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多旋翼無人機技術基礎 9 張學森 多旋翼無人機設計的定義 所謂設計 便是一個創(chuàng)造性的綜合信息處理過程 通過多種元素如線條 符號 數(shù)字 色彩等方式的組合把產品的形狀以平面或立體的形式展現(xiàn)出來 它是將人的某種目的或需要轉換為一個具體的物理或工具的過程 是把一種計劃 規(guī)劃設想 問題解決的方法 通過具體的操作 以理想的形式表達出來的過程 多旋翼無人機設計是設計人員應用氣動 結構 動力 材料 工藝 電子和計算機軟硬件等學科知識 通過分析 綜合和創(chuàng)造思維將設計要求轉化為一組能完整描述多旋翼無人機的參數(shù) 文檔 圖紙和軟件 的活動過程 多旋翼無人機設計的重要性 由于在設計階段要全面確定整個多旋翼無人機新型號的產品策略 外觀 結構 性能和功能等 從而確定整個生產系統(tǒng)的布局 因而 多旋翼無人機設計的意義重大 具有 牽一發(fā)而動全局 的重要意義 如果多旋翼無人機的設計缺乏生產觀點 那么生產時就將耗費大量費用來調整和更換設備 物料和勞動力 相反 好的產品設計 不僅表現(xiàn)在性能和功能上的優(yōu)越性 而且便于制造 生產成本低 從而使新機型號的綜合競爭力得以增強 許多在市場競爭中占優(yōu)勢的多旋翼無人機設計和生產企業(yè)都十分注意產品設計的細節(jié) 以便設計出造價低而又具有先進獨特功能的產品 許多公司都把設計看作熱門的戰(zhàn)略工具 認為好的設計是贏得顧客的關鍵 多旋翼無人機設計要求 一項成功的設計 應滿足多方面的要求 這些要求有社會發(fā)展方面的 有產品性能 功能 質量 效益方面的 也有使用要求或制造工藝要求 主要包括 1 社會發(fā)展要求 2 安全性要求 3 可靠性要求 4 經濟效益要求 5 使用要求 6 制造工藝要求 多旋翼無人機設計的基本原則 1 需求原則 2 信息原則 3 創(chuàng)新原則 4 系統(tǒng)原則 5 收斂原則 6 優(yōu)化原則 7 繼承原則 8 效益原則 9 時間原則 10 定量原則 12 簡化原則 13 審核原則 多旋翼無人機設計任務 多旋翼無人機設計的任務是確定其構型 布局 結構 防撞和飛控軟硬件 以及其他各組成部分 以保證在一定的限度內使多旋翼無人機最有效地滿足給定的技術要求 其內容包括總體技術方案論證 提出最佳技術方案 系統(tǒng)可靠性 維修性 保障性 安全性和生產性的綜合與權衡 系統(tǒng)風險分析與控制 系統(tǒng)的費效分析 各分系統(tǒng)的兼容性設計 接口設計 對分系統(tǒng)提出技術要求及進行協(xié)調 詳細的成本估算 研制周期估計 提出關鍵技術試驗 實質上 多旋翼無人機設計的任務在現(xiàn)實的基礎上最佳地擬定 技術文件 這些技術文件應保證在給定條件下使新設計多旋翼無人機能滿足使用技術要求 通?？煞譃槿?1 多旋翼無人機的設計圖紙 設計報告 計算報告 試驗報告 自控設備和飛控軟件程序等技術文件 這類技術文件說明設計的指導思想和原則 回答有關要研制怎樣的多旋翼無人機的問題 2 生產多旋翼無人機的方法和設備的工藝文件 設備清單和說明書 回答怎樣制造生產的問題 3 關于使用維護方面的技術文件 回答怎樣正確使用多旋翼無人機的問題 多旋翼無人機設計工作要求 1 要有明確的設計目標 并建立評估設計優(yōu)劣的準則 2 要考慮主 客觀條件 處理好各種關系 3 要有專門的設計機構 比較完善的試驗 試制基地 多旋翼無人機總體設計定義 多旋翼無人機總體設計是指從概念設計到初步設計階段進行總體方案設計的全過程 其最終目標是給出最優(yōu)的新機總體方案 它是根據市場調研或在用戶要求的條件下 綜合運用一系列基礎科學 