陶于金

（西北工業(yè)大學(xué)無人機(jī)研究所，西安 710065）

陶于金

西北工業(yè)大學(xué)無人機(jī)所高級(jí)工程師，長(zhǎng)期從事無人機(jī)發(fā)展規(guī)劃、前瞻性無人機(jī)系統(tǒng)總體論證、無人機(jī)平臺(tái)總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)、無人機(jī)飛行仿真與飛行品質(zhì)研究。

臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)（Near Space Solar Unmanned Aerial Vehicle）是以太陽(yáng)能為能量來源、飛行高度20000m以上的電動(dòng)無人飛行器。其主要特點(diǎn)是：飛行高度高，位于大氣平流層頂端，巡航作業(yè)不受天氣和大氣上下對(duì)流的影響；留空時(shí)間長(zhǎng)，可進(jìn)行長(zhǎng)達(dá)數(shù)天甚至于數(shù)月、數(shù)年不間斷飛行，作業(yè)覆蓋區(qū)域廣；可重復(fù)使用，可根據(jù)需要隨時(shí)降落進(jìn)行維修或更換有效載荷；效費(fèi)比高，但其費(fèi)用遠(yuǎn)低于在軌衛(wèi)星；作業(yè)使用靈活，既可在指定區(qū)域長(zhǎng)時(shí)間盤桓飛行作業(yè)，也可根據(jù)需要改變飛行航線以調(diào)整作業(yè)區(qū)域或遠(yuǎn)程自主航線作業(yè)；生存能力較強(qiáng)，其飛行高度超過一般戰(zhàn)斗機(jī)和一般地面防空導(dǎo)彈的攻擊范圍，不易受到攻擊。

臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)因其突出的優(yōu)勢(shì)而應(yīng)用前景十分廣闊。在民用領(lǐng)域，可進(jìn)行臨近空間大氣研究、天氣預(yù)報(bào)、環(huán)境及災(zāi)害監(jiān)測(cè)、交通管制監(jiān)測(cè)、互聯(lián)網(wǎng)服務(wù)和電視服務(wù)等；在軍用領(lǐng)域，可用于國(guó)界巡邏、戰(zhàn)區(qū)偵察監(jiān)視、通信中繼、電子對(duì)抗等。不管是在軍用領(lǐng)域還是在民用領(lǐng)域，臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)都有廣闊的應(yīng)用前景，被喻為“大氣層衛(wèi)星”[1-2]。

太陽(yáng)能飛機(jī)/臨近空間超長(zhǎng)航時(shí)太陽(yáng)能無人機(jī)研究情況

從事太陽(yáng)能飛機(jī)、臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)研究最早的國(guó)家是美國(guó)。美國(guó)在太陽(yáng)能飛機(jī)方面的探索可追溯到20世紀(jì)70年代初，1974年11月4日世界上第一架用太陽(yáng)能驅(qū)動(dòng)的“Sunrise I”在加州試飛成功，隨后于1977年又發(fā)展了“Gossamer Condor”，1979 年研制成功了“Gossamer Albatross”，1980年推出了“Gossamer Penguin”和“Solar Challenger”等。近年來，瑞士著名探險(xiǎn)家皮卡德聯(lián)合洛桑聯(lián)邦理工學(xué)院（EPFL）招募90多名各領(lǐng)域頂尖專家成立了陽(yáng)光動(dòng)力核心技術(shù)團(tuán)隊(duì)，歷時(shí)13年耗資1.6億瑞士法郎（約1.6億美元）建成了具備環(huán)球飛行能力的“陽(yáng)光動(dòng)力2號(hào)”太陽(yáng)能飛機(jī)，其飛行高度為1500～8500m。因該飛機(jī)只能在中空飛行，受大氣紊流影響較大，飛行安全性低，而且不具備真正意義上的長(zhǎng)時(shí)間晝夜飛行能力，因此發(fā)展應(yīng)用前景有限。

