Разработка методики определения рационального размерно-весового облика беспилотного самолёта с электрической силовой установкой тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 00.00.00, кандидат наук Духновский Денис Аскольдович

• Духновский Денис Аскольдович
• кандидат наук
• 2024

Оглавление диссертации кандидат наук Духновский Денис Аскольдович

Введение

Глава 1 Обзор работ по проектированию летательных аппаратов с электрической силовой установкой и их классификация

1.1 Обзор работ

1.1.1 Обзор работ по определению параметров завязки самолёта с электрической силовой установкой

1.1.2 Обзор работ по определению составляющих взлётной массы самолёта с электрической силовой установкой

1.2 Классификация летательных аппаратов с электрической силовой установкой

1.2.1 Микроавиация

1.2.2 Сверхмалые летательные аппараты

1.2.3 Малые летательные аппараты

1.2.4 Среднеразмерные электрические ЛА

1.3 Заключение по Главе

Глава 2 Определение относительной массы аккумуляторных батарей

2.1 Определение дальности горизонтального полёта

2.2 Область применимости электрической силовой установки с точки зрения массы

2.3 Относительная масса аккумуляторных батарей с учётом набора высоты и скорости крейсерского полёта

2.4 Учёт потребления электроэнергии бортовым оборудованием при определении массы аккумуляторных батарей

2.5 Заключение по Главе

Глава 3 Разработка методики определения массы электрической силовой

установки

3.1 Анализ электродвигателей

3.2 Анализ контроллеров электродвигателей

3.3 Анализ воздушных винтов

3.4 Определение коэффициента массы силовой установки

3.5 Разработка математической модели для оценки массы электрической силовой установки

3.5.1 Постановка задачи разработки математической модели

3.5.2 Методы и модели

3.5.3 Критерии выбора модели

3.5.4 Построение математической модели

3.5.5 Прогноз массы силовой установки в зависимости от мощности двигателя для малых значений массы

3.6 Заключение по Главе

Глава 4 Расчётно-экспериментальное подтверждение достоверности разработанных методик

4.1 Методика расчётно-экспериментального обоснования достоверности разработанных методик

4.2 Общие сведения о летающей лаборатории

4.3 Расчётное исследование аэродинамических характеристик планера летающей лаборатории

4.3.1 Граничные и начальные условия расчётов

4.3.2 Результаты аэродинамического расчета

4.4 Полётные исследования

4.4.1 Методика экспериментального исследования

4.5 Результаты полётов

4.6 Обоснование

4.6.1 Определение энергоёмкости аккумуляторных батарей и КПД силовой установки

4.6.2 Потребление бортовых систем

4.6.3 Исследование сходимости результатов

4.7 Заключение по Главе

Глава 5 Общие рекомендации к определению размерно-весового облика беспилотного самолёта с электрической силовой установкой

5.1 Подготовка исходных данных и анализ требований при определении размерно -весового облика

5.2 Выбор схемы ЛА и количества двигателей

5.3 Определение основных проектных параметров ЛА

5.4 Определение взлётной массы ЛА

5.4.1 Определение массы аккумуляторных батарей в первом приближении

5.4.2 Учёт эксплуатационных характеристик при определении массы аккумуляторных батарей

5.4.3 Определение размерных характеристик аккумуляторных батарей

5.4.4 Определение массы силовой установки в первом приближении

5.4.5 Определение массы аккумуляторных батарей и силовой установки во втором приближении

5.5 Определение основных размерных характеристик беспилотного самолёта с электрической силовой установкой

5.5.1 Определение геометрических характеристик крыла

5.5.2 Определение геометрических характеристик оперения

5.5.3 Определение геометрических характеристик фюзеляжа

5.6 Размерно-весовой облик летающей лаборатории

5.7 Заключение по Главе

Заключение

Список литературы

Список сокращений и условных обозначений

Приложение А Классификация пилотируемых летательных аппаратов с электрической силовой установкой

Приложение Б Акт внедрения результатов диссертационной работы

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Разработка методики определения рационального размерно-весового облика беспилотного самолёта с электрической силовой установкой»

Введение Актуальность темы исследования

Развитие авиационной техники носит многонаправленный характер. Одним из новых направлений развития авиационной техники является беспилотная авиация, которая во многом расширила область применения летательных аппаратов. Актуальность беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) как направления развития авиационной техники подтверждается Постановлением Правительства Российской Федерации от 09.02.2023 №2 190 «О Правительственной комиссии по вопросам развития беспилотных авиационных систем» [1], Распоряжением Правительства Российской Федерации от 21.06.2023 №1630-р «Об утверждении Стратегии развития беспилотной авиации Российской Федерации на период до 2030 года и на перспективу до 2035 года» [2] и ростом объёма рынка БПЛА в Российской Федерации (Рисунок В. 1) и в мире [3].

300

й 250

< £

С к 200 рр ст

£ £

В £ 150 л и

>5

ю о О ж

5 о о

О р-

100

50

2014 2015 2016 2017 2018 2019 2020 2021 2022

Годы

Рисунок В. 1 - Объём рынка БПЛА в Российской Федерации по годам

В беспилотной авиации получили широкое распространение электрические силовые установки (ЭСУ). Электрические силовые установки в сравнении с силовыми установками с двигателями внутреннего сгорания (ДВС) обладают рядом преимуществ для применения в БПЛА: доступность с точки зрения

0

стоимости, высокая эксплуатационная и производственная технологичность, высокая надёжность.

Применение электрических силовых установок является новым техническим решением в авиационной технике, что обуславливает необходимость определения рационального подхода к проектированию летательных аппаратов с ЭСУ. Рациональность проектирования определяется наличием модели проектируемого объекта [4]. Степень достоверности, используемых при проектировании моделей, определяет надёжность принимаемых проектировочных и конструкторских решений, направленных на выполнение требований, предъявляемых к проектируемому объекту. Решения, принимаемые на ранних этапах проектирования, в частности, при определении размерно-весового облика самолёта, особенно важны с точки зрения времени и стоимости процесса создания нового летательного аппарата (Рисунок В.2).

%

100

80

60

40

20 о

Эскизный проект. Рабочее

Лваннроект проектирование

Опытное производство

Испытания

Доводка

1 ""

Принятые решения

/ л Уровень /I неопределенности ^— Затраты ^ Возможность

/ / / корректировки ^^^ проекта

проектирование ---------

Научно-исследовательские работы:

Лваннроект Оньпно-конструкюрские работ:

Эскизный проект

Технический проект

Рабочая конструкторская документация

Рисунок В.2 - Принятые решения и экономические затраты на этапах создания

авиационного комплекса

Целью предварительного проектирования является первоначальное определение размерно-весового облика летательного аппарата, отвечающего

требованиям технического задания. Таким образом, необходимо последовательно решить задачи выбора рациональных проектных параметров, провести предварительное весовое проектирования, определить основные геометрические характеристики самолёта.

Задание прогнозируемых уровней аэродинамического и весового совершенства самолёта, а также уровня совершенства силовой установки позволяет на начальном этапе проектирования свести задачу определения совокупности проектных параметров самолёта к определению значений трех основных параметров: потребного относительного запаса топлива (относительной массы АКБ), стартовой удельной нагрузки на крыло и стартовой тяговооруженности. С использованием полученных значений, итерационным путём определяют остальные параметры самолёта [5].

Электрические силовые установки определяют необходимость корректировки существующих методик предварительного проектирования и определения рационального размерно-весового облика летательных аппаратов самолётного типа.

Для самолётов с двигателями внутреннего сгорания, методики определения взлётной массы и массы топлива известны и надёжны. Принципиальным отличием, с точки зрения взлётной массы, самолётов с ЭСУ, работающей с аккумуляторными батареями, от самолётов с ДВС является неизменность массы летательного аппарата в ходе полёта.

Процесс определения массы электрической силовой установки отличен от процесса определения массы силовой установки с ДВС, ввиду различающихся удельных характеристик и конструкций двигателей.

Процесс определения стартовой удельной нагрузки на крыло и стартовой тяговооруженности требует учёта специфических требований к беспилотным самолётам с электрической силовой установкой (БСЭСУ), отличающихся от требований к пилотируемыми самолётам с ДВС.

Таким образом, возникает необходимость разработки новой методики определения рационального размерно-весового облика беспилотного самолёта с электрической силовой установкой.

Степень разработанности темы

Применение электрических силовых установок в авиационной технике -актуальная тема многих исследований, в которых рассмотрены различные размерности летательных аппаратов.

