余 彬，鄧 浩，馬 琪，賀 翔

（北京耐威科技股份有限公司，北京100029）

0 引言

隨著無(wú)人機(jī)技術(shù)在各行各業(yè)的普及，不管是航測(cè)巡線，還是消防救援、環(huán)境偵察等等領(lǐng)域，小型無(wú)人機(jī)的重要性日益凸顯[1]，軍用、民用市場(chǎng)上也產(chǎn)生了對(duì)無(wú)人機(jī)性能與航時(shí)的更高要求。高效率無(wú)人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)因此成為技術(shù)更新的焦點(diǎn)之一。

采用太陽(yáng)能電池、燃料電池和鋰電池組合成新能源復(fù)合動(dòng)力系統(tǒng)，能夠充分發(fā)揮各種能源形式的優(yōu)點(diǎn)，獲取更大的能量密度與放電倍率，延長(zhǎng)無(wú)人機(jī)續(xù)航時(shí)間，降低維護(hù)保養(yǎng)成本。戴月領(lǐng)等人對(duì)燃料電池?zé)o人機(jī)的發(fā)展現(xiàn)狀進(jìn)行了分析，指出了高效燃料電池的研制與應(yīng)用、氫氣的儲(chǔ)存技術(shù)、燃料電池與蓄電池的混合技術(shù)及其能量管理控制技術(shù)為其亟待解決的技術(shù)難點(diǎn)[2]。杜孟堯?qū)μ?yáng)能/氫能混合動(dòng)力無(wú)人機(jī)進(jìn)行了研究，并針對(duì)其設(shè)計(jì)過(guò)程中存在的重量、能量之間的耦合問(wèn)題，提出了一種基于功率匹配、重量平衡和能量平衡的總體參數(shù)設(shè)計(jì)方法[3]。

本文針對(duì)小型長(zhǎng)航時(shí)固定翼無(wú)人機(jī)總體技術(shù)指標(biāo)要求，設(shè)計(jì)一款基于新能源復(fù)合能源的小型無(wú)人機(jī)，對(duì)部分關(guān)鍵參數(shù)的設(shè)計(jì)和總體布置進(jìn)行介紹，并計(jì)算無(wú)人機(jī)性能特點(diǎn)。

1 總體方案設(shè)計(jì)

與常規(guī)固定翼無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)相比，同時(shí)使用了太陽(yáng)能、燃料電池和鋰電池組的無(wú)人機(jī)需要考慮到太陽(yáng)能電池和燃料電池氣瓶的共形設(shè)計(jì)，以及2+1的冗余能量控制策略。三種能源型式組合后，比能量和比功率均都發(fā)生變化，對(duì)無(wú)人機(jī)的續(xù)航時(shí)間、飛行速度、爬升率、升限等產(chǎn)生直接影響，使得無(wú)人機(jī)總體參數(shù)設(shè)計(jì)對(duì)復(fù)合能源動(dòng)力系統(tǒng)產(chǎn)生很強(qiáng)的依賴性。

1.1 總體技術(shù)指標(biāo)要求

所設(shè)計(jì)的無(wú)人機(jī)起飛重量18 kg，搭載最大1.5 kg任務(wù)載荷，可持續(xù)飛行16 h以上。整機(jī)設(shè)計(jì)巡航海拔1 000 m，巡航飛行速度72 km/h，最大飛行速度110 km/h，具備雙發(fā)冗余動(dòng)力，能夠滿足我國(guó)大部分平原地區(qū)使用需求。

1.2 推重比與翼載荷

1.2.1 推重比

本文從統(tǒng)計(jì)值，最大飛行速度進(jìn)行推算，綜合得出初步的無(wú)人機(jī)推重比數(shù)值。

從統(tǒng)計(jì)值推算，該款機(jī)型屬于具有長(zhǎng)航時(shí)特點(diǎn)的小型工業(yè)無(wú)人機(jī)，推重比介于自制飛機(jī)0.08 hp/lb和通用航空（雙發(fā)）0.17 hp/lb之間，考慮到長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)不需要過(guò)多機(jī)動(dòng)，可以暫取推重比為0.11 hp/lb。

