CN204021254U - 一种太阳能飞行装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种太阳能飞行装置，包括机体、设置在所述机体内的近程雷达、装备仓、远程雷达、太阳能动力源，设置在所述机体两侧的机翼、设置在机体后部的尾翼及螺旋桨，以及机翼后部的副翼和襟翼，太阳能动力源包括两个动力路径和设置在机翼和机身上的采光板，两个动力路径分别为主动力源路径和储备电力路径，所述采光板占所述机翼及所述机体面积的99％～95％，翼展10～20m，起飞重量300～600kg，推重比为0.1～0.3。本实用新型的无人机可以进行长时间不间断飞行，可在多种环境状态下飞行，不受太阳条件的限制；可提供辅助浮力，降低飞机动力消耗，保证留空时间；功能性强，可以用作多种用途。

Description

一种太阳能飞行装置

技术领域

本实用新型属于飞行器领域，尤其是涉及一种以太阳能为主的多动力源飞行装置。

背景技术

太阳能无人机作为飞行器的一种，是指以阳光、太阳能以及太阳可能存在的其他能量来作为动力和任务设备能源的飞行器。以太阳能作为未来航空航天器的辅助能源乃至主能源，是人类具有方向性和前沿性的重要研究目标。20世纪中期以来，太阳能飞行器研究已经成为世界航空航天业重点发展的新兴领域。目前，以瑞士、美国为首的一些国家已经在这方面取得了长足发展，而国内受制于各种因素一直没有突破性进展。太阳能无人机的缺点有以下几点：动力不足，航程受光照长短影响，载重力小，功能性少，部分太阳能飞机造价高等。

推重比：发动机推力与发动机重量(力)或飞机重量(力)之比，它表示发动机或飞机单位重量(力)所产生的推力。发动机在海平面静止条件下于最大状态(加力发动机为全加力状态)所产生的推力与发动机结构重量(力)之比称为发动机推重比，是发动机的重要性能指标之一。

发明内容

本实用新型要解决的问题是提供一种太阳能飞行装置，尤其适合搭载多种轻型设备、长距离小物资的运输或空投或者远距离高空侦查等用途。

为解决上述技术问题，本实用新型采用的技术方案是：一种太阳能飞行装置，包括机体、设置在所述机体内的近程雷达、装备仓、远程雷达、太阳能动力源，设置在所述机体两侧的前翼、设置在机体后部的尾翼及螺旋桨，以及机翼后部的后翼和襟翼。

太阳能动力源包括两个动力路径和设置在机翼和机身上的采光板，两个动力路径分别为主动力源路径和储备电力路径。

主动力源路径包括太阳能板电路汇总装置、电路控制装置和电机，储备电力路径包括太阳能板电路汇总装置、蓄电池、电路控制装置和电机，所述电路控制区由继电器开关组成。

所述采光板占所述机翼及所述机体面积的99％～95％，翼展10～20m，起飞重量300～600kg，推重比为0.1～0.3。

所述的前翼与后翼相连形成菱形框架，前翼翼根与前机身相连，后翼翼根与垂尾上端相连，后翼翼尖在前翼翼展50％-70％处与前翼翼展连接。

进一步，太阳能系统中的采光板对称安装于机体和两侧机翼上。

进一步，装备仓内设有动力装置、预警装置、通讯装置及内置武器。

进一步，机体内设有一台或多台燃油涡轮发动机作为备用动力。

更进一步，燃油涡轮发动机由设置在机体内的小形油箱提供燃料。

进一步，机体和机翼内设置浮力减重装置。

更进一步，浮力减重装置为设置在机体及机翼内的占总机身体积70％左右的氦气气囊。

更进一步，气囊设置在机翼的翼肋之间、机体的骨架之间的空间内，其内部相互连通，充气口设置在机体外。

更进一步，气囊在机翼和机体的空间内对称布置。

更进一步，充气口处设置密封阀门。

本实用新型具有的优点和积极效果是：

1、航时长，可以进行长时间不间断飞行。

2、如太阳能或电力系统故障，可以转化为油动，坠机可能性大幅度降低。

3、可在多种环境状态下飞行，不受太阳条件的限制。

4、可提供辅助浮力，降低飞机动力消耗，保证留空时间。

5、功能性强，可以用作多种用途。

附图说明

图1是本实用新型的主视图

图2是本实用新型的后视图

图3是本实用新型的俯视图

图4本实用新型动力路径布置示意图

图5本实用新型电路控制部分的示意图

图中：

1、机体             2、装备仓           3、机翼

4、尾翼             5、襟翼             6、副翼

7、太阳能采光板     8、电源             9、电路控制区

10、电机            11、螺旋桨          12、燃油涡轮发动机

13、油箱            14、电路汇总区      15、飞行控制区

16、任务模块区      17、电路控制继电器  18、蓄电池

19、负载

具体实施方式

如图1至图4所示，本实用新型为一种太阳能飞行装置，包括机体1、设置在所述机体内的近程雷达、装备仓2、远程雷达、太阳能系统，设置在所述机体两侧的机翼3、设置在机体后部的尾翼4及螺旋桨，以及机翼后部的副翼6和襟翼5。

