高速多旋翼桨叶的设计方法

1.本发明涉及无人机桨叶的设计方法，具体来说涉及一种高速多旋翼桨叶的设计方法。


背景技术：

2.多旋翼无人机由于具有机动性、灵活性好的特点，现已被广泛应用于军事和民用领域。随着多旋翼无人机在越来越多场景下应用，多旋翼无人机的飞行速度成为制约其应用的主要不足。目前市面上大多数多旋翼桨叶的设计均在在悬停状态下进行的设计，并未考虑整体的气动特性，因此目前多旋翼无人机在前飞时效率低；
3.针对上述问题，本发明在高速前飞的工况下，针对无人机高速多旋翼桨叶的设计方法做了深入研究，以期待提出一种能够解决上述问题的新的高速多旋翼桨叶的设计方法。


技术实现要素：

4.为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种高速多旋翼桨叶的设计方法，该方法中，首先通过已知的基础数据和期望数据限定桨叶尺寸的大致范围，获得无人机的受力平衡方程，再给出足够数量的符合限定范围的具体桨叶尺寸，通过比较期望的性能指标，从给出的桨叶尺寸中筛选数据，经过随机交叉的方式进行调整，再次进行筛选，如此持续多次，直至能够得到期望的性能指标，若不能获得期望的性能指标，则增大初始的具体桨叶尺寸数据量，降低每次筛选的排出量，再次执行筛选过程，从而完成本发明。
5.具体来说，本发明的目的在于提供高速多旋翼桨叶的设计方法，该方法包括如下步骤：
6.步骤1，根据预期参数确定初步的桨叶尺寸范围；所述预期参数包括起飞重量、机身尺寸、飞行半径、飞行时间和最大输出功率，所述桨叶尺寸包括桨叶的直径、弦长和扭转角；
7.步骤2，根据所述初步的桨叶尺寸范围建立桨叶的气动模型；
8.步骤3，基于桨叶的气动模型建立无人机的受力平衡方程，获得桨叶尺寸与无人机的性能指标之间的作用关系，所述性能指标包括飞行时间、最大输出功率、最大飞行速度、过载和起飞重量；
9.步骤4，通过优化迭代逐步调整所述桨叶尺寸的取值，直至所述桨叶尺寸的取值能够得到期望的性能指标。
10.其中，在步骤1中，通过下式(一)获得所述初步的桨叶尺寸范围：
11.r＝(1.04r
p
～1.21r
p
)/sin(180
°
/n)
ꢀꢀ
(一)
12.其中r为无人机的机身半径，r
p
为螺旋桨半径，n为螺旋桨数量。
13.其中，在步骤2中，所述桨叶的气动模型包括下式(四)；
[0014][0015]
其中，t
p
表示桨叶上受到的拉力；h
p
表示桨叶上受到的阻力；q
p
表示桨叶上受到的扭矩；表示桨叶上受到的俯仰力矩；
[0016]
t1、t2、t3、t4都表示拉力模型参数，
[0017]
ω表示转速；v表示飞行速度转速和飞行速度；
[0018]
α
p
表示来流与桨叶面的夹角；
[0019]
h1、h2都表示阻力模型参数；
[0020]
q1、q2、q3、q4都表示扭矩模型参数；
[0021]
m1、m2、m3都表示俯仰力矩模型参数。
[0022]
其中，在步骤3中，所述无人机的受力平衡方程包括下式(五)
[0023][0024]
其中，m表示无人机质量；
[0025]
α表示攻角，θ表示俯仰角；
[0026]df
表示机身阻力，lf表示机身升力；
[0027]
j表示转动惯量；
[0028]
表示机身受到的俯仰力矩，t1表示机身受到的前桨的拉力，t2表示机身受到的后桨的拉力，l表示桨叶质心到无人机质心的距离，h1表示前桨产生的平行于桨叶的力，h2表示后桨产生的平行于桨叶的力，d1表示前桨叶直径，d2表示后桨叶直径
[0029]
ω1、ω2分别表示前桨和后桨的转速，其取值为4500rpm；
[0030]
ηm(i)表示电机转换效率，其取值为80；
[0031]qp
(α,v,ω1)表示前桨的扭矩，q
p
(α,v,ω2)表示后桨的扭矩；
[0032]
ηm(i)表示电机转换效率；
[0033]
v表示在x轴方向的速度，u表示y轴方向的速度，表示叶片方位角，p分别功率；
