CN108569421A - 一种适用于新构型多旋翼飞行器概念设计的系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了适用于新构型多旋翼飞行器概念设计的系统，包括用户输入模块、窗口显示模块、部件选型模块、部件参数设置模块、部件参数化建模模块、气动计算模块、飞行器参数化建模模块和重量分析模块，用户输入模块，用于接收用户输入的数据信息；窗口显示模块，用于接收来自用户输入模块的数据信息，为用户提供提示和警告的窗口界面和数据信息。本发明有益效果：能够快速地对多旋翼飞行器的多种构型布局进行参数化建模，提高了设计方案的直观性和可视性，能够反复且快速对各部件和全机的气动特性进行计算和分析，从而便于检验多种构型布局设计的可能性、合理性和协调性，更便捷的完成概念设计的工作，提高了新构型多旋翼飞行器的概念设计效率。

Description

一种适用于新构型多旋翼飞行器概念设计的系统

技术领域

本发明涉及新构型多旋翼飞行器的技术领域，具体来说，涉及一种适用于新构型多旋翼飞行器概念设计的系统。

背景技术

随着低空领域的逐渐开放，很多专家和学者提出：通过对低空飞行器的研究，解决制约出行、运输等道路交通拥堵问题，提高包括巡逻、救援、追踪等在内的各种社会保障工作的效率。国内外正在积极研究包括“飞行汽车”、“飞行摩托”以及有能够实现垂直(或短距)起降的直升机或固定翼飞行器的改进型；上述的飞行器中大部分都是属于新构型的载人(或具有一定量级的有效载荷)多旋翼飞行器。

在新构型飞行器的概念设计阶段，设计者需要花费大量时间来思考各种布局方式的可能性、可行性与优劣性，完成各种布局气动性能的初步计算工作，并对各种布局方式的飞行器进行重量分析和绘制总体布置图。

针对相关技术中的问题，目前尚未提出有效的解决方案。

发明内容

针对相关技术中的上述技术问题，本发明提出一种适用于新构型多旋翼飞行器概念设计的系统，能够快速地对多旋翼飞行器的多种构型布局进行参数化建模，提高了设计方案的直观性和可视性，从而便于检验多种构型布局设计的可能性、合理性和协调性。

为实现上述技术目的，本发明的技术方案是这样实现的：

一种适用于新构型多旋翼飞行器概念设计的系统，包括用户输入模块、窗口显示模块、部件选型模块、部件参数设置模块、部件参数化建模模块、气动计算模块、飞行器参数化建模模块和重量分析模块，

所述用户输入模块，用于接收用户输入的数据信息；

所述窗口显示模块，用于接收来自所述用户输入模块的数据信息，为用户提供提示和警告的窗口界面和数据信息；

所述部件选型模块，用于根据来自所述窗口显示模块的数据信息进行机身选型、起落架选型和升力装置选型；

所述部件参数设置模块，用于根据来自所述窗口显示模块和部件选型模块的数据信息进行机身参数设置、起落架参数设置和升力装置参数设置；

所述部件参数化建模模块，用于接收来自部件参数设置模块的数据信息，进行部件参数化建模；

所述气动计算模块，用于根据来自所述窗口显示模块和部件参数设置模块的数据信息进行气动计算和结果查看；

所述飞行器参数化建模模块，用于根据来自所述窗口显示模块和部件参数化建模模块的数据信息进行飞行器参数化建模，并通过CATIA模块制成三维建模；

所述重量分析模块，用于根据来自所述窗口显示模块和飞行器参数化建模模块的数据信息进行重量分析。

进一步地，所述机身选型包括但不限于标准机身、汽车机身、摩托车机身或简单机架；所述起落架选型包括但不限于撬式、前三点式、后三点式、四轮式或车轮式；升力装置选型包括但不限于主升力装置、操纵装置或推进装置。

进一步地，所述主升力装置包括但不限于单旋翼、部分重叠双旋翼、共轴双旋翼、涵道单旋翼、部分重叠涵道单旋翼、涵道共轴双旋翼、变形体涵道旋翼或滚转翼；所述操纵装置或推进装置包括但不限于单旋翼推进涵道、平尾、垂尾、导流片或叶栅。