應用科學和工程技術的最新成果 選擇并確定多旋翼無人機新型號的布局形式和總體設計參數(shù) 經過論證計算 分析 修正 使所設計出來的新型號能以優(yōu)良的性能 最大限度地滿足市場需求及達到用戶的要求 總體設計對新機研制工作具有全局性影響 重大決策大部分都要在總體設計階段做出 總體設計工作中的失誤 不僅會對以后的設計工作產生不利的影響 造成時間和經濟上的損失 而且往往會直接影響到新機研制的成敗 因此 總體設計是多旋翼無人機研制中最為重要的一個階段 包含了概念設計階段和初步設計階段兩部分 概念設計的工作內容 概念設計要求解決全局性的重大問題 因此必須深人 細致和慎重地進行 要盡可能充分利用已有的經驗 以求概念設計作出的重大決策有堅實可靠的基礎 避免以后出現(xiàn)不應有的重大反復 概念設計的主要工作內容如下 1 氣動布局方案論證 2 全機總體布局方案論證 3 全機總體結構方案論證 4 各部件和系統(tǒng)的方案論證 5 全機重量計算 重量分配和重心定位 6 確定配件和設備清單 初步設計的工作內容 方案設計階段的初步設計是將前面概念設計所得到的多旋翼無人機的幾何參數(shù) 重量參數(shù)和能量參數(shù)進一步加以具體化 使其符合各種相互矛盾的要求 進一步確定氣動布局 總體布局 主要部件的結構型式 以及飛控軟件開發(fā)等 制作吹風模型和進行風洞吹風試驗 根據試驗結果進一步進行詳細的氣動力計算和穩(wěn)定性計算 以及動力學問題的初步計算 進行較精確的多旋翼無人機重心定位計算 在這些計算的基礎上 對多旋翼無人機的總體布置進行適當修改 調整重量計算和重心位置 制造樣機 協(xié)調多旋翼無人機各組合件和各系統(tǒng)相互的空間位置 設備安裝布置等 初步設計的主要工作內容如下 1 氣動方面 2 結構設計 3 系統(tǒng)設計 4 總體布局 多旋翼無人機總體設計的特點 多旋翼無人機總體設計是綜合協(xié)調 折中權衡 反復迭代 逐漸逼近的過程 強調每一個步驟都要盡量給出具體的數(shù)據和判斷 其主要特點有 1 綜合協(xié)調 折中權衡 2 反復選代 逐次逼近 3 創(chuàng)新性與科學性 詳細設計的工作內容 工程研制階段的詳細設計的任務是提交對多旋翼無人機各部件 各系統(tǒng)及全機進行生產 安裝 裝配工作所需要的全部技術文件 整理和完成繪制原型機生產所需要的全部圖紙 零件圖 裝配圖 理論圖 并相應進行全部必要的計算工作 氣動 結構 強度 振動和疲勞的計算等 繼續(xù)進行性能 操穩(wěn) 氣動 動力學等方面的校核性試驗 并利用校核試驗結果和由圖紙得到的重量 重心和慣量數(shù)據進行全面的性能 操穩(wěn)等方面的計算 根據最后正式確定的外載荷進行零部件的強度校核計算 以及提前進行零構件 部件的強度試驗或有關的振動試驗 完成全機和零部件的重量 重心和慣量的計算 提交靜力 動力試驗任務書和飛行試驗任務書 最后依據原型機試制所需的全部圖紙 技術文件和軟件 完成原型機的加工試制 然后利用原型機進行地面試驗 與此同時 要提前開展駕駛員 飛手 培訓工作 設計定型的工作內容 設計定型階段所有定型試飛 檢測和試驗工作完成后 要進行階段性驗收 即進行設計定型 設計定型是按照新型號研制總要求 對新型號進行全面考核 1 申請設計定型的要求 經過設計定型試驗 證明產品的性能達到批準的技術性能和使用要求 不得遺留重大質量問題 設計圖樣及文件完整 正確 協(xié)調 產品配套齊全 構成產品的所有配套設備 零部件 元器件 原材料 軟件等有供貨來源 2 設計定型委員會審查驗收多旋翼無人機的設計定型由專門組織的設計定型委員會依據研制總要求和設計規(guī)范對新機研制全過程進行審查 考核和驗收 通過后頒發(fā)定型證書 生產定型的工作內容 1 申請生產定型的標準和要求 