高空長航時太陽能飛機研究進展與技術挑戰

楊希祥,侯中喜,郭 正

(1. 國防科技大學 空天科學學院, 湖南 長沙 410073; 2. 國防科技大學 試驗訓練基地, 陜西 西安 710100)

臨近空間(一般指距地面20～100 km高度)是高于傳統航空器飛行高度、低于傳統航天器軌道高度的空天結合區域,具有獨特的環境特征和巨大潛在應用效能[1]。臨近空間飛行器是指運行在臨近空間并執行特定任務的飛行器,根據飛行高度和速度特征,可分為低速和高速兩類。

高空長航時太陽能飛機是典型的低速臨近空間飛行器,采用大尺度大展弦比輕質機翼,依靠太陽能和儲能電池實現能量閉環,采用電機和螺旋槳構成動力推進系統,可實現區域長期駐留和抗風機動飛行[2],并形成不同于傳統飛機和衛星的新型信息保障能力,在網絡化互聯互通、區域化持久情報監視偵察、長期化高空環境探測等領域具有巨大應用潛力[3-6]。

近年來,在軍民需求和飛行變革雙重驅動下,伴隨輕質材料、太陽電池、儲能電池等技術指標的提升和人類對臨近空間環境認知的深化,高空長航時太陽能飛機在創新探索和多飛多試中接續發展,以空客Zephyr為代表的小載重型太陽能飛機已形成實用化能力[7]。

本文梳理總結高空長航時太陽能飛機發展的歷史經緯,分析面臨的主要技術挑戰,為發展規劃布局、技術創新突破、應用能力構建等提供參考借鑒。

1 高空長航時太陽能飛機研究進展

縱觀高空長航時太陽能飛機40余年發展過程,整體上可分為三個階段:初期探索階段、快速發展階段、實用能力驗證與應用示范階段。

1.1 初期探索階段

人類利用太陽輻射的歷史可以追溯到公元前7世紀,當時用具有放大鏡功能的玻璃取火,但直到1767年,Saussure發明了太陽能集熱器并用于做飯,太陽能技術的優點才開始顯現。1839年, Becquerel通過電解液實驗發現了光生伏打效應,這是后來一切太陽電池技術的基礎。19世紀末至20世紀上半葉,太陽電池技術取得一定提升,但關鍵進展出現在1954年,貝爾實驗室的Chapin等三位科學家研制成功光電轉換效率達到6%的單晶硅太陽電池[8]。隨后,Raspet提出利用太陽能驅動飛機的概念[9]。1958年起,單晶硅太陽電池逐步在航天領域應用,1960年,商業化單晶硅太陽電池效率達到14%,至1985年效率達到20%。

1974年9月,在AIAA/MIT/SST聯合舉辦的低速飛行會議上,英國帝國理工的Irving等[9]發表論文,闡述了利用太陽能驅動飛機飛行的可行性。同年,美國Astro Flight公司建造了第一架太陽能飛機Sunrise Ⅰ,由Robert Boucher設計,并于11月進行了飛行試驗,標志著太陽能飛機時代的來臨,飛機質量12.25 kg,翼展9.75 m,太陽電池陣功率450 W[10-11]。1975年夏,Astro Flight公司建造了改進型太陽能飛機Sunrise Ⅱ,并在秋季開展了飛行試驗,飛機構型與Sunrise Ⅰ相同,質量10.3 kg,翼展9.75 m,太陽電池功率600 W,飛行試驗預定高度15.2 km,由于指控系統故障,實際飛行高度5.2 km。1977年,NASA的Kuhner等[12]提出了高空長航時太陽能飛機概念,重點是遙感和通信兩大應用領域。

Sunrise Ⅱ的太陽電池后來用于AeroVironment公司(超輕型飛機先驅Paul MacCready于1971年創立)研制的、航空史上首架有人駕駛太陽能飛機Gossamer Penguin,飛機質量30.8 kg,翼展21.6 m,由于結構脆弱、可控性差,飛行測試只能在清晨風小的時候開展。1980年4月至8月開展了多次飛行試驗,實現了僅依靠太陽能持續飛行14 min 21 s的里程碑式進展,為后續更高性能的太陽能飛機設計提供了實際經驗。

