一种倾转多旋翼飞行器动力系统分布方案的设计方法
阅读说明：本技术 一种倾转多旋翼飞行器动力系统分布方案的设计方法 (Design method for power system distribution scheme of tilting multi-rotor aircraft ) 是由 严旭飞 娄斌 王晓波 陈令凯 谢也 谢安桓 张丹 于 2021-02-07 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种倾转多旋翼飞行器动力系统分布方案的设计方法,其包括倾转多旋翼飞行器基本参数设计方法,以及推重比、悬停拉力、单个旋翼失效和旋翼动力系统功耗分析方法。所述的倾转多旋翼飞行器基本参数设计方法是推重比、悬停拉力、单个旋翼失效和旋翼动力系统功耗分析方法的前提。通过本发明提出的研究方法,可以综合分析旋翼尺寸、桨叶片数、旋翼分布等对飞行器的推重比、悬停拉力以及单个旋翼失效后的修正影响,并同时考虑机翼展长限制,桨尖速度限制(旋翼噪声限制)以及动力系统功耗限制。该发明可以在倾转多旋翼飞行器的概念设计阶段快速确定合理的飞行器动力系统分布方案,从而显著加快飞行器概念设计的研究进程。(The invention discloses a design method of a power system distribution scheme of a tilting multi-rotor aircraft, which comprises a basic parameter design method of the tilting multi-rotor aircraft, and a thrust-weight ratio, hovering pull force, single rotor failure and power consumption analysis method of a rotor power system. The design method of the basic parameters of the tilting multi-rotor aircraft is the premise of a thrust-weight ratio, hovering tension, single rotor failure and a power consumption analysis method of a rotor power system. Through the research method provided by the invention, the influences of the size of the rotor, the number of blades, the distribution of the rotor and the like on the thrust-weight ratio and the hovering tension of an aircraft and the correction of a single rotor after failure can be comprehensively analyzed, and the span length limit, the tip speed limit (rotor noise limit) and the power consumption limit of a power system are considered at the same time. The method can quickly determine a reasonable aircraft power system distribution scheme in the conceptual design stage of the tilting multi-rotor aircraft, thereby remarkably accelerating the research process of the conceptual design of the aircraft.)
技术领域
本发明属于飞行器设计领域，尤其涉及一种倾转多旋翼飞行器动力系统分布方案的设计方法。
背景技术
