Использование статического электричества и химико-кинетического накопителя для питания электрических беспилотных летательных аппаратов

Развитие современной авиации ведется в нескольких направлениях, ключевым из которых является разработка авиационных систем на электрической тяге, включающая:

– развитие концепции «полностью электрического самолета» (ПЭС) [1; 2];

– разработку и развитие электрических беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) [3; 4].

Данные авиационные системы имеют следующие явные преимущества: снижение вредного воздействия на окружающую среду, шумового воздействия, затрат на техническое обслуживание.

Для развития этих направлений, помимо решения организационных задач (например, интеграция БПЛА в работу современных инфраструктурных систем [5]), необходимо решить следующие основные технические проблемы:

• 1.    Низкие энергетические характеристики.

• 2.    Статическая электризация летательных аппаратов.

Так, на сегодняшний день аккумуляторные батареи не могут конкурировать с современным авиационным топливом. Плотность энергии современных литий-ионных аккумуляторных батарей составляет порядка 150–200 Вт · час/кг, что в 60–80 раз меньше удельной энергии авиационного топлива.

Логичный вариант решения данной проблемы – разработка гибридных силовых установок (2 и более источников энергии в различной конфигурации) [6–10], что дает существенное повышение эффективности (высокие массо-энергетические и надежностные характеристики) БПЛА. Одним из перспективных направлений является использование высокотемпературных сверхпроводников (ВТСП) [11], а также твердотопливных водородных элементов [12; 13], применение которых позволит, по заявлению авторов, существенно увеличить энергосиловые характеристики БПЛА.

Особое значение приобретает работа по оптимизации и управлению энергосиловыми параметрами БПЛА:

– разработка и внедрение структурированного комбинированного электроэнергетического комплекса самолета [14–16];

– разработка и внедрение стратегии управления БПЛА, где процесс заряда энергопотребления и состояние источника питания анализируются в соответствие с заданным алгоритмом [17–19].

На сегодняшний день электризация самолета – это комплексная проблема [20]. Из-за ее воздействия нарушается работа и происходят отказы средств связи, радионавигационного оборудования, воспламенение горючего, поражение молнией (несмотря на то, что вероятность поражения низкая, однако дает неприятный психологический эффект [21]).

Из-за трения о воздух на самолете в полете набирается заряд 200–300 мкКл, поднимающий электрический потенциал до 200–300 кВ. Более 90 % поражений воздушных судов электростатическими зарядами происходит на высотах от 1500 до 3000 м (рис. 1).

Рис. 1. Влияние высоты полёта ЛА на разряды атмосферного электричества (цифры соответствуют относительному числу случаев)

Fig. 1. The effect of the aircraft flight altitude on atmospheric electricity discharges (the numbers correspond to the relative number of cases)

Электрический заряд, приобретаемый самолетом при полете, зависит:

• 1)    от метереологических условий: ясная или пасмурная погода, наличие и виды облаков и осадков, их фазовое состояние и форма, а также распределение на них электрических зарядов [22], приводящие к таким физическим механизмам электризации, как заряжение самолетов:

• -    в результате захвата электрически заряженных частиц облаков и осадков;

• -    вследствие баллоэффекта;

• -    трибоэлектрических эффектов, связанных с соотношением диэлектрических проницаемо-стей соприкосающихся тел;

• -    контактной разности потенциалов между материалом поверхности самолета и частицами облаков и осадков;

• 2)    от характеристик самолета (конструкции и размеров, типа двигателя, вида и параметров материала покрытия, параметров разрядников статического электричества);

• 3)    режима полета (скорости и высоты полета).

Процесс электризации самолета идет разнонаправленно: электрический заряд зависит от токов, заряжающих и разряжающих самолет. Исследования [22] показали, что накопленный электростатический заряд может достигать 10-3 Кл, а запасенная энергия – 104 Дж.

Методы уменьшения электрического заряда на самолете сводятся как к пассивному режиму компенсации (использование стекателей, разрядников) [20], так и активной компенсации (использование дополнительного высоковольтного источника напряжения) [23], что дает возможность достаточно эффективно управлять зарядом поверхности (снижать заряд вплоть до нуля).

