CC BY
81
2015
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА
№ 213
УДК 629.734.735
НЕКОТОРЫЕ ПРОБЛЕМЫ СОЗДАНИЯ ЭЛЕКТРИЧЕСКОГО ЭКОЛОГИЧЕСКИ ЧИСТОГО САМОЛЕТА
В.П. ХАРЬКОВ, А.А. БОГДАНОВ, Б.В. ЖМУРОВ
Статья представлена доктором технических наук, профессором Халютиным С.П.
В статье рассмотрены вопросы, связанные с возможностью создания электрического экологически чистого воздушного судна. Предложено в качестве источника электрической энергии использовать современные накопители на основе литий-тионилхлорида.
Ключевые слова: электрический самолёт, экологичность.
Стремительное увеличение авиатранспорта и его роли в жизни мирового сообщества оказывает существенное влияние на окружающую среду, что дает предпосылки к созданию более экологически чистого самолета. Как известно, на воздушном судне (ВС) основным источником эмиссии вредных веществ является авиационный двигатель (АД), в котором создание реактивной тяги осуществляется посредством преобразования внутренней энергии топлива в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. В результате окислительной реакции выбрасываются различные продукты горения, ухудшающие состав атмосферы, и тем самым вносится свой негативный вклад в изменение климата на планете.
Однако АД, наряду с отрицательными качествами, играет одну из основных ролей в воздухоплавании. С помощью него создается не только тяга ВС, но и осуществляется преобразование механической энергии в электрическую, гидравлическую и пневматическую. В настоящее время перспективным направлением развития авиастроения является создание полностью электрического самолёта, реализация которого должна привести к замене используемой в агрегатах и устройствах гидравлической и пневматической энергии на электрическую. Такая замена ставит перед авиационными специалистами целый ряд проблем, связанных с созданием электромеханических приводов (ЭМП), обладающих повышенным быстродействием. Второй проблемой создания полностью электрического самолёта является переход к экологически чистому ВС, где тяга создается посредством электрической энергии. В результате должен быть создан новый вид ВС с полностью электрифицированным оборудованием, в котором будут исключены гидравлические и пневматические энергосистемы (рис. 1). Такие работы достаточно активно ведутся в России и за рубежом [3; 11-13]. В статье рассматривается возможность построения такого воздушного судна с точки зрения замещения энергии топлива на эквивалентную электрическую энергию и определения возможного эксплуатационного диапазона (Н, М) полета ВС. Следует отметить, что при синтезе законов управления ВС [6-10] необходимо учитывать свойства электрической силовой установки.
Рассмотрим задачу определения потребной тяги на килограмм веса в зависимости от параметров полета и аэродинамической компоновки ВС. Математическую модель движения ВС будем рассматривать в траекторной системе координат. Известно, что аэродинамические силы определяются выражениями:
Я = ^ Р-^; у = су X = с Р21 *, (1)
где сЯ, су, сх - аэродинамические коэффициенты соответствующих аэродинамических сил, определяемые опытным путем, они зависят от формы профиля, формы крыла, компоновки крыла,
рУ2
числа Маха, угла атаки и угла скольжения; —---динамический (скоростной) напор; £ - площадь крыла; р - массовая плотность воздуха.
Electrical Load ECS/De-lce
Electrical Power System
4._
Propulsion Electric Motors Lighting & Heating Avionics Actuation & Landing Gear ECS & De-Ice Subsystem Controllers
Рис. 1. Образ экологически чистого самолета
Собственное поступательное движение самолета описывается системой динамических и кинематических дифференциальных уравнений. Динамические уравнения описывают движение центра масс самолета относительно земли и параметрами движения относительно воздушного потока. Динамические уравнения получаются из векторного уравнения для количества движения относительно центра масс самолета
dV -
m-= F ,
dt
(2)
где т - масса самолета; Е- вектор сил, действующих на самолет.
С учетом изложенного в [1] векторное уравнение (2) примет следующий вид:
т¥ = Е ;
mV в = F
Ук '
(3)
mVycose = F .