1981年7月7日,有人駕駛的Solar Challenger飛越了英吉利海峽[8],飛行距離262.3 km,空中飛行5 h 23 min,創造了太陽能飛機歷史的新里程碑。飛機質量152.4 kg(含駕駛員),長度9.24 m,翼展14.2 m,弦長1.77 m,鋪裝了16 128塊太陽電池,在工作高度功率可達4 000 W,在海平面時功率2 500 W,安裝1個電機,由Astro Flight公司提供,Dupont公司資助并生產先進材料。飛機具有大的水平安定面,可抗正常湍流。Robert Boucher在Gossamer Penguin和Solar Challenger項目中擔任關鍵顧問角色[13]。

1982年,NASA的Yongblood等[14]研究了高空長航時太陽能飛機總體設計方法。同期,NASA資助AeroVironment公司開展了高空長航時太陽能飛機項目HALSOL[15],探索20 km高空飛行的可行性,建造了3架縮比機和1架原型機,驗證了氣動和結構設計技術,但能源存儲技術難以滿足高空長航時飛行需求,后項目被擱置,10年后重啟演變為Pathfinder項目。

1.2 快速發展階段

快速發展階段的典型代表計劃是NASA聯合AeroVironment公司的環境研究飛機和傳感器技術(environmental research aircraft and sensor technology, ERAST)計劃、DARPA聯合波音公司的Vulture計劃、Airbus防務與空間公司的Zephyr計劃。

1.2.1 ERAST計劃

1993年下半年,NASA聯合AeroVironment公司啟動ERAST計劃,目標是發展在20 km附近高空的長航時飛機,用于環境采樣和傳感,先后研制了Pathfinder、Pathfinder Plus、Centurion、Helios四型高空太陽能飛機[13,16-17],創造了多項飛行高度和航時記錄。

Pathfinder是高空太陽能飛機技術驗證平臺,旨在驗證大型輕質復合材料結構、低翼載飛翼機翼、低雷諾數空氣動力學、容錯控制、高效太陽電池等技術。飛機長度3.66 m,翼展30 m,弦長2.44 m,質量254 kg,太陽電池最大輸出功率7 500 W,轉換效率約14%,安裝6臺電機,單臺功率1.25 kW。1993年,在彈道導彈防御辦公室主導下,Pathfinder在NASA Dryden 研究中心開展了第一次飛行試驗,研究其在反彈道導彈中的潛在應用。1995年9月11日,Pathfinder超越Solar Challenger,實現了15.5 km的飛行高度,被美國國家航空協會列入“1995年最難忘的10個飛行紀錄”。1997年7月7日,通過改進太陽電池接收的光入射角度,在位于夏威夷的海軍太平洋導彈靶場創造了21.8 km的太陽能動力飛行高度紀錄,也是螺旋槳推進的飛行高度紀錄。海軍太平洋導彈靶場具有好的日照條件、良好的空域和無線電條件、有利于驗證載荷成像的多樣化陸地和海岸生態系統等,被認為是開展太陽能飛行器試驗的理想地點,Pathfinder在這里共開展了7次飛行試驗。

1998年,通過增加翼展、改進電機、采用更高效的太陽電池,研制了Pathfinder Plus,其實際上是Pathfinder和之后的Centurion之間的一個過渡型號,目的是驗證新的太陽電池、氣動、推進等技術,飛機質量317.5 kg。Pathfinder Plus翼展36.88 m,采用了新的長度13.4 m的中翼,新的硅基太陽電池轉換效率達19%,最大輸出功率約12 500 W,由SunPower公司提供,安裝8臺電機,單臺最大功率1.5 kW,巡航速度27.4～32.2 km/h。1998年8月6日,在海軍太平洋導彈靶場創造了24.5 km的飛行高度新紀錄,其中21.3 km以上高度飛行航時為3.5 h,任務載荷質量為30.8 kg。

