綦正民　李孝祿　劉琛　鄭恩輝　張遠輝

摘 要：研制了翼展4.8m的太陽能無人機，光照強度較大時由太陽能電池直接為動力系統(tǒng)供電，光照不足時由鋰電池進行供電。通過Profili軟件對機翼分析后，采用具有大展弦比的機翼GOE500；太陽能電源由72片太陽能電池組成，最大功率可達288W；在翼肋上表面利用超透薄蒙皮對太陽能電池片進行保護，并封裝在翼肋中。測試表明，由于飛行姿態(tài)和負載的變化，太陽能電池的輸出功率具有波動性；平飛巡航功率只需80W；當太陽能電池輸出功率在130W以上時，太陽能無人機可成功進行高度爬升。

關(guān)鍵詞：光伏電池；太陽能無人機；鋰電池；翼型

中圖分類號：V279 文獻標識碼：A

0.引言

近幾年，中小型無人機在很多領(lǐng)域得到重要的應(yīng)用。但是，電動或者油動中小型無人機存在航時短的不足。

太陽能是一種清潔的可再生能源，可作為小型移動裝置的能源，如為電動自行車和電動三輪車提供電能。由于固定翼無人機具有翼展面積大的特點，將光伏太陽能電池安裝在無人機兩翼上為其供電，可有效延長無人機的航時。本研究對太陽能無人機進行了研究：當太陽輻射度較大時，以光伏電池作為無人機動力來源，光照不足時由搭載的高容量鋰電池供電，滿足巡航所需能源。

1.150W太陽能無人機設(shè)計方案

1.1 太陽能無人機設(shè)計要求

考慮到試驗要求、氣動設(shè)計、結(jié)構(gòu)設(shè)計等，本設(shè)計的太陽能無人機各項參數(shù)為平飛時巡航速度6 m/s，機身長度2.5m，翼展4.8m，機翼面積2.3m2。使用多晶硅功率4W（AM1.5）太陽能電池片，單側(cè)機翼總電壓與總電流分別為18V與8A，太陽能電池板陣列理想輸出功率288W。

1.2機翼布局

為將72片電池片合理分配，并考慮到太陽能無人機機翼較長，為便于放置與運輸，經(jīng)計算之后，將機翼設(shè)計為三段式，分別是一個中段，兩個外段，共鋪設(shè)電池片72片。太陽能電池陣列連接方式為以全機翼中線為中心，左右兩側(cè)機翼上太陽能電池片分別串聯(lián)，分別得到8A/18V電源，左右兩側(cè)機翼上電池片再進行并聯(lián)接出，得到16A/18V共288W電源（理想情況下）。

1.3機翼結(jié)構(gòu)中電池片放置

在機翼框架翼肋之間預(yù)留出可容納電池片的區(qū)域來放置電池片。在翼肋之間和電池板底部采用松緊合適的凱夫拉線作為電池片的緩沖底座。通過放置電池片框架以及凱夫拉線作為緩沖底座，并通過連接電池片的焊帶提供額外的強度。整個電池片陣列就不需進行額外的封裝，這樣就可以減少電池片封裝重量。

1.4采用防逆沖二極管

以全機翼中線為中心，左右兩側(cè)機翼上太陽能電池片分別串聯(lián)后再并聯(lián)接出，電池片全部焊帶連接。在實際飛行過程中，電池片可能會由于擠壓或震動而導(dǎo)致破碎。為此，在每片電池片上并聯(lián)旁路二極管。當電池片受損無法供電后，其最小電壓低于旁路二極管的反偏電壓，二極管導(dǎo)通，使破損電池片短路。這樣可以防止破損電池片成為耗電單元，提高太陽能飛機中電池片的容錯率。

1.5供電電源選擇部分

當天氣較差，會出現(xiàn)電池片供電不穩(wěn)定的情況。為了實現(xiàn)在光照強度滿足時，由太陽能電池片為無人機提供總能源，當太陽輻射不足無人機正常飛行時，由無人機攜帶鋰電池放電進行供能。電源選擇部分的設(shè)計原理是采集電流/電壓參數(shù)值，與設(shè)定的電流/電壓值比較，并通過分析后判斷是由太陽能電池片還是鋰電池來供電。同時，經(jīng)串口通信模塊將實時電流/電壓值輸出到上位機進行記錄。

1.6氣動布局分析

為了獲得足夠的能量，需要設(shè)計較大的翼面積來布置太陽能電池片。太陽能無人機的飛行要求高氣動效率以及高穩(wěn)定性，所以該機設(shè)計采用大展弦比機翼的常規(guī)十字尾翼布局。

