Abstract:
هدف از این مقاله طراحی و امکانسنجی ساخت یک هواپیمای سبکوزن خورشیدی است که توانایی پرواز بیوقفه بهمدت 24 ساعت را تنها با تکیه بر انرژی خورشیدی دارد. انرژی مورد نیاز در طول روز با پنلهای خورشیدی جذب میشود؛ مقداری بهصورت مستقیم برای پرواز استفاده میشود و مازاد انرژی، برای پرواز در طول شب در باتری هواپیما ذخیره میشود. سپس از این هواپیما برای مأموریتهایی که نیاز به مداومت پروازی طولانی است استفاده خواهد شد. به همین منظور یک سیستم تشخیص حریق و اعلان به ایستگاه زمینی طراحی و برای نصب آن در هواپیما تمهیداتی در نظر گرفته شده است. در این مقاله یک روش تحلیلی برای تشکیل مدل پیشبینی جرم هواپیما ارائه میشود که بر مبنای دخالت دادن تمام ادوات الکتریکی و مکانیکی است، بهنحوی که بتوان به یک مدل طراحی بهینه دست یافت. این روش تحلیلی، مبتنی بر توازن جرم و انرژی در مراحل مختلف پرواز است. با دخالت دادن نزدیک 30 پارامتر مختلف در این مدلسازی، در نهایت با توجه به اهداف تعیینشده، به مشخصههای طراحی مورد نظر همچون طول بال بهینۀ هواپیما، ظرفیت باتری، ارتفاع پروازی، سطح توان فرستنده و... میتوان دست یافت. یک چهارچوب شبیهسازی الکتریکی معرفی و در نرمافزار سیمولینک متلب بهصورت زمان واقعیاجرا شد که نتایج آن ارائه شده است. برای صحت عملکرد مدل شبیهسازیشده، یک نمونۀ آزمایشگاهی ساخته شده است و تمام پارامترهای پروازی، الکتریکی و مکانیکی روی آن آزمایش شده است.
The purpose of this paper is to design and evaluate the construction of a lightweight solar aircraft that is capable of flying continuously for 24 hours relying solely on solar energy. The required energy is absorbed during the day by solar panels; some is used directly for flight; the excess energy is stored in the aircraft battery for overnight flight. The aircraft will, then, be used for the missions that require long flight duration. For this purpose, a fire detection system as well as a notification system for the ground station was designed, and arrangements were made to install it on the aircraft. In this paper, an analytical method for forming an aircraft mass prediction model is presented, which is based on the involvement of all electrical and mechanical devices in order to achieve an optimal design model. This analytical method is based on the balance of mass and energy in different stages of flight. By involving about 30 different parameters in this modeling, finally, according to the set goals, the desired design characteristics such as optimal aircraft wing length, battery capacity, flight altitude, transmitter power level, etc. can be achieved. An electrical simulation framework was introduced and implemented in MATLAB Simulink software in real-time, the results of which are presented. To ensure the performance of the simulated model, a laboratory sample is made, and all flight, electrical, and mechanical parameters are tested on it.