CC BY
5Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск № 64
www.mai.ru/science/trudy/
УДК 629.7.01
О перспективах длительных полетов над территорией Российской Федерации беспилотных летательных аппаратов на
солнечной энергии
Н.К. Лисейцев, А.А. Самойловский
Аннотация
В работе рассмотрены перспективы длительных полетов над территорией РФ БЛА на солнечной энергии. Оценены потребные весовые и геометрические размерности самолетов для достижения необходимых значений грузоподъемности. Определены рациональные значения параметров самолетов.
Ключевые слова: летательный аппарат на солнечной энергии; сверхбольшая продолжительность полета; фотоэлектрические преобразователи.
Введение
Характерной чертой развития авиационной техники на рубеже ХХ - XXI веков стало стремительное возрастание как объёма, так и сфер применения беспилотных самолетов, обусловленное достижениями в области роботизации техники и в том числе успехами электроники, средств автоматизации систем связи и управления, технологий «искусственного интеллекта».
По выполняемым задачам беспилотный самолет может быть как альтернативой пилотируемому самолету, так и уникальным средством, обеспечивающим решение задач недоступных пилотируемому аналогу. К уникальным относятся, прежде всего, задачи связанные с физиологическими ограничениями на организм человека. К таким ограничениям, в частности, относится большая продолжительность полета, недопустимая по работоспособности экипажа.
Увеличение продолжительности полета беспилотных самолетов всегда остается актуальной задачей, позволяющей уменьшить количество взлетов-посадок, увеличить надежность комплексов, удешевить стоимость летного часа.
Для значительного увеличения продолжительности полета необходимо применять иные, чем углеводородные, источники энергии. Одним из направлений, позволяющим значительно увеличить продолжительность полета является создание самолетов, использующих для полета солнечную энергию.
Использование солнечной энергии на ЛА открывает перспективы осуществления длительных (в течение нескольких месяцев и даже лет) полетов. Солнце является неисчерпаемым источником энергии. Величина его излучения в отсутствии облачности стабильна и прогнозируема. Осуществление полетов в тропопаузе дает практически полную независимость от таких атмосферных явлений как облачность, осадки, порывы ветра.
Возможным направлением применения таких ЛА является:
- применение в качестве альтернативы или дополнения спутникам связи. [3].
- применение в качестве системы длительного мониторинга земной поверхности [14].
Однако эффективность применения ЛА на солнечной энергии в значительной степени
зависит от географического положения территории, на которой предполагается его эксплуатация и времени года. В данной работе проведена оценка возможности реализации длительного полета над территорией РФ.
Цель работы
Целью настоящих исследований является определение:
- возможности осуществления длительных полетов в климатических поясах на территории РФ;
- достигаемых значений грузоподъемности;
- необходимых для обеспечения грузоподъемности весовых и геометрических размерностей самолетов:
- рациональных значений параметров самолетов.
Для простоты весового и аэродинамического масштабирования за базовый ЛА принят аппарат, выполненный по классической схеме с прямым крылом (рис. 1), у которого целевая нагрузка размещается в носовой части фюзеляжа.
Рис. 1
Принятые допущения
При проведении исследований приняты следующие допущения:
- 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);
- ввиду малой кривизны верхней поверхности профиля крыла, принимается что ФЭП расположены горизонтально;
- все устройства, потребляющие энергию, работают непрерывно с постоянным потреблением энергии.
- не вводятся ограничения по минимально допустимой нагрузке на крыло из
условия не превышения перегрузки пу при полете в неспокойном воздухе Исходные данные для проведения исследования представлены в таблице 1.
