CN207931972U

CN207931972U - 一种太阳能无人机

Info

Publication number: CN207931972U
Application number: CN201820248339.7U
Authority: CN
Inventors: 张凯; 仪志胜; 陈柽; 吴伟伟
Original assignee: China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Current assignee: China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority date: 2018-02-11
Filing date: 2018-02-11
Publication date: 2018-10-02
Anticipated expiration: 2028-02-11

Abstract

本实用新型提出了一种太阳能无人机，包括机体结构、能源系统、推进系统和机载设备等。机体结构采用大展弦比机翼和尾翼的常规布局构型，通体为碳纤维复合材料结构；能源系统采用高光电转换效率的柔性薄膜太阳电池和高比能量的储能电池，提供无人机飞行的能量来源；推进系统采用高效直流电机和拉进螺旋桨，提供无人机飞行的动力来源；机载设备采用轻量化和小型化设备，实现无人机飞行过程中的导航、控制、信息传输等功能。

Description

一种太阳能无人机

技术领域

本实用新型涉及一种太阳能无人机，属于无人机总体设计技术领域。

背景技术

太阳能无人机是以太阳辐射为能源的电动飞行器，是航空科学技术与新能源技术相结合的产物。白天，太阳能无人机依靠机体表面铺设的太阳能电池将吸收的太阳光辐射能量转换为电能，用来维持动力系统、航空电子设备和有效载荷的正常运转，并对储能电池进行充电；夜晚，太阳能无人机释放储能电池中储存的电能，维持整个系统的正常运行。太阳能无人机巡航时间长、飞行高度高、覆盖区域广、使用成本低、对环境无污染，可以执行通信中继、电子侦察、移动组网等多种任务，是轨道卫星、常规动力无人机、高空飞艇等飞行平台的重要补充，受到国内外的广泛关注。

目前，国内外已有的太阳能无人机以美国的“HELIOS”系列和英国的“Zephyr”系列为代表，其中“HELIOS”系列保持着无人机的飞行高度世界记录，“Zephyr”系列保持着无人机的飞行航时世界记录，但二者均存在着自身的局限性：(1)“HELIOS”采用飞翼布局，大翼展柔性无人机的控制难度较大；(2)“Zephyr”翼载极低，基本上没有搭载任务载荷的能力，使用严重受限。

实用新型内容

本实用新型的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种常规布局太阳能无人机，可以降低此类大翼展柔性无人机的控制难度，并具备一定的挂载能力。

本实用新型的技术解决方案是：一种太阳能无人机，包括：机体结构、用于给无人机提供能源的能源系统、用于给无人机提供动力的推进系统和机载设备；

无人机的机体结构包括：机翼、机身、平尾、垂尾、吊舱；中翼段平面形状为矩形，外翼段平面形状为梯形；机身位于机翼下方，为圆形管梁；平尾和垂尾位于机身的尾部，平尾和垂尾均为梯形；吊舱采用吊挂形式安装于机翼下方；用于给无人机提供能源的能源系统、用于给无人机提供动力的推进系统和机载设备安装在机上。

机翼作为无人机的主要升力面，机翼包括中翼段和外翼段，平尾和垂尾作为无人机的安定面。

无人机的能源系统包括：太阳电池、储能电池、能源管理器和机上线缆；太阳电池位于机翼上表面，均匀分布；储能电池位于吊舱内部；能源管理器位于机翼内部；机上线缆位于机翼、机身、平尾和垂尾内部。

无人机的能源系统包括：无人机的推进系统包括：电机、电机控制器和螺旋桨；电机控制器位于吊舱内部，储能电池旁；电机位于吊舱内部，电机控制器旁；螺旋桨与电机相连。

无人机的机载设备包括：导航系统、飞控系统、测控系统和环控系统的所有机上设；导航系统的设备位于机翼中心对称面附近的机翼内部；飞控系统的部分设备位于机翼内部，部分设备位于平尾和垂尾内部；测控系统的部分设备位于机翼中心对称面附近的机翼内部，部分设备位于机翼上下表面；环控系统的设备位于机翼中心对称面附近的机翼内部。

