CN115562040A - 一种垂直起降固定翼飞机电推进系统优化设计方法 - Google Patents
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Abstract
本专利给出了变距螺旋桨、电动机和功率变换器模型，包括每个部件的性能模型和质量模型，形成了垂直起降固定翼飞机的电动推进系统模型，给出了垂直起降固定翼飞机的电动推进系统优化设计变量、设计目标和设计约束，给出了基于遗传算法的优化求解方法。该方法可以实现电动推进系统中变距螺旋桨、电动机和功率变换器的优化匹配设计，得出的电推进系统设计能够兼顾推进系统推重比和推进效率，可以实现垂直起降固定翼飞机最优航时设计。
Description
技术领域
本发明涉及航空飞行器技术领域，具体的是一种垂直起降固定翼飞机电推进系统优化设计方法。
背景技术
垂直起降固定翼飞机的电动推进系统主要由变距螺旋桨、电动机、功率变换器组成。一方面，垂直起降固定翼飞机的电动推进系统要求在给定的飞行工况下，兼顾悬停状态下的电动推进系统推重比和巡航状态下的推进系统效率。另一方面，推进系统中各部件紧密耦合且工作特性区别很大，需要针对给定工作点的设计需求进行各部件的匹配设计。对垂直起降固定翼飞机的电动推进系统的快速优化设计是一个典型的多目标、跨学科优化设计问题，优化设计难度大。目前还没有针对垂直起降固定翼飞机的电动推进系统的设计方法。
本专利通过构建变距螺旋桨、电动机和功率变换器多学科模型，包括气动模型、电学模型和质量模型，形成了垂直起降固定翼飞机的电动推进系统模型，并采用遗传算法求解垂直起降固定翼飞机的电动推进系统模型所描述的带有约束的多目标非凸优化问题，实现了电动推进系统中变距螺旋桨、电动机和功率变换器的优化匹配设计。该专利设计出的垂直起降固定翼飞机的电动推进系统能够兼顾推进系统推重比和推进效率。
发明内容
为了解决垂直起降固定翼飞机的电动推进需要兼顾悬停和巡航性能、电动推进系统中变距螺旋桨、电动机和功率变换器的优化匹配设计难的问题，提出一种垂直起降固定翼飞机的电动推进系优化设计方法。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
本发明公开一种一种垂直起降固定翼飞机电推进系统优化设计方法，包括如下步骤：
步骤1：设计变量为变距螺旋桨半径Rprop、实度σ和叶片扭度k；在各自的取值范围内，为每种设计变量各随机生成一个初值，完成设计变量的初始化，带入步骤3；
步骤2：根据垂直起降固定翼飞机的需求，定义优化设计流程的四个设计要求，包括：悬停状态下(来流速度为0时)，变距螺旋桨的需求推力
能源动力系统重量msys(电动螺旋桨推进系统与储能系统总质量)；巡航状态下，飞机的平均平飞速度Vcruise，变距螺旋桨的需求推力
步骤3：将步骤1中的全局最优解初猜值、变距螺旋桨桨距角和步骤2中的工作条件带入变距螺旋桨气动模型，从而求解出变距螺旋桨在给定的悬停、巡航工况下变距螺旋桨的拉力Tprop、轴功率Pprop和气动效率ηprop；
其中，叶素诱导角度αi可由式(2)表征，
其中，算子a、b、c和d的式(3)表示：
其中，CL0、CLα、CD0、CDα1、CDα2表示翼型气动力系数，且满足如下关系式：
其中，β和φ分别表示叶素桨距角和本地入流角，并满足如下表达式：
该螺旋桨模型能够表征变距、宽飞行速度变化范围内螺旋桨的气动性能。
步骤4：若步骤3中解算的拉力Tprop和目标拉力Tdemand残差大于εpitch，则需要进入桨距角β迭代环节；若桨距角迭代次数已大于桨距角最大迭代次数maxit，则直接回到步骤1，重新迭代设计变量；若桨距角迭代次数小于桨距角最大迭代次数maxit，则直接回到步骤3，迭代桨距角并重新计算变距螺旋桨拉力Tprop、轴功率Pprop和气动效率ηprop；若解算拉力Tprop和目标拉力Tdemand的残差小于ε，则将解算出的轴功率Pprop带入步骤5；
步骤5：将步骤3中得到的变距螺旋桨轴功率Pprop带入电动机性能模型和功率变换器性能模型，得到电机和功率变换器在给定的悬停和巡航状态的功率消耗，并带入步骤6；其中，电动机性能模型和功率变换器性能模型分别由式(6)(7)表征；
