CN109657278B - 一种多旋翼飞行器动力系统和机身快速设计方法 - Google Patents

一种多旋翼飞行器动力系统和机身快速设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明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。

Description

一种多旋翼飞行器动力系统和机身快速设计方法
技术领域
本发明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。
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。本发明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。
发明内容
本发明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
Figure BDA0001875808010000021
(单位：min)；2)负载
Figure BDA0001875808010000022
(单位：kg)；3)标称油门(或者悬停油门)
Figure BDA0001875808010000023
4)动力单元(电机、电调、螺旋桨组合)的数量np；5)空气密度
Figure BDA0001875808010000024
(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
Figure BDA0001875808010000025
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
Figure BDA0001875808010000026
Figure BDA0001875808010000031
注：表1中的螺旋桨螺距角
Figure BDA0001875808010000032
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：
Figure BDA0001875808010000033
本发明要解决的飞行器配件整体优化问题如下：
本发明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。
本发明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：
Figure BDA0001875808010000034
其中，
Figure BDA0001875808010000041
(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。
Figure BDA0001875808010000042
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，
Figure BDA0001875808010000043
T*，mmep，
Figure BDA0001875808010000044
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，
Figure BDA0001875808010000045
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，
Figure BDA0001875808010000046
得到标准化参数
Figure BDA0001875808010000047
具体来讲，对于标准化参数
Figure BDA0001875808010000048
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
Figure BDA0001875808010000049
其他如
Figure BDA00018758080100000410
的选取方法和
Figure BDA00018758080100000411
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
Figure BDA00018758080100000412
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
Figure BDA0001875808010000051
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
Figure BDA0001875808010000052
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
Figure BDA0001875808010000053
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
Figure BDA0001875808010000054
和设计要求
Figure BDA0001875808010000055
带入到以下公式中就可以得到其放电时间
Figure BDA0001875808010000056
同时计算出飞机总重量mcopter，也就是油门值为
Figure BDA0001875808010000057
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。
Figure BDA0001875808010000058
Figure BDA0001875808010000059
