航太專題
太陽能無人飛行載具
之研製
On the Airframe Development
of a Solar‐Powered Unmanned Aerial Vehicle (UAV)
作者：林姍昀、楊馥伃、周鈺祥 系級：航太四甲、航太四乙 學號：D9531406、D9576759、D9531232 指導教授：陳啟川 老師 課程名稱：航太專題（一） 開課系所：航太與系統工程學系 開課學年： 98 學年度 第 一 學期摘要 因應配合現在全球響應的節能減碳之綠能計劃，並且將四年在系 上所學習到的加以應用，我們決定本次專題研究目標－太陽能無人飛 行載具。 此次專題運用 CATIA 電腦軟體設計、繪製載具架構，並且使用 AAA 及 ANSYS 電腦軟體結構分析，以加以佐證。在確認整個載具架 構、實作順序以及購買所需之材料後，開始載具 1：1 模型本體（主 要分成機身與機翼兩個部份）的製程。 由於時間因素及硬體設備之缺乏，載具本體並未如期驗證、完成試飛 動作，因此本次專題主要著重於設計、分析及製作三部份，以理論方 式支持之。 關鍵字： 太陽能無人飛行戴具 無尾翼飛具
目次
摘要………Ⅰ Abstract. ………Ⅱ 目錄………Ⅲ 圖目錄………Ⅳ 表目錄………Ⅴ 第一章 緒論………5 1.1 研究動機………5 1.2 研究架構及說明………5 1.3 預設目標………7 第二章 載具設計與製作………8 2.1 機體設計………8 2.1.1 初步設計……… 8 2.1.2 細部設計………11 2.2 分析………13 2.3 製作過程………21 第三章試飛報告………25 第四章 結論………..………28 附錄………29參考文獻………30 附圖………31
圖目錄
圖 1.1 工作計畫………5 圖 1.2 系統階層架構圖 ………6 圖 2.1 載重艙平整化 ………5 圖 2.2 不可拆式艙蓋 ………9 圖 2.3 載具重心點(CG)及中性點(NP)位置示意圖………10 圖 2.4.(A) Profili 分析………13 圖 2.4.(B) Profili 分析………13 圖 2.5 機翼扭曲度計算工具 ………14 圖 2.6 主起落架位置圖 ………16 圖 2.7 載具之三視圖 ………17 圖 2.8. AAA 分析圖 ………18 圖 2.9 AXI 4130/20 無刷馬達圖 ………19 圖 2.10 ANSYS 分析圖 ………20 圖 2.11 無玻璃纖維肋片製作過程 ………21 圖 2.12 玻璃纖維肋片製作過程………22 圖 2.13 底圖製作過程 ………23圖 2.14 機翼製作過程 ………24 圖 2.15 機身製作過程 ………24
表目錄
表 1.1 時程表………6 表 1.2 團隊分工架構表………7 表 2.1 載具基本參數 ………17第一章 緒論
1.1 研究動機： 本專題是基於目前環保意識的抬頭，陸續有許多的替代能源出 現，而過去傳統 UAV 都是以油機為主，因此我們希望透過太陽能轉 換成電能，利用電能驅動無刷馬達，作為整架飛機的動力來源，以達 成永續發展及節能減碳的目標。 1.2 研究架構及說明： 這次專題計畫幾乎從零開始，雖然曾跟學長學習設計及製作，但 這次目標為研製一架長滯空的載具，與過去接觸的載具大為不同；因 此以太陽能載具為設計方向，透過太陽能使載具滯空時間拉長，以滿 足各種實驗的需求。 本次工作計畫可分為三期，圖 1.1 由上而下分別為一期、二期及 三期，紅色標示為尚未完成的部分： 圖 1.1 工作計畫在實際起降飛行的部分，我們依然採用人工操縱的方式，藉此確 認載具的基本穩定性能，並且驗證飛具的靈活性。 我們將這次整體專題規劃成系統階層架構圖，並且訂定時程表及 團隊分工架構表，以方便日後檢視工作內容。 圖 1.2 系統階層架構圖 表 1.1 時程表 WBS 工作 編號 工作項目 時程 9/1~9/15~10/1~10/15~10/31~11/11~12/31~1/2~1/10~1/21 1.1.1 CATIA 製圖 1.1.2 AAA 分析 1.1.3 ANSYS 分析 1.2 參考文獻 1.3 進度回報 2.1 材料採買 2.2 機體製作 3.1 試飛成果 3.2 試飛檢討 4.1 書面報告製作 4.2 口頭報告練習 4.3 正式發表
