STRATOSFERYCZNYCH SAMOLOTÓW SOLARNYCH

Transkrypt

1 PRACE instytutu LOTNiCTWA 221, s. 5 17, Warszawa 2011 WYZWANiA i PROBLEMY W BUDOWiE STRATOSFERYCZNYCH SAMOLOTÓW SOLARNYCH EWa CIChoCka Instytut Lotnictwa Streszczenie Praca prezentuje zagadnienia związane z projektowaniem solarnych, stratosferycznych samolotów bezzałogowych typu HALE, ze szczególnym uwzględnieniem problemu stateczności i sterowności. Zwrócono uwagę na szereg kwestii - zarówno zalet jak i kłopotów, które wynikają z prowadzenia operacji oraz realizacji celów misji w stratosferze, kierunków zmian, a także wyzwań związanych z lotami na tym pułapie w aspekcie dynamiki lotu i aeroelastyczności samolotu. Autor podkreśla, że charakterystyki dynamiki lotu odkształcalnych struktur samolotów o dużym wydłużeniu skrzydeł są całkowicie inne w porównaniu do wyników dla samolotów modelowanych jako bryły sztywne. Fakt ten uświadamia, że uzyskanie pełnej wiedzy o powstających konstrukcjach wymaga przeprowadzenia szeregu dokładnych, nieliniowych analiz. WSTĘP Nie ulega wątpliwości, że samoloty bezzałogowe (ang. UaVs - Unmanned aerial Vehicles) stały się prawdziwą rewolucją i przełomem w historii lotnictwa. Zmieniły one sposób prowadzenia działań zbrojnych i zwiększyły możliwości prowadzenia ciągłej obserwacji. Zdaje się, że samoloty te mogą zastąpić samoloty wczesnego ostrzegania awcs (ang. airborne Warning and Control System - Lotniczy System ostrzegania i kontroli) jako bardziej efektywne i ekonomiczne. Fot. 1. Zephyr - Solar HALE UAS - jeden z popularniejszych samolotów solarnych; /07/solar-powered-unmannedaircraf.html

2 6 EWa CIChoCka Ich rola jest również nieoceniona w kwestii ochrony środowiska, możliwości prowadzenia badań naukowych, zapewnienia bezpieczeństwa poprzez ciągły monitoring i patrolowanie powierzchni ziemi. Niezaprzeczalną zaletą samolotów UaVs jest wysoka niezawodność prowadzonych przez nie misji określana między innymi przez parametr definiowany jako MTBCF (ang. Mean Time Between Critical Failures): 1 1 = MTCF i MTBCF Na tej podstawie możliwe jest określenie poziomu niezawodności, ze wzoru: t RSystem () t = exp Π i MTBCFi gdzie: i kolejne składniki systemu, do których należy m.in. system zasilania, system sterowania, system łączności, stacja kontroli naziemnej itp; 1. MTBCF [godziny] System Perspektywicznie mogą one pełnić rolę pseudosatelitów. koszt wysłania takiego samolotu jest wielokrotnie niższy niż w przypadku satelitów, co stanowi poważną i wartościową przewagę nad nimi. Ponadto charakteryzują się większą elastycznością w kwestii obszaru użytkowania oraz ziemi, a dzięki niższemu pułapowi lotu są w stanie przekazać bardziej szczegółowy i dokładny obraz obszaru. i Rys. 2. Mapowanie powierzchni ziemi przez samoloty solarne [3] Zalety samolotów HALE [3] ogromne nadzieje pokłada się w bezzałogowych statkach powietrznych typu hale (ang. high altitude, Long Endurance), w tym w solarnych samolotach stratosferycznych, które są w stanie czerpać energię potrzebną do kontynuowania lotu, ze słońca. Ludzkość pokłada wielkie nadzieje i doszukuje się ogromnych możliwości, jakie umożliwiają loty stratosferyczne (loty na wysokościach km). długotrwałość operowania na pułapie nieosiągalnym przez

