一种固定翼太阳能飞机设计

闫俊岭 户振锋

摘 要：本文基于小型固定翼飞机，探讨了太阳能电池板的设计、动力设计、气动设计、结构设计和能源管理系统设计。运用Profili气动设计，低雷诺系数下Xflr5的机翼特性分析，通过推重比与气动升阻比相结合，功率和翼面积相结合，参照CADC国赛要求，参考propCalc动力设计数据，设计载重1～1.5kg，翼载荷20～30g/dm2，推重比0.4～0.6，基本满足滑跑起飞与续航要求。本文阐述了部分翼梁、前缘、翼肋、机身、尾组结构设计的一些参数，列出机身装配、重心调节、地面测试的一些要领，基本上体现完整的固定翼太阳能飞机设计流程。

关键词：太阳能飞机；固定翼太阳能；总体设计；Profili气动设计；翼型设计

中图分类号：V272 文献标识码：A 文章编号：2096-4706（2019）03-0160-05

A Design of Fixed-wing Aircraft with Solar Energy Power Source

YAN Junling，HU Zhenfeng

（High-Tech Center of Production and Training，Chongqing Creation Vocational College，Chongqing 402160，China）

Abstract：The design of small-scale fixed-wing aircraft is discussed in this paper，including the components of solar energy battery，driving mode，aerodynamics，mechanical structure，the management system of power energy. The aerodynamic design of Profili and the analysis of the Xflr5 wing’s property under the circumstance of low-Reynolds number are utilized. The lifting force and aerodynamic drag，the driving power and the area of wings are taken into account as a integrity simultaneously. The design data of propCalc is introduced as a reference. According to the requirement of national competition，an aircraft with 1～1.5kg load capacity，wing load 20-30g/dm2 and lifting force ratio of 0.4～0.6 is designed，basically Satisfying the demand of preflight taxiing and landing. The parameters of structural design such as wing beam，front side，wing rib，aircraft body and tail are given. Some essentials of aircraft body assembling，the center of gravity adjusting and ground testing are listed. The whole system design of fixed-wing solar powered aircrafts is mainly presented in this paper.

Keywords：solar powered aircraft；fixed-wing solar energy；system design；aerodynamic design of Profili；airfoil design

0 引 言

固定翼飛机的能源有汽油、柴油和煤油，大部分采用蓄电池作为驱动飞行的能源。由于飞机携油量或蓄电池储能能力有限，造成飞机的续航能力弱。因此，长航时太阳能无人机设计、应用研究列为航空工业无人飞行器领域重点发展的一个新热点。飞机可根据需要加装不同的机载设备，如航拍、测绘设备等，进行实时图像及数据传输。

太阳能飞机设计按照续航时间大致可分两类：一种是跨昼夜持久飞行；另一种是能够在照度相当于夏天晴好天气一半的情况下持续飞行的飞机，属本设计范畴，关键问题是能量和质量平衡设计。

本设计旨在解决完全用太阳能电池板板转化的能量作为飞机飞行全过程的动力来源这个技术问题，起飞阶段可以用超级电容的瞬间充放电来摆脱以往对蓄电池的依赖，但有相应的蓄能装置用于保险和储存富余功率，以实现低空长航时稳定飞行。

初定设计指标：空机总质量2～3kg，载重1.5kg，滑跑起飞，巡航高度≤（100m+海拔），巡航速度8～15m/s。

1 飞机的总体设计

飞机总体设计包括机翼面积计算，太阳能电池板的设计、动力系统设计、翼型设计、气动外形设计、能源管理系统、机翼与机身的结构设计。

1.1 功率、重量、翼面积相结合

整个太阳能无人机的设计核心在于动力，动力的关键在于功率，功率的体现如下所示：

式中T为拉力，D为阻力，V为速度，KB为电池板铺设面积占翼面积的百分比，φP为太阳能电池板的功率密度，SW为机翼向水平面的投影面积。

根据机翼产生升力的计算公式[1]，如果要模型飞机能离地平飞，则升力L至少要等于整机重量mg。

式中V为速度，KT为推重比，CL/CD升阻比，CL为全机升力系数暂不考虑损失，CD全机阻力系数，ρ为设计高度下的空气密度，g为重力加速度。由公式（3）（4）（5）得公式（7）平飞所需功率[2]，公式（2）（3）（6）得公式（8）翼载荷。