表 1.2 團隊分工架構表 （O：督促或輔助工作；V：主要工作） WBS 工作編號 工作項目 指導老師 團隊成員 陳啟川 周鈺祥 林姍昀 楊馥伃 1.1.1 CATIA 製圖 V 1.1.2 AAA 分析 V 1.1.3 ANSYS 分析 V 1.2 參考文獻 V 1.3 進度回報 O V V V 2.1 材料採買 V V 2.2 機體製作 V V V 3.1 試飛成果 3.2 試飛檢討 4.1 書面報告製作 O V V V 4.2 口頭報告練習 O V O O 4.3 正式發表 O V O O 5 未來展望 1.3 預設目標 本次 Solar UAV 最終目標為裝載飛行控制電腦，但由於成本昂貴 及其它不定因素，因此本次專題先以製作載具本體為預設目標。
第二章 載具設計與製作
2.1 機體設計 2.1.1 初步設計 A.飛具構型： 由於我們主要目標是讓載具長滯空，經由誘導阻力公式【1】 （2.1） （2.2） 得知，我們必須透過機翼的高展弦比（AR）來降低誘導阻力。理論 上，展弦比愈大，滯空性能較佳。若採用大展弦比（例如：AR>15）， 則必須將機翼拆解成二片。由於我們以手工製作載具，其精準度及結 構設計將成為一大挑戰。基於以上的理由，我們設定翼展最大為四公 尺，而符合此規格的翼展，其展弦比大約可達 10 之比值。 若要利用太陽能來產生電力，翼表面須黏貼薄膜式太陽能電池（規 格詳見附錄），因此必須要有足夠的翼表面積。相較於傳統飛機，無 尾翼飛機具有較大的翼表面積，且其機身亦可黏貼太陽能板，加上先 前設計及製作的無人飛行載具皆以無尾翼載具為主，相關的參考書目 及經驗修正的方法皆已擁有，因此我們初步選定以無尾翼載具為主。B.載重艙設計 載具完工後初步飛行測試將暫不放置儀器，但為了後續發展之考 量，依然設計載重艙，其空間設計規範則由飛控電腦的外型尺寸所決 定（規格詳見附錄）。由之前製作的經驗得知，若載重艙的底板為非 平整狀態時，往往造成儀器在安裝上的困難，且在空間的利用上比較 難完整發揮；因此將這次設計的載重艙地板整個平整化，以避免上述 狀況發生。 圖 2.1 載重艙平整化 C.艙蓋設計 到目前為止我們所設計的無人飛行載具之艙蓋都採用可拆式，此 種設計利於機艙儀器的放置，但本次必須充分利用翼面積，包括艙蓋 上表面都將黏貼太陽能板，若採用可拆式艙蓋，太陽能電池之配線就 必須設計接頭，以便於拆卸，此因素必會多一層風險，因此本次艙蓋
將採用旋轉式設計，類似開車門的方式開啟艙蓋。
2.1.2 細部設計 A.無尾翼設計重點 無尾翼載具與傳統載具的最大差別在於：前者無水平及垂直安定 面。單從飛行力學的觀點來看，若載具只有主翼，而無水平及垂直安 定面，其很難達到穩定的狀態。因此非傳統構型之載具屬於先天不穩 定的設計；其中最重要且最關鍵的設計就在於機翼扭曲度(Wing twist)。 將載具的機翼從翼根的零度，漸漸的扭曲到翼尖的負角度稱為機 翼扭曲度。由於無尾翼載具之全機僅靠機翼提供升力，因此全機之升 力中心即在氣動力中心(A.C.)上。如圖 2.3 所示，為了滿足基本的穩 定條件，載具重心需要在升力中心前。當載具在空中飛行時，升力中 心上的力相對於載具之重心，會產生一個向前的力矩(moment)，造成 載具向前俯衝。為抵消此力矩，我們設計機翼的機翼扭曲度，使靠近 翼尖的部分產生一反向的升力，此升力相對於重心產生一向後的力 矩。透過此方式，讓載具趨近穩定。另外機翼扭曲度亦可讓整架載具 之失速角度不同，使載具更為安全。
圖 2.3 載具重心點(CG)及中性點(NP)位置示意圖
此外，機翼扭曲度的角度大小亦須謹慎考量；若機翼扭曲度角度 過大時，將使載具的阻力過大，以至於降低整架載具之飛行性能。因 此，機翼扭曲度角度將影響到了翼剖面型樣 (airfoil type)、展弦比 (aspect ratio)、漸縮比(taper ratio)及後掠角(sweep angle)等四大飛機外 型設計要素之選擇【2】。 翼剖面型樣：每一種類的翼剖面皆有一俯仰力矩參數(Cm)。當俯 仰力矩參數不趨近於零，則須設計更多的機翼扭曲度角度，以抵消載 具向前的力矩，因此無尾翼載具須選擇俯仰力矩參數趨近於零的翼剖 面。現今關於翼剖面資料(airfoil data)的參考資料【3】皆有標示翼剖 面適用的機型，因此在選擇上即可參考相關註解，搭配上 Profili 分 析，完成翼剖面之選擇的部份。
