一种微小型旋翼无人飞行器旋翼翼型的设计方法及产品技术

本发明专利技术公开了一种微小型旋翼无人飞行器旋翼翼型的设计方法及产品，设计方法结合了基于代理模型的高效优化算法、基于自由变形技术的外形参数化方法、基于径向基函数的网格变形方法、基于雷诺平均方程的气动性能计算方法。首先确定设计工况，根据螺旋桨的主要运行工况，及翼型在桨叶上所处的径向位置，确定翼型的来流状态，即来流马赫数、雷诺数、迎角；其次确定设计指标：尽可能大的升阻比。根据上述方法，以Eppler 387为基准翼型，设计上表面整个曲率上凸，下表面曲率前段下凹、后段上凸的翼型，其相对厚度较小、后段上表面较平坦、整体弯度较大，下表面前段明显内凹，具有较低的总阻力系数、较高的升力系数，从而具有较高的升阻比，提高气动效率。

Design Method and Products of Rotor Airfoil for Miniature Rotor Unmanned Aerial Vehicle

The invention discloses a design method and product of a micro-rotor UAV rotor airfoil. The design method combines an efficient optimization algorithm based on surrogate model, a shape parameterization method based on free deformation technology, a mesh deformation method based on radial basis function, and an aerodynamic performance calculation method based on Reynolds average equation. Firstly, the design conditions are determined. According to the main operating conditions of the propeller and the radial position of the airfoil on the blade, the inflow state of the airfoil is determined, that is, the inflow Mach number, Reynolds number and angle of attack. Secondly, the design index is determined: the maximum lift-drag ratio. According to the above method, the airfoil with Eppler 387 as the benchmark airfoil is designed. The airfoil with upper surface curvature convex and lower surface curvature concave in front and convex in back section has smaller relative thickness, flatter upper surface in back section, larger overall curvature, obvious concave in front section of lower surface, lower total drag coefficient and higher lift coefficient, so it has higher lift-drag ratio and higher aerodynamic performance. Efficiency.

