БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Полезная модель относится к авиационной технике, а именно к беспилотным летательным аппаратам с большой продолжительностью полета, использующим солнечную энергию для обеспечения полета.
Известен беспилотный летательный аппарат (ЛА), использующий солнечную энергию для обеспечения беспосадочного полета (патент US 4,415,133 от 15.11.1983). Две несущие поверхности большого удлинения расположены под прямым углом друг к другу. Одна сторона одной из несущих поверхностей покрыта фотоэлектрическими преобразователями (ФЭП). Пространственное положение ЛА в процессе полета выбирается таким образом, чтобы солнечные лучи попадали на поверхность, покрытую ФЭП под углами, максимально близкими к прямым. Таким образом, солнечные элементы используются наиболее эффективно. При этом коэффициент подъемной силы возрастает по мере превращения самолета из моноплана в биплан и достигает максимума при углах 45°.
Однако, с ростом подъемной силы растет и индуктивная составляющая сопротивления по мере включения в работу второй несущей поверхности. К тому же, в узле установки несущих поверхностей будет иметь место явление интерференции, что также создаст дополнительное сопротивление. Для рассматриваемой конфигурации достаточно проблематично реализуются взлетно-посадочные устройства. Помимо всего прочего, стремление обеспечить прямой угол падения лучей на несущую поверхность, будет определять пространственное положение, которое в большинстве случаев будет невыгодно с точки зрения аэродинамики.
Ближайшим аналогом заявляемого технического решения является самолет с использованием солнечной энергии с дополнительными подвижными панелями (патент US 7,762,495, B2, 27.07.2010). В соответствии с этим техническим решением самолет с использованием солнечной энергии имеет несущие и управляющие поверхности с большим удлинением, двигательную установку, плоскую панель с ФЭП выставленную вдоль потока в хвостовой части планера, с возможностью вращения ее вокруг хвостовой балки. В процессе полета панель по возможности занимает положение перпендикулярное солнечным лучам, тем самым получая максимальную мощность преобразования солнечного излучения.
Применение дополнительной панели с ФЭП накладывает ряд ограничений на траекторию полета ЛА, т.к. необходимо выдерживать прямой угол падения солнечных лучей на нее. В противном случае решение ухудшатся летно-технические характеристики (ЛТХ). Ухудшение ЛТХ обусловлено наличием дополнительного тела в потоке, увеличивающего массу ЛА и его сопротивление. Помимо этого дополнительная панель с ФЭП обладает значительной парусностью, что при наличии бокового ветра приведет к необходимости ЛА лететь со скольжением, сопротивляясь уходу с заданной траектории. На это будет затрачиваться дополнительная мощность.
Технической задачей данной полезной модели является создание беспилотного летательного аппарата с неограниченной продолжительностью полета без наложения ограничений на траекторию полета и условия эксплуатации
Поставленная задача достигается тем, что в беспилотном летательном аппарате, включающем фюзеляж, крыло, оперение, установленное на хвостовой балке, фотоэлектрические преобразователи для преобразования энергии солнечного излучения в силу тяги, размещенные на поверхности крыла и оперения, и аккумуляторы, согласно заявляемой полезной модели, крыло выполнено с удлинением в диапазоне от 10 до 40, удельная нагрузка на крыло выбрана в диапазоне от 40 до 200 Н/м., а аккумуляторы размещены внутри крыла.
Кроме того, беспилотный летательный аппарат снабжен дополнительными аккумуляторами, которые размещены на пилонах под крылом.
Причем, фотоэлектрические преобразователи выполнены на основе монокристаллического кремния.
В качестве критерия эффективности самолета с использованием солнечной энергии может выступать потребная средняя солнечная инсоляция Е (потенциально полезное солнечное излучение) для обеспечения горизонтального полета ЛА.
бат.
ФЭП
преоб.
двиг.