城市空中交通运输以及各类特种飞行任务(空中观光、物流运输、反恐防暴、灾后救援等)对飞行器的飞行性能提出了更高的要求，包括拥有高效的悬停性能、大航程、大航时以及可以进入高速飞行等能力。常规旋翼类飞行器的旋翼组件在前飞时左右气流不对称，其最大飞行速度受到了前行桨叶气流压缩性以及后行桨叶气流分离的限制，因此飞行速度很难进一步提高。
为了克服以上问题，国内外研究者进行了大量的探索与尝试，提出了许多新构型方案。其中倾转多旋翼飞行器能够兼顾低速悬停与高速前飞性能，是目前较为成功的新构型方案。此外，由于分布式动力(DEP)技术的应用，动力系统的冗余度提高，还可以实现旋翼组件的分步式倾转，因此倾转多旋翼飞行器还可以满足安全、高效的目标。然而，由于DEP多旋翼配置的存在，旋翼动力系统的分布方案一直是倾转多旋翼飞行器概念设计阶段的难题：如果旋翼个数过少，则无法保证单个旋翼失效后机体能够安全着陆，或继续完成飞行任务；如果旋翼个数过多，则由于机体尺寸的限制，整个旋翼组的桨盘面积会大幅降低，导致气动效率下降，徒增功耗。
发明内容
本发明的目的在于针对现有技术的不足，提供一种倾转多旋翼飞行器动力系统分布方案的设计方法。
本发明的目的通过如下的技术方案来实现：一种倾转多旋翼飞行器动力系统分布方案的设计方法，该方法包含倾转多旋翼飞行器基本参数设计方法，以及推重比、悬停拉力、单个旋翼失效和旋翼动力系统功耗分析方法，所述的倾转多旋翼飞行器基本参数包括飞行器载荷、起飞重量、翼展、展弦比、巡航速度、推重比范围、旋翼桨根总距和桨叶负扭。
进一步地，所述的多旋翼飞行器至少包括4个旋翼。
进一步地，所述的倾转多旋翼飞行器基本参数设计方法，包括以下步骤：
1)根据设计需求确定飞行器载荷；
2)根据载荷，统计各类飞行器的起飞重量范围，从而确定起飞重量；
3)根据飞行器载荷与气动构型，统计各类倾转多旋翼飞行器的翼展范围，从而确定翼展与展弦比；
4)根据载荷，统计各类倾转多旋翼飞行器的巡航速度范围，从而确定巡航速度；
5)根据载荷，统计各类倾转多旋翼飞行器的推重比范围；
6)根据载荷与巡航速度，统计各类倾转多旋翼飞行器的桨根总距与桨叶负扭，从而确定一组可行的桨根总距与桨叶负扭。
进一步地，所述的推重比、悬停拉力、单个旋翼失效和旋翼动力系统功耗分析方法通过以下步骤实现：
7)根据倾转多旋翼飞行器基本参数，初步确定可行的旋翼布局与桨叶片数集合；所述旋翼布局包括旋翼个数、旋翼半径和安装位置；
8)推重比和功耗分析：分别计算对比各组旋翼布局与桨叶片数在最大允许桨尖马赫数下的机体推重比和对应的旋翼总需用功率，以低噪声、低功耗、大推重比为目标，在集合中分析得到第一组可行的旋翼布局与各旋翼桨叶片数范围；
9)悬停拉力与功耗分析：分别计算对比在悬停状态时，各组旋翼布局与桨叶片数下的旋翼动力系统总需用功率，以低噪声和低功耗为目标，在集合中分析得到第二组可行的旋翼布局与各旋翼桨叶片数范围；
10)单个旋翼失效初步分析：分别计算对比在悬停状态时，单个旋翼失效后，各组旋翼布局与桨叶片数下剩余旋翼的修正拉力变化，以低噪声和低功耗为目标，在集合中分析得到第三组可行的旋翼布局与各旋翼桨叶片数范围；
11)对步骤8)～10)得到的三组旋翼布局与各旋翼桨叶片数范围取交集，得到最终的倾转多旋翼飞行器动力系统分布方案。
进一步地，所述最大允许桨尖马赫数为0.5Ma或0.6Ma。
进一步地，当目标机型只有一片机翼，则分析该机翼上的一个旋翼失效的情况；当目标机型有前后两片机翼，则存在以下三种情况：
当后机翼旋翼个数少于前机翼时，只需要分析后机翼上一个旋翼失效的情况；
当前机翼旋翼个数少于后机翼时，只需要分析前机翼上一个旋翼失效的情况；
当前后机翼的旋翼个数一样时，则根据实际情况中哪一部分机翼上的单个旋翼失效后，机体维持飞行更加困难，分析对应机翼上一个旋翼失效的情况。
本发明的有益效果如下：本发明综合分析旋翼尺寸、桨叶片数、旋翼分布等对飞行器的推重比、悬停拉力以及单个旋翼失效后的修正影响，并同时考虑机翼展长限制，桨尖速度限制(旋翼噪声限制)以及动力系统功耗限制。本发明可以在倾转多旋翼飞行器的概念设计阶段快速确定合理的飞行器动力系统分布方案，从而显著加快飞行器概念设计的研究进程。
具体实施方式
下面根据优选实施例详细描述本发明，本发明的目的和效果将变得更加明白，以下结合实施例，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仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