Другой подход к уменьшению электростатического заряда, производится за счет подбора материалов покрытия: например авторами [24] предложен способ рассеяния электростатического заряда за счет использования многослойных композитных структур в конструкции ответственных узлов самолета (например, топливных баков).

Подобного рода системы имеют определенные недостатки: увеличение массы самолёта, усложнение технологии его изготовления.

Перспективная система энергоснабжения БПЛА

Авторами разработки [25] предлагается другой путь снижения электростатического заряда на самолете – использование энергии накопленного статического заряда для питания систем летательного аппарата. Перспективным вариантом является использование предложенной конструкции химико-кинетического накопителя энергии (ХКНЭ) для питания двигателя и систем полностью электрического беспилотного летательного аппарата (ПЭ БПЛА) (рис. 2).

Химико-кинетический накопитель энергии состоит из аккумуляторных батарей, установленных во вращающийся корпус.

Электрический заряд, образующийся на поверхности самолёта, с помощью токоприёмника передаётся на преобразователь напряжения типа DC-DC и далее на ионистор (ёмкостный накопитель энергии). Выбор ионистора не случаен, так как у этих ёмкостных накопителей минимальное время вывода и ввода энергии (табл. 1).

Для повышения энергетических и эксплуатационных характеристик аккумуляторных батарей ХКНЭ возможно использование перспективных разработок: ламинированных литий-ионных аккумуляторов (с удельной энергией 230–268 Вт*час/кг, при 100%-ной глубине разряда токами 0–2 С более 1000 циклов) [27], а также перспективных литий-серных (с удельной энергией 250–350 Вт · час/кг) и литий-кислородных (с удельной энергией 400–500 Вт · час/кг) аккумуляторов [28].

Для определения технических характеристик перспективного БПЛА выбран БПЛА по нормальной аэродинамической компоновке с прямым крылом и хвостовым оперение V-образной формы (например, по схеме БПЛА «Орион» компании АО «Кронштадт», рис. 3) [29] с заменой двигателя внутреннего сгорания на электродвигатель с установкой ХКНЭ. Основные технические характеристики перспективного БПЛА с ХКНЭ представлены в табл. 2.

Рис. 2. Схема реализации отбора статического электричества от поверхности самолета

Fig. 2. Diagram of the implementation of the selection of static electricity from the surface of the aircraft

Параметры накопителей энергии [26]

Таблица 1

Накопитель	Удельная энергоемкость (Вт·ч/кг)	Время вывода энергии (с)
Химический	36–360	1–105
Индуктивный	0,36–3,6	103–10
Емкостный	0,036–0,18	10-6–10-2
Механический	3,6–360	1–103
Электромеханический	0,36–3,6	10-2–10
Электродинамический	0,018–0,36	10-3–10-2

Рис. 3. Беспилотный летательный аппарат «Орион» [29]

Fig. 3. Unmanned aerial vehicle “Orion” [29]

Расчёты [30] показывают, что применение только ХКНЭ увеличивает энергетические возможности БПЛА на 20–25 %, что позволит сократить удельную потребленную энергию на 12–14 % БПЛА (табл. 2) (на примере сравнения перспективного и выпускаемых БПЛА).

Сравнение технических характеристик электрических БПЛА

Таблица 2

Характеристики	ед.	Перспективный БПЛА с ХКНЭ	БПЛА ARCA AirStrato Pioneer [32]	БПЛА ARCA AirStrato Explorer [32]	БПЛА AR5 [33]	БПЛА OPV [34]
Производитель/ страна		Россия	ARCA (США, Румыния)	ARCA (США, Румыния)	TEKEVER LTD (Португалия)	Uconsystem Co.Ltd. (Южная Корея)
Взлетная масса	кг	260	170	230	180	600
Полезная нагрузка	кг	80	30	45	50	60
Тип двигателя		электрический	электрический	электрический	двойной электрический	электрический
Мощность двигателя	кВт	5,00	5,56*	8,50*	5,00*	5,00*
Максимальная скорость	км/час	200	120	171	160	222
Крейсерская скорость	км/час	–	100	153	100	185
Дальность	км	100	500	837	140	500
Потолок (максимальный)	м	5000	8000	18000	5000	–
Размах крыла	м	9	12	16	7,3	8,6
Длина	м	4	7	7	4	6,6
Тип оперения		V-образное	М-образное	М-образное	Н-образное	Центральное
Тип шасси		трехстоечное	трехстоечное	трехстоичное	трехстоичное	трехстоичное
Автономность	час	6,24*	12	20	20	24
	кг*км	8000	15000	37665	7000	30000
Удельная потребляемая энергия *	Вт*час / (кг*км)	3,90	4,44	4,51	14,29	4,00