进一步地，所述部件参数化建模模块包括部件建模子过程模块和调用部件建模子过程模块，所述部件建模子过程模块，用于获取VB语言对每个部件的可选类型编写的子过程；所述调用部件建模子过程模块，用于进行部件选型信息调用对应子过程，并将该部件参数设置模块的数据信息传输于子过程中，更新其部件，进而完成部件参数化建模。

进一步地，所述飞行器参数化建模模块，用于进行调用连接访问CATIA模块的脚本，再调用部件参数化建模模块，实现全机的建模。

进一步地，所述气动计算模块包括部件气动模型模块和调用气动模型子过程模块，所述部件气动模型模块用于进行各个部件的气动建模；所述调用气动模型子过程模块用于根据来自部件参数设置模块和部件选型模块的数据信息，调用气动模型，完成部件气动计算。

进一步地，所述重量分析模块的重量分析包括以下步骤：

S1：根据用户输入获取需要添加的其他部件或系统，并设置其数据信息；

S2：根据用户输入对CATIA模块中各个部件进行包括但不限于二次修改以及材料属性设置操作，并查看飞行器总重、初步重心位置和转动惯量值；

S3：用于进行初步重心位置和转动惯量值的数据信息进行重量分析，选择是否进入飞行性能计算。

本发明的有益效果：能够快速地对多旋翼飞行器的多种构型布局进行参数化建模，提高了设计方案的直观性和可视性，能够反复且快速对各部件和全机的气动特性进行计算和分析，从而便于检验多种构型布局设计的可能性、合理性和协调性，更便捷的完成概念设计的工作，提高了新构型多旋翼飞行器的概念设计效率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是根据本发明实施例所述的适用于新构型多旋翼飞行器概念设计的系统的流程图；

图2是根据本发明实施例所述的构型方案先行的流程图；

图3是根据本发明实施例所述的飞行器参数化建模模块流程图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1和2所示，根据本发明实施例所述的一种适用于新构型多旋翼飞行器概念设计的系统，包括用户输入模块、窗口显示模块、部件选型模块、部件参数设置模块、部件参数化建模模块、气动计算模块、飞行器参数化建模模块和重量分析模块，

所述用户输入模块，用于接收用户输入的数据信息；

所述窗口显示模块，用于接收来自所述用户输入模块的数据信息，为用户提供提示和警告的窗口界面和数据信息；

所述部件选型模块，用于根据来自所述窗口显示模块的数据信息进行机身选型、起落架选型和升力装置选型，用户通过窗口显示模块查看机身和起落架的模型，选择机身和起落架的类型并将数据信息传递至机身选型和起落架选型；在窗口显示模块中，用户通过添加或删除模块设置升力装置类型和数量，并将数据信息传递至升力装置选型；

所述部件参数设置模块，用于根据来自所述窗口显示模块和部件选型模块的数据信息进行机身参数设置、起落架参数设置和升力装置参数设置，机身参数设置接收机身选型的机身类型信息，在窗口显示模块中显示带有参数项说明的机身模型图片，并在机身参数栏显示与机身类型相匹配的外形参数项和位置参数项，用户在机身参数栏中对机身长度、机身宽度、机身高度和机身位置等参数进行设置，并将设置的信息保存在机身参数设置中；起落架和升力装置的位置参数参考机身的位置信息，并建立在相同的坐标系中；所述起落架参数设置同时接收起落架选型的起落架类型信息和机身参数设置的机身位置信息，两部分的信息分别以图片和数据的形式显示在窗口显示模块中的起落架参数设置中，起落架的外形参数项和位置参数项都与起落架所选的类型相对应；轮式起落架的外形参数项主要是关于前轮和后轮半径以及各轮之间的距离关系；撬式起落架的外形参数项主要是关于撬筒和支柱轴的半径、长度，各撬筒和各支柱轴的相互间距关系；所述起落架位置参数的设置受到机身位置参数和起落架外形参数的共同约束；所述升力装置参数设置先依据升力装置选型传递的信息将升力装置分为旋翼类的升力装置和不含旋翼类的升力装置，再依次进行参数设置；所述不含旋翼类的升力装置主要根据模型图片中的参数标注说明对外形参数项进行设置；所述旋翼类的升力装置的参数设置包含旋翼类型预设部分和升力装置具体参数设置部分，旋翼类型预设部分的目的是简化设置流程和提高设计效率，在预设完成之后，用户逐一对升力装置进行具体参数设置；旋翼类型预设是将旋翼类升力装置涉及的旋翼先进行分类和参数设定，用户在窗口显示模块中的旋翼参数设置界面对旋翼名称、翼型、桨叶片数、半径、弦长、桨尖速度、负扭和总距等参数进行定义，其中，部分参数既可以选择一定值，也可以选择默认值，默认值即为该参数的常用范围构成的一数组，例如桨尖速度的默认值为160m/s至240m/s，以10m/s递增；所述升力装置具体参数设置部分是对该升力装置的名称、外形参数、旋翼类型以及位置参数进行设置，部分升力装置含有多个旋翼，用户还需对旋翼的相对位置进行设置，升力装置的位置参数的设置受到前一设置的升力装置的位置参数、升力装置类型参数和自身外形参数的共同约束；