太陽(yáng)能飛行器最有發(fā)展前景的應(yīng)是臨近空間超長(zhǎng)航時(shí)無人機(jī)方向。在美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）“環(huán)境研究與傳感器技術(shù)ERAST（Environmental Research Aircraft and Sensor Technology）”研究計(jì)劃的推動(dòng)下，美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）和航空環(huán)境公司（Aero Vironment）開啟了臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)的探索。當(dāng)前，已經(jīng)發(fā)展了四代[1,3]（如圖1所示[2]），其中第一代為“探路者（Pathfinder）”，第二代為“探路者+（Pathfinder plus）”，第三代為“百人隊(duì)隊(duì)長(zhǎng)（Centurion）”，第四代為“太陽(yáng)神（Helios）”?！癏elios”無人機(jī)翼展75.3m，弦長(zhǎng)2.4384m，機(jī)翼面積 183.576m2，空重 599.6kg，總重928.973kg，載荷 329.3kg，任務(wù)設(shè)備為45.36kg（30480m高空巡航4天）和272.16kg（21336m高空），推進(jìn)系統(tǒng)為14臺(tái)永磁無刷直流電機(jī)，每臺(tái)電機(jī)額定輸出功率1.47kW，驅(qū)動(dòng)2葉直徑為2.0m的寬弦層流定距高空螺旋槳?！癏elios”無人機(jī)飛行高度已達(dá)到了30000m高空，遠(yuǎn)期目標(biāo)是長(zhǎng)達(dá)6個(gè)月的晝夜飛行[2,4]。

圖1 NASA臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)系列示意圖Fig.1 Near space long voyage solar unmanned aerial vehicles of NASA

鑒于臨近空間超長(zhǎng)航時(shí)太陽(yáng)能無人機(jī)所具備的顯著優(yōu)勢(shì)，世界著名信息領(lǐng)域企業(yè)高度重視其發(fā)展應(yīng)用前景，其大力投入促進(jìn)了太陽(yáng)能無人機(jī)從探索走向?qū)嵱没倪M(jìn)程。Facebook與谷歌公司目前正致力于設(shè)計(jì)巡航高度為20000m、設(shè)計(jì)巡航時(shí)間達(dá)數(shù)月之久的Solara 系列無人機(jī)（如圖2所示）發(fā)展，擬通過搭載通信設(shè)備，從天空向用戶發(fā)射無線信號(hào)，從而構(gòu)建覆蓋全球的無線網(wǎng)絡(luò)。歐洲空中客車防務(wù)與航天公司正在發(fā)展Zephyr系列太陽(yáng)能無人機(jī)，在20000m高空連續(xù)飛行14天，創(chuàng)造了新的世界紀(jì)錄。

圖2 谷歌公司Solara太陽(yáng)能無人機(jī)Fig.2 Solara solar unmanned aerial vehicles of Google company

早在20世紀(jì)90年代，北航、西工大、南航等高校就開始了太陽(yáng)能無人機(jī)的持續(xù)探索。近年來，航天空氣動(dòng)力研究院大翼展、大展弦比“彩虹T4”太陽(yáng)能無人機(jī)研究的持續(xù)進(jìn)步，標(biāo)志著我國(guó)臨近空間超長(zhǎng)航時(shí)太陽(yáng)能無人機(jī)的研究取得實(shí)質(zhì)性進(jìn)展。

臨近空間超長(zhǎng)航時(shí)太陽(yáng)能無人機(jī)關(guān)鍵技術(shù)與技術(shù)途徑分析

從臨近空間超長(zhǎng)航時(shí)太陽(yáng)能無人機(jī)的研究現(xiàn)狀來看，雖然目前已經(jīng)取得了相當(dāng)?shù)募夹g(shù)成果，積累了一定的經(jīng)驗(yàn)，但總的來說，技術(shù)成熟度不夠高，離真正實(shí)用化還有較大的距離，一些重大關(guān)鍵技術(shù)問題有待進(jìn)一步突破與驗(yàn)證。

1 基于晝夜能量平衡的飛機(jī)總體設(shè)計(jì)技術(shù)