Figure BDA0001875808010000061
Figure BDA0001875808010000062
IbHover＝np·IeHover+Iother (8)
Figure BDA0001875808010000063
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。
Figure BDA0001875808010000064
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
Figure BDA0001875808010000065
Figure BDA0001875808010000066
表示飞机实际续航时间。
步骤二：
如果步骤一中的放电时间(续航时间)
Figure BDA0001875808010000067
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。
Figure BDA0001875808010000068
εt表示实际设计的续航时间
Figure BDA0001875808010000069
与期望的续航时间
Figure BDA00018758080100000610
的相对误差，且εt＞0由设计者根据可以接受的误差大小来选择。另外选取：
Figure BDA00018758080100000611
这里
Figure BDA00018758080100000612
表示所设计的飞行器实际续航时间，即实际设计续航时间等于电池放电时间，根据公式(10)可知这里实际续航时间与期望的飞机续航时间接近但是不一定相等，实际续航时间与期望的续航时间的偏差允许的最大值取决于εt。
Figure BDA00018758080100000613
表示实际设计的飞机载重，显然这里实际载重就是按照期望的载重
Figure BDA0001875808010000071
选取的。
Figure BDA0001875808010000072
表示实际设计的悬停油门，显然这里的实际悬停油门就按照期望的悬停油门
Figure BDA0001875808010000073
选取的。
Figure BDA0001875808010000074
都属于设计输出中的参数。
步骤三：
对于数据库Φmep中的所有动力系统组合Θmep，重复上面的步骤一和步骤二，就可以得到筛选过后的数据库Φ′mep。如果没有任何动力系统组合通过筛选，则应提示错误，并且中止下文中的所有步骤。
第二阶段：电池和机身的选取
步骤一：电池选取
电池主要由三个参数决定，具体包括：标称电压Ub(单位：V)，容量Cb(单位：mHA)和最大放电电流IbMax(单位：A)。首先，电池电压Ub参数由Θmep提供；其次，根据公式(8)可以算出满油门时候最大放电电流，即
Figure BDA0001875808010000075
参数
Figure BDA0001875808010000076
由Θmep提供。要求
Figure BDA0001875808010000077
满足
Figure BDA0001875808010000078
以满足电池的安全操作要求。电池最大放电电流IbMax可以用下面公式计算得出：
Figure BDA0001875808010000079
这里通常取αIb≥1.5，这里表示需要选取的电池的最大标称电流IbMax是满油门时最大放电电流
Figure BDA00018758080100000710
的αIb倍，以满足安全性；最后，按照公式(12)计算出电池容量，单位是mAH。
Figure BDA00018758080100000711
到这里就得到了电池的三个参数。
步骤二：机身设计
机身直径Dair(单位：m)在机身选取和设计中是最重要的参数。实际上，Dair越小越好。但是螺旋桨的尺寸会限制机身直径的选取，也就是在选取机身大小时，应该兼顾螺旋桨尺寸。图3(a)、(b)、(c)展示了螺旋桨尺寸和最小机身半径Rmin的关系，这里螺旋桨半径表示为Rp＝Dp/2，机身半径表示为Rair＝Dair/2,相邻的机臂的夹角表示为θr＝2π/nr(单位：rad)，nr表示机臂的数量。因此，按照图3(a)、(b)、(c)中的几何关系，可以得出最小机身半径和螺旋桨直径的关系如下：
Figure BDA0001875808010000081
需要注意的是尽管满足公式(13)就可以避免螺旋桨在工作时相互碰撞，但是考虑到空气动力学，要避免相邻螺旋桨气流上的相互影响，就应该在相邻螺旋桨之间保留必要的间隙，所以实际中的机身半径选取可以按照如下公式：
Figure BDA0001875808010000082
其中，设计者根据实际情况选取αr＝1.05～1.2。αr选取越大，表示相邻螺旋桨之间的间隙越大，αr＝1时，表示相邻螺旋桨之间间隙为0。
第三阶段：计算目标函数并对结果进行排序
对数据库Φ′mep中的所有动力系统组合Θmep执行前面两个阶段，可以得到数据库Φ′mep中每个动力系统组合对应的电池和机身参数，且满足设计需求和结构要求。这里将设计好的多旋翼各种参数集合定义为：
Figure BDA0001875808010000083
公式(15)中的参数的含义在前文已经有说明，且其对应的数值在前面步骤中都已求得。
对于每一种动力系统Θmep都会得到一个Θout，那么就需要判断哪一个Θout最优，这里定义一个目标函数：
Figure BDA0001875808010000084
式中，X1,…,X7＞0表示评估指标，
Figure BDA0001875808010000091
表示标准化后的参数，k1,…,k7＞0表示权重系数，具体定义如公式(17)所示：
Figure BDA0001875808010000092
