CN108995825A - 一种飞行器动力系统的快速配件选型方法 - Google Patents

Abstract

本发明的目的是提供一种飞行器动力系统的快速配件选型方法，该方法有七个步骤：步骤一，顶层设计需求的分解；步骤二，配件数据库的建立；步骤三，统计学模型参数的获取；步骤四，最优电机的选择；步骤五，最优螺旋桨的选择；步骤六，最优电子调速器的选择；步骤七，最优电池的选择。本发明能在给定的动力系统电机、螺旋桨、电子调速器和电池器件库中快速找到满足设计性能需求的器件组合。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。

Description

一种飞行器动力系统的快速配件选型方法

技术领域

本发明涉及一种飞行器动力系统的快速配件选型方法，属于飞行器设计领域。

背景技术

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。动力系统决定了一架飞行器的主要性能，本发明主要针对定桨距的电力驱动的动力系统，它有四个主要部件：电机、螺旋桨、电子调速器和电池。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，但是这种方法效率低而且成本高。所以，一种飞行器动力系统的快速配件选型方法，是非常有意义和实用价值的。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞行器动力系统的快速配件选型方法，在给定的动力系统电机，螺旋桨，电子调速器和电池器件库中快速找到满足设计性能需求的器件组合。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。

飞行器动力系统设计需求如下：

动力系统的功率传输如图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)发送油门信号σ∈[0,1]，然后电调根据油门信号σ的大小将电池的电压U_b调制为电机能够识别的电压信号U_m与电流信号I_m，接着电机输出驱动螺旋桨转动的转速N(单位：RPM，转每分)和力矩M(单位：N·m)，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_max，其中T_max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T_hover，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T_hover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t_discharge(单位：min)。

总结起来，飞行器动力系统的设计需求通常由以下参数表示：1)空气密度ρ(单位：kg/m³)；2)单螺旋桨悬停拉力T_hover(单位：N)；3)期望的单螺旋桨满油门拉力T_max(单位：N)；4)电池放电时间t_discharge(单位：min)。本发明的优化方法是在保证得到的动力系统在满足上述设计需求的前提下，效率尽量高，重量尽量轻。

动力系统组件的参数，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Θ_p,Θ_m,Θ_e,Θ_b分别代表螺旋桨参数和电机参数、电调参数和电池参数的集合。

表1动力系统四大器件主要参数表

注：表1中的螺旋桨螺距角是由螺旋桨的直径D_p与螺距H_p(单位：m)定义得到的，具体计算方法如下：

本发明要解决的飞行器动力系统优化问题如下：

本发明的优化问题可以详细表示为，在满足优化约束条件的前提下，确定最优的电机参数Θ_mOpt、螺旋桨参数Θ_pOpt、电调参数Θ_eOpt和电池参数Θ_bOpt，使得动力系统的重量最小且效率最高。求解此优化问题得到的最优解标记为 和然后，根据上述最优器件参数，在从配件数据库中寻找最优的产品型号。

上述优化约束条件来自两个方面：设计需求约束和电机安全约束。在电机和螺旋桨参数已知的情况下，可以计算得到该电机与螺旋桨组合理论上可达到的最大满油门拉力，这里记为T_pMax(单位：N)。在实际中，电机-螺旋桨系统的尺寸，重量和成本都由T_pMax直接决定。因此，为了充分利用电机-螺旋桨系统的性能，T_pMax应该被选的充分接近其期望值T_max，上述约束被称为设计需求约束。电机安全约束是指，电机上的电压U_m和电流I_m需要在其容许范围之内，电机的电压与电流上限在表1分别记为U_mMax,I_mMax。因此，优化的约束可通过如下两个方程来表示

T_pMax＝T_max (2)

U_m≤U_mMax,I_m≤I_mMax (3)

