CN112591133A - 一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于航空飞行器设计技术领域，公开了一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法，包括重量模型建立、气动计算模型建立、机翼展弦比优化、变机翼面积的任务载荷数组计算、基于任务载重目标值的机翼面积计算和总体参数计算，首先进行重量模型建立和气动计算模型建立，然后根据建立的模型对机翼展现比进行优化得到优化结果，再基于优化结果计算任务载重数组，再计算机翼面积，最后计算其他总体参数。本发明的方法可准确计算机翼展弦比、机翼面积、翼载荷、推重比、飞行速度、飞行高度、电池重量、电池板面积与电机功率需求等无人机的总体参数，以任务载荷为设计目标，在满足设计约束的前提下，保证飞机具有高气动效率与最小的飞行重量。

Description

一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法

技术领域

本发明属于航空飞行器设计技术领域，涉及一种无人机总体参数的设计方法，具体涉及一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法。

背景技术

具有跨昼夜飞行能力的太阳能无人机对巡航升阻比要求很高，飞机结构重量是影响飞行时间的重要因素，因此布局设计不断地提高机翼展弦比，减小机翼结构重量，致使机翼的抗弯强度与抗扭刚度显著下降。受到气动扰动，飞机很容易进入失速，大载荷导致机翼结构破坏，飞机坠毁，如太阳神无人机、Google Titan Solara50太阳能无人机，关键原因在于飞机总体参数设计出现了问题。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提供了一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法，以任务载荷为设计目标，以飞行高度、跨昼夜飞行为与飞行安全为设计约束，通过优化机翼展弦比、翼载荷，在满足设计约束的前提下，保证飞机具有高气动效率与最小的飞行重量。

本发明的技术方案是：

一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法，包括重量模型建立、气动计算模型建立、机翼展弦比优化、变机翼面积的任务载荷数组计算、基于任务载重目标值的机翼面积计算和总体参数计算，首先进行重量模型建立和气动计算模型建立，然后根据建立的模型对机翼展现比进行优化得到优化结果，再基于优化结果计算任务载重数组，再计算机翼面积，最后计算其他总体参数。

进一步的，重量模型建立方法为：

飞机重量W由结构重量Wjg、电机与螺旋桨重量Wdj、电池重量Wdc、太阳能电池板Wdcb、设备与电缆重量WsL、任务载荷Wrw这6部分组成，因此飞机重量W＝Wjg+Wdj+Wdc+Wdcb+WsL+Wrw；

分别计算飞机重量W由结构重量Wjg、电机与螺旋桨重量Wdj、电池重量Wdc、太阳能电池板Wdcb、设备与电缆重量WsL和任务载荷Wrw。

进一步的，重量模型建立方法具体还包括：

1)结构重量Wjg计算模型：Wjg＝Kx·Kw·S1.38(1+0.0055(AR-20)1.2)

其中，Kw为机翼面密度系数，采用常规材料与制造工艺，Kw＝0.375；常规布局Kx＝1，S是机翼面积，AR机翼展弦比；

2)结构重量系数计算模型：Wjgx＝-1.08*S2/106-1.85·S/105+0.462；

3)飞机重量计算模型：W＝Wjg/Wjgx；

4)电池重量计算模型：Wdc＝W·9.8·v2·(tnight-txj)/K2/kwe

其中，v2为飞机低空平飞速度，tnight为无光照时间，txj为能量零消耗下滑到低空Hlow的时间，K2为低空巡航升阻比，kwe为能量系数，Kwe＝nlmd·kfdsd·kdczh·kjx，nlmd为电池能量密度，kfdsd为电池放电深度系数，kdczh为电池能量转换效率因子，kjx为低空巡航螺旋桨效率因子；

5)电池板重量计算模型：Wdcb＝scell·kb

其中，scell为电池板面积，kb为电池板密度

scell＝1.5·ez/(IRmax·tday·kcell·kmppt·klight)

