多旋翼無人機(jī)技術(shù)基礎(chǔ)課件.ppt

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多旋翼無人機(jī)技術(shù)基礎(chǔ) 9 張學(xué)森 多旋翼無人機(jī)設(shè)計的定義 所謂設(shè)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(chǎn)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(zhuǎn)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(shè)想 問題解決的方法 通過具體的操作 以理想的形式表達(dá)出來的過程 多旋翼無人機(jī)設(shè)計是設(shè)計人員應(yīng)用氣動 結(jié)構(gòu) 動力 材料 工藝 電子和計算機(jī)軟硬件等學(xué)科知識 通過分析 綜合和創(chuàng)造思維將設(shè)計要求轉(zhuǎn)化為一組能完整描述多旋翼無人機(jī)的參數(shù) 文檔 圖紙和軟件 的活動過程 多旋翼無人機(jī)設(shè)計的重要性 由于在設(shè)計階段要全面確定整個多旋翼無人機(jī)新型號的產(chǎn)品策略 外觀 結(jié)構(gòu) 性能和功能等 從而確定整個生產(chǎn)系統(tǒng)的布局 因而 多旋翼無人機(jī)設(shè)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(jī)的設(shè)計缺乏生產(chǎn)觀點(diǎn) 那么生產(chǎn)時就將耗費(fèi)大量費(fèi)用來調(diào)整和更換設(shè)備 物料和勞動力 相反 好的產(chǎn)品設(shè)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(chǎn)成本低 從而使新機(jī)型號的綜合競爭力得以增強(qiáng) 許多在市場競爭中占優(yōu)勢的多旋翼無人機(jī)設(shè)計和生產(chǎn)企業(yè)都十分注意產(chǎn)品設(shè)計的細(xì)節(jié) 以便設(shè)計出造價低而又具有先進(jìn)獨(dú)特功能的產(chǎn)品 許多公司都把設(shè)計看作熱門的戰(zhàn)略工具 認(rèn)為好的設(shè)計是贏得顧客的關(guān)鍵 多旋翼無人機(jī)設(shè)計要求 一項(xiàng)成功的設(shè)計 應(yīng)滿足多方面的要求 這些要求有社會發(fā)展方面的 有產(chǎn)品性能 功能 質(zhì)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(jīng)濟(jì)效益要求 5 使用要求 6 制造工藝要求 多旋翼無人機(jī)設(shè)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(jī)設(shè)計任務(wù) 多旋翼無人機(jī)設(shè)計的任務(wù)是確定其構(gòu)型 布局 結(jié)構(gòu) 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(nèi)使多旋翼無人機(jī)最有效地滿足給定的技術(shù)要求 其內(nèi)容包括總體技術(shù)方案論證 提出最佳技術(shù)方案 系統(tǒng)可靠性 維修性 保障性 安全性和生產(chǎn)性的綜合與權(quán)衡 系統(tǒng)風(fēng)險分析與控制 系統(tǒng)的費(fèi)效分析 各分系統(tǒng)的兼容性設(shè)計 接口設(shè)計 對分系統(tǒng)提出技術(shù)要求及進(jìn)行協(xié)調(diào) 詳細(xì)的成本估算 研制周期估計 提出關(guān)鍵技術(shù)試驗(yàn) 實(shí)質(zhì)上 多旋翼無人機(jī)設(shè)計的任務(wù)在現(xiàn)實(shí)的基礎(chǔ)上最佳地擬定 技術(shù)文件 這些技術(shù)文件應(yīng)保證在給定條件下使新設(shè)計多旋翼無人機(jī)能滿足使用技術(shù)要求 通常可分為三類 1 多旋翼無人機(jī)的設(shè)計圖紙 設(shè)計報告 計算報告 試驗(yàn)報告 自控設(shè)備和飛控軟件程序等技術(shù)文件 這類技術(shù)文件說明設(shè)計的指導(dǎo)思想和原則 回答有關(guān)要研制怎樣的多旋翼無人機(jī)的問題 2 生產(chǎn)多旋翼無人機(jī)的方法和設(shè)備的工藝文件 設(shè)備清單和說明書 回答怎樣制造生產(chǎn)的問題 3 關(guān)于使用維護(hù)方面的技術(shù)文件 回答怎樣正確使用多旋翼無人機(jī)的問題 多旋翼無人機(jī)設(shè)計工作要求 1 要有明確的設(shè)計目標(biāo) 并建立評估設(shè)計優(yōu)劣的準(zhǔn)則 2 要考慮主 客觀條件 處理好各種關(guān)系 3 要有專門的設(shè)計機(jī)構(gòu) 比較完善的試驗(yàn) 試制基地 多旋翼無人機(jī)總體設(shè)計定義 