Centurion屬于輕質飛翼太陽能飛機,目標是作為未來航時數周甚至數月的太陽能飛機的原型技術驗證機,質量816.8 kg(24.4 km高度)。飛機機翼分5段,材料主要采用碳纖維、石墨環氧樹脂復合材料和凱夫拉,5段機翼厚度相同,均為29.2 cm,沒有梯形度或后掠,翼展62.8 m,弦長和Pathfinder 相同,展弦比26。太陽電池夏季日中天最大輸出功率31 kW,搭載了可支持不超過5 h飛行的備用鋰電池,安裝14臺電機,單臺功率2.2 kW。機翼下方安裝4個設備艙,并安裝儲能電池、飛控設備、壓艙物和起落裝置。1998年開展了采用儲能電池動力的低空飛行試驗,驗證了飛行控制和結構性能。

Helios是AeroVironment公司擬發展的終極版太陽能飛機,以前述三型太陽能飛機技術為基礎,增加儲能電池用于夜間飛行,設計飛行航時4～6個月,載荷質量約100 kg,載荷功耗1 000 W。Helios分為高空型(HP01)和長航時型(HP03)兩個版本。HP01翼展75.3 m,質量929 kg,太陽電池輸出功率42 kW,仍然采用14臺電機,4臺在新的中間兩段機翼上進行了重新布置。

2001年8月,HP01在海軍太平洋導彈靶場起飛,創造了29.5 km的飛行高度新紀錄。HP03主要目標是采用氫-空氣燃料電池完成15.2 km高度跨夜間持續飛行,飛機翼展與HP01相同,質量達到1 051 kg,展弦比31。2003年6月7日,HP03完成首飛,結果表明其具有在15.2 km高度飛行30 h的能力,2003年6月26日,HP03在飛行試驗中遭遇低空強湍流解體[3,18],同年,ERAST計劃正式終止。2017年,日本SoftBank公司和AeroVironment公司聯合成立HapsMobile子公司,以Helios為基礎研發用于高空移動通信的太陽能飛機Sunglider,2020年9月在新墨西哥州開展了飛行測試,在約19 km高度成功實現了穩定的4G網絡連接[19]。

1.2.2 Vulture計劃

2007年,DARPA啟動Vulture計劃,美國空軍研究實驗室(air force research laboratory, AFRL)和NASA也給予了支持,目的是發展高空超長航時偵察用大型重載太陽能飛機,預期持續飛行航時5年,載荷質量450 kg,載荷功耗5 kW。

2008年4月,DAPRA分別和極光、波音、洛克希德·馬丁三家公司簽訂合同,開展總體方案設計(第一階段)。極光公司提出了Odysseus方案,波音公司聯合英國QinetiQ公司提出了SolarEagle方案,洛克希德·馬丁聯合AeroVironment公司在Helios基礎上提出了增強結構安全性的方案。DARPA最終選擇了SolarEagle方案,2010年9月,授予波音公司9 000萬美元的合同,開展全尺寸驗證機研制和飛行試驗(第二階段),周期為4年[20]。SolarEagle驗證機翼展122 m,采用四機身四尾翼組合模式,驗證試驗計劃飛行30 d。2012年,DARPA取消了驗證機研制和飛行試驗。2017年,極光公司被波音公司收購,2018年11月,波音公司宣布正在研制Odysseus高空長航時太陽能飛機[21],相對2008年的概念方案做了較大調整,設計飛行時間中緯度地區可達1年、極地6個月,最大載荷質量超50 kg,翼展74 m,機身采用薄壁輕質高強碳纖維結構,采用薄膜砷化鎵太陽電池和最大功率點跟蹤技術,電池組件轉換效率超25%,穩定輸出功率250 W,采用三尾翼布局,安裝六套雙葉可變距螺旋槳推進系統。2019年7月,宣布無限期推遲原定當年開展的首次飛行試驗。

