一种太阳能无人机总体参数确定方法及系统

摘要

一种太阳能无人机总体参数确定方法及系统，太阳能无人机以太阳辐射作为唯一的能量来源，其飞行过程中涉及能量采集、能量消耗、能量储存，且飞机本体、能源动力、飞行管理相互耦合，因此不能直接套用常规飞机的设计方法和过程。本方法基于飞行剖面中太阳能量最弱点的重量平衡、功率平衡和能量平衡关系，对重量特性及气动特性等主要参数进行迭代计算，可以得出满足战技指标要求的初步方案总体参数，主要包括：无人机总重及分系统重量、参考外形、升阻比、太阳电池铺片率，以及匹配至全系统各核心组件上的功率特性等。本发明提供了一种适用于太阳能无人机总体参数的确定方法，可以应用于该类型无人机的初步总体方案设计。

说明书

技术领域

本发明涉及一种太阳能无人机总体参数确定方法及系统，用于该类型无人机初步总体方案设计，属无人机总体设计技术领域。

背景技术

太阳能无人机是以太阳辐射为能源的电动飞行器，是航空科学技术与新能源技术相结合的产物。白天，太阳能无人机依靠机体表面铺设的太阳能电池将吸收的太阳光辐射能量转换为电能，用来维持动力系统、航空电子设备和有效载荷的正常运转，并对二次电池进行充电；夜晚，太阳能无人机释放二次电池中储存的电能，维持整个系统的正常运行。太阳能无人机巡航时间长、飞行高度高、覆盖区域广、使用成本低、对环境无污染，可以执行通信中继、电子侦察、移动组网等多种任务，是轨道卫星、常规动力无人机、高空飞艇等飞行平台的重要补充，受到国内外的广泛关注。

现阶段，太阳能无人机由于能源、动力系统技术水平的限制，在任务飞行阶段一直维持着微弱的能量平衡，所以在确定太阳能无人机总体参数过程中，需要以能量为中心进行总体综合设计。另外，太阳能无人机气动特性、太阳电池功率密度、二次电池能重比、白天爬升或夜间下滑的高度等总体设计中的关键变量都密切关联，决定性地影响着总体参数的选取。因此，常规飞机的设计方法并不适用于太阳能无人机。

目前太阳能无人机的设计方法主要有三种：(1)J.W.Youngblood提出的基于冬至日(太阳光强在该天最弱)这一天的能量收支平衡的设计方法；(2)S.A.Brandt提出的绘制约束图的设计方法；(3)Sky-Sailor的设计者A.Noth提出的基于重量平衡和能量平衡的设计方法。三种方法均只针对巡航状态等高飞行进行设计，未考虑利用爬升储能来减小飞机的尺度和重量，并没有完全反映其整个飞行过程，设计的结果往往会偏大。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种太阳能无人机总体参数确定方法及系统。实现了太阳能无人机主要总体参数的快速设计，解决了该类型无人机总体设计时常规飞机设计方法不适用且公开设计方法结果偏大的问题。

本发明的技术解决方案是：一种太阳能无人机总体参数确定方法，步骤如下：

(1)确定无人机的设计输入参数和设计时间点；

(2)设置无人机的迭代初值，包括无人机起飞总重初值m₀和升阻比初值K₀；

(3)根据步骤(1)确定的无人机设计的输入参数，结合重量平衡、功率平衡和能量平衡的关系，计算无人机分系统的重量和起飞总重m_total；

(4)计算步骤(3)得出的无人机起飞总重m_total与步骤(2)无人机起飞总重初值m₀之间的偏差，若该偏差满足设定的重量误差阈值，则进入步骤(5)，否则返回步骤(2)并更新无人机起飞总重初值m₀；

(5)根据步骤(4)满足误差阈值的起飞总重m_total，结合无人机外形约束，计算无人机的外形参数，并确定无人机的升阻比K；

(6)计算步骤(5)所得的升阻比K与步骤(2)迭代初值中升阻比初值K₀之间的偏差，若该偏差满足升阻比误差阈值，则完成对太阳能无人机总体参数的确定，否则返回步骤(2)并更新升阻比初值K₀。