本发明提供一种飞行器动力系统的快速配件选型方法，具体实施步骤如下：

步骤一：顶层设计需求的分解

动力系统设计的需求参数为：1)空气密度ρ(单位：kg/m³)；2)单螺旋桨标称拉力T_hover；3)期望的单螺旋桨满油门拉力T_max；4)电池放电时间t_discharge(单位：min)。

有些时候，上面四个需求参数不一定能从飞行器的顶层设计需求中直接得到，而是需要飞行器特性进行一定的计算。

这里先以设计多旋翼飞行器为例，能直接获取的指标包括：飞行器的总重量m_copter(单位：kg)，螺旋桨的个数n_p，期望的竖直爬升加速度a_c(单位：m/s²)，期望的飞行高度h(单位：m)。这样就需要对多旋翼的顶层设计需求进行分解，根据顶层需求的参数(m_copter,n_p,a_c,h)，计算得到动力系统的设计需求参数(ρ,T_hover,T_max)。根据受力平衡的分析可以得到转换关系如下：

其中，g≈9.8m/s²是当地重力加速度。空气密度本身就取决于高度，这里给出一个估计公式

其中，h(单位：m)表示飞行器当前飞行的海拔高度，ρ₀＝1.293kg/m³表示标准水平面气压，T_t表示飞行高度气温，一般可以取T_t＝20℃。

以设计固定翼飞行器为例，描述动力系统设计的需求参数的获取。固定翼飞行器的标称飞行状态为以额定速度进行匀速前飞。因此，固定翼飞行器的单螺旋桨标称拉力T_hover主要用于克服平飞时的空气阻力。设固定翼飞行器以额定速度前飞时的空气阻力为D(单位：N)，瞬时的前飞加速度设计需求为a_c(单位：m/s²)，飞行器的总重量m_copter(单位：kg)，则根据受力平衡得到固定翼飞行器的动力系统设计参数T_hover和T_max求解表达式为

而电池放电时间t_discharge(单位：min)与固定翼在额定前飞速度下的飞行时间需求相同，空气密度ρ(单位：kg/m³)的取值可以通过公式(6)获取。

步骤二：配件数据库的建立

进行飞行器动力系统的设计，需要有足够数量的电机、螺旋桨、电子调速器和电池产品来组成数据库，以便从中寻找到满足需求的品牌型号的产品来组装飞行器。数据库内产品的数量越多，优化效果越好。考虑到市面上的各种产品种类非常多，不同品牌类型的产品对应的特性区别非常大，这种情形下进行优化设计非常困难，因此我们需要对搜索的范围进行一定的限制。

这一步的工作是要根据自身的成本、性能等考虑、从市面上的产品中选择一个合适的品牌下的某一个系列的产品组成器件数据库。对电机、螺旋桨、电子调速器和电池分别进行数据库建立，可以获取如表1所示的四个器件数据库。注意，这里的数据库并不需要以编程的形式给出，只是约定一个产品范围的抽象表述。例如，如果电机数据库设定为T-MOTOR官网的U系列效率电机，那么最优电机选型的搜索就是从这个范围内找。

步骤三：统计学模型参数的获取

1)螺旋桨叶片参数k_t0,k_m0,k_m1,k_m2的获取。

螺旋桨系数包括拉力系数C_T与力矩系数C_M，它们由以下表达式给出

其中，k_t0,k_m0,k_m1,k_m2为叶片系数，B_p为叶片数，为螺距角(具体计算见公式1)。在已知螺旋桨旋转速度N(单位：RPM)、空气密度ρ、螺旋桨直径D_p和螺旋桨系数C_T与C_M的情况下，螺旋桨的拉力T和力矩M可以由下列公式计算得到

通过实验测试或者从该器件对应的产品网站上都可以获取螺旋桨的测试数据。假设获取得到n组实验数据点(T,M,N,B_p,D_p,ρ)，其中每个符号的定义见上文。将这n组数据代入公式(8)和(9)，通过最小二乘法等函数拟合方法可以很容易地辨识出k_t0,k_m0,k_m1,k_m2参数。