3 WyZWaNIa I ProBLEMy W BUdoWIE STraToSFEryCZNyCh SaMoLoTóW SoLarNyCh 7 samoloty komercyjne, w tym samoloty komunikacyjne, bez konieczności lądowania przez wiele miesięcy staje się celem, do którego dążą konstruktorzy z biur projektowych całego świata. Ze względu na możliwość kontynuowania nieprzerwanego lotu przez wiele miesięcy w stratosferze oraz sposób zasilania, samoloty solarne określane są jako samoloty VESPa (ang. Very- Long Endurance Solar Powered autonomous aircraft). Fot. 3. Helios cywilne zastosowanie samolotów UAV NASA [5] 2. TrUdNoŚCI WyNIkaJĄCE Z ProWadZENIa MISJI W STraToSFErZE obecnie rekord długotrwałości lotu należy do bezzałogowego samolotu solarnego Zephyr, który w powietrzu spędził ponad dwa tygodnie. Stratosfera niesie ze sobą poważne wyzwania. Temperatura na wysokości 18 tys. m spada nawet do -75 C, podczas gdy przy ziemi może dochodzić nawet do +40 C. Wszystkie urządzenia muszą więc zostać przystosowane do pracy w bardzo szerokim zakresie temperatur. Mimo, że lot takich samolotów odbywa się bez obecności na pokładzie pilota, który ze stacji naziemnej nadzoruje lot samolotu, to, co wiąże się z brakiem problemu zagrożenia życia w razie problemów technicznych maszyny lub ataków ze strony wroga, to wciąż pozostaje niezwykle ważna kwestia zapewnienia takiemu samolotowi stateczności i sterowności. Jest to duże wyzwanie dla konstruktorów, by zaprojektowany przez nich samolot odznaczał się optymalnymi i najlepszymi do osiągnięcia parametrami i charakterystykami lotu, przy możliwie najmniejszej masie własnej i odpowiednio wytrzymałej konstrukcji, a także przy zachowaniu pełnej stateczności i sterowności obiektu. Zagadnienie to staje się niezwykle trudnym zadaniem. Ponieważ nie da się sprostać wszystkim postawionym wymaganiom, potrzebne są kompromisy przy zachowaniu wytyczonych uprzednio priorytetów. Należy bowiem zdawać sobie

4 8 EWa CIChoCka sprawę, z wielu komplikacji i kłopotów natury technicznej, które wynikają z wysokości na której ma docelowo operować samolot. gęstość powietrza na wysokości przelotowej, która może sięgać nawet aż do 20 tysięcy kilometrów, jest prawie czternaście razy mniejsza niż przy ziemi, natomiast lepkość kinematycznie ponad dziesięć razy większa. Zagrożeniem są również występujące wiatr i podmuchy, które w szególnych, losowych przypadkach mogą być dość silne. Rys. 4. Prędkość wiatru i temperatura dla różnych wysokości i wartości ciś - nień atmosferycznych kolejną trudnością stają się więc niskie liczby reynoldsa na pułapie docelowym. Loty z małymi prędkościami poddźwiękowymi na bardzo wysokich pułapach wymuszają więc konieczność operowania na dużych kątach natarcia, często niewiele mniejszych od kąta krytycznego. Niekontrolowane zaburzenie równowagi takiego lotu może narazić samolot na przeciągnięcie. Sytuacja pogarsza się, ponieważ małe liczby reynoldsa wiążą się z małą energią opływu powietrza. W rezultacie obserwuje się raptowny spadek doskonałości i gwałtowne oderwanie strug. Fot. 5. Pathfinder Plus; FactSheets/FS-034-dFrC.html

