NASA開發的長航時太陽能無人機“格里奧斯”號(Helios HP01)。

　　太陽能飛機在白天使用太陽能電池維持系統工作并對機上蓄電池充電;晚上通過釋放蓄電池中儲存的電能來維持整個無人機系統的運轉。太陽光輻射強度在近地面受地球大氣層影響顯著，太陽能飛機通常要在距地面20km以上的臨近空間飛行。如果能量平衡能夠一直維持，那么高空飛行的太陽能無人機在理論上就可以實現數月乃至數年的不間斷飛行。

 

　　隨著太陽能電池、蓄電池和相關領域關鍵技術的突破，高空長航時太陽能無人機將會實現跨越式發展。

 

　　基于重量和能量平衡的飛行器總體綜合設計

 

　　與其他使用燃料的飛行器相比，太陽能飛機有個特點，即在飛行過程中始終保持重量和能量平衡，沒有燃料消耗帶來的重量變化。正因如此，太陽能飛機的氣動力設計屬于“單設計點”。在飛機總體方案設計過程中，如果使飛機在設計點的效率達到高，就可以把全機需用功率降到低。

 

　　長航時太陽能無人機要完成長時間持續飛行，必須使整個系統在一晝夜內獲得的可用能量與全機實際消耗的能量之間達到平衡。由于從太陽光獲得的能量受到可用的太陽能電池面積影響，太陽能電池面積又與機翼面積密切相關，而實現夜間飛行所需要的蓄電池重量又影響到飛機總重，這些因素終都會影響到飛機的翼載和推重比，因此在太陽能飛機總體設計過程中必須采用基于能量平衡的方法確定飛機的總體設計參數。

 

　　低雷諾數下的高升阻比氣動力設計

 

　　由于高空長航時太陽能無人機表面需要鋪設大面積的太陽能電池，機翼面積很大，翼載一般都在10kg/m2以下。相比之下，大型運輸機的翼載超過600kg/m2。為了降低巡航時對動力系統的功率需求，此類無人機的巡航速度都很低，巡航時升力系數比較大。而為了減小高巡航升力系數下的誘導阻力以提高升阻比，飛機的展弦比達25以上。同時，為了減少對單臺電機的功率需求，此類無人機一般裝有多臺電動機。

 

　　高空長航時太陽能無人機飛行高度高、速度低，飛行雷諾(Re)數小。在低空巡航飛行時，無人機的Re數在50萬左右，到20km高度飛行時Re數減小到20萬左右，到30km高度飛行時Re數甚至降到10萬以下，遠遠小于大型飛機達數千萬的飛行Re數。在小Re數情況下，氣流邊界層擾動小，機翼表面以層流為主。雖然高空長航時太陽能無人機翼面具備形成穩定層流的條件，但低Re下的層流是一種不穩定的流態，較容易產生氣流翼面分離，導致氣動效率降低。因此太陽能無人機的翼型厚度大，且要滿足輕量化的結構設計要求;在機翼前緣采用小鈍頭形狀，可以避免氣流在前緣分離;在上翼面前部有較大范圍的順壓梯度，可保持較長層流區域;下翼面后緣彎度較大，以提高設計升力系數。因此，機翼設計需要優化機翼展向的升力分布，以使翼面上維持更多的層流區域，并避免后緣可能產生的流動分離。

 

　　高性能電機和螺旋槳

 

　　高空長航時太陽能無人機的動力系統一般由電動機、減速器、螺旋槳和控制裝置等組成，其中亟待突破的技術難點主要集中在先進直流電機研制和提高不同飛行條件下螺旋槳的效率。

 

　　太陽能無人機使用的電機目前存在以下幾個方面的問題：一是需要解決效率低，尤其是非設計點效率低的問題;二是電機間的協調控制需要進一步完善;三是電機的高速恒定功率控制還處于理論分析階段;四是需要解決長壽命和可靠性等問題。

 

　　提高螺旋槳效率是太陽能飛機動力系統研制的另外一個難點。在高空飛行時，一方面因平流層空氣密度小、空氣運動黏性系數大、飛機平飛速度低，螺旋槳效率提高很困難;另一方面，需要進一步減輕螺旋槳的重量，提高動力系統的功重比，進一步降低能源消耗。

 

　　太陽能無人機在高空飛行時，為了產生足夠大拉力，螺旋槳轉速不能過小，可能會使飛機平飛速度與槳葉轉速不匹配，造成槳葉繞流的氣流角偏小，特別是在槳尖區氣流偏角更小，導致翼型繞流效率顯著下降，造成螺旋槳效率降低。

 

　　高空長航時無人機爬升和下降過程中高度變化范圍大，使飛機的氣動特性、動力系統的輸出功率都發生很大變化。螺旋槳翼型在小迎角下可能出現層流分離，升力系數隨迎角增加緩慢增大，并可能出現靜態滯回，同時阻力系數迅速增大，導致螺旋槳氣動效率嚴重下降。同時，為了彌補平流層大氣密度降低引起的螺旋槳推力和功率損失，螺旋槳直徑和轉速都比較大，因而要求螺旋槳具有良好的適應性。

 

　　先進太陽能電池和儲能系統

 

　　太陽能電池按基體材料的不同可分為：硅太陽能電池、化合物太陽能電池和有機太陽能電池。太陽能電池的性能，尤其是轉換效率，是太陽能飛機基本性能的決定因素。近幾十年來太陽能電池研究方面的進步很快，例如美國Solar Junction公司制造的三結疊層太陽能電池在418倍聚光條件下效率已達到43.5%。

 

　　表1 不同類型的蓄電池性能對比

 