前翼与后翼相连形成菱形框架，前翼翼根与前机身相连，后翼翼根与垂尾上端相连，后翼翼尖在前翼翼展50％-70％处与前翼翼展连接。与常规飞机相比，连翼飞机具有结构结实、抗坠毁能和抗震颤能力好、飞行阻力小、航程远等优势。

为了减轻机身本身重量，全机90％至99％采用碳纤维材料制作，太阳能板则尽量采用重量轻功率大的。

太阳能动力源的两个动力路径中，主动力源路径由采光板采集的能量为两台大型电动涵道提供电能；储备电力路径由采光板采集的能量为机载锂聚合物电池充电。主动力源路径——太阳能板收集的能量经机体后部设置的电路控制区9直接为控制螺旋桨11的电机10提供电力；储备电力路径——太阳能板收集的能量收集到机翼两侧设置的太阳能板电路汇总区14，再回收至设置在机身内的电源8，电源内的电力经机体后部设置的电路控制区9后为控制螺旋桨11的电机10提供电力。

如图6所示，本实用新型中电力控制路径的三部分(太阳能电池组件、蓄电池和负载)的正极连在一起，控制电路在负极上；用两个(组)场效应管串在一起，控制电流的两个方向的流动，通过控制电路继电器17控制各个场效应管或场效应管组(对于电流较大的可用多个场效应管并联成场效应管组)，完成蓄电池18的充电控制、放电控制和防反充电的保护。

飞行控制区主要担负数据采集、控制律计算、航线控制、任务的执行与管理、紧急情况处理、起飞降落等重要飞行任务的执行。

太阳能无人机的各项特性需要满足一定条件才能飞行，下面为估算太阳能无人机各指标的计算公式,以本实用新型中的一个实例为例，按照起飞重量为300kg，推重比为0.1～0.3计算，其使用用途主要为白天拍摄所用，综合考虑阴天及其他无光照情况对其太阳能电池板面积的估算公式如下：

$S_{\mathrm{cell}}=\frac{\{T_{\mathrm{day}}+\frac{T_{\mathrm{night}}}{n_{\mathrm{char}}{n}_{\mathrm{dischar}}}\}d}{{2\mathrm{Ir}}_{\max }{T}_{\mathrm{day}}{n}_{\mathrm{cell}}}$

其中：

S_cell为太阳能板的面积

T_day为光照时间

T_night为无光照时间

n_char为充电效率

n_dischar为直接使用太阳能效率

Ir_max为最大光照强度

n_cell为光电转换效率

D为常数因子

一般来说，采用单晶硅太阳能电池，一般转化效率约为25％-40％之间，蓄电池多为300wh/kg-600wh/kg的电池储能，蓄电池所占的整机重量约为50％-70％，太阳能采光板所占重量随面积变化约在15％-20％之间。

利用上述公式计算大概估算出翼展10～20m，起飞重量300～600kg，推重比为0.1～0.3的太阳能飞机，其太阳能采光板面积占整个机身和机翼面积的95％～99％。

将前后翼进行连接，形成菱形连翼，这样的布局具有良好的抗干扰能力，尾翼与前翼相连，连接点比较靠外，尾翼的布局要大了很多，且距离前翼较近，受下洗气流影响较大，下洗流能够降低尾翼的真实气流仰角，当前翼上仰到失速仰角时，尾翼仍然在下洗流的作用下成正常升力状态，可以使飞机成自然低头状态，使其能够迅速恢复正常飞行状态。同时，由于菱形连翼相互干扰可以降低诱导阻力，能够提高升阻比。同时菱形连翼形成一种闭合的结构支撑框架，对于机翼的刚性及弹性要求都大为降低。受力结构更加稳定，也可以使飞机结构质量大为减轻，可以提高太阳能无人飞行装置的飞行时间。

由于连翼结构能够有更大的面积，可以提供更大的面积空间来布置太阳能板，能够更加有效的提供飞行所需的动力。

实施例一

如图3所示，本实用新型的无人机主要动力为太阳能系统，其机翼3及机体上装有大量太阳能采光板7，实时追踪阳光，可获得30％以上的太阳能转换率。太阳能系统分两个路径，其中一个路径为机载锂聚合物电池充电，另外一个路径为飞机的主要动力——一台大型电动机提供电能带动螺旋桨。本无人机主要依靠太阳能提供动力。

