阅读说明：本技术 面向运输任务的纯电驱多旋翼飞行器动力系统选型方法 (Model selection method for power system of pure electric drive multi-rotor aircraft facing transportation task ) 是由 成利波 华强 朱运征 谢安桓 张丹 朱世强 于 2020-06-10 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种面向运输任务的纯电驱多旋翼飞行器动力系统选型方法,属于纯电驱多旋翼飞行器技术领域,通过对飞行器各部分重量进行预估和性能分析指导选型,使用整机推重比、动力控制裕量、电池有效工作范围和电池放电倍率对飞行器动力系统匹配程度进行评价,最后计算飞行器续航时间,核验飞行器整体动力性能和续航表现。本发明的选型方法给出了较好的纯电驱多旋翼飞行器动力系统选型优化方法,有利于平衡飞行器动力系统性能和续航表现,在满足任务要求的前提下提升续航时间。(The invention discloses a model selection method of a pure electric drive multi-rotor aircraft power system for a transportation task, which belongs to the technical field of pure electric drive multi-rotor aircraft. The model selection method provided by the invention provides a better model selection optimization method for the power system of the pure electric-driven multi-rotor aircraft, is beneficial to balancing the performance and the endurance performance of the power system of the aircraft, and improves the endurance time on the premise of meeting the task requirement.)

面向运输任务的纯电驱多旋翼飞行器动力系统选型方法

技术领域

本发明涉及多旋翼飞行器技术领域，尤其涉及一种面向运输任务的纯电驱多旋翼飞行器动力系统选型方法。

背景技术

多旋翼飞行器由于具备垂直起降、空中悬停等独特优势，且机动灵活，使用门槛低，而在航拍、勘探、物流运输等领域已经有了诸多应用。但是，受制于目前的电池技术，续航始终是纯电驱动多旋翼飞行器最大的短板。尤其是在运输领域，对负载和续航有更为迫切的需求。另一方面，相比于化石燃料，电能又具有清洁、高效、可再生的属性，无疑是未来的发展方向。因此，优化纯电驱多旋翼飞行器的动力系统选型，平衡飞行器整体的动力性能和续航性能，使得飞行器在完成既定飞行任务的同时，具备良好的续航表现。

目前国内外已经有了一些针对多旋翼飞行器动力系统选型优化方法的研究报道，但是基本上都是预先设定了飞行器的整机重量，然后从产品数据库中挑选合适的产品。此方法需要对飞行器整机重量有精准的预估，且对估计偏差没有纠正的步骤，对选型匹配程度也没有评价标准，缺乏实操性。

发明内容

本发明针对现有的纯电驱多旋翼飞行器动力系统选型匹配问题，提出了一种纯电驱多旋翼飞行器动力系统选型方法。本发明采用循环迭代的方法进行选型，可以尽量缩小整机预估重量和实际重量的差距，且对动力系统的匹配程度给出了量化的优化指标，在此基础上还可较为准确地计算出飞行器的续航时间。

本发明的目的通过如下的技术方案来实现：一种面向运输任务的纯电驱多旋翼飞行器动力系统选型方法，包括如下步骤：

（1）确定运输任务的载荷及实际续航时间，预估多旋翼飞行器各部分重量，并可得到电池容量、电机电调功率参数；

（2）根据步骤（1）初步挑选多旋翼飞行器的电池、动力系统和机身结构型号，根据挑选的型号校核预估多旋翼飞行器各部分重量，若与预估多旋翼飞行器各部分重量的偏差超过20%，则根据偏差重新设定多旋翼飞行器各部分重量，并计算电池容量、电机电调参数，直至挑选的型号的重量与预估多旋翼飞行器各部分重量偏差不超过20%为止；

（3）根据步骤（2）最终挑选的型号获得各部件性能，所述各部件性能包括：电池放电曲线，动力系统拉升力与油门、电压、电流、功率之间的曲线关系；

（4）根据步骤（3）获得的各部件性能，获得所挑选多旋翼飞行器的整机推重比、动力控制裕量、电池有效工作范围和电池放电倍率的指标，判断所述动力系统和电池的指标是否匹配，若电池和动力系统不相匹配，则返回步骤（2），重新估计多旋翼飞行器各部分重量并重新计算电池容量、电机电调参数，对电池和动力系统重新选型，直至电池和动力系统符合匹配的指标；

