长航时太阳能无人机的设计资料

长航时太阳能无人机的设计优化 ETHZ讲座会议 飞机和航天器系统设计，建模与控制 一．引言 若干年前，能够依靠太阳能动力实现连续飞行一直是个梦想，但是现在这个梦想已经成真。事实上，在在柔性太阳能电池板、高能量密度的电池、小型化MEMS与CMOS传感器以及强大的处理器等领域已经取得显著进展。 其实太阳能飞机的原理很简单，装有太阳能电池板的机翼在太阳光的照射下获得电能，将能量用于螺旋桨推进系统，控制电路，并将剩余的电能用蓄电池储存起来。当夜晚来临的时候，将白天储存在电池里的电能慢慢释放用于驱动飞机各系统直到第二天太阳升起。 尽管如此，对于飞机的优化和整合以及技术方面的努力是必要的。主要的工作是将不同功能的部件尽量能以相同的标准考量。例如飞机的续航时间，就是一个需要综合考量的因素。 在2004年，洛桑联邦理工学院/苏黎世联邦理工学院的自主实验室与欧洲航天局共同提出了“Sky-Sailor”这个项目。这个项目是通过学习和研究自主导航控制的太阳能无人机在地球表面的飞行来验证火星专用版本的可行性。 本次讲座介绍的方法，用于全球范围内设计，旨在实现在地球上能够连续飞行的太阳能飞机。这种方法最早用于Sky-Sailor项目，但是对于从几百克到翼展几十米的高空长航时无人机仍然具有通用性。 1.太阳能飞机的历史 1.1太阳能航空模型飞机概述 世界上首架太阳能飞机于1974年11月4日，在美国加利福尼亚州试飞，飞机名叫“Sunrise I”，由来自于Astro Flight 公司的 R.J. Boucher设计。飞机在100m左右的高度飞行了大约20分钟。它的另一个改进版本“Sunrise II”很快被设计制造出来并且在1975年9月12号首飞，第二架飞机使用了新的太阳能电池板，比第一架飞机上的电池板效率高出14个百分点，总功率高达600W。 Helmut Bruss 和 Fred Militky是在欧洲范围内第一个吃螃蟹的，在1976年8月16日，他们的模型“Solaris”在150秒内连续三次爬升到50m的高度[3]. 很久以来,许多设计制作飞机的人都尝试让飞机依靠太阳能飞行，这些想法变得越来越可行。最初，飞行时间只有短短的几秒，后来迅速的增长到几分钟以至于几小时[3]。这其中最具代表性的有1996年的Dave Beck和他的飞机Solar Solitude以及90年代创造了很多记录的Wolfgang Schaeper和他的飞机 Solar Excel还有98年的Sieghard Dienlin以及他的微型飞机PicoSol。 2.2有人操纵的太阳能飞机 在许多太阳能模型飞机通过飞行证明了只要有足够的照度连续的飞行是可行的之后，那些70年代的太阳能飞机的先驱者便
将有人驾驶的飞机作为新的挑战。 最初的模型飞机，像 Fred To的Solar One和Larry Mauro的

Solar Riser就是利用电池板在地面上给飞机的电池充电，然后实现短时间的持续飞行。而美国的 Dr. Paul B. MacCready 和他的AeroVironment公司 实现的仅仅利用太阳能而不用任何储能装置实现连续飞行是具有革命意义的。1980年5月18日，被认为是世界上第一个有人操纵的太阳能飞机Gossamer Penguin实现了首飞。1981年7月7号，它的改进版的名叫Solar Challenger的飞机实现了仅仅利用太阳能动力穿越了英吉利海峡。 在德国，Günter Rochelt 所制造具有16m翼展和一个电池的Solair I 太阳能飞机在1983年8月21日主要利用太阳能动力和上升气流实现了5小时41分钟的飞行。1986年美国的 Eric Raymond开始设计它的名叫Sunseeker的飞机在1989年这架飞机先进行了无电池板的滑翔飞行，在1990年的8月，这架飞机通过21次的起飞降落和120小时的空中飞行穿越了整个美国。 