所述部件参数化建模模块，用于接收来自部件参数设置模块的数据信息，进行部件参数化建模；

所述气动计算模块，用于根据来自所述窗口显示模块和部件参数设置模块的数据信息进行气动计算和结果查看；

所述飞行器参数化建模模块，用于根据来自所述窗口显示模块和部件参数化建模模块的数据信息进行飞行器参数化建模，并通过CATIA模块制成三维建模；

所述重量分析模块，用于根据来自所述窗口显示模块和飞行器参数化建模模块的数据信息进行重量分析。

在本发明的一个具体实施例中，所述机身选型包括但不限于标准机身、汽车机身、摩托车机身或简单机架；所述起落架选型包括但不限于撬式、前三点式、后三点式、四轮式或车轮式；升力装置选型依据其主要功能分为主升力装置、操纵装置或推进装置。

在本发明的一个具体实施例中，所述主升力装置包括但不限于单旋翼、部分重叠双旋翼、共轴双旋翼、涵道单旋翼、部分重叠涵道单旋翼、涵道共轴双旋翼、变形体涵道旋翼或滚转翼；所述操纵装置或推进装置包括但不限于单旋翼推进涵道、平尾、垂尾、导流片或叶栅，操纵装置或推进装置既可以与主升力装置结合，如导流片可以与涵道旋翼类升力装置相结合，也可以作为独立装置，如平尾和垂尾。

在本发明的一个具体实施例中，所述部件参数化建模模块包括部件建模子过程模块和调用部件建模子过程模块，所述部件建模子过程模块用于获取VB语言对每个部件的可选类型都编写的子过程；所述调用部件建模子过程模块是依据部件选型信息调用对应子过程，并将该部件参数设置模块的数据信息传输于子过程中，更新其部件，进而完成部件参数化建模，部件参数化建模模块也可以单独实现部件在CATIA模块中的建模，便于通过窗口显示模块及时对部件的参数设置模块的信息进行修改和更新，通过VB语言对CATIA模块的二次开发，形成了一种模型的参数易修改，模型生成自动化的信息化的建模方式，减少了大量的重复工作。

在本发明的一个具体实施例中，通过窗口显示模块查看飞行器参数化建模模块，在CATIA模块中实现新构型多旋翼飞行器的三维建模，飞行器参数化建模模块包括连接访问CATIA模块，再调用部件参数化建模模块，一次实现全机的建模。

在本发明的一个具体实施例中，用户通过窗口显示模块中的气动计算模块查看气动计算结果，气动计算结果包括全机功率和升力情况以及各升力装置系统的气动特性；所述气动计算模块包括部件气动模型模块和调用气动模型子过程模块两个部分，其中，部件气动模型模块是对各部件进行气动建模，分别以单旋翼、共轴双旋翼和单旋翼涵道为例，说明其建模方法，单旋翼升力装置的气动计算模型，首先，推导旋翼动力学模型，再推导旋翼的空气动力学模型，在该部分设定前进比一定，总距不变，周期变距为0，滚转角速度、俯仰角速度及其加速度等皆为0，利用准静态法，可以得到挥舞方程，将诱导速度模型和挥舞运动模型代入旋翼的空气动力学模型，沿方位角和桨叶积分，可得到旋翼的拉力、侧向力、后向力、反扭矩和需用功率，在初步气动特性计算中，诱导速度模型可以采用动量叶素法，在飞行特性计算分析中采用动态入流法，动量叶素法指将诱导速度作为迭代变量，将其分别代入动量理论和叶素理论的拉力表达式，以两种理论计算的拉力之差小于10^-6为目标，通过牛顿迭代法求出该微段处的诱导速度；所述共轴双旋翼的气动计算模型，共轴双旋翼的上下旋翼会相互影响，上旋翼对下旋翼的干扰更加明显，上旋翼产生的尾流在下桨盘的滑流边界位置，其气动计算与单旋翼类似，在诱导速度模型中，为上下旋翼的诱导速度加入一影响因子，该因子是关于上下桨盘间距的表达式，设计上下旋翼的反扭矩平衡，在该模型中需加入反扭矩相等这一约束；涵道单旋翼气动计算模型，涵道单旋翼的拉力由涵道体的拉力和涵道内部旋翼的拉力构成，较之单旋翼气动计算模型，加入了涵道拉力比例因子，其定义是涵道拉力与总拉力的比值，其值是关于涵道进出口面积、拉力修正因子以及涵道间隙比的一个表达式；所述调用气动模型子过程模块需接收部件参数设置模块和部件类型的信息，对气动模型进行调用，完成部件气动计算；部件参数化设置模块中的所有参数项的设定值唯一，则窗口显示模块界面中气动特性栏的计算值一定，如果参数项的设定值存在默认值，则在界面中的全机气动计算值和升力装置的气动计算值都不只一组值，全机的需用功率与升力值可一一对应查看，同时，用户可以通过对部分参数项(设为默认值的参数项)值的选择，查看升力系统装置的计算值。