（5）随后根据选定电池的放电曲线，使用数值计算方法计算电池放电时间，验证飞行器续航时间，所述续航时间小于实际续航时间，则返回步骤（2），重新估计多旋翼飞行器各部分重量并重新计算电池容量、电机电调参数，对电池和动力系统重新选型，直至续航时间大于或等于实际续航时间，即完成对多旋翼飞行器动力系统的选型。

进一步地，步骤（4）中所述整机推重比是指：在满电状态下带载不小于1.6，在空电状态下带载不小于1.2。

进一步地，步骤（4）中动力控制裕量是指电池有效工作范围内，动力系统最大拉升力和飞行器重量之差。

进一步地，对于选定动力系统的最大悬停油门T，当电池电压与标称电压的比值下降到最低工作电压U _min 时，动力系统拉升力等于飞行器重量。

进一步地，所述最大悬停油门T不大于80%。

进一步地，步骤（4）中所述电池有效工作范围是指最低工作电压U _min 到满电电压U _max 之间，电池有效工作范围内的电量不小于电池容量的80%。

进一步地，在不进行高机动飞行的前提下，电池的放电倍率不大于4.5C。

进一步地，所述续航时间循环迭代计算方法是根据以下公式：

其中，和分别为电池的剩余电量和标称电量，P为动力系统功率，U为电池电压。

与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：本发明采用初步选型、性能匹配、续航时间验证三重循环迭代的方法，可以减小飞行器整体预估重量和实际重量之间的差距，使得动力系统性能与飞行器匹配程度更高；可以平衡动力系统性能和续航表现，充分利用电池电能。

附图说明

图1是本发明面向运输任务的纯电驱多旋翼飞行器动力系统选型方法流程示意图；

图2是不同油门下拉升力随电压变化曲线；

图3是实施例电池放电时间计算结果。

具体实施方式

下面根据附图和优选实施例详细描述本发明，使得本发明的目的和效果变得更加明白，应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1为本发明提供了一种面向运输任务的纯电驱多旋翼飞行器动力系统选型方法的流程示意图，具体包括如下步骤：

（1）确定运输任务的载荷及实际续航时间，预估多旋翼飞行器各部分重量，并可得到电池容量、电机电调功率参数。本领域技术人员可根据以下依据预估多旋翼飞行器各部分重量：a)动力系统功率密度约为5W/g，b) 动力系统常规力效约为6g/w，c) 锂聚合物电池能量密度约为180Wh/kg，d)电池约占飞行器本体重量的50%。根据上述指标列方程求解电池重量：

其中，为电池重量；为机身重量，根据设定依据机身重量等于电池重量；为负载重量；t为续航时间；为动力系统力效；为电池能量密度；为电池成组效率，根据行业统计结果，电芯成组效率约为87%；为电池安全余量。在上述方程中代入负载重量和续航时间t，即可解得电池重量。之后根据电池重量可得飞行器整机重量，并据此得到飞行器整机功率：,动力系统部分重量：（其中为电机重量占动力系统总重量的比例，本领域内通常取75%左右，为峰值功率与额定功率的比值，本领域内通常取1.5~2，为动力系统功率密度），机身结构部分重量：。

（2）根据步骤（1）初步挑选多旋翼飞行器的电池、动力系统和机身结构型号，根据挑选的型号校核预估多旋翼飞行器各部分重量，若与预估多旋翼飞行器各部分重量的偏差超过20%，则根据偏差重新设定多旋翼飞行器各部分重量，并计算电池容量、电机电调参数，直至挑选的型号的重量与预估多旋翼飞行器各部分重量偏差不超过20%为止。具体过程为：若电池部分重量与预估重量偏差超过20%，则根据选定的电池重量重新计算整机功率，并根据功率校正动力系统部分重量；若动力系统或机身部分重量相比预估重量超重超过20%，则校核该动力系统拉升力，若拉升力可以满足飞行需求，则接受该偏差，若拉升力不能满足飞行需求，则继续查找效率更高的动力系统或增加电池重量，并重新计算飞行器整机功率、动力系统部分重量、机身结构重量。

