有动力飞行器虽然才发展百年，各类飞机已如群星璀璨，百花齐放。要说惊艳的飞行器，一天讲一个估计都得说上一年半载，所以我们开一个系列慢慢讲。今天讲的便是我认为目前最惊艳的一架飞行器——

　　一般来说，一架简单飞机的设计基本上可以分为气动外形设计、结构设计、动力系统设计、飞控系统设计四大重点设计，其他的部件及细节设计相对来说都是以上四个重点的附属。设计一架简单的飞机，通常是先设计了气动外形，然后根据外形设计内部结构和匹配动力系统，有了结构和动力系统初步设计，全机重量重心分布也差不多知道了，之后再开始设计飞控系统。这样的流程是非常清晰的，各个学科有其分工，且相互之间的耦合并不严重，大家各做各的，然后相互讨论、协同、修改一下就好啦。比如一般来说做飞控设计是不需要知道飞机结构形变是怎么样的。

　　为了各学科间减小耦合和干扰，通常简单的飞机设计有很多简化设计的准则。比如很多飞机发动机推力是通过或接近飞机重心的，这样不管是增大还是减小推力，发动机推力都不会给飞机带来额外力矩，也就不会干扰飞机正常飞行。再比如飞机本身刚性一般也设计的很足，讲小扰动方程的书都会当头第一条假设“飞机是刚性的”，飞机刚性不足会带来机翼扭转、气动弹性等一系列问题。

　　这些道理在一般的飞机上基本可以说是“常识”，可偏有“太阳神”这架飞机完完全全放飞自我，从多个学科角度变着法地突破上述“常识”，这些为了安全和简便的“常识”已成为突破更高性能极限的“枷锁”。

　　NASA与AV公司（航空环境公司）想制造一种高效率的可进行高海拔和长航时飞行的太阳能动力验证机，于是提出了“太阳神”这样的设计思路。认真了解后，你会认为这样的设计思路是真正从源头彻底思考、真正大胆创新的符合太阳能飞机的设计，反观其他大部分太阳能飞机无非就是在滑翔机的机翼上铺满了太阳能电池板。

　　从最开始的“探路者”“探路者+”到后来的“百夫长”，再到最后两种不同配置（一种“高空”型一种“长航时”型）的“太阳神”，其设计思路始终保持一致，就是机翼长度和电动机数量不断增加，甚至有些机翼段都是共用的。

　　接下来我们一步一步讲“太阳神”是如何将“高效率”发挥到极致的，“高效率”带来了哪些麻烦，又是如何解决的。

　　因为是太阳能做能源、使用电机驱动，而且目标是实现高空/长航时，所以也飞不快。为了提高升阻比，“太阳神”系列直接做成了直得不能再直的平直机翼。一般平直翼会使用0.4~0.5的梢根比来降低诱导阻力，但“太阳神”需要在机翼铺设太阳能电池板，梯形翼会导致铺设困难且降低铺设面积。更主要的原因是“太阳神”拥有247英尺（75.3米）长的机翼，比波音747-400的64.4米都长。机翼弦长2.4米，展弦比高达31.3，再使用梯形翼的话意义不大。为了增加横向稳定性，使两侧外翼段自带10°上反角，整个机翼非常干净简洁。

　　一般展弦比超过10的，我们称之为大展弦比飞机，表明其具有优秀的降低诱导阻力的能力，比如展弦比10.4的U2侦察机。而“太阳神”这种展弦比超过30的，只能称其为减阻狂魔，为了减阻把困难都甩给其他学科（其他学科：我太难了！）

　　当飞到29km高度时，最大线m/s，空气密度只有海平面的1.7%，翼弦又只有2.4m，所以其雷诺数只有21万左右，这一雷诺数甚至低于大部分航模飞机，是妥妥的低雷诺数问题，所以“太阳神”的翼型采用相对厚度12%的低速翼型。