方便起见，这里给出一组适用于大多数螺旋桨叶片参数的统计值

k_t0＝0.323,k_m0＝0.0432,k_m1＝0.01,k_m2＝0.9 (10)

如果用户缺乏相应的实验设备，导致实验数据获取困难，用式(10)的参数也能获取不错的优化效果。

2)电机统计模型获取

根据数据库中电机的实验测试结果，可以得到电机一系列统计模型，步骤如下：

a)对每个电机输入最大电压U_mMax并达到满油门状态，调整螺旋桨直径使电机电流达到最大值I_mMax，此时记录下螺旋桨的拉力值记为最大拉力T_pMax。上述测量结果，在每个电机的产品介绍页面一般都会给出。最终，对数据库中的电机可以得到一系列的数据点(U_mMax,i,I_mMax,i,T_pMax,i)。

b)提取其中的(U_mMax,i,T_pMax,i)数据点进行图2所示的曲线拟合得到电机拉力-电压拟合函数该函数是一个阶梯型的函数。拟合方法是：将所有具有相同电压U_k的数据点用水平线段进行拟合，线段最右端对应的电压记为T_k，其中k＝1，2，…。最终拟合结果可以用如下阶梯型的统计函数表示

c)提取数据点(U_mMax，i，I_mMax，i，T_pMax，i)可以拟合得到图3所示结果，拟合曲线的斜率即为电机拉力-功率常数G_WConst，它满足如下关系式

经过上述步骤，我们可以得到电机拉力-电压拟合函数和电机拉力-功率常数G_WConst用于后面最优电机的选取。

3)螺旋桨统计模型的获取

对螺旋桨而言，二叶桨在市面上的产品中占了绝大多数。实验也显示，螺旋桨叶片数量越多，螺旋桨效率越低，因此二叶桨能保证最高的效率。但是，多叶桨能产生拉力的叶片更多，虽然效率低，但是在产生同样力的情况下，多叶桨的体积更小。因此，需要根据自身的需求以及数据库中可选螺旋桨的分布来选择最优的叶片数B_pOpt。例如，从最优效率与产品数量上，这里选择最优叶片数为2，即

B_pOpt＝2 (13)

同样的道理，螺旋桨的最优螺距角也要根据螺旋桨产品在数据库中的分布来选择。设螺旋桨数据库中，有m个螺旋桨，其螺距角分别对应i＝1，2，…，m，则最优螺距角由以下平均值公式给出

这样，结合公式(10)给出的叶片参数k_t0，k_m0，k_m1，k_m2，并将得到的和B_pOpt代入公式(8)中，可以得到最优的螺旋桨拉力系数C_TOpt与力矩系数C_MOpt，计算表达式如下

步骤四：最优电机的选择

1)最优标称最大电压U_mMaxOpt的计算

根据期望的单螺旋桨满油门拉力T_max，将T_pMax＝T_max代入公式(11)对应的

电机拉力-电压拟合函数中，可以计算得到电机的最优标称最大电压U_mMaxOpt为

2)最优标称最大电流I_mMaxOpt的计算

将T_max和上一步计算得到的U_mMaxOpt代入公式(12)，可以计算得到电机的最优标称最大电流I_mMaxOpt为

3)最优电机KV值K_VOpt的计算

通过以下公式可以得到最优电机KV值K_VOpt为

其中，

而k_c≈0.8是一个校正系数。注意，这里的K_VOpt为估算结果，实际选择时只要电机KV值大致接近该值即可。

4)数据库中选择最优电机产品

得到电机关键参数后，就可以去数据库中选择电机产品，选择产品的原则是：a)保证产品的参数尽量接近Θ_mOpt；b)如果有多个产品可选，那么选择内阻更小的产品；c)如果在后面流程中发现电机不符合需求，那么重新回到这一步选择另一个电机进行后续的步骤。