按照起飛重量18 kg=39.68 lb的指標(biāo)要求，計(jì)算可得：

其中，a和c為經(jīng)驗(yàn)常數(shù)，可以通過(guò)查表所得。按照最大飛行速度110 km/h=59.39 kts、起飛重量18 kg=39.68 lb的指標(biāo)要求，分別作為自制飛機(jī)-復(fù)合材料和通用航空（雙發(fā)）計(jì)算，并取其平均值，得到：

資料表明，該指標(biāo)與同級(jí)別的美國(guó)“掃描鷹”無(wú)人機(jī)近似，但本機(jī)雙發(fā)動(dòng)機(jī)帶來(lái)的動(dòng)力富裕程度稍高。

1.2.2 翼載荷

本文的翼載荷估算從失速速度、續(xù)航時(shí)間、起飛距離等三個(gè)方面進(jìn)行綜合估算。

通過(guò)失速速度的翼載荷估算公式：

其中，W為整機(jī)重量，S為機(jī)翼面積，ρ為空氣密度，vS為失速速度，CLmax為最大升力系數(shù)。

無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)不含襟翼，取CLmax典型值為1.3，設(shè)計(jì)失速速度參考國(guó)內(nèi)類似的工業(yè)級(jí)無(wú)人機(jī)產(chǎn)品取54 km/h（15 m/s），空氣參數(shù)為海拔1 000 m時(shí)大氣的空氣參數(shù)，代入公式可以得到翼載荷為：

通過(guò)續(xù)航時(shí)間的翼載荷估算公式[5]：

對(duì)整流好的螺旋槳飛機(jī)CD0近似為0.02。巡航狀態(tài)下奧斯瓦爾德因子e取0.8，巡航速度v=20 m/s。

代入公式計(jì)算可得：

通過(guò)起飛距離進(jìn)行估算，根據(jù)螺旋槳飛機(jī)經(jīng)驗(yàn)公式以及升力方程[5]：

由公式（5）可知，飛機(jī)起飛速度vTO取1.1倍失速速度時(shí)，起飛升力系數(shù)CLTO為最大升力系數(shù)CLmax除以 1.21，這里取 1.074 4。空氣密度比 σ 為取 1。起飛推重比取0.087。設(shè)計(jì)起飛距離TOP限制在200 m。

計(jì)算可得：

綜合上述結(jié)果，初定翼載荷為16.59 kg/m2。

1.3 無(wú)人機(jī)總體布局設(shè)計(jì)

新能源長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)總體布計(jì)涉及到機(jī)翼主要參數(shù)設(shè)計(jì)與無(wú)人機(jī)整體構(gòu)型的布置，無(wú)人機(jī)整體構(gòu)型布置中，兼顧考慮新能源動(dòng)力系統(tǒng)、機(jī)載設(shè)備的安裝布置及無(wú)人機(jī)整機(jī)的使用性是復(fù)合能源無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)重點(diǎn)。

1.3.1 機(jī)翼形狀設(shè)計(jì)

（1）展弦比A

參考長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)展弦比與續(xù)航時(shí)間擬合公式[6]：

其中，A為展弦比，T為續(xù)航時(shí)間。

考慮到無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)航時(shí)超過(guò)16 h，通過(guò)公式計(jì)算展弦比最低應(yīng)為13.19，為保留航時(shí)余量對(duì)展弦比取整為14。

（2）梢根比η

根據(jù)太陽(yáng)能1.2.2節(jié)計(jì)算結(jié)論，無(wú)人機(jī)翼載荷為16.59 kg/m2，翼面積約為 1.085 m2。由機(jī)翼展弦比 14，計(jì)算可得平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)MAC=278 mm。

對(duì)于梯形翼，MAC與翼尖、翼根弦長(zhǎng)之間的關(guān)系如下：

其中，br為翼根弦長(zhǎng)，bt為翼尖弦長(zhǎng)。

由公式計(jì)算可得，翼根弦長(zhǎng)為349 mm，近似取350 mm。

由機(jī)翼面積計(jì)算可得機(jī)翼半展長(zhǎng)為2 m，梢根比為0.548 6，偏離低速直機(jī)翼誘導(dǎo)阻力最小的0.35，需要通過(guò)后期氣動(dòng)優(yōu)化降低誘導(dǎo)阻力。

（3）平面尺寸

綜合上述計(jì)算，可以得到無(wú)人機(jī)機(jī)翼平面參數(shù)如下表1所示。

表1 機(jī)翼平面參數(shù)

1.3.2 整體布局設(shè)計(jì)