Величина Значение Размерность
Диапазон взлетных масс ЛА 80...100 кг
КПД ФЭП 22 %
Высота крейсерского полета 18 км
Время ночного полета (время, когда полностью отсутствует солнечное излучение) 12 ч
Удельная емкость аккумуляторных батарей 300 Вт ч/кг
Крейсерская скорость полета 15 м/с
Относительная масса самолетного оборудования 7 %
Схо для базовой конфигурации 0,02 -
Табл. 1
Распределение среднесуточной солнечной радиации1 для исследуемых диапазонов широт и месяцев приведено в таблице 2, размерность [Вт/м ]
январь февраль март апрель май июнь июль август сентябрь октябрь ноябрь декабрь
Широта 61 (г. Петрозаводск)
9,5 29,6 89,7 140,4 189,5 232,1 212,0 147,3 78,5 30,9 11,4 3,2
Широта 55,7 (г. Москва)
22,0 51,5 106,7 154,4 216,9 231,5 223,5 174,9 115,1 55,6 25,8 15,7
Широта 43,6 (г. Сочи)
49,7 82,1 112,9 161,9 224,6 276,4 278,0 248,7 180,7 128,2 75,3 46,6
Табл. 2
Высота полета 18 км определена из учета того, что на высотах более 10км отсутствует плотная облачность, снижающая величину солнечной радиации, а на высотах 18 км минимальные значения ветровых порывов.
1 Солнечная радиация (количество падающего на освещаемую поверхность солнечного излучения) -величина, зависимая от географической широты, времени года, времени суток и погодных условий.
Методика исследований
1. Рассматривается массив вариантов геометрических и весовых размерностей:
[ Л............Л ] х [81...........х [01.........Ок], где
Л - удлинение крыла рассматривается в диапазоне от 2 до 40 Б - площадь крыла, рассматривается в диапазоне от 1 до 200 м О - взлетный вес ЛА, рассматривается в диапазоне от 80 до 100кг
2. Соответственно определяется массив возможных обликов ЛА
О^ ], к = (Л Д, Ок), где
3. Для каждого возможного облика О^ ^ к рассчитываются:
а) Безразмерный коэффициент подъемной силы в горизонтальном полете
2°к
СУГП ;к =-- 2 о , где
Рн ' V ' Ь]
рн - плотность воздуха на высоте полета [кг/м3]; V - заданная скорость горизонтального полета [м/с] ;
б) Безразмерный коэффициент силы лобового сопротивления
Сх ;к = Сх0 + АСу2, где
Сх0 - безразмерный коэффициент силы сопротивления при нулевом угле атаки; , 1
А =--отвал поляры, где
Л е
е - коэффициент Освальда, учитывающий отличие формы в плане реального крыла от эллиптического и степень реализации подсасывающей силы. Ввиду относительно малых габаритов фюзеляжа для рассматриваемого типа самолетов принимается е=1.
в) Потребная мощность для горизонтального полета:
Nп„ , к= —
Рн
Сх
Су372.
1
Я172
получается из известных формул:
V =
II
2м8 (1)
Су ■ р ■ £
р-V2
X = Сх ■р--— £ (2)
2
N = X ■V (3)
путем подстановки (1) и (2) в (3).
г) Располагаемая мощность силовой установки: ХрС = Е ■ $ 'Лист , ГДе
Е - среднесуточная солнечная радиация
Лсист = 0,13 - КПД всей цепи преобразования энергии от ФЭП до тяги воздушного винта, определяется произведением КПД каждого звена цепи преобразования
д) Вес пустого ЛА:
^П = &констр + &СУ + &оборуд + &ак_ бат + &ФЭП, где
Оконстр = 0,044$155 ■Л13 - вес конструкции [Н]. Данная эмпирической формула основана на обобщении большого статистического материала[10].
Осу = 0.005 ■ Ип - вес силовой установки, включающей электродвигатель, регулятор оборотов, редуктор и воздушный винт. Данная эмпирической формула также выведена на основе статистики [10]. N ■ г
бат =--—н— 8 - вес аккумуляторных батарей, где
С уд ■ Лбат
гн - время ночного полета [ч]
Суд - удельная емкость аккумуляторных батарей [Вт ч/кг] (данные производителя) Л бат - КПД аккумуляторных батарей (данные производителя)
ОФЭП = 0,48$ ■ 8 - вес ФЭП, вычисляется на основе массы квадратного метра 0,48кг/м (данные производителя)
По результатам расчетов строятся зависимости от площади крыла и удлинения следующих величин:
• веса пустого ЛА с ограничением в виде заданного максимального взлетного веса (рис.2). Варианты ЛА, у которых Оп>=О являются несуществующими;
• потребной и располагаемой мощностей (рис. 3):
• располагаемого веса целевой нагрузки ОцН = О-ОП. На графике данной зависимости также наносится ограничение по располагаемой мощности (рис.4).