获得最优的电机产品之后，从该产品的描述页面可以找到更详细的参数表。从参数表中提取并记录参数空载电压U_m0Opt、空载电流I_m0Opt和电机内阻R_mOpt用于后续的螺旋桨的选型。

步骤五：最优螺旋桨的选择

螺旋桨的参数中B_pOpt已经在步骤三中得到，还需要确定最优的螺旋桨直径D_pOpt，然后去数据库中选择最优的螺旋产品。

1)最优螺旋桨直径D_pOpt的计算

通过前两步中求得参数，最优的螺旋桨直径可以通过下列公式计算得到

在实际设计时，螺旋桨螺距H_p比螺距角更适合寻找最优的螺旋桨产品，因此这里也给出最优螺距H_pOpt的计算公式。根据式(1)，在已知和D_pOpt的前提下，最优螺距H_pOpt可以通过如下公式计算

2)数据库中选择最优螺旋桨产品

得到螺旋桨关键参数后，就可以去数据库中选择最优的螺旋桨产品，选择产品的原则是参数尽量接近Θ_pOpt：a)保证产品的参数尽量接近Θ_pOpt；b)如果有多个产品可选，那么选择拉力系数与阻力系数比值C_T/C_M更高的产品。

步骤六：最优电子调速器的选择

电调最优参数由以下公式给出

然后根据Θ_eOpt在数据库中寻找最优的电调产品。产品选择的原则是：a)保证产品的参数尽量接近Θ_eOpt，或者根据实际需求选择大于期望值U_eMaxOpt,I_eMaxOpt来保证足够的安全裕度；b)如果有多个产品可选，那么选择内阻最小的产品。

步骤七：最优电池的选择

电池最优标称电压U_bOpt与标称最大电流I_bMaxOpt可以通过一下公式计算

其中，n_p为螺旋桨数量，I_other≈0.5A为飞控等机载器件消耗的电流。电池的最优容量C_bOpt的计算公式为

其中，I_mHover(单位：A)为电机与螺旋桨组合在产生拉力为T_hover时电机消耗的电流大小，这个值可以通过实验测量或者从电机产品页面的提供数据近似估算得到。

然后根据电池最优参数在数据库中寻找最优的电池产品。产品选择的原则是：a)保证产品的参数尽量接近Θ_eOpt；b)如果有多个产品可选，那么选择内阻最小的产品。

本发明的优点及有益效果在于：本发明提出的飞行器动力系统的快速配件选型方法可以指导用户快速地选择最优的动力系统，减小飞行器的开发时间和成本。

附图说明

图1是飞行器动力系统的信号传递图。

图2是电机最大电压-最大拉力数据拟合图。

图3是电机最大功率-最大拉力数据拟合图。

图4是本发明的步骤流程图。

图中符号说明如下：

图1中的符号说明：σ为油门信号，U_b为电池电压，U_m为电机电压，I_m为电机电流，M为螺旋桨的输出力矩，N为螺旋桨旋转速度，T为螺旋桨的输出拉力；器件标号①为电池，②为飞行控制器，③为电子调速器，④为电机，⑤为螺旋桨。

图2中的符号说明：纵坐标U_mMax为电机标称最大电压，横坐标T_pMax为螺旋桨最大拉力，为数据拟合得到的电机拉力-电压拟合函数。拟合函数用于步骤四中计算电机的最优标称最大电压U_mMaxOpt。

图3中的符号说明：纵坐标为电机最大功率，它是电机标称最大电压U_mMax与电机标称最大电流I_mMax的乘积，横坐标T_pMax为螺旋桨最大拉力。拟合函数的斜率为电机拉力-功率常数G_WConst，用于步骤四中计算电机的最优标称最大电流I_mMaxOpt。

