【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于临近空间太阳能无人机领域，更具体地，涉及一种牵引式主动供电载荷系统及其参数确定方法。
技术介绍
1、临近空间太阳能无人机是一种以太阳能为唯一能量来源的电动无人飞行器，其载荷能力严重受制于无人机尺度和能源系统(储能电池和太阳电池)发展水平，为实现更重更大功耗载荷的搭载能力，当前通用做法是增大太阳能无人机翼展，增大太阳电池铺设面积，并采用更高比能量的储能电池。但更大翼展的太阳能无人机会带来大尺度大柔性结构气弹稳定性差、控制效率降低、供电系统长距离传输电损耗大等一系列问题，并且运输和机场起降极不便利；此外适用于太阳能无人机飞行剖面的高比能储能电池工程化水平发展并不如预期，短期内难以实现比能量大范围提升。因此为实现更重更大功耗载荷能力，突破常规太阳能无人机搭载方案，设计一种牵引式主动供电载荷系统十分有必要。
2、公开于本专利技术
技术介绍
部分的信息仅仅旨在加深对本专利技术的一般
技术介绍
的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。
技术实现思路
1、本专利技术的目的是提出一种牵引式主动供电载荷系统及其参数确定方法，实现大幅提升太阳能无人机任务载荷重量和功耗能力，解决大尺寸任务载荷挂载太阳能无人机的结构安装和载荷能力受限的难题。
2、为实现上述目的，本专利技术提出了一种牵引式主动供电载荷系统，包括：
3、翼段结构，所述翼段结构的上表面设置有太阳能电池，所述翼段结构的内部设置有容置空间，所述容置空间用于安
4、所述翼段结构的底部设置有三点式起飞架，所述翼段结构的两端通过柔性牵引线缆管与双机身太阳能无人机机身末端相连；
5、所述翼段结构通过所述柔性牵引线缆管由太阳能无人机牵引飞行。
6、可选地，所述牵引式主动供电载荷系统的起降方式采用起飞抛落式，在太阳能无人机滑跑时所述翼段结构通过所述三点式起飞架与太阳能无人机随动滑跑，离地到安全高度后，三个起飞架均抛落，在太阳能无人机着陆时，通过所述翼段结构的外壳与地面之间直接接触降落。
7、可选地，所述翼段结构的内部设有翼段主梁、翼段后梁和多个互相间隔设置翼肋，所述任务载荷阵列分段安装于所述翼肋之间。
8、可选地，所述翼段结构内部还设有至少一个任务载荷处理终端，所述任务载荷终端设置于所述翼段主梁上。
9、可选地，所述柔性牵引线缆管内设有供电线缆和通信线缆。
10、可选地，所述翼段结构内还设有载荷配电器、多个载荷系统电源控制器以及载荷系统动力母线；
11、所述载荷配电器以及多个所述载荷系统电源控制器分别与所述载荷系统动力母线连接，所述载荷配电器与任务载荷连接，所述载荷配电器通过所述供电线缆与太阳能无人机的动力母线连接。
12、可选地，所述翼段结构内还设有载荷系统can总线，所述载荷配电器、所述多个载荷系统电源控制器分别与所述载荷系统can总线连接，所述任务载荷通过所述通信线缆与太阳能无人机的飞控机和任务管理计算机连接。
13、本专利技术还提出一种以上所述的牵引式主动供电载荷系统的参数确定方法，包括：
14、根据规划任务载荷的重量和功耗需求，设定牵引式主动供电载荷系统的太阳电池铺片率和翼段面积的初值；
15、基于翼段面积初值，根据平飞时重力与升力平衡公式，计算载荷系统的总重初值；
16、通过不断调整所述翼段面积的参数值，计算能够满足规划任务载荷重量的载荷系统的总重和翼段面积；
17、根据计算得到的载荷系统的翼段面积以及太阳电池铺片率的初值，计算载荷系统的供电能力；
18、判断计算得到的载荷系统的供电能力是否满足规划任务载荷的功耗需求，若是则当前的太阳电池铺片率、翼段面积、载荷系统的总重作为载荷系统的设计参数，否则，提升太阳电池铺片率的初值，并重新计算载荷系统的总重、翼段面积，直到满足规划载荷重量和功耗要求。
19、可选地，载荷系统的总重计算公式为：
20、mtacss＝mst+meg+mel+mpl，
21、式中，mst为结构重量，meg为太阳电池及控制器重量，mel为线缆重量，mpl为任务载荷重量；
22、其中，mst＝cst×mtacss，cst为结构重量系数；
23、meg＝ρsc×stacss×ksc+stacss×ksc/kec×ρec，ρsc为太阳电池面密度，stacss为翼段面积，ksc为太阳电池铺片率，kec为太阳电池电源控制器比率，ρec为单个电源控制器重量；
24、mel＝kel×btacss+melfix-ed，kel为变动线缆重量比率，btacss为翼段展长，melfix-ed为固定线缆重量；
25、所述平飞时重力与升力平衡公式为：
26、0.5×cl×ρ×v2×stacss＝mtacss×g，