其中，IRmax为光照强度，klight为光照强度因子，tday为光照时间，kcell为光电转换因子，kmppt为能量跟踪器效率；

ez＝w·9.8·(vpj1·tday/kpj1+vpj2·tnight/kpj2)/kdisc/kc

其中，vpj1为有光照时间段的平均飞行速度，tday为有光照时间，vpj2为无光照时间段的平均飞行速度，kpj1，kpj2分别为有、无光照时间段的平均使用升阻比，kc与kdisc为充、放电因子；

6)动力装置重量计算模型：wdj＝pdj·ne·kgz·kwj

其中，ne为电机数量，kgz为电机功重比，机载电机的kgz＝3.03，kwj为与之匹配的螺旋桨重量因子，kwj＝1.09，pdj为单个电机所需的功率；

pdj＝1.15·w·9.8·v1/k1/1000/ne

其中，v1为高空平飞速度，k1为高空平飞升阻比；

7)任务载荷计算：Wrw＝W-(Wjg+Wdj+Wdc+Wdcb+WsL)。

进一步的，气动计算模型建立如下：

1)根据设计巡航升力系数C_Lxh，失速特性限制设计翼型，确定机翼弯度与最大升力系数，并计算机翼展弦比AR＝20、机翼面积S＝20m²的太阳能无人机的气动力，作为计算相似构型，但机翼展弦比与机翼面积变化布局气动力的基准数据；

2)零升阻力系数计算模型：在基准零升阻力系数的基础上，根据摩擦阻力的雷诺数修正模型，计算新布局的零升阻力系数；摩擦阻力系数的雷诺数修正函数：

ΔCD＝-0.00025135X3+0.0021641X2-0.0066684X+0.00744

其中ΔCD是摩擦阻力系数修正量，X是雷诺数；

3)诱导阻力计算模型：

CDL＝FA·CLxh2

CDL是诱导阻力系数，FA是诱导阻力因子；

4)巡航升阻比计算：Kxh＝CLxh/(CD0+CDL),FA＝1/(AR·π·e)

其中，Kxh是巡航升阻比，CD0是零升力阻力系数，e是机翼诱导阻力修正因子。

进一步的，机翼展弦比优化方法具体为：

1)优化理论依据：航时

式中，E为可用的能量，TX为航时效率，它是巡航升阻比与飞机重量及飞行速度的比值，在给定的能量E下，航时效率最大，飞机的航时也就最大；因此通过求解效率计算函数对展弦比的微分偏导方程，获得展弦比优化值，V是速度，K是升阻比；

2)优化方程求解方法：采用数值求解方式，给出初始机翼面积S_W0，将展弦比离散为8～33的数组AR_SZ，根据重量计算模型、气动力计算模型分别计算出重量数组W_SZ，升阻比数组K_SZ，进一步计算速度数组V_SZ与航时效率数组TX_SZ，通过搜索TX_SZ数组的最大值获得展弦比最优值：[TXmax，ID]＝MAX(TX_SZ)，ARopt＝AR_SZ(ID)。

进一步的，变机翼面积的任务载荷数组计算方法如下：

以AR_opt为机翼展弦比，将机翼面积离散为10～260的机翼面积数组SW_SZ，根据重量计算模型、气动力计算模型分别计算出重量数组W_SZ、结构重量数组W_SZjg、电机螺旋桨数重量组W_SZdj、电池重量数组W_SZdc、电池板重量数组W_SZdcb、系统电缆重量数组W_SZsL，最终获得任务载荷数组W_Srw。

进一步的，基于任务载重目标值的机翼面积计算方法具体如下：

采用插值算法：S_W＝Interp1(W_Srw，S_WSZ，W_rw)，获得任务载重目标值W_rw对应的机翼面积S_W。

进一步的，总体参数计算方法具体如下：

当机翼展弦比AR、机翼面积S、最大飞行高度H_max确定后，根据重量计算模型、气动计算模型可计算出机翼展长b_w、飞机重量W、翼载荷W/S、最大飞行速度V_max、电机所需功率p与重量W_dj、飞机推重比T/W、电池与电池板重量。