Вопрос электрификации силовой установки летательных аппаратов освещён в мировой научной литературе. Выделено два основных направления исследований проблемы электрификации авиационных силовых установок: концептуальные исследования и исследования в области методологического обеспечения проектирования. Первое направление представлено более полно, многие авторы приходят к схожим выводам о концепции существования летательных аппаратов с электрической силовой установкой.

Проведён обзор концепций развития авиационных электрических силовых установок. Применение электрических силовых установок возможно для летательных аппаратов различных размерностей и назначений. Беспилотные самолёты с электрической силовой установкой - один из видов СЭСУ, что обуславливает схожесть ряда аспектов пилотируемых и беспилотных самолётов с электрической силовой установкой. Таким образом, для изучения степени разработанности темы рассмотрены литературные источники, затрагивающие исследования как пилотируемых, так и беспилотных самолётов с электрической силовой установкой.

Одним из наиболее комплексных и глубоких исследований является работа [6], созданная широким коллективов авторов из ведущих аэрокосмических университетов США и Великобритании. Исходя из проведённого анализа литературных источников, допустимо принять, что данная работа является обобщающей и полной, а иные публикации по данной тематике лишь подтверждают полученные выводы, проводя более глубокий анализ отдельных аспектов концепции самолётов с электрической силовой установкой. В работе [6]

представлен анализ СЭСУ с точки зрения готовности технологий, влияния на окружающую среду, экономических показателей эксплуатации, перспектив развития и влияния СЭСУ на энергетическую инфраструктуру. Авторы приходят к выводу о том, что в ближайшей перспективе наиболее предпочтительными задачами для СЭСУ являются задачи авиации общего назначения, а в среднесрочной перспективе - задачи региональной и ближнемагистральной авиации. Ограниченность распространения ЭСУ обусловлена как уровнем технологической готовности аккумуляторных батарей, так и тем, что более половины рейсов гражданской авиации совершаются по маршрутам протяжённостью менее 1111 км. По мнению авторов, электрификация одной только ближнемагистральной авиации позволит сократить потребление топлива авиационной отраслью на 15%, а выбросы вредных оксидов азота во время взлётов и посадок - на 40%.

В работе [7] авторы подтверждают благоприятность перехода к электрифицированным летательным аппаратам на маршрутах малой протяжённости благодаря технико-экономическому анализу региональной авиации США с помощью сравнения СЭСУ с традиционным самолётом-прототипом.

В исследованиях часто встречается тезис о том, что СЭСУ не стоит рассматривать как строгую замену существующих транспортных систем. Более справедливо рассматривать СЭСУ как инструмент дополнения существующих систем. Так, в работе [8] исследуется возможность дополнения железнодорожных маршрутов Калифорнии с помощью СЭСУ с возможностью вертикального взлёта и посадки, определены потребные характеристики СЭСУ.

С точки зрения влияния на экологическую обстановку и потребное количество электроэнергии у авторов так же наблюдается солидарность. Так, в работе [9] представлены выводы о благоприятности использования СЭСУ для экологической обстановки, однако авторы обращают внимание, что при широкой эксплуатации СЭСУ необходимо увеличение общемировой выработки электроэнергии. Что особо важно - для сокращения выбросов

от использования авиационной техники при переходе к СЭСУ строго необходимо использовать «зелёные» источники энергии.

Выявлена актуальность разработки и применения беспилотных летательных аппаратов. Анализ темпов производства и реализации БПЛА различного назначения позволяет сделать вывод об увеличении объёма производства БПЛА как в количественном, так и в денежном выражении [3]. Темпы роста производства БПЛА обусловлены практической ценностью БПЛА. Беспилотные летательные аппараты нашли применение в различных сферах деятельности человека. Примером активного внедрения БПЛА в хозяйственную деятельность человека является сельское хозяйство [10,11]. В исследованиях отмечена высокая эксплуатационная технологичность беспилотных летательных аппаратов с электрической силовой установкой. Актуальность применения БПЛА в свою очередь обуславливают актуальность разработки новых образцов.

Консенсус авторов прослеживается и в вопросе технологического обеспечения СЭСУ с точки зрения энергии, запасаемой в аккумуляторных батареях (АКБ), отнесённой к их весу (удельной энергоёмкости). В настоящее время значения удельной энергоёмкости АКБ на порядок меньше, чем у авиационного топлива. В работах [6-8,12-14] приводятся схожие оценки перспектив развития АКБ и потребных значений для расширения их использования в авиации.

Таким образом, с точки зрения концепции развития СЭСУ существует ряд общепризнанных тезисов:

1. при текущем развитии технологий в области АКБ актуальным является создание СЭСУ в сфере беспилотных летательных аппаратов, авиации общего назначения, легких летательных аппаратов;

2. в среднесрочной перспективе возможно создание СЭСУ для совершения региональных и ближнемагистральных перелётов;

3. разработка БСЭСУ является актуальной задачей, отвечающей требованиям промышленности и хозяйственной деятельности;

4. развитие аккумуляторных батарей носит интенсивный характер, что определяет дальнейшее улучшение характеристик СЭСУ и БСЭСУ в частности.

Проведён обзор методологического обеспечения определения размерно-весового облика СЭСУ. Процесс определения размерно-весового облика подразумевает определение основных размерных характеристик и определение взлётной массы. Задача определения основных размерных характеристик размерно-весового облика решается путём определения основных проектных параметров. Анализ литературных источников в части определения основных проектных параметров выявил существование подходов, применимых для самолётов с электрической силовой установкой. Одним из таких подходов является построение области существования самолёта в координатах стартовой удельной нагрузки на крыло и стартовой тяговооруженности. Обзор работ в части определения основных проектных параметров БСЭСУ и СЭСУ представлен в главе 1.

Взлётная масса самолёта с электрической силовой установкой включает в себя массу аккумуляторных батарей. Масса аккумуляторных батарей непосредственно связана с требуемой дальностью полёта самолёта. Рассмотрены исследования посвящённые определению дальности полёта самолёта с электрической силовой установкой и последующим определением характеристик проектируемого самолёта. В литературных источниках представлено два подхода к определению методики расчёта массы аккумуляторных батарей. При первом подходе масса АКБ определяется из соображений требуемой мощности силовой установки. Для анализа требуемой мощности электрической силовой установки требуется большой набор исходных данных, что является недостатком подхода для ранних этапов проектирования.

При втором подходе масса силовой установки определяется из соображений затрачиваемой на полёт энергии. Определение массы АКБ, исходя из требуемой энергии, представляется более предпочтительных подходом для ранних этапов

проектирования. Однако, в литературных источниках не представлена методика, учитывающая участок набора высоты и скорости крейсерского полёта, а также потребление электроэнергии бортовым оборудованием, применимая для определения рационального размерно-весового облика БСЭУ на ранних этапах проектирования. Обзор работ в части определения массы аккумуляторных батарей представлен в главе 1.

Проведенный анализ литературных источников позволил оценить существующие заделы по направлению применения электрических силовых установок в авиационной технике и выявить недостающие для формирования методики определения рационального размерно-весового облика БСЭСУ фрагменты исследований, знаний, информации.

Выявление недостающих методик проектирования СЭСУ, в свою очередь, позволяет обоснованно сформировать цели и задачи исследования таким образом, чтобы полученные результаты были актуальны и практически значимыми.

Для обеспечения нового этапа развития авиационной техники (АТ) необходимо разработать обоснованную методику определения рационального размерно-весового облика беспилотных самолётов с электрической силовой установкой.

Цель исследования - Разработка методики определения размерно-весового облика беспилотного самолета с электрической силовой установкой в категории от 5 до 30 кг, позволяющей повысить точность и обоснованность принимаемых технических решений на начальном этапе проектирования.

Для достижения поставленной цели сформулированы следующие задачи:

1. анализ и классификация существующих летательных аппаратов с электрической силовой установкой;

2. определение особенностей проектирования беспилотных самолётов с электрической силовой установкой;

3. анализ существующих методик определения проектных параметров летательных аппаратов, определение их применимости для

проектирования беспилотных самолётов с электрической силовой установкой;

4. разработка методики определения массы аккумуляторных батарей для беспилотных самолётов категории от 5 до 30 кг с электрической силовой установкой;

5. разработка методики определения массы электрической силовой установки для беспилотного самолёта категории от 5 до 30 кг;

6. разработка методики определения рационального размерно-весового облика беспилотного самолёта с электрической силовой установкой в категории от 5 до 30 кг;

7. проверка разработанных методик на достоверность.

Последовательное исследование сформулированных задач привело к достижению цели диссертационной работы. Разработана методика определения рационального размерно-весового облика, позволяющая выполнять работу по проектированию перспективных беспилотных летательных аппаратов с электрической силовой установкой с учётом новейших тенденций развития авиационной техники. Разработанная методика может быть применена как для решения практических задач проектирования авиационной техники нового типа (БСЭСУ), так и для дополнения существующих образовательных программ в процессе подготовки квалифицированных кадров для авиационной промышленности в высших учебных заведениях.

