一种太阳能无人机总体参数确定方法及系统技术方案

一种太阳能无人机总体参数确定方法及系统，太阳能无人机以太阳辐射作为唯一的能量来源，其飞行过程中涉及能量采集、能量消耗、能量储存，且飞机本体、能源动力、飞行管理相互耦合，因此不能直接套用常规飞机的设计方法和过程。本方法基于飞行剖面中太阳能量最弱点的重量平衡、功率平衡和能量平衡关系，对重量特性及气动特性等主要参数进行迭代计算，可以得出满足战技指标要求的初步方案总体参数，主要包括：无人机总重及分系统重量、参考外形、升阻比、太阳电池铺片率，以及匹配至全系统各核心组件上的功率特性等。本发明专利技术提供了一种适用于太阳能无人机总体参数的确定方法，可以应用于该类型无人机的初步总体方案设计。

【技术实现步骤摘要】
一种太阳能无人机总体参数确定方法及系统
本专利技术涉及一种太阳能无人机总体参数确定方法及系统，用于该类型无人机初步总体方案设计，属无人机总体设计

技术介绍
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，并对二次电池进行充电；夜晚，太阳能无人机释放二次电池中储存的电能，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。现阶段，太阳能无人机由于能源、动力系统技术水平的限制，在任务飞行阶段一直维持着微弱的能量平衡，所以在确定太阳能无人机总体参数过程中，需要以能量为中心进行总体综合设计。另外，太阳能无人机气动特性、太阳电池功率密度、二次电池能重比、白天爬升或夜间下滑的高度等总体设计中的关键变量都密切关联，决定性地影响着总体参数的选取。因此，常规飞机的设计方法并不适用于太阳能无人机。目前太阳能无人机的设计方法主要有三种：(1)J.W.Youngblood提出的基于冬至日(太阳光强在该天最弱)这一天的能量收支平衡的设计方法；(2)S.A.Brandt提出的绘制约束图的设计方法；(3)Sky-Sailor的设计者A.Noth提出的基于重量平衡和能量平衡的设计方法。三种方法均只针对巡航状态等高飞行进行设计，未考虑利用爬升储能来减小飞机的尺度和重量，并没有完全反映其整个飞行过程，设计的结果往往会偏大。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种太阳能无人机总体参数确定方法及系统。实现了太阳能无人机主要总体参数的快速设计，解决了该类型无人机总体设计时常规飞机设计方法不适用且公开设计方法结果偏大的问题。本专利技术的技术解决方案是：一种太阳能无人机总体参数确定方法，步骤如下：(1)确定无人机的设计输入参数和设计时间点；(2)设置无人机的迭代初值，包括无人机起飞总重初值m0和升阻比初值K0；(3)根据步骤(1)确定的无人机设计的输入参数，结合重量平衡、功率平衡和能量平衡的关系，计算无人机分系统的重量和起飞总重mtotal；(4)计算步骤(3)得出的无人机起飞总重mtotal与步骤(2)无人机起飞总重初值m0之间的偏差，若该偏差满足设定的重量误差阈值，则进入步骤(5)，否则返回步骤(2)并更新无人机起飞总重初值m0；(5)根据步骤(4)满足误差阈值的起飞总重mtotal，结合无人机外形约束，计算无人机的外形参数，并确定无人机的升阻比K；(6)计算步骤(5)所得的升阻比K与步骤(2)迭代初值中升阻比初值K0之间的偏差，若该偏差满足升阻比误差阈值，则完成对太阳能无人机总体参数的确定，否则返回步骤(2)并更新升阻比初值K0。步骤(1)中确定无人机的设计输入参数和设计时间点，无人机的设计输入参数包括飞行日期、飞行纬度、夜航高度、载荷重量、载荷功率、机载设备重量、机载设备功率、设计升力系数、翼展、展弦比、太阳电池光电转换效率、太阳电池面密度、太阳电池组阵损失效率、蓄电池能重比、推进系统功重比、推进系统效率、电源控制器功重比、电源控制器效率，无人机的设计时间点为飞行日期和飞行纬度范围内太阳辐照能量最弱的一天。