本发明的优点是：

本发明提供的跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法，通过重量计算模型与气动力计算模型精细化设计，机翼展弦比与面积的优化设计，可准确计算机翼展弦比、机翼面积、翼载荷、推重比、飞行速度、飞行高度、电池重量、电池板面积与电机功率需求等无人机的总体参数。该方法以任务载荷为设计目标，在满足设计约束的前提下，保证飞机具有高气动效率与最小的飞行重量。

附图说明

图1是本发明总体参数计算方法与流程图；

图2是本发明实施例的机翼展弦比优化计算结果图；

图3是本发明实施例的航时效率与AR关系图；

图4是本发明实施例的变机翼面积的任务载荷数组计算结果图。

具体实施方式

本部分是本发明的实施例，用于解释和说明本发明的技术方案。

一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法，包括重量模型建立、气动计算模型建立、机翼展弦比优化、变机翼面积的任务载荷数组计算、基于任务载重目标值的机翼面积计算和总体参数计算，首先进行重量模型建立和气动计算模型建立，然后根据建立的模型对机翼展现比进行优化得到优化结果，再基于优化结果计算任务载重数组，再计算机翼面积，最后计算其他总体参数。

重量模型建立方法为：

飞机重量W由结构重量Wjg、电机与螺旋桨重量Wdj、电池重量Wdc、太阳能电池板Wdcb、设备与电缆重量WsL、任务载荷Wrw这6部分组成，因此飞机重量W＝Wjg+Wdj+Wdc+Wdcb+WsL+Wrw；

分别计算飞机重量W由结构重量Wjg、电机与螺旋桨重量Wdj、电池重量Wdc、太阳能电池板Wdcb、设备与电缆重量WsL和任务载荷Wrw。

重量模型建立方法具体还包括：

1)结构重量Wjg计算模型：Wjg＝Kx·Kw·S1.38(1+0.0055(AR-20)1.2)

其中，Kw为机翼面密度系数，采用常规材料与制造工艺，Kw＝0.375；常规布局Kx＝1，S是机翼面积，AR机翼展弦比；

2)结构重量系数计算模型：Wjgx＝-1.08*S2/106-1.85·S/105+0.462；

3)飞机重量计算模型：W＝Wjg/Wjgx；

4)电池重量计算模型：Wdc＝W·9.8·v2·(tnight-txj)/K2/kwe

其中，v2为飞机低空平飞速度，tnight为无光照时间，txj为能量零消耗下滑到低空Hlow的时间，K2为低空巡航升阻比，kwe为能量系数，Kwe＝nlmd·kfdsd·kdczh·kjx，nlmd为电池能量密度，kfdsd为电池放电深度系数，kdczh为电池能量转换效率因子，kjx为低空巡航螺旋桨效率因子；

5)电池板重量计算模型：Wdcb＝scell·kb

其中，scell为电池板面积，kb为电池板密度

scell＝1.5·ez/(IRmax·tday·kcell·kmppt·klight)

其中，IRmax为光照强度，klight为光照强度因子，tday为光照时间，kcell为光电转换因子，kmppt为能量跟踪器效率；

ez＝w·9.8·(vpj1·tday/kpj1+vpj2·tnight/kpj2)/kdisc/kc

其中，vpj1为有光照时间段的平均飞行速度，tday为有光照时间，vpj2为无光照时间段的平均飞行速度，kpj1，kpj2分别为有、无光照时间段的平均使用升阻比，kc与kdisc为充、放电因子；