5 WyZWaNIa I ProBLEMy W BUdoWIE STraToSFEryCZNyCh SaMoLoTóW SoLarNyCh 9 3. CEChy ZNaMIENNE dla SaMoLoTóW hale Samoloty solarne typu hale charakteryzują się dużą doskonałością, małymi obciążeniami powierzchni nośnej i dużymi wydłużeniami skrzydeł, przy tym dąży się do ograniczenia ich masy oraz powierzchni omywanej. oznacza to dużą podatność samolotu na podmuchy oraz dużą odkształcalność skrzydeł samolotów. W trakcie lotu skrzydła uginają się dość znacznie, dlatego nieodzowne jest przeprowadzenie na etapie projektowania, dogłębnej i wnikliwej nieliniowej analizy aeroelastycznej powstającej konstrukcji. Wynika to z faktu, że w trakcie dużych ugięć skrzydła charakterystyki aerodynamiczne całego samolotu mogą okazać się zupełnie inne niż dla skrzydeł nieodkształconych i w rezultacie samolot może doznać efektów zupełnie niespodziewanych dla konstruktora. Potwierdza to istnienie silnej konieczności przeprowadzenia dokładnych, nieliniowych analiz aeroelastycznych. Bazowanie na wynikach otrzymanych na podstawie zlinearyzowanych równań może skutkować mylnym pojęciem o zjawiskach i charakterystykach dynamicznych statku powietrznego, nawet podczas lotu ustalonego. okazuje się, że także podczas lotu ustalonego występują nieliniowe deformacje skrzydeł. Stąd rodzi się potrzeba ciągłej kontroli deformacji struktury, poprzez zabudowanie na pokładzie systemu aktywnego tłumienia w kanale podłużnym oraz aktywnego systemu tłumiącego deformacje spowodowane turbulencją powietrza. 4. SySTEM ZaSILaNIa I MagaZyNoWaNIa ENErgII Zakłada się, że dzięki szybkiemu rozwojowi technologii w przyszłości, samoloty solarne będą mogły operować dowolnie długo, bez konieczności lądowania. W tym celu obligatoryjnie musi zostać zredukowana masa oraz zwiększona sprawność zarówno baterii słonecznych, ogniw słonecznych jak i akumulatorów, tak aby niezależnie od szerokości geograficznej i pory roku, samolot w ciągu dnia był w stanie zgromadzić odpowiednią ilość energii pozwalającą mu kontynuować lot w nocy. Na kolejnej stronie przedstawiony został wykres pokazujący, że z roku na rok obserwuje się znaczny wzrost sprawności technologii ogniw słonecznych. Rys. 6. Wzrost sprawności technologii fotowoltaicznych ogniw słonecznych [6]

6 10 EWa CIChoCka 5. STaTECZNoŚĆ I STEroWNoŚĆ Jednym z ważniejszych etapów projektowania staje się więc analiza stateczności powstającej konstrukcji. Musi być ona w pełni kompleksowa. Jednak powinien poprzedzić ją proces polegający na wyborze optymalnej konfiguracji samolotu, mając na uwadze wszystkie za i przeciw. Istotnym punktem jest dobór odpowiedniego profilu skrzydła. Jednak dzięki wyrafinowanym narzędziom komputerowym i wysokiej wydajności obliczeniowych metod mechaniki płynów (CFd) zadanie to jest o wiele łatwiejsze, niż choćby dekadę temu. Zafiksowany musi zostać również rozkład elementarnych mas samolotu. Przewagą samolotów napędzanych silnikami elektrycznymi jest brak wędrówki środka masy w trakcie trwania misji. Fakt ten bardzo ułatwia proces konstruowania. Pozwala bowiem na uniknięcie wielu problemów związanych ze zmianą położenia środka jego masy. Brak wędrówki środka ciężkości wzdłuż średniej cięciwy aerodynamicznej przynosi między innymi taką zaletę, jak niezmienność obliczonych momentów bezwładności i momentów dewiacyjnych. Jeden z początkowych kroków powinien obejmować analizę statycznej stateczności i sterowności samolotu. otrzymanie dodatnich zapasów stateczności i sterowności samolotu jest oznaką prawidłowego wyważenia konstrukcji i doboru wymiarów usterzeń, a także jest warunkiem koniecznym, choć niewystarczającym, aby samolot był stateczny dynamicznie. kolejne istotne informacje o własnościach lotnych samolotu przynosi etap wyznaczenia wszystkich pochodnych aerodynamicznych samolotu. Pochodne aerodynamiczne odzwierciedlają szereg cech aerodynamicznych, konstrukcyjnych oraz masowych samolotu. Część z nich zależy dość znacznie od pułapu lotu. Jak już nadmieniono, wraz ze wzrostem wysokości znacznej zmianie ulega gęstość i lepkość powietrza, a co za tym idzie zmienia się też grubość warstwy przyściennej, przelotowa liczba Macha oraz liczba reynoldsa. Wszystkie te czynniki muszą być uwzględniane podczas analizy stateczności, czego konsekwencją jest bezwzględna potrzeba posiadania charakterystyk owych zmian pochodnych z wysokością. Rys. 7. Porównanie pochodnych aerodynamicznych na wysokości 0 m i m, wyznaczonych dla prędkości ekonomicznej lotu