Объектом исследования является беспилотный самолёт с электрической силовой установкой самолёт массой от 5 кг до 30 кг.

Предмет исследования составляет методика определения рационального размерно-весового облика беспилотного самолёта с электрической силовой установкой

Научная новизна. Предложена новая методика определения рационального размерно-весового облика беспилотного самолёта с электрической силовой установкой массой от 5 кг до 30 кг. Разработана методика расчёта относительных

масс беспилотного самолёта с электрической силовой установкой, в том числе относительной массы АКБ с учётом набора высоты и скорости крейсерского полёта, дальности крейсерского полёта. Разработана методика определения массы электрических силовых установок. Расчётно-экспериментальным путём подтверждена достоверность разработанных методик.

Теоретическая значимость исследования состоит в развитии методического обеспечения предварительного проектирования беспилотных самолетов. Разработанная методика определения рационального размерно-весового облика БСЭСУ дополняет перечень существующих методик проектирования беспилотных летательных аппаратов в интересах развития и совершенствования беспилотных авиационных систем.

Практическая значимость - заключается в разработке методики определения рационального размерно-весового облика БСЭСУ от 5 кг до 30 кг, которая позволяет проводить расчёты на ранних этапах проектирования новых авиационных комплексов, содержащих в себе беспилотные самолёты с электрической силовой установкой.

Результаты диссертационной работы могут быть использованы при проектировании, при проведении научно-исследовательских и поисковых работ, а также в образовательном процессе.

Методология и методы исследования. В ходе исследования применялись аналитические методы для разработки методики определения относительной массы АКБ, а также для формирования методики построения области существования БСЭСУ. При разработке методики определения массы силовой установки БСЭСУ, а также при проведении подтверждения достоверности разработанных методик использовались статистические методы.

В ходе обоснования достоверности полученной методики применялись расчётные и экспериментальные методы.

Положения, выносимые на защиту

На защиту выносятся следующие научные положения:

- методика определения рационального размерно-весового облика

БСЭСУ массой от 5 кг до 30 кг на ранних этапах проектирования.

- методика определения массы АКБ;

- методика определения массы электрической силовой установки;

Степень достоверности результатов обеспечена расчётно-экспериментальным методом. По разработанным в ходе диссертационной работы методикам спроектирован, произведен и испытан экспериментальный беспилотный самолёт с электрической силовой установкой. Испытания экспериментального беспилотного самолёта с электрической силовой установкой подтвердили достоверность разработанных методик.

Личный вклад соискателя. Все представленные в диссертации результаты получены лично автором либо при его непосредственном участии.

Апробация работы. Результаты, изложенные в диссертации, доложены и обсуждены на трёх международных и всероссийских научных конференциях [15- 17]:

1. Скоростной транспорт будущего 2022;

2. Авиация и космонавтика 2021;

3. New Trends in Aviation Development 2020.

Содержание диссертации изложено в трёх статьях, из них две [18,19] - в изданиях перечня ВАК. Одна статья [20] опубликована в международном журнале «Aerospace Systems», индексируемом в международных реферативных базах данных Scopus.

Структура и объём диссертации

Диссертационная работа состоит из введения, пяти глав, заключения, списка литературы, списка сокращений и условных обозначений, и двух приложений. Общий объём диссертации составляет 175 страниц, работа содержит 85 рисунков, 30 таблиц. Список публикаций и использованных источников включает 89 наименований.

Глава 1 Обзор работ по проектированию летательных аппаратов с электрической силовой установкой и их классификация

Рассмотрены работы по проектированию летательных аппаратов с электрической силовой установкой. Выявлены особенности представленных методик проектирования и методик определения размерно-весового облика летательных аппаратов с электрической силовой установкой.

Предложена классификация электрических летательных аппаратов по размерно-функциональному признаку. Классификация сформирована с учётом способа создания подъёмной силы. В классификацию входят ЛА, использующие аэродинамический принцип полёта.

1.1 Обзор работ

Целью проектирования самолёта является создание нового летательного аппарата, обладающего характеристиками, обеспечивающими более эффективное выполнение традиционных функций для данного типа самолётов, либо новых функций, выполнение которых другими способами или невозможно или неэффективно [4,5]. В ходе проектирования определятся проектные параметры самолёта.

Задачи определения параметров самолетов условно разделяют на прямые и обратные. Прямая задача проектирования подразумевает, что известны величина, состав и условия размещения целевой нагрузки, расчетная дальность (или время) полета и ограничения по базированию, безопасности полета, шуму на местности.

Обратная задача проектирования самолёта подразумевает задание взлётной массы. Свободной определяемой величиной в этом случае является либо целевая нагрузка, либо расчетная дальность полета. Обратные задачи более просты в решении, но страдают некоторой искусственностью (возможны малореальные компоновки самолета при существенном изменении величины целевой нагрузки или неприемлемые дальности полета) [21].

В диссертационной работе рассмотрен вопрос прямой задачи процесса определения параметров самолёта, которые должны обеспечивать требования технического задания.

В качестве основных параметров рассматриваются параметры «завязки» самолёта (стартовая тяговооруженность, стартовая удельная нагрузка на крыло) и взлётная масса самолёта [5].

Процесс определения проектных параметров может осуществляться с применением различных методов. Одним из таких методов является графо-аналитический анализ, включающий в себя построение области существования самолёта в координатах стартовая тяговооруженность - удельная нагрузка на крыло [5,22,23]. На Рисунке 1.1 представлен пример области существования самолёта [5].

Взлетная

скорость

Рисунок 1.1 - Пример области существования самолёта в координатах стартовой удельной нагрузки на крыло и стартовой тяговооруженности [5]

Для определения степени разработанности темы определения рационального размерно-весового облика беспилотного самолёта с электрической силовой установкой рассмотрены литературные источники в части определения параметров «завязки» БСЭСУ и определения составляющих взлётной массы БСЭСУ.

1.1.1 Обзор работ по определению параметров завязки самолёта с электрической силовой установкой

Определение проектных параметров с помощью построения области существования самолёта широко применяется при проектировании пилотируемых летательных аппаратов [5,22,23], а так же апробировано для беспилотных летательных аппаратов самолётного типа, в том числе с электрической силовой установкой.

В работе Николайса Глизде представлен процесс определения проектных параметров БСЭСУ взлётной массой около 7 кг [24]. Автор определил проектные параметры проектируемого самолёта, однако не представил подтверждения достоверности полученных результатов. Взлётная масса проектируемого БСЭСУ определена в первом приближении по статистическим данным.

В работе зарубежного коллектива авторов, представленной в журнале Journal of Intelligent & Robotic Systems, проведена апробация применения области существования самолёта для БСЭСУ [25]. Результаты определения проектных параметров были применены для создания экспериментального летательного аппарата, который совершил тестовые полёты. Данных о характеристиках разработанного БСЭСУ, выявленных в ходе тестовых полётов не представлено.

Работы [24] и [25] являются наиболее наглядными в области демонстрации применения графоаналитического анализа для определения проектных параметров БСЭСУ.

В журнале Aerospace Science and Technology представлен процесс определения проектных параметров для пилотируемых самолётов с электрической силовой установкой [26]. При определении массы аккумуляторных батарей, авторы

использовали аналитическое выражение, в отличие от статистического подхода в работах [24] и [25]. Представленное выражение не учитывает потребление электроэнергии бортовым оборудованием.

Схожие методологии процесса определения проектных параметров пилотируемых самолётов с электрической силовой установкой представлены в работах [27-28].

В работе [28] проведен сравнительный анализ характеристик самолёта с электрической силовой установкой и самолёта с гибридной силовой установкой. Гибридные силовые установки рассматриваются как один из вариантов развития авиационных силовых установок [29].

Применение гибридных силовых установок для авиационной техники рассмотрено в работах [30-39]. Анализ исследований в области гибридных силовых установок и топливных ячеек выявил различия расчётных методик, применимых для проектирования самолётов с электрической силовой установкой с АКБ, самолётов с электрической силовой установкой с топливными ячейками и самолётов с гибридными силовыми установками.