化石能源動(dòng)力飛行器總體設(shè)計(jì)是氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、動(dòng)力、控制等要素的綜合設(shè)計(jì)。臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)的總體設(shè)計(jì)需綜合的要素更多，且要深度耦合。如機(jī)翼面積不僅取決于氣動(dòng)性能要求，而且與需獲取的太陽(yáng)能密切相關(guān)，因此總體設(shè)計(jì)還必須綜合太陽(yáng)能能源、太陽(yáng)能電池/儲(chǔ)能系統(tǒng)重量與效率等因素。另外，為實(shí)現(xiàn)晝夜不間斷長(zhǎng)續(xù)航飛行，晝間太陽(yáng)能電池所轉(zhuǎn)換能量的一部分需儲(chǔ)存起來，以滿足夜間飛行能量的需要。能量平衡的定義如圖3所示，其中PSC/S表示單位面積太陽(yáng)能電池輸出的功率，Ptot/S表示晝夜作業(yè)飛行需用功率平均到單位面積太陽(yáng)能電池的功率，Aa為單位面積太陽(yáng)能電池晝間用于儲(chǔ)存的能量，Ab為夜間以及太陽(yáng)能不足時(shí)無人機(jī)需用能量平均到單位面積太陽(yáng)能電池的能量。

能量平衡需滿足ηfcAa=2Ab[5]，其中，ηfc為儲(chǔ)能系統(tǒng)儲(chǔ)存能量與釋放能量全流程的效率。能量平衡方程將吸收可用能量與晝夜需用能量關(guān)聯(lián)起來，是氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、動(dòng)力、太陽(yáng)能能源、太陽(yáng)能電池、儲(chǔ)能系統(tǒng)進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。

基于晝夜能量平衡的飛機(jī)總體設(shè)計(jì)需建立氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、動(dòng)力、太陽(yáng)能能源、儲(chǔ)能等多學(xué)科優(yōu)化軟件平臺(tái)，包括氣動(dòng)快速計(jì)算模塊、結(jié)構(gòu)重量計(jì)算模塊、電機(jī)-螺旋槳匹配特性計(jì)算模塊、各緯度/各高度/各季節(jié)太陽(yáng)能計(jì)算模塊、儲(chǔ)能效率/重量計(jì)算模塊、飛行性能快速評(píng)估模塊、多參數(shù)優(yōu)化軟件模塊以及各類基礎(chǔ)數(shù)據(jù)庫(kù)等，基于目前各專業(yè)領(lǐng)域近、中、遠(yuǎn)期可達(dá)的性能發(fā)展水平，根據(jù)載荷裝載需要、飛行性能指標(biāo)要求，應(yīng)分解各學(xué)科設(shè)計(jì)要求，優(yōu)化總體設(shè)計(jì)參數(shù)及飛行策略。

2 低湍流大氣環(huán)境低雷諾數(shù)空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)與試驗(yàn)技術(shù)

由于飛行高度高、速度低，臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)巡航飛行雷諾數(shù)約為2.0×105，比普通飛行器低了約1～2個(gè)數(shù)量級(jí)，正好處于氣動(dòng)力敏感雷諾數(shù)區(qū)域（如圖4）。螺旋槳剖面當(dāng)?shù)乩字Z數(shù)更低，只有2.0×104～4.0×104，同時(shí)當(dāng)?shù)豈a達(dá)0.7以上，已臨近跨音速區(qū)，氣動(dòng)壓縮性效應(yīng)較強(qiáng)。臨近空間大氣湍流度很低，雖然對(duì)保持翼面層流有利，但翼面附面層穩(wěn)定性較差，在較大升力系數(shù)巡航狀態(tài)易發(fā)生急劇層流分離。

低湍流條件下高升力/高續(xù)航因子/失速特性和緩的低雷諾數(shù)翼型/機(jī)翼氣動(dòng)力設(shè)計(jì)及低雷諾數(shù)/跨音速高空螺旋槳?dú)鈩?dòng)力設(shè)計(jì)是傳統(tǒng)氣動(dòng)領(lǐng)域的一個(gè)空白點(diǎn)和難點(diǎn)。傳統(tǒng)的空氣動(dòng)力學(xué)研究主要集中在高速/高雷諾數(shù)區(qū)域，對(duì)低雷諾數(shù)的研究嚴(yán)重不足，目前在低雷諾數(shù)空氣動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域還沒有成熟的理論和工程經(jīng)驗(yàn)可供使用或借鑒。針對(duì)常規(guī)飛行器所采用的氣動(dòng)計(jì)算方法與計(jì)算軟件不適應(yīng)低雷諾數(shù)翼型、機(jī)翼、螺旋槳附面層轉(zhuǎn)捩與分離的計(jì)算與預(yù)測(cè)，因此必須有針對(duì)性地發(fā)展、完善新的理論與方法。

