Библиографическое описание:

Базухаир М. А. Концепция стратосферного многоцелевого дирижабля с лазерным питанием из лазера космического базирования // Молодой ученый. — 2015. — №2. — С. 126-130.

Цель данной статьи — теоретически обосновать осуществимость создания стратосферного дирижабля, характеризуемого подвешенным полетом и питаемого дистанционно из лазера космического базирования, установленного на геостационарной орбите. Данный летательный аппарат получил название лазерного стратосферного многоцелевого дирижабля (ЛСМД). Для осуществления концепции ЛСМД были проведены расчеты проектирования основной конструкции и требуемой для её работы энергии.

Ключевые слова:стратосферный дирижабль, лазерный ЛА, беспроводная передача энергии ЛА, лазерный дирижабль

 

The goal of research — to provide a theoretical feasibility study of our developed stratospheric airship concept characterized by stabilized hover and powered remotely from a space-based laser rotating on geostationary orbit. This aerial vehicle has been called multipurpose stratospheric laser airship (MPSLS). Main calculations of the design and required operational power are provided herein.

Keywords: Stratospheric airship, laser AV, UAV wireless power transmission, laser dirigible

 

Стремление к разработке современных летательных аппаратов (ЛА), воплощающих новые концепции, основанные на выработке возобновляемых источников энергии вместо ископаемых видов топлива, привело к появлению новых схем, которые характеризуются перспективными техническими возможностями. Космическая энергетика, под которой подразумевается, в частности, передача энергии, преобразованной из солнечного излучения, космическому, воздушному или наземному потребителю, присоединенному к фотоэлементу, в виде сфокусированного лазерного луча. Достигнутый в совершенствовании лазерных технологий прогресс сопровождался за последнее сорокалетие ХХ века значительным увеличением мощности лазеров до двух гигаватт, в то же время, постоянным падением себестоимости фотоэлементов, что обеспечивает целесообразность интеграции применения обоих технологий для решения некоторых задач в авиационной технике [4] [5] [6].

Известны попытки и проекты для разработки ЛА, содержащих ряды фотоэлементов в качестве возобновляемого ресурса питания, например, проект DARPA The Integrated Sensor Is the Structure (ISIS), представляющий собой автоматизированный, заполненный гелием, дирижабль, используемый для фотографирования боевых зон с помощью высокочастотной радиолокационной станции с большой высоты [8]. Также к такому виду разработок можно отнести проект ведущей американской компании Локхид Мартин под названием High-altitude airship (HAA) — беспилотный дирижабль малой стоимости, работающий на высоте более 21 км, предназначенный для наблюдения и телекоммуникаций и др. [3]. Однако в изложенных технических решениях отсутствовало применение сфокусированного лазерного луча для повышения КПД фотоэлементов системы энергоснабжения. Этот недостаток связан с тем, что современное исследование способов улучшения эффективности фотоэлементов привели к выводу, что в случае направления концентрированного света или сфокусированного лазерного излучения на монохроматический фотоэлемент, ожидается увеличение собственного КПД в два раза [7]. На табл. 1 показаны штатные и повышенные КПД для разных фотоэлектрических материалов при штатной температуре 25оС. Стоит отметить, что расчетный КПД, согласно формуле Ландиза для приблизительного определения КПД фотоэлемента под лазерным освещением , линейно падает при превышении штатной температуры, выражаемой в следующей формуле [7]

где  — КПД фотоэлемента при солнечном освещении;  — интенсивность солнечного излучения, при котором проводилось измерение;  — сила короткого замыкания фотоэлемента;  — напряжение холостого хода, полученное при данном солнечном излучении;  — интенсивность лазерного излучения; (QE) — безразмерная внутренняя квантовая эффективность, взятая с учетом .

Таблица 1

Расчетная эффективность фотоэлектрических материалов под солнечным и лазерным освещением

Материал фотоэлемента

Расчетная эффективность

В

%

нм

QE, при

, при

, %

, при

, %

Арсенид галлия

33.1

1.033

1370

21.7

850

0.85

53.1

56.1

Германия

46.4

0.269

1000

7.8

1060

0.85

12.7

15.4

CIS (селенид меди-индия-галлия)

40.7

0.439

1000

12.0

1060

0.68

17.5

19.7

 

Анализ вышеприведенных данных показывает осуществляемость объединения отдельных преимуществ возобновляемых источников питания, т. е. фотоэлементов и лазерного излучения как средства повышения эффективности и функциональности используемых фотоэлементов. Подобная комбинация приводит к уменьшению площади, соответственно, и числа требуемых фотоэлементов в два раза, сохраняя при этом количество произведенной ими энергии, что положительно влияет на массу дирижабля, оснащенного фотоэлементами, питаемыми лазерным лучом.