所述步骤(3)中计算无人机分系统的重量和起飞总重mtotal，步骤如下：(3.1)根据步骤(1)中的翼展和展弦比，计算参考面积和机体结构重量；(3.2)根据步骤(1)中的设计升力系数、步骤(2)中的无人机起飞总重初值m0、步骤(3.1)中的参考面积，按照重量平衡关系，计算无人机巡航速度；(3.3)根据步骤(2)中的无人机起飞总重初值m0和升阻比初值K0、步骤(3.1)中的参考面积、步骤(3.2)中的巡航速度，分别计算无人机爬升段、平飞段和下滑段的飞行所需推进功率，按照功率平衡关系，计算无人机推进系统重量；(3.4)对步骤(1)中的载荷功率和机载设备功率、步骤(3.3)中的所需推进功率分别关于时间积分，得到无人机的能耗，按照能量平衡关系，根据步骤(1)中的太阳电池光电转换效率、太阳电池面密度、太阳电池组阵损失效率计算太阳电池重量，根据步骤(1)中的蓄电池能重比计算蓄电池重量，根据步骤(1)中的电源控制器功重比、电源控制器效率计算电源控制器重量，根据太阳电池重量和蓄电池重量计算机上线缆重量；(3.5)根据步骤(1)中的载荷重量和机载设备重量、步骤(3.1)中的结构重量、步骤(3.3)中的推进系统重量、步骤(3.4)中的太阳电池重量、蓄电池重量、电源控制器重量和机上线缆重量，确定起飞总重mtotal。步骤(5)中无人机外形约束包括机翼梢根比、机身长度、机身最大截面直径、平尾尾容量、垂尾尾容量、平尾力臂、垂尾力臂。骤(5)中确定无人机的升阻比K，步骤如下：(5.1)根据无人机外形约束计算无人机的外形参数，包括机翼翼根弦长、机翼翼梢弦长、平均气动弦长、平尾面积、垂尾面积；(5.2)根据步骤(3)中的无人机巡航速度和起飞总重、步骤(5.2)中的参考外形参数，计算无人机的升阻比。步骤(1)中无人机的设计点为飞行日期和飞行纬度范围内太阳辐照能量最弱的一天，单位面积的太阳辐照能量计算步骤如下：(a)太阳垂直照射强度：，式中α＝2π(n-4)/365为太阳高度角，I＝1367W/m2为太阳常数，ε＝0.017为地球偏心率，n为飞行日期的日序数；(b)太阳辐照强度：式中为赤纬角，ω(t)＝π-πt/12为太阳时角，θ为地理纬度，t为一天中的时刻；(c)太阳辐照能量：步骤(3.1)中的参考面积S＝b2/AR，机体结构重量mfr＝1.55S0.556AR0.651，式中b为翼展，AR为展弦比，此公式适用于展弦比AR在15～30范围内。步骤(3.2)中无人机巡航速度式中g为重力加速度，ρ为大气密度，CL为设计升力系数。步骤(3.3)中所需推进功率按爬升段、平飞段和下滑段分别计算：(a)爬升所需推进功率：式中为爬升率，随高度变化，ηpro为推进系统效率，可近似认为爬升过程中所需的推进平均功率为2倍的日间巡航所需推进功率；(b)日间巡航所需推进功率：Ppro-cruise_day＝mgV/K/ηpro；(c)下滑所需推进功率：Ppro-slip＝0，一般采用无动力下滑以提高能量利用率；(d)夜间巡航所需推进功率：Ppro-cruise-night＝0.6mgV/K/ηpro。步骤(3.3)中无人机推进系统重量mpro＝Ppro-climb/Kpro，式中Kpro为推进系统功重比。步骤(3.4)中对步骤(1)中的载荷功率和机载设备功率、步骤(3.3)中的所需推进功率分别关于时间积分，得到无人机的能耗，步骤如下：(a)推进系统日间消耗能量：Epro_day＝Ppro_cruise-dayt1+Ppro_cruiset2+Ppro-slipt3，推进系统夜间消耗能量：Epro_night＝Ppro_cruise_nightt4，载荷日间消耗能量：Epld_day＝Ppld(t1+t2+t3)，载荷本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种太阳能无人机总体参数确定方法，其特征在于步骤如下：(1)确定无人机的设计输入参数和设计时间点；(2)设置无人机的迭代初值，包括无人机起飞总重初值m0和升阻比初值K0；(3)根据步骤(1)确定的无人机设计的输入参数，结合重量平衡、功率平衡和能量平衡的关系，计算无人机分系统的重量和起飞总重mtotal；(4)计算步骤(3)得出的无人机起飞总重mtotal与步骤(2)无人机起飞总重初值m0之间的偏差，若该偏差满足设定的重量误差阈值，则进入步骤(5)，否则返回步骤(2)并更新无人机起飞总重初值m0；(5)根据步骤(4)满足误差阈值的起飞总重mtotal，结合无人机外形约束，计算无人机的外形参数，并确定无人机的升阻比K；(6)计算步骤(5)所得的升阻比K与步骤(2)迭代初值中升阻比初值K0之间的偏差，若该偏差满足升阻比误差阈值，则完成对太阳能无人机总体参数的确定，否则返回步骤(2)并更新升阻比初值K0。