В качестве критерия выбора рационального варианта облика (О,Б,Х)=Г(широта, время года) самолета принимается: тах ОцН
Оп [Н] 2500
2000
1500
1000 ■
500 -
0
°П, Х1 0П, Х2 0П, Х3
°П, Х4
бп, Х5
Оп, X
00 тах
Б [м2]
0 10 20 30 40 50 60 70
Рис. 2 Характер зависимости веса пустого ЛА от площади крыла для разных значений X
N [Вт]
2500
2000
1500
1000
500
10
20
30
40
50
60
N
расп.
^отр. Х1
^отр. Х2 ^отр. Х3 Nпотр. Х 2
Б [м2]
70
Рис. 3 Характер зависимости потребной и располагаемой мощности ЛА от площади крыла
для разных значений X
0
вцн [Н] 250
200
150
100
50
Огранич / ение по Ыра сп.
/
ш \
10
20
30
40
50
60
70с г 2-, а [м ]
Рис. 4 Характер зависимости веса целевой нагрузки от площади крыла для разных значений X
Результаты исследования
Ниже на рисунках 5,6,7 приведены зависимости: веса целевой нагрузки и взлетного
веса с указанием оптимальных значений Б и X для рассматриваемых широт и времен года. 1. Широта 610 (г. Петрозаводск)
1000 900 800 700 600 500 400 300 200 100 0
1 = 22 -- 1 = 22 —Gцн Gо
? = 28м2 1 = 28 5 = 26м 2
5 = 22м2
2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 _
Январь Декабрь
Месяц
Рис. 5 Зависимость возможного взлетного веса и веса целевой нагрузки от времени года с
указанием оптимальных значений Б и X
0
0
Как видно из рисунка 5, на данной широте возможно осуществление беспосадочного полета ЛА на солнечной энергии в течение месяцев: май, июнь, июль. 2. Широта 55,7 (г. Москва)
о
1000 900 800 700 600 500
400 300 200 100 0
1 - - -■ 1 = 28 —Gцн
1 = 2 5 = 22м 8 1 = [2 5 = 22 28 1 = 'м2 5 = 28 5 22м2 = 26м2
Январь
67 Месяц
10 11
Декабрь
Рис. 6 Зависимость возможного взлетного веса и веса целевой нагрузки от времени года с
указанием оптимальных значений Б и X Как видно из рисунка 6, на данной широте возможно использование ЛА на солнечной энергии в течение месяцев: май, июнь, июль, август. 3. Широта 43,6 (г. Сочи)
На данной широте возможно использование ЛА на солнечной энергии в течение месяцев: апрель, май, июнь, июль, август, сентябрь.
1000 900 800 700 600 500
1 ■ = 22 -■ --- —Gцн Gо
5 = 29м2 1= 28 2 1=2 2 1 = 2 1= 2 22 1 2 = 28 2
= 22м 5 = 20м2
О
400 300 200 100 0 ' Январ1ь
67 Месяц
10
1Д1екабрь 1
Рис. 7 Зависимость возможного взлетного веса и веса целевой нагрузки от времени года с
указанием оптимальных значений Б и X
2
3
4
5
8
9
2
3
4
5
8
9
Выводы
Проведенные параметрические исследования беспилотного самолета, использующего для полета солнечную энергию, посвященные возможности создания БЛА такого класса для применения в России показывают следующее.