圖 2.4.(A) Profili 分析
展弦比：若載具展弦比愈大，載具翼尖到中心軸的距離則愈長。 從力矩的角度來看，當力臂愈長，所施的力要愈小，即表示在翼尖的 反向升力越小，因此機翼扭曲度可選擇較小的角度。然而展弦比愈 大，機翼愈長，在結構強化設計上將會遇到比較大的問題。 漸縮比：當漸縮比愈小，翼尖尺寸相對於翼根則會顯得較小，這 使得需要更多的機翼扭曲度來抵抗向前的力矩。 後掠角：低速飛行的載具通常不需要後掠角的設計，但由於無尾 翼載具的機翼扭曲度設計，透過後掠角拉長翼尖到重心的側向距離， 因此當角度愈大，所拉長的距離愈長，使得所需要的機翼扭曲度角度 愈小。 B.相關參數計算 關於載具機翼扭曲度的計算，我們參考 Panknin 所提供的機翼扭 曲度計算工具【4】。利用該工具，經過先前二架無尾翼載具相互驗証， 發現所計算出的角度可供設計使用，因此這次依然採用此計算工具來 決定所需的機翼扭曲度角度。經過計算後，實際上我們只用到機翼扭 曲度角度，其餘的數據則利用其他的公式得到的。其計算結果如下：
Wingspan 157.4803 inches Wing Loading 0.98716 ounces/ft^2 Root Chord 23.62 inches Lift Coefficient 0.00CALCULATED FROM LOADING AND SPEED
Root Airfoil Zero Lift Angle -0.5 Mean Chord 15.7 inches Tip Airfoil Zero Lift Angle -0.5 Aspect Ratio 10.0 AirfoilMoment coefficient- root -0.0135 Taper Ratio 0.3
AirfoilMoment coefficient- tip -0.0135 Aerodynamic Center 20.5INCHES BEHIND LEADING EDGE AT ROOT Stability Factor (static margin) 0.03 VARIABLE Alpha aero -1.5
Speed (average) 70 miles/hr
Weight 17 ounces Alpha geo -1.5DEGREES TWIST REQUIRED
CG 20.0INCHES BEHIND LEADING EDGE AT ROOT
圖 2.5 機翼扭曲度計算工具 無尾翼載具的另一重點為重心的計算，其估算採用【5】所提供的 公式 （2.3） 來計算出中性點(N.P.)位置。為了滿足縱向靜穩定，必須將重心配於 中性點之前方。根據先前經驗及參考書籍【1】，我們決定將重心配置 於中性點前方 7%的位置，經過計算後，中性點於 52.05cm 的位置， 重心則位於 48.375cm 的位置。 C.主起落配置 主起落配置是以【6】所附的位置圖為依據；此設計已於先前製作 的無人飛行載具驗證為可行的設計。 此載具之鼻輪和主起落架相對於重心的距離為 7.1:1，亦即主起落 架所承受的力為鼻輪的 7.1 倍，這將降低了鼻輪的受力，進而延長其 壽命。
基於以上各要素及相關資料，我們選定此次專題的太陽能無人飛 行載具之參數，並使用 CATIA 電腦繪圖軟體設計之(如圖 2.7 所示)。
表 2.1 載具基本參數
項目 單位
Wing airfoil MH60
Body airfoil Marske7 Aspect ratio 10
Tapper ratio 0.33
Twist -1.5 Degree
Dihedral angle 5 Degree
Angle of Sweep 24 Degree in 0.25c
Wing Span 4 m
2.2 分析
圖 2.8. AAA 分析圖