Г zK
Рассмотрим правую часть системы уравнений (3). Движение центра масс самолета в основном определяется действием трех видов сил: вектора силы тяги двигателей P, вектора аэродинамической силы RA и вектора силы тяжести самолета G . Спроецировав эти силы на оси OX и OY траекторной системы координат, получим:
) - X cos a- Y sin a- G sin в;
dV D .
m-= Pcos( a +
dt
mV в = P sin a + Y cos a- X sin a- G cos в,
К
}у—У-}„—х + (}х-J2)®.®х + }у.®у®. = м„ ; (7)
где а- угол атаки самолета; в- угол наклона траектории; рдв - угол заклинения двигателя относительно строительной оси.
Уравнения движения центра масс самолета необходимо дополнить уравнениями движения относительно центра масс
<К Л
— = MR, (5)
т
л л
где К - момент количества движения летательного аппарата; MR - главный момент внешних сил летательного аппарата.
л
Проекции вектора момента количества движения К на подвижные оси в общем случае записываются в следующем виде:
Кх = 1х®х - 1ху®у -1«®*;
Ку = -1ху®х + 1у®у - !у®2; (6)
К = -I ® +1 ® -1 ® .
. х. х У^ У . .
Из уравнения (5), используя соотношения (6), получаем систему уравнений движения самолета относительно центра масс:
л® с®у
- +- / )®у®г + ^х® = мкх;
с®у с®
- /ху( - ®® ) + / - /х ®х®у = МК2 •
Так как }у,}уг, }., (}х-}г) являются сравнительно малыми величинами, то ими можно пренебречь. Тогда уравнения моментов преобразуются к следующему виду:
г С® л, т
С®У „ ч
}у®=(8)
г С®.
}?—-=мк.
Входящие в правые части уравнений моменты являются суммой аэродинамических моментов и моментов от тяги двигателя. Аэродинамические моменты записываются в виде:
Мх = тхд$,1;
Му = тудЫ; (9)
М = тА$Ъа,
где тх,ту,т2 - безразмерные коэффициенты аэродинамических моментов; д - скоростной напор; I - размах крыла; Ъа - длина средней аэродинамической хорды крыла.
При решении конкретных задач динамики общая форма представления аэродинамических сил и моментов может быть упрощена. В частности, для малых углов атаки многие аэродинамические коэффициенты бокового движения становятся константами. Тогда аэродинамические коэффициенты Сх, С , тг будут определяться как:
Сх = Сх( а);
Су = СО + Саа а + С(; (10)
т = mo + таа + шу(р-
z z z z Г
Для продольной плоскости математическая модель движения ВС определяется системой (4) и третьим уравнением системы (8). Тогда можно записать:
Pcos( а + удв) - Xcos" - Y sin а- Gsind = 0;
Psinа + Ycosа -Xsinа-GcosQ = 0; (11)
mz4Sba = °
Для горизонтального равномерного полета ВС характерным являются следующие равенства:
dL = ° ^ = ° dd = dt dt dt
(12)
Определим балансировочные значения потребной тяги, угла атаки и угла отклонения стабилизатора ВС при полете на заданных скоростях и высотах полета. Из системы (11) с учетом (10) можно записать:
P =
V2 (с
рт s •
Л
cos" + С, sin а
X
+ Gsind
а =
cos(а + (дв )
_ 2 • (-P sin(а + у ) + GcosO) х-(С° + Су у ) sin а + (С° + Су )^а _
pV2S• С" • (х 1 sinа + cosа)
( =
т + т а
Са( X 1 sw" + cosа)
т
<р
С,,
где с =--аэродинамическое качество самолета.
Сх
Результаты расчетов представлены на рис. 2, 3.
(13)
Рис. 2. График потребной мощности на килограмм веса в зависимости от аэродинамического качества при различных скоростях полета ВС (угол наклона траектории в = 0°)
55
50
45 40
£ 35
■р
ш
г 30 25 20 15 10
5 10 15 20 25 30
I
Рис. 3. График потребной мощности на килограмм веса в зависимости от аэродинамического качества, на различных высотах, при фиксированной скорости полета
Отметим, что при моделировании подъемная сила У определялась для среднемагистраль-ного ВС, а лобовое сопротивление выражалось через аэродинамическое качество, которое варьировалось в заданных пределах.
Анализ приведенных результатов показывает, что для ВС типа Ан-24 с аэродинамическим качеством « 20 и скоростях полета в пределах 600 км/ч потребная мощность должна быть в пределах 340 КВт.
