一种多旋翼飞行器动力系统和机身快速设计方法技术方案

本发明专利技术提供一种多旋翼飞行器动力系统和机身快速设计方法，在给定设计需求后，通过离线计算优化并预先存储好的动力系统数据库，计算出满足设计需求的动力系统、机身和电池的多组组合，并对结果按照优劣排序。该方法分为两个部分：第一部分是离线方法；分为五个步骤：步骤一，就某个电机选取符合要求动力系统组合。步骤二，计算得到的动力系统的参数。步骤三，标准化参数。步骤四，计算指标函数，选取最优组合。步骤五，重复之前的四个步骤，建立动力系统组合数据库。第二部分是在线方法，分为三个阶段：第一阶段，根据需求筛选满足要求的动力系统组合；第二阶段，选取电池和机身参数；第三阶段，计算目标函数并对结果进行排序。

A Fast Design Method for Power System and Fuselage of Multi-Rotor Aircraft

The invention provides a fast design method for power system and fuselage of multi-rotor aircraft. After given design requirements, the power system database is optimized by off-line calculation and stored in advance, and the power system, fuselage and battery groups meeting design requirements are calculated, and the results are sorted according to their advantages and disadvantages. This method is divided into two parts: the first part is offline method; it is divided into five steps: the first step is to select a suitable power system combination for a motor. The second step is to calculate the parameters of the dynamic system. Step 3: Standardization of parameters. Step 4: Calculate the index function and select the optimal combination. Step 5: Repeat the previous four steps to establish the power system combination database. The second part is the online method, which is divided into three stages: the first stage, screening the power system combination to meet the requirements according to the needs; the second stage, selecting the battery and body parameters; the third stage, calculating the objective function and sorting the results.

