Крыло летательного аппарата с интегрированными солнечными панелями

Изобретение относится к области авиации, а именно к конструкции планеров летательных аппаратов, использующих в качестве силовой установки электродвигатели, функционирующие за счет энергии, получаемой с солнечных панелей, запасаемой в аккумуляторных батареях для полета в периоды недостаточной освещенности. Предлагаемое крыло содержит панели фотоэлектрических преобразователей, силовой продольный набор, стыковочные элементы с соседними консолями и обшивку. Фотоэлектрические преобразователи интегрированы в верхнюю обшивку крыла. При этом сама секция выполнена в виде трехслойной сэндвич панели, в которой верхний слой композиционного материала и конструкционный пенопласт выполняют роль диэлектрика. При этом верхняя и нижняя обшивка крыла выполнены нежесткими на кручение, в результате происходит закручивание крыла при действии управляющих воздействий при сохранении целостности конструкции крыла. Повышается устойчивость при эксплуатации. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Область техники.

Изобретение относится к области авиации. Более точно, изобретение относится к конструкциям легких летательных аппаратов (ЛА), например, планеров, предпочтительно беспилотных автономных планеров, использующих в качестве силовой установки электродвигатели, функционирующие за счет энергии, получаемой с солнечных панелей, запасаемой в аккумуляторных батареях для полета в периоды недостаточной освещенности.

Предшествующий уровень техники.

В настоящее время многие компании занимаются разработкой и попытками создания легких беспилотных высотных планеров на солнечных батареях, которые были бы способны к длительным автономным полетам на больших высотах (в том числе в стратосфере), при этом были бы достаточно прочными для того, чтобы выдерживать сильные порывы ветра и быть применимыми в любую погоду.

Основной задачей при создании подобных решений является нахождение разумного баланса между площадью крыла ЛА, его массой и прочностью. Из уровня техники известен ряд решений, направленных на решение подобных проблем.

Так, в патенте US 20060278757 А1, опубл. 14.12.2006, раскрывается двухмоторный аппарат, выполненный из полимерных композитных материалов. На аппарате установлены электродвигатели, питание которых осуществляется от фотоэлектрических преобразователей, расположенных на верхней поверхности крыла.

Существенным недостатком такого решения является жесткость конструкции аппарата и снижение ее ресурса при действии атмосферных возмущений, а также сложность масштабирования в большую сторону из-за закона увеличения массы от размера аппарата, применимого к данной схеме (закон квадрата-куба).

В другом патенте, US 7762495 В2, опубл. 27.07.2010, описывается летательный аппарат, использующий систему электропитания на основе фотоэлектрических преобразователей, включающий в себя удлиненный корпус с горизонтальными и вертикальными управляющими поверхностями, а также плоский солнечный парус, соединенный с корпусом. Аппарат накапливает солнечную энергию в течение дня и, соответственно, расходует в отсутствие солнца.

Недостатком такого решения является рост массы и аэродинамического сопротивления конструкции за счет реализации солнечного паруса и сложность масштабирования в большую сторону (закон квадрата-куба).

В патенте на полезную модель RU 144446 U1, опубл. 30.12.2013, описывается консоль крыла летательного аппарата, использующего систему электропитания на основе фотоэлектрических преобразователей, силовой поперечный и продольный наборы консоли крыла, и обшивку. Панели фотоэлектрических преобразователей установлены внутри конструкции консоли крыла и выполнены с возможностью поворота, при этом обшивка консоли крыла выполнена прозрачной, а силовой поперечный и продольный наборы консоли крыла покрыты светоотражающим материалом.

Недостатком такого решения является возможность реализации только наборной конструкции крыла, которая имеет небольшую надежность. Наличие продольного и поперечного силовых наборов крыла, а также установка фотоэлектрических преобразователей с возможностью поворота, что увеличивает вес описанной конструкции и снижает устойчивость к действию атмосферных возмущений. Также исключается использование внутренних объемов крыла для размещения различных блоков. Свет, проходящий через обшивку крыла, неизбежно частично отражается и рассеивается, также элементы конструкции затеняют собой значительную площадь панелей при остром угле падения лучей.