　　根据这一雷诺数估算，全机摩擦系数为0.006。全机冲洗面积约为405平米，所以废阻力系数0.016（已估计Kaiyun入口网址外露设施及干扰等影响）。

　　飞机重量720千克，翼载4千克/平米。将翼载除以速压决定机翼的升力系数为0.65。诱导阻力系数因子为1.25/31.3/π=0.013，所以诱导阻力系数0.652×0.013=0.0055。全机阻力系数0.022，升阻比为0.65/0.022=29.5。

　　升阻比上了20以后再想提升是非常困难的，达到30升阻比的飞机更是寥寥无几。不过个人认为此估算还是偏保守的，首先是因为诱导阻力系数和废阻力系数相差3倍，一般飞机设计都会使这两个阻力系数接近以获得最优性能。其次在非极限高度，机翼雷诺数增大后，升阻比可能进一步增加。

　　14台电动机总功率为21千瓦，转速用到最大2000转/分（33.3转/秒），飞机速度75.5米/秒。螺旋桨前进比为1.13。对于设计良好的双叶定距螺旋桨来说，其效率可达86%（根据NASA的一份报告统计值）。电动机产生的总拉力是244牛。由此可得升阻比为28.9左右。

　　使用电机最大功率核算的升阻比也证实了“太阳神”升阻比是28.9起步。如果飞行时没有用到21千瓦的总功率，说明其升阻比实际是更高的。

　　利用优异的气动性能，2001年8月13日，“太阳神”飞到了96863英尺（29524米）的高度，创下了有翼飞行器持续水平飞行的世界纪录。比“黑鸟”SR-71的25929米更高。

　　考虑到常规布局的平垂尾和机身既不能产生多少升力，还会带来不少的阻力和结构重量，气动外形设计组决定抛弃平垂尾和机身，只在机翼下方装几个吊舱，把起落架、备用电池、电子设备等等全装进去就好了。

　　在外形设计上通过飞翼布局和超大展弦比平直翼获得了相当不错的气动性能，也减轻了很多不必要的重量，但是带来的问题是结构设计困难，纵向配平困难且纵向阻尼极小，这些问题放在其他飞机上都是非常严重的缺陷，但气动外形设计师说：不慌，后面的人会解决的。

　　“太阳神”长航时构型——HP03承载结构主要由复合材料构成。主翼梁由碳纤维制成，顶部和底部较厚，以吸收飞行中可能发生的弯曲，并用Nomex（芳纶弹性合成纤维）和Kevlar（凯芙拉合成纤维）包裹以提供额外的强度。翼肋由环氧树脂和碳纤维制成。机翼前缘由具有空气动力学形状的泡沫塑料组成，整个机翼被薄而透明的塑料蒙皮包裹。

　　以“太阳神”2.4米弦长、翼型相对厚度12%来算，其结构高度应该为0.288米，即使多挂了几个吊舱缩短了悬臂长度，但给展弦比31.3的飞机设计刚性梁几乎是不可能的。就算可以做到，那带来的结构重量也是无法接受的。所以结构设计师将计就计，将锅甩锅，灵机一动——那就设计成柔性结构！这样不用加强翼梁又省下来大把的重量，结构工程师出色地完成了任务。

　　通过柔性梁设计使飞机进一步减轻了重量，但带来的问题是，飞机飞行中会发生柔性变形（主要是机翼弯曲），变形导致阳光照射角改变会使太阳能电池板发电的输出功率飘忽不定，电动机跟随机翼上下飘摆也会带来额外的俯仰力矩，如果柔性变形过大还会导致结构破坏，这明显是解决了一个问题又带来了一堆问题，结构工程师也说：不慌，后面的人会解决的。

　　“太阳神”的“高空飞行”构型采用14台电机，“长航时”构型采用10台电机，其中“高空飞行”构型铺设了62000块太阳能电池板。“长航时”构型“太阳神”由10台无刷直流电机驱动，每台电机的额定功率为2马力（1.5千瓦）。双叶螺旋桨直径79英寸（2米），由复合材料制成，专门经过设计用于高海拔地区的高效率飞行。多电机分布推进可以提高系统冗余特性，就算坏了一两个也无所谓，最重要的是分布推进可以给后面的飞控系统带来质的提升。电动机由储电电池、太阳能电池板提供能源，“长航时”构型还额外使用燃料电池进行供电。