【技术实现步骤摘要】
一种微小型旋翼无人飞行器旋翼翼型的设计方法及产品
本专利技术涉及一种微小型旋翼无人飞行器，具体涉及一种微小型旋翼无人飞行器旋翼翼型的设计方法及产品。
技术介绍
众所周知，微小型旋翼无人飞行器在诸多领域都发挥着重要的作用。这类飞行器通过电机带动螺旋桨旋转来产生垂直于旋转平面的拉力，通过调节不同螺旋桨的拉力大小值来实现飞行器的悬停、前飞、上升等动作。螺旋桨的拉力和扭矩大小决定着螺旋桨的气动效率，而螺旋桨的气动效率则是飞行器巡航时间的关键因素。与固定翼机翼类似，构成螺旋桨三维曲面外形的基本元素是叶素，即沿着桨叶径向的微小片段。每一个叶素都可以看成一个二维翼型，因此，翼型的形状对螺旋桨的气动性能起着决定性的作用。传统的直升机旋翼的作用是产生向上的拉力以克服直升机自身的重力，以及向前的推力以克服直升机前进过程中产生的阻力。此外，直升机旋翼存在复杂的运动，除绕旋转轴旋转外，还包括挥舞运动、变距运动、摆振运动等。传统的螺旋桨飞机螺旋桨的作用是产生向前的推力以克服飞机前进过程中的阻力，螺旋桨的运动仅仅是绕旋转轴的旋转运动。微小型旋翼飞行器的旋翼(螺旋桨)既不同于传统的直升机旋翼，也不同于传统螺旋桨飞机的螺旋桨，而是兼顾上述两者的特点：旋翼的作用与传统直升机旋翼相同，而桨叶运动方式与传统螺旋桨飞机的螺旋桨相同。这就使得这类旋翼的气动设计存在特殊性：(1)由于要提供较大的拉力(用以克服重力)，故旋翼的桨盘面积需要足够大，也就是说桨叶的直径往往较大(或者说桨叶的展弦比较大)，这与传统直升机旋翼类似；(2)由于桨叶的运动仅仅是绕旋转轴的旋转运动，并无变距运动(直升机通过变距进行操纵，而多旋翼飞行器通过调节不同旋翼的气动力来实现控制)，因此桨叶翼型无需采用像直升机旋翼那样存在苛刻的俯仰力矩约束的旋翼翼型，而是可以采用像传统的螺旋桨飞机类似的螺旋桨翼型。因此，对于微小型旋翼的气动设计，其平面形状和布局应该与传统直升机旋翼类似，而剖面形状和布局应该与螺旋桨类似，即翼型是螺旋桨翼型而非旋翼翼型。对于微小型螺旋桨的气动设计，其设计目标应该是尽可能产生大的拉力以克服重力或提供推力，并尽可能产生小的扭矩以降低功耗。对于旋翼剖面(叶素或翼型)，其设计目标应该是尽可能产生大的升力和尽可能小的阻力，或者是尽可能大的升阻比。微小型螺旋桨翼型与传统尺寸螺旋桨翼型仍然有着显著的差异：(1)这类螺旋桨的尺寸小，直径往往只有十几寸甚至几寸，而弦长一般仅有几厘米；(2)这类螺旋桨相对于传统飞机的螺旋桨速度低得多，其流动马赫数一般小于0.3，属于不可压缩流动范围，因此，其翼型的雷诺数极低，仅有十万左右甚至更低。目前，针对这类螺旋桨的翼型较少，且公开的翼型的升阻比较低，从而使螺旋桨的气动效率不高。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种低速小尺寸条件下的高升阻比旋翼翼型，可应用于三维旋翼(螺旋桨)叶片，以提高旋翼气动效率。本专利技术提供的这种微小型旋翼无人飞行器旋翼翼型的设计方法，包括以下步骤：(1)根据三维旋翼的运行工况，确定60％～80％剖面处二维翼型的运行工况并计算出所需翼型的设计状态，根据翼型的设计状态选定基准翼型；(2)生成基准翼型所需的计算网格，采用计算流体力学方法计算基准翼型在设计状态的气动性能；(3)确定设计空间，使用试验设计方法在设计空间内选取初始样本点；(4)通过自由变形参数化方法将样本点处理生成翼型的数学模型；(5)使用径向基函数方法获得样本翼型的计算网格；(6)采用计算流体力学方法计算样本翼型的气动性能，从而获得样本的目标函数和约束函数值；(7)建立样本翼型相应目标函数和约束函数的样本数据库；(8)根据样本数据库建立代理模型；(9)采用布谷鸟搜索算法和梯度优化算法获得代理模型的最优解；(10)重复步骤(4)～(9)，直至优化过程收敛。上述方法的步骤(3)中，采用非均匀有理B样条作为自由变形参数化方法的基函数，设计翼型的坐标由以下公式计算：其中，Xffd是设计翼型任意一点的全局坐标(x，y)，u、v分别为该点在局部坐标系中沿U，V两个方向的坐标值。Pi,j为控制体上控制点的全局坐标；基函数定义为：约定：上述方法的步骤(3)中，通过拟牛顿法迭代求解，得出设计翼型几何外形的局部坐标建立如下的数学模型：步骤(4)中，RFB函数的基本形式如下：其中，是插值函数，在网格变形问题中代表网格变形量，即网格节点的位移量；Nsp代表建立径向基插值函数模型所用的插值节点数；代表基函数，ri为径向基函数的中心位置，即插值节点的位置矢量，在网格变形中选取物面上的点；||r-ri||空间位置矢量r到插值节点位置矢量ri的距离；系数ωi代表第i个插值节点所占的权重系数，并保证插值后的函数通过所有插值节点，即其中代表插值节点的真实位移，ωi可以通过物面上插值节点的插值结果必须与其真实位移一致来求得；对于两个方向的坐标，求解方程分别如下：其中，下标s表示物面插值节点，且有矩阵中的每一个元素代表插值节点中任意两点之间距离为参数的径向基函数值求解方程(6)-(7)可得到插值节点的权重系数，再将权重系数代入方程(4)中可计算得到空间任意网格点的变形量。上述方法的步骤(6)中的目标函数为翼型的升阻比，约束函数为翼型的升力系数上述方法的步骤(7)中，建立的代理模型为Kriging模型。上述方法的步骤(8)中，布谷鸟搜索算法与梯度优化算法结合，经过多轮迭代后得到收敛的最优解。本专利技术还提供一种利用上述方法设计的低雷诺数旋翼翼型，其上表面和下表面形状均为光滑曲线，在前端相切、后端相交，使翼型的前端为圆弧端，后端为尖角端；上表面的整个曲率上凸，下表面的曲率为前段下凹，后段上凸。所述上表面曲线从前缘点开始往后至29％-31％弦长处呈上行趋势，随后开始往后呈下行趋势；下表面曲线从前缘点开始往后至3.5％-4.5％弦长呈下行趋势；随后从3.5％-4.5％弦长至44％-46％弦长呈上行趋势，随后一直呈下行趋势。翼型后端上表面和下表面之间的夹角为11°-12°。本专利技术针对当前已公开的小尺寸极低雷诺数螺旋桨翼型升阻比不高的问题，提出了一种应用于小型多旋翼飞行器的低雷诺数高升阻比螺旋桨翼型的设计方法，本套方法结合了改进的高效代理模型数值优化算法、改进的自由变形参数化方法、改进的自动化网格变形技术、高效高精度的气动力数值计算方法，在给定的工作状态下，得出的翼型模型比目前公开的低雷诺数旋翼升阻比更高，从而可以提高旋翼的气动效率，有着良好的工程实用性。并且根据上述方法设计了一种翼型，其相对厚度较小以产生较小的压差阻力；翼型后段上表面比较平坦，保证了压力恢复的光滑过度，从而可以使其在较大迎角时不会出现气流分离。前述翼型的外形特征可降低其总阻力系数。翼型整体弯度较大以产生较大的升力系数；翼型前缘半径较大以在上表面产生较大的吸力，下表面前段存在明显的内凹，使得下表面产生较大的压力，从而提高翼型升力系数，使本翼型具有较高的升力系数。综合上述，本翼型具有较高的升力系数且具有较低的阻力系数，从而可实现极低雷诺数下的更高升阻比。附图说明图1为本专利技术设计方法的设计流程图。图2为本专利技术中一个旋翼实施例的外形图。图3为本旋翼实施例与现有Eppler-387旋翼的外形对比图。图4为本旋翼实施例与现有Eppler-387旋翼的表本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种微小型旋翼无人飞行器旋翼翼型的设计方法，包括以下步骤：(1)根据三维旋翼的运行工况，确定60％～80％剖面处二维翼型的运行工况并计算出所需翼型的设计状态，根据翼型的设计状态选定基准翼型；(2)生成基准翼型所需的计算网格，采用计算流体力学方法计算基准翼型在设计状态的气动性能；(3)确定设计空间，使用试验设计方法在设计空间内选取初始样本点；(4)通过自由变形参数化方法将样本点处理生成翼型的数学模型；(5)使用径向基函数方法获得样本翼型的计算网格；(6)采用计算流体力学方法计算样本翼型的气动性能，从而获得样本的目标函数和约束函数值；(7)建立样本翼型相应目标函数和约束函数的样本数据库；(8)根据样本数据库建立代理模型；(9)采用布谷鸟搜索算法和梯度优化算法获得代理模型的最优解；(10)重复步骤(4)～(9)，直至优化过程收敛。