6)动力装置重量计算模型：wdj＝pdj·ne·kgz·kwj

其中，ne为电机数量，kgz为电机功重比，机载电机的kgz＝3.03，kwj为与之匹配的螺旋桨重量因子，kwj＝1.09，pdj为单个电机所需的功率；

pdj＝1.15·w·9.8·v1/k1/1000/ne

其中，v1为高空平飞速度，k1为高空平飞升阻比；

7)任务载荷计算：Wrw＝W-(Wjg+Wdj+Wdc+Wdcb+WsL)。

气动计算模型建立如下：

1)根据设计巡航升力系数C_Lxh，失速特性限制设计翼型，确定机翼弯度与最大升力系数，并计算机翼展弦比AR＝20、机翼面积S＝20m²的太阳能无人机的气动力，作为计算相似构型，但机翼展弦比与机翼面积变化布局气动力的基准数据；

2)零升阻力系数计算模型：在基准零升阻力系数的基础上，根据摩擦阻力的雷诺数修正模型，计算新布局的零升阻力系数；摩擦阻力系数的雷诺数修正函数：

ΔCD＝-0.00025135X3+0.0021641X2-0.0066684X+0.00744

其中ΔCD是摩擦阻力系数修正量，X是雷诺数；

3)诱导阻力计算模型：

CDL＝FA·CLxh2

CDL是诱导阻力系数，FA是诱导阻力因子；

4)巡航升阻比计算：Kxh＝CLxh/(CD0+CDL),FA＝1/(AR·π·e)

其中，Kxh是巡航升阻比，CD0是零升力阻力系数，e是机翼诱导阻力修正因子。

机翼展弦比优化方法具体为：

1)优化理论依据：航时

式中，E为可用的能量，TX为航时效率，它是巡航升阻比与飞机重量及飞行速度的比值，在给定的能量E下，航时效率最大，飞机的航时也就最大；因此通过求解效率计算函数对展弦比的微分偏导方程，获得展弦比优化值，V是速度，K是升阻比；

2)优化方程求解方法：采用数值求解方式，给出初始机翼面积S_W0，将展弦比离散为8～33的数组AR_SZ，根据重量计算模型、气动力计算模型分别计算出重量数组W_SZ，升阻比数组K_SZ，进一步计算速度数组V_SZ与航时效率数组TX_SZ，通过搜索TX_SZ数组的最大值获得展弦比最优值：[TXmax，ID]＝MAX(TX_SZ)，ARopt＝AR_SZ(ID)。

变机翼面积的任务载荷数组计算方法如下：

以AR_opt为机翼展弦比，将机翼面积离散为10～260的机翼面积数组SW_SZ，根据重量计算模型、气动力计算模型分别计算出重量数组W_SZ、结构重量数组W_SZjg、电机螺旋桨数重量组W_SZdj、电池重量数组W_SZdc、电池板重量数组W_SZdcb、系统电缆重量数组W_SZsL，最终获得任务载荷数组W_Srw。

基于任务载重目标值的机翼面积计算方法具体如下：

采用插值算法：S_W＝Interp1(W_Srw，S_WSZ，W_rw)，获得任务载重目标值W_rw对应的机翼面积S_W。

总体参数计算方法具体如下：

当机翼展弦比AR、机翼面积S、最大飞行高度H_max确定后，根据重量计算模型、气动计算模型可计算出机翼展长b_w、飞机重量W、翼载荷W/S、最大飞行速度V_max、电机所需功率p与重量W_dj、飞机推重比T/W、电池与电池板重量。

下面结合附图说明本发明另一个实施例。

根据本发明提供的方法，计算一款任务载重为30kg，常规气动布局的可跨昼夜飞行的太阳能无人机总体参数，所需计算输入：设计升力系数C_Lxh＝1，无光照时间tnight＝11h,最大平飞高度取20000m，夜间平飞高度为5000m，光照强度为950w/m²，光照强度因子为0.97，充放电因子均为0.98，光电转换因子为0.18，跟踪器效率为0.96，电池能量密度为250w/kg，电池放电深度为0.82，能量转换效率为0.97，动力能量系数为0.85，电池板面密度为0.91kg/m2，螺旋桨效率为0.83，电机数量为4。