7 WyZWaNIa I ProBLEMy W BUdoWIE STraToSFEryCZNyCh SaMoLoTóW SoLarNyCh 11 Nie bez znaczenia jest metoda ich wyznaczenia. Szeroko rozpowszechnione metody to metoda panelowa oraz tradycyjne metody inżynierskie oparte na raportach stateczności (najczęściej raportach USaF Stability and Control datcom lub data Sheets ESdU). Wiele opracowań, w których prezentowane są wyniki otrzymane na podstawie różnych algorytmów, pokazuje że pod względem jakościowym nie obserwuje się zwykle różnic w otrzymywanych wartościach pochodnych (w zależności od ich znaczenia w odniesieniu do stateczności samolotu). Jak podaje [2] mogą pojawić się pewne rozbieżności o charakterze ilościowym w wyznaczonych wartościach pochodnych aerodynamicznych. Niewielkie różnice zazwyczaj jednak nie wpływają w sposób istotny na stateczność całego samolotu. Stąd wniosek, że wskazane jest posiadanie możliwie największej liczby informacji o projektowanej konstrukcji, a przede wszystkim dokonanie walidacji w tunelu aerodynamicznym. To pozwoli na ewentualne wykluczenie wszystkich niezgodności, bądź ewentualne przeprojektowanie samolotu. Rys. 8. Ranga wyznaczanych pochodnych aerodynamicznych [4] równocześnie należy zdawać sobie sprawę z ograniczeń, jakie dotyczą analitycznych metod wyznaczania pochodnych aerodynamicznych. Po pierwsze, obliczenia takie musi poprzedzić wiele założeń i uproszczeń. Badania tunelowe dają wyniki, które są cenne, ponieważ cechują się dużą dokładnością dla integralnego modelu samolotu. rezultaty otrzymane metodami analitycznymi, oparte na modelach matematycznych samolotu, poważnie zubaża zakres ich stosowalności ograniczony do liniowego zakresu zmian współczynnika siły nośnej wraz ze wzrostem kąta natarcia samolotu, a także konieczne założenie, że opływ odbywa się bez oderwania strug. Stąd wniosek, że badania tunelowe pozwalają na bardzo precyzyjne określenie pochodnych aerodynamicznych nie obarczonych wyżej wymienionymi ograniczeniami. Posiadanie pełnego zestawu pochodnych aerodynamicznych daje kolejną porcję informacji o własnościach pilotażowych projektowanego samolotu. dla każdej klasy samolotu pochodne te zawierają się zwykle w typowym dla nich przedziale zmian ich wartości. Pewne wiadomości można również wywnioskować po zestawieniu odpowiednich pochodnych ze sobą. dobrym przykładem jest wzajemna relacja pochodnych Clp i Clδa. Są to pochodne momentu przechy - lającego odpowiednio: względem prędkości przechylania oraz względem kąta wychylenia lotek. Ich wartości powinny być bardzo zbliżone, aby zapewniona została odpowiednia reakcja samo - lotu po wychyleniu lotek samolotu.

