CN118036190A - 一种考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，包括基于总体输入、结构输入及有限元模型，计算太阳电池单体的变形结果；基于飞行时刻的太阳辐照输入以及飞机的飞行姿态输入，计算太阳电池单体额定输出功率；以太阳电池单体的变形结果和太阳电池单体额定输出功率结果为输入，计算耦合实际飞行导致的结构变形的太阳电池单体及电池阵的实际输出功率；通过太阳能电池输出功率地面测试装置，进行不同位置太阳电池单体的差异化测试，修正考虑实际飞行状态的太阳电池单体及电池阵输出功率。本发明通过光辐照模型耦合飞机实际布局型式，并通过地面并联仿真及测试验证光辐照模型的预测正确性，从而提高了能量闭环评估的计算精度。
Description
技术领域
本发明属于飞机总体设计技术领域，涉及太阳能飞机的能量管理和续航能力优化，特别涉及一种考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，能够提高太阳能飞机在复杂飞行条件下的能量评估准确性和可靠性。
背景技术
太阳能飞机作为一种以太阳能为主要能量来源的飞行器，因其独特的能源利用方式和较长的航程潜力而受到广泛关注，其具有大展弦比、结构重量系数低、飞行昼夜循环次数长等特点。在设计和操作太阳能飞机时，一个关键的技术挑战是如何准确评估飞机在长期飞行中的续航能量，这不仅关系到航迹规划，也直接影响到能量管理和飞行策略的制定。
太阳能飞机的能量系统设计中，太阳电池阵的应用是核心组成部分，太阳电池阵通常采用薄膜类太阳电池单体，其特点是重量轻、灵活度高，可以适应飞机表面的曲率，实现高效的光能转换。这些电池单体随形固定于飞机的机翼、机身等升力面，以最大化光能的捕获和转换。太阳电池阵在白天吸收光能并存储于储能电池；而在夜间储能电池放电并降低飞行高度以维持飞机的夜间飞行，直至第二个白天飞机飞行高度上升并继续吸收光能，如此形成一个能量的闭环循环。
但是，长时间飞行对太阳能飞机的航迹规划及能量闭环提出了更准确以及更面向实际飞行工况的计算要求。在太阳能飞机的长时间飞行过程中，尤其在太阳光辐照强度高、飞机柔性大、飞行中机体结构变形大时，飞机不同部位太阳电池单体的受光吸能差异明显，此差异在长时的昼夜循环中累计误差不断增加，从而影响到能量评估的准确性。现有的能量闭环的评估方法主要集中在能量闭环的算法上，而较少考虑到实际飞行中太阳电池阵可能出现的大变形情况，致使目前的能量评估方法因误差大而难以直接用于真正飞行工况中，需经常性人为修正以适应实际的飞行环境和条件，这显著增加了飞行管理的复杂度和不确定性，也提高了对飞行操作人员的要求。
针对现有技术的以上问题，特别是在太阳能飞机的实际应用中，迫切需要开发一种能够考虑实际飞行工况、实际飞行中电池阵大变形的太阳能飞机续航能量评估方法，这种方法不仅需要能够准确预测不同飞行阶段太阳电池阵的能量吸收能力，还需要适应飞行过程中可能出现的气象条件变化、飞机姿态调整以及结构变形等非理想因素，并确保在太阳电池阵变形情况下，能够更加准确地评估太阳能飞机的能量收集和消耗情况。
发明内容
（一）发明目的
为解决现有技术中的上述以及其他方面的至少一种技术问题，尤其是在太阳能飞机的实际应用中，面对实际飞行条件以及太阳电池阵可能发生显著变形所带来的挑战，本发明旨在提供一种考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，此方法通过考虑搭载的光伏电池板沿机翼展长、弦长方向的变形的光伏模块输出功率，更精确的获得太阳能飞机能量闭环计算中的光辐照模型，耦合飞机实际布局型式，并通过地面并联仿真及测试验证光辐照模型的预测正确性，建立基于飞机飞行工况、飞行姿态的光辐照数据库，为飞机能量闭环评估提供实际的数据输入。通过这种方法，本发明不仅解决了由于太阳电池阵变形导致的能量评估误差问题，而且提高了评估方法的适应性和可靠性，使其能够有效适应不同的飞行条件和环境变化，从而最终实现对太阳能飞机续航能量的更准确评估，为太阳能飞机的能量管理、航迹规划及总体设计优化提供更为科学、准确的依据。