（3）根据步骤（2）最终挑选的型号获得各部件性能，所述各部件性能包括：电池放电曲线，动力系统拉升力与油门、电压、电流、功率之间的曲线关系。

（4）根据步骤（3）获得的各部件性能，获得所挑选多旋翼飞行器的整机推重比、动力控制裕量、电池有效工作范围和电池放电倍率的指标，具体为：为使飞行器整机可以抵抗三至四级风的干扰，整机推重比在满电状态下带载不小于1.6，在空电状态下带载不小于1.2，即图2中C点不小于1.6，D点不小于1.2；动力控制裕量是指电池有效工作范围内，动力系统最大拉升力和飞行器重量之差，即图2所示ABCD四点所围成的阴影区域，动力控制裕量应满足姿态控制需求；对于选定动力系统的最大悬停油门T，当电池电压与标称电压的比值下降到最低工作电压U _min 时，动力系统拉升力等于飞行器重量，所述最大悬停油门T不大于80%，即图2中AT曲线所代表的油门不大于80%；电池有效工作范围是指最低工作电压U _min 到满电电压U _max 之间，电池有效工作范围内的电量不小于电池容量的80%；在不进行高机动飞行的前提下，电池的放电倍率不大于4.5C。该过程用于判断所述动力系统和电池的指标是否匹配，若飞行器动力不足或放电倍率过大，则进一步增加电池重量，选择功率更大的动力系统，并保证降低最大悬停油门T，然后返回步骤（2）重新计算。

（5）随后根据选定电池的放电曲线，使用数值计算方法计算电池放电时间，验证飞行器续航时间，若所述续航时间小于实际续航时间，则通过机身轻量化设计降低机身结构重量或选择功率更大的动力系统、容量更大的电池，降低最大悬停油门T，并返回步骤（2），重新校核各部件的参数，并验证部件间的匹配程度，计算续航时间，直至续航时间大于或等于实际续航时间，即完成对多旋翼飞行器动力系统的选型。

所述续航时间循环迭代计算方法是根据以下公式：

其中，和分别为电池的剩余电量和标称电量，P为动力系统功率，U为电池电压。

实施例

本实施例以多旋翼载人飞行器为例进行阐述。

首先确定负载和续航指标，以负载100kg，续航15min为例。设置电池电量安全余量25%，续航余量5min。根据初始值设定依据，列以下方程求解：

其中，为电池重量；为机身重量，根据设定依据等于电池重量；为负载重量，本例中等于100kg；t为续航时间，本例中为15min；为动力系统力效，根据设定依据等于6k/W；为电池能量密度，根据设定依据等于180Wh/kg；为电池成组效率，根据行业统计结果，电芯成组效率约为87%；为电池安全余量，等于25%。可解得：，且剩余电量可以继续飞行5min。由此，初步估计机身总重244kg，动力系统巡航功率，最大功率不小于，电机峰值功率与额定功率比值不小于1.5，则电机总重量，加上电调、桨叶等总重量预计约40kg，机身结构重量。

根据上述结果选择元器件。由于各元器件中可定制性最低的是电芯，因此从电芯开始选择；由于目前多旋翼飞行器领域内动力系统电压等级不超过100V，因此电池串联数量为串；由于飞行器续航时间为15min，因此电芯的放电能力要在4C以上。根据上述指标，可选的电芯产品包括比亚迪53Ah软包电芯、比亚迪磷酸铁锂刀片电芯、力神72Ah电芯以及LG、松下的18650电芯。根据结构设计的尺寸需求和电池成包难度，最终选择比亚迪53Ah电芯，成组方式为24串6并，共144个电芯。电芯单个重量为1.15kg，电池包总重。

电池重量与预估偏差，超过了20%，修正飞行器其余部分设计指标：机身总重量，巡航总功率预计，最大功率不小于，峰值功率不小于。查找市面上大功率多旋翼飞行器动力系统，查阅其官网参数，得到一套额定功率不小于8.5kW，峰值功率12kW的外转子电机和配套驱动器，及40寸碳纤维桨叶。在机身结构采用16桨形式的条件下，其功率输出能力和电压、电流指标均符合需求，初步选定16套该产品作为动力系统，单套重量约4.85kg，总重量77.6kg。在上述选定的电池包和动力系统条件下，初步设计机身结构，重量约100kg。

接着对该套动力系统进行测试，得到电池100V条件下动力系统拉力为770kg，满载推重比约为，大于1.6，电池75V条件下动力系统拉力约550kg，满载推重比约1.21，控制裕量满足飞行器姿态调整需求。根据电池电芯指标，100V到75V范围内的电池电量，即电池有效工作范围内的电量，占总电量的90%以上。

根据电芯厂家提供的技术资料和动力系统实测曲线，对电池放电时间进行计算，结果如图3所示，续航时间约为17min，放电倍率小于3.5C，满足指标要求，因此，确定电池、动力系统的型号。

本领域普通技术人员可以理解，以上所述仅为发明的简单实例而已，并不用于限制发明，凡在发明的精神和原则之内，所做的修改、等同替换等均应包含在发明的保护范围之内。