Figure BDA0001875808010000093
根据设计需求即Θin来，由设计者确定，在具体实现时可以预先提供多组
Figure BDA0001875808010000094
根据经验将其对应不同的设计需求预先保存在数据库中，当输入设计需求参数时候，数据库自动匹配合适的一组
Figure BDA0001875808010000095
进行后面的解算。k1,…,k7默认情况都为1，设计者也可以根据需求侧重不同，进行调整。
计算出每个动力系统Θmep的Θout后，就可以根据式(16)计算每一个Θout对应的J。最后选取最小的J所对应的Θout得到最优配件组合，用数学公式表示为：
Figure BDA0001875808010000096
本发明的优点在于：
本发明提出的多旋翼飞行器快速最优设计方法可以指导用户快速地选择最优的飞行器组件的型号，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是本发明的步骤流程图。
图3(a)是三旋翼机身尺寸与螺旋桨尺寸几何关系图。
图3(b)是四旋翼机身尺寸与螺旋桨尺寸几何关系图。
图3(c)是任意多旋翼机身尺寸与螺旋桨尺寸几何关系图。
图4是多旋翼机身结构说明图。
图中符号说明如下：
图1中的符号说明：σ为油门信号，Ub为电池电压，Um为电机电压，Im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：Φm为电机产品数据库，Φe为电调产品数据库，Φp为螺旋桨产品数据库，{Θm,Θe,Θp}为电机、电调和螺旋桨的动力系统组合，Θmep为动力系统组合，Φmep为动力系统组合数据库，Θin为多旋翼设计需求，Θout表示设计结果，Φ′mep表示筛选后符合设计需求Θin的动力系统组合数据库，
Figure BDA0001875808010000101
为最优设计输出。
图3(a)、(b)、(c)中的符号说明：θr为相邻机臂的夹角，Rp表示螺旋桨尺寸，Rmin表示最小机身半径。
图4中的符号说明：⑥机臂，⑦机身，⑧起落架
具体实施方式
再执行在线方法之前，离线方法实施方式如下。
对于电机型号为JFRC U3508KV550(ImMax＝20A UmMax＝22.2V Kv＝550)的电机，电池型号为ACE LiPo 6S 5300mHA(Ub＝22.2V ImMax＝159A Cb＝5300mHA)的电池，电调型号为HobbyWing X-Rotor 40A(UeMax＝22.2V IeMax＝40A)，假设可供选择的螺旋桨如表2所示：
APC 13x5.5 12x5.5CF
APC 12x4.5 APC 11x5.5
APC 10x4.5 GF 10x4.5
APC 10x3.8 DJI 9.4x5
表2可供选择的螺旋桨型号
根据离线方法步骤，筛选后的结果如表3所示，如果螺旋桨尺寸过大(表3：>12x5.5)不能满足公式(1)，因为满油门时的电流
Figure BDA0001875808010000111
超过了电机的最大限额20A，因此被排除。如果螺旋桨过小(表3：<11x4.5)，则满油门推力T*过小，导致指标函数Jmep过小，因此也被排除。因此只有两个螺旋桨(APC11x5.5和APC12x4.5)满足要求，具体计算结果在表3中第3、4行。
Figure BDA0001875808010000119
表3动力系统筛选结果
根据离线方法中的步骤三的要求，通过查找表3可以得到
Figure BDA0001875808010000112
这里选取{km1,km2,km3}＝{1,1,1}，Jmep根据公式(3)计算得出，对应的结果在表3中最后一列。从结果来看，螺旋桨型号为APC12x4.5的桨和电机U3508KV550是最优组合。
接下来是在线方法的过程举例：我们的目标是得到：
Figure BDA0001875808010000113
中的各种参数的数值。
第一阶段：筛选满足要求的动力系统组合
步骤一：整理需要用到的参数，计算电池放电时间。假设设计者期望的负载是
Figure BDA0001875808010000114
悬停时间为：
Figure BDA0001875808010000115
高度是h＝50m(对应的空气密度是
Figure BDA0001875808010000116
)，期望的悬停油门是
Figure BDA0001875808010000117
选择锂电池，那么电池密度是ρb＝240W·h/kg，四旋翼np＝4，即：
Figure BDA0001875808010000118
根据表3和表2中的数据，得到动力系统组合的各种参数为：
Figure BDA0001875808010000121
将Θin和Θmep中的数据带入公式(4)～(9)计算出
Figure BDA0001875808010000122
的数值，和mcopter具体过程如下
Figure BDA0001875808010000123
Figure BDA0001875808010000124
Figure BDA0001875808010000125
Figure BDA0001875808010000126
需要注意的是上面式子中kt0,kt1,kt2需要通过实验测试数据拟合得到。由于缺少数据，这里假设式子计算得到的结果是12.5A。具体过程如下：
IbHover＝np·IeHover+Iother＝4×12.5+0.5＝50.5A
Figure BDA0001875808010000127
步骤二：筛选动力系统组合。判断第一步中得到的结果是否满足公式(10)的筛选，这里假设满足公式(10)。然后将Θmep保存到数据库Φ′mep中，其余参数取：
Figure BDA0001875808010000128