【技术实现步骤摘要】
一种多旋翼飞行器动力系统和机身快速设计方法
本专利技术涉及一种多旋翼飞行器动力系统和机身快速设计方法，属于设计领域。
技术介绍
随着飞行器技术的发展，市场需求越来越大，面对不同的行业需求，大量不同尺寸、不同载重、不同续航时间的飞行器需要被设计出来。本专利技术主要针对多旋翼飞行器的整体选型设计，包括动力系统(电机、螺旋桨、电调)、机身和电池的选型。实际设计过程中经常需要进行大量的试错实验来选择满足具体设计需求的动力系统、机身和电池容量。但是这种方法效率低而且成本高。所以，一种多旋翼飞行器动力系统和机身快速设计方法，是非常有意义和实用价值的。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种多旋翼飞行器动力系统和机身快速设计方法，在给定设计需求后，通过离线计算优化并预先存储好的动力系统数据库，计算出满足设计需求的动力系统、机身和电池的多组组合，并对结果按照优劣排序。本方法快速有效，降低了项目验证中的原型设计需要，以及开发和制造的成本。飞行器设计需求如下：动力系统的功率传递关系如图1所示，首先由飞行控制器(简称飞控)给电子调速器(简称电调)发送范围从0到1之间的油门信号σ，然后电调根据油门信号σ的大小将电池的电压Ub(单位：V)调制为电机能够识别的电压信号Um(单位：V)与电流信号Im(单位：A)，接着电机输出驱动螺旋桨转动的力矩M(单位：N·m)进而产生转速N(单位：RPM，转每分)，最终螺旋桨带动周围空气转动产生拉力T(单位：N)。当油门信号σ从0变到1，单个螺旋桨拉力从0变到T*，其中T*称为满油门拉力，它决定飞行器的最大加速能力，从而决定其机动性能。一般飞行器都有一个标称的飞行状态(例如多旋翼飞行器的悬停模式)，在这个状态下的单个螺旋桨拉力称为标称拉力，记为Thover(单位：N)，它主要用来抵消飞行器的重力或者空气阻力。飞行器在标称飞行状态(单个螺旋桨拉力等于Thover时)下能够飞行的时间通常被定义为续航时间也称为电池放电时间，记为tdis(单位：min)。对应标称拉力Thover的动力系统电流称为动力系统标称输入电流Ihover(单位：A)，标称状态如果是悬停状态，Ihover也可以称为动力系统悬停时输入电流。所有动力系统电流总和再加上其他部分消耗的电流的和称之为电池标称电流IbHover(单位：A)，悬停状态时也称悬停电流。考虑到需求的悬停时间和悬停电流就可以确定需要的电池容量，这里电池容量表示为Cb(单位：mAh)。总结起来，飞行器整体设计需求通常由以下参数表示：1)飞行时间(单位：min)；2)负载(单位：kg)；3)标称油门(或者悬停油门)4)动力单元(电机、电调、螺旋桨组合)的数量np；5)空气密度(单位：kg/m3)；6)电池密度ρb(单位：W·h/kg)。并将这些需求参数表示为飞行器各组件的参数，即本问题需要优化的变量如下：电机、螺旋桨、电调和电池的主要参数如表1所示，其中，符号Θp,Θm,Θe,Θb,Θairframe分别代表螺旋桨参数和电机参数、电调参数、电池参数和机身参数的集合。表1多旋翼飞行器五大器件主要参数表注：表1中的螺旋桨螺距角是由螺旋桨的直径Dp与螺距Hp(单位：m)定义得到的，具体计算方法如下：本专利技术要解决的飞行器配件整体优化问题如下：本专利技术的优化问题可以详细表示为：在满足设计需求约束和安全兼容性约束的前提下，确定最符合设计需求的动力系统、机身和电池的组合。并根据与需求的匹配程度对多组结果进行排序，从而为设计者提供实用的参考。本专利技术提供一种多旋翼飞行器动力系统和机身快速设计方法，分为两大部分：第一部分是离线方法，用来生成满足安全性和兼容性的动力系统的数据库；第二部分是在线方法，根据离线生成的动力系统数据库和设计需求计算出最优的飞行器配件型号组合。整个流程如图2所示。具体实施步骤如下：第一部分，离线方法：步骤一：从电机数据库Φm中选取一个电机Θm，在电调数据库Φe和螺旋桨数据库Φp中找出所有电机-电调-螺旋桨组合{Θm,Θe,Θp}。这些组合需要满足以下两个条件：其中，(单位：A)表示油门最大时，动力系统的输入电流；Ub(单位：V)表示动力系统的输入电压；ImMax，UmMax分别表示电机Θm的电流和电压上限；IeMax，UeMax分别表示电调Θe的电流和电压上限。电机制造商通常会在他们的网站上列出与电机适配的螺旋桨尺寸参数，电调的参数。因此可以去电机对应的网站上通过查表，来判断电调、螺旋桨和电机是否匹配得到公式(2)的结果。步骤二：获取每一组电机-电调-螺旋桨组合(动力系统){Θm,Θe,Θp}相应参数，包括Ub，T*，mmep，其中T*表示油门最大时动力系统的推力，mmep表示动力系统总质量，表示满油门时的力效。这些参数可以通过实验测量获取或者利用理论推导得出。步骤三：利用步骤二中的T*，mmep，得到标准化参数具体来讲，对于标准化参数需要从所有符合步骤一中要求的电机-电调-螺旋桨组合(动力系统)中的所有的T*中选取最大的一个T*作为其他如的选取方法和相同。步骤四：对于每一个动力系统组合，按照下面公式计算其指标函数其中，km1,km2,km3是正系数，由设计人员根据设计需求来选择(例如，航拍多旋翼与特技多旋翼对动力系统的设计需求是不一样的)，如果没有特别要求通常可以将这三个系数全部设置为1。计算出所有动力系统组合的Jmep后，选取具有最大的Jmep的动力系统组合作为最优的动力系统组合步骤五：对于电机数据库Φm中每一个电机Θm，重复步骤一到步骤四，就可以得到一系列的最优动力系统组合角标k可以表示电机数据库中电机的序号。第二部分，在线方法：在线方法的步骤包括三个阶段：第一阶段是对动力系统组合进行筛选、第二阶段是电池和机身的选取、第三阶段是按照目标函数的计算结果进行排序。第一阶段：筛选满足要求的动力系统组合步骤一：对于数据库Φmep中的一种动力系统组合Θmep，首先获取它的放电时间具体来讲，需要将动力系统组合或者说动力系统的参数集合和设计要求带入到以下公式中就可以得到其放电时间同时计算出飞机总重量mcopter，也就是油门值为时，飞机刚好可以悬停飞行的质量。N*(单位：RPM)表示满油门时电机的最大转速。ρ(单位：kg/m3)表示其他动力系统参数所对应的空气密度。kt2,kt1,kt0是动力系统电流-拉力曲线系数，见下文公式(7)。Θmep中的其他参数以及Θin中的参数前文中已有说明。IbHover＝np·IeHover+Iother(8)公式(4)～(9)中新出现的参数的含义：公式(5)中，g表示重力加速度。公式(6)中，αair表示机身重量占飞机总体重量的比例。通常取0.08～0.40，也可以取平均值0.19。mbattery表示电池质量。公式(7)表示的是整套动力系统中输入电流和产生的拉力的关系，式中的系数kt0,kt1,kt2根据实验测试数据拟合后得到。IeHover表示悬停时，动力系统输入的电流。公式(8)中的Iother表示因动力系统之外产生的电流大小(如飞控自身供电产生的电流等)，通常有关系Iother≈0.5A。公式(9)中的αb表示电池放电比例，因为在实际飞行中考虑到安全性，电池电量全部释放完是不现实也是不可能的，通常可以取αb＝0.9。表示电池实际放电时间本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种多旋翼飞行器动力系统和机身快速设计方法，其特征在于：该方法分为两大部分：第一部分是离线方法，用来生成满足安全性和兼容性的动力系统的数据库；第二部分是在线方法，根据离线生成的动力系统数据库和设计需求计算出最优的飞行器配件型号组合；具体步骤如下：第一部分，离线方法：步骤一：从电机数据库Φm中选取一个电机Θm，在电调数据库Φe和螺旋桨数据库Φp中找出所有电机‑电调‑螺旋桨组合{Θm,Θe,Θp}；这些组合需要满足以下两个条件：