具体实施方式

请参见图1-4所示，这里以设计一个四旋翼飞行器为例子，来详细展示方案的执行。假设四旋翼的顶层设计需求为：螺旋桨个数n_p＝4；重量m_copter＝20kg；最大竖直加速度a_c＝9.8m/s²；高度h＝250m；电池放电时间t_discharge＝17min。

步骤一：顶层设计需求分解。将上述顶层需求代入式(4)(5)(6)，可以得到动力系统的设计需求为T_hover＝49N,T_max＝98N,ρ＝1.17kg/m³,t_discharge＝17min。

步骤二：产品数据库的建立。这里我们约定产品的选择范围为：电机选择T-MOTOR的U系列产品，螺旋桨选择T-MOTOR的P系列碳纤桨，电调选择T-MOTOR的FLAME系列电调，电池选择GENS ACE的LiPo系列电池。上述产品的细致参与以及实验数据都可以在产品的官网上查询得到，方便我们进行后续的设计。

步骤三：统计学模型参数的获取。从T-MOTOR官网获取螺旋桨测试数据后，可以很容易辨识得到k_t0,k_m0,k_m1,k_m2的值。这里方便起见，直接取上文中式(10)给出的推荐值。从电机的测试数据中可以得到G_WConst＝0.0624，以及

同时，如表2所示为数据库中部分螺旋桨产品，从表中螺旋桨产品通过式(14)可以求得然后，从效率的角度选择最优叶片数为B_pOpt＝2。这样，通过式(15)可以求得C_MOpt＝0.0034,C_TOpt＝0.0683。

表2可选螺旋桨产品列表

型号	12x4CF	14x4.8CF	15x5CF	16x5.4CF
					螺距角	0.106	0.109	0.106	0.107
型号	18x6.1CF	…	28x9.2CF	29x9.5CF
					螺距角	0.107	…	0.104	0.104
型号	30x10CF	32x11CF	34x11.5CF	40x13.1CF
					螺距角	0.106	0.109	0.107	0.104

步骤四：通过式(16)计算得到U_mMaxOpt＝48V，通过式(17)计算得到I_mMaxOpt＝34A，通过式(18)得到K_VOpt＝91RPM/V。从数据库中选择的电机为T-MOTOR U11KV90。

步骤五：根据式(20)计算得到D_pOpt＝0.7468m。结合B_pOpt＝2和从数据库中选择最优螺旋桨为T-MOTOR 29x9.5CF 2-blade。

步骤六：根据式(22)得到U_eMaxOpt＝48V，I_eMaxOpt＝34A。选择最优电调产品为FLAME60A HV。

步骤七：根据式(23)(24)求得U_bOpt＝48V，I_bMaxOpt＝140A，C_bOpt＝16000mAh。选择的最优电池为ACE TATTU LiPo 6S 15C 16000mAh×2。需要注意的是，这里我们用两节24V的电池并联得到48V的电池。

到这里，动力系统的所有配件都选型完毕。根据实际飞行测试数据以及飞行器设计师的评测可以验证所求得的动力系统很好地满足了飞行器的设计需求。因此，本发明的方案是可行的，而且具有很好的实用效果。

Claims (9)

1.一种飞行器动力系统的快速配件选型方法，所述飞行器动力系统设计需求如下：

首先，由飞行控制器给电子调速器发送油门信号σ∈[0,1]，然后电子调速器根据油门信号σ的大小将电池的电压U_b调制为电机能够识别的电压信号U_m与电流信号I_m，接着电机输出驱动螺旋桨转动的转速N,单位：转每分RPM；力矩M，单位：N·m；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_max，其中T_max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；飞行器都有一个标称的飞行状态，在这个状态下的单个螺旋桨拉力称为标称拉力，记为T_hover，它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t_discharge，单位：min；

总结起来，飞行器动力系统的设计需求通常由以下参数表示：1)空气密度ρ，单位：kg/m³；2)单螺旋桨悬停拉力T_hover，单位：N；3)期望的单螺旋桨的满油门拉力T_max，单位：N；4)电池放电时间t_discharge，单位：min；