 

　　除太陽能電池本身，太陽能電池在飛機上的施工工藝也是技術難點。通常太陽能電池既是產生電能的功能元件，同時又可作為飛機蒙皮的一部分承載部分氣動載荷。過去的太陽能電池由于自身厚度薄、剛度差、易碎易裂，很難適應機翼上曲率變化大的部位。當機翼受載變形時，電池可能嚴重受損。這就要求既要解決對太陽能電池的封裝問題，又要為電池提供良好的鋪設平臺。為保證氣動效率，太陽能電池不僅要保證安裝時與飛機蒙皮共形，而且要保證在整個飛行過程中與蒙皮的緊密貼合，所以太陽能電池的柔韌性也至關重要。

 

　　儲能系統是太陽能飛機實現晝夜持續飛行的關鍵系統之一，目前在太陽能飛機上應用成熟的主要有燃料電池和鋰電池。雖然燃料電池的能量轉換效率可以高達40%～50%，而且重量輕、符合環保要求，但由于燃料電池依賴燃料補充，無法滿足長航時飛行對續航時間的要求，因此大多數太陽能飛機仍然采用高能量密度的鋰電池來儲備電能。與其他電池相比，鋰電池的能量密度大、電壓高、自放電率低、循環使用壽命長、高溫放電性能優于其他各類電池、不含有重金屬有害物質，無環境污染等。表1為不同種類的蓄電池的性能對比。

 

　　盡管鋰電池的能量密度已經很高，目前也只能滿足電動推進系統的低要求。因此，要滿足高空長航時太陽能無人機的使用要求，儲能器件還需有較大幅度的提高，另外，鋰電池在高空低溫環境下使用時的環境適用性也是需要解決的關鍵問題之一。

 

　　全復合材料機體設計與制造

 

　　高空長航時太陽能無人機普遍使用輕質、高比強度和高比剛度的復合材料結構，結構形式一般是管狀/盒狀梁、夾心結構和網狀結構。用于太陽能無人機的復合材料結構需要具備以下特點：先，要以很輕的重量實現大翼展和低翼載的結構;其次，機體結構應實現高應力水平下的剛度要求;第三，應避免大展弦比機翼可能出現的氣動彈性問題;第四，復合材料機體結構還應滿足飛機特殊環境的使用要求。

 

　　

 

　　“陽光動力”號的桁架肋和蜂窩夾層翼梁。

 

　　目前太陽能無人機常用的機體結構形式主要有兩種：一種是薄壁蜂窩夾層結構機身和機翼，弱梁肋結構，蒙皮為單層或薄厚度多層復合材料，在機翼和機身表面鋪設太陽能電池;另一種采用碳纖維復合材料管狀承力結構，其上布置肋，表面覆蓋單層復合材料或高強度超薄聚碳酸酯薄膜，其上再粘貼太陽能電池板。

 

　　以“陽光動力”號太陽能飛機為例，該機為載人飛機，全機多采用碳纖維蜂窩結構，機翼共有120根碳纖維翼肋，按50cm間距均勻分布。超薄柔性的太陽能電池要承受變形、振動，-60～80℃的溫度變化以及強紫外線照射。超過70m的超輕細長機翼盒形翼梁結構由碳纖維復合材料制作而成，蒙皮用透明的塑料膜。

 

　　另一款太陽能無人機“探路者”號全機空重600kg，幾乎都用復合材料制造，太陽能電池板布滿整個上翼面。單管狀梁為機翼主梁，由碳/環氧復合材料制成。全翼均勻分成6段，每個對接點處有一個復合材料艙, 裝有起落架、電池、飛行計算機和電子設備等。

 

　　能源綜合管理系統

 

　　高空長航時太陽能無人機通過太陽能電池將太陽能轉化為電能，再通過鋰電池或燃料電池的配合，以及相關電器附件，如功率轉化器、電子調速器等設備的配合，驅動無刷直流電機和螺旋槳，為無人機提供動力，同時為機上的飛控、航電以及任務系統等設備提供能源。由于供電和用電系統并存，而且大量不同用電品質的負載同時工作，因此，為了在有限的資源下大程度地滿足各單元的用電需求，需要通過能源綜合管理系統實現對全機能源的管理分配和優化。通常對能源綜合管理系統的要求有：實時接收飛行管理計算機給出的電力需求信息;實時探測太陽能電池、蓄電池的工作狀態信息;根據測量信息對能源進行控制，滿足不同階段的能量需求：能夠處理來自能源系統的突發故障情況等。

 

　　

 

　　“陽光動力”2號。

 

　　能源綜合管理系統的主要作用就是實時監測各單元的能源供給和需求，并合理高效地進行能量分配，使得太陽能電池吸收轉換的能量得到好的利用。太陽能無人機的飛行過程可以概括為能量的收集、儲存、管理和消耗的過程。在設計過程中, 需要通過能源綜合管理系統優化結構，提高能源利用率。

 

　　

 

　　“探路者”號太陽能飛機的桁架肋、圓管梁、薄膜蒙皮和太陽能電池。

 

　　完整的能源管理系統組成包括：地面站控制端、飛行控制模塊、動力系統模塊、電源系統模塊、能源管理控制模塊以及傳感器模塊等。地面站控制端將能源控制指令發射給機載計算機，機載計算機將無人機飛行的功率需求信息和能源控制指令以及傳感器測量到的信息都傳遞給能源管理控制單元，能源管理控制單元將電力需求信息傳遞給電子調速器，以控制動力系統的功率輸出，執行給定的能源管理控制策略，控制各個電源的輸出以滿足動力系統的需求。