本次專題透過 AAA(Advanced Aircraft Analysis)計算載具之氣動 力參數，藉此作為載具之性能依據。輸入參數後，我們得到載具在相 對風速為 50Km/hr、攻角為 3 度時，機翼之翼根至翼尖的升力分布曲
透過升力公式【7】 （2.4） 計算出升力(L)約為 6.8kg。由於圖表並未提供機翼之阻力係數，因此 取其平均後約略估算其為 0.014，利用阻力公式【7】 （2.5） 則得出阻力為 0.25 kg。理論上載具在空中巡航的時候，推力只需要 0.25 kg，即可達到滯空的目標，但實際上載具在空中必須具有對抗偶 發陣風的能力。因此本次選擇 AXI 4130/20 無刷馬達（規格詳見附 錄），透過該馬達推力大的能力，完成起飛、巡航及落地的任務。
圖 2.10 ANSYS 分析圖 另外，我們亦透過 ANSYS 分析載具機身蒙皮受力分布情況。經 計算得知若氣動力弦長至機身與機翼連接面之距離約為 0.4m，其產 生之升力為 68N；透過力矩公式得知約產生 28N-m 的力矩。因此， 本次 ANSYS 分析施予 30N-m 的力矩於機身與機翼連接面上，並設定 固定點於機身的中心。透過分析後所得到的最大位移量為 0.001m， 由此驗證載具在空中受力時，在機身與機翼連接段所受的力較其它部 分大。由於機體製作是採用巴爾沙木，其品質參差不齊，且無法確定 其相關參數，因此材料參數之準確度有待商確。
2.3 製作過程 為了做出載具的外型，我們必須先準備前置作業：肋片及底圖製 作。由於機身與機翼利用鋁管相連接，為增加其強度，機身肋片及接 近機身部份的機翼肋片須另外再加上一層玻璃纖維布，其它部分則使 用 2mm 巴爾沙木。以下就無玻璃纖維肋片、玻璃纖維肋片及底圖製 作三個部分來解說： 無玻璃纖維肋片製作 A. 將 CATIA 設計之肋片出圖，並剪下。 B. 使用口紅膠黏貼於 2mm 巴爾沙木上，並將不足的部份使用快 乾補齊。 C. 依照肋片輪廓使用美工刀小心切下。 D. 完成無玻璃纖維肋片之製作。 圖 2.11 無玻璃纖維肋片製作過程 玻璃纖維肋片製作 A. 量取玻璃纖維布，並剪下放至於巴爾沙木上。
B. 調和 30 分鐘 AB 膠，以 1：3 的比例調和，例如：A 劑 17g， 則 B 劑 51g。 C. 將 AB 膠攪拌倒勻在玻璃纖維布及巴爾沙木上，並用橡膠軟 板刮平。 D. 放上膠片並用直尺再刮平。 E. 將桌子蓋上施予壓力。 F. 靜待一天過後，使用曲線切割機裁出肋片輪廓，即完成玻璃 纖維肋片之製作。 圖 2.12 玻璃纖維肋片製作過程 底圖製作 A. 使用直尺量取，標示出肋片之間之距離，請務必注意。 B. 完成底圖之製作。
圖 2.13 底圖製作過程 完成前置作業後，以下就機翼及機身製作兩部分說明： 機翼製作 A. 將底圖平貼至桌面，再利用直角尺與快乾把肋片立於底圖上。 B. 黏貼 5mm 巴爾沙木於翼前緣。 C. 插入碳纖維棒於機翼後面。 D. 插入鋁管後，用 5 分鐘 AB 膠以 1：1 的比例調和，將鋁管固 定，防止其轉動或移動。 E. 將 5mm 正方形巴爾沙木條插至凹槽內，再裁切 1.5mm 巴爾 沙木貼上，以構成盒式結構，並將不足的部分補上木屑。 F. 盒式結構多餘的部分使用美工刀切除，並用砂紙塊磨平，避 免影響機翼弧形。 G. 使用 1.5mm 巴爾沙木黏貼上蒙皮。 H. 將肋片的腳切除並磨平後，黏貼下蒙皮。 I. 使用美工刀及砂紙塊切出翼前緣，即完成機翼之製作。
圖 2.14 機翼製作過程 機身製作 A. 將先前畫好的底圖平貼至桌面。 B. 利用直角尺與快乾把肋片立於底圖上。 C. 插入碳纖棒及鋁管後，用 5 分鐘 AB 膠以 1：1 的比例調和， 將其固定。 D. 將橫隔板插入。 E. 製作艙蓋底部，並將不足的部分補上木屑。 F. 使用 1.5mm 巴爾沙木黏貼上蒙皮及翼前緣。 G. 將肋片的腳切除並磨平後，黏貼下蒙皮。
第三章 試飛報告
