太阳能飞机设计

太阳能飞机设计一．飞机的总体设计1.1.能源规划与动力系统1.1.1.太阳能电池板参数计算采用的太阳能电池为单晶硅太阳能电池，参数如下：尺寸/mm重量电压/V电流/A155*15550.61.1.2.太阳能电池板的连接方式串联：总电压等于各分电压之和，考虑到电压的损失，26块电池板串联为一组，电压理论上为13V，总共3组。共需要78块电池板。并联：三组13V的电源并联，总电流等于各分电流之和，实际电流大小得根据电力系统的总电阻大小来确定。（待测定）1.1.3.动力系统根据节能减排的理念，飞机的动力只能由太阳能电池板提供，接收机和舵机可单独供电，而且动力和舵机的电力系统要进行物理隔离。也就是要采用两个接收机，一个接收机控制飞机的动力，一个控制各个舵机。控制动力的接收机由太阳能电池板供电；控制舵机的接收机单独接一块电池。1.2.气动外形设计1.2.1.气动布局简述采用常规布局，上单翼矩形机翼（矩形机翼共三段，侧翼有上反角，机翼两侧翼梢处加翼梢小翼），矩形平尾尾翼，矩形垂尾尾翼。1.2.2.飞机外形参数翼展：5080mm翼弦长度：560mm机身全长：3040mm1.2.3.翼型考虑到太阳能电池效率低，动力低，故应尽可能减小飞机平飞时所受的阻力，因此采用平凸翼型，相对厚度应较小（翼肋修长，滑翔机类翼型）的RSG-82翼型。其maxthickness7.58%at30.0%ofthechord（在弦长距前缘30%位置处有最大相对厚度为7.58%）;maxcamber3.79%at30.0%ofthechord（在弦长距前缘30%位置处有最大相对弯度为3.79%）。该翼型的升力系数与阻力系数以及升阻比如下图所示。（1）RSG-82在雷诺数为300000时，其升力系数与阻力系数的极坐标图如下。图1（2）RSG-82在雷诺数为300000时，升力系数，阻力系数随飞行迎角变化的特性曲线。图2（3）RSG-82在雷诺数为300000时升阻比随迎角变化的曲线图。由图可知，升阻比在2º左右时达到最大，且在2º-5º内变化缓慢，在超过5º失速特性良好，因此此翼型具有良好的失速性能。图3（4）下图是在雷诺数为300000时，升力系数，阻力系数及升阻比在迎角变化时的一系列特性值。图41.2.4.焦点计算在任意迎角下，翼型绕某一特定点的俯仰力矩保持不变，该点称为气动中心（焦点），也即是气动力增量的作用点，注意气动力增量和气动力的作用点是不一样的，是迎角发生变化时（如增大1º），气动力的增加量力矩为零的点，是和飞机的操纵性与稳定性紧密相关的一个重要参数，也是测量俯仰力矩的参考点之一，一般是翼型的弦点（从前缘向后缘25%弦长处）。在亚声速情况（基本所有航空模型均在此范围内）下，大多数翼型绕1/4弦点的俯仰力矩几乎与迎角无关，即气动中心位于1/4弦点处。焦点的几何求解此处不具体介绍。二．太阳能飞机整体参数计算及强度校核1.设计任务书（1）空机重量大于（包含）2Kg，小于（包含）3Kg。包括载重固定水袋的配件，设计载重能力为1.5Kg。（2）动力方面：舵机和接收机可单独供电，接收机电池不计入空机质量。但接收机电池必须与太阳能电池在电路上进行物理隔离。（3）飞机采用滑跑方式起飞，可借助其它代步工具。（4）模型载重物只能用水。标准载重物质量（包括容器）为0.1Kg及其整数倍，不足0.1Kg的超过部分质量不计。2.确定飞行雷诺数平飞时，20m高空下，8m/s的飞行速度，机翼沿气流方向的特征长度取为弦长560mm。雷诺数的计算公式为：𝑅𝑒=𝜌𝑉𝐿𝜇其中𝜌,𝜇分别为流体的密度，动力粘度，𝑉,𝐿分别为流场的特征速度和特征长度。对外流问题，V,L一般取前方来流速度和物体主要尺寸。对于航空模型飞机，即飞机的平飞速度和机翼弦长。将空气密度及其动力粘度带入上式公式，可得到用于航模飞机雷诺数计算的一个简化公式如下：𝑅𝑒=𝑉𝐿1.46×105将太阳能飞机的飞行速度，弦长带入得雷诺数𝑅𝑒=306880，取𝑅𝑒=300000，3.机翼，平尾尾翼，垂尾尾翼及其舵面的设计计算（1）机翼（1.1）升力的计算飞机总重取为m=3kg时，机翼的升力应至少大于1.2倍的重力。𝐿min=1.2𝑚𝑔=1.2×3×9.8𝑁=35.28𝑁由升力公式：𝐶𝐿=𝐿𝑞𝑆可得𝐶𝐿𝑆=𝐿𝑞≥𝐿𝑚𝑖𝑛12𝜌𝑉2=35.2812×1.205×82𝑚2=0.9149𝑚2考虑到飞机强度及电池铺设方便，在翼弦上铺三块电池板，弦长取为𝑐𝐺=𝑐=560mm=0.56m，翼展b=4600mm=4.6m。