在本发明的一个具体实施例中，所述重量分析模块必须在飞行器参数化建模完成后才能进入，其重量分析包括以下步骤：用户可在系统名称中选择所需的动力装置或乘员或任务载荷等系统，该部分的系统建模都是调用长方体的建模子过程，以一个长方体作为系统的简易表达，设置长方体的外形尺寸和位置信息，按下生成系统按钮，则可在当前CATIA软件界面中查看生成的系统；然后，用户需在CATIA中对各部件和系统添加材料属性，查看飞行器总重、初步重心位置和转动惯量数值，将其输入窗口显示模块界面中的重量分析结果输入栏，再选择是进入飞行性能计算或是返回部件参数化建模模块，如果进入飞行性能计算，则需对动力装置的性能进行定义。采用以上方法，不仅便于提高新构型多旋翼飞行器概念设计的效率，而且具有很好的应用前景。

在本发明的一个具体实施例中，通过窗口显示模块对部件参数设置模块增设直接建模功能，在每个部件参数设置后即可在CATIA模块中查看该部件的三维模型，该可选方法的效果为：对机身参数进行设置，在CATIA中生成机身部件模型，修改机身参数设置，更新机身三维模型，对起落架参数进行设置，在同一CATIA模块生成起落架模型，修改起落架外形参数和相对位置参数，更新起落架部件模型等等，依次完成对每个部件的参数设置、建模以及参数的修改与模型的更新，具有更直观性；新构型多旋翼飞行器气动性能的初步计算，通过窗口显示模块的部件参数设置增设查看部件气动特性的按钮，这样的改动，便于用户查看当前部件的气动计算值，同时，可查看参数值修改对悬停状态下部件的气动特性的影响；所述重量分析模块中的其它部件与系统的添加，将等效长方体建模改为系统模型的参数化建模，例如，对有效载荷中的乘员模型，可以通过对人体模型的身高、肚脐点在坐标系的位置以及乘员数目等参数的设置，在CATIA模块生成乘员模型，调用人体模型部件的参数化建模子过程，在CATIA模块中生成乘员模型，该种方法比等效长方体表达法在重量分析上准确性更高，布局设计上的直观性更强。

为了方便理解本发明的上述技术方案，以下通过具体使用方式上对本发明的上述技术方案进行详细说明。

在具体使用时，根据本发明所述的适用于新构型多旋翼飞行器概念设计的系统，用户输入模块通过窗口显示模块的界面进行选择、参数设置和修改、删除、确定以及返回等一系列操作，并将相关的数据信息传递给部件选型模块、部件参数设置模块、部件参数化建模模块、飞行器参数化建模模块、气动计算模块和重量分析模块，其中，部件选型模块、部件参数设置模块、部件参数化建模模块、飞行器参数化建模模块、气动计算模块和重量分析模块之间也存在信息传递，部件选型模块将机身选型、起落架选型和升力装置选型的结果传递给部件参数设置模块；部件参数设置模块将各部件的类型和参数值信息分别传递给部件参数化建模模块和气动计算模块；部件参数化建模模块的信息被飞行器参数化建模模块调用，在CATIA模块中绘制出新构型飞行器的三维图；用户输入模块利用重量分析模块对飞行器的动力装置和任务载荷等其它系统在CATIA模块中进行三维建模，在飞行器基本系统和部件参数化建模完成之后，用户将三维模型在CATIA模块中得到的数据通过窗口显示模块的界面传递给重量分析模块。