（二）技术方案
为实现该发明目的，解决其技术问题，本发明采用如下技术方案：
一种考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，用于在考虑太阳电池阵在实际飞行条件下的变形情况下更准确地评估太阳能飞机的续航能量，其中，所述评估方法在实施时至少包括如下步骤：
SS1. 基于总体输入的载荷及性能，以及结构输入的铺覆有太阳电池阵的飞机结构有限元模型，计算太阳电池单体及太阳电池阵的变形结果；
SS2. 基于飞行时刻的太阳辐照输入，以及飞机的飞行姿态输入，计算太阳电池单体的额定输出功率；
SS3. 以步骤SS1中太阳电池单体的变形结果和步骤SS2中太阳电池单体的额定输出功率结果为输入，计算耦合实际飞行导致的结构变形的太阳电池单体及其组合而成的太阳电池阵的实际输出功率；
SS4. 通过太阳能电池输出功率地面测试装置，对同一时刻、同样光照条件下不同位置太阳电池单体进行差异化测试，以模拟飞机的实际飞行状态；
SS5. 以步骤SS4中的测试结果作为地面试验验证输入修正步骤SS3的考虑飞机实际飞行状态的太阳电池单体及其电池阵输出功率。
优选地，上述步骤SS1中，所述总体输入中的载荷至少涵盖太阳能飞机在不同飞行工况下的飞行载荷，所述总体输入中的性能至少涵盖太阳能飞机的机体结构性能以及太阳能电池单体性能；所述结构输入的飞机结构有限元模型中，其机翼结构上铺覆有由太阳电池单体分布组成的太阳电池阵，以建立太阳电池阵与机翼结构的复合，模拟其在机翼结构上的铺覆状态。
进一步地，上述步骤SS1中，太阳电池阵包括在机体坐标系上沿机翼展向y b 及机翼弦向x b 对应布置的c列、r行的太阳电池单体，各太阳电池单体铺覆在机翼结构的上表面轮廓上并考虑飞机上表面轮廓的可铺覆性，基于所述有限元模型计算得到地面坐标系下铺覆在机翼表面的各太阳电池单体沿机翼展向y b 和弦向x b 的位移变形量dz，并由下式计算得到各太阳电池单体的变形角ξ cr ：
式中，z cr 为c列r行的太阳电池单体在结构未变形状态下的位移值，z cr +dz为其在飞行工况下结构变形后的位移值，x cr 和y cr 分别为其在x-y平面上的坐标，将各太阳电池单体的变形角ξ cr 转换为用各变形后太阳电池单体的中心节点的法向量进行描述，由下述公式进行计算：
式中，β为机翼结构的后掠角。
优选地，上述步骤SS2中，所述基于飞行时刻的太阳辐照输入，涉及飞行季节，与0~365天内的飞行季节相关，并且涉及飞行高度，与15~23km高度范围内太阳与飞机的相对高度差相关，并采用下式计算基于飞行高度及飞行季节的太阳辐照输入P sun ：
式中，P on 为d=1~365天中的j d 天的标准太阳辐照度，h是飞机的飞行高度，r E 是地球半径6356km，G sc 是标准太阳辐照常数1367W/m2，其余参数均为太阳辐照模型标准常数，即c s 为0.357，S s 为0.678，h b 为40km，h s 为7km。
进一步地，上述步骤SS2中，所述飞机的飞行姿态输入，至少涉及机体的俯仰角、机体的滚转角及机体的偏航角，并基于飞机与太阳的相对位置，用太阳入射角τ及太阳方位角进行飞机的飞行姿态的描述，其中，太阳入射角τ与0~24小时内的飞行时刻相关，太阳方位角/>与飞机的-180~180°飞行方位相关，耦合飞行姿态的标准太阳电池单体的额定输出功率P uav-std 根据如下数学表达式进行计算：
式中，是太阳辐照的入射方向，τ是光照在地面坐标系的入射角，/>是光照照在地面坐标系的方位角并转换为由飞机飞行纬度a、太阳时角b、太阳赤纬角δ s 计算；是耦合飞行姿态的标准太阳电池单体的法向量，θ是机体俯仰角，ψ是机体偏航角，/>是机体滚转角；δ是太阳辐照与标准飞机太阳电池单体的法向量的夹角，k 1为太阳电池单体对太阳辐照的吸收效率，k 2为飞机蒙皮上太阳辐照耐环境膜的透过率，其中，地面坐标系为/>，机体坐标系为/>。