动力系统组件的参数，需要优化的变量如下：

电机、螺旋桨、电子调速器和电池的参数如下所示，符号Θ_p,Θ_m,Θ_e,Θ_b分别代表螺旋桨参数和电机参数、电子调速器参数和电池参数的集合；

螺旋桨参数

电机参数

电子调速器参数

电池参数

其中，螺旋桨螺距角是由螺旋桨的直径D_p与螺距H_p，单位：m，定义得到的，具体计算方法如下：

在满足优化约束条件的前提下，确定最优的电机参数Θ_mOpt、螺旋桨参数Θ_pOpt、电子调速器参数Θ_eOpt和电池参数Θ_bOpt，使得动力系统的重量最小且效率最高；求解此优化问题得到的最优解标记为 和然后，根据上述最优器件参数，在从配件数据库中寻找最优的产品型号；

上述优化约束条件来自两个方面：设计需求约束和电机安全约束；在电机和螺旋桨参数已知的情况下，计算得到该电机与螺旋桨组合理论上达到的最大满油门拉力，这里记为T_pMax，单位：N；在实际中，电机-螺旋桨系统的尺寸，重量和成本都由T_pMax直接决定；因此，为了充分利用电机-螺旋桨系统的性能，T_pMax应该被选的充分接近其期望值T_max，上述约束被称为设计需求约束；电机安全约束是指，电机上的电压U_m和电流I_m需要在其容许范围之内，电机的电压与电流上限在表1分别记为U_mMax,I_mMax；因此，优化的约束通过如下两个方程来表示

T_pMax＝T_max (2)

U_m≤U_mMax,I_m≤I_mMax (3)

其特征在于：具体实施步骤如下：

步骤一：顶层设计需求的分解

动力系统设计的需求参数为：1)空气密度ρ，单位：kg/m³；2)单螺旋桨标称拉力T_hover；3)期望的单螺旋桨满油门拉力T_max；4)电池放电时间t_discharge，单位：min；

上面四个需求参数若不能从飞行器的顶层设计需求中直接得到，则需要对飞行器特性进行计算；

步骤二：配件数据库的建立

进行飞行器动力系统的设计，需要有足够数量的电机、螺旋桨、电子调速器和电池产品来组成数据库，以便从中寻找到满足需求的品牌型号的产品来组装飞行器；数据库内产品的数量越多，优化效果越好；

这一步的工作是要根据自身的成本、性能考虑、从市面上的产品中选择一个合适的品牌下的某一个系列的产品组成器件数据库；对电机、螺旋桨、电子调速器和电池分别进行数据库建立；

步骤三：统计学模型参数的获取

1)螺旋桨叶片参数k_t0,k_m0,k_m1,k_m2的获取；

螺旋桨系数包括拉力系数C_T与力矩系数C_M，它们由以下表达式给出

其中，k_t0,k_m0,k_m1,k_m2为叶片系数，B_p为叶片数，为螺距角；在已知螺旋桨旋转速度N、空气密度ρ、螺旋桨直径D_p和螺旋桨系数C_T与C_M的情况下，螺旋桨的拉力T和力矩M由下列公式计算得到

通过实验测试或者从该器件对应的产品网站上都能获取螺旋桨的测试数据；假设获取得到n组实验数据点T,M,N,B_p,D_p,ρ；将这n组数据代入公式(4)和(5)，通过最小二乘法函数拟合方法很容易地辨识出k_t0,k_m0,k_m1,k_m2参数；

方便起见，这里给出一组适用于大多数螺旋桨叶片参数的统计值

k_t0＝0.323,k_m0＝0.0432,k_m1＝0.01,k_m2＝0.9 (6)