* Расчетные значения.

Для расчета накопленного статического электричества для данного БПЛА использовались методики, приведенные в [22; 31].

Расчет запасенной энергии самолета за счет статического электричества рассчитывается по формуле

• A. = Q~ ,

Э 2C где Q – электрический заряд самолета (колеблется в диапазоне 3,3*10-4 – 0,2*10-3), Кл; C – электрическая емкость самолета (определяется размахом крыла), Ф.

Ёмкость самолёта (при дозвуковых скоростях в первом приближении) можно считать равной 0,2–0,4 размаха крыльев (в см) и определяется по формуле, Ф:

С = (0,2...0,4)*L *1,1126*10-12, где L – размах крыла самолета, см.

При максимально возможном накопленном электростатическом заряде (10–3 Кл), запасённая энергия, рассчитанная по известной формуле будет равна 1,3*103Дж. Время накопления зарядов на поверхностях ЛА по результатам исследований (в зависимости от высоты полета, погодных условий и т. д.) равно от сотых долей секунды до десятков секунд [22].

Среднее время накопления зарядов (на максимальной высоте) примем 1 с, т. е. с токоприёмника через преобразователь напряжения на ионистор будет передаваться ~ 1,3*103 Дж электрической энергии. В дальнейшем эта энергия при необходимости используется для подзарядки ХКНЭ.

В табл. 3 приведены сравнение характеристик автономности перспективного БПЛА с ХКНЭ без использования и с использованием статического электричества

Таблица 3

Сравнение технических характеристик БПЛА с ХКНЭ без использования и с использованием статического электричества

Характеристики	ед.	Перспективный БПЛА с ХКНЭ без использования статического электричества	Перспективный БПЛА с ХКНЭ с использованием статического электричества
			Q = 3,3*10–4 Кл	Q = 10–3 Кл
Мощность двигателя	кВт	5,00	5,00	5,00
Дальность	км	100	100	100
Удельная потребляемая энергия*	Вт*час/ (кг*км)	3,90	3,90	3,90
Удельная энергия,	кДж/(кг*км)	14,04	14,04	14,04
Энергоемкость бортовой АКБ	кДж	112320	112320	112320
Энергия от статического электричества	кДж	–	3196,58	29353,40
Автономность	час	6,24	6,42	7,87
	кг*км	8000	8228	10091
Дополнительная мощность	кВт	–	0,14	1,04

Использование статического электричества добавит энергетических возможностей БПЛА (при этом дополнительная мощность составит до 1 кВт в зависимости от условий полета: высоты полета, скорости, погодных условий). Таким образом, увеличение автономности БПЛА составит до 26 %.

Заключение

Приведенный анализ показывает, что развитие современных авиационных систем на электрической тяге, несмотря на преимущества (снижение вредного воздействия на окружающую среду, снижение шумового воздействия, снижение затрат на техническое обслуживание) сдерживается техническими проблемами: низкие энергетические характеристики и электризация.

Использование системы подзарядки аккумуляторных батарей за счет статического электричества на основе химико-кинетического накопителя в конструкции разработанного перспективного БПЛА позволит не менее чем на 12–14 % повысить энергетические характеристики, а также увеличение до 26 % автономности полета.

Низкие массогабаритные характеристики, а также необычный принцип работы системы отбора статического электричества на основе химико-кинетического накопителя энергии дает возможность использовать ее в качестве автономного источника питания для беспилотных летательных аппаратов, что позволяет в будущем распространить данный принцип энергопотребления для любых воздушных судов на электрическом приводе.