В диссертационной работе рассмотрены беспилотные самолёты с электрической силовой установкой с аккумуляторными батареями ввиду актуальности, высокой эксплуатационной технологичности АКБ и низкой стоимостью электрической силовой установки.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Духновский Денис Аскольдович, 2024 год

Р0= — -

^^ С

(70)

вз ^у тахто

л н и о и

РС £

Е£

о о я о («я Е-

4 3.5

3

2.5 2 1.5 1

0.5

0

50 100 150 200 250 300 350 400

Удельная нагрузка на крыло (Н/м2)

Рисунок 5.11 - Область допустимых проектных параметров,

исходя из взлёта ЛЛ-1

Скороподъёмность является важной характеристикой для самолётов и выполнение условий ее достижения может накладывать ограничения на область существования самолёта.

Выражение для расчёта скороподъёмности имеет следующий вид:

— с

уу = (ро-Г

Ьу

N

2 1

Ро~—>

рсу

(71)

где

Уу - скороподъёмность [м/с].

Су Суп +

с

У

(72)

'Хо ' пХе

После преобразований данное выражение трансформируется в функцию зависимости потребной тяговооруженности от удельной нагрузки на крыло.

0

2

Ро =

^Ро

N

СX

2.1 Су р' Су

Получаемые по данной функции значения помножаются на коэффициент, учитывающий потерю тяги двигателя с ростом высоты полёта. После расчётов были получены следующие результаты (Рисунок 5.12).

4

-с

н и о

Й 3.5

йс £

£ о о я о («я Е-

2.5

I

1.5

0.5

0 50 100 150 200 250 300 350 400

Удельная нагрузка на крыло (Н/м2)

Рисунок 5.12 - Область допустимых проектных параметров, исходя из условий

потребной скороподъёмности

Следующим ограничением, определяющим область существования самолёта, является крейсерский полёт на заданной высоте и скорости полёта (Рисунок 5.13).

Зависимость потребной тяговоруженности от удельной нагрузки на крыло и аэродинамических характеристик самолёта выглядит следующим образом

3

2

1

0

1 2

— СХ0 2 Р Чф 1

р0 =---+ Ро^~

Ро

1

пЛе^рУ2

где

р0 - плотность воздуха у земли, [кг/м3];

р - плотность воздуха на высоте крейсерского полёта [кг/м3];

X - удлинение крыла;

Укр- скорость крейсерского полёта [м/с];

е - коэффициент Освальда.

л ь и о

£ 3-5

£ а

о з о 3 я о («я Е-

2.5

1.5

0.5

0 50 100 150 200 250 300 350 400

Удельная нагрузка на крыло (Н/м2)

Рисунок 5.13 - Область допустимых проектных параметров, исходя из условий

крейсерского полёта

Построенные линии ограничений должны быть совместно нанесены на единый график (Рисунок 5.14). Область графика, на которой выполняются все ограничения, называют областью существования самолёта (БСЭСУ). Точки пересечений линий, находящиеся внутри ОСС, характеризуют рациональное

4

2

0

соотношение значений тяговооруженности и удельной нагрузки на крыло. Таким образом, проектная точка летательного аппарата должна находиться вблизи точек пересечений внутри ОСС.

20

40

60

80

100

• Проектная точка ЛЛ-1 ■- Макс. перегрузка -Градиент набора

■ Крейс. Полёт

■ Взлёт

120 140 160 180 200 Удельная нагрузка на крыло (Н/м2)

----Мин. скорость полёта

—*— Скороподъёмность

Рисунок 5.14 - Область существования ЛЛ-1

0

0

Область существования БСЭСУ построена в координатах тяговооруженности и удельной нагрузки на крыло. Таким образом, произведение значения тяговооруженности на значение взлётной массы БСЭСУ определяет потребную тягу силовой установки P.

Р= ~Ро • то (75)

Известное значение тяги силовой установки удобно с точки зрения выбора модели двигателя для проектируемого летательного аппарата, так как

в большинстве каталогов производителей электрических двигателей, предназначенных для летательных аппаратов, указано значение тяги двигателя при работе с рекомендуемым воздушным винтом. Однако в некоторых случаях, более удобно производить выбор двигателя не по значению тяги, а по значению мощности. Для конвертации тяги двигателя в мощность используется следующее выражение.

N = 2.465 • 10-3--, (76)

Лее

где

N - электрическая мощность двигателя [Вт];

Р - потребная тяга двигателя [Н];

цвв - КПД воздушного винта;

V - скорость полёта самолёта [м/с].

По аналогичному выражению возможно произвести конвертацию тяговооруженности Р0 в энерговооруженность Ы0.

Ы0 = 2.465 • 10-3 • (77)

Лее

После построения области существования самолёта определяется набор параметров и характеристик проектируемого БСЭУ На основе полученных данных принимаются дальнейшие проектировочные решения (Таблица 5.2).

Таблица 5.2 - Известные параметры и характеристики после построения ОСС

Параметры и характеристики Решения, принимаемые с использованием полученных значений

Удельная нагрузка на крыло р0 Определение площади крыла

Тяговооруженность Р0 (энерговооруженность М0) Выбор двигателя

Целевые Сх, Су Выбор аэродинамического профиля

Целевой СУтах Выбор типа механизации

Целевое значение свёртки Хе Определение геометрических характеристик крыла в плане

Для принятия решений, приведённых в Таблице 5.2, необходимо определить взлётную массу проектируемого БСЭСУ.

5.4 Определение взлётной массы ЛА

Сформулированы рекомендации по проведению расчётов на ранних этапах проектирования с использованием разработанных методик определения относительной массы аккумуляторных батарей и силовой установки СЭСУ. Выражение (78) [21] при определении взлётной массы самолёта для БСЭСУ принимает иной вид (выражение (79)).

тц_ + тсл

то = —--—4=-__ (78)

1 Ш-кон Шоб.упр ТЧт Ш-с.у ™ц_ + ^акб.обор. + тоб.упр

то = ц__-_ _р _ 06 ур (79)

1 тко_ т-акб тс.у

Для определения относительной массы силовой установки, относительной массы АКБ и относительной массы АКБ, необходимой для работы оборудования, предложены соответствующие методики и определена методика их применения, что изложено в соответствующих разделах.

Как и при проектировании пилотируемых ЛА, предпочтительным методом определения относительной массы конструкции БСЭСУ в первом приближении является статистический метод [81]. В связи с многообразием материалов, которые применяются в конструкции планера беспилотных самолётов с электрической силовой установкой, а также многообразием конструктивно-силовых схем, формирование математической модели относительной массы конструкции БСЭСУ представляется затруднительным. Однако, с практической точки зрения, отсутствие математической модели относительной массы конструкции БСЭСУ несущественно затрудняет процесс определения взлётной массы летательного аппарата. Использование аналитической математической модели заменяется разработкой геометрической модели, учитывающей тип конструктивно-силовой схемы и компоновку БСЭСУ. Использование геометрической модели и, как

следствие, определение чертёжной массы конструкции БСЭСУ возможно ввиду значительно более простых конструкций планера БСЭСУ в сравнении с пилотируемыми летательными аппаратами. Простота конструкции планера БСЭСУ обуславливает низкую трудоёмкость процесса разработки геометрических моделей.

Масса оборудования управления БСЭСУ обусловлена дальностью полёта (радиусом действия), уровнем технического совершенства компонентов, количеством и площадью управляемых аэродинамических поверхностей (количеством и потребной мощностью сервомашинок). Массу оборудования управления БСЭСУ удобно считать в абсолютном виде путём суммирования масс предполагаемых компонентов системы управления.

5.4.1 Определение массы аккумуляторных батарей в первом приближении

Для определения массы аккумуляторных на борту СЭСУ происходит замена выражения для расчёта массы топлива на выражение (35). Исходными данными являются: крейсерская высота полёта, крейсерская скорость полёта, дальность полёта, аэродинамическое качество самолёта, удельная энергоёмкость аккумуляторных батарей, КПД силовой установки.

_ У(Н + —^ + к) (80)

ГПакб 3600 •я •-Псу

такб - это относительная масса АКБ, необходимая для совершения полёта с механической точки зрения (преодоления расстояния).

Значения крейсерской высоты полёта Н (м), крейсерской скорости полёта Укр (м/с) и дальности полёта Ь (м), как правило, заданы в техническом задании на проектирование самолёта. Аэродинамическое качество - целевое значение, которое необходимо обеспечить при аэродинамическом проектировании.

При применении способов старта БСЭСУ, отличных от традиционного (самолётного), необходимо учитывать вклад дополнительных стартовых устройств

в кинетическую энергию БСЭСУ после взлёта. Для этого при использовании выражения (80) следует из скорости Укр вычесть скорость ЛА, которая ожидается после работы дополнительных стартовых устройств (катапульты, ракетного ускорителя, мускульной силы).