винта
Е - потребное значение солнечной инсоляции, m - масса самолета, V - горизонтальная скорость полета, S - площадь, покрытая солнечными элементами, η - КПД ФЭП, η - коэффициент, учитывающий потери при преобразовании энергии, η - КПД электродвигателя, η - КПД воздушного винта, К - аэродинамическое качество, Δ - относительная плотность воздуха.
n
Поскольку на сегодняшний день КПД солнечных батарей мал, то для осуществления полета с аккумулированием энергии необходимо иметь наиболее совершенные характеристики планера и силовой установки. Из формулы . где Р - потребная тяга, для осуществления горизонтального полета; m - масса ЛА; g - ускорение свободного падения; К - аэродинамическое качество, следует, что для минимизации потребной тяги, необходимой для осуществления полета, следует минимизировать массу самолета и максимизировать его аэродинамическое качество.
Проведенные заявителем исследования показывают, что при существующем уровне техники, в выбранном диапазоне значений основных проектных параметров ЛА, а именно, удельной нагрузки на крыло, т.е. нагрузки на единицу площади крыла, в диапазоне от 40 до 200 Н/м, и удлинения крыла, характеризующегося отношением квадрата размаха крыла к его площади, от 10 до 40, достигаются наилучшие значения Е.
При размещении аккумуляторов внутри крыла. ЛА происходит разгрузка крыла, что позволяет уменьшить изгибающий момент и также снизить массу конструкции, т.е. способствует повышению эффективности ЛА.
Использование солнечных элементов - ФЭП, выполненных на основе монокристаллического кремния, благодаря чему они имеют относительно высокий КПД в широком диапазоне углов падения солнечных лучей, не требует привязки самолета к определенной траектории для получения большей энергии.
Полезная модель поясняется чертежами. На фиг.1 показана схема силовой установки беспилотного летательного аппарата; на фиг.2 - приведена конструктивная схема заявляемого беспилотного летательного аппарата, использующего солнечную энергию.
Силовая установка ЛА (фиг.1) содержит фотоэлектрические преобразователи (ФЭП) 1, устройство для получения максимальной мощности с ФЭП - МРРТ (maximum power point tracker) 2, преобразователи электрического тока 3, электродвигатели 4, воздушные винты 5, аккумуляторы 6.
Беспилотный летательный аппарат, использующий солнечную энергию (фиг.2) включает фотоэлектрические преобразователи (ФЭП) 7 для преобразования энергии солнечного излучения в силу тяги, используемую для обеспечения поступательного движения ЛА, а также в качестве энергии, необходимой для работы бортовой аппаратуры, размещены на поверхностях крыла 8 и оперения 9. Под крылом 8 на пилоне закреплен фюзеляж 10 с полезной нагрузкой и оборудованием 11. На фюзеляже 10 крепится электродвигатель двигатель 12 с винтом 13. Оперение 9 вынесено на хвостовой балке 14. Внутри крыла 8, в его носке, вдоль размаха размещены аккумуляторы 15. Беспилотный летательный аппарат может быть снабжен дополнительными аккумуляторами, размещаемыми на пилоне под крылом 8 (на чертеже не показаны). ФЭП 7, используемые в данной конструкции, выполнены на основе монокристаллического кремния, благодаря чему имеют высокий КПД в широком диапазоне углов падения солнечных лучей. Аккумулированная в аккумуляторах 6 солнечная энергия может быть использована при ночных полетах ЛА.
Размещение аккумуляторов 15 носке крыла 8 вдоль размаха позволяет использовать принцип разгрузки крыла и сократить изгибающий момент на крыле 8. За счет этого снижается масса конструкции, что также приводит к увеличению продолжительности полета.
Крыло 8 ЛА большого удлинения, лежащего в пределах от 10 до 40 подвержено явлениям аэроупругости, что значительно сказывается на аэродинамике и особенно на устойчивости и управляемости. Поэтому крыло 8 должно обладать достаточной изгибной и крутильной жесткостью, при минимальной массе. Для этого конструкция самолета и его силовые элементы выполнены из углепластика, не силовые элементы - из пенополистирола, а обшивка крыла 8 и оперения 9 из лавсановой пленки. Крайне важно использовать на таком аппарате наименее энергозатратную и максимально эффективную силовую установку. Для этого необходимо, чтобы не только двигатель 4 и воздушный винт 5 обладали максимальным КПД, но и были совместно оптимизированы под определенный режим полета и интегрированы с планером.
Конструкция летального аппарата должна быть максимально легкой, но при этом прочной и достаточно жесткой.