1.2.3 Zephyr計劃

在NASA和AeroVironment公司發展尺寸越來越大的太陽能飛機的同時,中小型輕質太陽能飛機技術也取得重要突破,典型代表是Zephyr計劃[22-24]。

Zephyr計劃開始于2001年,最初是用于拍攝打破世界高度紀錄的氣球飛行,英國QinetiQ公司研制了概念驗證機Zephyr2,質量不到7 kg,有自由飛行和系留飛行兩種模式,在Clifton吊橋成功試飛。2002年,研制了Zephyr3,長度12 m,質量15 kg,原計劃由載人氣球系留帶至高空,因氣球出現技術問題未能試飛。此后,QinetiQ公司轉向發展Zephyr無人機,用于偵察監視、對地觀測、遠程感知、通信中繼、災害監測、互聯網接入服務等。2005年2月,Zephyr4由高空氣球在9.14 km高度放飛,飛行1 h,主要目的是探索降低技術風險,驗證高空長航時無人機基本特性、能源需求、夜間飛行高度等,飛機翼展12 m,質量約17 kg。

Zephyr5繼續用于探索降低技術風險,包括兩個型號。研究發現,Zephyr可低速在稠密大氣層中飛行,因此QinetiQ公司決定改用地面手擲起飛方式,回收采用機腹著陸方式。鑒于Zephyr對低層大氣陣風比較敏感,放飛天氣窗口選擇非常重要。Zephyr5-1同時配備儲能電池和太陽電池,質量31 kg,Zephyr5-2僅使用不可充電的儲能電池,質量25 kg,不能跨晝夜。2005年12月,兩型飛機在美國新墨西哥州白沙導彈靶場試飛,分別飛行4 h和6 h,驗證了地面起飛、上升、巡航和下降等技術。2006年7月,兩型飛機再次開展了飛行試驗,Zephyr5-1飛行18 h(夜間飛行7 h),飛行高度達到10.97 km,試驗中搭載了光學和紅外載荷,Zephyr5-2飛行17 h。通過Zephyr5,飛行控制和儲能電池技術得到很大提升。

Zephyr6在Zephyr5基礎上邁進了一大步,是一款全功能驗證平臺,太陽電池可在飛行中為儲能電池充電。Zephyr6翼展18 m,采用超輕碳纖維材料,質量不超過30 kg。2007年7月,Zephyr6在新墨西哥州連續飛行54 h,最大飛行高度17.8 km;2008年8月,在亞利桑那州的陸軍尤馬靶場,飛行高度達到18.3 km,飛行時間82 h 37 min[25-26],刷新了無人機領域由全球鷹保持的30 h的紀錄。在這個階段,Zephyr獲得了美國國防部的資助,得以進入一個新的五年發展階段。

Zephyr7繼承了大量Zephyr6的技術,目標是采用太陽電池和儲能電池構成循環能源系統,最終實現月量級飛行航時。設計飛行高度為白天19.8 km,夜間13.7 km。采用晶體硅太陽電池和鋰硫儲能電池,在最優能量質量比設計目標下,采用轉換效率10%的太陽電池,鋰硫電池比能量約350 Wh/kg。鑒于Zephyr6試驗中減驅電機出現的問題,采用了直驅電機,提高了推進系統效率和可靠性。飛機質量53 kg,翼展22.5 m,機翼面積較Zephyr6增加約50%,改用T型尾翼,為增加穩定性,增加一對翼梢小翼。飛機在起飛階段采用遙控模式,到達巡航高度后切換為自主飛行模式。2010年7月9日至23日, Zephyr7在亞利桑那州的陸軍尤馬靶場,創造了連續飛行336 h 22 min的航時新紀錄[27],飛行高度達到21.6 km,搭載了偵察和通信中繼載荷,證明了高空長航時太陽能飛機概念和技術路線的可行性,基本完成了全部技術驗證工作,向構建實用能力邁進了一大步,在世界范圍內引發了高空長航時太陽能飛機發展熱潮,是具有重大意義的里程碑事件。

2013年,空客防務與空間公司從QinetiQ公司收購了Zephyr項目,作為對衛星功能的補充,致力于實現民用和商業化,包括高分辨率成像、紅外成像、應急通信網構建等。2014年冬季,Zephyr7在南半球完成了超過11天的高難度長航時飛行試驗[28]。同年,空客啟動可用于生產的定型版飛機ZephyrS(也稱Zephyr8)的研制,飛行高度約21 km,巡航速度55 km/h,載荷質量5～10 kg。