进一步地，上述步骤SS3中，由下述公式计算耦合实际飞行导致的结构大变形的太阳电池单体的实际输出功率P solar-cr ：
由c=1,2,…m, r=1,2,…n阵列布置的多块太阳电池单体组成的太阳电池阵的实际输出功率P solar 由以下公式计算：
式中，δ cr 是太阳辐照与结构大变形后的c列r行阵列布置的太阳电池单体的法向量的夹角。
优选地，上述步骤SS4中，所述太阳能电池输出功率地面测试装置，包括多个以并联离散方式设置在地面上的测试装置载体，用以分别模拟机翼不同部位的太阳电池单体的姿态，每一测试装置载体至少包括一底盘以及设置在所述底盘上的一带曲率支撑平台以及若干作动部件，其中，所述支撑平台的上表面的曲率轮廓根据其对应机翼部位上表面的翼型曲率进行设计，并在测试时用于随形固定支撑太阳电池单体及覆盖其上的太阳辐照耐环境膜，且所述支撑平台在相应作动部件的驱动下能够独立地绕水平y轴旋转以模拟机翼的俯仰角、两端以不同幅度沿z轴方向上下移动以模拟机翼的滚转角和变形角，所述底盘在相应作动部件的驱动下能够整体绕z轴旋转以模拟机翼的偏航角和太阳入射的方位角。
进一步地，上述步骤SS4中，在测试时，太阳电池单体随形固定在支撑平台的上表面上，且太阳电池单体上覆盖有太阳辐照耐环境膜，太阳辐照耐环境膜的透光率及厚度根据所需测量的光照条件进行设计。
进一步地，上述步骤SS4中，利用所述太阳能电池输出功率地面测试装置模拟飞机的实际飞行状态时，根据飞机结构在巡航工况、爬升过程或下降过程状态下的机翼结构实际变形引起的太阳电池阵受光角度变化，调节所述支撑平台绕y轴的旋转角度以匹配机翼实际的俯仰角、调节支撑平台与水平面之间的夹角以匹配机翼实际的滚转角及变形角度、调节底盘绕z轴的旋转角度以以匹配机翼实际的偏航角和太阳入射的方位角。
进一步地，上述步骤SS4中，所述支撑平台绕y轴的旋转角度范围控制在±15°以涵盖机翼的俯仰角，平台表面与水平面之间的夹角范围控制在±40°以涵盖机翼的滚转角在±5°以及变形角度在±25°，所述底盘绕z轴的旋转角度控制在±180°范围内以涵盖机翼的偏航角和太阳入射的方位角。
进一步地，上述步骤SS4、SS5中，通过对不同测试装置载体的地面并联测试，建立飞机不同飞行工况和/或不同飞行姿态下的光辐照数据库，为飞机能量闭环评估提供实际的数据输入。
进一步地，上述步骤SS4、SS5中，通过在同一时刻、同样光照条件下对不同测试装置载体进行并联测试，并通过调节各测试装置载体的姿态以模拟飞机的实际飞行状态，实现对机翼上不同部位的太阳电池单体的差异化测试，并以此测试结果修正机翼上太阳电池单体的实际输出功率P solar-cr 和太阳电池阵的实际输出功率P solar 。
（三）技术效果
同现有技术相比，本发明的考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，具有以下有益且显著的技术效果：
（1）相比于现有的太阳能飞机能量评估计算方法，本发明考虑了太阳辐照输入，包括太阳入射角和方位角，考虑了飞行姿态参数，包括飞机俯仰角、滚转角、偏航角，并考虑在以上飞行条件下的太阳能飞机搭载的太阳电池单体沿机翼展长、弦长方向的变形差异，据此计算太阳电池阵的实际输出功率，更精确获得太阳能飞机能量闭环计算中的光辐照模型，为后续飞机航迹规划及飞行控制提供更贴近实际飞行姿态的输入。
（2）本发明考虑了飞机结构在不同飞行工况包括巡航工况、爬升过程、下降过程状态下的机翼结构实际变形引起的太阳电池阵受光角度变化，得到考虑飞机航向角、爬升角、下降角的太阳电池阵输出功率，耦合了飞机实际飞行工况。
（3）本发明提出的离散式太阳能电池输出功率室外地面测试装置，可进行多个载体装置的并联测试，实现同一时刻、同样光照条件下的大尺寸范围内的不同位置太阳电池单体的差异化测试，以模拟大展弦比太阳能飞机的实际飞行状态，并以此结果作为地面试验验证输入修正上述考虑飞机实际飞行状态的太阳电池单体及其电池阵输出功率。