步骤(1)中确定无人机的设计输入参数和设计时间点，无人机的设计输入参数包括飞行日期、飞行纬度、夜航高度、载荷重量、载荷功率、机载设备重量、机载设备功率、设计升力系数、翼展、展弦比、太阳电池光电转换效率、太阳电池面密度、太阳电池组阵损失效率、蓄电池能重比、推进系统功重比、推进系统效率、电源控制器功重比、电源控制器效率，无人机的设计时间点为飞行日期和飞行纬度范围内太阳辐照能量最弱的一天。

所述步骤(3)中计算无人机分系统的重量和起飞总重m_total，步骤如下：

(3.1)根据步骤(1)中的翼展和展弦比，计算参考面积和机体结构重量；

(3.2)根据步骤(1)中的设计升力系数、步骤(2)中的无人机起飞总重初值m₀、步骤(3.1)中的参考面积，按照重量平衡关系，计算无人机巡航速度；

(3.3)根据步骤(2)中的无人机起飞总重初值m₀和升阻比初值K₀、步骤(3.1)中的参考面积、步骤(3.2)中的巡航速度，分别计算无人机爬升段、平飞段和下滑段的飞行所需推进功率，按照功率平衡关系，计算无人机推进系统重量；

(3.4)对步骤(1)中的载荷功率和机载设备功率、步骤(3.3)中的所需推进功率分别关于时间积分，得到无人机的能耗，按照能量平衡关系，根据步骤(1)中的太阳电池光电转换效率、太阳电池面密度、太阳电池组阵损失效率计算太阳电池重量，根据步骤(1)中的蓄电池能重比计算蓄电池重量，根据步骤(1)中的电源控制器功重比、电源控制器效率计算电源控制器重量，根据太阳电池重量和蓄电池重量计算机上线缆重量；

(3.5)根据步骤(1)中的载荷重量和机载设备重量、步骤(3.1)中的结构重量、步骤(3.3)中的推进系统重量、步骤(3.4)中的太阳电池重量、蓄电池重量、电源控制器重量和机上线缆重量，确定起飞总重m_total。

步骤(5)中无人机外形约束包括机翼梢根比、机身长度、机身最大截面直径、平尾尾容量、垂尾尾容量、平尾力臂、垂尾力臂。

骤(5)中确定无人机的升阻比K，步骤如下：

(5.1)根据无人机外形约束计算无人机的外形参数，包括机翼翼根弦长、机翼翼梢弦长、平均气动弦长、平尾面积、垂尾面积；

(5.2)根据步骤(3)中的无人机巡航速度和起飞总重、步骤(5.2)中的参考外形参数，计算无人机的升阻比。

步骤(1)中无人机的设计点为飞行日期和飞行纬度范围内太阳辐照能量最弱的一天，单位面积的太阳辐照能量计算步骤如下：

(a)太阳垂直照射强度：，式中α＝2π(n-4)/365为太阳高度角，I＝1367W/m²为太阳常数，ε＝0.017为地球偏心率，n为飞行日期的日序数；

(b)太阳辐照强度：式中为赤纬角，ω(t)＝π-πt/12为太阳时角，θ为地理纬度，t为一天中的时刻；

(c)太阳辐照能量：

步骤(3.1)中的参考面积S＝b²/AR，机体结构重量m_fr＝1.55S^0.556AR^0.651，式中b为翼展，AR为展弦比，此公式适用于展弦比AR在15～30范围内。

步骤(3.2)中无人机巡航速度式中g为重力加速度，ρ为大气密度，C_L为设计升力系数。

步骤(3.3)中所需推进功率按爬升段、平飞段和下滑段分别计算：

(a)爬升所需推进功率：式中为爬升率，随高度变化，η_pro为推进系统效率，可近似认为爬升过程中所需的推进平均功率为2倍的日间巡航所需推进功率；

(b)日间巡航所需推进功率：P_{pro-cruise_day}＝mgV/K/η_pro；

(c)下滑所需推进功率：P_pro-slip＝0，一般采用无动力下滑以提高能量利用率；

(d)夜间巡航所需推进功率：P_{pro-cruise-night}＝0.6mgV/K/η_pro。

步骤(3.3)中无人机推进系统重量m_pro＝P_pro-climb/K_pro，式中K_pro为推进系统功重比。

步骤(3.4)中对步骤(1)中的载荷功率和机载设备功率、步骤(3.3)中的所需推进功率分别关于时间积分，得到无人机的能耗，步骤如下：

(a)推进系统日间消耗能量：E_{pro_day}＝P_{pro_cruise-day}t₁+P_{pro_cruise}t₂+P_pro-slipt₃，推进系统夜间消耗能量：E_{pro_night}＝P_{pro_cruise_night}t₄，载荷日间消耗能量：E_{pld_day}＝P_pld(t₁+t₂+t₃)，载荷夜间消耗能量：E_{pld_night}＝P_pldt₄，机载设备日间消耗能量：E_{av_day}＝P_av(t₁+t₂+t₃)，机载设备夜间消耗能量：E_{av_night}＝P_avt₄，式中P_pld、P_av分别为载荷功率和机载设备功率；