2)电机统计模型获取

根据数据库中电机的实验测试结果，得到电机一系列统计模型，步骤如下：

a)对每个电机输入最大电压U_mMax并达到满油门状态，调整螺旋桨直径使电机电流达到最大值I_mMax，此时记录下螺旋桨的拉力值记为最大拉力T_pMax；上述测量结果，在每个电机的产品介绍页面都会给出；最终，对数据库中的电机得到一系列的数据点(U_mMax,i,I_mMax,i,T_pMax,i)；

b)提取其中的(U_mMax,i,T_pMax,i)数据点进行曲线拟合得到

电机拉力-电压拟合函数f_UmMax(·)，该函数是一个阶梯型的函数；拟合方法是：将所有具有相同电压U_k的数据点用水平线段进行拟合，线段最右端对应的电压记为T_k，其中，k＝1,2,…；最终拟合结果用如下阶梯型的统计函数表示

c)提取数据点(U_mMax,i,I_mMax,i,T_pMax,i)，拟合曲线的斜率即为电机拉力-功率常数G_WConst，它满足如下关系式

最后得到电机拉力-电压拟合函数和电机拉力-功率常数G_WCo_nst用于后面最优电机的选取；

3)螺旋桨统计模型的获取

对螺旋桨而言，选择最优叶片数为2，即

B_pOpt＝2 (9)

同样的道理，螺旋桨的最优螺距角也要根据螺旋桨产品在数据库中的分布来选择；设螺旋桨数据库中，有m个螺旋桨，其螺距角分别对应i＝1,2,…,m，则最优螺距角由以下平均值公式给出

这样，结合公式(6)给出的叶片参数k_t0,k_m0,k_m1,k_m2，并将得到的和B_pOpt代入公式(4)中，得到最优的螺旋桨拉力系数C_TOpt与力矩系数C_MOpt，计算表达式如下

步骤四：最优电机的选择

1)最优标称最大电压U_mMaxOpt的计算

根据期望的单螺旋桨满油门拉力T_max，将T_pMax＝T_max代入公式(7)对应的电机拉力-电压拟合函数中，计算得到电机的最优标称最大电压U_mMaxOpt为

2)最优标称最大电流I_mMaxOpt的计算

将T_max和上一步计算得到的U_mMaxOpt代入公式(8)，计算得到电机的最优标称最大电流I_mMaxOpt为

3)最优电机KV值K_VOpt的计算

通过以下公式得到最优电机KV值K_VOpt为

其中，

而k_c≈0.8是一个校正系数；这里的K_VOpt为估算结果，实际选择时只要电机KV值接近该值即可；

4)数据库中选择最优电机产品

得到电机关键参数后，去数据库中选择电机产品；

获得最优的电机产品之后，从该产品的描述页面找到更详细的参数表；从参数表中提取并记录参数空载电压U_m0Opt、空载电流I_m0Opt和电机内阻R_mOpt用于后续的螺旋桨的选型；

步骤五：最优螺旋桨的选择

螺旋桨的参数中B_pOpt已经在步骤三中得到，还需要确定最优的螺旋桨直径D_pOpt，然后去数据库中选择最优的螺旋产品；

1)最优螺旋桨直径D_pOpt的计算

通过前两步中求得参数，最优的螺旋桨直径通过下列公式计算得到

在实际设计时，螺旋桨螺距H_p比螺距角更适合寻找最优的螺旋桨产品，因此这里也给出最优螺距H_pOpt的计算公式；根据式(1)，在已知和D_pOpt的前提下，最优螺距H_pOpt通过如下公式计算

2)数据库中选择最优螺旋桨产品

得到螺旋桨关键参数后，去数据库中选择最优的螺旋桨产品；

步骤六：最优电子调速器的选择

电子调速器最优参数由以下公式给出

然后根据Θ_eOpt在数据库中寻找最优的电子调速器产品；

步骤七：最优电池的选择

电池最优标称电压U_bOpt与标称最大电流I_bMaxOpt通过一下公式计算

其中，n_p为螺旋桨数量，I_other≈0.5A为飞行控制器的机载器件消耗的电流；电池的最优容量C_bOpt的计算公式为

其中，I_mHover为电机与螺旋桨组合在产生拉力为T_hover时电机消耗的电流大小，这个值通过实验测量或者从电机产品页面的提供数据近似估算得到；然后根据电池最优参数在数据库中寻找最优的电池产品。