[0034]
当所述无人机处于平衡状态时，
[0035]
其中，所述步骤4包括如下子步骤：
[0036]
子步骤1，随机给出预定数量的具体桨叶尺寸；每个所述具体桨叶尺寸包括桨叶直径的具体尺寸、桨叶弦长的具体尺寸和桨叶扭转角的具体尺寸；每个所述具体桨叶尺寸都落在所述初步的桨叶尺寸范围内；
[0037]
子步骤2，每一组具体桨叶尺寸，都通过受力平衡方程得到对应的一组性能指标值，从而得到预定数量的性能指标数据；
[0038]
子步骤3，从预定数量的性能指标数据中挑选出性能较好的部分数据，找到其中每组性能指标值对应的具体桨叶尺寸，记为一级筛选尺寸数据；
[0039]
子步骤4，在一级筛选尺寸数据中，随机交叉其中各个子项的对应关系，得到一级交叉尺寸数据；
[0040]
子步骤5，用所述一级交叉尺寸数据替换子步骤1中随机给出的具体桨叶尺寸，重复子步骤1、子步骤2、子步骤3，得到二级筛选尺寸数据，再重复子步骤4，得到二级交叉尺寸数据；
[0041]
子步骤6，多次重复子步骤5，直至子步骤2中获得的性能指标符合期望的性能指标，记录该期望的性能指标对应的桨叶尺寸值。
[0042]
其中，在子步骤3中，逐一分析子步骤2中得到的预定数量的性能指标数据，分析每一组性能指标数据中包含的具体项目，即飞行时间值、最大输出功率值、最大飞行速度值、过载值和起飞重量值，当项目中有一项数值大于期望的性能指标中的对应数值时，该数据是一级可选数据；当项目中有两项数值大于期望的性能指标中的对应数值时，该数据是二级可选数据；当项目中有三项数值大于期望的性能指标中的对应数值时，该数据是三级可选数据；当项目中有四项数值大于期望的性能指标中的对应数值时，该数据是四级可选数据；当项目中五项数值都大于期望的性能指标中的对应数值时，该数据是五级可选数据。
[0043]
其中，所述性能较好数据的数量为所述筛选数量，所述筛选数量与子步骤2中的预定数量之间存在比例关系，优选地，所述筛选数量为预定数量的60～80％。
[0044]
本发明所具有的有益效果包括：
[0045]
(1))根据本发明提供的高速多旋翼桨叶的设计方法，该方法能够针对具体应用场景下的具体的无人机性能需求，快速准确地设计出能够实现该需求的旋翼桨叶；
[0046]
(2))根据本发明提供的高速多旋翼桨叶的设计方法，该方法为通用性极高的方法，对于不同尺寸、不同起飞重量及不同工作目的的无人机，都能够快速准确地给出设计参数。
附图说明
[0047]
图1示出根据本发明一种优选实施方式的高速多旋翼桨叶的设计方法整体逻辑图。
具体实施方式
[0048]
下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。
[0049]
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各
种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
[0050]
根据本发明提供的一种高速多旋翼桨叶的设计方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：
[0051]
步骤1，根据预期参数确定初步的桨叶尺寸范围；所述预期参数包括起飞重量、机身半径、飞行半径、飞行时间和最大输出功率，所述桨叶尺寸包括桨叶的直径、弦长和扭转角；
[0052]
步骤2，根据所述初步的桨叶尺寸范围建立桨叶的气动模型；
[0053]
步骤3，基于桨叶的气动模型建立无人机的受力平衡方程，获得桨叶尺寸与无人机的性能指标之间的作用关系，所述性能指标包括飞行时间、最大输出功率、最大飞行速度、过载和起飞重量；
[0054]
步骤4，通过优化迭代逐步调整所述桨叶尺寸的取值，直至所述桨叶尺寸的取值能够得到期望的性能指标。
[0055]