多旋翼無人機(jī)總體設(shè)計是指從概念設(shè)計到初步設(shè)計階段進(jìn)行總體方案設(shè)計的全過程 其最終目標(biāo)是給出最優(yōu)的新機(jī)總體方案 它是根據(jù)市場調(diào)研或在用戶要求的條件下 綜合運(yùn)用一系列基礎(chǔ)科學(xué) 應(yīng)用科學(xué)和工程技術(shù)的最新成果 選擇并確定多旋翼無人機(jī)新型號的布局形式和總體設(shè)計參數(shù) 經(jīng)過論證計算 分析 修正 使所設(shè)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(dá)到用戶的要求 總體設(shè)計對新機(jī)研制工作具有全局性影響 重大決策大部分都要在總體設(shè)計階段做出 總體設(shè)計工作中的失誤 不僅會對以后的設(shè)計工作產(chǎn)生不利的影響 造成時間和經(jīng)濟(jì)上的損失 而且往往會直接影響到新機(jī)研制的成敗 因此 總體設(shè)計是多旋翼無人機(jī)研制中最為重要的一個階段 包含了概念設(shè)計階段和初步設(shè)計階段兩部分 概念設(shè)計的工作內(nèi)容 概念設(shè)計要求解決全局性的重大問題 因此必須深人 細(xì)致和慎重地進(jìn)行 要盡可能充分利用已有的經(jīng)驗(yàn) 以求概念設(shè)計作出的重大決策有堅實(shí)可靠的基礎(chǔ) 避免以后出現(xiàn)不應(yīng)有的重大反復(fù) 概念設(shè)計的主要工作內(nèi)容如下 1 氣動布局方案論證 2 全機(jī)總體布局方案論證 3 全機(jī)總體結(jié)構(gòu)方案論證 4 各部件和系統(tǒng)的方案論證 5 全機(jī)重量計算 重量分配和重心定位 6 確定配件和設(shè)備清單 初步設(shè)計的工作內(nèi)容 方案設(shè)計階段的初步設(shè)計是將前面概念設(shè)計所得到的多旋翼無人機(jī)的幾何參數(shù) 重量參數(shù)和能量參數(shù)進(jìn)一步加以具體化 使其符合各種相互矛盾的要求 進(jìn)一步確定氣動布局 總體布局 主要部件的結(jié)構(gòu)型式 以及飛控軟件開發(fā)等 制作吹風(fēng)模型和進(jìn)行風(fēng)洞吹風(fēng)試驗(yàn) 根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)一步進(jìn)行詳細(xì)的氣動力計算和穩(wěn)定性計算 以及動力學(xué)問題的初步計算 進(jìn)行較精確的多旋翼無人機(jī)重心定位計算 在這些計算的基礎(chǔ)上 對多旋翼無人機(jī)的總體布置進(jìn)行適當(dāng)修改 調(diào)整重量計算和重心位置 制造樣機(jī) 協(xié)調(diào)多旋翼無人機(jī)各組合件和各系統(tǒng)相互的空間位置 設(shè)備安裝布置等 初步設(shè)計的主要工作內(nèi)容如下 1 氣動方面 2 結(jié)構(gòu)設(shè)計 3 系統(tǒng)設(shè)計 4 總體布局 多旋翼無人機(jī)總體設(shè)計的特點(diǎn) 多旋翼無人機(jī)總體設(shè)計是綜合協(xié)調(diào) 折中權(quán)衡 反復(fù)迭代 逐漸逼近的過程 強(qiáng)調(diào)每一個步驟都要盡量給出具體的數(shù)據(jù)和判斷 其主要特點(diǎn)有 1 綜合協(xié)調(diào) 折中權(quán)衡 2 反復(fù)選代 逐次逼近 3 創(chuàng)新性與科學(xué)性 詳細(xì)設(shè)計的工作內(nèi)容 工程研制階段的詳細(xì)設(shè)計的任務(wù)是提交對多旋翼無人機(jī)各部件 各系統(tǒng)及全機(jī)進(jìn)行生產(chǎn) 安裝 裝配工作所需要的全部技術(shù)文件 整理和完成繪制原型機(jī)生產(chǎn)所需要的全部圖紙 零件圖 裝配圖 理論圖 并相應(yīng)進(jìn)行全部必要的計算工作 氣動 結(jié)構(gòu) 強(qiáng)度 振動和疲勞的計算等 繼續(xù)進(jìn)行性能 操穩(wěn) 氣動 動力學(xué)等方面的校核性試驗(yàn) 并利用校核試驗(yàn)結(jié)果和由圖紙得到的重量 重心和慣量數(shù)據(jù)進(jìn)行全面的性能 操穩(wěn)等方面的計算 根據(jù)最后正式確定的外載荷進(jìn)行零部件的強(qiáng)度校核計算 以及提前進(jìn)行零構(gòu)件 部件的強(qiáng)度試驗(yàn)或有關(guān)的振動試驗(yàn) 完成全機(jī)和零部件的重量 重心和慣量的計算 提交靜力 動力試驗(yàn)任務(wù)書和飛行試驗(yàn)任務(wù)書 最后依據(jù)原型機(jī)試制所需的全部圖紙 技術(shù)文件和軟件 完成原型機(jī)的加工試制 然后利用原型機(jī)進(jìn)行地面試驗(yàn) 與此同時 要提前開展駕駛員 飛手 培訓(xùn)工作 設(shè)計定型的工作內(nèi)容 設(shè)計定型階段所有定型試飛 檢測和試驗(yàn)工作完成后 要進(jìn)行階段性驗(yàn)收 