如图2所示，用户通过对机身、起落架和升力装置的选型和参数设置，进入概念设计结果查看界面，通过查看总体布局方案按钮，进入飞行器参数化建模模块；如图3所示，总体布局方案查看按钮Private Sub Commandl_Click()End Sub内部的简要流程：利用InitCATIAPart False或InitCATIAPart TRUE，决定是否在当前CATIA活动界面建模，调用部件建模子过程模块后，利用Update更新零件；以调用部分重叠双旋翼涵道建模子过程为例，需分别画出涵道体和两个旋翼，涵道体部件建模的调用：CreateoverlapDuctductLenth，ductINRadius，ductOUTRadius，ductBlade，ductTheta，LengthL，LengthV，ductx，ducty，ductz，其参数意义分别为：涵道高度，涵道入口半径，涵道出口半径，涵道翼型种类，涵道锥度角，涵道内部旋翼的纵向间距，横向间距，涵道内左旋翼桨盘中心的坐标，调用旋翼建模子过程，绘制涵道体内部的两个旋翼，绘制左旋翼：CreateRotor Rradius，Rchord，RBlade，Rdir，ductx，ducty，ductz，参数意义：旋翼半径、弦长、翼型种类、旋向，桨盘中心坐标，绘制右旋翼需要改变旋向以及桨盘中心的坐标；最终，在CATIA中生成新构型多旋翼飞行器构型方案的三维图，此外，用户一方面可以返回软件各部件参数设置界面进行参数的重新设置与更新，也可在CATIA当前界面直接对各部件进行修改操作。

用户通过查看气动计算结果按钮，进入气动计算模块，计算过程在Private SubCommand2_Click()End Sub中，在此过程中会调用各部件的气动计算模型，同时，用户可在同界面的右侧查看气动计算结果；以涵道单旋翼推进装置的气动计算模型为例，简述其动力学建模过程、空气动力学建模过程和挥舞方程计算流程。动力学建模中，通过方位角变换，将桨毂坐标系的角速度转换为旋翼坐标系中的角速度，结合桨毂旋转坐标系得到总的旋转速度ω_rotor，叶素的位置为s，速度和加速度则叶素质量的加速度：微分惯性载荷：df_i＝-ma，微分惯性力矩：dM_i＝s×df_i。其中的dM_iy是挥舞力矩。空气动力模型中，桨毂的惯性速度通过方位角和挥舞角的矩阵变换，得到桨叶速度V_irotor，加上挥舞运动的速度和相对惯性空间的角运动，得到桨叶速度V_iblado，气动速度V_a包含惯性速度和诱导速度，对于旋翼类升力装置，只考虑轴向诱导速度。由气动速度可以得到马赫数和叶素的来流角，叶素迎角由叶素几何安装角和来流角决定，将马赫数和迎角代入翼型的气动特性拟合曲线或插值气动特性矩阵，得到升力系数C_y和阻力系数C_x，限据dL＝0.5C_yρV²bdr和dD＝0.5C_xρV²bdr求得微分升力和微分阻力，分别经过来流角矩阵变换、挥舞角矩阵变换和方位角矩阵变换，得到桨毂坐标系中的微分力dF_ah，同样，通过叉乘，可以求出dM_a，其中，dM_ay为气动挥舞力矩，将其与dM_iy结合，可得到挥舞方程。在微分力基础上，进行方位角积分和桨叶积分，再乘以桨叶数目，得到各方向的力，在微分力基础上，结合位置和转速，积分得到扭矩、滚转力矩、俯仰力矩以及需用功率。本实施例中，旋翼的部分参数被设为默认值，所以，全机的气动特性值有多组值，且一一对应在计算结果栏，如果选取计算结果的全机需用功率为85.406kW时，全机升力会显示为4702.515N。在升力系统特性栏，如果该升力装置的所有参数项值唯一，则直接显示各参数值和气动计算值，反之，用户可以通过对该升力装置的部分参数项(设为默认值的参数项)值的设置，查看该升力装置的气动特性。以在升力装置栏选取部分重叠涵道单旋翼装置为例，将设为默认值项的参数项分别作如下设置：桨尖速度设为220m/s，总距20度，负扭-8度，显示升力为1249.51N，功率为16.206kW。

