小型太陽能無人機初步方案設計研究

李文麗++趙長輝

摘 要：太陽能電動飛機是一種環保、節能、高效的新型航空器，前景廣闊。太陽能電動飛機技術難度極大，但相關技術的帶動效應很大，能夠有力推動航空技術發展。本文進行一種小型太陽能無人機的初步方案設計研究，內容包括布局設計、氣動力設計和分析（翼型和機翼）、重量估算等。聯翼布局能夠與小型太陽能無人機很好匹配，但氣動力和結構分析復雜，方法上還有待完善。

關鍵詞：太陽能無人機；電動飛機；方案設計；聯翼布局

DOI：10.16640/j.cnki.37-1222/t.2017.09.071

0 前言

太陽能電動飛機（簡稱太陽能飛機）采用太陽能—電能作為推進能源，具有很多優點，包括：高效節能、環境友好，可以實現零排放；噪聲和振動水平極低；理論上可實現無限航時飛行。

太陽能電動飛機的氣動力設計要求比常規動力飛機苛刻，要達到極低能耗和極高效率，CD很低，而CL3/2/CD很高。同時，電動飛機巡航速度較低，特征尺寸（弦長）小，飛行雷諾數低，因此氣動力設計難度大。高空長航時（HALE）飛機飛行環境復雜（密度、溫度、高空風等），大翼展機翼的氣動彈性問題難解決，氣動力設計難度更大。太陽能電動飛機機體結構技術難度極大。設計上要求重量極輕，而超大尺寸/大撓度機體、大展弦比/大面積機翼、電動力系統部件（如太陽電池）集成安裝等都不利于結構設計。需要創新結構和材料技術。

總之，太陽能電動飛機技術難度極大。發展太陽能電動飛機技術能夠有力推動航空技術發展，有鑒于此，同時看到太陽能電動無人機的發展潛力，因此開展了小型太陽能電動無人機的初步方案設計研究工作。

1 布局設計

結合考慮，我們在方案設計中決定采用另一種布局形式——連翼布局。使用兩副機翼前后布置，前翼后掠，后翼前掠，兩翼翼尖處相連接。

2 翼型選擇

這里選擇專為高空長航時無人機設計的高升力翼型FX63-137，翼型厚度13.7%。FX63-137的低阻區較大，且很平緩?？捎蒙ο禂岛芨摺?/p>

3 機翼設計

（1）前翼：翼展8 m。弦長400 mm，從翼根到翼尖等弦長。后掠角14°。

（2）后翼：與前翼參數相同，翼展8 m。弦長400 mm，從翼根到翼尖等弦長。后翼前掠角14°。

（3）太陽能電池單元布置

選用太陽能電池單元尺寸為125*125 mm，在前后翼面上方兩排布置，按現有機翼面積可以布置240片。

本方案前翼后掠、后翼前掠，會在一定程度上降低升力線斜率，因此有必要對氣動特性作進一步分析。方案分別對前掠翼、后掠翼進行氣動特性計算，并與等弦長和展弦比的平直翼作對比.

計算結果表明，平直翼的升力線斜率最大，為0.0936。后掠翼和前掠翼的升力線斜率稍小，分別為0.0909和0.0911，但差別很小。

但在阻力方面，卻是前掠翼阻力較小，平直翼次之，后掠翼較大。從升阻比曲線也可以看到這個趨勢。由于后掠角和前掠角比較小，實際的影響并不大，幾種參數的三條曲線都比較接近。

因此，從計算結果來看采用連翼布局的氣動效率與單純的直機翼相比差別不大，在氣動方面不會有明顯影響。

另外，由于在前后翼翼尖處有端板連接，可以減小翼尖渦的影響，實際上可以起到增大升力和降低阻力的作用，也就是說，氣動方面還有潛力。

4 全機氣動特性

全機構型基本等于前后翼相加，但由于前后翼的干擾，因此全機的氣動阻力有所升高，升力降低，全機升阻比下降。計算結果為：全機最小阻力系數：CDmin= 0.027；最大升力系數：CLmax= 1.6；最大升阻比：Kmax= 27；最大功率因子：（CL1.5/CD）max= 23；設計升力系數：CLdesign= 0.9。

5 重量分析

結構重量：根據前期的經驗，翼展8米的類似結構的無人機全機結構重量為4～5 kg，因此，本方案取結構重量等于5 kg。

太陽能電池重量：目前能買到的太陽能電池單元重約10g（裸板，面積125×125 mm），加上封裝和連線，約為18 g。本機安裝240片電池單元，總重4.4 kg。

動力系統重量：初步選用DUALSKY公司的XM5050EA-10無刷外轉子電機，單個重281g，加上螺旋槳、連接件、電線和電調，單個重量約為350g。本方案配置4臺電動機，總重1.4 kg。

二次電池：本方案的二次電池僅作應急用，重量2 kg，可以提供500 Wh的能量。

其他：包括飛行控制、機載設備、航電系統等，總重600 g。

綜上，總重為13.4 kg。

重心位置：全機重量基本均勻分布，前后翼的中心位于幾何中心位置。通過機內設備調節使重心位于距離前翼跟弦前緣1.0 m的位置（全機焦點位于1.04 m處），具備并不過分的靜穩定性。

6 方案總結

布局三面圖如下：

總體參數

前翼：翼展8 m；跟弦弦長400 mm；跟梢比1；后掠角14°；上反角2°；面積3.2 m2。

后翼：翼展8 m；跟弦弦長400 mm；跟梢比1；前掠角14°；上反角0°面積3.2 m2。

全機長度 2.4 m

全機高度 0.5 m

重量 13.4 kg

重心位置 距離前翼跟弦前緣1.0 m

全機焦點 距離前翼跟弦前緣1.04 m

巡航速度 10 m/s

飛行高度 3000 m

參考文獻：

[1]Noth A. Design of solar powered airplanes for continuous flight[D]. Zürich： Ecole Polytechnique Fédérale de Lausanne （ETH）， Switzerland， 2008.

[2]Nickol C L， Guynn M D， Kohout L L， et al. High altitude long endurance UAV analysis of alternatives and technology requirements development[R]. NASA， TP-2007-214861， 2007.

[3]Porto A， Romeo G. The use of VSAero CFDtool in the UAV aerodynamic project[EB/OL]. [2012-05-20].

http：//areeweb.polito.it/ricerca/grupporomeo/Aerodynamic.pdf.

[4]Romeo G， Frulla G， Cestino E. Design of a high-altitude long-endurance solar-powered unmanned air vehicle for

multi-payload and operations[J]. Aerospace Engineering， 2007： 199-216.