即進(jìn)行設(shè)計定型 設(shè)計定型是按照新型號研制總要求 對新型號進(jìn)行全面考核 1 申請設(shè)計定型的要求 經(jīng)過設(shè)計定型試驗(yàn) 證明產(chǎn)品的性能達(dá)到批準(zhǔn)的技術(shù)性能和使用要求 不得遺留重大質(zhì)量問題 設(shè)計圖樣及文件完整 正確 協(xié)調(diào) 產(chǎn)品配套齊全 構(gòu)成產(chǎn)品的所有配套設(shè)備 零部件 元器件 原材料 軟件等有供貨來源 2 設(shè)計定型委員會審查驗(yàn)收多旋翼無人機(jī)的設(shè)計定型由專門組織的設(shè)計定型委員會依據(jù)研制總要求和設(shè)計規(guī)范對新機(jī)研制全過程進(jìn)行審查 考核和驗(yàn)收 通過后頒發(fā)定型證書 生產(chǎn)定型的工作內(nèi)容 1 申請生產(chǎn)定型的標(biāo)準(zhǔn)和要求 具備成套批量生產(chǎn)條件 工藝符合國家有關(guān)產(chǎn)品質(zhì)量管理規(guī)定 質(zhì)量穩(wěn)定 不遺留質(zhì)量問題 經(jīng)試驗(yàn)和試用 產(chǎn)品性能達(dá)到批準(zhǔn)設(shè)計定型時的要求 生產(chǎn)與驗(yàn)收的各種圖樣 技術(shù)文件齊備 配套設(shè)備及零部件 元器件 原材料 軟件供貨有保障 2 生產(chǎn)定型委員會審查驗(yàn)收經(jīng)過設(shè)計定型或技術(shù)鑒定后的多旋翼無人機(jī)系統(tǒng) 新產(chǎn)品生產(chǎn)還可能會有一定的更改 特別是工藝改進(jìn) 改進(jìn)后的多旋翼無人機(jī)系統(tǒng)進(jìn)入小批量生產(chǎn) 首批生成的多旋翼無人機(jī) 經(jīng)檢驗(yàn) 試飛 工藝質(zhì)量 并由專門組織的生產(chǎn)定型委員會審查 確認(rèn)其符合批量生產(chǎn)標(biāo)準(zhǔn) 質(zhì)量穩(wěn)定可靠 即審查通過后頒發(fā)生產(chǎn)定型證書 生產(chǎn)定型工作結(jié)束 轉(zhuǎn)入批量生產(chǎn) 多旋翼無人機(jī)動力裝置分析 由于對多旋翼無人機(jī)新型號的結(jié)構(gòu)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(jī)常用的發(fā)動機(jī)有電動機(jī)和燃油發(fā)動機(jī)兩大類 其中電動機(jī)有直流無刷電機(jī)和直流有刷電機(jī)兩類 燃油發(fā)動機(jī)有活塞式發(fā)動機(jī)和渦輪軸發(fā)動機(jī)兩大類 1 直流電動機(jī) 無刷直流電機(jī) 空心杯有刷直流電機(jī) 2 燃油發(fā)動機(jī) 活塞式發(fā)動機(jī) 渦輪軸發(fā)動機(jī) 多旋翼無人機(jī)旋翼數(shù)量分析 決定多旋翼無人機(jī)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(gòu)型 其空氣動力學(xué)特性也各具特色 其中四旋翼無人機(jī)的結(jié)構(gòu)簡單 機(jī)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(jī)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(gòu)型也深受需求各異的用戶喜愛 多旋翼無人機(jī)共軸旋翼分析 為了在不增大多旋翼無人機(jī)體積的情況下使多旋翼無人機(jī)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(jī)通過傳動系統(tǒng)分別驅(qū)動兩個大小相同 轉(zhuǎn)向相反的旋翼轉(zhuǎn)動 使它們產(chǎn)生的反扭矩相互抵消 多旋翼無人機(jī)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(jù)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(diǎn)如下 1 懸停狀態(tài)效率提高 2 前飛狀態(tài)效率降低 3 機(jī)體體積減小 傾轉(zhuǎn)旋翼式多旋翼無人機(jī)分析 多旋翼無人機(jī)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(jī)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(jī)所不具備的垂直起落和懸停能力 但是 其固有的弱點(diǎn)是飛得慢 飛不遠(yuǎn) 為了克服這一弱點(diǎn) 傾轉(zhuǎn)旋翼式多旋翼無人機(jī)應(yīng)運(yùn)而生 它是一種將固定翼無人機(jī)和單旋翼無人直升機(jī)特點(diǎn)融為一體的多旋翼無人機(jī) 例如傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機(jī) 其機(jī)身和普通固定翼無人機(jī)基本相似 