Значения удельной энергоёмкости АКБ q (Втч/кг) и КПД цсу силовой установки необходимо определять исходя из характеристик, располагаемых при проектировании субъектного СЭСУ, компонентов. При невозможности заблаговременного выбора конкретного перечня компонентов следует использовать ориентировочные значения. Ориентировочные значения энергоёмкости аккумуляторных батарей и КПД компонентов силовых установки представлены в Таблице 5.3 и Таблице 5.4. Значения удельных энергоёмкостей, представленные в Таблице 5.3 могут варьироваться в зависимости от производителя батареи, времени разработки, степени технического совершенства производства. Характеристики приведены в соответствии с источниками [83-88] Отклонение энергоёмкостей современных АКБ от представленных может составлять около 20%.

Таблица 5.3 - Типичные значение удельных энергоёмкостей

различных типов АКБ

Тип АКБ Удельная энергоёмкость

(Дж/кг) (Втч/кг)

Ы-Ро 7.20-105 200

Ы^ существующие 1.80-106 500

Ы^ перспективные 9.36-106 2600

Ы2-02 1.31-107 3630

Ь12-0 2.01-107 5580

Таблица 5.4 - Типичные диапазоны значений КПД компонентов

силовой установки СЭСУ

Компонент силовой установки Мин. КПД Макс. КПД

Двигатель 0.8 0.98

Контроллер 0.95 0.99

Воздушный винт 0.75 0.92

Редуктор 0.96 0.98

Согласно результатам исследования, при определении относительной массы АКБ необходимо учитывать потребление электроэнергии бортовым оборудованием БСЭСУ. Массу АКБ, необходимую для работы бортового оборудования такб обор (кг), удобно определять не в относительном, а в абсолютном виде. Масса шакб обор определяется выражением (81).

/ = [1, 2, ..., п] - номер компонента бортового оборудования;

РI - мощность /-того компонента бортового оборудования; - время работы /-того компонента бортового оборудования.

В ходе проектирования на ранних этапах использование выражения (81) осложняется необходимостью количественной оценки времени работы каждого элемента системы бортового оборудования. Количественная оценка времени работы элементов системы бортового оборудования, в свою очередь, требует определения не только перечня элементов бортовой системы и их характеристик, но и сценария их применения. Для определения такб обор. в первом приближении допустимо использовать упрощённые выражения.

Выражения (82) и (83) применимы в тех случаях, когда состав бортового оборудования БСЭСУ не подразумевает значительных изменений значений потребления электроэнергии в ходе полёта.

(81)

где

(82)

(83)

5.4.2 Учёт эксплуатационных характеристик при определении массы

аккумуляторных батарей

Важной особенностью современных АКБ является зависимость фактической энергоёмкости от токов разряда, температурных режимов, количества циклов заряда и разряда батареи.

Зависимость энергоёмкости (ёмкость) АКБ от тока разряда выражается в том, что чем выше ток разряда в сравнении с номинальным значением, тем меньше фактическая ёмкость АКБ (Рисунок 5.15). Таким образом, при выборе АКБ необходимо учитывать, каким ожидаемым током АКБ будет разряжаться. График разряда АКБ (Рисунок 5.15) также демонстрирует нелинейность изменения напряжения по мере разряда АКБ. С практической точки зрения, нелинейность изменения напряжения АКБ обуславливает факт невозможности расходования полной ёмкости АКБ в полёте БСЭУ.

Метод заряда: постоянное негряжение /постоянный ток, 4.2 В. 1С, гц>1 температуре 20 градусов Цельсии

4,50

4,00

£

V 3,50

з

X

£

Е. 3,00

с

(О

3=

2,50 0

Емкость (%)

Рисунок 5.15 - Пример графика разряда АКБ

Температура АКБ влияет на фактическую энергоёмкость АКБ (Рисунок 5.16). При температурах ниже 10°С наблюдается заметное,

с практической точки зрения, снижение ёмкости. Снижение фактической ёмкости АКБ при низких температурах обуславливает необходимость учёта требований по температуре при эксплуатации.

Рисунок 5.16 - Пример графика зависимости энергоёмкости АКБ от температуры

В случае наличия требований по ресурсу БСЭСУ, необходимо учитывать ожидаемое количество циклов заряда и разряда АКБ в ходе эксплуатации. В зависимости от количества циклов заряда и разряда, а также интенсивности (глубины) разряда АКБ снижается его остаточная ёмкость (Рисунок 5.17).

Количество циклов, ед.

Рисунок 5.17 - Пример графика остаточной ёмкости АКБ от количества циклов

Зависимость остаточной ёмкости АКБ от количества циклов определяет необходимость замены АКБ в ходе эксплуатации или установки заведомо более ёмкой АКБ в интересах выполнения требований ресурса без замены АКБ.

Таким образом, при определении массы АКБ необходимо учитывать зависимость фактической энергоёмкости от токов разряда, температурных режимов, количества циклов заряда и разряда батареи. Для различных типов АКБ и для АКБ различных производителей, рассмотренные зависимости характеристик различаются.

С точки зрения учёта рассмотренных зависимостей при применении предложенной методики определения массы АКБ на ранних этапах проектирования БСЭСУ, следует использовать значения удельной энергоёмкости д ниже заявленных изготовителями АКБ.

5.4.3 Определение размерных характеристик аккумуляторных батарей

В ходе определения размерно-весового облика БСЭСУ необходимо учитывать компоновочные объёмы, занимаемые аккумуляторными батареями. АКБ обладают худшими в сравнении с углеводородными топливами удельными характеристиками как с точки зрения массы, так с и точки зрения объёма. Количество энергии, содержащейся в единице объёма АКБ, называют плотностью энергии или же объёмной плотностью энергии. Плотность энергии - это одна из характеристик АКБ, которая определяет степень его технологического совершенства. С появлением новых разработок значение плотности энергии новых типов АКБ неуклонно возрастает (Рисунок 5.18).

Рисунок 5.18 - График увеличения плотности энергии АКБ по годам

Определив суммарное количество энергии, необходимое для совершения полёта, возможно оценить не только массу АКБ, исходя из его удельной энергоёмкости, но и его объём (исходя из его плотности энергии).

Е,

полет

^г.п. + Ен.в.с. + Еобор.

(84)

где:

Еполет - энергия необходимая для совершения полёта [Дж]; Ег.п - энергия необходимая для набора крейсерской высоты и скорости полёта [Дж];

Еобор - энергия необходимая для работы бортового оборудования БСЭСУ

[Дж].

Е = с

^Н.в.с. = тодн +

т0У2 2

(85)

(86)

Объём АКБ определяется по следующему выражению:

(88)

где

УАКБ - объём АКБ [м3];

п - коэффициент, учитывающий внутреннюю компоновку АКБ;

£акб - плотность энергии выбранного АКБ [Втч/м3].

При определении объёма АКБ следует учитывать его внутреннюю компоновку. Многие литий-полимерные АКБ содержат в себе аккумуляторные сборки, состоящие из цилиндрических ячеек, например ячейки типа 18650 (Рисунок 5.19).

Рисунок 5.19 - Аккумуляторная батарея, собранная из ячеек 18650

При использовании цилиндрических ячеек их расположение может быть линейное (Рисунок 5.19), или же ячейки располагают в «шахматном» порядке (Рисунок 5.20).

Рисунок 5.20 - Аккумуляторная батарея с линейной и с «шахматной»

компоновкой ячеек 18650

Шахматное расположение ячеек увеличивает плотность компоновки АКБ, однако осложняет работу АКБ с точки зрения охлаждения. Например, при линейной компоновке цилиндрических ячеек АКБ типа 18650, значение коэффициента п-1,3. При «шахматной» компоновке цилиндрических ячеек значение коэффициента зависит от общего числа ячеек и находится в диапазонах п-1,1... 1,2.

Иным, более простым способом, можно определить требуемый объём АКБ, используя отношение удельной энергоёмкости к плотности энергии выбранного АКБ. Для каждого типа АКБ (Рисунок 5.21) и для каждой конкретной модели АКБ это соотношение известно.

Рисунок 5.21 - Массовая и объёмные плотности энергии различных типов АКБ

Еще один способ определения объёма АКБ - по соотношению массы АКБ шАКБ и его плотности рАКБ.

____^ft л 1/чг

(89)

I/ _ ШАКБ „

ГАКБ =--n

Р АКБ

5.4.4 Определение массы силовой установки в первом приближении

В диссертационной работе предложены два подхода для определения массы силовой установки БСЭСУ.

В первом случае относительная масса силовой установки определяется с применением выражения (90).

тс.у = Кс,у, -удв. N о (90)

Для применения этого выражения необходимо использовать данные, приведённые, в Таблице 3.4.