综上所述，借助于本发明的上述技术方案，能够快速地对多旋翼飞行器的多种构型布局进行参数化建模，提高了设计方案的直观性和可视性，能够反复且快速对各部件和全机的气动特性进行计算和分析，从而便于检验多种构型布局设计的可能性、合理性和协调性，更便捷的完成概念设计的工作，提高了新构型多旋翼飞行器的概念设计效率。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种适用于新构型多旋翼飞行器概念设计的系统，其特征在于，包括用户输入模块、窗口显示模块、部件选型模块、部件参数设置模块、部件参数化建模模块、气动计算模块、飞行器参数化建模模块和重量分析模块，

所述用户输入模块，用于接收用户输入的数据信息；

所述窗口显示模块，用于接收来自所述用户输入模块的数据信息，为用户提供提示和警告的窗口界面和数据信息；

所述部件选型模块，用于根据来自所述窗口显示模块的数据信息进行机身选型、起落架选型和升力装置选型；

所述部件参数设置模块，用于根据来自所述窗口显示模块和部件选型模块的数据信息进行机身参数设置、起落架参数设置和升力装置参数设置；

所述部件参数化建模模块，用于接收来自部件参数设置模块的数据信息，进行部件参数化建模；

所述气动计算模块，用于根据来自所述窗口显示模块和部件参数设置模块的数据信息进行气动计算和结果查看；

所述飞行器参数化建模模块，用于根据来自所述窗口显示模块和部件参数化建模模块的数据信息进行飞行器参数化建模，并通过CATIA模块制成三维建模；

所述重量分析模块，用于根据来自所述窗口显示模块和飞行器参数化建模模块的数据信息进行重量分析。

2.根据权利要求1所述的适用于新构型多旋翼飞行器概念设计的系统，其特征在于，所述机身选型包括但不限于标准机身、汽车机身、摩托车机身或简单机架；所述起落架选型包括但不限于撬式、前三点式、后三点式、四轮式或车轮式；升力装置选型包括但不限于主升力装置、操纵装置或推进装置。

3.根据权利要求2所述的适用于新构型多旋翼飞行器概念设计的系统，其特征在于，所述主升力装置包括但不限于单旋翼、部分重叠双旋翼、共轴双旋翼、涵道单旋翼、部分重叠涵道单旋翼、涵道共轴双旋翼、变形体涵道旋翼或滚转翼；所述操纵装置或推进装置包括但不限于单旋翼推进涵道、平尾、垂尾、导流片或叶栅。

4.根据权利要求1所述的适用于新构型多旋翼飞行器概念设计的系统，其特征在于，所述部件参数化建模模块包括部件建模子过程模块和调用部件建模子过程模块，所述部件建模子过程模块，用于获取VB语言对每个部件的可选类型编写的子过程；所述调用部件建模子过程模块，用于进行部件选型信息调用对应子过程，并将该部件参数设置模块的数据信息传输于子过程中，更新其部件，进而完成部件参数化建模。

5.根据权利要求1所述的适用于新构型多旋翼飞行器概念设计的系统，其特征在于，所述飞行器参数化建模模块，用于进行调用连接访问CATIA模块的脚本，再调用部件参数化建模模块，实现全机的建模。

6.根据权利要求1所述的适用于新构型多旋翼飞行器概念设计的系统，其特征在于，所述气动计算模块包括部件气动模型子过程模块和调用气动模型子过程模块，所述部件气动模型子过程模块用于进行各个部件的气动建模；所述调用气动模型子过程模块用于根据来自部件参数设置模块和部件选型模块的数据信息，调用气动模型，完成部件气动计算。

7.根据权利要求1所述的适用于新构型多旋翼飞行器概念设计的系统，其特征在于，所述重量分析模块的重量分析包括以下步骤：

S1：根据用户输入获取需要添加的其他部件或系统，并设置其数据信息；

S2：根据用户输入对CATIA模块中各个部件进行包括但不限于二次修改以及材料属性设置操作，并查看飞行器总重、初步重心位置和转动惯量值；

S3：用于进行初步重心位置和转动惯量值的数据信息进行重量分析，选择是否进入飞行性能计算。