具備成套批量生產條件 工藝符合國家有關產品質量管理規(guī)定 質量穩(wěn)定 不遺留質量問題 經試驗和試用 產品性能達到批準設計定型時的要求 生產與驗收的各種圖樣 技術文件齊備 配套設備及零部件 元器件 原材料 軟件供貨有保障 2 生產定型委員會審查驗收經過設計定型或技術鑒定后的多旋翼無人機系統(tǒng) 新產品生產還可能會有一定的更改 特別是工藝改進 改進后的多旋翼無人機系統(tǒng)進入小批量生產 首批生成的多旋翼無人機 經檢驗 試飛 工藝質量 并由專門組織的生產定型委員會審查 確認其符合批量生產標準 質量穩(wěn)定可靠 即審查通過后頒發(fā)生產定型證書 生產定型工作結束 轉入批量生產 多旋翼無人機動力裝置分析 由于對多旋翼無人機新型號的結構大小 飛行空域 速度 高度和用途等性能和使用功能的要求不同 因此選用的動力裝置也不同 多旋翼無人機常用的發(fā)動機有電動機和燃油發(fā)動機兩大類 其中電動機有直流無刷電機和直流有刷電機兩類 燃油發(fā)動機有活塞式發(fā)動機和渦輪軸發(fā)動機兩大類 1 直流電動機 無刷直流電機 空心杯有刷直流電機 2 燃油發(fā)動機 活塞式發(fā)動機 渦輪軸發(fā)動機 多旋翼無人機旋翼數(shù)量分析 決定多旋翼無人機旋翼數(shù)量的因素 有 1 穩(wěn)定性 2 安全性 3 體積尺寸 4 旋翼折疊綜上所述 不同的旋翼數(shù)量的構型 其空氣動力學特性也各具特色 其中四旋翼無人機的結構簡單 機動性很好 能夠做出3D特技 是最通用的選擇 而六旋翼 八旋翼無人機則穩(wěn)定性更好 是航空攝影攝像的良好平臺 還有其他旋翼數(shù)量的構型也深受需求各異的用戶喜愛 多旋翼無人機共軸旋翼分析 為了在不增大多旋翼無人機體積的情況下使多旋翼無人機的馬力 總功率 更大 最簡單的辦法是把兩個旋翼上下疊放 由發(fā)動機通過傳動系統(tǒng)分別驅動兩個大小相同 轉向相反的旋翼轉動 使它們產生的反扭矩相互抵消 多旋翼無人機采用共軸式雙旋翼的方式 共軸反槳的上下一對旋翼的氣流之間存在著相互干擾 這種氣流干擾依據飛行狀態(tài)的不同 對動力組合的效率影響有好有壞 其特點如下 1 懸停狀態(tài)效率提高 2 前飛狀態(tài)效率降低 3 機體體積減小 傾轉旋翼式多旋翼無人機分析 多旋翼無人機旋翼槳葉在懸停狀態(tài)和前飛狀態(tài)下的工作環(huán)境是截然不同的 前飛時最大速度通常受到前行槳葉壓縮性影響及后行槳葉氣流分離的限制 其氣動效率要比固定機翼低 最大飛行速度一般難以突破370公里 小時 這就使它雖然具有固定翼無人機所不具備的垂直起落和懸停能力 但是 其固有的弱點是飛得慢 飛不遠 為了克服這一弱點 傾轉旋翼式多旋翼無人機應運而生 它是一種將固定翼無人機和單旋翼無人直升機特點融為一體的多旋翼無人機 例如傾轉四旋翼無人機 其機身和普通固定翼無人機基本相似 兩個機翼分別位于機身的前后 位于機翼兩端的四個旋翼 發(fā)動機可以向上和向前轉動 當四個旋翼 發(fā)動機從水平狀態(tài)轉到垂直狀態(tài)時 就可以像普通直升機一樣實現(xiàn)垂直起降和懸停 當四個旋翼 發(fā)動機處于水平狀態(tài)時 就能產生一個向前的拉力 使它能像固定翼飛機一般向前快速飛行 在四個旋翼 發(fā)動機處于這兩種狀態(tài)之間時 既產生了升力 又產生了拉力 能使它以低速飛行 與普通無人直升機相比 傾轉四旋翼無人機飛行速度快 航程遠 升限高 噪聲小 降落和起飛更迅速 與固定翼無人機相比 它能夠垂直起降和空中懸停 有翼式及復合式多旋翼無人機分析 提高正常型式多旋翼無人機的最大飛行速度主要受到三方面的限制 即局部激波 氣流分離及機體前傾 其中機體前傾對提高飛行速度的限制最為嚴重 采用在正常式多旋翼無人機上安裝輔助機翼的辦法可以部分地解決這些問題 