При использовании второго подхода к определению массы АКБ применяются выражения, полученные в результате построения математической модели значения массы силовой установки (55)-(60). Допустимо использовать выражения для оценки относительной массы АКБ. Выражение (91) предпочтительно для силовых установок массой более 2.5 кг, выражение (92) предпочтительно для силовых установок массой равной или менее 2.5 кг.

тсу = 0.4695 -Ы0 (91)

тсу = 0.3491 • Ы0 (92)

Применение выражений (91) и (92) представляется более удобным для ранних этапов проектирования, так как выражения используют в качестве исходных данных значения энерговооружённости БСЭСУ. Значение энерговооруженности, в свою очередь, определяется ранее - по области существования самолёта.

5.4.5 Определение массы аккумуляторных батарей и силовой установки

во втором приближении

Процесс определения массы аккумуляторных батарей и силовой установки БСЭСУ во втором приближении отличается от процесса определения массы топлива и силовой установки для пилотируемых самолётов с двигателем внутреннего сгорания.

Выбор компонентов для аккумуляторных батарей и для силовой установки БСЭСУ обладает свойством дискретности и зависит от требуемых характеристик компонентов и номенклатуры компонентов, доступных с точки зрения закупки.

Таким образом, при определении массы аккумуляторных батарей и силовой установки во втором приближении необходимо выбрать компоненты, которые будут соответствовать характеристикам, рассчитанным на предыдущих шагах процесса проектирования. Для выбранных компонентов должны быть проанализированы характеристики, заявленные заводом-изготовителем и на основе этого анализа определить массу.

5.5 Определение основных размерных характеристик беспилотного самолёта с электрической силовой установкой

Для формирования размерно-весового облика проектируемого БСЭСУ определяются геометрические характеристики крыла, оперения, фюзеляжа. Для

крыла определяется площадь, размах, корневая и концевая хорда. Для горизонтального и вертикального оперения определяются площади, размахи, корневые и концевые хорды. Для фюзеляжа устанавливаются характеристики, определяющие его габариты.

5.5.1 Определение геометрических характеристик крыла

В интересах определения геометрических характеристик крыла, в качестве исходных данных используются геометрические параметры крыла в плане (удлинение крыла, сужение крыла, угол стреловидности). Процесс выбора оптимальных и рациональных геометрических параметров крыла БСЭСУ принципиально схож с процессом выбора геометрических параметров для пилотируемых летательных аппаратов, который развёрнуто изложен во многих источниках [4,5,21-23,82].

Однако для БСЭСУ определены особенности процесса выбора проектных параметров крыла. Так, например, при проектировании ЛЛ-1 выбор геометрических параметров крыла был обусловлен требованиями по габаритам проектируемого летательного аппарата. Особенности эксплуатации БСЭСУ, зачастую связанные с требованиями по хранению и транспортировки, накладывают ограничения на размеры создаваемого летательного аппарата.

Для ЛЛ-1 требование по габаритам было обусловлено соображениями транспортабельности. Максимальный габаритный размер ЛЛ-1 не должен был превышать 1560 мм. Таким образом, учитывая благоприятное влияние увеличения удлинения крыла на его аэродинамические характеристики (Рисунок 5.22), определено наибольшее возможное значение удлинения с учётом ограничения по габаритам крыла и с учётом площади крыла.

Площадь крыла, в свою очередь, определена по области существования самолёта

т0д

(93)

I2

(94)

О

При определении сужения крыла БСЭСУ следует учитывать влияние сужения крыла на аэродинамические характеристики (Рисунок 5.23). Однако для БСЭСУ особо важен вопрос производственной технологичности.

Рисунок 5.23 - Влияние сужения крыла на аэродинамические характеристики

Для трапециевидных и прямоугольных крыльев справедливо соотношение, устанавливающее связь удлинения, размаха и средней аэродинамической хорды Ьсах [79,82].

I

Я =

ь

(95)

сах

При проектировании крыла ЛЛ-1 решение о выборе сужения принято с учётом располагаемых технологических возможностей. Изготовление крыла с сужением равным единице реализовывалось проще иных вариантов.

^кр

Ьо Ьк'

(96)

где

Лкр - сужение крыла; Ь0 - корневая хорда крыла; Ьк - концевая хорда крыла.

Стреловидность крыла БСЭСУ, как и другие геометрические параметры крыла, может быть исследована с применением методов и методик, разработанных для пилотируемых самолётов. Однако, в связи с особенностями электрической силовой установки, БСЭСУ проектируется, как правило, для малых скоростей. Этим обуславливается решение о применении прямого крыла при разработке

С использованием значений размаха крыла, значений бортовой и концевой хорд рассчитывается средняя аэродинамическая хорда крыла Ьсах.

Таким образом определены геометрические характеристики крыла БСЭСУ

Геометрические характеристики оперения влияют на устойчивость и управляемость проектируемого БСЭСУ. Необходимо определить статические моменты горизонтального и вертикального оперения.

Согласно эмпирическим рекомендациям, значение статического момента горизонтального оперения для самолётов с прямым крылом Аго должно находиться в диапазоне 0,45-0,55 [89]. Значение статического момента вертикального оперения Аво должно находиться в диапазоне 0,04-0,05.

Значение плеча горизонтального оперения Ьго и вертикального оперения Ьво должно составлять 2-3 средние аэродинамические хорды крыла.

Таким образом, с применением соотношений (97) и (98) рассчитываются площади горизонтального и вертикального оперения. Значение площадей горизонтального о вертикального оперения в совокупности с геометрическими параметрами позволяют определить размахи и хорды оперения.

ЛЛ-1.

(ЛЛ-1).

5.5.2 Определение геометрических характеристик оперения

(97)

(98)

5.5.3 Определение геометрических характеристик фюзеляжа

Геометрические характеристики фюзеляжа определяются аэродинамическими и компоновочными аспектами. С точки зрения аэродинамики, принципы выбора геометрических параметров фюзеляжа БСЭСУ аналогичны принципа выбора геометрических параметров фюзеляжа пилотируемых самолётов. С точки зрения компоновки, на геометрические характеристики фюзеляжа влияет номенклатура и размеры располагаемых внутри фюзеляжа объектов и значения плеч горизонтального и вертикального оперения.

5.6 Размерно-весовой облик летающей лаборатории

Размерно-весовой облик летающей лаборатории разработан с применением выражений, разработанных в рамках диссертационной работы. Для определения основных проектных параметров ЛЛ-1 построена область существования самолёта. Для определения взлётной массы использованы разработанные выражения для определения относительной массы АКБ и относительной массы силовой установки. Укрупнённая массовая сводка ЛЛ-1 представлена в Таблице 5.5.

Расчётное значение массы конструкции определено по разработанной геометрической модели ЛЛ-1 (Рисунок 4.1), расчётное значение массы АКБ определено по выражениям (35) и (38), расчётное значение массы силовой установки определено по выражению (56), расчётное значение массы оборудования определено, как сумма масс компонентов оборудования. Фактические значения масс определены с помощью взвешивания.

Таблица 5.5 - Укрупнённая массовая сводка ЛЛ-1

Масса Расчётное значение Фактическое значение

Масса конструкции, кг 3.624 3.888

Масса АКБ, кг 0.869 0.897

Масса силовой установки, кг 0.668 0.652

Масса оборудования, кг 0.329 0.329

Взлётная масса, кг 5.491 5.767

При определении размерного облика использовались выражения и подходы, изложенные в текущей главе диссертационной работы. Внешний облик ЛЛ-1 представлен на Рисунке 5.24.

Рисунок 5.24 - Общий вид ЛЛ-1

5.7 Заключение по Главе 5

Представлены общие рекомендации о применении разработанных в ходе диссертационной работы методик и краткое описание процесса определения размерно-весового облика беспилотного самолёта с электрической силовой установкой. Рассмотрены вопросы определения массы аккумуляторных батарей и силовой установки в первом и втором приближениях. Изложены рекомендации по подготовке исходных данных и анализу требований. Рассмотрен процесс определения основных размерных характеристик беспилотного самолёта с электрической силовой установкой.

Разработана методика определения рационального размерно-весового облика беспилотного самолёта с электрической силовой установкой в интересах обеспечения выполнения требований технического задания.

Основные новые научные результаты, полученные в диссертационной работе, состоят в следующем:

1. Проведён анализ существующих летательных аппаратов с электрической силовой установкой. Предложена классификация летательных аппаратов с ЭСУ с разделением летательных аппаратов на 6 классов по взлётной массе. Выявлена актуальность БСЭСУ категории от 5 до 30 кг.

2. Определены особенности проектирования БСЭСУ. Выявлена необходимость разработки методик весового проектирования БСЭСУ. Проанализированы требования, влияющие на размерно-весовой облик БСЭСУ.

