超長航時太陽能無人機總體設(shè)計技術(shù)綜述

超長航時太陽能無人機總體設(shè)計技術(shù)綜述

在超級航行期間，太陽能無人機將光能轉(zhuǎn)化為能耗。一些用于日常駕駛，另一些用于夜間駕駛。這從理論上打破了傳統(tǒng)無人機不能實現(xiàn)的“永久”飛行瓶頸，成為近年來人工智能領(lǐng)域的研究熱點。自1974年“Sunrise-Ⅰ”太陽能無人機太陽能無人機升阻比高、飛行速度低，機翼具有超大展弦比和較低翼載荷，設(shè)計指標與能量參數(shù)深度耦合，尤其是臨近空間太陽能無人機，其飛行高度高、載荷能力弱的特點尤為突出，對總體、氣動、結(jié)構(gòu)、飛控、能源、推進以及航跡設(shè)計帶來很大難度。本文對超長航時太陽能無人機涉及的總體設(shè)計技術(shù)、氣動設(shè)計技術(shù)、氣動彈性與陣風減緩技術(shù)、飛行控制技術(shù)、高效能源技術(shù)、動力推進技術(shù)、軌跡優(yōu)化技術(shù)等7項關(guān)鍵技術(shù)的研究現(xiàn)狀及相關(guān)文獻進行綜述，并對未來發(fā)展進行了展望。1太陽能無人機總體設(shè)計方法相比于常規(guī)無人機，超長航時太陽能無人機總體設(shè)計需要耦合更多因素，如翼面積不僅影響氣動性能，也與能量獲取能力密切相關(guān)，設(shè)計過程須綜合考慮太陽能光照、太陽能電池/儲能電池等因素，設(shè)計方法相對特殊。文獻可見最早的太陽能無人機總體設(shè)計方法由Youngblood等NothRomeo等近10年來，太陽能無人機總體設(shè)計方法得到了進一步完善和細化。Maleki國內(nèi)方面，昌敏等王少奇張芳等2氣壓設(shè)計技術(shù)2.1低雷諾數(shù)流動模型航空領(lǐng)域，低雷諾數(shù)的范圍被定義為10現(xiàn)有文獻表明，低雷諾數(shù)現(xiàn)象的主要特征有2種。其一是翼型氣動效率隨雷諾數(shù)降低產(chǎn)生的急劇惡化（圖7），當雷諾數(shù)小于3×10研究表明，上述2種特殊現(xiàn)象的成因與層流分離泡隨雷諾數(shù)和迎角變化過程中層流誘導(dǎo)分離的觸發(fā)和演化機制有關(guān)GasterMueller和Batil事實上，隨著研究的深入可以發(fā)現(xiàn)經(jīng)典理論描述的層流分離泡并不存在，低雷諾數(shù)流動本質(zhì)是一種非定常流動，而經(jīng)典層流分離泡是這種非定常流動的時均化結(jié)果，盡管如此，經(jīng)典層流分離泡理論仍是指導(dǎo)低雷諾數(shù)流動研究的基礎(chǔ)近年來，中國學者對低雷諾數(shù)問題進行了大量數(shù)值計算和試驗研究，對低雷諾數(shù)流動理論進行了完善和拓展。白鵬等低雷諾數(shù)氣動問題求解方面，目前常用的方法是雷諾平均Navier-Stokes(ReynoldsAverageNavier-Stokes,RANS）方程結(jié)合湍流及轉(zhuǎn)捩模型的數(shù)值方法，如Langtry等王科雷等2.2低雷諾數(shù)翼型的選擇超長航時太陽能無人機通常采用超大展弦比機翼，相比常規(guī)飛行器而言，誘導(dǎo)阻力占總阻力的比例較小，因此翼型的氣動特性很大程度上決定了機翼的氣動特性太陽能無人機常用的低雷諾數(shù)翼型包括Eppler系列、SD系列等。與普通翼型相比，低雷諾數(shù)翼型在外形上的差異主要有2點：一是翼型上表面更加平坦，二是翼型厚度較小Ma等現(xiàn)有的翼型優(yōu)化技術(shù)主要有2種：直接設(shè)計法和反設(shè)計法國內(nèi)外學者還結(jié)合太陽能電池片的特點對太陽能無人機翼型展開了研究和設(shè)計。Chen和Bernal文獻2.3常規(guī)飛翼布局太陽能無人機發(fā)展之初最常用的氣動布局有2種：常規(guī)布局（圖17(a））和飛翼布局（圖17(b））。針對常規(guī)布局的理論研究已經(jīng)非常完善，技術(shù)成熟而穩(wěn)定，但由于常規(guī)布局飛機利用平尾產(chǎn)生的負升力進行縱向配平，氣動效率受到限制。