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分类号密级公开U D C学位论文太阳能无人机总体设计研究研究生姓名：刘博学科专业名称：通用航空飞行器设计与制造研究方向：无人机系统及应用论文类型：应用研究申请学位：工学硕士指导教师姓名：张利国指导教师职称：教授指导教师单位：沈阳航空航天大学论文提交日期：2018年01月14日论文答辩日期：2018年03月14日沈阳航空航天大学2018年03月SHENYANG AEROSPACE UNIVERSITYTHESIS FOR MASTER’S DEGREE RESEARCH ON THE OVERALL DESIGN OFSOLAR UA VCandidate: Bo LiuSupervisor: Liguo ZhangSpecialty: General Aviation Aircraft Design AndManufactureDate: March ,2018摘要太阳能无人机因其节能环保、续航时间长、可以低空飞行无噪声，被世界各个科研机构和高校进行重点研究。
作为续航能力的关键，解决能量利用率和飞机气动效率极为重要，这些问题也是太阳无人机的关键技术。
随着科技的进步，能量转化率提高、能量密度的提升、各种先进的复合材料出现，作为清洁能源，并且能高空长航时飞行的太阳能无人机，将会是未来的重点研究方向。
在整个太阳能无人机研发过程中，必须要有大展弦比的机翼来提供良好的滑翔性能和铺设大面积的太阳能电池片。
大展弦比气动布局在很多太阳能飞机上都正在采用，但是这种布局会带来相应的稳定性和控制性的不足。
通过特别的前置鸭翼和翼身融合将会解决大展弦比机翼带来的种种缺点。
本文根据设计目标进行了一种新的气动布局设计，提出了前置鸭翼和翼身融合的布局方式，完成了总体设计、用CFD软件模拟分析气动特性、完成了飞机总体布置、各项飞行性能计算分析并得到该设计的三维模型。
最后为该太阳能无人机设计了专属的飞行姿态稳定控制系统控制方案。
关键词：太阳能无人机，鸭翼，CFD，飞行性能AbstractSolared unmanned aerial vehicle (UA V) is key researched by scientific research institutions and universities in the world, because it is energy saving and environmental, much longer, low altitude flying and noiseless. It will be the key research direction in the future that a solared UA V capable of flying at a high altitude with the progress of science and technology, the increase of energy conversion rate and the increase of energy density and the appearance of various advanced composite materials.In the development process of the whole solar UA V, here must be a large aspect ratio wing to provide good gliding performance and the laying of large area solar cell. The large aspect ratio pneumatic layout is being used in many solar aircraft, but this layout will bring about a corresponding lack of stability and control. It will solve the problem of the high aspect ratio, through the special duck wing and fusion of wings and fuselage. In this paper, a new aerodynamic layout design is carried out on the basis of the design target, the layout of the fusion of the front duck wing and the wing body is put forward, complete the overall design, The simulation analysis is carried out by using CFD software, complete the overall layout of the aircraft, calculation and analysis