3. Проанализированы методики выбора проектных параметров. Графоаналитический метод определения параметров «завязки» самолёта показал свою работоспособность при проектировании БСЭСУ. Выявлены ограничения, формирующие область существования БСЭСУ. Применение методики построения ОСС в интересах определения проектных параметров БСЭСУ категории от 5 до 30 кг успешно апробировано в рамках создания экспериментального беспилотного самолёта с электрической силовой установкой.

4. Разработана методика определения массы аккумуляторных батарей БСЭСУ категории от 5 до 30 кг. Предложено выражение для определения относительной массы АКБ при выполнении требований по дальности полёта БСЭСУ, учитывающее участок набора высоты и скорости крейсерского полёта. Учтено влияние потребления электроэнергии бортовым оборудованием БСЭСУ. Разработаны выражения для расчёта

массы АКБ, требуемой для обеспечения работы оборудования в ходе полёта.

5. Предложена методика определения массы электрической силовой установки беспилотного самолёта категории от 5 до 30 кг. Проанализированы современные компоненты электрических силовых установок применимые для авиационной техники. Выявлены зависимости массы электрической силовой установки от мощности двигателя и относительной массы ЭСУ от энерговооруженности БСЭСУ. Учтены характеристики двигателя, контроллера, воздушного винта. Определён эмпирический коэффициент Ксу=1,5...2. С применением методов регрессионного анализа разработаны уравнения оценки массы электрической силовой установки в зависимости от мощности двигателя. и оценки относительной массы электрической силовой установки в зависимости от энерговооруженности БСЭСУ.

6. Разработана методика определения рационального размерно-весового облика БСЭСУ массой от 5 кг до 30 кг, учитывающая особенности требований технического задания, весового проектирования, определения проектных параметров БСЭСУ. Даны общие рекомендации к применению разработанной методики в процессе определения размерно-весового облика беспилотного самолёта с электрической силовой установкой. Рассмотрено определение массы аккумуляторных батарей и силовой установки в первом и втором приближениях. Представлены рекомендации по подготовке исходных данных и анализу требований, выбору основных обликовых решений БСЭСУ. Изложен процесс определения основных размерных характеристик беспилотного самолёта с электрической силовой установкой.

Разработанные методики определения массы БСЭСУ и основных проектных параметров проверены на достоверность в рамках расчётно-экспериментального обоснования достоверности разработанных методик. По предложенным методикам разработан и создан экспериментальный

беспилотный самолёт с электрической силовой установкой. Дальность полёта самолёта составила 15.8 км, взлётная масса самолёта составила 5.77 кг. Результаты расчётно-экспериментального обоснования достоверности разработанных методик показали сходимость расчётного значения дальности полёта с экспериментальными данными в пределах 3%. Обоснована достоверность разработанных методик и их применимость на ранних этапах проектирования.

Перспективы дальнейшей разработки темы

Полученные результаты могут быть использованы для дальнейших исследований, направленных на адаптацию разработанной методики для определения рационального размерно-весового облика пилотируемых СЭСУ, а также БСЭСУ со взлётной массой, превышающей 30 кг.

1. Постановление Правительства РФ от 09.02.2023 № 190 «О Правительственной комиссии по вопросам развития беспилотных авиационных систем» [текст] // Собрание законодательства Российской Федерации. - 2023. - №28, ст. 1303.

2. Распоряжение Правительства РФ от 21.06.2023 №1630-р «Об утверждении Стратегии развития беспилотной авиации Российской Федерации на период до 2030 года и на перспективу до 2035 года» [текст] // Собрание законодательства Российской Федерации. - 2023. - №27, ст. 5055.

3. Костин А. С., Богатов Н. В. Анализ рынка беспилотных летательных аппаратов в России и мире // аэрокосмическое приборостроение и эксплуатационные технологии. - 2020. - С. 125-130.

4. Проектирование самолётов: учебник для вузов / С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др. Под. ред. С.М. Егера. Науч. предисловие А. М. Матвеенко, М.А. Погосяна, Ю.М. Шустрова. - 4-е изд. Репр. воспр. тескста изд. 1983 г. - М.: Логос, 2005. - 648 с.

5. Проектирование самолётов / под. ред. М.А. Погосяна. - 5-е изд., перераб и доп. М.: Инновационное машиностроение. - 864 с: ил.

6. Schäfer A. W. et al. Technological, economic and environmental prospects of all-electric aircraft // Nature Energy. - 2019. - Т. 4. - №. 2. - P. 160-166.

7. Justin C. Y. et al. Operational and economic feasibility of electric thin haul transportation // 17th AIAA Aviation Technology, Integration, and Operations Conference. - 2017. - P. 3283.

8. Sinsay J. et al. Air vehicle design and technology considerations for an electric VTOL metro-regional public transportation system // 12th AIAA Aviation Technology, Integration, and Operations (ATIO) Conference and 14th AIAA/ISSMO Multidisciplinary Analysis and Optimization Conference. - 2012. - P. 5404.

9. Baumeister S., Leung A., Ryley T. The emission reduction potentials of first generation electric aircraft (FGEA) in Finland // Journal of Transport Geography. - 2020. - Т. 85. - P. 102730.

10. Петров М. В. Практический опыт использования БПЛА Swinglet производства компании Sensefly (Швейцария) // Интерэкспо Гео-Сибирь. - 2013. -Т. 4. - №. 1. - С. 48-53.

11. Мелихова Е. В., Мелихов Д. А. Применение беспилотных летательных аппаратов в аграрном производстве // Международный журнал прикладных наук и технологий «Integral». - 2019. - №. 3. - С. 206-211.

12. Viswanathan V., Knapp B. M. Potential for electric aircraft // Nature Sustainability. - 2019. - Т. 2. - №. 2. - P. 88-89.

13. Тулинова Е. Е. и др. Обзор разработок полностью электрических самолетов // Электричество. - 2016. - №. 4. - С. 15-25.

14. Егорова П. С., Павлов А. М., Фетисова Н. А. Обзор самолетов, оснащенных электрическими силовыми установками // Научная сессия ГУАП. -2017. - С. 84-90.

15. Dukhnovskiy D. A. Formation of the Area of Possible Existence of Electrified Airplanes // 2020 New Trends in Aviation Development (NTAD). - IEEE, 2020. - P. 49-53.

16. Духновский, Д. А. Полная электрификация авиационной техники - от магистральной авиации до аэромобильности // Авиация и космонавтика. - 2021. -С. 28-30.

17. Духновский Д. А. Разработка методики определения относительной массы аккумуляторов полностью электрифицированного самолёта во втором приближении //Скоростной транспорт будущего: перспективы, проблемы, решения. - 2022. - С. 103-104.

18. Духновский Д.А. Верификация методики определения относительной массы аккумуляторных батарей электросамолёта // Вестник Московского авиационного института. 2024. Т. 31. № 3. С. 83-95.

19. Духновский Д. А., Смагин А. А., Шкурин М. В. К вопросу увеличения дальности полёта электрифицированных магистральных летательных аппаратов // Наукоемкие технологии в космических исследованиях Земли. - 2021. - Т. 13. - №. 4. - С. 4-11.

20. Dukhnovskiy D. Methodology for determining the takeoff mass of all-electric aircraft at the early stages of design // Aerospace Systems. - 2024. - Т. 7. - №. 1. - P. 93-101.

21. Бадягин А.А., Мухамедов Ф.А, Проектирование лёгких самолётов. -М.: Машиностроение, 1978. - 208 с., ил.

22. Gudmundsson S. General aviation aircraft design: Applied Methods and Procedures. - Butterworth-Heinemann, 2013.

23. Raymer D. Aircraft design: a conceptual approach. - American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., 2012.

24. GlTzde N. Wing and engine sizing by using the matching plot technique // Transport and Aerospace Engineering. - 2017. - Т. 5. - №. 1. - P. 48-59.

25. Karakas H., Koyuncu E., Inalhan G. ITU tailless UAV design // Journal of Intelligent & Robotic Systems. - 2013. - Т. 69. - P. 131-146.

26. Riboldi C. E. D., Gualdoni F. An integrated approach to the preliminary weight sizing of small electric aircraft // Aerospace Science and Technology. - 2016. -Т. 58. - P. 134-149.

27. Brown A., Harris W. A vehicle design and optimization model for on-demand aviation // 2018 AIAA/ASCE/AHS/ASC structures, structural dynamics, and materials conference. - 2018. - P. 0105.

28. Finger D. F., Braun C., Bil C. An initial sizing methodology for hybrid-electric light aircraft // 2018 Aviation Technology, Integration, and Operations Conference. - 2018. - P. 4229.