【技术特征摘要】
1.一种微小型旋翼无人飞行器旋翼翼型的设计方法，包括以下步骤：(1)根据三维旋翼的运行工况，确定60％～80％剖面处二维翼型的运行工况并计算出所需翼型的设计状态，根据翼型的设计状态选定基准翼型；(2)生成基准翼型所需的计算网格，采用计算流体力学方法计算基准翼型在设计状态的气动性能；(3)确定设计空间，使用试验设计方法在设计空间内选取初始样本点；(4)通过自由变形参数化方法将样本点处理生成翼型的数学模型；(5)使用径向基函数方法获得样本翼型的计算网格；(6)采用计算流体力学方法计算样本翼型的气动性能，从而获得样本的目标函数和约束函数值；(7)建立样本翼型相应目标函数和约束函数的样本数据库；(8)根据样本数据库建立代理模型；(9)采用布谷鸟搜索算法和梯度优化算法获得代理模型的最优解；(10)重复步骤(4)～(9)，直至优化过程收敛。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤(3)中，所述试验设计方法为均匀设计方法。3.如权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤(4)中，采用非均匀有理B样条作为自由变形参数化方法的基函数，设计翼型的坐标由以下公式计算：其中，Xffd是设计翼型任意一点的全局坐标(x，y)，u、v分别为该点在局部坐标系中沿U，V两个方向的坐标值，Pi,j为控制体上控制点的全局坐标；基函数定义为：4.如权利要求3所述的方法，其特征在于：步骤(4)中，通过拟牛顿法迭代求解，得出设计翼型几何外形的局部坐标建立如下的数学模型：5.如权利要求4所述的方法，其特征在于：步骤(5)中，径向基函数的基本形式如下：其中，是插值函数，在网格变形问题中代表网格变形量，即网格节点的位移...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘俊，罗世彬，王逗，
申请(专利权)人：中南大学，
类型：发明
国别省市：湖南,43