of various flight performance and a three-dimensional model of the design. Finally, a special control scheme for the flight attitude stabilization control system is designed for the solar UA VKeywords: solar UA V; duck wing; CFD; flight performance目录摘要 (I)ABSTRACT (II)第1章绪论 (1)1.1研究背景与意义 (1)1.2国内外相关研究进展 (2)1.2.1国外太阳能飞机发展史 (2)1.2.2国内太阳能飞机发展史 (5)1.3太阳能飞机总体设计研究状况 (8)1.4论文主要研究内容 (9)第2章太阳能飞机总体设计 (10)2.1太阳能飞机简要设计过程 (10)2.2主要参数估算 (10)2.3翼型选择 (12)2.4动力系统选择 (13)2.5总体布局设计 (14)2.5.1总体外形设计 (14)2.5.2翼梢小翼设计 (15)2.6操纵面设计 (16)2.7太阳能无人机三维建模 (16)2.8本章小结 (17)第3章飞机飞飞分析 (18)3.1CFD简介 (18)3.2前处理 (18)3.3边界条件参数设置 (20)3.4后处理 (20)第4章重量重重计算 (22)4.1主要装置布置 (22)4.2无人机结构件布置 (23)4.3重量计算 (25)4.4重重计算 (26)4.5本章小结 (26)第5章飞机的总体布置 (28)5.1飞机外形设计 (28)5.1.1太阳能无人机外形设计要求 (28)5.1.2机翼外形设计 (28)5.1.3机身外形设计 (29)5.2飞机内部布置 (29)5.3太阳能电池板铺设 (30)5.4飞机载荷区布置 (31)5.5重量重重位置校核 (31)5.6总体布置图和三视图绘制 (32)5.7本章小结 (33)第6章飞行性能分析 (34)6.1概述 (34)6.2飞机极曲线和升力特性 (34)6.2.1飞机升力估算 (34)6.2.2飞机阻力估算 (35)6.3能量消耗特征 (35)6.4飞行性能及飞行包线计算 (35)6.5机动性能计算 (37)6.6起飞性能计算 (37)6.7飞机安定性设计 (38)6.8飞机操作性设计 (39)6.9控制系统方案设计 (39)6.10本章小结 (41)结论 (42)参考文献 (43)致谢 (45)攻读硕士期间发表（含录用）的学术论文 (46)主要符号表第1章绪论1.1 研究背景与意义人类进入21世纪以来，各种新型行业和新型产业显现出井喷现在，各国的科学家研究者们不断攻破新的科学难关，突破以前的科学难关发现新的科学技术，使人类向前迈进一大步。
太阳能直升机的发明创意内容以太阳能直升机的发明创意太阳能直升机是一种能够利用太阳能源进行飞行的新型飞行器。
它不需要燃料，不会产生污染，同时还能够实现长时间的高空飞行。
这一发明创意将太阳能技术应用到了航空领域，为人类的航空交通带来了新的可能性。
太阳能直升机的原理是利用太阳能电池板收集太阳能，将其转化为电能，再通过电动机驱动旋翼进行飞行。
由于太阳能电池板可以在阳光充足的情况下不断收集太阳能，因此太阳能直升机可以在阳光充足的情况下不断飞行，而不需要添加任何燃料。
太阳能直升机的优点是显而易见的。
首先，它可以实现长时间的高空飞行，因为不需要添加燃料。
其次，它不会产生污染，因为不会排放任何废气或废水。
再次，它可以利用太阳能源，这是一种非常环保的能源。
太阳能直升机的应用前景也非常广阔。
它可以用于农业、林业、测绘、灾害救援等领域。
比如，它可以用于农业领域的无人机植保，可以在短时间内对大片农田进行精确、高效的喷洒，提高农业生产效率。
在林业领域，它可以用于森林资源调查和火灾监测，在测绘领域，它可以用于地形测量和地图制作。
在灾害救援领域，它可以用于抢险救援、卫星通讯等。
当然，太阳能直升机也存在一些挑战和难点。
首先，太阳能电池板的转化效率比较低，需要不断改进和提高。
其次，太阳能直升机需要在光照充足的情况下进行飞行，如果天气不好或夜间就会面临能源不足的问题。
因此，太阳能直升机需要配备储能装置，以便在光照不足的情况下维持飞行。
太阳能直升机是一项非常具有发展前景的发明创意。
它将太阳能技术应用到了航空领域，实现了无燃料、无污染、长时间飞行的目标。
相信在不久的将来，太阳能直升机将会在各个领域得到广泛应用，为人类的生产、生活和事业带来更多的便利和收益。
太阳能飞机方案设计
◆功能分析：
该太阳能装置能够吸收太阳光中的能量，通过太阳能电池组件将太阳能转化为电能，再通过变速器将电能转化为机械能使机翼和尾翼转动，从而达到模拟飞机的飞行。
◆功能参数
✧太阳能电池组产生的电压大约为0.5-0.7V
✧机翼和尾翼的转速大约为180-200 rad/min
◆结构
太阳能电池板变速器
机翼尾翼
底盘连杆
支杆导线
◆制作过程：
✧第一步将机翼和尾翼分别接入变速器转轴的前后两端，如图1
所示
✧第二步：将第一步所得的飞机模型通过支杆与底盘连接，如