兩個機(jī)翼分別位于機(jī)身的前后 位于機(jī)翼兩端的四個旋翼 發(fā)動機(jī)可以向上和向前轉(zhuǎn)動 當(dāng)四個旋翼 發(fā)動機(jī)從水平狀態(tài)轉(zhuǎn)到垂直狀態(tài)時 就可以像普通直升機(jī)一樣實(shí)現(xiàn)垂直起降和懸停 當(dāng)四個旋翼 發(fā)動機(jī)處于水平狀態(tài)時 就能產(chǎn)生一個向前的拉力 使它能像固定翼飛機(jī)一般向前快速飛行 在四個旋翼 發(fā)動機(jī)處于這兩種狀態(tài)之間時 既產(chǎn)生了升力 又產(chǎn)生了拉力 能使它以低速飛行 與普通無人直升機(jī)相比 傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機(jī)飛行速度快 航程遠(yuǎn) 升限高 噪聲小 降落和起飛更迅速 與固定翼無人機(jī)相比 它能夠垂直起降和空中懸停 有翼式及復(fù)合式多旋翼無人機(jī)分析 提高正常型式多旋翼無人機(jī)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(jī)體前傾 其中機(jī)體前傾對提高飛行速度的限制最為嚴(yán)重 采用在正常式多旋翼無人機(jī)上安裝輔助機(jī)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(jī)的機(jī)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(jī)的最大飛行速度能大大提高 僅僅加上一個機(jī)翼是不夠的 還必須設(shè)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(fù)合式多旋翼無人機(jī) 它不僅帶有機(jī)翼 還有推進(jìn)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(jī)所需的水平拉力可以全部由推進(jìn)裝置提供 機(jī)體也就不需前傾 甚至可以在自轉(zhuǎn)狀態(tài)下工作而略為后傾 顯然 對于復(fù)合式多旋翼無人機(jī) 機(jī)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(jī)及有翼式多旋翼無人機(jī)大大提高 此外 由于機(jī)翼的存在 在大速度飛行時多旋翼無人機(jī)的氣動效率也比較高 這一點(diǎn)與有翼式多旋翼無人機(jī)相同 涵道式無人機(jī)分析 涵道式無人機(jī)總體布局為涵道風(fēng)扇式結(jié)構(gòu) 主要由上載荷倉 下載荷倉 涵道風(fēng)扇系統(tǒng)和機(jī)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(shè)備供電電源等 涵道中間安裝了發(fā)動機(jī) 螺旋槳以及導(dǎo)流片等 螺旋槳由發(fā)動機(jī)直接驅(qū)動 下部載荷倉內(nèi)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(qiáng)計 GPS模塊 氣壓傳感器等 涵道內(nèi)部是周向分布的8 12個導(dǎo)流片 控制舵片分布在導(dǎo)流片的下方 用來產(chǎn)生滾轉(zhuǎn) 俯仰和偏航力矩 涵道式無人機(jī)特點(diǎn) 涵道式無人機(jī)總體結(jié)構(gòu)有單旋翼結(jié)構(gòu)和共軸雙旋翼結(jié)構(gòu)兩種 其特點(diǎn)有 安全性 機(jī)動性 飛行效率 隱蔽性涵道型無人機(jī)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(chǎn)品成熟度 飛行系統(tǒng)空間設(shè)計方面 另外 南京航空航天大學(xué)通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)分析了涵道風(fēng)扇升力系統(tǒng)的升阻特性 指出涵道風(fēng)扇作為升力裝置僅適合于強(qiáng)調(diào)懸停和低速飛行性能的飛行器 這說明該機(jī)型的應(yīng)用范圍比較狹窄 多旋翼無人機(jī)設(shè)計技術(shù)要求的內(nèi)容 1 多旋翼無人機(jī)的任務(wù)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(zhuǎn)著陸 水面起降 抗風(fēng)抗浪 三防 防腐 防塵 防輻射 機(jī)動性 抗墜毀性 殘存性 維護(hù)性 14 典型任務(wù)剖面 旋翼槳葉旋轉(zhuǎn)方向分析和選擇 1 假定多旋翼無人機(jī)所有旋翼在同一平面的同一圓周上 旋翼的旋轉(zhuǎn)方向可以分為兩種布局 圖 a 中對角線上的旋翼旋轉(zhuǎn)方向相同 而圖 b 中的旋轉(zhuǎn)方向相反 現(xiàn)假設(shè)飛行中旋翼的轉(zhuǎn)速為 機(jī)體俯仰運(yùn)動產(chǎn)生的轉(zhuǎn)速變化量用 表示 則對角線上旋翼的實(shí)際轉(zhuǎn)速分別為 和 然而 