В предположении, что вес аккумуляторных батарей для электрического экологически чистого ВС равен весу топлива, например, для самолета Ан-24 масса топлива равна 4000 кг, то мощность эквивалентных по весу аккумуляторных батарей на основе лития и тионилхлорида, характеристики которой приведены ниже:
- напряжение разомкнутой цепи 3,0 В;
- рабочее напряжение от 2,6 до 2,9 В;
- конечное напряжение 2,2 В;
- удельная весовая энергия от 300 до 340 Втч/кг;
- удельная объемная энергия от 500 до 560 Втч/л;
- диапазон рабочих температур от -60° до 70 °С;
- саморазряд от 1,5% до 2,0%,
откуда следует, что суммарная удельная весовая энергия составляет порядка 2400 КВт/ч.
Данная энергия позволяет обеспечить полет самолета типа Ан-24 в течение 7 ч. Характеристики современных и перспективных турбовентиляторов, КПД которых не менее 65%, позволяют обеспечить реальное время полета в течение 5 ч.
Использование аккумуляторных батарей данного типа предполагает наличие системы управления токами и напряжениями разряда. Однако современное состояние элементной базы и технологии изготовления АБ на основе литий-тионилхлорида позволяют вести наиболее активные и глубокие проработки по созданию электрического экологически чистого самолета.
ЛИТЕРАТУРА
1. Воробьев В.Г., Кузнецов С.В. Автоматическое управление полетом самолетов: учебник для вузов. М.: Транспорт, 1995. С. 33-34.
2. Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Аэродинамика самолета: динамика продольного и бокового движения. М.: Машиностроение, 1979. 352 с.
3. Лёвин А.В., Мусин С.М., Харитонов С.А., Ковалёв К.Л., Герасин А.А., Халютин С.П. Электрический самолёт: концепция и технологии. Уфа: УГАТУ, 2014. 388 с.
4. Жмуров Б.В., Халютин С.П. Структурно-функциональное моделирование электроэнергетических систем самолета // Проблемы безопасности полетов. 2009. № 6. С. 45-53.
5. Жмуров Б.В., Халютин С.П., Корнилов С.В. Развитие структурно-функционального моделирования электроэнергетических систем самолета // Проблемы безопасности полетов. 2009. № 8. С. 53-62.
6. Харьков В.П., Бронников А.М., Журавлев Д.А. Адаптируемость системы управления с идентификатором и эталонной моделью без измерения производной вектора состояния // Информационно-измерительные и управляющие системы. 2011. Т. 6. С. 96.
7. Патент РФ 2249540. Способ управления полетом самолета / Петров В.М., Харьков В.П., Воробьев А.В., Куликов В.Е. // Заявл. 06.02.2003. Опубл. 10.04.2005.
8. Патент РФ 2061624. Способ автоматической посадки самолета / Баныкин И.Ф., Харьков В.П., Глот В.Н., Луняков В.С., Савельев П.А., Скорова И.Б., Тетсман А.К., Якушев А.Ф. // Заявл. 11.05.1993. Опубл. 10.06.1996.
9. Патент РФ 2025414. Способ автоматической посадки самолета / Баныкин И.Ф., Харьков В.П., Глот В.Н., Луняков В.С., Савельев П.А., Скорова И.Б., Тетсман А.К., Якушев А.Ф. // Заявл. 07.08.1992. Опубл. 30.12.1994.
10. Харьков В.П. Адаптивное управление динамическими системами на основе обратных задач динамики // Известия РАН. Теория и системы управления. 1994. № 4. С. 115.
11. Халютин С.П., Жмуров Б.В., Тюляев М.Л. [и др.]. Системы электроснабжения летательных аппаратов. М.: ВУНЦ ВВС «ВВА», 2010.
12. Mechem M., Norris G. Electric Jet // Aviation Week and Space Technology. November 26. 2007.
13. Electric Dream // Flight International. 26 September - 2 October 2006.
SOME PROBLEMS OF CREATING ELECTRIC ENVIRONMENTALLY FRIENDLY AIRCRAFT
Kharkov V.P., Bogdanov A.A., Zhmurov B.V.