在一个优选的实施方式中，在步骤1中，根据经验公式及cfd模拟等方法确定的桨叶的气动特性来获得初步的桨叶尺寸范围，例如无人机的机身半径r与螺旋桨半径即桨叶的直径r
p
之间的关系，如下式(一)所示，其中n表示螺旋桨个数，
[0056]
r＝(1.04r
p
～1.21r
p
)/sin(180
°
/n)
ꢀꢀ
(一)
[0057]
弦长c
p
的设置采用与螺旋桨半径相关经验公式，例如取螺旋桨桨叶三分之二半径处弦长作为螺旋桨弦长，如下式所示：
[0058][0059]
扭转角一般在预定区间内选择，如设置为
[0060]
所述预期参数为高速多旋翼桨叶设计目标，为了获得初步的桨叶尺寸范围，以小型无人机为例，可以设定一组如下具体目标：所需的预期参数包括起飞重量5.15kg、机身直径550mm、飞行半径3km、飞行时间30min和最大输出功率2kw。
[0061]
优选地，是实际设计过程中，真实的起飞重量需要根据具体设计安排实际解算获得，所述起飞重量通过下式(二)获得：
[0062][0063]
其中，gtow表示起飞重量；式中其他参数取值与待设计的无人机其他参数相关，以上文所述的小型无人机为例，对应的参数取值如下：
[0064]wpld
表示载荷质量，其取值为1.2kg；
[0065]wdev
表示航电设备质量，其取值为0.8kg；
[0066]
ξm表示电机结构系数，即电机重量与起飞重量的比值，其取值为0.113；
[0067]
ξb表示电池结构系数，即电池重量与起飞重量的比值，其取值为0.379；
[0068]
ξs表示机体结构系数，即结构重量与起飞重量的比值，其取值为0.120；
[0069]
所述ξb通过下式(三)获得：
[0070][0071]
time表示飞行时间；eff表示无人机悬停时的力效，取值为8～10；g表示重力加速度；bcd表示电池容量密度，取值为180～230wh/kg。
[0072]
优选地，所述机身尺寸包括机身半径和机身的气动模型，具体来说，所述机身的气动模型如下式所示：
[0073][0074]
其中，lf、df、分别表示机身所受升力、阻力、俯仰力矩；
[0075]cy
(α)、c
x
(α)、cm(α)分别表示升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数；
[0076]
ρ表示空气密度，可以取值为1.293kg/m3；v表示飞行速度，其取值可以为20m/s；s表示机身截面面积其取值可以为50cm2。
[0077]
在一个优选的实施方式中，在步骤2中，所述桨叶的气动模型包括下式(四)；
[0078][0079]
其中，t
p
表示桨叶上受到的拉力；h
p
表示桨叶上受到的阻力；q
p
表示桨叶上受到的扭矩；表示桨叶上受到的俯仰力矩；式(四)中的拉力模型参数、阻力模型参数、扭矩模型参数、俯仰力矩模型参数的具体取值，都需要以桨叶尺寸作为基础，都与桨叶尺寸有关，其具体关联参见“四旋翼无人机前飞模态特性”《兵工学报》，叶建川,王江,梁熠,宋韬,吴则良,徐超。
[0080]
本技术中，以小型无人机为例，举例说明上述参数的具体取值，t1、t2、t3、t4都表示拉力模型参数，其取值分别为t1＝1.028
×
10-6
，t2＝8.401
×
10-5
，t3＝-1.945
×
10-4
，t4＝-0.0193；
[0081]
ω表示转速，其取值为3000～6500rpm；v表示飞行速度，其取值为0～30m/s；
[0082]
α
p
表示来流与桨叶面的夹角，其取值为0～30
°
；
[0083]
h1、h2都表示阻力模型参数，其取值为h1＝8.574
×
10-6
，h2＝-0.0024；
[0084]
q1、q2、q3、q4都表示扭矩模型参数，其取值为q1＝2.19
×
10-8
，q2＝1.79
×
10-5
，q3＝9.97
×
10-7
，q4＝-4.29
×
10-12
；
[0085]