在飛行速度較大時有翼式多旋翼無人機的機翼也提供了一部分所需升力 從而減輕了旋翼的載荷 要使多旋翼無人機的最大飛行速度能大大提高 僅僅加上一個機翼是不夠的 還必須設法部分或全部地解決旋翼提供水平拉力的作用 這樣就出現(xiàn)了所謂復合式多旋翼無人機 它不僅帶有機翼 還有推進裝置 如拉力螺旋槳或噴氣推力 在飛行速度較大時 多旋翼無人機所需的水平拉力可以全部由推進裝置提供 機體也就不需前傾 甚至可以在自轉狀態(tài)下工作而略為后傾 顯然 對于復合式多旋翼無人機 機體前傾對前飛最大速度的限制就不再存在了 其飛行速度將比正常型式多旋翼無人機及有翼式多旋翼無人機大大提高 此外 由于機翼的存在 在大速度飛行時多旋翼無人機的氣動效率也比較高 這一點與有翼式多旋翼無人機相同 涵道式無人機分析 涵道式無人機總體布局為涵道風扇式結構 主要由上載荷倉 下載荷倉 涵道風扇系統(tǒng)和機體支架4部分組成 上部為圓柱形載荷倉 可以用來安裝攝像裝置 飛行控制器以及各種電子設備供電電源等 涵道中間安裝了發(fā)動機 螺旋槳以及導流片等 螺旋槳由發(fā)動機直接驅動 下部載荷倉內部裝載了姿態(tài)測量傳感器包括3軸陀螺儀 3軸加速度計以及3軸磁強計 GPS模塊 氣壓傳感器等 涵道內部是周向分布的8 12個導流片 控制舵片分布在導流片的下方 用來產生滾轉 俯仰和偏航力矩 涵道式無人機特點 涵道式無人機總體結構有單旋翼結構和共軸雙旋翼結構兩種 其特點有 安全性 機動性 飛行效率 隱蔽性涵道型無人機現(xiàn)階段并未受到市場的太多重視 原因更多在于控制難度 產品成熟度 飛行系統(tǒng)空間設計方面 另外 南京航空航天大學通過風洞實驗分析了涵道風扇升力系統(tǒng)的升阻特性 指出涵道風扇作為升力裝置僅適合于強調懸停和低速飛行性能的飛行器 這說明該機型的應用范圍比較狹窄 多旋翼無人機設計技術要求的內容 1 多旋翼無人機的任務使命或用途 2 使用環(huán)境條件 3 主要裝載要求 4 主要飛行性能要求 5 重量要求 6 幾何尺寸要求 7 飛行姿態(tài)平穩(wěn)度要求 9 控制半徑要求 10 可靠性與維修性要求 11 保障性要求 12 安全性要求 13 其他要求 起落場地 自轉著陸 水面起降 抗風抗浪 三防 防腐 防塵 防輻射 機動性 抗墜毀性 殘存性 維護性 14 典型任務剖面 旋翼槳葉旋轉方向分析和選擇 1 假定多旋翼無人機所有旋翼在同一平面的同一圓周上 旋翼的旋轉方向可以分為兩種布局 圖 a 中對角線上的旋翼旋轉方向相同 而圖 b 中的旋轉方向相反 現(xiàn)假設飛行中旋翼的轉速為 機體俯仰運動產生的轉速變化量用 表示 則對角線上旋翼的實際轉速分別為 和 然而 如果兩個旋翼的旋轉方向相反 如 b 所示 旋轉平面的旋轉力矩不能相互抵消 會產生轉速為2 旋轉力矩 因此 對于旋翼數(shù)N 4n 2 n l 2 多旋翼無人機 采用相鄰旋翼旋轉方向交替布置的方法 如圖 a 所示 但在俯仰運動時會產生耦合的偏航運動 旋翼槳葉旋轉方向分析和選擇 2 為了避免出現(xiàn)旋轉平面旋轉力矩不能相互抵消的現(xiàn)象 針對旋翼數(shù)量N 4n 2的情況 采用如圖 a 所示的旋翼旋轉方向 在俯仰運動時控制x軸上旋翼升力不變 其它旋翼進行相應的加減升力 結果如圖 b 所示 這種結構控制簡單 可以減少俯仰運動時可能出現(xiàn)的耦合 從而實現(xiàn)機體良好的操作性能 如圖 b 所示 此外 對于旋翼個數(shù)不多的情況也可以將俯仰運動產生的轉速變化 按一定比例分解到各個旋翼 以消除所產生的偏航運動 旋翼實度分析和選擇 旋翼實度是旋翼所有槳葉實占面積與整個槳盤面積之比 叫做旋翼實度 以希臘字母 表示 數(shù)值一般為0 04 0 11之間 旋翼實度主要由以下3個條件確定 