（4）本发明提出的考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，通过地面并联仿真及测试验证光辐照模型的预测正确性，建立基于飞机飞行工况、飞行姿态的光辐照数据库，为飞机能量闭环评估提供实际的数据输入。
（5）本发明提出的考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，不仅解决了由于太阳电池阵变形导致的能量评估误差问题，而且提高了评估方法的适应性和可靠性，使其能够有效适应不同的飞行条件和环境变化，从而最终实现对太阳能飞机续航能量的更准确评估，为太阳能飞机的能量管理、航迹规划及总体设计优化提供更为科学、准确的依据。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1为考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法的流程图；
图2为太阳电池阵在太阳能飞机机翼结构上的铺装过程示意图；
图3为太阳能飞机在飞行工况下的结构变形计算流程图；
图4为铺覆太阳电池阵的太阳能飞机在巡航工况下的机翼变形有限元计算结果图（扭转角）；
图5为铺覆太阳电池阵的太阳能飞机在巡航工况下的机翼变形有限元计算结果图（位移）；
图6为铺覆太阳电池阵的太阳能飞机在巡航工况下的太阳电池单体变形有限元计算结果图（外翼上表面中部太阳电池单体）；
图7为铺覆太阳电池阵的太阳能飞机在巡航工况下的太阳电池单体变形有限元计算结果图（前翼上表面前缘部位太阳电池单体）；
图8为铺覆太阳电池阵的太阳能飞机在巡航工况下的太阳电池单体变形有限元计算结果图（中央翼上表面后缘部位太阳电池单体）；
图9为太阳能飞机在飞行时机翼前缘部位的太阳电池阵沿展长和弦长方向分布的位移变形趋势图；
图10为太阳能飞机在飞行时机翼中部部位的太阳电池阵沿展长和弦长方向分布的位移变形趋势图；
图11为太阳能飞机在飞行时机翼后缘部位的太阳电池阵沿展长和弦长方向分布的位移变形趋势图；
图12为太阳电池阵的变形角计算示意图；
图13为太阳能飞机在飞行时机翼不同部位的太阳电池阵沿弦长方向分布的变形角趋势图；
图14为太阳能飞机在飞行时机翼不同部位的太阳电池阵沿展长方向分布的变形角趋势图；
图15为太阳能飞机太阳辐照、飞行姿态、结构变形及太阳电池变形的关系示意图；
图16为考虑飞机飞行姿态的太阳辐照计算流程图；
图17为实际飞行中考虑结构变形的太阳电池阵输出功率计算流程图；
图18为考虑太阳辐照度、机翼攻角、机翼变形的离散式太阳能电池输出功率地面测试装置示意图；
图19为并联离散式太阳能电池输出功率室外地面测试流程图；
图20为离散式太阳能电池地面测试装置的测试应用示意图。
附图标记说明：
太阳能无人机100，机翼结构110，太阳电池阵120，飞机太阳电池单体121，底盘1-1，纵向支撑单元1-2，圆管轴支撑座1-3，圆管支撑轴1-4，带曲率支撑平台1-5，太阳电池单体1-6，太阳辐照耐环境膜1-7，沿y轴旋转控制作动单元2-1，沿z轴移动控制作动单元2-2，沿z轴旋转移动轮2-3，旋转控制系统2-4，控制调姿功能模块2-5。
具体实施方式
为了更好的理解本发明，下面结合实施例进一步阐明本发明的内容。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的结构、技术方案作进一步的具体描述，给出本发明的一个实施例。
为解决背景技术中所述及其他方面的至少一种技术问题，尤其是在实际飞行中太阳电池阵变形对能量评估准确性的影响这一问题，本发明提出了一种考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，用于在考虑太阳电池阵在实际飞行条件下的变形情况下更准确地评估太阳能飞机的续航能量。作为本发明一个具体的实例，如图1所示，该考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法在实施时至少包括如下步骤：
SS1. 基于总体输入的载荷及性能，以及结构输入的铺覆有太阳电池阵的飞机结构有限元模型，计算太阳电池单体及太阳电池阵的变形结果。