圖3 晝夜能量平衡示意圖Fig.3 Energy balance diagram at day and night

圖4 升阻比隨雷諾數(shù)變化的敏感區(qū)域示意圖Fig.4 Sensitive areas schematic of lift-to-drag ratio with Reynolds Number

低雷諾數(shù)氣動(dòng)理論設(shè)計(jì)與評(píng)估手段不足，風(fēng)洞試驗(yàn)條件更加缺乏。為獲取足夠的氣動(dòng)升力與盡可能大的升阻比，臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)須采用超大翼展、超大展弦比機(jī)翼布局，因此通過縮比模型進(jìn)行地面風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M十分困難。另外，目前的常壓風(fēng)洞、增壓風(fēng)洞均以提高試驗(yàn)雷諾數(shù)為努力目標(biāo)，然而，臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)的要求則正相反，需要模擬測(cè)試的是低湍流度、低雷諾數(shù)條件下的氣動(dòng)特性。對(duì)于超低雷諾數(shù)、高亞音速條件螺旋槳特性的測(cè)試，目前全世界尚沒有一座風(fēng)洞能滿足此模擬條件要求，因而臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)及螺旋槳的空氣動(dòng)力特性驗(yàn)證需要發(fā)展新的思路與方法。為此，美國(guó)NASA積極探索利用氣球升空的方式（如圖5所示），研究、模擬、測(cè)試臨近空間低湍流條件下的低雷諾數(shù)氣動(dòng)特性。

圖5 低雷諾數(shù)氣動(dòng)特性空中驗(yàn)證示意圖Fig.5 Flight demonstration for aerodynamic characteristics at low Reynolds Number

3 高效高可靠動(dòng)力系統(tǒng)技術(shù)

臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求高、難度大，為適應(yīng)超長(zhǎng)航時(shí)飛行的需要，動(dòng)力系統(tǒng)必須具有很高的可靠性和效率。臨近空間空氣稀薄，動(dòng)力電機(jī)散熱將是一個(gè)十分棘手的問題，解決的辦法主要有兩個(gè)途徑，一是采取多余度技術(shù)，即臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)一般采用多臺(tái)電機(jī)分布式配置，以便在部分電機(jī)失效的情況下依然能維持飛機(jī)的動(dòng)力及操縱與平衡的需求；二是最大限度地減少動(dòng)力系統(tǒng)活動(dòng)部件，如電機(jī)采用低轉(zhuǎn)速/大扭矩稀土永磁無刷直流電機(jī)，電機(jī)與螺旋槳直接相連，而不用減速器及復(fù)雜的變距機(jī)構(gòu)。

臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)飛行高度跨度大，在整個(gè)飛行過程中要經(jīng)歷爬升、加速飛行、巡航、下滑等多種狀態(tài)，定距螺旋槳與各種飛行狀態(tài)的電機(jī)輸出功率、飛行速度匹配十分困難。解決這一問題的技術(shù)途徑是，根據(jù)飛行速度的大小以及螺旋槳效率與螺旋槳功率匹配要求調(diào)節(jié)動(dòng)力電機(jī)轉(zhuǎn)速，動(dòng)力電機(jī)采用多繞組設(shè)計(jì)以實(shí)現(xiàn)各種飛行狀態(tài)螺旋槳功率與效率的匹配。

4 高效率高能量密度高可靠能源系統(tǒng)技術(shù)

臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)的能源系統(tǒng)由太陽(yáng)能電池陣列、儲(chǔ)能系統(tǒng)、能源管理與分配系統(tǒng)組成，能量流程如圖6所示[6]。

圖6 太陽(yáng)能無人機(jī)晝夜能量流程圖Fig.6 Energy-flow schematic balance diagram of solar unmanned aerial vehicles round-the-clock flight