如果兩個旋翼的旋轉(zhuǎn)方向相反 如 b 所示 旋轉(zhuǎn)平面的旋轉(zhuǎn)力矩不能相互抵消 會產(chǎn)生轉(zhuǎn)速為2 旋轉(zhuǎn)力矩 因此 對于旋翼數(shù)N 4n 2 n l 2 多旋翼無人機(jī) 采用相鄰旋翼旋轉(zhuǎn)方向交替布置的方法 如圖 a 所示 但在俯仰運(yùn)動時會產(chǎn)生耦合的偏航運(yùn)動 旋翼槳葉旋轉(zhuǎn)方向分析和選擇 2 為了避免出現(xiàn)旋轉(zhuǎn)平面旋轉(zhuǎn)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(zhuǎn)方向 在俯仰運(yùn)動時控制x軸上旋翼升力不變 其它旋翼進(jìn)行相應(yīng)的加減升力 結(jié)果如圖 b 所示 這種結(jié)構(gòu)控制簡單 可以減少俯仰運(yùn)動時可能出現(xiàn)的耦合 從而實(shí)現(xiàn)機(jī)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(yùn)動產(chǎn)生的轉(zhuǎn)速變化 按一定比例分解到各個旋翼 以消除所產(chǎn)生的偏航運(yùn)動 旋翼實(shí)度分析和選擇 旋翼實(shí)度是旋翼所有槳葉實(shí)占面積與整個槳盤面積之比 叫做旋翼實(shí)度 以希臘字母 表示 數(shù)值一般為0 04 0 11之間 旋翼實(shí)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(yīng)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(shí)度大小應(yīng)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(jī)要求3 5的最大過載 民用機(jī)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(shí)際旋翼來說 槳轂以及槳葉根部的剖面不是翼型 不會產(chǎn)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(jī)在有 無地效懸停時 旋翼的需用功率主要由誘導(dǎo)功率構(gòu)成式中 為該狀態(tài)下懸停效率 P為該狀態(tài)下發(fā)動機(jī)可用功率 J為誘導(dǎo)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(dāng)旋翼半徑R確定后 旋翼槳尖速度就取決于旋翼軸轉(zhuǎn)速 空氣中的音速 在標(biāo)準(zhǔn)大氣壓條件下約為340米 秒 多旋翼無人機(jī)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(zhì)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(zhì)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(shí)度一定時 槳葉片數(shù)越多 槳葉弦長越小 其優(yōu)點(diǎn)與缺點(diǎn)如下 1 優(yōu)點(diǎn) 減小機(jī)體振動水平 減小槳尖損失 提高飛行性能 2 缺點(diǎn) 槳葉片數(shù)多 使槳轂結(jié)構(gòu)變復(fù)雜 槳轂重量和廢阻增加 并因此而增加了維護(hù)工作量 槳葉片數(shù)較少優(yōu)點(diǎn)是槳轂簡單 重量輕 成本也低 由于槳葉弦長大 槳葉扭轉(zhuǎn)剛度提高 抗彈擊損傷能力增強(qiáng) 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(yīng) 其缺點(diǎn)是不利于減少機(jī)體的振動水平 近年來隨著旋翼槳轂技術(shù)的發(fā)展 槳轂結(jié)構(gòu)大大簡化 槳轂的阻力 重量 維護(hù)性都有了很大改善 這使降低多旋翼無人機(jī)機(jī)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(dǎo)致槳尖渦的強(qiáng)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(jìn)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(fù)扭轉(zhuǎn)的尖削槳葉與帶有負(fù)扭轉(zhuǎn)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(jī)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(shí)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(shí)度 槳葉半徑和尖削比的限制 所以槳葉寬度并不是一個獨(dú)立的參數(shù) 只要旋翼實(shí)度 槳葉半徑和尖削比三者的數(shù)值一確定下來 