日期：2010.05.22 時間：2:50pm 地點：亞拓飛行場 天氣：晴時陰，側向陣風 飛行時數：2min24sec 飛行中概述： 飛具的起飛距離相當短，證明飛機在中低速時，能夠產生足夠的 升力，完成短場起飛的目標。當飛具剛起飛離地時，出現了側向陣風， 使得飛具的左翼翼翹（winglet）觸地，但不影響之後的飛行。 飛具在空中巡航非常困難，當時初步認為重心計算及配置有問 題，導致飛具在空中不易維持飛行姿態。飛具在空中巡航速度過低產 生失速，過程中出現了死亡螺旋的現象，但飛行員用高超的技術將飛 具重新回到正常的姿態。 落地前由於飛具進場速度過慢，加上瞬間的側風，使得飛具無法 降落於跑道上，導致飛具機腹及起落架受損。 飛行後討論： 試飛後透過飛行員的描述，初步推論出失敗原因，如下： 1、飛具在空中的推力不足：由於飛具空速過低，使得飛具無法正常的操作，使得飛具容 易產生失速的現象，失速最嚴重的現在就是死亡螺旋。飛具進場的時 候，也是因為空速不足，使飛具產生了失速現象，導致舵面無法正常 操作。 2、無法加大油門： 原先以為是重心估算及配置錯誤，使得飛具在空中不抬頭， 但經過確認後，已排除這項可能性。飛行過程中使用更大的油門時， 飛具會不斷的抬頭，使得飛行攻角過大的主要因素是馬達裝設的角度 不正確，產生了與水平軸正向的夾角，加上馬達推力不足，讓飛具不 容易維持正常姿態。 飛具維修計畫： 1、機腹破損肋片利用 AB 膠接合後，重新貼上蒙皮。最後重 新安裝主起落架及鼻輪。 2、電池改為 29v 以提高馬達速轉速，得到更多的推力。 3、馬達固定座上緣加上玻織板，讓推力線與水平線吻合。 以上所述的維修計畫所需時間大約一星期。 總結：
次更一次的驗証了重心估算的公式，也掌握了重心的配置技巧。飛具 結構經過死亡螺旋後，也沒有重大的損壞。機身機翼的連接段，經過 降落於河床上的衝擊後，也沒有任何的損壞。從這幾點看來，我們在 失敗裡也有成功的地方，或許經過我們的修正計畫後，就能夠順利完 成飛行任務。
第四章 結論
從確定專題研究目標、設計製圖、分析及製作，到最後正式報告， 花費了整個學期的時間。其中製作過程更是戰戰兢兢，就怕一失足成 千古恨。當大致完成載具外型，並試著將載具組裝之後，感覺就像看 著自己的孩子般，心裡的感動及成就感無法言喻。 這次專題的整個過程，對我們而言是個全新的體驗及挑戰。雖然 過去曾參與學長們的飛具設計與製造工作，但由於這次的目標導向與 以往不盡相同，一切可謂重新開始。運用過去學長姐傳承下來的經 驗，亦讓我們減少許多不必要的時間去面對可能遭遇的種種問題。 航太專題也到了尾聲，藉此讓我們體會到團隊分工合作及溝通能 力的重要性。同時，感謝在整個過程中幫助我們並適時提供建議的 陳 啟川老師與科航 306 研究室之學長們，以及協助製作的 王悅珉學 長，因為有諸位的協助，才讓我們整個專題更臻完善。 最後，期待綠能計畫能為未來的趨勢發展更具競爭能力，也為地 球省下更多的資源。附錄
表 1 太陽能板規格 型號 操作電壓 操作電流 開路電壓 短路電流 MPT-15 150 15.4V 100mA 19V 120mA 元件面積（mm*mm） 光學面積（mm*mm） 厚度（mm） 重量 253*150 240*150 0.6 26g 表 2 飛行控制電腦規格 型號 UNO-1019 尺寸 46mm*126mm*126 輸入電壓 10~30V(DC) 重量 400g 圖 1 AXI 4130/20 無刷馬達規格參考文獻
【1】Aircraft Design：A Conceptual Approach，Fourth Edition，Daniel P. Raymer 【2】設計要素選擇 http://www.b2streamlines.com/Panknin.html 【3】Airfoil Data： http://www.ae.uiuc.edu/m-selig/ads/coord_database.html 【4】Twist： http://www.mh-aerotools.de/airfoils/flywing1.htm 【5】重心估算 http://www.mh-aerotools.de/airfoils/flywing1.htm 【6】Landing Gear： http://www.aerospaceweb.org/question/design/q0200.shtml