(b)蓄电池输出能量：E_bat＝E_{pro_night}+E_{pld_night}+E_{av_night}；

(c)太阳电池输出能量：E_sc＝E_bat+E_{pro_day}+E_{pld_day}+E_{av_day}。

步骤(3.4)中蓄电池、太阳电池、电源控制器和机上线缆的重量按如下方法进行：

(a)蓄电池重量：m_bat＝E_bat/K_bat，式中K_bat为蓄电池能重比；

(b)太阳电池铺片面积：S_sc＝E_sc/(E_sc0n_scη_cη_mppt)，式中n_sc为太阳电池阵光电转化效率，η_c为太阳电池组阵损失效率，η_mppt为电源控制器效率；

(c)太阳电池重量：m_sc＝ρ_scS_sc，式中ρ_sc为太阳电池阵面密度；

(d)电源控制器重量：m_mppt＝1280S_scn_scη_c/K_mppt，式中K_mppt为电源控制器功重比；

(e)机上线缆重量：m_wire＝0.08(m_sc+m_bat)。

步骤(5.1)根据无人机外形约束计算无人机的外形参数，按如下方法计算：

(a)机翼翼根弦长：C_r＝2S/[b(1+λ)]，机翼翼梢弦长：C_t＝λC_r，式中λ为梢根比；

(b)机翼平均气动弦长：

(c)平尾面积：式中C_HT为平尾尾容量，L_HT为平尾力臂；

(d)垂尾面积：S_VT＝bSC_VT/L_VT，式中C_VT为垂尾尾容量，L_VT为垂尾力臂。

一种太阳能无人机总体参数确定系统，包括：确定模块、设置模块、重量计算模块、偏差判断模块、升阻比确定模块、升阻比误差阈值判断模块；

确定模块，确定无人机的设计输入参数和设计时间点；

设置模块，设置无人机的迭代初值，包括无人机起飞总重初值m₀和升阻比初值K₀；

重量计算模块，根据确定模块所确定的无人机设计的输入参数，结合重量平衡、功率平衡和能量平衡的关系，计算无人机分系统的重量和起飞总重m_total；

偏差判断模块，计算重量计算模块得出的无人机起飞总重m_total与设置模块设置的无人机起飞总重初值m₀之间的偏差，若该偏差满足设定的重量误差阈值，则送至升阻比确定模块，否则设置模块更新无人机起飞总重初值m₀；

升阻比确定模块，根据满足误差阈值的起飞总重m_total，结合无人机外形约束，计算无人机的外形参数，并确定无人机的升阻比K；

升阻比误差阈值判断模块，计算升阻比确定模块所得的升阻比K与设置模块设置的迭代初值中升阻比初值K₀之间的偏差，若该偏差满足升阻比误差阈值，则完成对太阳能无人机总体参数的确定，否则设置模块更新升阻比初值K₀。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明提炼出了一种适用于太阳能无人机的总体参数确定方法，可以指导设计人员更加快速有效地完成该类型无人机初步总体方案的设计。

(2)本发明基于爬升储能的设计思想，将太阳能无人机的设计剖面分为爬升段、巡航段和下滑段，与单一的选择巡航段作为设计剖面相比，更符合该类型无人机的实际使用模式，设计结果更为准确。

(3)本发明结合工程经验，建立了精细的数学模型，与原有技术采用诸多假设相比，设计结果更加合理。

(4)本发明也适用于其他电推进无人机的总体参数确定，适用范围更广。

(5)本发明实现了太阳能无人机主要总体参数的快速设计，解决了该类型无人机总体设计时常规飞机设计方法不适用且公开设计方法结果偏大的问题。

(6)本发明经过可以通过MATLAB或C语言等编程实现并开展测试。在MATLAB环境下进行了大量测试，过程收敛速率快且无发散情况出现，最终的设计结果均能通过仿真验证。