本发明一种倾转多旋翼飞行器动力系统分布方案的设计方法，包含倾转多旋翼飞行器基本参数设计方法，以及推重比、悬停拉力、单个旋翼失效和旋翼动力系统功耗分析方法。其中，倾转多旋翼飞行器基本参数包括飞行器载荷、起飞重量、翼展、展弦比、巡航速度、推重比范围、旋翼桨根总距和桨叶负扭；多旋翼飞行器至少包括4个旋翼。倾转多旋翼飞行器基本参数设计方法是推重比、悬停拉力、单个旋翼失效和旋翼动力系统功耗分析方法的前提。
为方便理解，这里假设本实施例中倾转多旋翼飞行器采用的所有旋翼参数一致。本实施例包含以下步骤：
1、倾转多旋翼飞行器基本参数设计方法，包括以下子步骤：
1.1、根据飞行器任务用途和设计需求确定飞行器载荷：以载客量为设计指标的，采取每客100kg的重量为设计量；以载货为设计指标的，需要通过货物一般标准进行重量确定。
1.2、飞行器起飞重量：根据设计载荷，统计各类飞行器的起飞重量范围，从而确定各类飞行器的起飞重量。
1.3、飞行器的翼展与展弦比：根据飞行器载荷、气动构型，统计动力系统与样机较为接近的各类倾转多旋翼飞行器翼展范围，从而确定翼展与展弦比。
1.4、飞行器的巡航速度：根据载荷，统计目前各类倾转多旋翼飞行器的巡航速度范围，从而确定巡航速度。
1.5、飞行器的推重比：根据设计载荷，统计各类倾转多旋翼飞行器的推重比范围，从而确定推重比。
1.6、飞行器的旋翼桨根总距与桨叶负扭：旋翼桨根总距和桨叶负扭是影响旋翼拉力和功率的两个最主要的参数，可以根据载荷与巡航速度，统计各类常规倾转多旋翼飞行器的桨根总距与桨叶负扭，从而确定一组可行的桨根总距与桨叶负扭，作为旋翼桨叶基本参数，用于后续的推重比和功耗分析以及单个旋翼失效初步分析。
2、推重比、悬停拉力、单个旋翼失效和旋翼动力系统功耗分析方法，包括以下子步骤：
2.1、根据由步骤1得到的基本参数，初步确定可行的m种旋翼布局方案与桨叶片数n的组合。旋翼布局参数具体包括旋翼个数、旋翼半径(尺寸)、在机体上的具体安装位置等。
2.2、推重比和功耗分析：分别分析对比m种旋翼布局、n片桨叶在两类最大桨尖马赫数(例如低波阻0.5Ma、中高波阻0.6Ma)下的机体推重比和对应的旋翼总需用功率。以低噪声、低功耗、大推重比为目标，在集合中分析得到第一组可行的旋翼布局与各旋翼桨叶片数范围，记为S1。桨尖马赫数和旋翼噪声有直接关系，桨尖马赫数越小，旋翼噪声越小。
2.3、悬停拉力与功耗分析：倾转多旋翼飞行器在垂直起降、定点侦测、观光过程中均需要进入悬停状态，旋翼在悬停状态时诱导速度较大，需用功率较高，且此时其他气动部件也不会产生气动力和气动力矩(旋翼尾流的气动干扰除外)，因此，在研究新构型飞行器的旋翼尺寸和分布方案时，悬停状态是首先需要考虑的状态。分别分析对比机体悬停时m种旋翼布局、n片桨叶下的旋翼动力系统总需用功率，以低噪声和低功耗为目标，在集合中分析得到第二组可行的旋翼布局与各旋翼桨叶片数范围，记为S2。
2.4、单个旋翼失效初步分析：机翼单个旋翼失效后，需要直接关闭对称处的旋翼，从而保证滚转方向的平衡，剩余旋翼共同提高拉力，以维持俯仰力矩和重力的平衡；初步分析新构型飞行器在悬停状态下，单个旋翼失效后，剩余旋翼的修正拉力变化：分别分析对比m种旋翼布局、n片桨叶下，单个旋翼失效后，剩余旋翼的修正拉力变化，以低噪声和低功耗为目标，在集合中分析得到第三组可行的旋翼布局与各旋翼桨叶片数范围，记为S3。当目标机型只有一片机翼，则分析该机翼上的一个旋翼失效的情况；当目标机型有前后两片机翼，则存在以下三种情况：当后机翼旋翼个数较少时，后机翼上单个旋翼失效后维持飞行更加困难，故只需要分析后机翼上一个旋翼失效的情况；当前机翼旋翼个数较少时，前机翼上单个旋翼失效后维持飞行更加困难，故只需要分析前机翼上一个旋翼失效的情况；当前后机翼的旋翼个数一样时，则根据实际情况中哪一部分机翼上的单个旋翼失效后，机体维持飞行更加困难，分析这一部分机翼上一个旋翼失效的情况。
2.5、对以上三组旋翼布局与各旋翼桨叶片数范围S1、S2和S3取交集，最终得到可以同时满足机动性、低噪声、低功耗、高安全性的倾转多旋翼飞行器动力系统分布方案。
本领域普通技术人员可以理解，以上所述仅为发明的优选实例而已，并不用于限制发明，尽管参照前述实例对发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实例记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。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。
- 上一篇：一种医用注射器针头装配设备
- 下一篇：一种飞机表面清洗去污设备