27、其中，cl为升力系数，ρ为飞行高度对应大气密度，v为无人机飞行速度，stacss为牵引式主动供电载荷系统翼段面积。
28、可选地，载荷系统的供电能力的计算公式为：
29、etacss＝etacss_day+etacss_night，
30、式中，etacss为载荷系统供电能力，etacss_day为日间供电能力，etacss_night为夜间供电能力；
31、etacss_day＝stacss×ksc×esc0×nsc×ηc×ηec+euavpld_day，
32、etacss_night＝epld_night，
33、其中esc0为单位面积日间太阳辐照能量，nsc为太阳电池阵光电转化效率，ηc为太阳电池组阵损失效率，ηec为电源控制器效率，euavpld_day为日间太阳能无人机自身可提供给任务载荷能量，epld_night为夜间太阳能无人机自身可提供给任务载荷能量。
34、本专利技术的有益效果在于：
35、(1)与太阳能无人机常规搭载任务载荷的方式相比，本专利技术的牵引式主动供电载荷系统可大幅提升太阳能无人机任务载荷重量和功耗能力，附加该系统后，载荷能力可提升一倍以上；
36、(2)本专利技术的牵引式主动供电载荷系统解决了大尺寸任务载荷挂载太阳能无人机的结构安装和载荷能力受限的难题；
37、(3)本专利技术的牵引式主动供电载荷系统不会破坏太阳能无人机原有的气动外形，同时该载荷系统具有升力特性，对太阳能无人机整体气动特性影响较小。
38、本专利技术的系统具有其它的特性和优点，这些特性和优点从并入本文中的附图和随后的具体实施方式中将是显而易见的，或者将在并入本文中的附图和随后的具体实施方式中进行详细陈述，这些附图和具体实施方式共同用于解释本专利技术的特定原理。
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1.一种牵引式主动供电载荷系统，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的牵引式主动供电载荷系统，其特征在于，所述牵引式主动供电载荷系统的起降方式采用起飞抛落式，在太阳能无人机滑跑时所述翼段结构通过所述三点式起飞架与太阳能无人机随动滑跑，离地到安全高度后，三个起飞架均抛落，在太阳能无人机着陆时，通过所述翼段结构的外壳与地面之间直接接触降落。
3.根据权利要求1所述的牵引式主动供电载荷系统，其特征在于，所述翼段结构的内部设有翼段主梁、翼段后梁和多个互相间隔设置翼肋，所述任务载荷阵列分段安装于所述翼肋之间。
4.根据权利要求3所述的牵引式主动供电载荷系统，其特征在于，所述翼段结构内部还设有至少一个任务载荷处理终端，所述任务载荷终端设置于所述翼段主梁上。
5.根据权利要求1所述的牵引式主动供电载荷系统，其特征在于，所述柔性牵引线缆管内设有供电线缆和通信线缆。
6.根据权利要求5所述的牵引式主动供电载荷系统，其特征在于，所述翼段结构内还设有载荷配电器、多个载荷系统电源控制器以及载荷系统动力母线；
7.根据权利要求5
8.一种如权利要求1-7所述的牵引式主动供电载荷系统的参数确定方法，其特征在于，包括：
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，载荷系统的总重计算公式为：
10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，载荷系统的供电能力的计算公式为：
...【技术特征摘要】
1.一种牵引式主动供电载荷系统，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的牵引式主动供电载荷系统，其特征在于，所述牵引式主动供电载荷系统的起降方式采用起飞抛落式，在太阳能无人机滑跑时所述翼段结构通过所述三点式起飞架与太阳能无人机随动滑跑，离地到安全高度后，三个起飞架均抛落，在太阳能无人机着陆时，通过所述翼段结构的外壳与地面之间直接接触降落。
3.根据权利要求1所述的牵引式主动供电载荷系统，其特征在于，所述翼段结构的内部设有翼段主梁、翼段后梁和多个互相间隔设置翼肋，所述任务载荷阵列分段安装于所述翼肋之间。
4.根据权利要求3所述的牵引式主动供电载荷系统，其特征在于，所述翼段结构内部还设有至少一个任务载荷处理终端，所述任务载荷终端设置于所述翼段主梁上。
5.根据权利要求1所述的牵引式主动供电载...
【专利技术属性】
技术研发人员：杨捷，张凯，郭有光，赵顺，李广佳，
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：
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