【技术特征摘要】
1.一种多旋翼飞行器动力系统和机身快速设计方法，其特征在于：该方法分为两大部分：第一部分是离线方法，用来生成满足安全性和兼容性的动力系统的数据库；第二部分是在线方法，根据离线生成的动力系统数据库和设计需求计算出最优的飞行器配件型号组合；具体步骤如下：第一部分，离线方法：步骤一：从电机数据库Φm中选取一个电机Θm，在电调数据库Φe和螺旋桨数据库Φp中找出所有电机-电调-螺旋桨组合{Θm,Θe,Θp}；这些组合需要满足以下两个条件：其中，表示油门最大时，动力系统的输入电流，单位是A；Ub表示动力系统的输入电压，单位是V；ImMax，UmMax分别表示电机Θm的电流和电压上限；IeMax，UeMax分别表示电调Θe的电流和电压上限；步骤二：获取每一组电机-电调-螺旋桨组合{Θm,Θe,Θp}相应参数，包括Ub，T*，mmep，其中，T*表示油门最大时动力系统的推力，mmep表示动力系统总质量，表示满油门时的力效；步骤三：利用步骤二中的T*，mmep，得到标准化参数具体来讲，对于标准化参数需要从所有符合步骤一中要求的电机-电调-螺旋桨组合中的所有的T*中选取最大的一个T*作为和的选取方法和相同；步骤四：对于每一个动力系统组合，按照下面公式计算其指标函数其中，km1,km2,km3是正系数，由设计人员根据设计需求来选择，或者将这三个系数全部设置为1；计算出所有动力系统组合的Jmep后，选取具有最大的Jmep的动力系统组合作为最优的动力系统组合步骤五：对于电机数据库Φm中每一个电机Θm，重复步骤一到步骤四，得到最优动力系统组合角标k表示电机数据库中电机的序号；第二部分，在线方法：在线方法的步骤包括三个阶段：第一阶段是对动力系统组合进行筛选、第二阶段是电池和机身的选取、第三阶段是按照目标函数的计算结果进行排序；第一阶段：筛选满足要求的动力系统组合步骤一：对于数据库Φmep中的一种动力系统组合Θmep，首先获取它的放电时间需要将动力系统组合或者说动力系统的参数集合和设计要求带入到公式(4)～(8)中得到其放电时间同时计算出飞机总重量mcopter，也就是油门值为时，飞机刚好悬停飞行的质量；N*表示满油门时电机的最大转速，单位是RPM；ρ表示其他动力系统参数所对应的空气密度,单位是kg/m3；kt2,kt1,kt0是动力系统电流-拉力曲线系数，见下文公式(7)；Θmep中的其他参数以及Θin中的参数前文中已有说明；IbHover＝np·IeHover+Iother(8)公式(4)～(9)中新出现的参数的含义：公式(5)中，g表示重力加速度；公式(6)中，αair表示机身重量占飞机总体重量的比例；取0.08～0.40，或者取平均值0.19；mbattery表示电池质量；公式(7)表示的是整套动力系统中输入电流和产生的拉力的关系，式中的系数kt0,kt1,kt2根据实验测试数据拟合后得到；IeHover表示悬停时，动力系统输入的电流；公式(8)中的Iother表示因动力系统之外产生的电流大小，有关系Iother≈0.5A；公式(9)中的αb表示电池放电比例，因为在实际飞行中考虑到安全性，电池电量全部释放完是不现实也是不可能的，取αb＝0.9；表示电池实际放电时间，也就是飞机的续航时间，用公式表示为表示飞机实际续航时间；步骤二：如果步骤一中的放电时满足公式(10)，那么就将该动力系统组合保存到新的数据库Φ'mep中；εt表示实际设计的续航时间与期望的续航时间的相对误差，且εt＞0由设计者根据能接受的误差大小来选择；另外选取...

【专利技术属性】
技术研发人员：全权，戴训华，柯晨旭，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11