1 在最大前飛速度時 旋翼氣流分離區(qū)域應小于1 4槳盤面積 2 在使用升限高度 空氣密度較小 因而需要更大的迎角以提供足夠的拉力 槳葉實度大小應確保后行槳葉氣流分離區(qū)域小于1 4槳盤面積 3 最大過載要求 一般軍用多旋翼無人機要求3 5的最大過載 民用機要求2 5的最大過載 式中n為過載系數(shù) CT為懸停時旋翼拉力系數(shù) Cymax為最大旋翼平均升力系數(shù) 旋翼半徑分析和選擇 1 葉端損失系數(shù) 對于實際旋翼來說 槳轂以及槳葉根部的剖面不是翼型 不會產生拉力 在槳葉尖部 作用也不能充分發(fā)揮 于是 所謂葉端損失系數(shù)為 2 旋翼半徑的選擇 多旋翼無人機在有 無地效懸停時 旋翼的需用功率主要由誘導功率構成式中 為該狀態(tài)下懸停效率 P為該狀態(tài)下發(fā)動機可用功率 J為誘導功率修正系數(shù) 為葉端損失系數(shù) 旋翼槳尖速度分析和選擇 1 旋翼槳尖速度的定義 當旋翼半徑R確定后 旋翼槳尖速度就取決于旋翼軸轉速 空氣中的音速 在標準大氣壓條件下約為340米 秒 多旋翼無人機旋翼槳尖速度一般控制在音速的60 70 大約為200 238米 秒 2 旋翼槳尖速度的選擇 旋翼槳尖速度 R的選擇主要受到影響的因素 過大或者過小的 R均會使得型阻功率增加 R的最大值受到噪聲以及前行槳葉激波限制 R最小值受到槳葉動能儲備以及后行槳葉失速限制 從質量方面看 在同樣的半徑下 槳尖速度越大 主減速器的傳動比越小 因而主減速器的質量越小 在飛行速度要求較大時 槳尖速度 R按前行槳葉激波限制來確定 式中Marx為前行槳葉槳尖不出現(xiàn)激波的最大馬赫數(shù) 對中等厚度的一般翼型 容許馬赫數(shù)為0 8左右 而對于較小厚度的翼型 容許馬赫數(shù)可以提高到0 9左右 旋翼槳葉片數(shù)分析和選擇 旋翼實度一定時 槳葉片數(shù)越多 槳葉弦長越小 其優(yōu)點與缺點如下 1 優(yōu)點 減小機體振動水平 減小槳尖損失 提高飛行性能 2 缺點 槳葉片數(shù)多 使槳轂結構變復雜 槳轂重量和廢阻增加 并因此而增加了維護工作量 槳葉片數(shù)較少優(yōu)點是槳轂簡單 重量輕 成本也低 由于槳葉弦長大 槳葉扭轉剛度提高 抗彈擊損傷能力增強 另外 從氣動特性看 槳葉片數(shù)少有利于減小槳渦干擾效應 其缺點是不利于減少機體的振動水平 近年來隨著旋翼槳轂技術的發(fā)展 槳轂結構大大簡化 槳轂的阻力 重量 維護性都有了很大改善 這使降低多旋翼無人機機體的振動水平成為選擇槳葉片數(shù)的決定因素 因此 一般都選擇槳葉片數(shù)多 例如3片或4片 旋翼槳葉槳尖形狀分析和選擇 槳葉槳尖區(qū)域是一個非常敏感的區(qū)域 它既是槳葉的高動壓區(qū) 又是槳尖渦的形成和逸出之處 槳尖形狀小小的改變就能導致槳尖渦的強度和軌跡有較大的變化 從而影響旋翼的流場 氣動載荷和噪聲 因此 采用合適的槳尖形狀 能有效地改進旋翼的氣動特性 研究表明后掠槳尖能夠緩解壓縮性影響 同時 由于槳尖翼弦長度變小 使邊緣渦流密度減小 又延緩了后行槳葉的氣流分離 大大改善了旋翼的氣動特性 旋翼槳葉尖削形狀和寬度的分析 理論分析表明 帶有負扭轉的尖削槳葉與帶有負扭轉的矩形槳葉相比較 懸停效率可以提高2 3 此外 尖削槳葉的靜撓度小 對多旋翼無人機的總體布局有利 槳葉剖面的弦長是該半徑處的槳葉寬度 為了表征槳葉寬度的變化 常用槳葉尖梢比 ye這樣一個概念 其定義為葉根寬度與葉尖寬度之比 一般 ye 1 3 在實際情況中 由于葉根及葉尖部分形狀特殊 按延伸辦法來處理 旋翼槳葉寬度受到旋翼實度 槳葉半徑和尖削比的限制 所以槳葉寬度并不是一個獨立的參數(shù) 只要旋翼實度 槳葉半徑和尖削比三者的數(shù)值一確定下來 