考慮到在天氣狀態(tài)不同的情況下，為了適應(yīng)不同的飛行模式，使太陽能無人機具有最高的飛行效率，本研究加入了可變攻角的設(shè)計，即在機身上設(shè)置不同的安裝孔位，在安裝機翼時可以方便地實現(xiàn)對機翼安裝角的調(diào)節(jié)，從而調(diào)節(jié)太陽能無人機在平飛時無人機迎角。

同時由于本研究的太陽能無人機為超低速飛機，因而飛機在正常情況下飛行受陣風影響出現(xiàn)失速的概率比較大，所以為本設(shè)計的太陽能無人機將外段機翼設(shè)計為外洗機翼，外洗機翼外段的迎角相比內(nèi)段迎角小，在內(nèi)段機翼出現(xiàn)失速情況時，可以使帶有副翼控制面的外翼部分延遲進入失速狀態(tài)，增強飛機在部分翼段出現(xiàn)失速狀態(tài)下的姿態(tài)控制能力。

1.7 GOE 500翼型選擇及分析

選擇翼型時要保證該翼型具有較高的升/阻比。其次，由于該研究中的太陽能無人機主要飛行高度為50m～300m，氣流不穩(wěn)定，且受太陽能電池片功率的影響，太陽能無人機應(yīng)具有較好的氣動穩(wěn)定性，即無人機在氣流影響下處于不同迎角及空速范圍下的升力、阻力，以及升阻比曲線具有一定的穩(wěn)定度。同時在要考慮到翼型的前緣曲率以方便放置電池片。

可選擇的翼型對象有SG 6043，GOE 500，MH 115等翼型。利用仿真軟件Profili對不同速度、不同迎角下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)等進行分析后比較后，該太陽能無人機最終選擇GOE 500為其翼型。

2.測試結(jié)果分析

2.1 飛行過程

為減輕無人機自身重量并降低無人機復(fù)雜程度，該太陽能無人機并未制造起落架，而是使用無動力協(xié)助起飛小車進行起飛。無人機機翼下方合適位置放置小鐵片并在小車相對應(yīng)位置的支持臂上放置電磁鐵，當無人機帶動小車向前達到起飛速度后控制電磁鐵脫電，無人機與小車脫離，成功起飛。

對該太陽能無人機進行了多次測試，由于該太陽能無人機具有較大上反角，一定程度上減小了無人機側(cè)滑的發(fā)生，使無人機無論在遇到氣流還是轉(zhuǎn)彎時，都能夠由副翼靈活控制，無側(cè)滑失控的情況發(fā)生。機翼外段的迎角相比內(nèi)段迎角小，在內(nèi)段機翼出現(xiàn)失速情況時，使帶有副翼控制面的外翼部分延遲進入失速狀態(tài)，這樣就增強了無人機在部分翼段出現(xiàn)失速狀態(tài)下的姿態(tài)控制能力。

2.2 測試結(jié)果

對飛行過程中記錄下的太陽能電池片輸出功率情況進行分析，發(fā)現(xiàn)太陽能電池片的輸出功率有一定量的變化，主要表現(xiàn)為電流的波動。測試表明，太陽能無人機功率在130W以上就可輕松的進行爬升；在80W左右功率下，該太陽能無人機仍可正?；?。

通過測試，當供電電源選擇部分啟動電流檢測，檢測電流小于4.5A時由鋰電池進行電源輸出；當太陽能電池陣列輸出端電流大于等于4.5A時直接由太陽能電池輸出。系統(tǒng)電流與功率主要限制因素為穩(wěn)壓模塊電流不能持續(xù)過大輸出，否則將發(fā)熱發(fā)燙。

結(jié)語

本文對太陽能無人機的翼型選擇、機翼陣列設(shè)計、太陽能電池片的安裝布置以及太陽能電源的切換進行了研究。研究表明該太陽能無人機翼展4.8m，機翼面積2.3m2，正常光照強度下太陽能電池片輸出功率可達160W以上，平飛巡航功率只需80W左右。當無人機自身攜帶的鋰電池足夠夜晚的滑翔巡航時，無人機的跨晝夜飛行將成為可能。

參考文獻

[1]李孝祿，王東平，李娟，等.利用太陽能實現(xiàn)電動自行車供電的研究[J]. 太陽能學(xué)報， 2016，37（4）：884-890.

[2]李孝祿，黃建鋒，王東平，等.采用交錯并聯(lián)技術(shù)的電動三輪車光伏充電控制系統(tǒng)[J].中國電機工程學(xué)報，2016，36（11）： 2909-2917.endprint