机体结构全部采用碳纤维复合材料，以降低结构重量。

机翼采用大展弦比气动布局，以提高无人机的升阻比。

机翼外翼段后缘布置有副翼，平尾后缘布置有升降舵，垂尾后缘布置有方向舵，用于无人机的横向、纵向和航向控制。

能源系统提供太阳能无人机飞行过程中的所有能量，包括动力系统所需能量和机载设备所需能量。

推进系统提供太阳能无人机飞行过程中的所需动力。

本实用新型与现有技术相比的有益效果是：

(1)本实用新型的太阳能无人机采用常规布局，合理配置平尾、垂尾以及机翼上反角，无人机的稳定性较好，飞行控制难度较低。

(2)本实用新型的太阳能无人机采用大展弦比气动构型，且翼型厚度较小，翼型弯度较大，更易于实现高升力和高升阻比。

(3)本实用新型的太阳能无人机机体结构全部采用碳纤维复合材料，机体结构重量小，无人机的尺度小。

(4)本实用新型的太阳能无人机可以搭载重量20kg左右的任务载荷，具备一定的实用化能力。

(5)本实用新型的太阳能无人机采用6套推进系统，并优化了推进系统展向位置，飞行过程中出现单发失效仍然可以保证飞行安全。

附图说明

图1为本实用新型太阳能无人机整体效果图；

图2为本实用新型太阳能无人机俯视图；

图3为本实用新型太阳能无人机主视图。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型的具体实施方式进行进一步的详细描述。

本实用新型一种太阳能无人机，包括：机体结构、能源系统、推进系统和机载设备；

无人机的机体结构，包括：机翼、机身、平尾、垂尾、吊舱；机体结构全部采用碳纤维复合材料，以降低结构重量，提高无人机的装载能力。机翼作为无人机的主要升力面，机翼包括中翼段和外翼段，中翼段平面形状为矩形，外翼段平面形状为梯形；机身为圆形管梁，位于机翼下方，左右各一个；平尾和垂尾作为无人机的安定面，位于机身的尾部，左右各1个，平面形状均为梯形；吊舱采用吊挂形式安装于机翼下方，共6个；机翼采用大展弦比气动布局，以提高无人机的升阻比，减小飞行过程中的能量消耗。机翼外翼段后缘布置有副翼，平尾后缘布置有升降舵，垂尾后缘布置有方向舵，用于无人机的横向、纵向和航向控制。

无人机的能源系统包括：太阳电池、储能电池、能源管理器和机上线缆。太阳电池位于机翼上表面，均匀分布；储能电池位于吊舱内部，共6组；能源管理器位于机翼内部；机上线缆位于机翼、机身、平尾和垂尾内部；无人机的推进系统包括：电机、电机控制器和螺旋桨。电机控制器位于吊舱内部，储能电池之前，共6个；电机位于吊舱内部，电机控制器之前，共6个；螺旋桨位于电机之前，共6个；无人机的机载设备包括：导航系统、飞控系统、测控系统和环控系统的所有机上设备。导航系统的设备位于机翼中心对称面附近的机翼内部；飞控系统的部分设备位于机翼内部，部分设备位于平尾和垂尾内部；测控系统的部分设备位于机翼中心对称面附近的机翼内部，部分设备位于机翼上下表面；环控系统的设备位于机翼中心对称面附近的机翼内部。

能源系统提供太阳能无人机飞行过程中的所有能量，包括动力系统所需能量和机载设备所需能量。推进系统提供太阳能无人机飞行过程中的所需动力。

导航系统、飞控系统、测控系统和环控系统的所有机上设备要求轻量化和小型化，实现太阳能无人机飞行过程中的自主导航、飞行控制、信息传输、温度控制等功能。无人机无起落架，采用拖车牵引起飞。

如图1至图3所示，本实用新型提供的一种太阳能无人机，包括机体结构、能源系统、推进系统和机载设备。

无人机的机体结构包括：机翼1、机身2、平尾3、垂尾4、吊舱5。机翼1作为无人机的主要升力面，中翼段平面形状为矩形，外翼段平面形状为梯形；机身2为圆形管梁，位于机翼1下方，左右各1个；平尾3和垂尾4作为无人机的安定面，位于机身2的尾部，左右各1个，平面形状均为梯形；吊舱5采用吊挂形式安装于机翼1下方，共6个；

无人机的能源系统包括：太阳电池6、储能电池7、能源管理器8和机上线缆9。太阳电池6位于机翼1上表面，均匀分布；储能电池7位于吊舱5内部，共6组；能源管理器8位于机翼1内部(图中未完全标出)；机上线缆9位于机翼1、机身2、平尾3和垂尾4内部(图中未完全标出)；

无人机的推进系统包括：电机10、电机控制器11和螺旋桨12。电机控制器11位于吊舱5内部，储能电池7之前，共6个；电机10位于吊舱5内部，电机控制器11之前，共6个；螺旋桨12位于电机10之前，共6个；

无人机的机载设备包括：导航系统13、飞控系统14、测控系统15和环控系统16的所有机上设备。导航系统13的设备位于机翼1中心对称面附近的机翼1内部；飞控系统14的部分设备位于机翼1内部，部分设备位于平尾3和垂尾4内部；测控系统15的部分设备位于机翼1中心对称面附近的机翼1内部，部分设备位于机翼1上下表面；环控系统16的设备位于机翼1中心对称面附近的机翼1内部。