飛機(jī)總體參數(shù)與太陽(yáng)能電池陣列能源接收/轉(zhuǎn)換效率密切相關(guān)，如機(jī)翼翼載、飛機(jī)功重比等參數(shù)。為了提高太陽(yáng)能無人機(jī)性能水平，一方面作為基礎(chǔ)性的太陽(yáng)能電池單元性能（包括重量、轉(zhuǎn)換效率等）是關(guān)鍵性因素，另一方面太陽(yáng)能電池陣列封裝是實(shí)現(xiàn)太陽(yáng)能電池航空工程化應(yīng)用的關(guān)鍵性環(huán)節(jié)。太陽(yáng)能電池封裝須考慮電池的易脆性、透光性、抗沖擊、可拆卸等要求，太陽(yáng)能電池陣列的布置應(yīng)與大撓度變形的彎曲翼面相適應(yīng)，翼面彎曲、機(jī)翼?yè)隙茸冃?、機(jī)動(dòng)飛行等導(dǎo)致太陽(yáng)能電池陣列各區(qū)域太陽(yáng)光線入射角存在較大差異，各電池單元輸出電壓高低不均，因此太陽(yáng)能電池輸出電能管理是一項(xiàng)必須解決的技術(shù)難題。

儲(chǔ)能系統(tǒng)儲(chǔ)存/釋放能量過程的能量轉(zhuǎn)化效率、能量密度在很大程度上決定了無人機(jī)的性能。如“Helios”無人機(jī)儲(chǔ)能系統(tǒng)重量達(dá)420kg左右，約占全機(jī)重量的45%，是全機(jī)重量系數(shù)最大的系統(tǒng)，這反應(yīng)出儲(chǔ)能系統(tǒng)性能是決定臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)能否實(shí)現(xiàn)超長(zhǎng)航時(shí)性能的關(guān)鍵。

能量管理與分配系統(tǒng)（PMAD）根據(jù)太陽(yáng)能電池能量轉(zhuǎn)換功率變化和系統(tǒng)負(fù)載的變化，對(duì)電能進(jìn)行實(shí)時(shí)分配和管理。當(dāng)由太陽(yáng)能電池產(chǎn)生的電能在滿足飛行能量需要有富裕時(shí)，儲(chǔ)能系統(tǒng)儲(chǔ)存能量；當(dāng)由太陽(yáng)能電池產(chǎn)生的電能不足以滿足系統(tǒng)負(fù)載需求時(shí)，儲(chǔ)能系統(tǒng)輸出能量?？茖W(xué)合理地進(jìn)行能量管理與分配是實(shí)現(xiàn)晝夜飛行的重要保障。

5 超大展弦比柔性體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與氣動(dòng)彈性剪裁技術(shù)

一方面，臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)翼載很小（是普通低速無人機(jī)的十幾分之一），高空超長(zhǎng)航時(shí)的總體性能要求結(jié)構(gòu)系數(shù)盡可能低；另一方面，輕薄翼面及超大展弦比結(jié)構(gòu)在飛行過程中不可避免發(fā)生大撓度變形（見圖7），氣動(dòng)彈性問題十分突出，因此結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)在保證強(qiáng)度要求和盡可能提高結(jié)構(gòu)剛度的要求方面存在嚴(yán)重矛盾。輕質(zhì)高強(qiáng)度結(jié)構(gòu)材料選型、合理的結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)、輕薄結(jié)構(gòu)件的精細(xì)化加工是臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)須解決的重大結(jié)構(gòu)技術(shù)問題。

圖7“Helios”（太陽(yáng)神）太陽(yáng)能無人機(jī)大撓度氣動(dòng)彈性變形Fig.7 High wing dihedral of“Helios”solarunmanned aerial vehicle

目前，航空領(lǐng)域的氣動(dòng)彈性計(jì)算、分析方法主要解決線性領(lǐng)域的氣動(dòng)彈性問題，不適應(yīng)于臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)柔性體機(jī)翼非線性幾何變形的氣動(dòng)彈性問題[7-10]，因此，必須發(fā)展新的氣動(dòng)彈性理論與方法。

6 超大展弦比柔性體飛行器飛行控制技術(shù)

臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)飛行控制技術(shù)的挑戰(zhàn)主要來源于兩個(gè)方面，一是低速大跨度飛行高度帶來的飛機(jī)本體剛體運(yùn)動(dòng)模態(tài)奇異特性問 題。 以“Helios”無人機(jī)為例，30000m高空氣動(dòng)阻尼僅為海平面的12%，剛體運(yùn)動(dòng)螺旋模態(tài)與滾轉(zhuǎn)模態(tài)發(fā)生蛻化，并重新耦合成為一對(duì)復(fù)根（ζ=-0.6430±j0.2234）。二是柔性機(jī)翼氣動(dòng)彈性控制問題。由于機(jī)體剛性/結(jié)構(gòu)自振頻率低，不僅大撓度氣動(dòng)彈性變形導(dǎo)致氣動(dòng)特性劇烈變化，而且飛機(jī)本體剛體運(yùn)動(dòng)自振頻率與結(jié)構(gòu)自振頻率存在強(qiáng)烈耦合。“Helios”無人機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)一階模態(tài)、二階模態(tài)、三階模態(tài)自振頻率分別只有 0.097、0.552、1.407Hz。當(dāng)在對(duì)流層飛行或穿越對(duì)流層過程中，當(dāng)遭遇外界突風(fēng)、大氣紊流易誘發(fā)結(jié)構(gòu)劇烈振動(dòng)以至于振動(dòng)發(fā)散，這是2003年6月26日“Helios”無人機(jī)空中解體的重要原因[11]。另外，2015年5月1日谷歌公司Solara 50無人機(jī)也因類似的原因發(fā)生墜機(jī)。

臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)需要解決的控制技術(shù)包括：適應(yīng)大范圍高度范圍的飛行控制技術(shù)、超大展弦比柔性體彈性自由度建模技術(shù)、超大展弦比柔性體控制律設(shè)計(jì)技術(shù)、超大展弦比柔性體傳感器布置技術(shù)等。

發(fā)展展望

目前，臨近空間超長(zhǎng)航時(shí)太陽(yáng)能無人機(jī)離真正商業(yè)化還有一段距離，太陽(yáng)能電池效率、儲(chǔ)能系統(tǒng)效率/能量密度有待進(jìn)一步提高，低雷諾數(shù)、超低雷諾數(shù)/高亞音速氣動(dòng)設(shè)計(jì)與試驗(yàn)、超大翼展/展弦比機(jī)翼氣動(dòng)彈性與飛行控制等技術(shù)問題尚未徹底解決。從臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)研究現(xiàn)狀和新技術(shù)發(fā)展來看，臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)將有良好的發(fā)展前景。

（1）隨著太陽(yáng)能電池效率、儲(chǔ)能系統(tǒng)能量密度與效率、新型結(jié)構(gòu)材料高強(qiáng)度/輕質(zhì)化等性能水平的不斷提升，將促進(jìn)臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)整體性能水平的持續(xù)發(fā)展。目前，信息領(lǐng)域國(guó)際大公司高度重視臨近空間超長(zhǎng)航時(shí)太陽(yáng)能無人機(jī)的發(fā)展應(yīng)用前景，各公司自主大力投入研究，改變了之前政府主導(dǎo)的發(fā)展模式，極大地推動(dòng)了臨近空間超長(zhǎng)航時(shí)太陽(yáng)能無人機(jī)的研究進(jìn)程。按照目前的發(fā)展，可以預(yù)測(cè)未來5～10年內(nèi)，臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)可以在30000m高空進(jìn)行長(zhǎng)達(dá)數(shù)月的晝夜飛行。

（2）太陽(yáng)能電池正向高效單晶硅電池、重量輕且易與機(jī)翼蒙皮融合的薄膜電池及聚光三結(jié)化合物[3，5，12]、高效結(jié)構(gòu)化吸能等方向發(fā)展。新型太陽(yáng)能電池實(shí)驗(yàn)室狀態(tài)效率達(dá)到了40%以上，是當(dāng)前工程化成品效率的2倍，這將大大促進(jìn)臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)的技術(shù)進(jìn)步。一旦成熟并應(yīng)用于臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)，不僅可以增加可用能量來源，而且可以為臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)規(guī)模小型化、降低結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)/氣動(dòng)彈性與飛行控制難度帶來可能。