英國的“Zephyr”系列無人機、中國的“彩虹”無人機、俄羅斯的“Owl”無人機、意大利的“HELI-PLAT”無人機等均采用了常規(guī)布局。闕建鋒等飛翼布局利用反彎翼型實現(xiàn)機翼自配平，省去了平尾，相比常規(guī)布局而言具有更高的氣動效率和更小的結(jié)構(gòu)重量，但飛翼布局也具有縱向穩(wěn)定性差，操控難度大的特點。美國的“Helios”無人機、“Aquila”無人機，西工大的“魅影”無人機等均采用了飛翼布局。李晨飛和姜魯華近年來，太陽能無人機領(lǐng)域出現(xiàn)了串列翼布局（圖17(c））、分布式布局（圖17(d））等新布局的嘗試。串列翼布局的前后翼面均產(chǎn)生升力，具有氣動效率高、結(jié)構(gòu)剛性好的特點。UAVOS公司推出的ApusDuo無人機即采用了前下后上式的串列翼布局，該飛機利用布局優(yōu)勢克服了諸多氣動彈性難題，于2018年完成首飛。Scharpf和Mueller相比上述幾種布局而言，分布式布局更有利于太陽能無人機面對復(fù)雜氣候條件和多變光照方向。美國的“Odysseus”無人機翼型和總體氣動布局方案確定后，還需要對氣動布局進行優(yōu)化，主要內(nèi)容包括機翼平面形狀及彎扭分布的優(yōu)化，以及尾翼構(gòu)型的設(shè)計。減小機翼阻力的主要途徑有3種：一是增大展弦比，二是增加翼梢小翼，三是通過機翼扭轉(zhuǎn)改善機翼載荷分布。其中，前2種方式受限于結(jié)構(gòu)強度和剛度，機翼扭轉(zhuǎn)的方法應(yīng)用更為普遍。于哲峰等3結(jié)構(gòu)的幾何非線性影響超長航時太陽能無人機的大展弦比機翼在載荷作用下，會產(chǎn)生很大的彎曲和扭轉(zhuǎn)變形，帶來了諸多氣動彈性方面的問題，影響著飛機的操控性能和飛行安全。首先，在動力學建模方面，剛性飛行器假設(shè)已不適用于該類飛機，不能再進行簡單的剛體假設(shè)。國內(nèi)外目前對大展弦比柔性飛行器的動力學建模方式主要有2種其次，在發(fā)散、顫振邊界預(yù)測方面，基于小變形假設(shè)的氣動彈性分析手段已不適用于這類大展弦比飛行器，分析時必須考慮結(jié)構(gòu)的幾何非線性效應(yīng)。結(jié)構(gòu)幾何非線性對大展弦比飛機的影響體現(xiàn)在2個方面：一是結(jié)構(gòu)整體剛度依賴不同的載荷狀態(tài)而改變；二是機翼平面形狀的改變影響到氣動力的分布最后，陣風減緩方面，大展弦比太陽能無人機在起降過程中需要穿越對流層，會受到強烈的陣風影響，造成較大附加過載，對飛行安全帶來威脅。研究表明國內(nèi)外學者提出的陣風減緩措施主要有2種：被動控制和主動控制。其中，被動控制主要依靠新材料、優(yōu)化機翼結(jié)構(gòu)參數(shù)等方法來提高機翼剛度，該方法對機翼高頻振動抑制有較好作用，但對低頻振動的抑制效果較差。主動控制主要通過在機翼上加裝作動器，改變氣動外形，進而抑制顫振。自20世紀60年代起，美國就利用B-52、C-5A等飛機作為驗證機，進行了各種主動控制技術(shù)的驗證4飛行橫風向控制超長航時太陽能無人機翼載荷通常比常規(guī)無人機低1～2個數(shù)量級，質(zhì)量特性和氣動特性相比常規(guī)無人機都有著明顯區(qū)別。較低的飛行速度使得太陽能無人機的空速處在與風速相同的量級，風速相對空速不再是小量。穩(wěn)定的風場會影響飛行軌跡控制，而變化風場會對飛行造成擾動，增加控制難度，因此需要重點關(guān)注太陽能無人機的控制技術(shù)穩(wěn)定性方面，超高空超長航時太陽能無人機氣動導(dǎo)數(shù)與常規(guī)低速飛行器存在差異，尤其是橫航向氣動導(dǎo)數(shù)差異較大，文獻橫航向控制策略方面，太陽能無人機的大展弦比機翼通常為柔性輕質(zhì)結(jié)構(gòu)，扭轉(zhuǎn)剛度低，若采用副翼控制滾轉(zhuǎn)的方式，容易造成副翼效率下降甚至反效，因此“Zephyr”“Helios”等諸多太陽能無人機都取消了副翼，此外，“Skylark”“RQ-11”等小型無人機為降低系統(tǒng)復(fù)雜程度也取消了副翼。