8 12 EWa CIChoCka W dalszym etapie pochodne aerodynamiczne umożliwiają sformułowanie pełnego, różniczkowego równania charakterystycznego stateczności: Mx = Bx przy czym: M macierz masowa; B macierz sztywności. rozwiązaniem powyższego równania są zespolone wartości własne w postaci: = + i gdzie: i odpowiednia postać ruchu. i i i Część rzeczywista odpowiada za tłumienie drgań, natomiast część urojona nazywana jest częstością drgań, przy czym dla nieoscylacyjnych postaci ruchu przybiera ona z oczywistych względów wartość zerową. Następne stadium analiz umożliwia już ocenę wszystkich postaci ruchu na podstawie wyznaczonych, reprezentatywnych wielkości, które jednoznacznie określają charakter odpowiednich ruchów. do grupy wyżej wspomnianych wielkości zaliczany jest współczynnik tłumienia drgań, okres oscylacji, czas stłumienia początkowej amplitudy drgań do połowy oraz częstość drgań nietłumionych. Z kolei do rozpatrywanych postaci ruchu dynamicznej stateczności podłużnej należą oscylacje długookresowe, nazywane oscylacjami fugoidalnymi oraz oscylacje krótkookresowe, którymi są oscylacje szybkie. Z kolei na stateczność boczno-kierunkową składa się holendrowanie, które również zalicza się do ruchów krótkookresowych oraz ruch w przechylaniu i spirala. Należy mieć na uwadze, że dynamiczna stateczność samolotu pogarsza się wraz z wyso - kością lotu. Jak pokazują wykresy, im wyższy pułap tym mniejsze tłumienie drgań oraz mniejsza częstość drgań nietłumionych a także dłuższy okres drgań wszystkich oscylacyjnych postaci ruchu. Proces optymalizacyjny powinien zatem być skupiony, przede wszystkim, na operacyjnych wysokościach lotu, przy jednoczesnym kontrolowaniu poziomu stateczności całego zakresu wysokości, na których będzie poruszał się samolot tj. od ziemi do co najmniej wyso kości przelotowej.

9 WyZWaNIa I ProBLEMy W BUdoWIE STraToSFEryCZNyCh SaMoLoTóW SoLarNyCh 13 Rys. 9. Zmiana tłumienia i częstości drgań nietłumionych fugoidy wraz z wysokością- H (0m do 20000m) Zależność prędkości od czasu dla oscylacji fugoidalnych dla wysokości 0 m i m. Rys. 10. Zmiana okresu drgań oscylacji szybkich wraz z wysokością

10 14 EWa CIChoCka Rys. 11. Zmiana okresu drgań oscylacji szybkich wraz z wysokością lotu Rys. 12. Zmiana okresu oscylacji i częstości drgań nietłumionych holendrowania wraz z wysokością

11 WyZWaNIa I ProBLEMy W BUdoWIE STraToSFEryCZNyCh SaMoLoTóW SoLarNyCh 15 Rys. 13. Czas zdwojenia przechylenia spirali na wysokości 0m i 20000m Wyżej opisany algorytm, pozwalający ocenić dynamiczną stateczność samolotu, obarczony jest bardzo istotnym założeniem. otóż jest to analiza stateczności samolotu traktowanego jako bryłę sztywną. Zatem skrzydła tego samolotu uważane są za nieodkształcalne, doskonale sztywne. Pod wpływem obciążeń aerodynamicznych w trakcie lotu nie ulegają ugięciu. Przeprowadzone badania zaprezentowane w publikacji [1] zwracają uwagę na pojawiające się różnice w wynikach analiz, przy uwzględnieniu efektu uginania się skrzydeł w locie oraz w przypadku sztywnego samolotu. rezultaty pokazują, że reakcje samolotu z odkształcalnymi skrzydłami mogą być znacząco różne niż samolotu modelowanego jako ciało sztywne. Przy tym okazuje się, że niekoniecznie jest to zmiana negatywna rozumiana jako pogorszenie stateczności. Jednak, aby uniknąć powtórzenia historii prototypu samolotu helios, należy zadbać o dokonanie kompleksowej analizy powstającej konstrukcji. Sprawdzone muszą zostać wszelkie możliwe interakcje między aerodynamiką, statecznością i sterownością, wytrzy ma - łością konstrukcji oraz systemem zasilania samolotu. Zabiegi te zapewnią odpowiednie charakterystyki dynamiczne, a przede wszystkim tłumienie oscylacji w kanale podłużnym, które były bezpośrednią przyczyną zniszczenia struktury heliosa.