實(shí)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(zhǔn)則是要滿足多旋翼無人機(jī)機(jī)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(xiàng)指標(biāo)都比較大翼型 綜合考慮多旋翼無人機(jī)的機(jī)動性 巡航特性和懸停特性要求 通常是采用先進(jìn)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(chǎn)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(jī)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(fù)扭轉(zhuǎn)角分析和選擇 1 懸停狀態(tài) 旋翼槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)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(fù)扭轉(zhuǎn)可以使旋翼的懸停效率提高5 這意味著多旋翼無人機(jī)的有效載荷可以增加10 20 圖9 11表示了槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)角與懸停效率的關(guān)系 從圖上可以看出 當(dāng)槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)小于10 時 旋翼懸停氣動效率 隨負(fù)扭轉(zhuǎn)角 加大而增加 當(dāng)負(fù)扭轉(zhuǎn)超過10 以后 旋翼懸停氣動效率的變化趨于平緩 因此在實(shí)際的槳葉設(shè)計應(yīng)用中 一般采用負(fù)8 左右的負(fù)扭轉(zhuǎn)角 2 前飛狀態(tài) 多旋翼無人機(jī)前飛時 旋翼槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)有利有弊 首先它有利于誘導(dǎo)速度在槳盤上均勻分布 從而減小誘導(dǎo)功率 改善槳葉展向氣動力分布 但是負(fù)扭轉(zhuǎn)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(jī)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(jī)懸停和前飛兩種飛行狀態(tài)的利弊來選擇槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)角的數(shù)值 一般取值6 8 多旋翼無人機(jī)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(jù)設(shè)計技術(shù)要求中所規(guī)定的載荷重量 乘客人數(shù) 載人機(jī) 及可卸裝備要求等加以確定 Gf為電池或燃油重量 可根據(jù)所要求的航程或續(xù)航時間來確定 1 根據(jù)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(quán)系數(shù) 其數(shù)值可根據(jù)經(jīng)驗(yàn)統(tǒng)計數(shù)據(jù)而得出 采用活塞式發(fā)動機(jī)時 A值一般為2 0 2 75 采用渦輪軸發(fā)動機(jī)時A值差異較大 其值一般為3 0左右 個別也有高達(dá)4 5以上的 2 根據(jù)續(xù)航時間T來確定燃油重量 對于使用燃油發(fā)動機(jī)的多旋翼無人機(jī) 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(quán)系數(shù) 其數(shù)值可根據(jù)經(jīng)驗(yàn)統(tǒng)計數(shù)據(jù)而得出 活塞式發(fā)動機(jī)時 B約為0 007 渦輪軸發(fā)動機(jī)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(jī)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(jī)總重越大 槳盤載荷也應(yīng)選得越大 因?yàn)榭傊剌^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(jī)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(yùn)輸為主 而且對靜 動升限有較高要求的民用多旋翼無人機(jī) 擬選擇較小的槳盤載荷 而對要求飛行速度高 機(jī)動性好 功率又比較富裕的軍用多旋翼無人機(jī) 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(biāo)準(zhǔn)大氣狀態(tài)下發(fā)動機(jī)額定功率所能舉起的重量 