1.3 實用能力驗證與應用示范階段

2016年,英國國防部宣布購買3架ZephyrS太陽能飛機,用于作戰概念與作戰能力驗證[29]。2018年7月11日,在英國國防部支持下,第1架ZephyrS自亞利桑那州靶場起飛,創造了25 d 23 h 57 min的超長航時飛行新紀元[30],最高飛行高度21.7 km,持續飛行高度18.3 km,證明了系統能力,實現了所有預定試驗目標。飛機翼展25 m,質量約65 kg,儲能電池質量約占1/3,設計飛行時間達100 d,爬升速度約0.42 m/s,采用高效砷化鎵太陽電池和硅納米線負極材料高比能量鋰電池,太陽電池效率達28%,功率密度達1 kW/kg,鋰電池單體比能量435 Wh/kg,循環壽命200次,配置2臺450 W的電機。2018年7月16日,空客宣布第一條組裝生產線開始運營[31]。

2019年3月和9月,ZephyrS經歷了2次失敗的試驗,主要是上升過程不穩定氣流造成滾轉失控,最終導致飛機機翼結構破壞和折斷[32](見圖1[32]),但并未影響整體的順利進展。2020年11月前三周,ZephyrS在亞利桑那州成功完成了年度飛行試驗,飛機采用了新的軟件控制系統,全面驗證了起飛、爬升、巡航、下降、著陸全包絡飛行性能,重點驗證了飛機敏捷性、靈活穩健的控制與運行管理能力[33]。

圖1 ZephyrS飛行試驗中機翼折斷位置 [32]Fig.1 Wing fracture locations of ZephyrS in flight test [32]

2021年夏,ZephyrS進一步在亞利桑那州開展了面向應用的系列飛行試驗[34]。先期采用1/3縮比機開展了4次低空飛行試驗,進一步驗證了新的設計改進、多飛機操作、敏捷操作和人員訓練。采用全尺寸飛機開展了2次平流層飛行試驗:2021年7月16日開展了第一次飛行試驗,飛行時間17 d 23 h 39 min,搭載了用于分析和改進飛行包線、結構完整性的設備;8月25日開展了第二次飛行試驗,飛行試驗18 d 22 h 30 min,這為英國國防部開展的作戰應用驗證飛行創造了23.2 km的飛行高度新紀錄,驗證了區域駐留、機動飛行等性能,證明了具有快速響應、持久的作戰應用能力,為形成可部署的裝備產品創造了條件。試驗中搭載了偵察、通信等多類型載荷,測試了新一代對地觀測載荷,能夠同時提供圖像和分辨率18 cm的視頻,試驗中獲取了20 000幅圖像;搭載了無線電發射機,與地面天線開展通信試驗,設置了多類型天氣條件、接收距離、飛行模式等。結果表明,在平流層可提供2 GHz頻譜服務的能力,可使用450 MHz窄帶在140 km范圍內提供連接服務,驗證了ZephyrS具備提供無線寬帶連接的能力,在高原、海島、海上等通信中具有巨大應用潛力。2022年6月15日,ZephyrS在亞利桑那州靶場起飛,至8月16日飛行航時已超60 d,遠遠打破了其在2018年創造的飛行航時紀錄。

當前,ZephyrS總飛行航時已超過3 600 h,未來將發展載荷能力更大、全年可用的ZephyrT(也稱Zephyr9)型號[35],采用雙尾撐布局,翼展32 m,質量超140 kg,具有更大的載荷能力,可搭載雷達、激光雷達、電子戰或電子偵察等多類型載荷。更長飛行航時、更大載荷能力也是整個高空長航時太陽能飛機的發展方向和趨勢。

2 高空長航時太陽能飛機技術挑戰

2.1 低雷諾數條件下高效氣動布局設計

太陽能飛機平飛功率與速度的3次方成正比,為降低能耗,通常以較低速度(10～70 m/s)飛行,而20 km附近高空大氣密度稀薄,約為地面的7%[1]。為實現升重平衡,需要高升力系數(一般大于1.0),高升力系數會造成誘導阻力增加,進而導致阻力增加(見圖2[36],圖中CD為阻力系數,CL為升力系數,Re為雷諾數),且平飛功率與升阻比并不總保持線性關系,而與功率因子成反比,綜合來說,太陽能飛機高效氣動布局需以高升力系數為基礎(見圖3[37],圖中CL為升力系數,Cm為俯仰力矩系數,δe為舵偏角),兼顧低阻力系數、高升阻比、高功率因子。同時,太陽能飛機高空低速飛行特性,造成其工作在低雷諾數下(不超過106),往往存在流動分離和轉捩等特殊氣動現象[38]。流動分離產生的分離氣泡等,會造成氣動性能大幅下降;流動轉捩造成層流和湍流同時存在,且轉捩位置受機翼翼型形狀、攻角、來流速度等影響。