12 16 EWa CIChoCka Rys. 14. Zmiana prędkości pochylania q w funkcji czasu [sek] - zniszczenie Heliosa podczas lotu testowego w 2003r [7] PodSUMoWaNIE Poznanie wszystkich zjawisk i charakterystyk związanych z dynamiką lotu wymaga więc przeprowadzenia skomplikowanych analiz nieliniowych. Zlinearyzowane podejście do badań dynamiki jest podejściem słusznym w pierwszym etapie projektowania, na poziomie projektu koncepcyjnego. Wyniki liniowych analiz obligatoryjnie muszą być skorelowane z badaniami uwzględniającymi zmiany, zjawiska spowodowane przez ugięcia struktury skrzydeł, które ma miejsce nawet w standardowych warunkach lotu ustalonego. aby poznać reakcje samolotu i zapewnić mu bezpieczny przebieg misji, nieodzowne jest podejście interdyscyplinarne. konieczne jest uwzględnienie wszystkich problemów, jakie wiążą się z odbywaniem lotów w stratosferze. Jednocześnie solarne samoloty stratosferyczne stanowią olbrzymią szansę na rozwój wielu dziedzin nauki i techniki, dlatego w pełni uzasadniona jest moda na skonstruowanie kolejnych wiecznych samolotów. BIBLIograFIa [1] Nonlinear aeroelasticity and flight dynamics of high-altitude Long-Endurance aircraft, Mayuresh J. Patil, dawey h. hodges, Carlos E. S. Cesnik, aiaa [2] dynamics of a high altitude Long Endurance UaV, Zdobysłw goraj, Politechnika Warszawska, ICaS 2000 Congress; [3] First flight of Scaled Electric Solar Powered UaV for Mediterranean Sea Border Surveillance Forest and Fire Monitoring, g. romeo, M. Pacino, F. Borello, aerotecnica Missili & Spazio, The Journal of aerospace, Technology and Systems; [4] advances in Unmanned aerial Vehicles. State of the art and the road to autonomy, kimon P. Valavanis, Springer, 2007; [5] Flying robots. Unmanned aerial Vehicles and Micro aerial Vehicles, Nonami, kendoul, Suzuki, Wang, Nakazawa, Springer, 2010; [6] Forum for Energy Economics and development, ULCa, vol. 01 No.01;april 2008;

13 WyZWaNIa I ProBLEMy W BUdoWIE STraToSFEryCZNyCh SaMoLoTóW SoLarNyCh 17 [7] Investigation of the helios Prototype aircraft Mishap, volume 1, Mishap report, Thomad E. Noll, John M. Brown, Marla E. Perez-davis, Stephen d. Ishmael, geary C. Tiffany, Matthew gaier, January 2004; [8] high altitude, Long Endurance Unmanned aerial Vehicle of a new generation a design challenge for low cost, reliable and high performance aircraft ; goraj, Frydrychewicz, Świetkiewicz, hernik, gadomski, goetzendorf-grabowski, Figat, Suchodolski, Chajec; Bulletin of the Polish academy of Sciences Technical Sciences, Vol. 52, No. 3, 2004; [9] Fink, r.d. USaF stability and control datcom, Wright-Patterson afb, oh, 1975 [10] Engineering Sciences data Unit, Sub-series, aerodynamics, 3a, regent Street, London W1r 7ad, England (ESdU - data Sheets); EWa CIChoCka ChaLLENgES and ISSUES IN design of SoLar STraToSPhErIC aircrafts Abstract The paper presents the theory of designing and flight dynamic analysis of solar, unmanned, high altitude long endurance aerial vehicles, with the particular emphasis on issues regarding stability and control. The attention was drawn on problems connected with challenges in stratospheric flights, and with changes development, and also difficulties associated with flights at these altitudes in terms of flight dynamics and aeroelasticity. The Author highlights that the flight dynamic characteristics of the deformed aircraft are completely different as compared to rigid aircraft s structure, thus the paper discusses linearized stability of trimmed-state aircraft s flight.