在优选的实例中，如图2所示，根据太阳能飞机100的三维几何模型及机翼结构110的尺寸来确定太阳电池单体121在机体结构上表面的布局，确认其组成的太阳电池阵120沿机翼展长和弦长方向分别包含c列r行个太阳电池单体。如图3所示，将总体输入的巡航工况下的飞行载荷以及机体结构、太阳能电池单体性能带入至铺覆太阳能电池阵的飞机结构有限元模型中，进行结构变形计算，得到太阳能飞机在巡航工况下的机翼变形有限元计算结果如图4、5所示，计算得到太阳电池单体变形有限元计算结果如图6、7、8所示。提取并统计太阳能飞机在飞行时机翼不同部位的太阳电池阵沿展长和弦长方向分布的位移变形趋势图，如图9、10、11所示。以上述太阳电池的位移变形结果为输入，如图12所示太阳电池阵的变形角计算示意，通过如下公式计算变形角ξ cr ，得到如图13、14所示的太阳能飞机在飞行时机翼不同部位的太阳电池阵沿展长和弦长方向分布的变形角趋势图：
式中，z cr 为c列r行的太阳电池单体在结构未变形状态下的位移值，z cr +dz为其在飞行工况下结构变形后的位移值，x cr 和y cr 分别为其在x-y平面上的坐标。根据图15所示的太阳能飞机太阳辐照、飞行姿态、结构变形及太阳电池变形的关系示意图，首先将各太阳电池单体的变形角ξ cr 转换为用各变形后太阳电池单体中心节点的法向量进行描述，由下述公式进行计算：
上述法向量的计算式中，β为机翼结构的后掠角。
SS2. 基于飞行时刻的太阳辐照输入，以及飞机的飞行姿态输入，计算太阳电池单体的额定输出功率。
在优选的实例中，所述基于飞行时刻的太阳辐照输入，涉及飞行季节，与0~365天内的飞行季节相关，并且涉及飞行高度，与15~23km高度范围内太阳与飞机的相对高度差相关，按照图16所示计算流程，依次由下式计算基于飞行高度及飞行季节的太阳辐照输入P sun ：
式中，P on 为d=1~365天中的j d 天的标准太阳辐照度，h是飞机的飞行高度，r E 是地球半径6356km，G sc 是标准太阳辐照常数1367W/m2，其余参数均为太阳辐照模型标准常数，即c s 为0.357，S s 为0.678，h b 为40km，h s 为7km。
在进一步优选的实例中，所述飞机的飞行姿态输入涉及机体的俯仰角、机体的滚转角及机体的偏航角，并基于飞机与太阳的相对位置，用太阳入射角τ及太阳方位角进行飞机的飞行姿态的描述，其中，太阳入射角τ与0~24小时内的飞行时刻相关，太阳方位角/>与飞机的-180~180°飞行方位相关，由下式计算耦合飞行姿态的标准飞机太阳电池单体额定输出功率P uav-std ：
式中，是太阳辐照的入射方向，τ是光照在地面坐标系的入射角，/>是光照照在地面坐标系的方位角并转换为由飞机飞行纬度a、太阳时角b、太阳赤纬角δ s 计算；/>是耦合飞行姿态的标准太阳电池单体的法向量，θ是机体俯仰角，ψ是机体偏航角，/>是机体滚转角；δ是太阳辐照与标准飞机太阳电池单体的法向量的夹角，k 1为太阳电池单体对太阳辐照的吸收效率，k 2为飞机蒙皮上太阳辐照耐环境膜的透过率，其中，地面坐标系为/>，机体坐标系为/>。
SS3. 以步骤SS1中太阳电池单体的变形结果和步骤SS2中太阳电池单体的额定输出功率结果为输入，计算耦合实际飞行导致的结构大变形的太阳电池单体及其组合而成的太阳电池阵的实际输出功率。
在优选的实例中，根据图17所示计算流程图，采用下述公式计算考虑飞机实际飞行中结构变形的太阳电池单体实际输出功率P solar-cr ：
基于各P solar-cr 计算结果，以及由飞机结构布局得到c=1,2,…m, r=1,2,…n的多块c列r行个太阳电池单体组成太阳电池阵，由下述公式计算太阳电池阵的实际输出功率P solar ：
式中，δ cr 是太阳辐照与结构大变形后的c列r行阵列布置的太阳电池单体的法向量的夹角。
SS4. 通过太阳能电池输出功率地面测试装置，对同一时刻、同样光照条件下不同位置太阳电池单体进行差异化测试，以模拟飞机的实际飞行状态。