附图说明

图1为太阳能无人机典型飞行剖面示意图；

图2为本方法流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。

太阳能无人机总体参数包括无人机重量特性参数、几何外形参数、气动特性参数，以及匹配至全系统各核心组件上的功率特性参数等。这些总体参数的设计由太阳能无人机本身的特性决定：其能量来自太阳辐射，飞行日期、飞行高度、地理位置都将影响飞行性能；其飞行过程中涉及能量的采集、消耗和存储，与能源技术水平、能量供给方式等密切相关。设计过程中要梳理清楚各个系统之间的耦合关系，建立尽量简单但又不失真的数学模型。本发明结合经验的多学科耦合关系和多学科设计模型，提供了一种方法，可以在概念设计和方案设计阶段实现太阳能无人机主要总体参数的快速确定。

太阳能无人机主要包括机体结构、能源系统、推进系统、测控系统、导航系统、飞控系统和任务载荷系统等分系统。其中，能源系统提供太阳能无人机飞行过程中的所有能量，包括太阳电池、蓄电池、能源管理器和机上线缆四部分。机体结构和能源系统占据了太阳能无人机80％以上的重量，其参数直接决定了无人机的尺度，是总体参数确定时需要重点关注的对象。本发明为方便表述，将测控系统、导航系统、飞控系统合并统称为机载设备。

本发明是基于太阳能无人机飞行的全剖面来确定总体参数，太阳能无人机的典型飞行剖面如图1所示，一整天的飞行主要包括四个阶段：(1)爬升段t₁：无人机使用太阳电池和蓄电池联合供电，快速爬升；(2)日间巡航段t₂：到预定高度后使用太阳电池维持平飞，剩余的太阳电池能量对蓄电池充电；(3)下滑段t₃：随着太阳辐照的减弱，不能维持平飞后无动力下滑至夜间巡航高度，此过程中太阳电池对蓄电池充电；(4)夜间巡航段t₄：在越夜高度上通过蓄电池供电平飞至第二天。由于整个飞行剖面不是一个稳态的过程，设计时各系统输入参数以及理想的爬升高度、爬升时间、无动力滑翔时间、夜间平飞时间需要综合考虑确定。

如图2所示，本发明提供了一种太阳能无人机总体参数确定方法，步骤如下：

(1)确定无人机的设计输入参数和设计点；

(2)设置无人机的迭代初值，包括无人机起飞总重初值m₀和升阻比初值K₀；

(3)根据步骤(1)确定的无人机设计的输入参数，结合重量平衡、功率平衡和能量平衡的关系，计算无人机主要分系统的重量和起飞总重m_total；

(4)计算步骤(3)得出的无人机起飞总重m_total与步骤(2)无人机起飞总重初值m₀之间的偏差，若该偏差满足设定的重量误差阈值，则进入步骤(5)，否则返回步骤(2)并更新无人机起飞总重初值m₀；

(5)根据步骤(4)满足误差阈值的起飞总重m_total，结合无人机外形约束，计算外形参数，并确定无人机的升阻比K；

(6)计算步骤(5)所得的升阻比K与步骤(2)迭代初值中升阻比初值K₀之间的偏差，若该偏差满足升阻比误差阈值，则完成对太阳能无人机总体参数的确定，否则返回步骤(2)并更新升阻比初值K₀。

所述步骤(1)中确定无人机的设计输入参数和设计点，无人机的设计输入参数包括飞行日期、飞行纬度、夜航高度、载荷重量、载荷功率、机载设备重量、机载设备功率、设计升力系数、翼展、展弦比、太阳电池光电转换效率、太阳电池面密度、太阳电池组阵损失效率、蓄电池能重比、推进系统功重比、推进系统效率、电源控制器功重比、电源控制器效率。