1. При современном уровне характеристик ФЭП применение БЛА в режиме многодневного беспосадочного полета во всех климатических поясах РФ ограничивается временем года:
- в северных широтах (610 Петрозаводск) применение возможно в течение 25% времени года (май - июль);
- в широтах (55,70 Москва) применение возможно в течение 30% времени года (май - август);
- в южных широтах (43,60 Сочи) применение возможно в течение 50% времени года (апрель - сентябрь);
2. При современном уровне характеристик ФЭП возможно создание беспилотных самолетов, использующих для многодневного полета солнечную энергию, обладающих характеристиками из нижеприведенных диапазонов:
- Взлетный вес ~ 100 кг
- Вес целевой нагрузки 15.. .20 кг Площадь крыла 22.28 м
- Удлинение крыла 22.28
Конкретные оптимальные значения ТТХ различны для различных климатических условий.
Библиографический список
1 R. J. Boucher, History Of Solar Flight, AIAA Paper 84-1429, June 1984
2 P. B. MacCready at all, Sun-Powered Aircraft Designs, Journal of Aircraft, Vol. 20 No. 6, June 1983. pp. 487-493
3 Г.В. Барабанов, А.П. Гальцев, В.Н. Титоренко, А.В. Шустов. Летательные аппараты, использующие солнечную энергию или СВЧ энергиию // ТВФ — 1991 — №1.— С. 22.
4 В.В. Кузьмин, И. В. Кротов. Дельтапланы. / М. 1989г.
5 A. Noth, R. Siegwart and W. Engel, Autonomous Solar UAV for Sustainable Flight in: Advances in Unmanned Aerial Vehicles, State of the Art and the Road to Autonomy, edited by Kimon P. Valavanis, Springer Verlag, 2007.
6 Bernhard Keidel, Auslegung und Simulation von hochfliegenden, dauerhaft stationierbaren Solardrohnen, PhD Thesis, Lehrstuhl für Flugmechanik und Flugregelung, Technische Universität München, 2000.
7 D. Stinton, The Design of the Aeroplane, Second edition, Blackwell Science, Oxford, UK, 2001.
8 T. C. Tozer, D. Grace, J. Thompson, and P. Baynham, UAVs and HAPs - Potential Convergence for Military Communications, IEE Colloquium on "Military Satellite Communications", 6th June 2000.
9 Flight International, 30 June 1979
10 A. Noth: Design of Solar Powered Airplanes for Continuous Flight. PhD Thesis, Autonomous Systems Lab, ETH Zürich, Switzerland, 2008.
11 History of Electric Flight http://www.iroquois.free-online.co.uk/hist.htm
12 History of Solar
http://www1.eere.energy.gov/solar/pdfs/solar_timeline.pdf
13 The World Air Sports Federation http://www.fai.org
14 NASA, Solar Powered Fact Sheet. "Solar-Power Research andDryderi' http://trc.dfrc.nasa.gov/Newsroom/FactSheets/PDF/FS-054-DFRC.pdf
15 Qinetiq's Zephyr UAV achieves flight record
http://www.qinetiq.com/home/newsroom/news_releases_homepage/2007/3rd_quarter/qinetiq_s_ze phyr_uav.html
16 Human-and solar-powered aircraft discovered new frontiers, The Dryden X-Press, Wednesday, May 8, 2002
http://www.dfrc.nasa.gov/Newsroom/X-Press/stories/050802/res_history.txt.html
17 Pathfinder and the Development of Solar Rechargeable Aircraft http://www.llnl.gov/etr/pdfs/07_94.Lpdf
18 Solar-Impulse Website http://www.solar-impulse.com
19 Vulture Project Website http://www.darpa.mil/ucar/programs/vulture.htm
20 Solar powered UAV history
http://www.tfot.info/articles/51/solar-uav-to-set-a-new-world-record.html
Сведения об авторах
Лисейцев Николай Константинович, профессор Московского авиационного института (национального исследовательского университета), д.т.н. МАИ, Волоколамское ш., 4, Москва, А-80, ГСП-3, 125993; тел.: +7(916)494-97-29; e-mail: avia101@mail.ru
Самойловский Артем Александрович, аспирант Московского авиационного института (национального исследовательского университета). МАИ, Волоколамское ш., 4, Москва, А-80, ГСП-3, 125993; тел.: +79066342581; e-mail: artem.samoylovskiy@gmail.com