由式（6）可知，经验值取KT=0.4，空机加载重m=（2.9+1.5）kg，V=15m/s，计算P=258.72W。注意96块电池理论数据268.8W，太阳能板面积1.5m2。KB取0.75可知翼面积2m2，空机3kg，翼载荷3kg/m2，由公式（8）来验证。例图3经气动分析后翼载荷1.6kg/m2。

电池功率、翼面积，整机重量互相牵制[3]，动力是全机的缺陷。由公式（7）可知，减小翼载可减少单位面积的功率需求，降低CD是提高升阻比的关键。

根据飞机极曲线表达式，在亚声速飞行条件下可以推导出飞机阻力系数为[1，2]：

式中CD0为零升阻力系数，e为奥斯瓦尔德效率因子，A为机翼的展弦比。可知需选大展弦比。

1.2 太阳能电池板的设计

本设计选用单晶硅太阳能电池板，单节锂聚合物电池3.7～4.2V，大约需要10片太阳能电池板串联为其充电。单晶硅电池基本数据如表1所示。

太阳能电池板的连接方式定为：32片串联为一组，再将这样的3组并联，形成一个电压16V，电流16.8A的电池组。

注意：该单晶硅电池板的功率密度фP理论上为179.2W，对比不同辐照度模型下电机拉力，需要留余量。例如，输出电压12.2V最大电流22A，参考动力模型锂电池数据，核实最大电流、功率与转速，太阳能动力是否能达到要求。

1.3 动力系统设计

动力系统由电池（包括太阳能电池板和锂电池，电池同时也属于能源系统）、电子调速器、电机、螺旋桨、减速器和控制装置组成。

推力（功率）特性分析模型[4]，运用propCalc动力模型螺旋桨计算，输入模型重量（含载重）4400g，机翼面积200dm2，海拔高度313m，空气温度25℃，气压1016hPa，LiPo 2200mAh 3S，电调、电机、螺旋桨数据。参考推重比0.42、翼载荷22、螺旋桨静拉力等数据，符合公式（6）计算结果。

选用40A电子调速器，朗宇X2820/kv800电机，德国进口CAM折叠桨规格1208，产生1.847kg的静拉力，推重比0.42，翼载荷22g/dm2，整机输入功率290.1W，显然是极限。在进一步的研究中拟通过计算与实验，找到一个高效的减速比，以此为基础选择10：1减速组，460MX/kv3200电机，螺旋桨采用22寸浆。动力系统如图1所示。

输入功率：290.W=11.84V×24.5A （10）

1.4 翼型设计

Profili翼型气动分析如图2所示，根据飞行高度、翼弦、飞行速度等参数来确定该飞机所需的雷诺数，再根据相应的雷诺数和拟定机型找出合适的翼型。设计飞机速度V=10m/s左右，机翼平均气动弦长L=400mm，飞行高度H=100m，估算Re=68559×VL。参考初定指标计算后，Re范围为200000～400000。

选取机翼的翼型时[5]，主要考虑在低雷诺数条件下有较大的升阻比Cl/Cd。最终确定翼肋为MH116（相对厚度9.85%，相对弯度4.03%），根据翼型的性能曲线图，得出该翼型在一定迎角范围内的升力曲线图，阻力曲线图和升阻比曲线图。翼梢的处理，为了减少翼梢涡流的影响，采取改變翼梢形状的办法来解决这个问题。

1.5 外形设计与气动分析

长航时无人机设计一般采用小后掠角、大展弦比机翼，机翼的失速特性又直接取决于翼型，要求翼型的失速特性要比较和缓[6]。本气动分析只针对机翼垂尾组合体的气动外形进行研究。

设计采用了常规布局，机翼为大展弦比的矩形翼和梯形翼，水平尾翼上同样布置太阳能电池板。为了减小遮挡面积，垂直尾翼采用了十字型安装方式，垂尾未布置太阳能电池板。起落架采用前三点式。