所述步骤(1)中无人机的设计点为飞行日期和飞行纬度范围内太阳辐照能量最弱的一天，单位面积的太阳辐照能量计算步骤如下：

(a)太阳垂直照射强度：，式中α＝2π(n-4)/365为太阳高度角，I＝1367W/m²为太阳常数，ε＝0.017为地球偏心率，n为飞行日期的日序数；

(b)太阳辐照强度：式中为赤纬角，ω(t)＝π-πt/12为太阳时角，θ为地理纬度，t为一天中的时刻；

(c)太阳辐照能量：

所述步骤(2)中设置无人机的起飞总重初值m₀和升阻比初值K₀，需要结合步骤(1)中的载荷重量、载荷功率、机载设备重量、机载设备功率、翼展，根据工程经验给定。

所述步骤(3)中计算无人机主要分系统的重量和起飞总重m_total，步骤如下：

(3.1)根据步骤(1)中的翼展和展弦比，计算参考面积和机体结构重量：

参考面积：S＝b²/AR，机体结构重量：m_fr＝1.55S^0.556AR^0.651，式中b为翼展，AR为展弦比，机体结构重量公式建议适用展弦比AR在15～30范围；

(3.2)根据步骤(1)中的设计升力系数、步骤(2)中的无人机起飞总重初值m₀、步骤(3.1)中的参考面积，按照重量平衡关系，即巡航状态下无人机外形产生的升力与起飞总重相等，计算无人机巡航速度：

无人机巡航速度：式中g为重力加速度，ρ为大气密度，C_L为设计升力系数；

(3.3)根据步骤(2)中的无人机起飞总重初值m₀和升阻比初值K₀、步骤(3.1)中的参考面积、步骤(3.2)中的巡航速度，分别计算无人机爬升段、平飞段和下滑段的飞行所需推进功率，按照功率平衡关系，即无人机飞行所需推进功率和推进系统输出功率相等，计算无人机推进系统重量：

(a)爬升所需推进功率：式中为爬升率，随高度变化，可近似认为爬升过程中所需的推进平均功率为2倍的日间巡航所需推进功率；

(b)日间巡航所需推进功率：P_{pro-cruise_day}＝mgV/K/η_pro，式中η_pro为推进系统效率；

(c)下滑所需推进功率：P_pro-slip＝0，一般采用无动力下滑以提高能量利用率；

(d)夜间巡航所需推进功率：P_{pro-cruise-night}＝0.6mgV/K/η_pro；

(e)无人机推进系统重量m_pro＝P_pro-climb/K_pro，式中K_pro为推进系统功重比。

(3.4)对步骤(1)中的载荷功率和机载设备功率、步骤(3.3)中的所需推进功率分别关于时间积分，得到无人机的能耗，按照能量平衡关系，即能源系统输出能量与无人机消耗能量相等，根据步骤(1)中的太阳电池光电转换效率、太阳电池面密度、太阳电池组阵损失效率计算太阳电池重量，根据步骤(1)中的蓄电池能重比计算蓄电池重量，根据步骤(1)中的电源控制器功重比、电源控制器效率计算电源控制器重量，根据太阳电池重量和蓄电池重量计算机上线缆重量：

(a)推进系统日间消耗能量：E_{pro_day}＝P_{pro_cruise-day}t₁+P_{pro_cruise}t₂+P_pro-slipt₃，推进系统夜间消耗能量：E_{pro_night}＝P_{pro_cruise_night}t₄，载荷日间消耗能量：E_{pld_day}＝P_pld(t₁+t₂+t₃)，载荷夜间消耗能量：E_{pld_night}＝P_pldt₄，机载设备日间消耗能量：E_{av_day}＝P_av(t₁+t₂+t₃)，机载设备夜间消耗能量：E_{av_night}＝P_avt₄，式中P_pld、P_av分别为载荷功率和机载设备功率；

(b)蓄电池输出能量：E_bat＝E_{pro_night}+E_{pld_night}+E_{av_night}，蓄电池重量：m_bat＝E_bat/K_bat，式中K_bat为蓄电池能重比；

(c)太阳电池输出能量：E_sc＝E_bat+E_{pro_day}+E_pld__day+E_av__day，太阳电池铺片面积：S_sc＝E_sc/(E_sc0n_scη_cη_mppt)，式中n_sc为太阳电池阵光电转化效率，η_c为太阳电池组阵损失效率，η_mppt为电源控制器效率；

(d)太阳电池重量：m_sc＝ρ_scS_sc，式中ρ_sc为太阳电池阵面密度；

(e)电源控制器重量：m_mppt＝1280S_scn_scη_c/K_mppt，式中K_mppt为电源控制器功重比；

(f)机上线缆重量：m_wire＝0.08(m_sc+m_bat)。

(3.5)根据步骤(1)中的载荷重量和机载设备重量、步骤(3.1)中的结构重量、步骤(3.3)中的推进系统重量、步骤(3.4)中的太阳电池重量、蓄电池重量、电源控制器重量和机上线缆重量，确定起飞总重m_total：