In the article the questions connected with the possibility of creating environmentally friendly electric aircraft are considered. It is suggested to use modern accumulators based on the lithium-thionyl chloride as a source of electrical energy.
Keywords: electric aircraft, environmentally friendly aircraft.
REFERENCES
1. Vorob'yev V.G., Kuznetsov S.V. Avtomaticheskoye upravleniye poletom samoletov: uchebnik dlya vuzov. M.: Transport. 1995. Pp. 33-34. (In Russian).
2. Byushgens G.S., Studnev R.V. Aerodinamika samoleta: Dinamika prodol'nogo i bokovogo dvizheniya. M.: Mash-inostroyeniye. 1979. 352 p. (In Russian).
3. Lovin A.V., Musin S.M., Kharitonov S.A., Kovalov K.L., Gerasin A.A., Khalyutin S.P. Elektricheskiy samolot: kontseptsiya i tekhnologii. Ufa: UGATU. 2014. 388 p. (In Russian).
4. Zhmurov B.V., Khalyutin S.P. Strukturno-funktsional'noye modelirovaniye elektroenergeticheskikh sistem samoleta. Problemy bezopasnosti poletov. 2009. № 6. Pp. 45-53. (In Russian).
5. Zhmurov B.V., Khalyutin S.P., Kornilov S.V. Razvitiye strukturno-funktsional'nogo modelirovaniya elektroenergeticheskikh sistem samoleta. Problemy bezopasnosti poletov. 2009. № 8. Pp. 53-62. (In Russian).
6. Khar'kov V.P., Bronnikov A.M., Zhuravlev D.A. Adaptiruyemost' sistemy upravleniya s identifikatorom i eta-lonnoy model'yu bez izmereniya proizvodnoy vektora sostoyaniya. Informatsionno-izmeritel'nyye i upravlyayushchiye sistemy. 2011. T. 6. P. 96. (In Russian).
7. Patent RF 2249540. Sposob upravleniya poletom samoleta. Petrov V.M., Khar'kov V.P., Vorob'yev A.V., Kulikov V.Ye. Declared 06.02.2003. Published 10.04.2005. (In Russian).
8. Patent RF 2061624. Sposob avtomaticheskoy posadki samoleta. Banykin I.F., Khar'kov V.P., Glot V.N., Lunyakov V.S., Savelyev P.A., Skorova I.B., Tetsman A.K., Yakushev A.F. Declared 11.05.1993. Published 10.06.1996. (In Russian).
9. Patent RF 2025414. Sposob avtomaticheskoy posadki samoleta. Banykin I.F., Khar'kov V.P., Glot V.N., Lunyakov V.S., Savel'yev P.A., Skorova I.B., Tetsman A.K., Yakushev A.F. Declared 06. 07.08.1992. Published 30.12.1994. (In Russian).
10. Khar'kov V.P. Adaptivnoye upravleniye dinamicheskimi sistemami na osnove obratnykh zadach dinamiki. Izvestiya RAN. Teoriya i sistemy upravleniya. 1994. № 4. P. 115. (In Russian).
11. Khalyutin S.P., Zhmurov B.V., Tyulyayev M.L. [i dr.]. Sistemy elektrosnabzheniya letatel'nykh apparatov. M.: VUNTS VVS «VVA», 2010. (In Russian).
12. Mechern M., Norris G. Electric Jet // Aviation Week and Space Technology. November 26. 2007.
13. Electric Dream // Flight International. 26 September - 2 October 2006.
Сведения об авторах
Харьков Виталий Петрович, 1943 г.р., окончил ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского (1974), профессор, доктор технических наук, начальник отдела ООО «Экспериментальная мастерская «НаукаСофт», автор более 120 научных работ, область научных интересов - прикладная теория оптимального управления.
Богданов Александр Андреевич, 1989 г.р., окончил МГТУ ГА (2012), аспирант МГТУ ГА, автор 2 научных работ, область научных интересов - электротехника и радиоэлектроника.
Жмуров Борис Владимирович, 1974 г.р., окончил ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского (2004), доцент, кандидат технических наук, начальник научно-конструкторского отдела ООО «Экспериментальная мастерская «НаукаСофт», автор более 50 научных работ, область научных интересов - электроэнергетика автономных объектов.