PPC＝(Pmotor+PLoss)/ηPC (7)
步骤6：步骤3中的变距螺旋桨轴功率Pprop和气动效率ηprop以及步骤5中的电机和功率变换器的功率消耗分别带入变距螺旋桨质量模型、电动机质量模型和功率变换器质量模型，从而解算出变距螺旋桨质量mprop、电动机质量mmotor和功率变换器质量mPC，并带入步骤7；其中，变距螺旋桨质量模型、电动机质量模型和功率变换器质量模型分别由式(8)、(9)和(10)表征；
mprop＝0.03Tprop/9.81+0.5099Rprop+0.1127σ+0.1059Rprop 2+0.1046Rpropσ (8)
步骤7：从给定的能源动力系统重量中扣除螺旋桨质量mprop、电动机质量mmotor和功率变换器质量mPC，从而得到储能系统质量mbattery，并带入步骤8；
步骤8：以储能系统质量为输入，通过电池能量模型解算出储能系统最大容量Ebattery；其中，电池能量模型由式(11)表征；
步骤9：将储能系统最大容量以及电机、功率变换器能量消耗输入垂直起降固定翼飞机航时计算模块，从而解算出飞机巡航航时tcruise，并作为遗传算法的适应度函数J(Rprop,σ,k)；
步骤10：将输入步骤9中解算出的适应度函数值J(Rprop,σ,k)带入遗传算法求解器，并重复步骤1到步骤9，并将两次适应度函数值之差带入步骤10；
步骤11：若两次适应度函数值之差大于容差ε时，则继续重复骤1到步骤10；若两次适应度函数值之差小于容差ε时，则进入步骤12；
步骤12：优化流程终止，并输出最优设计结果和适应度函数值，完成垂直起降固定翼飞机的电动推进系统优化设计。
具体实施方案
技术方案：
本实施例提出一种垂直起降固定翼飞机电推进系统优化设计方法，包括如下步骤：
步骤1：设计变量为变距螺旋桨半径Rprop、实度σ和叶片扭度k；在各自的取值范围内，为每种设计变量各随机生成一个初值，完成设计变量的初始化，带入步骤3；下表给出了本实施案例中采用的设计变量取值范围；
表1设计变量取值范围
| 设计变量 | 下边界 | 上边界 |
| R/m | 0.2 | 1 |
| k/degree | 10 | 50 |
| σ | 0.05 | 0.2 |
步骤2：根据垂直起降固定翼飞机的需求，定义优化设计流程的四个设计要求，包括：悬停状态下(来流速度为0时)，变距螺旋桨的需求推力
能源动力系统重量msys(电动螺旋桨推进系统与储能系统总质量)；巡航状态下，飞机的平均平飞速度Vcruise，变距螺旋桨的需求推力
下表给出了本实施案例中设计要求的具体取值；
表2设计要求的具体取值
步骤3：将步骤1中的全局最优解初猜值、变距螺旋桨桨距角和步骤2中的工作条件带入变距螺旋桨气动模型，从而求解出变距螺旋桨在给定的悬停、巡航工况下变距螺旋桨的拉力Tprop、轴功率Pprop和气动效率ηprop；
其中，叶素诱导角度αi可由式(13)表征，
其中，算子a、b、c和d的式(14)表示：
其中，CL0、CLα、CD0、CDα1、CDα2表示翼型气动力系数，且满足如下关系式：
其中，β和φ分别表示叶素桨距角和本地入流角，并满足如下表达式：
该螺旋桨模型能够表征变距、宽飞行速度变化范围内螺旋桨的气动性能；下表给出了本实施案例中翼型气动力系数的具体取值；
表3翼型气动力系数的具体取值
| 参数名 | 取值 |
| 翼型 | ARA-D 10％AIRFOIL |
| CL<sub>0</sub> | 0.19 |
| CL<sub>α</sub> | 5.3 |
| CD<sub>0</sub> | 0.0018 |
| CD<sub>α1</sub> | 0.00855 |
| CD<sub>α2</sub> | 1.017 |
步骤4：若步骤3中解算的拉力Tprop和目标拉力Tdemand残差大于εpitch，则需要进入桨距角β迭代环节；若桨距角迭代次数已大于桨距角最大迭代次数maxit，则直接回到步骤1，重新迭代设计变量；若桨距角迭代次数小于桨距角最大迭代次数maxit，则直接回到步骤3，迭代桨距角并重新计算变距螺旋桨拉力Tprop、轴功率Pprop和气动效率ηprop；若解算拉力Tprop和目标拉力Tdemand的残差小于ε，则将解算出的轴功率Pprop带入步骤5；