在优选的实例中，为修正并细化能量评估方法，采用如图18所示的并联离散式太阳能电池输出功率地面测试装置，通过图19所示的并联离散式太阳能电池输出功率室外地面测试方法，进行同一时刻、同样光照条件下的大尺寸范围内的不同位置太阳电池单体的差异化测试，以模拟大展弦比太阳能飞机的实际飞行状态，测试对应关系如图20所示。
在一些优选的实例中，并联离散式太阳能电池输出功率地面测试装置，包括测试装置载体1：底盘1-1，纵向支撑1-2，圆管轴支撑座1-3，圆管支撑轴1-4，带曲率支撑平台1-5，太阳电池单体1-6，太阳辐照耐环境膜1-7；作动控制系统2：沿y轴旋转控制作动装置2-1，沿z轴移动控制作动装置2-2，沿z轴旋转移动轮2-3，旋转控制系统2-4，控制调姿功能模块2-5。
所述并联离散式太阳能电池输出功率地面测试装置，从下部依次将底盘1-1，纵向支撑1-2，圆管轴支撑座1-3，圆管支撑轴1-4，安装于底盘1-1；其中，圆管支撑轴1-4置于圆管轴支撑座1-3中，并与其同心，二者之间设置轴承，使其能够转动。所述并联离散式太阳能电池输出功率地面测试装置，根据太阳能无人机的机翼上表面翼型曲率设计带曲率支撑平台1-5的曲率轮廓，测试时将1-5置于圆管轴支撑座1-4上方并固定，将太阳电池单体1-6置于带曲率支撑平台1-5上方并固定。所述并联离散式太阳能电池输出功率地面测试装置，将太阳辐照耐环境膜1-7置于太阳电池单体1-6上方并固定，根据所需测量的光照条件设计耐环境膜1-7的透光率及厚度。
所述并联离散式太阳能电池输出功率地面测试装置，采用多个装置分别模拟无人机机翼不同部位的太阳电池单体的姿态。通过控制调姿功能模块2-5供电并控制，驱动沿y轴旋转控制作动装置2-1带动带曲率支撑平台1-5沿y轴旋转，模拟机翼俯仰角；驱动沿z轴移动控制作动装置2-2带动带曲率支撑平台1-5沿z轴上下移动，模拟机翼滚转角和变形角；通过沿z轴旋转移动轮2-3带动地面测试装置整体沿z轴旋转，模拟机翼偏航角和太阳入射的方位角。所述并联离散式太阳能电池输出功率地面测试装置，通过控制调姿功能模块2-5控制2-1、2-2的旋转速度，模拟飞机飞行时机翼姿态的连续变化；通过控制调姿功能模块2-5控制2-1的旋转角度范围为±15°，控制2-2的旋转角度范围为±40°，涵盖机翼的滚转角±5°以及机翼的变形角度±25°，通过沿z轴旋转移动轮2-3的万向轮装置，控制地面测试装置的旋转角度范围为±180°。
在进一步优选的实例中，利用所述太阳能电池输出功率地面测试装置模拟飞机的实际飞行状态时，根据飞机结构在巡航工况、爬升过程或下降过程状态下的机翼结构实际变形引起的太阳电池阵受光角度变化，调节所述支撑平台绕y轴的旋转角度以匹配机翼实际的俯仰角、调节支撑平台与水平面之间的夹角以匹配机翼实际的滚转角及变形角度、调节底盘绕z轴的旋转角度以以匹配机翼实际的偏航角和太阳入射的方位角。
SS5. 以步骤SS4中的测试结果作为地面试验验证输入修正步骤SS3的考虑飞机实际飞行状态的太阳电池单体及其电池阵输出功率。
在优选的实例中，以测试结果为参考修正太阳电池单体输出功率P solar-cr 和太阳电池阵输出功率P solar ，得到更贴近实际飞行的太阳能飞机能量评估方法。上述步骤SS4、SS5中，通过对不同测试装置载体的地面并联测试，建立飞机不同飞行工况和/或不同飞行姿态下的光辐照数据库，为飞机能量闭环评估提供实际的数据输入。
在进一步优选的实例中，通过在同一时刻、同样光照条件下对不同测试装置载体进行并联测试，并通过调节各测试装置载体的姿态以模拟飞机的实际飞行状态，实现对机翼上不同部位的太阳电池单体的差异化测试，并以此测试结果修正机翼上太阳电池单体的实际输出功率P solar-cr 和太阳电池阵的实际输出功率P solar 。
通过上述实施例，完全有效地实现了本发明的目的。该领域的技术人员可以理解本发明包括但不限于附图和以上具体实施方式中描述的内容。虽然本发明已就目前认为最为实用且优选的实施例进行说明，但应知道，本发明并不限于所公开的实施例，任何不偏离本发明的功能和结构原理的修改都将包括在权利要求书的范围中。