В патенте US 9604715 В2, опубл. 25.08.2016, описывается стратосферный самолет длительного времени полета на солнечной энергии, имеющий сегментированные жесткие крылья, способные с помощью приводов в местах излома менять свою форму для оптимального сбора солнечной энергии.

Недостатком такого решения является увеличенный вес крыла в местах излома, уменьшение надежности, необходимость устанавливать привод изменения формы крыла. При изменении формы крыла лишь половина его становится под оптимальным углом, вторая половина вообще перестает получать свет. При изменении формы уменьшается проекционная площадь крыла, что приводит к уменьшению аэродинамического качества, увеличению скорости полета, и как следствие, увеличивается потребная мощность полета. Сомнительна целесообразность попытки увеличить количество поступающей энергии и при этом ухудшить летные характеристики самолета. Недостатком такого решения является жесткость конструкции аппарата и снижение ее ресурса при действии атмосферных возмущений, сложность масштабирования в большую сторону из-за закона увеличения массы от размера аппарата, применимого к данной схеме самолета (закон квадрата-куба).

Наиболее близким по существу решением, которое авторы выбрали за прототип, является беспилотный ЛА Helios. Конструкция крыла этого ЛА с установленными на верхней поверхности солнечными панелями описана в патенте US 5810284, опубл. 22.09.1998. Там описывается летательный аппарат с большой продолжительностью полета, функционирующий за счет энергии солнечных панелей. Аппарат выполнен по схеме «летающее крыло» без фюзеляжа или рулевых поверхностей. Фотоэлектрические преобразователи установлены на верхней поверхности крыла.

Полет на большой высоте при низких уровнях мощности требует очень легкого самолета с большой грузоподъемностью (т.е. низкой нагрузкой на крыло). Беспилотные летательные аппараты, описанные в данном патенте, разрабатывались в период с 1983 по 2003 год компанией AeroVironment, Inc. в рамках программы исследований космических исследований и сенсорных технологий NASA (ERAST), направленной на увеличение высоты полета. 14 августа 2001 года их беспилотный летательный аппарат Helios установил рекорд высоты 96 863 футов (29 524 м). Для достижения такой высоты новаторская конструкция Helios имела размах крыла 247 футов, площадь крыла 1,976 квадратных футов и нормальный вес всего 1600 фунтов. Чтобы достичь такого низкого веса, Helios использовал наборную конструкцию всего крыла, очень легкую гибкую структуру, высокий уровень распределения веса по пролету (пролетная нагрузка) и распределенную конфигурацию силового агрегата. К сожалению, такие чрезвычайно легкие структуры относительно хрупкие. Helios был потерян во время испытательного полета из-за порывов ветра 26 июня 2003 года.

Соответственно недостатком такого решения является наборная конструкция крыла, состоящая из продольного и поперечного силовых наборов крыла, а также установка фотоэлектрических преобразователей на верхней поверхности крыла, что увеличивает вес описанной конструкции, панели создают неровности, что увеличивает аэродинамическое сопротивление крыла, снижает устойчивость к действию атмосферных возмущений. В процессе полета происходит деформация крыла большого удлинения под действием полетных нагрузок, система управления не имеет эффективных органов управления, борющихся с деформацией крыла. При масштабируемости подобная система становится очень хрупкой.

Сущность изобретения.

Задачей настоящего изобретения являлось создание легкой и при этом устойчивой конструкции крыла планера, которая была бы легко масштабируема (в меньшей степени рост массы подчинялся бы закону квадрата-куба). Соответственно решалась также задача повышения устойчивости конструкции планера аппарата к действующим на него атмосферным возмущениям, а также улучшении аэродинамических характеристики.