【技术特征摘要】
1.一种太阳能无人机总体参数确定方法，其特征在于步骤如下：(1)确定无人机的设计输入参数和设计时间点；(2)设置无人机的迭代初值，包括无人机起飞总重初值m0和升阻比初值K0；(3)根据步骤(1)确定的无人机设计的输入参数，结合重量平衡、功率平衡和能量平衡的关系，计算无人机分系统的重量和起飞总重mtotal；(4)计算步骤(3)得出的无人机起飞总重mtotal与步骤(2)无人机起飞总重初值m0之间的偏差，若该偏差满足设定的重量误差阈值，则进入步骤(5)，否则返回步骤(2)并更新无人机起飞总重初值m0；(5)根据步骤(4)满足误差阈值的起飞总重mtotal，结合无人机外形约束，计算无人机的外形参数，并确定无人机的升阻比K；(6)计算步骤(5)所得的升阻比K与步骤(2)迭代初值中升阻比初值K0之间的偏差，若该偏差满足升阻比误差阈值，则完成对太阳能无人机总体参数的确定，否则返回步骤(2)并更新升阻比初值K0。2.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机总体参数确定方法，其特征在于：所述步骤(1)中确定无人机的设计输入参数和设计时间点，无人机的设计输入参数包括飞行日期、飞行纬度、夜航高度、载荷重量、载荷功率、机载设备重量、机载设备功率、设计升力系数、翼展、展弦比、太阳电池光电转换效率、太阳电池面密度、太阳电池组阵损失效率、蓄电池能重比、推进系统功重比、推进系统效率、电源控制器功重比、电源控制器效率，无人机的设计时间点为飞行日期和飞行纬度范围内太阳辐照能量最弱的一天。3.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机总体参数确定方法，其特征在于：所述步骤(3)中计算无人机分系统的重量和起飞总重mtotal，步骤如下：(3.1)根据步骤(1)中的翼展和展弦比，计算参考面积和机体结构重量；(3.2)根据步骤(1)中的设计升力系数、步骤(2)中的无人机起飞总重初值m0、步骤(3.1)中的参考面积，按照重量平衡关系，计算无人机巡航速度；(3.3)根据步骤(2)中的无人机起飞总重初值m0和升阻比初值K0、步骤(3.1)中的参考面积、步骤(3.2)中的巡航速度，分别计算无人机爬升段、平飞段和下滑段的飞行所需推进功率，按照功率平衡关系，计算无人机推进系统重量；(3.4)对步骤(1)中的载荷功率和机载设备功率、步骤(3.3)中的所需推进功率分别关于时间积分，得到无人机的能耗，按照能量平衡关系，根据步骤(1)中的太阳电池光电转换效率、太阳电池面密度、太阳电池组阵损失效率计算太阳电池重量，根据步骤(1)中的蓄电池能重比计算蓄电池重量，根据步骤(1)中的电源控制器功重比、电源控制器效率计算电源控制器重量，根据太阳电池重量和蓄电池重量计算机上线缆重量；(3.5)根据步骤(1)中的载荷重量和机载设备重量、步骤(3.1)中的结构重量、步骤(3.3)中的推进系统重量、步骤(3.4)中的太阳电池重量、蓄电池重量、电源控制器重量和机上线缆重量，确定起飞总重mtotal。4.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机总体参数确定方法，其特征在于：所述步骤(5)中无人机外形约束包括机翼梢根比、机身长度、机身最大截面直径、平尾尾容量、垂尾尾容量、平尾力臂、垂尾力臂。5.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机总体参数确定方法，其特征在于：所述步骤(5)中确定无人机的升阻比K，步骤如下：(5.1)根据无人机外形约束计算无人机的外形参数，包括机翼翼根弦长、机翼翼梢弦长、平均气动弦长、平尾面积、垂尾面积；(5.2)根据步骤(3)中的无人机巡航速度和起飞总重、步骤(5.2)中的参考外形参数，计算无人机的升阻比。6.根据权利要求2所述的一种太阳能无人机总体参数确定方法，其特征在于：所述步骤(1)中无人机的设计点为飞行日期和飞行纬度范围内太阳辐照能量最弱的一天，单位面积的太阳辐照能量计算步骤如下：(a)太阳垂直照射强度：I0＝I[(1+εcosα)/(1-ε2)]2，式中α＝2π(n-4)/365为太阳高度角，I＝1367W/m2为太阳常数，ε＝0.017为地球偏心率，n为飞行日期的日序数；(b)太阳辐照强度：式中为赤纬角，ω(t)＝π-πt/12为太阳时角，θ为地理纬度，t为一天中的时刻；(c)太阳辐照能量：7.根据权利要求3所述的一种太阳能无人机总体参数确定方法，其特征在于：所述步骤(3.1)中的参考面积S＝b2/AR，机体结构重量mfr＝1.55S0.556AR0.651，式中b为翼展，AR为展弦比，此公式适用于展弦比AR在15～30范围内。8.根据权利要求3...

【专利技术属性】
技术研发人员：张凯，仪志胜，陈柽，吴伟伟，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11