步骤三：建立数据库。实际中如果有其他动力系统组合，那么重复第一步和第二步，这里的例子里只取一组动力系统组合数据。
第二阶段：电池和机身的选取
步骤一：计算电池参数。根据公式(11)计算电池最大放电电流IbMax，根据公式(12)计算电池容量Cb参数Ub在Θmep中已经提供。具体过程如下：
Figure BDA0001875808010000129
Figure BDA0001875808010000131
步骤二：计算机身参数。根据公式(14)计算机身尺寸，得到直径Dair。具体过程如下：
Figure BDA0001875808010000132
第三阶段：计算目标函数并对结果进行排序
计算目标函数值。根据上面计算得到的参数，代入公式(16)、(17)中计算目标函数值J＝fJ(Θout)。对多个结果排序。如果第三步中得到多组动力系统组合，那么重复步第四步到第六步。这里假设有三组动力系统组合，经过重复第四步到第六步得到三组Θout分别为Θout1,Θout,2Θout，3计算得到结果分别是J1＝fJ(Θout1)，J2＝fJ(Θout2)，J3＝fJ(Θout3)。假设目标函数计算结果存在关系J2＜J1＜J3，那么对他们对应的Θout排序同样有，Θout2＜Θout1＜Θout3。也就是说Θout2所对应的多旋翼配件组合是最优的，Θout1次之，Θout3最差。

Claims (2)

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：
Figure FDA0003727737800000011
其中，
Figure FDA0003727737800000012
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；
Figure FDA0003727737800000013
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，
Figure FDA0003727737800000014
T*，mmep，
Figure FDA0003727737800000015
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，
Figure FDA0003727737800000016
表示满油门时的力效；
步骤三：
利用步骤二中的T*，mmep，
Figure FDA0003727737800000021
得到标准化参数
Figure FDA0003727737800000022
具体来讲，对于标准化参数
Figure FDA0003727737800000023
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
Figure FDA0003727737800000024
和
Figure FDA0003727737800000025
的选取方法和
Figure FDA0003727737800000026
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
Figure FDA0003727737800000027
其中，km1,km2,km3是正系数；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
Figure FDA0003727737800000028
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
Figure FDA0003727737800000029
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
Figure FDA00037277378000000210
需要将动力系统组合，动力系统的参数集合为
Figure FDA00037277378000000211
和
设计要求
Figure FDA0003727737800000031
带入到公式(4)～(8)中得到其放电时间
Figure FDA0003727737800000032
同时计算出飞机总重量mcopter，也就是油门值为
Figure FDA0003727737800000033
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；
Figure FDA0003727737800000034
Figure FDA0003727737800000035
Figure FDA0003727737800000036
Figure FDA0003727737800000037
IbHover＝np·IeHover+Iother (8)
Figure FDA0003727737800000038
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；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；
Figure FDA0003727737800000039
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
Figure FDA00037277378000000310
Figure FDA00037277378000000311
表示飞机实际续航时间；
步骤二：
如果步骤一中的放电时间
Figure FDA00037277378000000312
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；