實際上槳葉的寬度也就確定了 旋翼槳葉翼型分析和選擇 旋翼槳葉翼型選擇的準則是要滿足多旋翼無人機機動性 巡航特性和懸停特性要求 方法是選擇同時具備激波臨界馬赫數(shù) 最大升力系數(shù)和升阻比三項指標都比較大翼型 綜合考慮多旋翼無人機的機動性 巡航特性和懸停特性要求 通常是采用先進的翼型族 其中厚的翼型 一般是12 的厚度 將確保最大的升力 而中等厚度的翼型 一般是9 的厚度 也將始終產生高的升力 但它的更大的阻力發(fā)散馬赫數(shù)將允許其布置在更靠近槳尖的位置 簡言之 在不減低高機動性的同時 為了盡可能提高最大飛行速度 可以在槳葉槳尖部分使用薄的翼型 一般是7 9 的厚度 這是由于更薄的翼型其阻力發(fā)散馬赫數(shù)更高 這樣大速度飛行時可節(jié)省功率 而且在槳尖選擇更薄的翼型將減小旋翼的噪音 旋翼槳葉負扭轉角分析和選擇 1 懸停狀態(tài) 旋翼槳葉負扭轉可以提高旋翼的懸停效率 延緩后行槳葉上的氣流分離 理論分析表明 理想的槳葉負扭轉可以使旋翼的懸停效率提高5 這意味著多旋翼無人機的有效載荷可以增加10 20 圖9 11表示了槳葉負扭轉角與懸停效率的關系 從圖上可以看出 當槳葉負扭轉小于10 時 旋翼懸停氣動效率 隨負扭轉角 加大而增加 當負扭轉超過10 以后 旋翼懸停氣動效率的變化趨于平緩 因此在實際的槳葉設計應用中 一般采用負8 左右的負扭轉角 2 前飛狀態(tài) 多旋翼無人機前飛時 旋翼槳葉負扭轉有利有弊 首先它有利于誘導速度在槳盤上均勻分布 從而減小誘導功率 改善槳葉展向氣動力分布 但是負扭轉也使槳葉上的交變載荷增加 對槳葉的壽命和多旋翼無人機的振動水平帶來不利影響 造成前飛時槳葉存在疲勞及振動問題 綜合考慮多旋翼無人機懸停和前飛兩種飛行狀態(tài)的利弊來選擇槳葉負扭轉角的數(shù)值 一般取值6 8 多旋翼無人機總重量的初步確定 為了確定總重量的第一次近似值 式中Gu為有效載荷 可根據設計技術要求中所規(guī)定的載荷重量 乘客人數(shù) 載人機 及可卸裝備要求等加以確定 Gf為電池或燃油重量 可根據所要求的航程或續(xù)航時間來確定 1 根據航程來確定燃油重量 在給定航程L的條件下 Gf可按下式近似得出式中L為所要求的航程 A為加權系數(shù) 其數(shù)值可根據經驗統(tǒng)計數(shù)據而得出 采用活塞式發(fā)動機時 A值一般為2 0 2 75 采用渦輪軸發(fā)動機時A值差異較大 其值一般為3 0左右 個別也有高達4 5以上的 2 根據續(xù)航時間T來確定燃油重量 對于使用燃油發(fā)動機的多旋翼無人機 在給定續(xù)航時間T的條件下 Gf可按下式近似得出 即式中T為所要求的續(xù)航時間 p為槳盤載荷 B為加權系數(shù) 其數(shù)值可根據經驗統(tǒng)計數(shù)據而得出 活塞式發(fā)動機時 B約為0 007 渦輪軸發(fā)動機時B約為0 0105 槳盤載荷分析和選擇 1 槳盤載荷的定義 槳盤載荷p定義為旋翼的拉力 定常飛行時旋翼的拉力近似等于多旋翼無人機總重G 與N個旋翼槳盤面積之比 常以p表示p表示旋翼單位掃掠面積所承受的重力 一般p 150N kW 450N kW 2 槳盤載荷的選擇 多旋翼無人機總重越大 槳盤載荷也應選得越大 因為總重較大時選取較大的槳盤載荷能獲得較高的有效載荷 采用渦輪軸發(fā)動機時 槳盤載荷可以選得大一些 這樣也可以獲得較大的有效載荷 對以運輸為主 而且對靜 動升限有較高要求的民用多旋翼無人機 擬選擇較小的槳盤載荷 而對要求飛行速度高 機動性好 功率又比較富裕的軍用多旋翼無人機 則可選擇較大的槳盤載荷 功率載荷分析和選擇 1 功率載荷的定義 功率載荷q表示海平面標準大氣狀態(tài)下發(fā)動機額定功率所能舉起的重量 