由于多旋翼無人機(jī)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(jī)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(jī)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(jī)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(jī)的理論懸停升限 用HH表示 這時功率的平衡關(guān)系為式中 為功率利用系數(shù) 為海平面發(fā)動機(jī)單位額定功率 Ae為發(fā)動機(jī)的高度特性系數(shù) 在海平面上為1 電動機(jī)功率分析和選擇 1 電機(jī) 電機(jī)分為有刷電機(jī)和無刷電機(jī)兩類 無刷電機(jī)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(jī)轉(zhuǎn)子的直徑 后面2位數(shù)是電機(jī)轉(zhuǎn)子的高度 一般而言 越大的電機(jī) 其轉(zhuǎn)速和扭力也就越大 無刷電機(jī)KV值定義為 轉(zhuǎn)速n 意思為當(dāng)輸入電壓增加1伏特時 無刷電機(jī)空轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速增加的轉(zhuǎn)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(shí)際使用中 大螺旋槳就需受用低KV電機(jī) 小螺旋槳就需要高KV電機(jī) 一節(jié)鋰電池的電壓3 7伏特為1S 微微型多旋翼無人機(jī)的電機(jī)常用1S電池驅(qū)動 而較大些的采用無刷電機(jī)一般為2 3S 也就是7 4 11 1伏特來驅(qū)動 2 電調(diào) 電調(diào)即為驅(qū)動電機(jī)用的調(diào)速器 電調(diào)的作用就是將飛控板的控制信號轉(zhuǎn)變?yōu)殡娏鞯拇笮?以控制電機(jī)的轉(zhuǎn)速 因?yàn)殡姍C(jī)的電流是很大的 通常每個電機(jī)正常工作時平均有3A左右的電流 如果沒有電調(diào)的存在 飛控板I O根本無法承受這樣大的電流 同時電調(diào)還充當(dāng)了變壓器的作用 將11 1伏特電壓轉(zhuǎn)變?yōu)?伏特為飛控板和遙控器供電 燃油發(fā)動機(jī)功率分析和選擇 1 發(fā)動機(jī)的有效功率Nu 2 發(fā)動機(jī)的比重 e 3 發(fā)動機(jī)的耗油特性Ce 4 發(fā)動機(jī)的高度特性 5 發(fā)動機(jī)的溫度特性 6 發(fā)動機(jī)的速度特性 7 發(fā)動機(jī)的起動特性 8 發(fā)動機(jī)的加速性 9 單位橫截面積的有效功率Nc 10 發(fā)動機(jī)的可靠性 11 技術(shù)維護(hù)的簡易性 12 成本和振動噪聲 多旋翼無人機(jī)總體布局的任務(wù) 1 進(jìn)行總體構(gòu)型設(shè)計和協(xié)調(diào) 2 布置和協(xié)調(diào)各主要部件的相對位置和尺寸 3 具體安排多旋翼無人機(jī)內(nèi)部的各種裝載和設(shè)備 4 合理布置結(jié)構(gòu)承力型式 布置和協(xié)調(diào)各主要結(jié)構(gòu)承力件的相對位置及其尺寸 實(shí)現(xiàn)多旋翼無人機(jī)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(nèi)在的聯(lián)系 總體布局的最終結(jié)果是繪制出總體布置圖 交點(diǎn)數(shù)據(jù)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(jī)初步設(shè)計方案的各種技術(shù)文件 為全機(jī)詳細(xì)設(shè)計提供依據(jù) 多旋翼無人機(jī)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(qiáng)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(jié)構(gòu)的繼承性特別是對研制周期較長的動部件 更應(yīng)該盡可能考慮結(jié)構(gòu)的繼承性 盡量減小零構(gòu)件的種類 采用標(biāo)準(zhǔn)化 規(guī)格化和積木式產(chǎn)品結(jié)構(gòu) 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(yùn)用成本設(shè)計的概念 采用良好的結(jié)構(gòu)工藝 降低生產(chǎn)和使用成本 從選材 布置 設(shè)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(jī)外形結(jié)構(gòu)布局 多旋翼無人機(jī)外形結(jié)構(gòu)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(jī)體前進(jìn)方向在同一直線上 多旋翼無人機(jī)呈 I 型 否則呈 X 型 由于 X 