CN114297770A - 一种电动无人机旋翼的快速设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种电动无人机旋翼的快速设计方法，包括步骤：S1：明确电动推进无人机总体设计技术要求，包括设计高度H、需用拉力T_design、巡航速度V、巡航效率η和尺寸约束；S2：确定旋翼设计额定转速ω及设计直径D；S3：确定翼型配置；S4：采用统计经验的方法初步确定弦长分布b(x)；S5：确定扭转β(x)分布；S6：旋翼性能的评估；S7：判断计算拉力T与设计需用拉力T_design关系；计算旋翼力效；本发明的旋翼设计无需复杂的三维外形优化，即可满足总体方案论证阶段的旋翼设计精度要求，达到了快速评估的需求。利用该设计方法进行快速设计并通过对比试验数据及验证计算，证明了此设计方法不仅计算精度可靠，而且大大缩短了旋翼的设计周期，满足旋翼快速设计及精度需求。

Description

一种电动无人机旋翼的快速设计方法

技术领域

本发明属于旋翼飞行器动力系统设计领域，具体涉及一种电动无人机旋翼的快速设计方法。

背景技术

随着低空领域逐渐开放，通用航空产业发展迅速，旋翼无人机以其出色的悬停性能，在多个领域广泛的应用，能够有效改变原有的作业方式，提高资源利用率。旋翼作为垂直起降型无人机动力系统的核心，其自身工作流场复杂，设计难度大。常规设计方法主要是基于代理模型的优化设计，计算方法有数值和解析计算，由于旋翼外形复杂，设计变量过多，不论是数值还是理论方法，均存在迭代周期长，难以收敛等问题，不适用旋翼飞行器总体方案设计阶段的快速论证需求。

因此，如何改进常规旋翼设计方法以克服上述的技术缺陷，是本领域急需解决的关键问题。

发明内容

针对常规旋翼设计方法迭代周期长且难以收敛等问题，本发明提供了一种电动无人机旋翼的快速设计方法，目的在于提供一种旋翼飞行器总体方案论证阶段的旋翼快速设计方法。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种电动无人机旋翼的快速设计方法，包括如下步骤：

S1：明确电动无人机总体设计技术要求，包括设计高度H、需用拉力T_design、巡航速度V、巡航效率η和尺寸约束；

S2：确定旋翼设计额定转速ω及设计直径D；

S3：确定翼型配置；

S4：确定弦长b(x)分布；

采用统计经验的方法初步确定弦长分布b(x)；

S5：确定扭转β(x)分布；

利用动量理论，只考虑轴向诱导速度，初步确定诱导速度v_d分布，根据叶素速度多边形，计算出旋翼的悬停的来流角

，根据已配置的翼型，结合工作雷诺数Re和马赫数Ma，经XFoil确定出每个叶素剖面的最优设计迎角α_opt，根据叶素速度多边形，可得到叶素剖面的安装角β(x)分布；

S6：旋翼性能的评估；

依据片条理论对旋翼进行建模分析，根据叶素速度多边形、环量理论和径向动量理论，迭代得到诱导速度的分布，对整个桨叶段积分可得到翼型升力系数C_T及功率系数C_P，然后可得到旋翼的拉力T和功率P；

S7：判断计算拉力T与设计需用拉力T_design关系；

当计算拉力T大于设计需用拉力T_design时，初步满足设计要求，执行下一步，反之，可改变设计直径、翼型配置或其他设计参数，继续执行步骤S2及后续步骤；

S8：计算旋翼力效；

根据悬停所需的功率及计算拉力，可计算出悬停旋翼力效；

判断旋翼力效是否满足设计需用力效，若满足，则此旋翼设计初步方案满足设计要求，若不满足，继续改变设计参数，继续执行步骤S2及后续步骤。

进一步地，所述步骤S2中，旋翼设计额定转速ω与设计直径D的确定用桨尖速度V_tip来表征，设计的桨尖速度不大于临界马赫数，临界马赫数是1Ma，以降低激波阻力，通常设计的桨尖速度不超过马赫数为0.75马赫，即：

式中：a为当地的音速。

进一步地，所述步骤S3中，翼型配置采用三段翼型，桨叶半径为R，在桨根0.2R～0.5R处将采用厚翼型，以提高结构强度；在内段0.5R～0.75R将采用高升力翼型，以提高升力；在桨根0.75R～R将采用薄翼型，以提高阻力发散马赫数。