圖2 高升力翼型E387在低雷諾數下的升阻特性[36]Fig.2 Lift and drag characteristics of E387 airfoil in low Reynolds number[36]

圖3 類ZephyrS無人機升力系數與俯仰力矩系數 [37]Fig.3 Lift coefficient and pitching moment coefficient for a ZephyrS-like UAV[37]

為解決這一問題,重點研究方向包括:低雷諾數下氣動特性數值模擬方法、邊界層轉捩和流動分離特性、流動分離控制、部件耦合干擾特性、適應低雷諾數條件的高升低阻高功率因子的氣動布局設計等。

2.2 高比能量儲能電池技術

循環能源系統是保證高空長航時太陽能飛機實現N×24 h長期駐空的關鍵,儲能電池是夜間飛行的能量源,太陽能飛機能量短缺主要源于儲能電池能量密度和功率密度相對較低[39](見圖4[40])。儲能電池質量可達整個太陽能飛機系統的30%～50%[41],在升重平衡約束下,大質量的儲能電池造成太陽能飛機尺寸規模增加,尺寸規模增加又造成能源需求增加,形成“惡性循環”,造成太陽能飛機設計域極其狹窄。鋰離子電池和鋰聚合物電池是中低空太陽能飛行器上使用最多的儲能電池,氫氧再生燃料電池則在理論上適用于長航時大功耗飛行,與之伴隨的挑戰是,鋰離子電池在現有材料體系下比能量提升空間已很有限(200～240 Wh/kg),難以實現高空跨晝夜飛行,鋰硫電池僅僅幾十次的循環性能難以滿足月量級飛行實際要求,再生燃料電池效率有待提升。

圖4 典型儲能電池能量密度和功率密度[40]Fig.4 Energy density and power density for typical energy storage battery[40]

為解決這一問題,重點攻關方向包括:鋰離子電池高容量正負極材料技術、新型鋰離子電池電解液或電極界面穩定技術、鋰硫電池循環穩定技術、大容量鋰硫電池堆設計與臨近空間環境適應性技術、高效率氫氧燃料電池與高比功率水電解器、再生氫氧燃料電池系統集成與優化技術等。

2.3 高效寬工況電機螺旋槳推進技術

電機螺旋槳構成的動力推進系統是高空長航時太陽能飛機巡航飛行和區域保持控制的關鍵保障,是全機最大的能量消耗源,其整體工作效率對能源系統乃至總體設計影響巨大,目前,電機效率已達90%以上,提升空間有限,螺旋槳效率低于60%,是推進系統整體效率提升的主要關注點。太陽能飛機飛行高度和飛行速度變化較大, 差異化工況下推進系統性能變化很大,10 m量級大槳徑螺旋槳推進系統在偏離設計點高度和風速時推力損失最大可達60%,若采用高空、低空兩套推進系統,則會給系統造成質量代價。因此,高空太陽能飛機推進系統既要滿足高空稀薄大氣條件下的高效率和高可靠性要求,又要適應飛行高度和速度大跨度變化條件[42-43]。同時,電機數量、轉速等與不同尺度螺旋槳匹配,對推進系統整體性能存在重要影響(見圖5[44])。

圖5 適應不同推進系統構型的螺旋槳優化設計[44]Fig.5 Optimal design of propeller for different propulsion system configuration[44]

為解決這一問題,重點攻關方向包括:高空低雷諾數下高效螺旋槳翼型設計、高空稀薄大氣下電機長期工作可靠性提升技術、推進系統寬工況適應性技術、電機/螺旋槳匹配設計技術、推進系統效率測試技術[45]等。