由于多旋翼無人機在定常直線飛行時重力接近于旋翼的拉力 T G 而發(fā)動機在海平面處輸出功率可以化成某高度的旋翼可用功率 于是p和q值可定義為式中A R2N為槳盤面積 為功率利用系數(shù) CT為旋翼拉力系數(shù) 為空氣密度 R為槳尖速度 mk為旋翼扭矩系數(shù) 2 功率載荷的選擇 多旋翼無人機懸停飛行隨著高度的增加 單位需用功率也會增加 但是發(fā)動機可用功率Ne卻隨著高度增加而下降 到了某一高度 可用功率等于需用功率 這是多旋翼無人機的理論懸停升限 用HH表示 這時功率的平衡關系為式中 為功率利用系數(shù) 為海平面發(fā)動機單位額定功率 Ae為發(fā)動機的高度特性系數(shù) 在海平面上為1 電動機功率分析和選擇 1 電機 電機分為有刷電機和無刷電機兩類 無刷電機在型號命名上用4位數(shù)字來表示它的尺寸 前面2位數(shù)是電機轉子的直徑 后面2位數(shù)是電機轉子的高度 一般而言 越大的電機 其轉速和扭力也就越大 無刷電機KV值定義為 轉速n 意思為當輸入電壓增加1伏特時 無刷電機空轉轉速增加的轉速值 KV值越大 速度越快 但扭力越小 KV值越小 速度越慢 但扭力越大 實際使用中 大螺旋槳就需受用低KV電機 小螺旋槳就需要高KV電機 一節(jié)鋰電池的電壓3 7伏特為1S 微微型多旋翼無人機的電機常用1S電池驅動 而較大些的采用無刷電機一般為2 3S 也就是7 4 11 1伏特來驅動 2 電調 電調即為驅動電機用的調速器 電調的作用就是將飛控板的控制信號轉變?yōu)殡娏鞯拇笮?以控制電機的轉速 因為電機的電流是很大的 通常每個電機正常工作時平均有3A左右的電流 如果沒有電調的存在 飛控板I O根本無法承受這樣大的電流 同時電調還充當了變壓器的作用 將11 1伏特電壓轉變?yōu)?伏特為飛控板和遙控器供電 燃油發(fā)動機功率分析和選擇 1 發(fā)動機的有效功率Nu 2 發(fā)動機的比重 e 3 發(fā)動機的耗油特性Ce 4 發(fā)動機的高度特性 5 發(fā)動機的溫度特性 6 發(fā)動機的速度特性 7 發(fā)動機的起動特性 8 發(fā)動機的加速性 9 單位橫截面積的有效功率Nc 10 發(fā)動機的可靠性 11 技術維護的簡易性 12 成本和振動噪聲 多旋翼無人機總體布局的任務 1 進行總體構型設計和協(xié)調 2 布置和協(xié)調各主要部件的相對位置和尺寸 3 具體安排多旋翼無人機內部的各種裝載和設備 4 合理布置結構承力型式 布置和協(xié)調各主要結構承力件的相對位置及其尺寸 實現(xiàn)多旋翼無人機的氣動布局和重心定位要求 這四個方面不是孤立的 而是互相影響 并具有內在的聯(lián)系 總體布局的最終結果是繪制出總體布置圖 交點數(shù)據圖 重量分布和重心定位圖 并最后完成總體布局初期所繪制的三面圖 以及說明和確定多旋翼無人機初步設計方案的各種技術文件 為全機詳細設計提供依據 多旋翼無人機總體布局的要求 1 空氣動力要求 2 重心定位要求 3 可靠性 維修性和保障性要求 4 強度 剛度 最小重量要求 5 工藝要求和成本要求 盡量采用圓形截面和單曲度的簡單幾何形狀 以簡化工藝和制造 盡量考慮結構的繼承性特別是對研制周期較長的動部件 更應該盡可能考慮結構的繼承性 盡量減小零構件的種類 采用標準化 規(guī)格化和積木式產品結構 合理劃分和選取分離面 充分考慮裝配開敞性 以減少裝配工作量 運用成本設計的概念 采用良好的結構工藝 降低生產和使用成本 從選材 布置 設計等各個方面增加部件的使用壽命和返修壽命 延長返修間隔時間 多旋翼無人機外形結構布局 多旋翼無人機外形結構以旋翼分布位置分為 I 型 或稱為 型 和 X 型兩種布局 最前與最后兩個旋翼軸的連線與機體前進方向在同一直線上 多旋翼無人機呈 I 型 