В данной работе продолжается теоретически рассматривать задачу о реализации концепции создания лазерного стратосферного многоцелевого дирижабля (ЛСМД), подвешенного в атмосфере на достаточно большой высоте (30 км), питаемого лазерным лучом, посылаемым от лазера космического базирования, вращающегося вокруг Земли на геостационарной орбите (см. [1]).

Подход к искомой реализации требует в рамках данной статьи найти решение наиболее важных на начальном этапе создания ЛСМД научно-технических задач:

1.    создание дирижабля с техническими характеристиками, соответствующими требованиям высоты и условий работы;

2.    обеспечение лазерами, генерирующими потребную мощность ЛСМД с наибольшим ресурсом, поддерживающим их оптимальную длительность работы.

Рассмотрим решение поставленных задач на основе рис. 1, определяя при этом основные требуемые технические характеристики ЛСМД.

Рис.1: Постановка предложенной системы в пространстве, показывающая способ передачи электроэнергии ЛСМД.  Здесь R=35756 км, h = 30 км

 

Гелий представляет собой предложенный газ, для создания подъемной силы Y. В настоящее время он широко применяется для безопасности при выполнении тактических технических требований (ТТТ), особенно, в рассматриваемой нами системе, в процессе работы которой ожидается внезапное увеличение температуры, которое вызвано либо возможным отклонением лазерного луча, отправленного от лазера космического базирования (ЛКБ) к поверхности газовой оболочки, либо колебанием самого дирижабля во время процесса передачи. Для расчета объема газовой оболочки используем выражение [2]

                                                                                                                       (1)

В случае если газовая оболочка имеет шарообразную форму, как изображено на рис. 1, то уравнение (1) справедливо применять и для определения габаритов шара ЛСМД, так как

                                                                                                            (2)

где R — радиус шаровой газовой оболочки ЛСМД, (см. рис. 2).

Рис.2. Круглая солнечная панель. 1- Газовая оболочка. 2- Ряд фотоэлементов круглой солнечной панели

 

Данный автономный ЛСМД как система, содержащая разнообразные электрические (электродвигательные винты и т. д.) и электронные (датчики, электроника управления и т. д.) подсистемы и оборудование, потребляет круглосуточно электроэнергию в виде постоянного или переменного токов для поддержания своей работы.

Требуемую мощность Pтр работы функциональных систем ЛСМД, питающихся преобразованной в постоянный ток фотоэлектрической энергией с помощью фотоэлементов, расположенных на верхней части газовой оболочки можно найти следующим выражением, учитывая что, каждый фотоэлемент имеет Pф

                                                                                                                      (3)

где n — число требуемых для создания потребной мощности фотоэлементов. С учетом того, что ряд элементов расположен в круглой солнечной панели, как показано на рис. 2, где rп — радиус панели. Найдем требуемую площадь панели Aп для преобразования Pтр

                                                                                                           (4)

где – площадь одного фотоэлемента. Однако характерная ограниченность работы фотоэлементов при преобразовании падающего лазерного излучения Pпад и последующая от неё потеря из-за низкого КПД значительно влияет на фактическую полученную электроэнергию, что необходимо учесть

                                                                                                                  (5)

где  — коэффициент полезного действия солнечной панели. Вставив значения уравнений (5) и (6), мы можем определить требуемую  с учетом геометрических параметров панели

                                                                                                             (6)

Выбор лазера космического базирования

Переходим к решению второй задачи, посвященной выбору требуемого лазера на основе настоящего уровня техники. Питание ЛСМД осуществляется дистанционным образом при помощи мощного лазерного луча, передаваемого из лазера космического базирования (ЛКБ), установленного на геостационарной орбите, радиус которой составляет R=35756 км. Вращение по такой орбите соответствует условиям, при которых скорость вращения Земли vз вокруг своей оси будет равна скорости вращения лазера vл вокруг Земли, что обеспечивает осуществляемость наведения сфокусированной энергии в определенную наземную (или воздушную с неподвижными координатами) точку, являющуюся, в нашем случае, рядом фотоэлементов ЛСМД (см. рис. 5). Передача лазерного луча реализуется с учетом изменения диаметра его конечного пятна по сравнению с исходным на краю лазерной пушки как изображено на рис. 3, т. е. , так чтобы , где  — диметр солнечной панели, равный 2rп (см. рис.5).

На настоящем уровне техники известны многообразные лазеры, которые могут быть рассмотрены в качестве вариантов для генерации мощных лазерных лучей. Твердотельные, полупроводниковые, газовые и волоконные лазеры нашли широкое применение в авиации, например, в 2008 году компания Боинг применила твердотельные лазеры для создания тактического оружия воздушного базирования [7]. Однако преимущество волоконных лазеров по их ресурсу Tэ > 50000 часов, мощности P= 2–20 Вт и освещённости ( =1×1013 -1.4×1015) Вт/м2 дает приоритет в применении этих лазеров для осуществления передачи требуемой энергии. На таблице 2 приведены основные характеристики существующих коммерческих лазеров [7].