無(wú)人機(jī)采用近圓柱形機(jī)身、上單梯形翼常規(guī)布局，具備前三點(diǎn)起落架，兩個(gè)螺旋槳電推進(jìn)系統(tǒng)分別位于機(jī)頭和機(jī)尾，載荷吊裝在機(jī)體下部。見(jiàn)圖1。

圖1 無(wú)人機(jī)總體布局

根據(jù)燃料電池組成特點(diǎn)，對(duì)機(jī)身采用復(fù)合材料硬殼式蒙皮設(shè)計(jì)，燃料電池氣瓶與機(jī)體結(jié)構(gòu)共同形成機(jī)身中段，電堆與設(shè)備艙位于機(jī)體前部。機(jī)頭和機(jī)尾分別安裝兩個(gè)無(wú)刷電機(jī)，用于驅(qū)動(dòng)螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)。

機(jī)翼采用可拆設(shè)計(jì)，通過(guò)螺釘安裝在機(jī)體上方平臺(tái)。太陽(yáng)能電池集成后通過(guò)熱壓方式粘接在機(jī)翼表面，考慮到太陽(yáng)能電池的使用要求，機(jī)翼通過(guò)模具整體成型，翼型上部曲率變化平緩，翼尖不帶幾何扭轉(zhuǎn)。尾翼為常規(guī)布局，通過(guò)插接結(jié)構(gòu)進(jìn)行拆卸。

全機(jī)從結(jié)構(gòu)上可以分為機(jī)翼、機(jī)身、垂尾、平尾等幾大部分，拆裝方便，利于快速使用。

1.4 能源復(fù)合系統(tǒng)

新能源復(fù)合動(dòng)力系統(tǒng)能源包含氫燃料電池、太陽(yáng)能、鋰電池三種能源，在無(wú)人機(jī)不同飛行階段、面對(duì)不同的環(huán)境合理搭配不同能源為無(wú)人機(jī)提供動(dòng)力，在相同氣動(dòng)布局的情況下就可以顯著增加無(wú)人機(jī)續(xù)航時(shí)間，發(fā)揮新能源復(fù)合動(dòng)力系統(tǒng)最大效能。

1.4.1 復(fù)合能源電源管理系統(tǒng)

新能源復(fù)合動(dòng)力系統(tǒng)電源管理分系統(tǒng)包括電源管理模塊和電源管理軟件組成。電源管理模塊主要根據(jù)飛行階段和風(fēng)速環(huán)境因素智能切換不同能源供能。電源管理模塊工作方式分為兩種：

（1）自動(dòng)模式：在自動(dòng)模式下不需電源管理軟件干預(yù)，電源管理模塊會(huì)根據(jù)飛控提供的測(cè)控信息自主判斷當(dāng)前飛行階段、狀態(tài)以及風(fēng)速等環(huán)境因素，自動(dòng)切換不同能源供能。

（2）手動(dòng)模式：在手動(dòng)模式下，電源管理模塊根據(jù)電源管理軟件手動(dòng)發(fā)送的飛行階段、是否需要抗風(fēng)等信息切換不同能源供能。

兩種模式下電源管理軟件都會(huì)解析顯示電源管理模塊下發(fā)的遙測(cè)信息，如2號(hào)電機(jī)電壓、電流、功率、鋰電池電壓等。

系統(tǒng)組成框圖如圖2所示。

圖2 電源管理分系統(tǒng)組成

電源管理軟件負(fù)責(zé)向機(jī)載端電源管理模塊發(fā)送電源管理信息號(hào)，機(jī)載端電源管理模塊收到請(qǐng)求信息后返回確認(rèn)信息然后開(kāi)始切換能源。目前具備能源切換、當(dāng)前能源狀態(tài)顯示及當(dāng)前飛行狀態(tài)顯示等功能。電源管理軟件以串口方式與機(jī)載電源管理模塊連接。見(jiàn)圖3。

圖3 電源管理軟件界面圖

電源管理軟件支持手動(dòng)和自動(dòng)切換能源。手動(dòng)控制切換能源通過(guò)四個(gè)控制按鈕發(fā)送控制指令。電源管理所用的四個(gè)控制指令如下：