步骤5：将步骤3中得到的变距螺旋桨轴功率Pprop带入电动机性能模型和功率变换器性能模型，得到电机和功率变换器在给定的悬停和巡航状态的功率消耗，并带入步骤6；其中，电动机性能模型和功率变换器性能模型分别由式(17)(18)表征；
PPC＝(Pmotor+PLoss)/ηPC (18)
其中，Kc、Ki、Kw、C分别表示电动机铜阻系数、铁阻系数、风阻系数和控制器消耗功率；ηPC表示功率变换器效率；下表给出了本实施案例中电机电磁性能参数的具体取值；
表4电机电磁性能参数的具体取值
| 参数名 | 取值 |
| K<sub>c</sub>/W/Nm<sup>2</sup> | 0.1 |
| K<sub>i</sub>/W/(rad/s) | 0.1 |
| K<sub>w</sub>/W/(rad/s)<sup>3</sup> | 1.0×10<sup>-5</sup> |
| C/W | 20 |
步骤6：步骤3中的变距螺旋桨轴功率Pprop和气动效率ηprop以及步骤5中的电机和功率变换器的功率消耗分别带入变距螺旋桨质量模型、电动机质量模型和功率变换器质量模型，从而解算出变距螺旋桨质量mprop、电动机质量mmotor和功率变换器质量mPC，并带入步骤7；其中，变距螺旋桨质量模型、电动机质量模型和功率变换器质量模型分别由式(19)、(20)和(21)表征；
mprop＝0.03Tprop/9.81+0.5099Rprop+0.1127σ+0.1059Rprop 2+0.1046Rprop (19)
其中，ρmotor表示电动机功率密度，ρPC表示功率变换器功率密度；下表给出了本实施案例中电动机和功率变换器功率密度的具体取值；
表5电动机和功率变换器功率密度的具体取值
| 参数名 | 取值 |
| ρ<sub>motor</sub>/kW/kg | 4.35 |
| ρ<sub>PC</sub>/kW/kg | 80 |
步骤7：从给定的能源动力系统重量中扣除螺旋桨质量mprop、电动机质量mmotor和功率变换器质量mPC，从而得到储能系统质量mbattery，并带入步骤8；
步骤8：以储能系统质量为输入，通过电池能量模型解算出储能系统最大容量Ebattery；其中，电池能量模型由式(22)表征；
其中，ηpacking表示电芯打包效率，ρcell表示锂电池电芯能量密度，ρpack表示电池组能量密度；下表给出了本实施案例中上述参数的具体取值；
表6设计要求的储能系统相关参数具体取值
| 参数名 | 取值 |
| η<sub>packing</sub> | 0.52 |
| ρ<sub>cell</sub>/Wh/kg | 239 |
步骤9：将储能系统最大容量以及电机、功率变换器能量消耗输入垂直起降固定翼飞机航时计算模块，从而解算出飞机巡航航时tcruise，并作为遗传算法的适应度函数J(Rprop,σ,k)；
步骤10：将输入步骤9中解算出的适应度函数值J(Rprop,σ,k)带入遗传算法求解器，并重复步骤1到步骤9，并将两次适应度函数值之差带入步骤10；
步骤11：若两次适应度函数值之差大于容差ε时，则继续重复骤1到步骤10；若两次适应度函数值之差小于容差ε时，则进入步骤12；
步骤12：优化流程终止，并输出最优设计结果和适应度函数值，完成垂直起降固定翼飞机的电动推进系统优化设计。
与现有技术相比较，本实施例得到的垂直起降固定翼飞机电推进系统可以实现变距螺旋桨、电动机和功率变换器的优化匹配设计，得出的电推进系统设计能够兼顾推进系统推重比和推进效率，可以实现垂直起降固定翼飞机最优航时设计。具体设计结果如下：
表7垂直起降固定翼电动推进系统优化设计实施案例设计结果
Claims (5)
1.一种垂直起降固定翼飞机电推进系统优化设计方法，其特征在于包括以下步骤：
步骤1：设计变量为变距螺旋桨半径Rprop、实度σ和叶片扭度k；在各自的取值范围内，为每种设计变量各随机生成一个初值，完成设计变量的初始化，带入步骤3；
步骤2：根据垂直起降固定翼飞机的需求，定义优化设计流程的四个设计要求，包括：悬停状态下(来流速度为0时)，变距螺旋桨的需求推力
能源动力系统重量msys(电动螺旋桨推进系统与储能系统总质量)；巡航状态下，飞机的平均平飞速度Vcruise，变距螺旋桨的需求推力