2.根据权利要求1所述的一种飞行器动力系统的快速配件选型方法，其特征在于：步骤一中，在多旋翼飞行器中，能直接获取的指标包括：飞行器的总重量m_copter，单位：kg，螺旋桨的个数n_p，期望的竖直爬升加速度a_c，单位：m/s²，期望的飞行高度h，单位：m；这样就需要对多旋翼的顶层设计需求进行分解，根据顶层需求的参数m_copter,n_p,a_c,h，计算得到动力系统的设计需求参数ρ,T_hover,T_max；根据受力平衡的分析得到转换关系如下：

其中，g≈9.8m/s²是当地重力加速度；空气密度本身就取决于高度，这里给出一个估计公式

其中，h表示飞行器当前飞行的海拔高度，ρ₀＝1.293kg/m³表示标准水平面气压，T_t表示飞行高度气温，取T_t＝20℃。

3.根据权利要求2所述的一种飞行器动力系统的快速配件选型方法，其特征在于：步骤一中，在固定翼飞行器为中，描述动力系统设计的需求参数的获取；固定翼飞行器的标称飞行状态为以额定速度进行匀速前飞；因此，固定翼飞行器的单螺旋桨标称拉力T_hover用于克服平飞时的空气阻力；设固定翼飞行器以额定速度前飞时的空气阻力为D，单位：N，瞬时的前飞加速度设计需求为a_c，单位：m/s²，飞行器的总重量m_copter，单位：kg，则根据受力平衡得到固定翼飞行器的动力系统设计参数T_hover和T_max求解表达式为

而电池放电时间t_discharge与固定翼在额定前飞速度下的飞行时间需求相同，空气密度ρ的取值通过公式(23)获取。

4.根据权利要求1所述的一种飞行器动力系统的快速配件选型方法，其特征在于：步骤二中，这里的数据库并不需要以编程的形式给出，只是约定一个产品范围的抽象表述。

5.根据权利要求1或4所述的一种飞行器动力系统的快速配件选型方法，其特征在于：步骤二中，电机数据库设定为T-MOTOR官网的U系列效率电机，那么最优电机选型的搜索就是从这个范围内找。

6.根据权利要求1或4所述的一种飞行器动力系统的快速配件选型方法，其特征在于：步骤四中，选择产品的原则是：a)保证产品的参数尽量接近Θ_mOpt；b)如果有多个产品可选，那么选择内阻更小的产品；c)如果在后面流程中发现电机不符合需求，那么重新回到这一步选择另一个电机进行后续的步骤。

7.根据权利要求1或4所述的一种飞行器动力系统的快速配件选型方法，其特征在于：步骤五中，选择产品的原则是参数尽量接近Θ_pOpt：a)保证产品的参数尽量接近Θ_pOpt；b)如果有多个产品可选，那么选择拉力系数与阻力系数比值C_T/C_M更高的产品。

8.根据权利要求1或4所述的一种飞行器动力系统的快速配件选型方法，其特征在于：步骤六中，产品选择的原则是：a)保证产品的参数尽量接近Θ_eOpt，或者根据实际需求选择大于期望值U_eMaxOpt,I_eMaxOpt来保证足够的安全裕度；b)如果有多个产品可选，那么选择内阻最小的产品。

9.根据权利要求1或4所述的一种飞行器动力系统的快速配件选型方法，其特征在于：步骤七中，产品选择的原则是：a)保证产品的参数尽量接近Θ_eOpt；b)如果有多个产品可选，那么选择内阻最小的产品。