Claims (12)
1.一种考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，其特征在于，所述评估方法在实施时至少包括如下步骤：
SS1. 基于总体输入的载荷及性能，以及结构输入的铺覆有太阳电池阵的飞机结构有限元模型，计算太阳电池单体及太阳电池阵的变形结果；
SS2. 基于飞行时刻的太阳辐照输入，以及飞机的飞行姿态输入，计算太阳电池单体的额定输出功率；
SS3. 以步骤SS1中太阳电池单体的变形结果和步骤SS2中太阳电池单体的额定输出功率结果为输入，计算耦合实际飞行导致的结构变形的太阳电池单体及其组合而成的太阳电池阵的实际输出功率；
SS4. 通过太阳能电池输出功率地面测试装置，对同一时刻、同样光照条件下不同位置太阳电池单体进行差异化测试，以模拟飞机的实际飞行状态；
SS5. 以步骤SS4中的测试结果作为地面试验验证输入修正步骤SS3的考虑飞机实际飞行状态的太阳电池单体及其电池阵输出功率。
2.根据权利要求1所述的考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，上述步骤SS1中，所述总体输入中的载荷至少涵盖太阳能飞机在不同飞行工况下的飞行载荷，所述总体输入中的性能至少涵盖太阳能飞机的机体结构性能以及太阳能电池单体性能；所述结构输入的飞机结构有限元模型中，其机翼结构上铺覆有由太阳电池单体分布组成的太阳电池阵，以建立太阳电池阵与机翼结构的复合，模拟其在机翼结构上的铺覆状态。
3.根据权利要求1所述的考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，上述步骤SS1中，太阳电池阵包括在机体坐标系上沿机翼展向y b 及机翼弦向x b 对应布置的c列、r行的太阳电池单体，基于所述有限元模型计算得到地面坐标系下铺覆在机翼表面的各太阳电池单体沿机翼展向y b 和弦向x b 的位移变形量dz，并由下式计算得到各太阳电池单体的变形角ξ cr ：
式中，z cr 为c列r行的太阳电池单体在结构未变形状态下的位移值，z cr +dz为其在飞行工况下结构变形后的位移值，x cr 和y cr 分别为其在x-y平面上的坐标，将各太阳电池单体的变形角ξ cr 转换为用各变形后太阳电池单体的中心节点的法向量进行描述，由下述公式进行计算：
式中，β为机翼结构的后掠角。
4.根据权利要求3所述的考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，上述步骤SS2中，所述基于飞行时刻的太阳辐照输入，涉及飞行季节，与0~365天内的飞行季节相关，并且涉及飞行高度，与15~23km高度范围内太阳与飞机的相对高度差相关，并采用下式计算基于飞行高度及飞行季节的太阳辐照输入P sun ：
式中，P on 为d=1~365天中的j d 天的标准太阳辐照度，h是飞机的飞行高度，r E 是地球半径6356km，G sc 是标准太阳辐照常数1367W/m2，其余参数均为太阳辐照模型标准常数，即c s 为0.357，S s 为0.678，h b 为40km，h s 为7km。
5.根据权利要求4所述的考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，上述步骤SS2中，所述飞机的飞行姿态输入，至少涉及机体的俯仰角、机体的滚转角及机体的偏航角，并基于飞机与太阳的相对位置，用太阳入射角τ及太阳方位角进行飞机的飞行姿态的描述，其中，太阳入射角τ与0~24小时内的飞行时刻相关，太阳方位角/>与飞机的-180~180°飞行方位相关，耦合飞行姿态的标准太阳电池单体的额定输出功率P uav-std 根据如下数学表达式进行计算：