（1）起飛：用于在飛機(jī)起飛時(shí)發(fā)送控制指令給電源管理模塊，指令發(fā)送后，機(jī)載端電源管理模塊返回確認(rèn)信息，2號(hào)電機(jī)電壓和功率信息以儀表盤的方式顯示。由無(wú)人機(jī)起飛過(guò)程中需求能量較大，這時(shí)氫能源和鋰電池同時(shí)工作。

（2）平飛：用于在飛機(jī)到達(dá)飛行高度進(jìn)行續(xù)航時(shí)使用。進(jìn)入平飛階段后，由于需求能量較平穩(wěn)，這時(shí)只有氫能源在對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)行供電，機(jī)載端電源模塊對(duì)鋰電池電流進(jìn)行判斷，如果低于額定值，那么將啟用太陽(yáng)能對(duì)鋰電池進(jìn)行充電，鋰電池充電飽和后自動(dòng)斷電，停止對(duì)鋰電池的充電。

（3）機(jī)動(dòng)：用于在飛行遇到一些特殊情況，如強(qiáng)風(fēng)，需要加強(qiáng)動(dòng)力時(shí)使用。這種狀態(tài)類似起飛狀態(tài)也是鋰電池和氫能源同時(shí)工作，對(duì)無(wú)人機(jī)飛行提供強(qiáng)力能源保障。

（4）降落：飛機(jī)進(jìn)入降落階段使用。降落階段需求能源減少此時(shí)只有氫能源獨(dú)立為無(wú)人機(jī)提供能源，使無(wú)人機(jī)完成降落操作。

自動(dòng)控制模式是由電源管理模塊根據(jù)能源及飛行情況自動(dòng)判斷切換能源。進(jìn)入自動(dòng)控制后，起飛、平飛、機(jī)動(dòng)、降落這四種手動(dòng)指令無(wú)法使用，能源控制由機(jī)載端電源模塊自行控制。

1.5 氣動(dòng)性能仿真

小型長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)的典型設(shè)計(jì)工況如下：巡航海拔1 000 m，巡航速度72 km/h。環(huán)境條件參照國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣，取外界氣溫 8.5 ℃，氣壓 89.875 8 kPa，空氣密度 1.111 68 kg/m3，動(dòng)力粘度系數(shù) 1.757 8 Ns/m3。

通過(guò)流體仿真軟件對(duì)無(wú)人機(jī)氣動(dòng)特性進(jìn)行評(píng)估，使用ICEM對(duì)無(wú)人機(jī)整機(jī)劃分網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)量為1592萬(wàn)，之后將劃分好的網(wǎng)格導(dǎo)入fluent中進(jìn)行計(jì)算，湍流模型采用S-A模型，邊界條件為速度進(jìn)口和壓力出口。對(duì)無(wú)人機(jī)不同攻角下的氣動(dòng)特性進(jìn)行計(jì)算分析，計(jì)算后可以得到無(wú)人機(jī)氣動(dòng)特性曲線如圖4～7所示。

圖4 無(wú)人機(jī)升力特性

圖5 無(wú)人機(jī)阻力特性

圖6 無(wú)人機(jī)升阻比特性

圖7 無(wú)人機(jī)俯仰力矩特性

其中，圖4顯示了飛行器升力隨迎角變化的情況，在0°迎角處附近升力近似為18 kg，滿足無(wú)人機(jī)巡航升力要求。隨迎角增大升力逐漸增加，在12°左右開(kāi)始降低進(jìn)入失速。圖5顯示了飛行器阻力隨迎角變化的情況，阻力在小迎角條件下維持較為緩慢的增漲，4°以后開(kāi)始較大幅度增加。圖6顯示了飛行器升阻比隨迎角變化的曲線，可以看出最大升阻比出現(xiàn)在平飛0°迎角附近，數(shù)值為20.69。圖7顯示了飛行器對(duì)重心位置俯仰力矩隨迎角變化的曲線，可以看出在0°迎角時(shí)無(wú)人機(jī)俯仰力矩近似為0。俯仰力矩曲線斜率為負(fù)，表明整機(jī)處于縱向靜穩(wěn)定狀態(tài)。

1.6 續(xù)航性能計(jì)算

1.6.1 機(jī)載功耗估算

根據(jù)氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果和無(wú)人機(jī)總體技術(shù)指標(biāo)要求，無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)巡航速度V=72 km/h，巡航升阻比L/D=20.5，巡航時(shí)取螺旋槳效率 η1=0.7，無(wú)刷電機(jī)效率 η2=0.85，電機(jī)驅(qū)動(dòng)器效率 η3=0.85。