否則呈 X 型 由于 X 型結構的實用載荷前方的視野比 I 型的更加開闊 所以在實際應用中 多旋翼無人機大多采用 X 型外形結構 除了這兩種類型以外 還有其他類型的結構外形 包括 V 型 Y 型和 IY 型等 槳盤平面的布置 旋翼槳盤平面水平布置的方案是旋翼軸線相對機體軸線的垂直線之間的角度為零 其優(yōu)點是結構簡單 缺點是前飛時機體要有一個前傾角 需要使用云臺來保持攝影相機處于水平狀態(tài) 而旋翼槳盤平面傾斜布置表示旋翼軸線相對機體軸線的垂直線之間的夾角不為零 旋翼軸線傾斜方向朝向機體中心 旋翼軸線向機體中心傾斜的角度稱為旋翼軸內傾角 這種布局方案的優(yōu)點是前飛時機體不必前傾 因此無需使用云臺也能保持攝影相機處于水平狀態(tài) 采取旋翼槳盤平面傾斜布置的多旋翼無人機 其旋翼數(shù)量至少要有6個或以上 旋翼的安裝位置 1 旋翼位于機臂上方的布局特點 旋翼產生向上的升力為拉力 旋翼在支臂上方旋轉 受到支臂保護 著陸時不易碰到障礙而損壞槳葉 旋翼不會遮擋攝影相機向下的視野 2 旋翼位于機臂下方的布局特點 旋翼產生向上的升力為推力 旋翼在支臂下方旋轉 槳葉下洗流完整 氣流低于飛控氣壓計高度 準確 旋翼和機體半徑 機體半徑H與旋翼最大半徑Rm存在如下關系 Q表示軸間夾角 在多旋翼無人機總體設計中 減小機體尺寸對多旋翼無人機慣性 有效負載具有很大影響 并最終影響最大飛行速度和航程 相鄰旋翼槳葉之間的距離 多個旋翼的布置包括確定兩相鄰旋翼之間間距的確定 假定兩相鄰旋翼之間間距LHB與旋翼半徑R之比為 當 2時兩旋翼有重疊 而當時完全不重疊 LHB容許的最小值取決于保證相鄰兩旋翼的槳葉沒有相碰危險的條件 式中 為兩個槳葉夾角的1 2 k k是每個旋翼的槳葉片數(shù) 為槳葉擺動幅度的1 2 可取前后限動角之和的1 2 全機重心位置 1 多旋翼無人機前飛時 由于旋翼所受的氣動阻力矢量與多旋翼無人機前飛方向相反 如果全機重心位置在槳盤平面上方 那么阻力形成的力矩會促使多旋翼無人機俯仰角朝發(fā)散方向發(fā)展 直至翻轉 如果全機重心位置在槳盤平面下方 那么氣動阻力形成的力矩會促使多旋翼俯仰角轉向0度方向 因此 當多旋翼無人機在前飛狀態(tài)時 重心在槳盤平面的下方會使前飛運動穩(wěn)定 全機重心位置 2 多旋翼無人機飛行時受到陣風干擾的情況如圖所示 當陣風吹來時 由于旋翼所受的氣動阻力矢量與陣風吹來的方向相同 如果全機重心位置在槳盤平面下方 那么氣動阻力形成的力矩會促使多旋翼無人機俯仰角朝發(fā)散方向發(fā)展 直至翻轉 如果全機重心位置在槳盤平面上方 那么氣動阻力形成的力矩會促使多旋翼俯仰角轉向0度方向 因此 當多旋翼無人機受到陣風干擾時 重心在槳盤平面的上方可以抑制陣風擾動 空氣動力布局設計 對多旋翼無人機外形進行設計主要是為了降低飛行時的阻力 包括摩擦阻力 壓差阻力 誘導阻力和干擾阻力等 需要進行流線形設計 使部件有良好的外形 氣動布局設計內容有 1 需要考慮多旋翼前飛時的傾角 減少最大迎風面積 2 設計流線型機身 減小氣動阻力 3 考慮和安排各部件之間的相對位置關系 部件連接處盡量圓滑過渡 表面也要盡量光滑 4 通過CFD仿真計算阻力系數(shù) 不斷優(yōu)化 機體的布局設計 在進行機體結構布置及確定其外形參數(shù)時 應著重考慮 1 保證機體迎風面積最小 以減小廢阻 2 采取各種結構和安全措施 保證旅客 載人型 生存力 3 剛度 強度滿足負載要求 機體不會發(fā)生晃動 彎曲 4 滿足其他設計原則下 重量越輕越好 5 根據內部裝載安排的要求 最大限度地利用機體內部容積 使內部布置緊湊合理 6 旅客座艙應有良好的視界 并設有應急逃生出口 7 滿足可運輸性要求 美觀耐用 THANKYOU 2020 3 28 下節(jié)課我們繼續(xù)遨游天際