Технический результат, обеспечиваемый настоящим изобретением, заключается в создании крыла большого удлинения минимальной удельной массы с интегрированными солнечными панелями, увеличении ресурса конструкции крыла и продолжительности его эксплуатации, установке внутрь крыла аккумуляторных батарей и различных блоков, упрощении обслуживания.

Результат достигается тем, что:

Крыло летательного аппарата, выполнено состоящим из нескольких соединенных секций, при этом форма крыла может удерживаться элементами управления, которые представляют собой, например, хвостовые балки, разнесенные по размаху всего крыла.

При этом секция крыла включает фотоэлектрические преобразователи, стыковочные элементы с соседними секциями, силовой набор и обшивку и отличается тем, что силовой набор представлен только лонжеронами, а фотоэлектрические элементы интегрированы в верхнюю обшивку секции крыла, при этом сама секция выполнена в виде трехслойной сэндвич панели, в которой верхний слой композиционного материала и конструкционный пенопласт выполняют роль диэлектрика, при этом верхняя и нижняя обшивка крыла выполнены нежесткими на кручение, в результате происходит закручивание крыла при действии управляющих воздействий при сохранении целостности конструкции крыла. Секция крыла предпочтительно имеет толщину профиля 6-10%.

Сущность изобретения заключается в том, что крыло выполняется гибким, причем не только на изгиб, но и на кручение, при этом силовой набор каждой секции крыла представлен лишь лонжеронами. Форма крыла при этом удерживается принудительно, при помощи системы управления.

Фотоэлектрические преобразователи интегрированы в обшивку крыла, что положительно сказывается на аэродинамических характеристиках всей конструкции. Само крыло при этом выполнено предпочтительно в виде трехслойной сэндвич-панели, в которой верхний слой композиционного материала и конструкционный пенопласт выполняют роль диэлектрика.

За счет выполнения верхней и нижней обшивок крыла нежесткими на кручение, при действии управляющих воздействий происходит закручивание крыла при сохранении целостности конструкции крыла. Выполнение крыла нежестким на изгиб осуществляется за счет малой толщины его профиля, что способствует уменьшению нагрузок на крыло. При этом форма крыла удерживается принудительно при помощи нескольких хвостовых балок разнесенных по размаху всего крыла.

Аккумуляторные батареи и различные внутренние блоки устанавливаются во всю длину крыла через его торец.

Масса самолета, в основном, содержится в крыле, в котором задан высокий уровень распределения веса по пролету (пролетная нагрузка) и распределенная конфигурация силового агрегата.

Крыло разделено на секции любого размера, соответственно секции, как модули, могут быть легкозаменяемыми, добавляя модули, можно увеличивать размах самолета, меняя модули, можно менять конфигурацию, например, полезной нагрузки. Секции могут быть соединены друг с другом с возможностью поворота относительно друг друга, что позволяет крылу закручиваться на больший угол.

Таким образом, совокупность существенных признаков в предлагаемом изобретении позволила увеличить размах крыла аппарата и повысить устойчивость конструкции планера к действующим на него атмосферным возмущениям. При этом удалось уменьшить массу крыла, а также включить в силовую конструкцию крыла солнечные ячейки и установить внутрь крыла аккумуляторные батареи и различные блоки.

Более подробно вышеописанные черты и преимущества станут понятны из дальнейшего подробного описания со ссылками на фигуры чертежей.

Краткое описание чертежей.

Фиг. 1 - общий вид консоли крыла.

Фиг. 2 - сечение крыла.

Фиг. 3 - сборка сегментов крыла между собой и с фюзеляжем.

Осуществление изобретения.

На фиг. 1 приведен общий вид консоли заявленного крыла. Силовой набор крыла представлен лишь одним или несколькими лонжеронами, а соединительная часть секции крала выполнена таким образом, чтобы обеспечить возможность взаимозаменяемости. Гибкость на изгиб обеспечивается за счет тонкого (6-10%) профиля крыла, чего удалось достичь за счет интеграции солнченых элементов в обшивку крыла, а также выполнения самого крыла в виде трехслойных панелей. Форма крыла может удерживаться принудительно, например, в заданных пределах при помощи системы управления, которая может представляь из себя распределенные по размаху фюзеляжи с горизонтальными оперениями.