29. Brelje B. J., Martins J. R. R. A. Electric, hybrid, and turboelectric fixed-wing aircraft: A review of concepts, models, and design approaches // Progress in Aerospace Sciences. - 2019. - Т. 104. - P. 1-19.

30. Äusserer J., Harmon F. Integration, validation, and testing of a hybrid-electric propulsion system for a small remotely piloted aircraft // 10th international energy conversion engineering conference. - 2012. - P. 4239.

31. Gong Ä. et al. Performance of a hybrid, fuel-cell-based power system during simulated small unmanned aircraft missions // International Journal of Hydrogen Energy.

- 2016. - T. 41. - №. 26. - P. 11418-11426.

32. Verstraete D. et al. Characterisation of a hybrid, fuel-cell-based propulsion system for small unmanned aircraft // Journal of power sources. - 2014. - T. 250. - P. 204-211.

33. Lents C. E. et al. Parallel hybrid gas-electric geared turbofan engine conceptual design and benefits analysis // 52nd AIAA/SAE/ASEE joint propulsion conference. - 2016. - P. 4610.

34. Sayed E. et al. Review of electric machines in more-/hybrid-/turbo-electric aircraft // IEEE Transactions on Transportation Electrification. - 2021. - T. 7. - №. 4. -P. 2976-3005.

35. Bradley T. H. et al. Comparison of design methods for fuel-cell-powered unmanned aerial vehicles // Journal of Aircraft. - 2009. - T. 46. - №. 6. - P. 1945-1956.

36. Bradley T. H. et al. Hardware-in-the-loop testing of a fuel cell aircraft powerplant // Journal of Propulsion and Power. - 2009. - T. 25. - №. 6. - P. 1336-1344.

37. Kim T., Kwon S. Design and development of a fuel cell-powered small unmanned aircraft // International Journal of Hydrogen Energy. - 2012. - T. 37. - №. 1.

- P. 615-622.

38. Bradley T. H. et al. Development and experimental characterization of a fuel cell powered aircraft // Journal of Power sources. - 2007. - T. 171. - №. 2. - P. 793-801.

39. Cai Q. et al. A sizing-design methodology for hybrid fuel cell power systems and its application to an unmanned underwater vehicle // Journal of Power Sources. -2010. - T. 195. - №. 19. - P. 6559-6569.

40. Traub L. W. Range and endurance estimates for battery-powered aircraft // Journal of Aircraft. - 2011. - T. 48. - №. 2. - P. 703-707.

41. Traub L. W. Validation of endurance estimates for battery powered UAVs // The Aeronautical Journal. - 2013. - Т. 117. - №. 1197. - P. 1155-1166.

42. Шевелев А. О., Будаева В. В. Расчет дальности полета электрического самолета // Вестник Пермского национального исследовательского политехнического университета. Аэрокосмическая техника. - 2021. - №. 65. - С. 69-79.

43. Doerffel D., Sharkh S. A. A critical review of using the Peukert equation for determining the remaining capacity of lead-acid and lithium-ion batteries // Journal of power sources. - 2006. - Т. 155. - №. 2. - P. 395-400.

44. Avanzini G., Giulietti F. Maximum range for battery-powered aircraft // Journal of Aircraft. - 2013. - Т. 50. - №. 1. - P. 304-307.

45. Avanzini G., de Angelis E. L., Giulietti F. Optimal performance and sizing of a battery-powered aircraft // Aerospace Science and Technology. - 2016. - Т. 59. - P. 132-144.

46. Hamilton T., German B. J. Optimal airspeeds for scheduled electric aircraft operations // Journal of Aircraft. - 2019. - Т. 56. - №. 2. - P. 545-555.

47. De Vries R., Hoogreef M. F. M., Vos R. Range equation for hybrid-electric aircraft with constant power split // Journal of Aircraft. - 2020. - Т. 57. - №. 3. - P. 552557.

48. ГОСТ Р 59517-2021 Беспилотные авиационные системы. Классификация и категоризация. - М.: Стандартинформ, 2021. - 5 с.

49. Костин А. С. Классификация гражданских беспилотных летательных аппаратов и сферы их применения // Системный анализ и логистика. - 2019. - №. 1. - С. 70-80.

50. Singhal G., Bansod B., Mathew L. Unmanned aerial vehicle classification, applications and challenges: A review. - 2018.

51. Posada, José A. "Advances, Challenges and Future of All-Electric Aircraft." Proc. 7th Eur. Conf. Aeronaustics Space Sci.(EUCASS). 2015.

52. Tomazic T. et al. Pipistrel taurus G4: on creation and evolution of the winning aeroplane of NASA Green Flight Challenge 2011 // Strojniski vestnik-Journal of Mechanical Engineering. - 2011. - Т. 57. - №. 12. - P. 869-878.

53. Goraj R. Novel coupled model for power loss prediction in a record-breaking electric aircraft motor // Aircraft Engineering and Aerospace Technology. - 2020. - Т. 92. - №. 3. - P. 345-354.

54. Warwick G. MagniX advances electric propulsion system tests: 280-kW motor aimed at clean-sheet aircraft; 560-kW motor targeted as PT6 replacement // Aviation Week & Space Technology. - 2018.

55. Ivanov N. S. et al. Electric machines with high specific power // Russian Electrical Engineering. - 2022. - Т. 93. - №. 10. - P. 621-630.

56. Loxton B., Uchida J., Crane S. First flight of the Ecaravan-Magnix and Aerotec's all-electric Cessna 208b technology demonstrator. - 2022.

57. Worobel, Rose, and Millard G. Mayo. Advanced general aviation propeller study. No. NASA-CR-114289. 1971.

58. ГОСТ 31592-2012 Редукторы общемашиностроительного применения. Общие технические условия. - М.: Стандартинформ, 2013. - 19 с.

59. Verstraete D., Palmer J. L., Hornung M. Preliminary sizing correlations for fixed-wing unmanned aerial vehicle characteristics // Journal of Aircraft. - 2018. - Т. 55. - №. 2. - P. 715-726.

60. Себер Д.А.Ф. Линейный регрессионный анализ / Дж. Себер; Пер. с англ. В. П. Носко. - Москва : Мир, 1980. - 456 с. : ил.

61. Koenker R. Quantile regression / R. Koenker. -Cambridge University Press, NY, 2005. - 368 p.

62. Дрейпер Н. Р. Прикладной регрессионный анализ. - Рипол Классик,

1973.

63. Мудров В.И., Кушко В.Л. Метод наименьших модулей. М., «Знание»,

1971.

64. Suvanjumrat C. Comparison of turbulence models for flow past NACA0015 airfoil using OpenFOAM // Engineering Journal. - 2017. - Т. 21. - №. 3. - P. 207-221.

65. Kekina P., Suvanjumrat C. A comparative study on turbulence models for simulation of flow past NACA 0015 airfoil using openfoam // MATEC web of conferences. - EDP Sciences, 2017. - T. 95. - P. 12005.

66. Vogeltanz T. Comparison of open-source CFD software for aerodynamic analysis of mini-UAV //2015 IEEE/AIAA 34th Digital Avionics Systems Conference (DASC). - IEEE, 2015. - P. 5E3-1-5E3-15.

67. Ponweiser T., Stadelmeyer P., Karasek T. Fluid-structure simulations with OpenFOAM for aircraft designs // Partnership for Advanced Computing in Europe. Available at: http://www. prace-ri. eu/IMG/pdf/wp172. pdf (Accessed 27 February 2015). - 2014.

68. Miyamasu M., Akatsu K. Efficiency comparison between Brushless dc motor and Brushless AC motor considering driving method and machine design // IEEJ Journal of Industry Applications. - 2013. - T. 2. - №. 1. - P. 79-86.

69. Lu S. M. A review of high-efficiency motors: Specification, policy, and technology // Renewable and Sustainable Energy Reviews. - 2016. - T. 59. - P. 1-12.

70. Green C. R., McDonald R. A. Modeling and test of the efficiency of electronic speed controllers for brushless dc motors // 15th AIAA aviation technology, integration, and operations conference. - 2015. - P. 3191.

71. Harrington A. M., Kroninger C. Characterization of small dc brushed and brushless motors // Army research lab Aberdeen proving ground md vehicle technology directorate, Tech. Rep. - 2013.

72. ELkholy M. M., El-Hay E. A. Efficient dynamic performance of brushless DC motor using soft computing approaches // Neural Computing and Applications. -2020. - T. 32. - P. 6041-6054.

73. Jegajothi B. et al. An efficient metaheuristic optimization based fuzzy controller for brushless DC drives lifetime expansion // Materials Today: Proceedings. -2022. - T. 56. - P. 3343-3348.