实施例二

本实用新型除了具有实施例一中的结构和功能外，同时还有一个或多个备用动力——燃油涡轮发动机，同时可以携带一些燃料。当飞机遇到阴暗天气或夜晚飞行时，飞机自动转换至使用自带电源，即太阳能电池板与电动机断路，电池与电机通路打开，并自动减速至最低耗能速度，如再次遇见阳光，则再自动转化为太阳能模式。当飞机电池自身电量消耗至容量的十分之一时，再次自动转化为备用动力，并在地面站的协调下采取紧急降落。本无人机具有两种动力方式，可在不同情况下选择不同方式，达到长时间续航的能力。

实施例三

本实用新型除具有实施例二中的全部结构和功能外，还可以选配气囊浮力减重装置。飞机中有很多的空间，如机翼翼肋之间，机体骨架之间，有很多的空间。在这些空间里布置质量轻又不易损的气囊，冲入一些密度比空气轻的气体。如氦气，在0度，1大气压的情况下1m³的氦气在常温下可以产生约1kg的浮力，假如冲入10m³的氦气，就会产生10kg左右的浮力，且飞机本身内空间可能多达10m³以上，据此，飞机的推重比大大减小，可能只需要很小的速度和动力就可以升空。同时这些气囊连在一起，在机体外有一个充气口，能随时充放气，这样防止气囊内气体随着时间变长而消失带来更换气囊的麻烦。

如上述三个实施例所述，本实用新型的无人机具有多种用途，可以挂载多种轻型设备，如录像，通讯或科学仪器，也可进行长距离小物资的运输或空投，载重量设计约为20kg。例如，本无人机可作为民用用于挂载摄像机进行规划、勘探或航空拍摄等；军用可用于进行远距离高空侦查、预警或长时间建立作战通讯，必要时，可以挂载轻型武器进行长时间巡逻或反恐。本实用新型的无人机最佳飞行区域为云层之上，受天气影响较小。机体载有卫星导航系统以及微型摄像头，可用于监视飞行状况，既可以根据原定路线自动飞行，又可以由人员操控。

优选地，飞机的理想翼展为10米，起飞重量300kg，推重比0.1。可根据情况对翼展尺寸进行调整。

以上对本实用新型的几个实施例进行了详细说明，但所述内容仅为本实用新型的较佳实施例，不能被认为用于限定本实用新型的实施范围。凡依本实用新型申请范围所作的均等变化与改进等，均应仍归属于本实用新型的专利涵盖范围之内。

Claims (9)

1.一种太阳能飞行装置，包括机体、设置在所述机体内的近程雷达、装备仓、远程雷达、太阳能动力源，设置在所述机体两侧的前翼、设置在机体后部的尾翼及螺旋桨，以及机翼后部的后翼和襟翼，其特征在于：太阳能动力源包括两个动力路径和设置在机翼和机身上的采光板，两个动力路径分别为主动力源路径和储备电力路径；

主动力源路径包括太阳能板电路汇总装置、电路控制装置和电机，储备电力路径包括太阳能板电路汇总装置、蓄电池、电路控制装置和电机，所述电路控制区由继电器开关组成；

所述采光板占所述机翼及所述机体面积的99％～95％，翼展10～20m，起飞重量300～600kg，推重比为0.1～0.3；

所述的前翼与后翼相连形成菱形框架，前翼翼根与前机身相连，后翼翼根与垂尾上端相连，后翼翼尖在前翼翼展50％-70％处与前翼翼展连接。

2.根据权利要求1所述的飞行装置，其特征在于：所述太阳能系统中的采光板对称安装于机体和机翼上。

3.根据权利要求1所述的飞行装置，其特征在于：所述装备仓内设有动力装置、预警装置、通讯装置及内置武器。

4.根据权利要求1所述的飞行装置，其特征在于：所述机体内设有一台或多台燃油涡轮发动机作为备用动力。

5.根据权利要求4所述的飞行装置，其特征在于：所述涡轮发动机由设置在机体内的小形油箱提供燃料。

6.根据权利要求1所述的飞行装置，其特征在于：所述机体和机翼内设置浮力减重装置。

7.根据权利要求6所述的飞行装置，其特征在于：所述浮力减重装置为设置在机体及机翼内的占总机身体积70％左右的氦气气囊。

8.根据权利要求7所述的飞行装置，其特征在于：所述气囊设置在机翼的翼肋之间、机体的骨架之间的空间内，其内部相互连通，充气口设置在机体外。

9.根据权利要求8所述的飞行装置，其特征在于：所述充气口处设置密封阀门。