Figure FDA0003727737800000041
εt表示实际设计的续航时间
Figure FDA0003727737800000042
与期望的续航时间
Figure FDA0003727737800000043
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：
Figure FDA0003727737800000044
Figure FDA0003727737800000045
表示所设计的飞行器实际续航时间，即实际设计续航时间等于电池放电时间，根据公式(10)可知实际续航时间与期望的飞机续航时间存在偏差，实际续航时间与期望的续航时间的偏差允许的最大值取决于εt；
Figure FDA0003727737800000046
表示实际设计的飞机载重，实际载重就是按照期望的载重
Figure FDA0003727737800000047
选取的；
Figure FDA0003727737800000048
表示实际设计的悬停油门，实际悬停油门就按照期望的悬停油门
Figure FDA0003727737800000049
选取的；
Figure FDA00037277378000000410
Figure FDA00037277378000000411
都属于设计输出中的参数；
步骤三：
对于数据库Φmep中的所有动力系统组合Θmep，重复上面的步骤一和步骤二，得到筛选过后的数据库Φ′mep；如果没有任何动力系统组合通过筛选，则应提示错误，并且中止下文中的所有步骤；
第二阶段：电池和机身的选取
步骤一：电池选取
电池由三个参数决定，具体包括：标称电压Ub，单位是V；容量Cb，单位是mHA和最大放电电流IbMax，单位是A；首先，电池电压Ub参数由Θmep提供；其次，根据公式(8)算出满油门时候最大放电电流，即
Figure FDA00037277378000000412
参数
Figure FDA00037277378000000413
由Θmep提供；要求
Figure FDA00037277378000000414
满足
Figure FDA00037277378000000415
以满足电池的安全操作要求；电池最大放电电流IbMax用下面公式计算得出：
Figure FDA00037277378000000416
取αIb≥1.5，表示需要选取的电池的最大标称电流IbMax是满油门时最大放电电流
Figure FDA00037277378000000417
的αIb倍；最后，按照公式(12)计算出电池容量，单位是mAH；
Figure FDA0003727737800000051
到这里就得到了电池的三个参数；
步骤二：机身设计
机身直径Dair在机身选取和设计中是最重要的参数，单位是m；实际上，Dair越小越好；但是螺旋桨的尺寸会限制机身直径的选取，也就是在选取机身大小时，兼顾螺旋桨尺寸；最小机身半径表示为Rmin，螺旋桨半径表示为Rp＝Dp/2，机身半径表示为Rair＝Dair/2,相邻的机臂的夹角表示为θr＝2π/nr，单位是rad；nr表示机臂的数量；因此，得出最小机身半径和螺旋桨直径的关系如下：
Figure FDA0003727737800000052
尽管满足公式(13)就能避免螺旋桨在工作时相互碰撞，但是考虑到空气动力学，要避免相邻螺旋桨气流上的相互影响，在相邻螺旋桨之间保留间隙，所以实际中的机身半径选取按照如下公式：
Figure FDA0003727737800000053
其中，设计者根据实际情况选取αr＝1.05～1.2；αr选取越大，表示相邻螺旋桨之间的间隙越大，αr＝1时，表示相邻螺旋桨之间间隙为0；
第三阶段：计算目标函数并对结果进行排序
对数据库Φ′mep中的所有动力系统组合Θmep执行前面两个阶段，得到数据库Φ′mep中每个动力系统组合对应的电池和机身参数，且满足设计需求和结构要求；将设计好的多旋翼各种参数集合定义为：
Figure FDA0003727737800000054
公式(15)中的参数的含义在前文已经有说明，且其对应的数值在前面步骤中都已求得；
对于每一种动力系统Θmep都会得到一个Θout，那么就需要判断哪一个Θout最优，定义一个目标函数：
Figure FDA0003727737800000061
式中，X1,…,X7＞0表示评估指标，
Figure FDA0003727737800000062
表示标准化后的参数，k1,…,k7＞0表示权重系数，具体定义如公式(17)所示：
Figure FDA0003727737800000063
Figure FDA0003727737800000064
根据设计需求即Θin来，由设计者确定，在具体实现时预先提供多组
Figure FDA0003727737800000065
根据经验将其对应不同的设计需求预先保存在数据库中，当输入设计需求参数时候，数据库自动匹配一组
Figure FDA0003727737800000066
进行后面的解算；k1,…,k7默认情况都为1；
计算出每个动力系统Θmep的Θout后，根据式(16)计算每一个Θout对应的J；最后选取最小的J所对应的Θout得到最优配件组合，用数学公式表示为：
Figure FDA0003727737800000067
2.根据权利要求1所述的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：电机制造商会在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。
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