进一步地，所述步骤S4中，桨叶弦长沿着半径方向呈先增加后降低形式，根据相对弦长大小，分成窄、中和宽三种桨叶，可以根据最大相对弦长(b/D的最大值)来区分，比值为6％-7％为窄桨叶，8％左右为中桨叶，9％-10％为宽桨叶，其中中窄桨叶适用于低海拔和地面的旋翼设计，宽桨叶适用于高空的旋翼设计；根据统计经验规律，分别得到窄、中和宽桨叶的相对弦长分布

如下：

式中：x为桨叶位置的无量纲化量。

进一步地，所述步骤S5中，确定扭转β(x)分布的具体方法为：

利用动量理论，只考虑轴向诱导速度，初步确定诱导速度v_d分布：

式中：ρ为空气密度。

根据叶素速度多边形，计算出旋翼的悬停来流角

：

取微小来流角修正τ。当每个叶素剖面的迎角是翼型升阻比最大时，整个桨叶的能量损失最小，力效η最大，设计计算时，根据已配置的翼型，结合工作雷诺数Re和马赫数Ma，经XFoil确定出每个叶素剖面的最优设计迎角α_opt，根据叶素速度多边形，可得到叶素剖面的安装角β(x)分布为：

进一步地，所述步骤S6中，旋翼性能的评估具体为：

依据片条理论对旋翼进行建模分析，根据叶素速度多边形，叶素合速度V_E：

依据环量理论，叶素环量与弦长b、翼型升力系数C_L和合速度V_E之间的关系：

依据旋翼径向动量理论，并考虑桨尖损失，引入Prandtl修正因子F，可得到径向诱导速度w_t：

式中：B为桨叶片数，

为桨尖安装角，r为桨叶位置；

根据叶素速度多边形，可得到来流角

、径向诱导速度w_t和垂向诱导速度w_a之间的关系如下：

由以上各式迭代可以得到诱导速度的分布，对整个桨叶段积分可得到旋翼拉力系数C_T、功率系数C_P计算式如下：

式中：x_h为桨毂位置，x_T为桨尖位置，σ为桨叶实度。

可得到旋翼的拉力T和功率P为：

式中：ρ为空气密度。

进一步地，所述步骤S8中根据悬停所需的功率P及计算拉力T，计算出悬停旋翼力效η为：

与现有技术相比，本发明的旋翼设计无需复杂的三维外形优化，即可满足总体方案论证阶段的旋翼设计精度要求，达到了快速评估的需求。

为验证本发明的效果，针对某小型无人机旋翼的设计要求，利用该设计方法对其进行快速设计并通过对比试验数据及验证计算，证明了此设计方法不仅计算精度可靠，而且大大缩短了旋翼的设计周期，满足旋翼飞行器总体方案论证阶段的旋翼快速设计及精度需求。

附图说明

图1为本发明的一种电动无人机旋翼的具体设计流程；

图2为本发明设计的旋翼外形参数；

图3为本发明的桨叶剖面速度和受力图；

图4为本发明设计的旋翼拉力随转速变化曲线；

图5为本发明设计的旋翼功率随转速变化曲线；

图6为本发明设计的旋翼力效随转速变化曲线。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

本发明提供的旋翼设计方法主要包括以下步骤：首先明确旋翼总体设计技术要求；确定设计额定转速及设计直径、翼型配置、弦长及扭转分布；利用片条理论对旋翼性能评估；不断调整设计参数直到旋翼计算拉力满足设计需用拉力；计算旋翼悬停力效直到满足设计需求力效；具体设计流程如图1所示。

本发明所采用的一个具体的技术方案为:

一种电动无人机旋翼的快速设计方法，具体包括如下步骤：

S1.明确旋翼总体设计技术要求；

根据旋翼无人机的任务要求及使用环境，可确定旋翼的设计要求，包括设计高度H＝0、设计拉力T_design＝5N、力效指标η_design≥11g/W。

S2.确定设计额定转速ω及设计直径D；

设计额定转速ω与设计直径D的确定可以用桨尖速度V_tip来表征，设计的桨尖速度应满足小于临界马赫数，以降低激波阻力，确定设计额定转速ω＝523.5988rad/s、设计直径D＝0.2794m。