因此机翼投影面积为：S=b𝑐𝐺=4.6×0.56𝑚2=2.576𝑚2=2576000mm2因此升力系数：𝐶𝐿≥0.91492.576=0.3552在𝑅𝑒=300000的条件下，由图4中的表可知，在迎角为1º时，其升力系数为0.3726，满足平飞要求。因此平飞时的飞行迎角必须大于等于1º，这里迎角取为α=2.0°，其对应的升力系数为𝐶𝐿=0.4644。α=2.0°𝐶𝐿=0.4644（1.2）副翼的计算副翼面积占机翼面积的20%左右，长度应为机翼的30~80%之间，视操纵灵敏度可适当减少副翼面积。𝑆副翼=𝑆𝑓𝑦=20%𝑆𝑗=0.2×2576000𝑚𝑚2=515200𝑚𝑚2𝐿副翼=𝐿fy=(30%~80%)b=(0.3~0.8)×4600mm=（1380~3680）mm副翼宽度=𝑆𝑓𝑦𝐿fy=515200（1380~3680）mm=（140~373.3）mm考虑到太阳能电池片的尺寸，取副翼宽度为160mm。则160=𝑆𝑓𝑦𝐿fy=𝐶sfy𝑆𝑗𝐶Lfy𝑏=560𝐶sfy𝐶Lfy所以𝐶sfy𝐶Lfy=160560=27=0.2857取𝐶Lfy=28.35%，则𝐿fy=652×2=1304mm则𝐶sfy=27×28.35%=8.1%，即𝑆𝑓𝑦=8.1%𝑆𝑗=20656𝑚𝑚2（因不需要太灵敏）机翼一端的副翼长度为𝐿fy‘=𝐿fy2=652mm，宽度为160mm。（1.3）载重量的确定𝐶𝐿=0.4644时，由𝐶𝐿=𝐿𝑞𝑆可计算得：L=𝐶𝐿𝑞𝑆=0.4644×38.56×2.576𝑁=46.129𝑁载重量𝑚′=(46.1299.8−3)𝑘𝑔=1.707𝑘𝑔此时翼载荷=4707257.6𝑔(𝑑𝑚2)⁄=18.273𝑔(𝑑𝑚2)⁄（1.4）阻力及所需电机拉力的计算定直平飞的条件，如图由平衡条件：𝑝𝑝𝑥=𝐷=𝐶𝑥𝑞𝑆mg=𝐶𝑦𝑞𝑆因此𝑝𝑝𝑥=mg𝐾=mg𝐶𝑦𝐶𝑥α=2.0°时，𝐶𝑦=𝐶𝐿=0.4644，𝐶𝑥≈𝐶𝑑=0.0073带入得𝑝𝑝𝑥=mg𝐾=mg𝐶𝑦𝐶𝑥=46.12963.6164𝑁=0.7251N=74g注：阻力系数修正系数，由于机翼做工及机身阻力的影响，引入修正因子β=5（需实验验证），则实际：𝑝𝑝𝑥=β𝑝𝑝𝑥=5×74g=370g，因此发动机至少要提供370g的拉力。（2）水平尾翼水平尾翼的面积应为机翼面积的20~25%，升降舵面积约为水平尾翼的20~25%。（注：均为经验公式，可根据实际情况做适当调整）𝑆𝑤=0.15×2576000𝑚𝑚2=386400𝑚𝑚2平尾宽度取为400左右，则长度𝐿𝑤=386400400𝑚𝑚=966mm，取1000mm升降舵采用全舵，𝑆𝑤L=0.2×386400mm2=77280mm2𝐿𝑤𝐿=1000𝑚𝑚，则宽度=772801000mm=77.28mm，取为100mm。则实际平尾面积为400000mm2，占机翼面积的15.5%。（3）垂直尾翼垂直尾翼的面积占机翼面积的10%左右，方向舵占垂直尾翼面积的25%左右。（注：均为参考）垂直尾翼面积𝑆𝐶𝑊=10%𝑆𝑗=257600𝑚𝑚2方向舵面面积𝑆𝑟𝑊=25%𝑆𝐶𝑊=64400𝑚𝑚2垂尾宽度取为400mm，则长为644mm方向舵的宽度为100mm（4）机身长度，机头长度，水平尾翼的安装位置机头长度≤15%b=0.15×4600mm=690mm水平尾翼的安装位置即为从机翼前缘到水平尾翼之间的距离即尾力臂的长度大致等于翼弦长度的3倍。（实际在做大翼展的飞机时，考虑到重心的配置，可能尾力臂长度会做适当调整）因此𝐿𝑤=3×560mm=1680mm（5）上反角Γ两端机翼即侧翼的上反角取Γ=2°（6）重心位置重心在前缘后25%~30%平均气动弦长处，对于本飞机初步设计在距前缘30%处。根据上述参数绘制出的装配图如下：三．机翼及尾翼结构设计3.1.机翼结构设计3.1.1.翼型的处理3.1.2.机翼的传力结构连接方式：1.机械连接，采用螺纹连接。2.环氧树脂连接3.3.2.尾翼结构设计3.2.1.水平尾翼结构设计3.2.2.垂直尾翼结构设计四．能源管理系统4.1.系统应具备的功能4.2.最大功率点跟踪技术五．地面站强度及拉力测试5.1.强度测试5.2.拉力测试电动机扭矩（N.M）=铭牌上标的电动机输入功率（KW）*电动机效率*9550/转速（r/min）