目前，太陽能無人機的橫航向控制主要有2種途徑：一是利用方向舵進行航向控制，二是利用多個螺旋槳的差動實現(xiàn)航向控制。偏轉(zhuǎn)方向舵可以使機頭偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生側(cè)滑角，在橫向靜穩(wěn)定力矩的作用下飛機產(chǎn)生傾斜角，實現(xiàn)轉(zhuǎn)彎，“Zephyr”系列無人機即采用這種方式。與副翼直接產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩不同，方向舵控制先產(chǎn)生側(cè)滑，再依靠橫航向穩(wěn)定性產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，因此需要匹配無人機的操縱性與穩(wěn)定性，這種轉(zhuǎn)彎方式要求飛機橫航向具有良好的匹配性。Meola等多個螺旋槳產(chǎn)生的偏航力矩具有可疊加性，而其他方向的附加耦合力矩很小，因而可以利用螺旋槳差動進行航向操縱，“Helios”系列無人機即采用該種方式。目前針對螺旋槳差動控制的研究主要集中在控制分配與操穩(wěn)特性分析方面。趙維娜等螺旋槳差動所需功率隨提供的偏航力矩系數(shù)近似呈二次方關(guān)系，如圖22所示，當所需偏航力矩較大時，采用螺旋槳差動方式進行操縱會造成額外的能量損失，若將螺旋槳差動控制與方向舵偏轉(zhuǎn)控制耦合，可有效提高操縱效率。文獻5物化機械能致能量損失如圖24所示，太陽能無人機通過能源、動力兩大系統(tǒng)將光能轉(zhuǎn)化為機械能，期間各環(huán)節(jié)均造成了能量損失。其中能源系統(tǒng)由太陽能電池、儲能電池和能源管理系統(tǒng)3個子系統(tǒng)構(gòu)成，每個子系統(tǒng)相對獨立又相互制約，其技術(shù)水平直接決定了無人機方案的可行性。5.1柔性大展弦比復(fù)合材料機翼/設(shè)備太陽能電池種類繁多，不同電池的光電轉(zhuǎn)換效率和物理特性均有差別硅電池包括多晶硅電池、單晶硅電池和非晶硅電池等薄膜電池單體厚度薄，質(zhì)量面密度低，且附形能力強，滿足柔性大展弦比機翼的鋪片需求。薄膜電池常見的基底材料包括GaAs美國國家可再生能源實驗室（NREL）追蹤記錄了太陽能電池的最新研究進展目前，太陽能電池效率已基本滿足太陽能無人機功率需求，從目前成功試飛的多架太陽能無人機的電池布置情況來看，鋪片率并未取極限數(shù)值，在這種情況下，質(zhì)量比功率參數(shù)就顯得更為重要，更輕更薄的太陽能電池將成為未來太陽能無人機應(yīng)用的主流。5.2能無人機儲能電池儲能電池重量一般占太陽能無人機全機重量的30%以上，是影響方案成敗的重要因素之一。歷史上，太陽能無人機上采用的儲能電池先后有銀鋅電池（Ag-Zn）、鎘鎳電池（Ni-Cd）、氫鎳（NiMH）電池、鋰離子電池（Li-ion）、鋰硫電池（Li-S）和燃料電池等鋰硫電池的理論能量密度高達2600W·h/kg可再生燃料電池是另一類能量密度較高的儲能電池，被廣泛應(yīng)用于各類無人機如圖285.3電能的實時管理超長航時太陽能無人機的功率輸入值與輸出值始終處于變化狀態(tài)，需要能源管理系統(tǒng)根據(jù)太陽能電池功率和系統(tǒng)負載的變化對電能進行實時管理和分配，避免不合理的消耗。能源管理系統(tǒng)的關(guān)鍵在于最大功率點跟蹤（MaximumPowerPointTracking,MPPT）技術(shù)，通過對太陽能電池和儲能電池的電流和電壓進行監(jiān)視，根據(jù)優(yōu)化算法實時改變DC/DC轉(zhuǎn)換器的增益，使得太陽能電池始終工作在功率最大點，再通過配電器進行功率分配李釧等6高空空氣中空氣系統(tǒng)可靠性的要求高空長航時太陽能無人機動力推進系統(tǒng)由電機和螺旋槳構(gòu)成，需要具備質(zhì)量輕、效率高的特點，并且要求在高空低密度空氣中運行可靠，控制穩(wěn)定。