按照图1的流程进步设计，具体如下：

步骤1，机翼展弦比优化，计算数据如图2所示。

计算数据显示：航时效率最大值出现在AR＝25～28之间，为提高机翼抗扭刚度，展弦比取25，如图3所示。

步骤2.变机翼面积的任务载荷数组计算，计算数据如图4所示。

步骤3.基于任务载重目标值的机翼面积计算：

根据步骤2的计算数据，采用插值算法，计算获得的机翼面积SW＝79.9m2，79.9＝Interp1(WSrw,SWSZ,30)。该构型的巡航升阻比为27.5。

步骤4：任务载荷30kg的跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数计算，计算数据如下：

翼载荷W/S＝4.573kg/m2；

推重比T/W＝0.044；

机翼展弦比AR＝25；

机翼面积SW＝79.9m2；

翼展bw＝44.7m；

飞机重量W＝365.2kg；

结构重量Wjg＝165.5kg；

电池重量Wdc＝68.8kg；

太阳能电池板重量Wdcb＝61.8kg；

动力装置与螺旋桨重量Wdj＝15.7kg；

系统、电缆等重量WsL＝23.3kg；

电机所需功率Pdj＝1.19kw；

太阳能电池板面积Scell＝682；

最大平飞速度Vmax＝32.9m/s。

Claims (8)

1.一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法，其特征在于，包括重量模型建立、气动计算模型建立、机翼展弦比优化、变机翼面积的任务载荷数组计算、基于任务载重目标值的机翼面积计算和总体参数计算，首先进行重量模型建立和气动计算模型建立，然后根据建立的模型对机翼展现比进行优化得到优化结果，再基于优化结果计算任务载重数组，再计算机翼面积，最后计算其他总体参数。

2.根据权利要求1所述的一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法，其特征在于，重量模型建立方法为：

飞机重量W由结构重量Wjg、电机与螺旋桨重量Wdj、电池重量Wdc、太阳能电池板Wdcb、设备与电缆重量WsL、任务载荷Wrw这6部分组成，因此飞机重量W＝Wjg+Wdj+Wdc+Wdcb+WsL+Wrw；

分别计算飞机重量W由结构重量Wjg、电机与螺旋桨重量Wdj、电池重量Wdc、太阳能电池板Wdcb、设备与电缆重量WsL和任务载荷Wrw。

3.根据权利要求2所述的一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法，其特征在于，重量模型建立方法具体还包括：

1)结构重量Wjg计算模型：Wjg＝Kx·Kw·S1.38(1+0.0055(AR-20)1.2)

其中，Kw为机翼面密度系数，采用常规材料与制造工艺，Kw＝0.375；常规布局Kx＝1，S是机翼面积，AR机翼展弦比；

2)结构重量系数计算模型：Wjgx＝-1.08*S2/106-1.85·S/105+0.462；

3)飞机重量计算模型：W＝Wjg/Wjgx；

4)电池重量计算模型：Wdc＝W·9.8·v2·(tnight-txj)/K2/kwe；

其中，v2为飞机低空平飞速度，tnight为无光照时间，txj为能量零消耗下滑到低空Hlow的时间，K2为低空巡航升阻比，kwe为能量系数，Kwe＝nlmd·kfdsd·kdczh·kjx，nlmd为电池能量密度，kfdsd为电池放电深度系数，kdczh为电池能量转换效率因子，kjx为低空巡航螺旋桨效率因子；

5)电池板重量计算模型：Wdcb＝scell·kb

其中，scell为电池板面积，kb为电池板密度

scell＝1.5·ez/(IRmax·tday·kcell·kmppt·klight)

其中，IRmax为光照强度，klight为光照强度因子，tday为光照时间，kcell为光电转换因子，kmppt为能量跟踪器效率；

ez＝w·9.8·(vpj1·tday/kpj1+vpj2·tnight/kpj2)/kdisc/kc

其中，vpj1为有光照时间段的平均飞行速度，tday为有光照时间，vpj2为无光照时间段的平均飞行速度，kpj1，kpj2分别为有、无光照时间段的平均使用升阻比，kc与kdisc为充、放电因子；