图2所示
✧第三步：通过连杆将太阳能组件与底座连接起来，如图3所
示
✧第四步：用两根导线将太阳能电池的正负极与变速器的正负
极相连接，最后便得到我们的太阳能飞机模型，其三视图如图4-7所示
图1
图2
图3
图4：45°视图
图5：主视图
图6：侧视图
图7：俯视图
评价：
该装置主要适用于作为儿童启发科学知识的模型，其生动的模拟必使儿童对科学产生浓郁的兴趣。
因为该模型不仅在能量的转化中没有任何有害物质产生，而且它只要在常温，有明媚阳光下的照耀下便可以快速转动，这些优点不仅能够节约能源，而且绿色环保，没有污染物的产生，所以，它是一款很好的儿童科普
教育模型！。
科技小发明：太阳能圆周飞机
我设计制作的“太阳能圆周飞机”以太阳能为能源，模拟飞机在空中环绕地球飞行。
碰到阴雨天气，充电电池也能帮助它飞行。
材料和工具：太阳能电池板和配套电机，可充电池，饮料瓶，塑料小盆子，细钢丝，圆珠笔芯，电线，锡纸：开关按钮；剪刀，尖头钳。
制作过程：1．照图一将大饮料瓶颈部和半球形底部剪下来做模拟地球。
2．照图二在瓶颈以下部位四周剪成放射状，半球底部中央开个小圆孔。
3．照图三在电动机转轴上固定一段圆珠笔芯，将细钢丝一端弯成直角形状，长的一端粘上用锡纸做的飞机，短的一端先插入饮料瓶底，然后插入电动机转轴上的笔芯。
4．用导线将太阳能电池板，电机，可充电电池连接成开关电路，并装上开关。
组装：1．把电机塞进瓶颈内，放射状瓶颈下部用百得胶粘牢在底盘中央，将可充电电池和电线固定好，然后把半球形瓶底盖上。
2．把两块电池板用百得胶粘在盆子两侧，形成两翼。
3．把它放在太阳下或强烈灯光下，飞机会环绕地球不断地飞行，阴雨天气一按开关照常飞行。
太阳能电池在航空航天领域的应用研究与优化设计是当前科技领域的热点之一，随着航空航天技术的不断发展和太阳能电池技术的成熟，太阳能电池在航空航天领域的应用前景也越来越广阔。
太阳能电池作为一种清洁能源，具有节能环保、可再生利用等优势，在航空航天领域有着巨大的潜力和广阔的市场前景。
航空航天领域对能源系统的要求非常严苛，传统的燃油动力系统虽然在一定程度上满足了航空航天的需求，但其燃料资源有限，排放污染严重，对环境造成了不可逆转的影响。
而太阳能电池作为一种清洁能源，具有丰富的资源、绿色无污染等优势，可以有效地解决航空航天领域能源系统的问题，实现航空器的长时间飞行、无人机的长时间作业等应用需求。
在航空航天领域，太阳能电池主要用于供电系统，通过光能转换电能，为航空器的电子设备、传感器、通信设备等提供稳定的电源。
目前，太阳能电池在卫星、飞机、飞艇等航空器上广泛应用，为其提供了可靠的能源保障，减轻了对传统燃油的依赖，延长了航空器的使用寿命，提高了航空器的续航能力和作业效率。
然而，太阳能电池在航空航天领域的应用还存在一些挑战和问题，主要包括太阳能电池的转换效率不高、重量大、体积大、寿命短等。
这些问题影响了太阳能电池在航空航天领域的应用效果和性能表现，也限制了其在航空航天领域的广泛应用。
因此，如何进一步研究太阳能电池在航空航天领域的应用，并对其进行优化设计，提高其转换效率、减轻其重量和体积、延长其使用寿命，具有重要的意义和研究价值。
为了研究太阳能电池在航空航天领域的应用和优化设计，可以通过以下几个方面展开深入研究。
首先，可以对太阳能电池在航空器上的应用情况进行调研和分析，了解其在实际应用中存在的问题和挑战。
其次，可以通过建立数学模型和仿真模拟，研究太阳能电池在不同环境条件下的性能表现，评估其在航空航天领域的适用性和优化空间。
再次，可以开展太阳能电池的材料研究和工艺优化，提高其转换效率和稳定性，减轻其重量和体积，延长其使用寿命，提高其在航空航天领域的应用性能和效果。
航空制造工程学院创新能力综合训练研究报告题目：填各学生的子课题名称小三、宋体，下同所属课题：太阳能航拍飞机学院：专业名称：班级学号：学生姓名：邦哥合作者：指导教师：二O一二年十二月太阳能航拍飞机的研究学生姓名：×××班级：×××指导老师：×××摘要：本课题旨在设计制作一架以太阳能作为主要的续航动力来源的航拍飞机，以此来响应国家关于节能减排的相关政策和探索有效利用太阳能的新途径。
其基本思路是通过预计飞机空载起飞的重量（大约3kg）来确定太阳能电池板的功率，在此基础上选择最佳翼型和确定机翼面积，从飞机的整体结构和飞行要求出发设计其它部件的结构尺寸并确定安装位置，最后制作样机并试飞，同时根据试飞结果改进飞机结构及安装相应机载设备飞行。
关键词: 航拍飞机，太阳能，节能减排主要创新点1以太阳能作为主要的续航动力来源，机上载有蓄能装置以储存太阳能电池板的富余功率，可实现低空长航时飞行，加装机载设备（如航拍或测绘设备，进行实时图像及数据传输），适合于军民两用。
2 采用新型超轻薄且可承受一定弯曲的太阳能电池板封装工艺，直接铺设在机翼上表面蒙板上，改变以往通过分割电池板来覆盖曲面的方法，大大减少了对机翼气动外形的影响，也减轻了导线连接重量。
3 采用新型高压、低电流输电方式，配合高压无刷电调和新型超大直径低KV、高力效的轻薄无刷电机，直接驱动大直径螺旋桨，既可减少电流和线上损耗，又可减小导线直径以减轻重量，还能减少以往螺旋桨减速机构的能量损耗。