2.4 大展弦比輕質結構與振動控制技術

高空長航時太陽能飛機飛行速度低,太陽能獲取能力不高,為維持升重平衡和能源平衡,需設計為大尺度大展弦比結構(翼展數十米至百米,展弦比幾十),并嚴格限制結構質量(2～3 kg/m2),以適應太陽能飛機小翼載荷特性(僅為傳統有人駕駛飛機的百分之幾)。太陽能飛機結構包括主機翼、機身、尾翼等(見圖6[46]),其中,主機翼質量占結構質量的大部分,需特別設計[47]。同時,大尺度大展弦比機翼往往會產生較大上反(可高達半翼展的1/4),傳統線性理論無法分析結構氣動耦合特性,難以控制結構失效[48],Helios、ZephyrS飛行試驗都曾遭遇過相關問題。

圖6 典型太陽能飛機機翼結構[46]Fig.6 Typical wing structure for solar-powered UAV[46]

為解決這一問題,重點攻關方向包括:輕質高強復合材料技術、大尺度結構幾何拓撲優化技術、輕質高柔韌性高效太陽電池技術、大展弦比機翼氣動彈性和顫振仿真技術、結構振動控制技術[53]等。

2.5 面向任務的航跡規劃與控制技術

高空長航時太陽能飛機能量需求與飛行航跡密切相關,兩者呈強耦合關系,航跡規劃策略對飛行航時具有關鍵影響。太陽能飛機飛行速度低,與環境風場速度在一個量級,飛行控制受風場擾動影響明顯[49]。太陽能飛機數周甚至數月長期巡航駐空,面對的任務場景復雜多變,加上任務駐留區域約束(見圖7[50])、能源動力約束多、控制能力受限、高空風場環境小尺度未知變化等[51-52],給航跡規劃和制導控制造成很大挑戰,且與傳統航空器存在很大差異。此外,太陽能飛機未來在海上等大區域范圍使用,多機編隊組網是常態應用模式。

圖7 任務區域約束下太陽能飛機軌跡規劃[50]Fig.7 Path planning for solar powered UAV under station-keeping constraints[50]

為解決這一問題,重點攻關方向包括:應用任務、能源、動力、控制綜合約束的航跡規劃技術,高精度強魯棒制導控制系統一體化設計技術,航跡在線智能規劃與智能控制技術,面向區域覆蓋的多太陽能飛機編隊控制技術[53]等。

2.6 臨近空間環境能量綜合利用技術

能量緊缺是高空長航時太陽能飛機最核心的問題之一,基本貫穿所有技術挑戰。在現有能源系統指標水平,特別是儲能電池比能量指標相對較低的條件下,需探索從“對抗”到“和諧”的環境相處之道,從臨近空間輻照、風場等環境中綜合獲取、存儲能量[40],打破太陽電池和儲能電池構成的“小范圍能量閉環”局限,拓展飛行航時和載荷能力邊界。與之并存的挑戰是,環境能量獲取與飛行器運動參數之間的關聯機理與耦合模型如何揭示建立、動態環境如何準確感知、靜態設計方案如何在動態變化的環境中保證能量晝夜閉環等。

為解決這一問題,重點攻關方向包括:臨近空間風場環境特征與演化規律、風場在線感知與估計方法、梯度風場中滑翔模式與能量獲取機制(見圖8[41])、重力勢儲能飛行軌跡設計與能量管理策略(見圖9[41])等。

圖8 梯度風場中橢圓形滑翔模式[41]Fig.8 Elliptical mode dynamic soaring in gradient wind[41]

圖9 重力勢儲能模式中典型飛行軌跡[41]Fig.9 Typical trajectory in gravitational potential energy storage mode[41]

3 總結

高空長航時太陽能飛機是當前空天領域的前沿熱點方向,可形成“時間持久+區域保持”的新的應用能力,是傳統飛機和衛星系統的有力補充,對構建空天一體的應用體系,培育產業經濟發展新動能,意義重大。本文系統總結了高空長航時太陽能飛機發展歷程,分析了主要技術挑戰,下一步,將針對重點攻關方向,持續開展應用基礎與技術創新研究。