在1996年Berblinger比赛在Ulm举行，比赛的所提出的项目是设计一个真正意义上的能够在照度相当于夏天晴好天气一半的情况下持续飞行的飞机。最终来自Stuttgart 大学Rudolf 教授的Voit- Nitschmann队所设计的 Icaré 2赢得了冠军。 1.3通往高空长航时无人机（HALE）平台的路 在Solar Challenger成功以后，美国政府对AeroVironment公司进行投资用于研究可行的长航时太阳能发电驱动的高空飞机。在1993年，一架名叫Pathfinder的245公斤30平方米机翼面积的飞机在高空进行了测试，并在1994年成为了NASA的环境研究飞机传感器技术(ERAST)项目的一部分。 从1994年到2003年，这个项目取得了一系列的成功包括三架名叫Pathfinder Plus, Centurion 和 Helios的飞机。后者确定将作为最终的包含为夜间飞行所准备的电池的“永不降落的飞机 ”。在2001年Helios创造了一个的世界纪录达到了29524米的高空。但是不幸的是在2003年6月26日由于结构失效它最终坠毁到了太平洋里，因而无法证明其“永不降落”。 在欧洲，也有许多研究HALE平台的项目，在飞机系统的DLR学会上，在1994年到1998年期间发展了Solitair飞机项目[23]，在2000年1月到2003年5月许多欧洲组织给Solitair飞机项目投资，以用来学习研究可想的高空长航时太阳能无人机平台的研究，用来实现宽带通信和地球观测。 一个名叫QinetiQ的英国公司在HALE平台领域也异常活跃，他们制造的名叫Zephyr的飞机在2006年7月连续飞行了18个小时，其中包括7个小时的夜间飞行。它最近被选为Flemish HALE基础平台的无人机用于Mercator遥感系统的框架在Pegasus 项目。该平台应该满足像森林火灾监测、城市地图,沿海监视等任务。 但是客观地来说，在2005年4月22日Helios太阳能飞机证明了不间断的无人飞行器是可以实现的。AcPropulsion的总裁和创始人Alan Cocconi的Solong飞机

只依靠太阳能动力和沙漠里的上升气流飞行了24小时11分钟。飞机4.75米的翼展和11,。5公斤的重量确保其能在两个月后的6月3日实现持续48小时16分钟的不间断飞行。 未来证明连续飞行的梦想将会在通过载人飞行的Solar-Impulse实现,这是一个在瑞士的80米的翼展的轻量级太阳能飞机项目。在2007-2008年生产了一个60m翼展的试验机和2009-2010年最终版本的飞机之后，在每一个大陆停留的环球飞行应该会在2011年5月实现。 2原理简述 太阳能电池板由许多太阳能电池片通过特定的连接组成，它覆盖在飞机的机翼或者飞机的其他表面上（如平尾，机身）。白天，通过阳光和倾斜射线的照射和，电池板将光能转化成电能。一个名叫最大功率追踪器的装置保证任何时候从电池板获得最高的功率。获得的电能首先保证动力装置和电子系统的工作，其次将剩余的电能给电池充电。在夜间，飞机仅仅依靠电池的能量来控制飞机，而没有任何来自太阳能电池板的能量。如图所示：
二. 概念设计理论 飞机设计是一中通过纸上运算来创造一个新的飞行器的工作。设计过程通常分为三个步骤或者平行的设计步骤：概念设计、初步设计以及详细设计 这种方法将重点放在概念设计,就是一般的外形和尺寸的确定。一些通过空气动力学理论得到的初步设计参数和重量参数交汇，得到一个最佳的外形。可行的设计是达到一个给定的目标，但是详细的外形是没有限制的。 我们也将只考虑水平飞行。无论是为了实现低海拔检测还是高空通信平台，一个太阳能飞机必须有能够达到在一定高度连续飞行的能力。事实上，高海拔检测作用将会极其有限，而低海拔检测没有能力覆盖足够的区域。 