起飞总重：m_total＝m_fr+m_bat+m_sc+m_wire+m_mppt+m_pro+m_pld+m_av

所述步骤(4)中的重量误差阈值建议取为0.1％，即|m_total-m₀|/m₀≤0.1％。

所述步骤(4)中返回步骤(2)并更新无人机起飞总重初值m₀，建议返回步骤(2)中赋值m₀＝m_total，可以提高收敛速度。

所述步骤(5)中无人机外形约束包括机翼梢根比、机身长度、机身最大截面直径、平尾尾容量、垂尾尾容量、平尾力臂、垂尾力臂，确定无人机升阻比K的步骤如下：

(5.1)根据无人机外形约束计算无人机的外形参数，包括机翼翼根弦长、机翼翼梢弦长、平均气动弦长、平尾面积、垂尾面积，按如下方法计算：

(a)机翼翼根弦长：C_r＝2S/[b(1+λ)]，机翼翼梢弦长：C_t＝λC_r，式中λ为梢根比；

(b)机翼平均气动弦长：

(c)平尾面积：式中C_HT为平尾尾容量，L_HT为平尾力臂；

(d)垂尾面积：S_VT＝bSC_VT/L_VT，式中C_VT为垂尾尾容量，L_VT为垂尾力臂。

(5.2)根据步骤(3)中的无人机巡航速度和起飞总重、步骤(5.2)中的参考外形参数，计算无人机的升阻比，升阻比的具体计算方法详见《飞机设计手册—第6册：气动设计》中的第六章及第七章内容。

所述步骤(6)中的升阻比误差阈值建议取为1％，即|K-K₀|/K₀≤1％。

所述步骤(6)中返回步骤(2)并更新升阻比初值K₀，建议返回步骤(2)中赋值K₀＝K，可以提高收敛速度。

下面以一个具体实例进一步说明本发明的工作过程：

某太阳能无人机在北纬40°以南春秋分之间10km以上高度携带20kg&500W载荷执行任务，预计机载设备重量30kg、功率500W、设计升力系数1.0、翼展60、展弦比25，能够应用的太阳电池光电转换效率为30％、面密度为0.6kg/m²、组阵损失效率95％，蓄电池能重比400Wh/kg，推进系统功重比400W/kg，电源控制器功重比1500W/kg、效率95％。根据上述设计输入参数，要求确定太阳能无人机的重量及外形等总体参数。

选择任务范围内太阳辐照最弱的一天(北纬40°、9月22日)为设计点，设置无人机起飞总重初值m₀＝600kg和升阻比初值K₀＝25；确定夜间巡航高度为12km、日间巡航高度为20km，计算设计点全天单位面积的太阳辐照能量；计算参考面积，计算机体结构重量，计算20km高度下无人机巡航速度，分别计算爬升、日间巡航、下滑、夜间巡航所需推进功率；依次计算推进系统、蓄电池、太阳电池、电源控制器和机上线缆重量，求得无人机总重；通过迭代求得满足重量误差阈值的起飞总重m_total＝550kg。

根据无人机的外形约束机翼梢根比0.5、机身长度15m、机身最大截面直径0.5m²、平尾尾容量0.5、垂尾尾容量0.01、平尾力臂15m、垂尾力臂14m，计算无人机参考外形参数；估算无人机的升阻比；通过迭代求得满足升阻比误差阈值的升阻比K＝28。

最终确定的无人机设计参数如下：

表1

设计参数数值起飞总重550kg升阻比28太阳电池铺片率60％参考面积144m²翼根弦长1.6m翼梢弦长0.8m平尾面积6.0m²垂尾面积6.2m²结构重量200kg太阳电池重量52kg蓄电池重量168kg能源管理器管理21kg机上线缆重量17kg推进系统重量43kg机载设备重量30kg载荷重量20kg

如果只针对定高巡航状态开展设计，确定的无人机起飞总重为582kg、升阻比为29.5，设计结果较本发明的设计结果大，工程上实现的难度也大。

本发明经过可以通过MATLAB或C语言等编程实现并开展测试。在MATLAB环境下进行了大量测试，过程收敛速率快且无发散情况出现，最终的设计结果均能通过仿真验证。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。