前缘与副翼部分由于工艺复杂没有布置任何太阳能电池板。左右机翼共布置了38*2=76片电池，尾翼布置了20片，共计有96片电池布置在翼面上，电池总重672g，意味着空机质量除去太阳能板必须控制2.3kg以内。运用软件应力分析，机翼骨架设计如图3所示[7]。

太阳能动力比较苛刻，翼型选择是关键。推重比与升阻比结合，有的翼型最大升阻比迎角也比较大，更接近失速迎角。实际上，太阳能飞机最需要考虑的是下沉率[1]的问题，即在空中动力系统暂时性失效或低于最小值时，能以最缓慢的速度下降，争取缓冲时间。这就涉及到飞机的功率因子，需要设法求出一个翼型的最大功率因子[8]下的迎角，作为机翼安装角。

1.6 能源管理系统

最大功率点的跟踪（MPPT）通过控制阵列端电压，使阵列能在各种不同的日照和温度环境下智能化地输出最大功率。96片太阳能电池在标准辐照度测试条件下的额定峰值功率为268.8W，标称电压16V，电流16.8A。显然268.8W=10.5V·25.6A，假设全由太阳能板提供动力，这是极限数据。考虑非正午光照与MPPT效率损耗，经验值取一半功率，要满足推重比滑跑起飞，可见极为苛刻。

2 机翼与机身的结构设计

太阳能飞机需要大展弦比[7]，本方案取12.5，机翼设计数据如表2所示。

2.1 确定机翼

本方案机翼展约5m，机身长2.39m，弦长0.4m，全重2.9kg。机翼中段为矩形翼，外段3/4处为梯形翼，外端根稍比16/13，翼载荷22.5g/dm2。

2.2 确定副翼

本方案副翼面积相对机翼面积取10%，副翼长度为机翼的50%，副翼相对弦长20%。巧妙地使电池铺设互不影响，解决操纵面尺寸设计的问题[5]。

2.3 确定机翼安装角

机翼设计安装角，是为了使飞机在低速下有较高的升力。参考最大功率因子，本方案机翼安装角在+3°。

2.4 确定局部机翼上反角

采用U型上反角，选择3°同时，还要设计面积合适的垂直尾翼。

2.5 确定重心位置

本设计飞机的重心在机翼前缘后的25～35%平均气动弦长处。

2.6 确定机身长度

参考滑翔机设计思路，选择翼展和机身比例47.8%，本方案机身的长度确定为2.39m。

2.7 确定机头的长度

机头的长度，指机翼前缘到螺旋桨后平面的之间的距离，本方案为0.75m。

2.8 确定垂直尾翼的面积

垂直尾翼用来保证飞机的纵向稳定性，垂直尾翼面积越大，纵向稳定性越好。另外，飞机速度大，垂直尾翼面积越大，反之越小。结合飞机的方向安全性与操控性[5]综合考虑，取12.3%。

2.9 确定方向舵的面积

参考飞机的方向安全性与操控性的要求[5]，方向舵面积约为垂直尾翼面积的25%。

2.10 确定水平尾翼的翼型和面积

参考飞机的俯仰安全性与操控性的要求[5]，水平尾翼设计为双凸对称翼型，水平尾翼的面积为全机翼面积的20%，平均气动弦长0.39m，计算后得出水平尾翼的面积为0.49m2，平尾力臂约1.24m。

2.11 确定升降舵面积

参考飞机的俯仰安全性与操控性的要求[5]，升降舵的面积约为水平尾翼面积的19%，通过计算得出升降舵面积约为93570mm2。

2.12 确定水平尾翼的安装位置

从机翼前缘到水平尾翼之间的距离，即尾力臂的长度，本方案为翼弦长的3.1倍，水平尾翼前缘应安装在距机翼前缘的1.24m处。垂直尾翼、水平尾翼和尾力臂这三个要素合起来，就是“尾容量”。

2.13 确定起落架

起落架为后三点，前起落架的安装位置一定要在飞机的重心前8cm左右。

2.14 飞机的静稳定裕度与气动中心计算

气动中心位于飞机重心之前则飞机是不稳定的，位于飞机重心之后则飞机是稳定的。

参考公式：

参考常规布局数据[8]，求出中性点hn=0.42，即气动中心在机翼弦长42%处。重心位置推荐为平均气动弦长33%的地方，重心通过移动可动部件调整位置。静稳定裕度= 0.42-0.33=0.09，即静稳定裕度为9%。