（3）在臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)需求牽引下，在未來5～10年可再生燃料電池能量密度將從450Wh/kg提高到600Wh/kg的水平，從而達(dá)到臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)商業(yè)化的基本要求，科學(xué)家認(rèn)為遠(yuǎn)期可達(dá)到的水平是800Wh/kg[4]。隨著石墨烯電池技術(shù)的發(fā)展，將為臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)儲(chǔ)能系統(tǒng)提供新的選擇。

（4）爬高儲(chǔ)能以動(dòng)能—?jiǎng)菽苻D(zhuǎn)化方式進(jìn)行晝夜能量轉(zhuǎn)換，沒有重量代價(jià)，采用混合儲(chǔ)能方式（爬高儲(chǔ)能+物理儲(chǔ)能）將是解決儲(chǔ)能問題的重要發(fā)展方向。

結(jié)束語

臨近空間超長(zhǎng)航時(shí)太陽(yáng)能無人機(jī)作為一種新概念飛行器，性能優(yōu)勢(shì)顯著，發(fā)展前景廣闊。其工程化發(fā)展涉及氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、材料、機(jī)電、控制、太陽(yáng)能電池、儲(chǔ)能電池等多個(gè)技術(shù)領(lǐng)域，關(guān)鍵技術(shù)大多是目前航空領(lǐng)域的空白點(diǎn)，工程化研制的技術(shù)難度很大。但現(xiàn)代科學(xué)技術(shù)發(fā)展突飛猛進(jìn)，隨著高強(qiáng)度輕質(zhì)石墨烯結(jié)構(gòu)新材料、新型太陽(yáng)能電池、新型儲(chǔ)能手段等應(yīng)用于臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)，臨近空間太陽(yáng)能無人機(jī)必將迎來燦爛的明天。

[1] NASA,ERAST: environmental research aircraft and sensor technology[R],Washington D.C.:NASA,2002.

[2] NASA,Helios prototype: the forerunner of 21st century solar-powered“atmospheric satellites”[R],Washington D.C.: NASA,2002.

[3] COLOZZA A J,SCHEIMAN D A,Brinker D J,GaAs/Ge solar powered aircraft[R].Washington D.C.: NASA,1998.

[4] CURTIN B,Solar-powered UAV development for NASA[C],International Technical Conference on“Unmoanned Aerial Vehicles”,Paris,2000.

[5] COLOZZA A J,SCHEIMAN D A.Effect of power system technology and mission requirements on high altitude long endurance aircraft[R],Washington D.C.: NASA,1993.

[6] HALL D W,WATSON D A ,TUTTLE R P,et al,Mission analysis of solar powered aircraft[R].Washington D.C.: NASA,1985.

[7] ROMEO G,FRULLA G,FATTORE L.Heliplat: high altitude very-long endurance solar powered UAV for telecommunication applications.fem analysis,manufacturing and testing of 21m long cfrp wing box[C],Applied Vehicle Technology Panel Symposium on Unmanned Vehicles for Aerial,Ground and Naval Military Operations,Ankara,2000.

[8] ROMEO G,FRULLA G,Analysis of an advanced composite wing structure for a solarpowered airplane[C],XIII AIDAA Congress,Roma,1995,2: 965-976.

[9] ROMEO G,Numerical analysis,manufacturing and testing of advanced composite structures for a solarpowered airplane[C]//DIMEAS-Dipartimento di Ingegneria Meccanica e Aerospaziale,Proceedings of XV AIDAA Congress,Torino,1999,2:1001-1012.

[10] HALL D W,HALL S A,Structural sizing of a solar powered aircraft[R],Washington D.C.: NASA,1984.

[11] NOLL T E,BROWN J M,PEREZDAVIS M E,et al,Investigation of the helios prototype aircraft mishap: Vol,I,Mishap Report [R].Washington D.C.: NASA,2004

[12] SCOTT W B,Cuts endanger airborne research[J],Aviation Week and Space Technology,1994,140(19): 28.