此外，推進系統(tǒng)還與氣動、結(jié)構(gòu)、控制等方面具有耦合效應(yīng)，是太陽能飛行器研究的重點內(nèi)容。6.1電機驅(qū)動方案傳統(tǒng)有刷電機的電弧磨損速度較快，不適用于長航時飛行，而永磁無刷電機效率高，重量輕，磨損速度慢，成為太陽能無人機的首選電機類型?！癏elios”無人機即采用14臺均布在機翼上的永磁無刷直流電機帶動螺旋槳提供飛行動力太陽能無人機采用的電機驅(qū)動方式有“減驅(qū)”和“直驅(qū)”2種，“減驅(qū)”方案在電機和螺旋槳之間加裝了減速齒輪機構(gòu)，整體優(yōu)化了動力系統(tǒng)的匹配效能，但減速齒輪帶來的機械效率損失與可靠性問題制約了“減驅(qū)”方案的進一步發(fā)展臨近空間稀薄的空氣、復(fù)雜的環(huán)境，對電機的散熱和性能均有影響，中國學者針對臨近空間對電機的特殊要求展開了大量研究。張成明和李立毅從國外臨近空間飛行器推進系統(tǒng)發(fā)展現(xiàn)狀來看，方波無刷直流電機和正弦波永磁同步電機是目前的主流電機類型6.2高空發(fā)射效率超長航時太陽能無人機采用的螺旋槳有定距和變距2種高空空氣密度低，導(dǎo)致螺旋槳翼型繞流雷諾數(shù)較低，但馬赫數(shù)較高，因此應(yīng)采用低雷諾數(shù)高亞聲速高升力翼型。杜綿銀等國外開展了大量低雷諾數(shù)螺旋槳設(shè)計研究，這些螺旋槳的高空巡航階段效率普遍在80%以上。美國“Helios”采用的兩葉定距槳具有寬弦分布規(guī)律，在巡航高度27km，前進比為0.83時，效率可達80%；德國宇航研究院DLR在20km高空開展了臨近空間螺旋槳試驗，所測試的螺旋槳在前進比為2.0時，效率可達84%；日本航宇開發(fā)局JAXA進行了平流層飛艇與動力系統(tǒng)一體化設(shè)計研究，設(shè)計得到的螺旋槳效率達80%。此外，高空太陽能無人機通常采用沿翼展分布的多螺旋槳推進系統(tǒng)，螺旋槳通常位于機翼前緣之前，兩者均處于低雷諾數(shù)范疇，而翼型表面的層流和分離現(xiàn)象對擾動較為敏感，因此兩者之間的干擾效應(yīng)不可忽視目前國內(nèi)外發(fā)展了多種用于模擬相互干擾的工程估算方法，如李博等7影響無人機技術(shù)創(chuàng)新的人力和物源能源動力系統(tǒng)發(fā)展水平是影響超長航時太陽能無人機發(fā)展的重要因素，但這些關(guān)鍵技術(shù)的進步需要消耗大量的人力和物力，研發(fā)過程中時間成本的消耗也很大程度上制約了無人機技術(shù)的革新。飛行軌跡優(yōu)化為提升超長航時太陽能無人機的任務(wù)可行性提供了又一重要途徑，這是區(qū)別于常規(guī)無人機的重要研究內(nèi)容7.1飛行姿態(tài)優(yōu)化目前，太陽能無人機軌跡優(yōu)化主要有2種措施。其一是飛行高度保持不變，通過飛行姿態(tài)的變化，使太陽能電池吸收的能量更多。這種優(yōu)化方式主要利用太陽光入射角與無人機姿態(tài)角的耦合作用。Klesh和Kabamba其二是改變飛行高度，利用重力儲能代替部分儲能電池的作用王少奇等7.2直接法和偽譜法目前，求解軌跡優(yōu)化問題的方法可以分為2大類：間接法和直接法直接法通過將連續(xù)的問題離散化、參數(shù)化，采用數(shù)值方法直接尋優(yōu)。近年來，隨著計算機技術(shù)的發(fā)展，直接法得到較快發(fā)展并廣泛應(yīng)用于飛行軌跡優(yōu)化問題。直接法可分為2種：只離散控制變量與同時離散控制變量和狀態(tài)變量。前者容易收斂到局部最優(yōu)解，后者通過將狀態(tài)變量的導(dǎo)數(shù)和運動方程右函數(shù)相匹配，能在一定程度上改善該問題。偽譜法是一種同時離散控制變量和狀態(tài)變量的直接法常用的偽譜法有Gauss偽譜法、Radau偽譜法以及Legendre偽譜法。這些方法的區(qū)別在于配點的