S3.确定翼型配置；

本发明采用三段翼型配置进行旋翼初步设计，为保证各叶素剖面平滑过渡及各段设计要求，在桨根0.2R～0.5R处采用S8037翼型；在内段0.5R～0.75R采用NACA4412翼型；在桨根0.75R～R采用CLARK-Y翼型。

S4.确定弦长b(x)分布；

本发明拟采用统计经验的方法初步确定弦长分布b(x)，根据相对弦长大小，分成窄、中和宽三种桨叶，可以根据最大相对弦长(b/D的最大值)来区分，比值为6％-7％为窄桨叶，8％左右为中桨叶，9％-10％为宽桨叶，其中中窄桨叶适用于低海拔和地面的旋翼设计，宽桨叶适用于高空的旋翼设计；根据统计经验规律，本方案在海平面拟采用窄桨叶的相对弦长分布

式中：x为桨叶位置的无量纲化量。

旋翼设计的弦长分布曲线如附图2所示。

步骤五：确定扭转β(x)分布；

利用动量理论，只考虑轴向诱导速度，可初步确定诱导速度分布：

式中：ρ为空气密度。

根据叶素速度多边形，可计算出旋翼的悬停来流角

：

考虑到径向诱导速度，通常相对于轴向诱导速度是个小量，因此，取微小来流角修正τ，τ是由径向诱导速度引起的迎角增量，通常相对于垂向较小，对于一般小型螺旋桨，初步计算，可取1-2度微小修正量。当每个叶素剖面的迎角是翼型升阻比最大时，整个桨叶的能量损失最小，力效η最大，因此初步设计计算时，根据已配置的翼型，结合工作雷诺数Re和马赫数Ma，经XFoil确定出每个叶素剖面的最优设计迎角α_opt，根据叶素速度多边形，可得到叶素剖面的安装角β(x)分布为：

旋翼设计的扭转分布结果如附图2所示。

S6.旋翼性能的评估；

依据片条理论对旋翼进行建模分析，作用在叶素上的速度和力如附图3所示，dL为叶素升力，dD为叶素阻力，dT为拉力，dF为水平阻力，w为合诱导速度，ωr为叶素圆周速度，根据叶素速度多边形，叶素合速度V_E：

依据环量理论，叶素环量Γ与弦长b、翼型升力系数C_L和合速度V_E之间的关系：

依据旋翼径向动量理论，并考虑桨尖损失，引入Prandtl修正因子F，可得到径向诱导速度w_t：

式中：B为桨叶片数，

为桨尖安装角，r为桨叶位置；

根据叶素速度多边形，可得到来流角

、径向诱导速度w_t和垂向诱导速度w_a之间的关系如下：

由以上各式迭代可以得到诱导速度的分布，对整个桨叶段积分可得到旋翼拉力系数C_T、功率系数C_P计算式如下：

式中：x_h为桨毂位置，x_T为桨尖位置，σ为桨叶实度。

可得到旋翼的拉力T和功率P为：

式中：ρ为空气密度。

旋翼拉力随转速变化曲线如附图4所示，旋翼功率随转速变化曲线如附图5所示。

旋翼的力效η为：

旋翼力效随转速变化曲线附图6所示。

S7.判断计算拉力T与设计拉力T_design关系；

计算结果显示，在设计额定转速5000RPM时，计算拉力T＝5.06N大于设计需用拉力T_design＝5N时，满足悬停拉力设计需求。

S8.计算旋翼力效；

结合悬停所需的功率P＝44.46W，并考虑电机电调系统的传递效率η_t＝0.85，可计算出旋翼悬停力效指标η＝11.6g/W＞11g/W，因此得到此旋翼设计初步方案满足设计要求，通过对比静态拉力测试试验数据，误差均在5％以内，证明了此设计方法不仅计算精度可靠，而且大大缩短了旋翼的设计周期，满足旋翼飞行器总体方案论证阶段的旋翼快速设计及精度需求。

Claims (6)

1.一种电动无人机旋翼的快速设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1：明确电动无人机总体设计技术要求，包括设计高度H、需用拉力T_design、巡航速度V、巡航效率η和尺寸约束；