根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式：

可以得到巡航所需動(dòng)力系統(tǒng)功率P=340 W，考慮到預(yù)留機(jī)載設(shè)備功耗60 W（任務(wù)載荷、飛控、數(shù)據(jù)鏈路等），則全機(jī)功耗約為P=400 W。

1.6.2 復(fù)合能源動(dòng)力系統(tǒng)容量

機(jī)載復(fù)合能源動(dòng)力系統(tǒng)包括太陽(yáng)能電池、氫燃料電池和鋰電池，為2+1的冗余電源配置。其中，太陽(yáng)能電池在光照充足的情況下持續(xù)為無(wú)人機(jī)供電，氫燃料與鋰電池容量固定。鋰電池只在其他兩種電源功率不能滿足無(wú)人機(jī)正常使用時(shí)參與供電。

（1）太陽(yáng)能電池

沿機(jī)翼展向布置40塊太陽(yáng)能電池，單塊電池功率3.7 W，合計(jì)發(fā)電功率P1=148 W。

（2）氫燃料電池

在太陽(yáng)能電池參與供電的情況下，整機(jī)當(dāng)量功率P0=P-P1=400 W-148 W=252 W。所選電堆對(duì)氫氣消耗速度67.425 g/kWh，飛行16 h共需要消耗氫燃料4 032 Wh，合計(jì)272 g。

在太陽(yáng)能電池不參與供電的情況下，整機(jī)當(dāng)量功率P0=P=400 W，飛行16 h共需要消耗氫燃料6 400 Wh，合計(jì) 431.52 g。

為滿足航時(shí)需求，按照氫燃料基本儲(chǔ)量431.52 g進(jìn)行設(shè)計(jì)。

隨著航時(shí)與需求功率要求的增加，飛行過(guò)程中氫燃料持續(xù)消耗將導(dǎo)致無(wú)人機(jī)重量出現(xiàn)不同比重的下降，對(duì)復(fù)合能源（含氫燃料）無(wú)人機(jī)航時(shí)T的估算可以參考Brequet航時(shí)公式。

其中，巡航升阻比取20.69；g為重力加速度；W1為無(wú)人機(jī)空重取17.56848 kg；W0為無(wú)人機(jī)總重取18 kg。

考慮無(wú)光照的情況，氫燃料消耗速率為67.425*252/1000/1000=0.026 97 kg/h，sfc 取為 0.003 163 318 kg/N*h；計(jì)算可得無(wú)人機(jī)續(xù)航時(shí)間為16.195 h。

考慮光照充足的情況，氫燃料消耗速率為67.425*400/1000/1000=0.017 kg/h，sfc 取為 0.001 993 934 24 kg/N*h；計(jì)算可得無(wú)人機(jī)續(xù)航時(shí)間為25.69 h。

（3）鋰電池

鋰電池為備用電池，總?cè)萘?22 Wh，最大輸出功率3 420 W。

鋰電池對(duì)無(wú)人機(jī)續(xù)航時(shí)間最大增益為222 Wh/400 W=0.555 h，最小增益為0h（純用于機(jī)動(dòng)動(dòng)作）。

綜合上述分析，無(wú)人機(jī)氣動(dòng)與復(fù)合能源設(shè)計(jì)能夠滿足無(wú)人機(jī)長(zhǎng)航時(shí)使用要求，無(wú)人機(jī)最大航時(shí)為25.69 h+0.555 h=26.245 h，最短航時(shí)為 16.195 h。

2 結(jié)束語(yǔ)

本文以新能源復(fù)合能源動(dòng)力系統(tǒng)為基礎(chǔ)，開(kāi)發(fā)一款小型長(zhǎng)航時(shí)固定翼無(wú)人機(jī)。設(shè)計(jì)方案兼顧考慮各新能源模塊的使用安裝方式，并對(duì)總體氣動(dòng)性能進(jìn)行仿真計(jì)算。結(jié)果表明，無(wú)人機(jī)在72 km/h設(shè)計(jì)速度下，最大升阻比達(dá)到20.69，續(xù)航時(shí)間能夠滿足≥16 h使用要求。該設(shè)計(jì)可有助于同業(yè)新能源復(fù)合能源無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)工作。