6)动力装置重量计算模型：wdj＝pdj·ne·kgz·kwj

其中，ne为电机数量，kgz为电机功重比，机载电机的kgz＝3.03，kwj为与之匹配的螺旋桨重量因子，kwj＝1.09，pdj为单个电机所需的功率；

pdj＝1.15·w·9.8·v1/k1/1000/ne

其中，v1为高空平飞速度，k1为高空平飞升阻比；

7)任务载荷计算：Wrw＝W-(Wjg+Wdj+Wdc+Wdcb+WsL)。

4.根据权利要求3所述的一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法，其特征在于，气动计算模型建立如下：

1)根据设计巡航升力系数C_Lxh，失速特性限制设计翼型，确定机翼弯度与最大升力系数，并计算机翼展弦比AR＝20、机翼面积S＝20m²的太阳能无人机的气动力，作为计算相似构型，但机翼展弦比与机翼面积变化布局气动力的基准数据；

2)零升阻力系数计算模型：在基准零升阻力系数的基础上，根据摩擦阻力的雷诺数修正模型，计算新布局的零升阻力系数；摩擦阻力系数的雷诺数修正函数：

ΔCD＝-0.00025135X3+0.0021641X2-0.0066684X+0.00744

其中ΔCD是摩擦阻力系数修正量，X是雷诺数；

3)诱导阻力计算模型：

CDL＝FA·CLxh2

CDL是诱导阻力系数，FA是诱导阻力因子；

4)巡航升阻比计算：Kxh＝CLxh/(CD0+CDL),FA＝1/(AR·π·e)

其中，Kxh是巡航升阻比，CD0是零升力阻力系数，e是机翼诱导阻力修正因子。

5.根据权利要求4所述的一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法，其特征在于，机翼展弦比优化方法具体为：

1)优化理论依据：航时

式中，E为可用的能量，TX为航时效率，它是巡航升阻比与飞机重量及飞行速度的比值，在给定的能量E下，航时效率最大，飞机的航时也就最大；因此通过求解效率计算函数对展弦比的微分偏导方程，获得展弦比优化值，V是速度，K是升阻比；

2)优化方程求解方法：采用数值求解方式，给出初始机翼面积S_W0，将展弦比离散为8～33的数组AR_SZ，根据重量计算模型、气动力计算模型分别计算出重量数组W_SZ，升阻比数组K_SZ，进一步计算速度数组V_SZ与航时效率数组TX_SZ，通过搜索TX_SZ数组的最大值获得展弦比最优值：[TXmax，ID]＝MAX(TX_SZ)，ARopt＝AR_SZ(ID)。

6.根据权利要求5所述的一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法，其特征在于，变机翼面积的任务载荷数组计算方法如下：

以AR_opt为机翼展弦比，将机翼面积离散为10～260的机翼面积数组SW_SZ，根据重量计算模型、气动力计算模型分别计算出重量数组W_SZ、结构重量数组W_SZjg、电机螺旋桨数重量组W_SZdj、电池重量数组W_SZdc、电池板重量数组W_SZdcb、系统电缆重量数组W_SZsL，最终获得任务载荷数组W_Srw。

7.根据权利要求6所述的一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法，其特征在于，基于任务载重目标值的机翼面积计算方法具体如下：

采用插值算法：S_W＝Interp1(W_Srw，S_WSZ，W_rw)，获得任务载重目标值W_rw对应的机翼面积S_W。

8.根据权利要求7所述的一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法，其特征在于，总体参数计算方法具体如下：

当机翼展弦比AR、机翼面积S、最大飞行高度H_max确定后，根据重量计算模型、气动计算模型可计算出机翼展长b_w、飞机重量W、翼载荷W/S、最大飞行速度V_max、电机所需功率p与重量W_dj、飞机推重比T/W、电池与电池板重量。

Images