S2：确定旋翼设计额定转速ω及设计直径D；

S3：确定翼型配置；

S4：确定弦长b(x)分布；

采用统计经验的方法初步确定弦长分布b(x)；

S5：确定扭转β(x)分布；

利用动量理论，只考虑轴向诱导速度，初步确定诱导速度v_d分布，根据叶素速度多边形，计算出旋翼的悬停的来流角

根据已配置的翼型，结合工作雷诺数Re和马赫数Ma，经XFoil确定出每个叶素剖面的最优设计迎角α_opt，根据叶素速度多边形，可得到叶素剖面的安装角β(x)分布；

S6：旋翼性能的评估；

依据片条理论对旋翼进行建模分析，根据叶素速度多边形、环量理论和径向动量理论，迭代得到诱导速度的分布，对整个桨叶段积分可得到翼型升力系数C_T及功率系数C_P，然后可得到旋翼的拉力T和功率P；

S7：判断计算拉力T与设计需用拉力T_design关系；

当计算拉力T大于设计需用拉力T_design时，初步满足设计要求，执行下一步，反之，可改变设计直径、翼型配置或其他设计参数，继续执行步骤S2及后续步骤；

S8：计算旋翼力效；

根据悬停所需的功率P及计算拉力T，可计算出悬停旋翼力效η；

判断旋翼力效是否满足设计需用力效，若满足，则此旋翼设计初步方案满足设计要求，若不满足，继续改变设计参数，继续执行步骤S2及后续步骤。

2.根据权利要求1所述的一种电动无人机旋翼的快速设计方法，其特征在于，所述步骤S2中，旋翼设计额定转速ω与设计直径D的确定用桨尖速度V_tip来表征，设计的桨尖速度不大于0.75马赫，即：

式中：a为当地的音速。

3.根据权利要求1所述的一种电动无人机旋翼的快速设计方法，其特征在于，所述步骤S3中，翼型配置采用三段翼型，桨叶半径为R，在桨根0.2R～0.5R处将采用厚翼型；在内段0.5R～0.75R将采用高升力翼型；在桨根0.75R～R将采用薄翼型。

4.根据权利要求1所述的一种电动无人机旋翼的快速设计方法，其特征在于，所述步骤S4中，桨叶弦长沿着半径方向呈先增加后降低形式，根据相对弦长大小，分成窄、中和宽三种桨叶，根据统计经验规律，分别得到窄、中和宽桨叶的相对弦长分布

如下：

式中：x为桨叶位置的无量纲化量。

5.根据权利要求1所述的一种电动无人机旋翼的快速设计方法，其特征在于，所述步骤S5中，确定扭转β(x)分布的具体方法为：

利用动量理论，只考虑轴向诱导速度，初步确定诱导速度v_d分布：

式中：ρ为空气密度；

根据叶素速度多边形，计算出旋翼的悬停来流角

取微小来流角修正τ；当每个叶素剖面的迎角是翼型升阻比最大时，整个桨叶的能量损失最小，力效η最大，设计计算时，根据已配置的翼型，结合工作雷诺数Re和马赫数Ma，经XFoil确定出每个叶素剖面的最优设计迎角α_opt，根据叶素速度多边形，可得到叶素剖面的安装角β(x)分布为：

6.根据权利要求1所述的一种电动无人机旋翼的快速设计方法，其特征在于，所述步骤S6中，旋翼性能的评估具体为：

依据片条理论对旋翼进行建模分析，根据叶素速度多边形，叶素合速度V_E：

依据环量理论，叶素环量与弦长b、翼型升力系数C_L和合速度V_E之间的关系：

依据旋翼径向动量理论，并考虑桨尖损失，引入Prandtl修正因子F，可得到径向诱导速度w_t：

式中：B为桨叶片数，

为桨尖安装角，r为桨叶位置；

根据叶素速度多边形，可得到来流角

径向诱导速度w_t和垂向诱导速度w_a之间的关系如下：

由以上各式迭代可以得到诱导速度的分布，对整个桨叶段积分可得到旋翼拉力系数C_T、功率系数C_P计算式如下：

式中：x_h为桨毂位置，x_T为桨尖位置，σ为桨叶实度；

可得到旋翼的拉力T和功率P为：

式中：ρ为空气密度。

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