型結(jié)構(gòu)的實(shí)用載荷前方的視野比 I 型的更加開闊 所以在實(shí)際應(yīng)用中 多旋翼無人機(jī)大多采用 X 型外形結(jié)構(gòu) 除了這兩種類型以外 還有其他類型的結(jié)構(gòu)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(jī)體軸線的垂直線之間的角度為零 其優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡單 缺點(diǎn)是前飛時機(jī)體要有一個前傾角 需要使用云臺來保持?jǐn)z影相機(jī)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(jī)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(jī)體中心 旋翼軸線向機(jī)體中心傾斜的角度稱為旋翼軸內(nèi)傾角 這種布局方案的優(yōu)點(diǎn)是前飛時機(jī)體不必前傾 因此無需使用云臺也能保持?jǐn)z影相機(jī)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(jī) 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(jī)臂上方的布局特點(diǎn) 旋翼產(chǎn)生向上的升力為拉力 旋翼在支臂上方旋轉(zhuǎn) 受到支臂保護(hù) 著陸時不易碰到障礙而損壞槳葉 旋翼不會遮擋攝影相機(jī)向下的視野 2 旋翼位于機(jī)臂下方的布局特點(diǎn) 旋翼產(chǎn)生向上的升力為推力 旋翼在支臂下方旋轉(zhuǎn) 槳葉下洗流完整 氣流低于飛控氣壓計高度 準(zhǔn)確 旋翼和機(jī)體半徑 機(jī)體半徑H與旋翼最大半徑Rm存在如下關(guān)系 Q表示軸間夾角 在多旋翼無人機(jī)總體設(shè)計中 減小機(jī)體尺寸對多旋翼無人機(jī)慣性 有效負(fù)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(dāng) 2時兩旋翼有重疊 而當(dāng)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(jī)重心位置 1 多旋翼無人機(jī)前飛時 由于旋翼所受的氣動阻力矢量與多旋翼無人機(jī)前飛方向相反 如果全機(jī)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(jī)俯仰角朝發(fā)散方向發(fā)展 直至翻轉(zhuǎn) 如果全機(jī)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(zhuǎn)向0度方向 因此 當(dāng)多旋翼無人機(jī)在前飛狀態(tài)時 重心在槳盤平面的下方會使前飛運(yùn)動穩(wěn)定 全機(jī)重心位置 2 多旋翼無人機(jī)飛行時受到陣風(fēng)干擾的情況如圖所示 當(dāng)陣風(fēng)吹來時 由于旋翼所受的氣動阻力矢量與陣風(fēng)吹來的方向相同 如果全機(jī)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(jī)俯仰角朝發(fā)散方向發(fā)展 直至翻轉(zhuǎn) 如果全機(jī)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(zhuǎn)向0度方向 因此 當(dāng)多旋翼無人機(jī)受到陣風(fēng)干擾時 重心在槳盤平面的上方可以抑制陣風(fēng)擾動 空氣動力布局設(shè)計 對多旋翼無人機(jī)外形進(jìn)行設(shè)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(dǎo)阻力和干擾阻力等 需要進(jìn)行流線形設(shè)計 使部件有良好的外形 氣動布局設(shè)計內(nèi)容有 1 需要考慮多旋翼前飛時的傾角 減少最大迎風(fēng)面積 2 設(shè)計流線型機(jī)身 減小氣動阻力 3 考慮和安排各部件之間的相對位置關(guān)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(jī)體的布局設(shè)計 在進(jìn)行機(jī)體結(jié)構(gòu)布置及確定其外形參數(shù)時 應(yīng)著重考慮 1 保證機(jī)體迎風(fēng)面積最小 以減小廢阻 2 采取各種結(jié)構(gòu)和安全措施 保證旅客 載人型 生存力 3 剛度 強(qiáng)度滿足負(fù)載要求 機(jī)體不會發(fā)生晃動 彎曲 4 滿足其他設(shè)計原則下 重量越輕越好 5 根據(jù)內(nèi)部裝載安排的要求 最大限度地利用機(jī)體內(nèi)部容積 使內(nèi)部布置緊湊合理 6 旅客座艙應(yīng)有良好的視界 并設(shè)有應(yīng)急逃生出口 7 滿足可運(yùn)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