目录一、作品内容简介 (1)二、研制背景及意义 (2)三、设计方案 (3)3.1 电器控制 (3)3.2 机械部分 (4)3.3 曲面硅太阳能电池板 (5)3.4 设计时考虑的主要问题： (8)四、理论设计计算 (9)4.1 角度对光电转换的影响 (9)4.2 测试一块太阳能电池板 (9)4.3 预计飞机空载重量约为3㎏. (10)五、工作原理及性能分析 (11)六、创新点及应用 (12)七、参考文献 (14)八、致谢 (15)一、作品内容简介设计并制作一架具有实用价值的太阳能航拍飞机。
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：1.1.2.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max thickness 7.58% at 30.0% of the chord（在弦长距前缘30%位置处有最大相对厚度为7.58%）; max camber 3.79% at 30.0% of the chord（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）3 Kg。
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0.1 Kg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：R e=ρVL μ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：R e=VL1.46×105将太阳能飞机的飞行速度，弦长带入得雷诺数R e=306880，取R e=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。
L min=1.2mg=1.2×3×9.8N=35.28N由升力公式：C L=L qS可得C L S=Lq ≥L min12ρV2=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c G=c= 560mm=0.56m，翼展b=4600mm=4.6m。
因此机翼投影面积为：S=bc G=4.6×0.56m2=2.576m2=2576000mm2因此升力系数：C L≥0.91492.576=0.3552在R e=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C L=0.4644。
α=2.0°C L=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=S fy=20%S j=0.2×2576000mm2=515200mm2L副翼=L fy=(30%~80%)b=(0.3~0.8)×4600mm=（1380~3680）mm副翼宽度=S fyL fy=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=S fyL fy =C sfy S jC Lfy b=560C sfyC Lfy所以C sfyC Lfy =160560=27=0.2857取C Lfy=28.35%，则L fy=652×2=1304mm则C sfy=27×28.35%=8.1%，即S fy=8.1%S j=20656mm2（因不需要太灵敏）机翼一端的副翼长度为L fy‘=L fy2=652mm，宽度为160mm。
（1.3）载重量的确定C L=0.4644时，由C L=LqS可计算得：L=C L qS=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：p px=D=C x qSmg=C y qS因此p px=mgK =mgC yC xα=2.0°时，C y=C L=0.4644，C x≈C d=0.0073带入得p px=mgK =mgC yC x=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：p px=βp px=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）S w=0.15×2576000mm2=386400mm2平尾宽度取为400左右，则长度L w=386400400mm=966mm，取1000mm 升降舵采用全舵，S wL=0.2×386400mm2=77280mm2L wL=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S CW=10%S j=257600mm2方向舵面面积S rW=25%S CW=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L w=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）。