机体结构全部采用碳纤维复合材料，以降低结构重量，提高无人机的装载能力。机翼采用大展弦比气动布局，以提高无人机的升阻比，减小飞行过程中的能量消耗。机翼1外翼段后缘布置有副翼17，平尾3后缘布置有升降舵18，垂尾后缘4布置有方向舵19，用于无人机的横向、纵向和航向控制。

导航系统13、飞控系统14、测控系统15和环控系统16的所有机上设备要求轻量化和小型化，实现太阳能无人机飞行过程中的自主导航、飞行控制、信息传输、温度控制等功能。

无人机无起落架，以减小飞行过程中的阻力，降低能量消耗，考虑采用拖车牵引起飞。

无人机主要参数取值范围建议如下：

布局参数：翼展为50m～55m，机翼翼型相对厚度为12％～14％，最大弯度为3％～5％，翼根弦长为2m～2.5m，翼梢弦长为0.8～1.2m，机身长度为12m～15m，机翼面积为100m²～110m²，平尾面积为5m²～6m²，垂尾面积为5m²～6m²，机翼单侧上反段长度8m～10m，上反角10°～15°；

重量参数：起飞总重为500kg～550kg，结构重量为190kg～210kg，能源系统重量为240kg～250kg，推进系统重量为40kg～50kg，机载设备重量为30kg～40kg；

性能参数：飞行纬度北纬0°～40°，飞行季节春分～秋分，航时30天～60天，越夜高度12km～14km，太阳电池光电转换效率28％～30％，储能电池比能量350Wh/kg～380Wh/kg，电机额定功率3kW～4kW，推进系统效率60％～70％，太阳电池铺片率70％～80％。

本实用新型说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims

1.一种太阳能无人机，其特征在于包括：机体结构、用于给无人机提供能源的能源系统、用于给无人机提供动力的推进系统和机载设备；

无人机的机体结构包括：机翼(1)、机身(2)、平尾(3)、垂尾(4)、吊舱(5)；中翼段平面形状为矩形，外翼段平面形状为梯形；机身(2)位于机翼(1)下方为圆形管梁；平尾(3)和垂尾(4)位于机身(2)的尾部，平尾(3)和垂尾(4)均为梯形；吊舱(5)采用吊挂形式安装于机翼(1)下方；用于给无人机提供能源的能源系统、用于给无人机提供动力的推进系统和机载设备安装在机上。

2.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机，其特征在于：机翼(1)作为无人机的主要升力面，机翼(1)包括中翼段和外翼段，平尾(3)和垂尾(4)作为无人机的安定面。

3.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机，其特征在于：无人机的能源系统包括：太阳电池(6)、储能电池(7)、能源管理器(8)和机上线缆(9)；太阳电池(6)位于机翼(1)上表面均匀分布；储能电池(7)位于吊舱(5)内部；能源管理器(8)位于机翼(1)内部；机上线缆(9)位于机翼(1)、机身(2)、平尾(3)和垂尾(4)内部。

4.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机，其特征在于：无人机的推进系统包括：电机(10)、电机控制器(11)和螺旋桨(12)；电机控制器(11)位于吊舱(5)内部，储能电池(7)旁；电机(10)位于吊舱(5)内部，电机控制器(11)旁；螺旋桨(12)与电机(10)相连。

5.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机，其特征在于：无人机的机载设备包括：导航系统(13)、飞控系统(14)、测控系统(15)和环控系统(16)；导航系统(13)的设备位于机翼(1)中心对称面附近的机翼内部；飞控系统(14)的部分设备位于机翼(1)内部，部分设备位于平尾(3)和垂尾(4)内部；测控系统(15)的部分设备位于机翼(1)中心对称面附近的机翼内部，部分设备位于机翼(1)上、下表面；环控系统(16)的设备位于机翼中心对称面附近的机翼内部。

6.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机，其特征在于：机体结构全部采用碳纤维复合材料，以降低结构重量。

7.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机，其特征在于：机翼(1)采用大展弦比气动布局，以提高无人机的升阻比。

8.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机，其特征在于：机翼(1)的外翼段后缘布置有副翼，平尾(3)后缘布置有升降舵，垂尾(4)后缘布置有方向舵，用于无人机的横向、纵向和航向控制。

9.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机，其特征在于：能源系统提供太阳能无人机飞行过程中的所有能量，包括动力系统所需能量和机载设备所需能量。

10.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机，其特征在于：推进系统提供太阳能无人机飞行过程中的所需动力。