在这种情况下,能量和质量平衡就是设计的起点。事实上,白天收集的来自太阳能电池板的能量必须足以驱动电动机,机载电子设备并且能够给电池充电,而电池要提供足够从黄昏到第二天早上飞行的能量,直到第二天一个新周期开始。同样,升力要平衡飞机重量,以便维持高度。 这最后导致一个“母鸡和鸡蛋”的问题：所需的功耗来自不同的部分,如电机、太阳能电池板、电池等。但同时，这些零件确定了飞机的总重。而总重又决定了飞机的所需功率。这些关系将在本节说明。 1. 辐照度模型 一个好的辐照度模型取决于变量如地理位置、时间、太阳能电池板方向和反照率等我们所需要的因素[7]。该模型简化为平面通过一个正弦曲线，如图所示： Fig. 2 Approximation of irradiance with a sinusoid (Lausanne, June 21) 最大光照度Imax和持续光照时间Tday是由不同的地点和日期决定的，这些是计算每天每平方米能量的因子，就像公式

1所显示的一样。为了考虑多云天，一个介于0和1之间的常数添加到公式中。
solmargindaymax-2/TIkEdensitydayπ （1） 2. 平飞时的功率平衡 水平飞行时作用到飞机上的力为升力L和阻力D定义为 2LSV2CL 2DSV2CD （2） CL和CD分别升力和阻力系数，ρ是空气密度，S是机翼面积V是飞机相对于没有风时的相对于地面的相对速度。CD 和CL 是由翼型，攻角α雷诺数Re和马赫数Mach决定的。阻力系数是由翼型的阻力系数CDa跟升力无关的寄生阻力（这里我们忽略）和诱导阻力CDi组成。CDi定义为： AReCC2DiLπ （3） e是奥斯瓦尔德因子，AR是机翼的展弦比。根据公式2得到平飞所需功率： 2)(CP32/3DlevelSmgCL 4） 将S用b和AR代替得到公式： bCL23mARg2CP32/3Dlevel （5） 接着，为了推算出平飞所需总功率，电机、电子控制器、减速组、螺旋桨的效率都应该被考虑到，还有控制系统的功率，负载的功率也应该考虑到。为了方便阅读，这些因素在这里将不再赘述，而将会在后面的图7中显示出来。 3. 质量估计模型 对于飞机的每个部件，对于计算总质量来说一个好的质量模型是必须的，并且总质量也将用于公式5中的计算。简单的质量模型将不会以公式表达出来，而将会在在后文的图7中显示。 控制和导航系统的质量是确定的，这是一开始就定义好的。电池的质量和其储存的能量成正比。和平飞总功率、夜晚续航时间以及电池的能量密度成反比。 对于太阳能飞机来说，我们可以发现电池板铺设的区域每天所吸收的太阳光的能量与飞机一天所消耗的能量是相等的。 mpptcellssolarinsolmdaydischrgchrgnightdayAkTITTargmaxtot-elet2/)(Pπ （6） 得到的区域Asolar将会在后面用来推导电池板的质量，包括封装它的无反射片聚合物的己量也将被考虑进来。 一个特殊的电子设备,称为最大功率点跟踪(MPPT)器必须适应太阳能电池板的电压,以便使其能够真正发挥它的作用。它的质量与电池板发电总功率成正比，而电池板总功率由电池板的铺设面积所决定，这些将在图7中显示。常数kmppt是目前在研究的产品的转换效率。如图3： solarmpptcellsmpptsolmpptmpptAIkPkmaxmaxm （7）
连接电池板和最大功率追踪器（MPPT）的导线的质量可以根据飞机的翼展和经过导线的电流来建模。但是为

