA Paper. 82-811.

3. Canada explores one-year endurance // Flight International. 26 August 1989, N 4179.

4. Japan develops microwave aircraft // Flight International. 16—22 September, 1992.

5. Барабанов Г. В., Гальцев А. П., Титоренко В. Н., Шустов А. В. Летательные аппараты, использующие солнечную или СВЧ энергию // Техника воздушного флота.— 1991, N 1.

Рукопись поступила 11/П1994 г.