2.15 绘制三视图与结构图

用SolidWorks软件绘制三面投影图，观察三维效果，并确定每个部件的形状和位置。绘制结构图，确定每个部件的布局和制作步骤、部件与部件的结合方法等。

3 組装操作步骤

图纸设计完成后，用激光切割机切好开始组装。机翼和水平尾翼的安装角都是以飞机的拉力轴线为基准的。第一步，铺设翼肋与翼梁；第二步，铺设蒙板；第三步，铺设与焊接太阳能板；第四步，装配水平尾翼、垂直尾翼；第五步，调整重心；调整好机翼、机身、水平尾翼、垂直尾翼之间的相对位置；第六步，安装动力系统，模块组件实施的要求如图1所示。

4 地面测试

4.1 对比测试

置于室外，阳光充足，由太阳能电池板供电，电机开始在同一稳定电流下工作并开始计时，时刻监测锂电池电压电流，降低到11.1V时计时结束，理想状态持续，注意光照度随季节与时刻而变。对比测试，由两节锂电池充满电（12.6V）后供电，比较带负载能力。

4.2 太阳能电池板单独供电情况下的拉力测试

采用两种方法分别测试动力系统不同电流下的拉力。在地面，直接从系在飞机尾撑上的弹簧秤中读数。该方法用于估计地面滑跑时的拉力（即考虑摩擦）。测不同电流下螺旋桨的转速，利用螺旋桨拉力计算器计算拉力。该方法用于估计在空中飞行时的拉力（无摩擦力）。

通过螺旋桨拉力计算，地面的（静）摩擦力相比拉力是一个不可忽视的阻力。在起飞滑跑阶段，最大拉力时（1.6kg）推重比约为0.4，可以达到起飞拉力和爬升所需功率的要求[9]。在平飞过程中，仅用太阳能电池板可提供约15A电流，拉力约为1.1kg，推重比为0.275，可以维持平飞。

5 结 论

独特的太阳能电池板的封装方式以及能源管理系统大大减少了设计成本。选用上表面曲率小的高升阻比翼型，配合高的展弦比及面积合适的水平尾翼和垂直尾翼，降低了机翼载荷，提高了整机升阻比和飞机的低空低速滑翔性能；选用转化效率接近20%的新型轻质单晶硅太阳能电池板，配合高效的蓄能装置和输电方式；改进后用超大直径低KV、高效的电机直接驱动大直径螺旋桨，这样既减少了能量损耗，也延长了飞机的留空时间。

本文从实用的角度出发，引导设计思路，比较设计方案，助力爱好者完成作品，不足之处，请批评指正。

参考文献：

[1] 张健，张德虎.高空长航时太阳能无人机总体设计要点分析 [J].航空学报，2016，37（S1）：1-7.

[2] 昌敏，周洲，郑志成.太阳能飞机原理及总体参数敏度分析 [J].西北工业大学学报，2010，28（5）：792-796.

[3] 张芳，徐含乐，任武.特种太阳能飞机总体参数设计方法研究 [J].科学技术与工程，2012，12（24）：6245-6251.

[4] 余雄庆.多学科设计优化算法及其在飞机设计中的应用研究 [D].南京：南京航空航天大学，1999.

[5] 庄天义.某太阳能飞机总体方案设计研究 [D].北京：北京航空航天大学，2012.

[6] 邓海强.小型太阳能飞机气动/结构/推进一体化设计研究 [D].南京：南京航空航天大学，2006.

[7] 樊迎春，沈海军，李军，等.某太阳能无人飞机的初步设计与性能分析 [J].机电一体化，2014，20（1）：19-22+46.

[8] 马丁·西蒙斯著.模型飞机空气动力学 [M].（第6版）肖治恒，马东立，译.北京：航空工业出版社，2017（6）：189-192+267-273+279-281.

[9] 谭楚雄.模型飞机调整原理 [M].（第5版）北京：航空工业出版社，2017：37-48.

作者简介：闫俊岭（1970-），男，汉族，河南新乡人，实验师，研究方向：多旋翼、固定翼、总体设计与优化。