Профиль крыла подробно представлен на Фиг. 2. Верхняя обшивка крыла выполнена сэндвичевой конструкции с заполнителем из пенопласта (4). В предпчотительном варианте выполнения солнечные панели заламинированы защитной пленкой (1) для защиты от внешних воздействий, например, атмосферных. Пленка выбирается таким образом, чтобы она не снижала качество работы самих фотоэлектрических преобразователей. Солнечные панели наклеены на электроизоляционный композиционный материал (3), являющийся частью обшивки крыла, под ним находится пенопласт-диэлектрик (4). С обратной стороны наполнителя из пенопласта наклеен слой углепластика (5), воспринимающего основную часть нагрузок.

Лонжероны, соответственно, включают полки и стенки выполненные из углепластика с заполнителем из пенопласта.

Нижняя обшивка крыла выполнена сэндвичевой конструкции с заполнителем из пенопласта (4), с обоих сторон покрытого углепластиком (5).

Верхняя и нижняя обшивки консоли выполнены нежесткими на кручение.

Низкая толщина профиля крыла обеспечивает возможность больших величин прогиба, а большой изгиб средней линии профиля обеспечивает высокую подъемную силу при малом сопротивлении. Исполнение крыла гибким снижает нагрузку. В предложенной схеме увеличение массы ближе к квадратичному закону и незначительное увеличение нагрузки на крыло, компенсируется с запасом увеличением числа Re, что при масштабировании только улучшает летные характеристики.

Тот факт, что конструкция крыла не имеет поперечного набора силовых элементов позволяет устанавливать внутрь крыла аккумуляторные батареи и различные блоки через его торец на всю длину крыла, что повышает эффективность использования пространства, а также упрощает обслуживание и/или замену оборудования.

Так как крыло разделено на секции любого размера, соответственно секции, как модули, могут быть легкозаменяемыми, добавляя модули, можно увеличивать размах самолета, меняя модули, можно менять конфигурацию, например, полезной нагрузки.

Возле хвостовой части профиля обшивка из 2-х сэндвич панелей, переходит в одну, в которой пенопластовый сердечник задает форму профиля.

Пример реализации изобретения.

Пример 1.

Были изготовлены и испытаны опытные секции крыла длиной 9 метров, шириной 0.85 метра, толщиной профиля 6%. Возможный радиус изгиба без повреждений силовых элементов и солнечных панелей составил 10 метров. Угол закручивания одной секции доходит до 60 градусов без повреждения обшивки и солнечных ячеек. В одну секцию устанавливается 30 кг аккумуляторных батарей и электронных блоков, равномерно распределенных по длине, в полете подъемная сила компенсирует прогиб и, в итоге, крыло не испытывает изгибающих нагрузок (в невозмущенной атмосфере).

1. Секция крыла летательного аппарата, включающая фотоэлектрические преобразователи, стыковочные элементы с соседними секциями, силовой набор и обшивку, отличающееся тем, что силовой набор представлен только лонжеронами, а фотоэлектрические элементы интегрированы в верхнюю обшивку секции крыла, при этом сама секция выполнена в виде трехслойной сэндвич панели, в которой верхний слой композиционного материала и конструкционный пенопласт выполняют роль диэлектрика, при этом верхняя и нижняя обшивка крыла выполнены нежесткими на кручение, в результате происходит закручивание крыла при действии управляющих воздействий при сохранении целостности конструкции крыла.

2. Секция по п. 1, отличающаяся тем, что секция крыла имеет толщину 6-10%.

3. Крыло летательного аппарата, отличающееся тем, что состоит из нескольких соединенных секций по п. 1.

4. Крыло по п. 3, отличающееся тем, что форма крыла удерживается элементами управления.