　　这里需要提醒大家一点，如果由太阳能电池阵列直接给电动机供电的话，应持续控制电机的输出功率，否则可能会发生太阳能电池板独有的“电压崩溃”现象：

　　太阳能电池板的输出电流随输出电压的增加而减小，其输出功率随输出电压的变化表现为一个山坡形状（上图红线），左边为近似线性的缓坡，右边为非线性的陡坡。要想榨取太阳能电池板的最大能力，获得最大输出功率，那么必须将输出电压控制在上图中1、2点之间。最优的情况便是控制在红线的最高点（MPP处），但这时离右边的悬崖也就不远了。只要电压波动稍大，输出功率随时可能跌落谷底，导致电动机功率极速降低、推力瞬间消失，这对于飞行安全始终是个隐患。所以使用太阳能电池板直接供电的本质就是在掉电的边缘疯狂试探。

　　实际情况则更加复杂，因为实际中红线的形状、位置和最大功率输出电压都是不停在变化的！光照强度、阳光与太阳能电池板的照射角度、环境温度都会导致红线发生巨大变化。举个简单的例子：若当前控制的很好，正是以最大功率点的电压输出，突然一朵云遮住了太阳或飞机进行了滚转导致阳光不再垂直照射，会导致红线向左移动，那么之前的最优电压就处于当前红线的陡坡上，结果就是总输出功率迅速降低，这是太阳能飞机的重要特性之一。现在一般用最大功率点追踪或全机能源管理的办法减缓这一特性的影响。

　　动力系统工程师使用电机的控制算法处理了太阳能发电输出功率随飞行情况波动的问题。为了实现长航时飞行，在飞机中心线磅的重型一次性氢-空气燃料电池盒，在两侧翼尖翼段中心各加了1个165磅的高压氢燃料箱。最终飞机重量为2320磅（1052千克），此次加重加了原机50%的重量，更可怕的是还加了两个不轻的燃料箱在翼尖，这会极大改变飞机转动惯量，使飞机变得更难操纵。动力系统工程师还是说：不慌，后面的人会解决的。

　　“太阳神”利用机翼的柔性和分布推进的特点解决了俯仰操纵问题，也就是飞控系统利用结构和动力系统解决了气动外形所存在的缺陷，这跨专业跨得真大。“太阳神”因为飞行时机翼弯曲，所有电动机不在同一水平线，所以可以调整电动机的推力分布实现俯仰控制，让高处的电动机增加推力、低处的电动机减小推力，就能产生低头力矩，配合机翼后缘72个升降舵可以实现俯仰的稳定和操控。不过这是一个很复杂的控制，首先要知道每个电机现在随机翼上下浮动到什么位置了，才能确定需要的推力分布。其次因为太阳能发电并不能保证时刻都能给每个电机提供足够的功率，还需要全机能源管理系统对每个电机进行功率分配。

　　为了使飞机在飞行中转弯，“长航时”构型10个发动机中有8个采用了差动功率（一侧机翼外侧4个电动机的功率增加，另一侧机翼4个电动机的功率减少，这样就可以实现直接的航向转弯，这里面同样涉及能源分配问题）。

　　“太阳神”基本没有太大的横向滚转，其横向问题主要体现为机翼变形或上翘程度的控制问题。后缘的72个升降舵可以调整所在翼段的升力系数，从而实现相应翼段的上升和下降，其他飞机都是利用舵面控制姿态和位置，“太阳神”利用舵面控制自己变形！当然，这是一个气动力和结构弹性力的耦合问题。

　　在气动外形、结构设计、动力系统都做到极致后，飞控系统使用多学科综合控制的办法将这些疯狂的想法都一一实现了。“太阳神”是一个多学科深度融合的强耦合系统，我们想象一下“太阳神”飞行中的一个普通的控制过程：