式中，是太阳辐照的入射方向，τ是光照在地面坐标系的入射角，/>是光照照在地面坐标系的方位角并转换为由飞机飞行纬度a、太阳时角b、太阳赤纬角δ s 计算；/>是耦合飞行姿态的标准太阳电池单体的法向量，θ是机体俯仰角，ψ是机体偏航角，/>是机体滚转角；δ是太阳辐照与标准飞机太阳电池单体的法向量的夹角，k 1为太阳电池单体对太阳辐照的吸收效率，k 2为飞机蒙皮上太阳辐照耐环境膜的透过率，其中，地面坐标系为/>，机体坐标系为/>。
6.根据权利要求5所述的考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，上述步骤SS3中，由下述公式计算耦合实际飞行导致的结构大变形的太阳电池单体的实际输出功率P solar-cr ：
由c=1,2,…m, r=1,2,…n阵列布置的多块太阳电池单体组成的太阳电池阵的实际输出功率P solar 由以下公式计算：
式中，δ cr 是太阳辐照与结构大变形后的c列r行阵列布置的太阳电池单体的法向量的夹角。
7.根据权利要求1所述的考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，上述步骤SS4中，所述太阳能电池输出功率地面测试装置，包括多个以并联离散方式设置在地面上的测试装置载体，用以分别模拟机翼不同部位的太阳电池单体的姿态，每一测试装置载体至少包括一底盘以及设置在所述底盘上的一带曲率支撑平台以及若干作动部件，其中，所述支撑平台的上表面的曲率轮廓根据其对应机翼部位上表面的翼型曲率进行设计，并在测试时用于随形固定支撑太阳电池单体及覆盖其上的太阳辐照耐环境膜，且所述支撑平台在相应作动部件的驱动下能够独立地绕水平y轴旋转以模拟机翼的俯仰角、两端以不同幅度沿z轴方向上下移动以模拟机翼的滚转角和变形角，所述底盘在相应作动部件的驱动下能够整体绕z轴旋转以模拟机翼的偏航角和太阳入射的方位角。
8.根据权利要求7所述的考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，上述步骤SS4中，在测试时，太阳电池单体随形固定在支撑平台的上表面上，且太阳电池单体上覆盖有太阳辐照耐环境膜，太阳辐照耐环境膜的透光率及厚度根据所需测量的光照条件进行设计。
9.根据权利要求7所述的考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，上述步骤SS4中，利用所述太阳能电池输出功率地面测试装置模拟飞机的实际飞行状态时，根据飞机结构在巡航工况、爬升过程或下降过程状态下的机翼结构实际变形引起的太阳电池阵受光角度变化，调节所述支撑平台绕y轴的旋转角度以匹配机翼实际的俯仰角、调节支撑平台与水平面之间的夹角以匹配机翼实际的滚转角及变形角度、调节底盘绕z轴的旋转角度以以匹配机翼实际的偏航角和太阳入射的方位角。
10.根据权利要求7所述的考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，上述步骤SS4中，所述支撑平台绕y轴的旋转角度范围控制在±15°以涵盖机翼的俯仰角，平台表面与水平面之间的夹角范围控制在±40°以涵盖机翼的滚转角在±5°以及变形角度在±25°，所述底盘绕z轴的旋转角度控制在±180°范围内以涵盖机翼的偏航角和太阳入射的方位角。
11.根据权利要求7所述的考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，上述步骤SS4、SS5中，通过对不同测试装置载体的地面并联测试，建立飞机不同飞行工况和/或不同飞行姿态下的光辐照数据库，为飞机能量闭环评估提供实际的数据输入。
12.根据权利要求7所述的考虑太阳电池阵变形的太阳能飞机续航能量评估方法，上述步骤SS4、SS5中，通过在同一时刻、同样光照条件下对不同测试装置载体进行并联测试，并通过调节各测试装置载体的姿态以模拟飞机的实际飞行状态，实现对机翼上不同部位的太阳电池单体的差异化测试，并以此测试结果修正机翼上太阳电池单体的实际输出功率P solar-cr 和太阳电池阵的实际输出功率P solar 。
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