步骤3：将步骤1中的全局最优解初猜值、变距螺旋桨桨距角和步骤2中的工作条件带入变距螺旋桨气动模型，从而求解出变距螺旋桨在给定的悬停、巡航工况下变距螺旋桨的拉力Tprop、轴功率Pprop和气动效率ηprop；
步骤4：若步骤3中解算的拉力Tprop和目标拉力Tdemand残差大于εpitch，则需要进入桨距角β迭代环节；若桨距角迭代次数已大于桨距角最大迭代次数maxit，则直接回到步骤1，重新迭代设计变量；若桨距角迭代次数小于桨距角最大迭代次数maxit，则直接回到步骤3，迭代桨距角并重新计算变距螺旋桨拉力Tprop、轴功率Pprop和气动效率ηprop；若解算拉力Tprop和目标拉力Tdemand的残差小于ε，则将解算出的轴功率Pprop带入步骤5；
步骤5：将步骤3中得到的变距螺旋桨轴功率Pprop带入电动机性能模型和功率变换器性能模型，得到电机和功率变换器在给定的悬停和巡航状态的功率消耗，并带入步骤6；
步骤6：步骤3中的变距螺旋桨轴功率Pprop和气动效率ηprop以及步骤5中的电机和功率变换器的功率消耗分别带入变距螺旋桨质量模型、电动机质量模型和功率变换器质量模型，从而解算出变距螺旋桨质量mprop、电动机质量mmotor和功率变换器质量mPC，并带入步骤7；
步骤7：从给定的能源动力系统重量中扣除螺旋桨质量mprop、电动机质量mmotor和功率变换器质量mPC，从而得到储能系统质量mbattery，并带入步骤8；
步骤8：以储能系统质量为输入，通过电池能量模型解算出储能系统最大容量Ebattery；
步骤9：将储能系统最大容量以及电机、功率变换器能量消耗输入垂直起降固定翼飞机航时计算模块，从而解算出飞机巡航航时tcruise，并作为遗传算法的适应度函数J(Rprop,σ,k)；
步骤10：将输入步骤9中解算出的适应度函数值J(Rprop,σ,k)带入遗传算法求解器，并重复步骤1到步骤10，并将两次适应度函数值之差带入步骤11；
步骤11：若两次适应度函数值之差大于容差ε时，则继续重复骤1到步骤10；若两次适应度函数值之差小于容差ε时，则进入步骤12；
步骤12：优化流程终止，并输出最优设计结果Opt(Rprop,σ,k)和适应度函数值Jmax(Rprop,σ,k)，完成垂直起降固定翼飞机的电动推进系统优化设计。
2.根据权利要求1所述的垂直起降固定翼飞机的电动推进系统优化设计方法，其特征在于步骤3中的所述的变距螺旋桨系统模型如下所示：
其中，叶素诱导角度αi可由式(2)表征，
其中，算子a、b、c和d的表达式如下所示：
其中，CL0、CLα、CD0、CDα1、CDα2表示翼型气动力系数，且满足如下关系式：
其中，β和φ分别表示叶素桨距角和本地入流角，并满足如下表达式：
该螺旋桨模型能够表征变距、宽飞行速度变化范围内螺旋桨的气动性能。
3.根据权利要求1所述的垂直起降固定翼飞机的电动推进系统优化设计方法，其特征在于步骤5中的所述的电动机性能模型如下所示：
PPC＝(Pmotor+PLoss)/ηPC (7)
其中，Kc、Ki、Kw分别表示电动机铜阻系数、铁阻系数和风阻系数；ηPC表示功率变换器效率。
4.根据权利要求1所述的垂直起降固定翼飞机的电动推进系统优化设计方法，其特征在于步骤5中的所述的变距螺旋桨质量模型、电动机质量模型和功率变换器质量模型分别如下所示：
变距螺旋桨质量模型：
mprop＝0.03Tprop/9.81+0.5099Rprop+0.1127σ+0.1059Rprop 2+0.1046Rpropσ (8)
电动机质量模型：
其中，ρmotor表示电动机功率密度；
功率变换器模型：
其中，ρPC表示功率变换器功率密度。
5.根据权利要求1所述的垂直起降固定翼飞机的电动推进系统优化设计方法，其特征在于步骤8中的所述的电池能量模型表达式如下所示：
其中，ηpacking表示电芯打包效率，ρcell表示锂电池电芯能量密度，ρpack表示电池组能量密度。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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