Таблица 2

Перечень существующих коммерческих лазеров

Тип лазера

Длина волны,

λ (нм)

КПД*, η

%

Качество луча,

Bx×By

Освещенность, R (Вт/м2)

Диодный, 10 киловатт

850

50

100×1.5

1×1010

Комбинированный спектральный луч, 25 ватт

850

25

4.5×3

2×1012

Твердотельный, 8 киловатт

1060

25

24×24

1.2×1013

Твердотельный, 8 киловатт

1060

25

3×3

2.4×1015

Волоконный, 2 киловатт

1060

25

1.2×1.2

1.2×1015

Волоконный, 10 киловатт

1060

25

15×15

1×1013

Волоконный, 20 киловатт

1060

25

35×35

1.4×1013

Химический кислородно-йодный лазер, 1 Мегаватт

1315

300 кДж/кг

1.3×1.3

3×1017

Фтористый водородный, 1 Мегаватт

2700

150 кДж/кг

2×2

3×1016

Фтористый дейтериевый, 1 Мегаватт

3800

150 кДж/кг

2×2

2×1016

 

* это означает, что для генерации P лазерного луча используется только η постоянного тока.

Кроме приведенных на таб. 2 коммерческих лазеров, в работе [5] приведены передовые экспериментальные исследования одномодовых эрбиевых волоконных световодов с накачкой по оболочке, имеющих высокую эффективность до 40 %. Такие эффективные лазеры в дальнейшем служит рекомендованному варианту для установки на ЛКБ.

Важно отметить, что согласно расчетам при вращении ЛКБ по геостационарной орбите существует такая дуга 12756 км, по траектории которой из-за захода в тень Земли, покрывающую некоторую дугу орбиты, отсутствует солнечное излучение в течение . Это явление не имеет длительную продолжительность, что облегчает преодоление его последствий путем установки аккумуляторных батарей, накапливающих электроэнергию для поддержки ЛСМД и его систем за вышеупомянутый промежуток времени .

Заключение

Увеличивающееся потребление ископаемого топлива, ограниченного по количеству, привело к необходимости разработки нового поколения летательных аппаратов, основанных на выработке возобновляемого вида топлива. В ходе данной обзорной работы была рассмотрена задача представления теоретического обоснования осуществляемости создания стратосферного дирижабля, характеризуемого подвешенным полетом и питаемого дистанционно из лазера космического базирования, установленного на геостационарной орбите. Проект сокращенно получил название лазерного стратосферного многоцелевого дирижабля (ЛСМД).

В дальнейшем планируется решить задачу определения эффективности передачи лазерного излучения и расчет необратимых потерь.

 

Литература:

 

1.      Базухаир М. А. Лазерная космическая энергетика для электропитания летательных аппаратов легче воздуха / Молодой ученый (№ 8). — 2014. стр. 136–142.

2.      С. А. Лосик и И. А. Козлов. Оборудование дирижаблей, НКАП СССР, Государственное издательство обороны промышленности.– Москва, 1939.

3.      High Altitude Airship, Defense Systems. 2014 http://missilethreat.com/defense-systems/high-altitude-airship/ Свободный. Заг. с экрана (01.10.2014)

4.      John P. Geis II, Lieutenant Colonel. USAF, Directed energy weapons on the battlefield: a new vision for 2025, Center for Strategy and Technology, Air University, Maxwell Air Force Base.– Alabama, 2003.

5.      Kotov L. V., Likhachev M. E., Bubnov M. M., Medvedkov O. I., Yashkov M. V., Guryanov A. N., Lhermite J., Fevrier S., Cormier E., "75 W 40 % efficiency single-mode all-fiber erbium-doped laser cladding pumped at 976 nm», Optics Letters, 38(13) 2230–2232 (2013).

6.      U. S. Photovoltaics Industry Roadmap. PV Cell Conversion Efficiency 2006 http://www.data360.org/dsg.aspx?Data_Set_Group_Id=616 Свободный. Заг. с экрана (01.09.2014)

7.      Richard Mason. feasibility of laser power transmission to a high-altitude unmanned aerial vehicle/ Technical report of RAND// prepared for the united states air force.– USA, 2011.

8.      The Integrated Sensor is Structure. 2013 http://www.darpa.mil/Our_Work/STO/Programs/Integrated_Sensor_is_Structure_ %28ISIS %29.aspx Свободный. Заг. с экрана (30.10.2014)

Обсуждение

Социальные комментарии Cackle