了避免所建立的模型过于复杂，这部分的质量将包含在机载电子设备里。 关于动力组，由电机、减速组和螺旋桨[8]组成一个模型[9]。这些数据来自民用飞机的，主要考虑桨叶数量、螺旋桨尺寸以及电机的力量。一些计算结果显示，对于模型飞机的估算过于乐观。[18]和[25]所提出非常类似于基于推力的模型，动力组的质量可以做如下估算： proppropP0045.0m （8） 对于尺寸比较大的太阳能飞机，像Helios、Icaré 2 或者 Solair II，这些飞机的质量因子分别为0.0033、0.0012和0.0008kg/w，而像Sky-Sailor这样最初的试验机只能达到0.010kg/w。主要原因是因为相对于起飞所需要的能量，平飞时所需要的能量是很小的。相对而言，对于手掷模型飞机，需要迅速增加高度和速度，它的启动功率要高于平飞时的功率。因此，电机必须超大，相应的质量也就增加了。 最后，飞机的结构质量模型的建立是最难的，而原先才去的两种重量估算方法再次就显得有些不足了。这就是为什么我们将更加仔细的研究这部分并且建立一个新的质量模型的原因。 第一种估算方法来自D.W. Hall [8] ，其单独计算构成飞机结构的各部分质量之和。主要有：翼梁、前缘、后缘、蒙皮、翼肋、控制舵面、机身和尾翼作为总质量、展弦比和机翼面积的函数。这种方法对于[6]这种类型的飞机而言是准确的，但是却不太适合尺寸较小的模型飞机。第二种方法由W. Stender在1969年提出，是基于双尾撑的滑翔机的统计数据得来的。整个飞机结构的重量是由包含展弦比、面积以及尾撑数量在内的函数所组成。 467.0778.0af311.0n763.8WARS （9） 这个简单的模型通过[17][18]和[25]和他们的太阳能飞机总结得出。为了验证这个质量模型的的正确性，我们通过总结415架不同尺寸的滑翔机建立了一个包含有翼展、机翼面积、展弦比、结构重量和总重量的数据库。这几百架飞机包括92架无线电遥控飞机和323架载人滑翔机。 这些样本的重量图如图4所示，像公式9中的以机翼面积和展弦比为参数的函数对于大尺寸飞机来说是合适的，但却不适用于小尺寸的模型飞机。因此，我们基于滑翔机数据库的数据，采用最小二乘法的数学方法拟合出了一个新的方程。 71.059.158.5WARSaf （10） 运用展弦比的定义，公式也可以表示为： 88.018.358.5WARbaf （11）
但是这些方程只是基于这415个不同材质结构的样本而已。由于我们只对质量

较高的模型飞机感兴趣，我们建议将这些数据分为两组。一组是含有较低质量比的差值，以及另外一组。只保留第一组数据，并采用一次拟合过程，经过五次迭代得到一个只有5%左右最好的滑翔机的公式。 3.155.144.0ARSWaf （12） 同样，我们将公式12中的机翼面积用翼展代替。 25.01.344.0WARbaf （13） 我们可以看到当只选取质量较大的飞机作为多次迭代的样本推导得到的公式所发生的变化。机翼面积所引起的重量变化参数的指数在1.55—1.59之间，并没有发生太大的变化。相反，展弦比所引起的重量变化参数的指数增加了好多。 一些科学家所研究的总重量、翼展、机翼面积、飞行速度之间关系的样本非常广泛，从大型的商用航空飞机到悬挂式滑翔机，以至于动物界从信天翁到苍蝇都是他们的样本。通过这些大量的工作[19]，提供了一个简单并且优质的数据。 在这个领域做出最大贡献的人是Henk Tennekes，他提供了一个自己总结的名叫“The great flight diagram”的对数图表，这个结果令人震撼的：从小小的果蝇到大型的波音747客机所有的样本点都基本遵循公式14所表示的曲线。 3/147/WSW （14） 几何相似的概念是基于这个方程的，对于一个基于上述方程的飞行体来说，它的重量和它的长度是成3次方关系的，而它的面积和它的长度是成2次方关系的，因此翼载荷W/S应该是和W1/3成线性关系的。有趣的是如果我们将公式12转换成翼载荷的表示形式，翼载荷就可以表示为结构重量所引起的翼载荷变化参数的0.35次方的一个公式。这个公式已经很接近于Tennekes所提出的公式14。 84.035.059.0/ARWSWafaf （15）