　　飞机正常飞行~~~受到扰流、各处机翼气动力均发生变化~~~飞机开始变形、机翼偏离原有形状~~~太阳能电池板输出功率发生变化、电机拉力变化、各电机偏离原有位置~~~电机变化的拉力和位置导致飞机受到额外的由动力系统带来的俯仰和偏航力矩~~~飞机姿态、机翼形状进一步变化~~~各处气动力继续变化。。。如此以往

　　一个常见的姿态稳定控制包含了气动力、结构弹性力、能源系统供电、电动机拉力、伺服系统、飞控系统、多体动力学的强烈耦合，通过这样的综合控制实现了各学科的极致设计，这就叫“简约而不简单”。

　　很巧的是，另一系列太阳能飞机“太阳脉动”1、2号（Solar Impulse）简直就是“太阳神”的最佳对比对象：

　　“太阳神”号翼展75.3米，“太阳脉动”1号翼展63.4米，“太阳脉动”2号翼展72米；

　　“太阳神”号机翼面积181平米，“太阳脉动”1号机翼面积200平米，“太阳脉动”2号机翼面积210平米（估计值）；

　　“太阳神”号“高空”构型总重720千克，“长航时”构型总重1052千克，“太阳脉动”1号总重1600~2000千克，“太阳脉动”2号总重2300千克；

　　总的来说这是四架同等级别的飞机，相近的翼展和机翼面积意味着相近的极限载重能力，也说明“太阳神”因为无人化、飞翼布局、柔性结构和多学科综合控制设计省下来约50%的重量，这就是“太阳神”先进和惊艳之所在！

　　“太阳神”这样的飞机属于艺高人胆大，秉持着“无限风光在险峰”的思路一直在悬崖边上游走，直到有一天，被一道妖风给闪了腰。

　　起飞爬升一切正常，电机自动调整指令以使太阳能电池组的功率最大化，并没有使用约122伏电压的备用电池。飞机的爬升速度在26到30.5米/分钟之间变化

　　随后飞机遭遇湍流，机翼形状开始变化，两翼尖向上偏移了较长距离，整个机翼形成一个明显的“U”形并保持了下来，无法自动恢复正常状态。

　　设计人员对机翼变形程度进行过分析，认为翼尖上翘不超过30英尺（9米）时，飞机是稳定且可以自动恢复的：

　　3个蓝圈表示几次飞行时的翼尖偏移情况，两条曲线都表明翼尖向上偏移量越大，飞机越不稳定

　　翼尖向上偏移对稳定性影响大主要是因为会增加纵向静稳定性（同时也意味着减小纵向阻尼）且飞机转动惯量会随翼尖上下飘摆急剧变化。

　　当翼尖偏移达到30英尺时，俯仰方向转动惯量已经增长到正常值的5倍，学过飞行力学、调过控制律的同学都应该知道这有多么可怕。

　　但是由于最后一次飞行中的风扰动过大，“太阳神”的翼尖偏移量远不止30英尺，随后飞机开始俯仰振荡，且振幅每个周期约增加一倍，速度也不断增加，之后速度达到设计最大值的2.5倍。

　　AV/NASA技术团队在高空长航时（HALE）飞机设计、开发和测试领域已经积累了相当多的知识和经验。这使美国在这类飞机的研发中处于世界领先地位，对国家具有重大的战略意义。这种飞机所提供的能力是真实和独特的，能够使同温层在许多政府和商业应用中得到应用。这类飞行器比表面上看起来要复杂多个数量级，但AV/NASA技术小组已经确定并解决了最棘手的技术问题。

　　“太阳神”代表了多学科深度融合在飞机上的初步应用，优异的气动性能和自身重量已经让人瞥到未来高效率飞行器的发展曙光。甚至可以更夸张的说他如同百年前“飞行者1号”一样使梦想照进了现实，给出了一种未来高效率飞行器的发展方向。

　　“太阳神”号最终坠毁，之后也再没听到任何相关消息。如果这会被人形容为失败的话，那么这失败也凌驾于那些轻松的成功之上。

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