m1、m2、m3都表示俯仰力矩模型参数，其取值为m1＝5.88
×
10-4
，m2＝7.39
×
10-6
，m3＝4.964
×
10-7
。
[0086]
在一个优选的实施方式中，在步骤3中，所述无人机为四旋翼无人机时，其受力平衡方程包括下式(五)
[0087][0088]
本技术中，以小型无人机为例，举例说明上述参数的具体取值，m表示无人机质量，其取值为5.15kg；
[0089]
α和θ分别表示攻角和俯仰角，其取值为0～30
°
，具体取值随状态变化而变化；
[0090]
t
p1
表示前桨叶上受到的拉力，t
p2
表示后桨叶上受到的拉力，二者之和即为无人机上受到的拉力t
p
；
[0091]hp1
表示前桨叶上受到的阻力，h
p2
表示后桨叶上受到的阻力，二者之和即为无人机上受到的阻力；
[0092]
表示前桨叶上受到的俯仰力矩，表示后桨叶上受到的俯仰力矩，二者之和即为无人机上受到的俯仰力矩；
[0093]df
和lf分别表示机身阻力和机身升力，其取值都通过风洞试验获得，本技术中取值为5n；所述风洞是指以人工的方式产生并控制气流，用来模拟飞行器或实体周围气体的流动情况，并可量度气流对实体的作用效果以及观察物理现象的一种管道状试验设备。本发明中所用风洞最大风速80m/s，最小湍流度为0.08％，工作段截面尺寸为1.2米
×
1.2米。
[0094]
j表示转动惯量，其取值通过三线摆实验获得，优选为0.48kg
·
m2；所述三线摆是指通过扭转运动测定物体的转动惯量。
[0095]
表示机身受到的俯仰力矩，其取值通过风洞试验获得，优选为1n
·
cm；t1表示机身受到的两个前桨的拉力之和，其取值为20n，t2表示机身受到的两个后桨的拉力之和，其取值为20n；l表示桨叶质心到无人机质心的距离，其取值通过测量获得，为275mm；h1表示机身受到的两个前桨的阻力之和，其取值为15n，h2表示机身受到的两个后桨的阻力之和，其取值为15n；d1表示前桨叶直径，其取值通过测量获得，优选为210mm，d2表示后桨叶直径，其通过测量获得，取值为210mm。
[0096]qp
(α,v,ω1)表示前桨的扭矩，q
p
(α,v,ω2)表示后桨的扭矩；
[0097]
ω1、ω2分别表示前桨和后桨的转速，其取值通过测量获得，都为4500rpm；
[0098]
ηm(i)表示电机转换效率，其取值为80％；
[0099]
v表示在x轴方向的速度，其取值通过风洞试验获得，为0～30m/s；u表示y轴方向的速度，在前飞工况下，其取值为0m/s；表示叶片方位角，其取值为0～360
°
；p表示功率，其取值为500～2000w；
[0100]
当所述无人机处于平衡状态时，则可求解上述方程组得出无人机俯仰角随速度的变化关系，功率随速度的变化关系以及前后桨叶随速度的变化关系。可得出无人机的最大飞行速度，悬停时功耗和巡航时功耗等参数指标。
[0101]
在一个优选的实施方式中，所述步骤4包括如下子步骤：
[0102]
子步骤1，随机给出预定数量的具体桨叶尺寸；每个所述具体桨叶尺寸包括桨叶直径的具体尺寸、桨叶弦长的具体尺寸和桨叶扭转角的具体尺寸；每个所述具体桨叶尺寸都落在所述初步的桨叶尺寸范围内；
[0103]
子步骤2，每一组具体桨叶尺寸，都通过受力平衡方程得到对应的一组性能指标值，从而得到预定数量的性能指标数据；
[0104]
子步骤3，从预定数量的性能指标数据中挑选出性能较好的部分数据，找到其中每组性能指标值对应的具体桨叶尺寸，记为一级筛选尺寸数据；
[0105]
子步骤4，在一级筛选尺寸数据中，随机交叉其中各个子项的对应关系，得到一级交叉尺寸数据；
[0106]
子步骤5，用所述一级交叉尺寸数据替换子步骤1中随机给出的具体桨叶尺寸，重复子步骤1、子步骤2、子步骤3，得到二级筛选尺寸数据，再重复子步骤4，得到二级交叉尺寸数据；
[0107]
子步骤6，多次重复子步骤5，直至子步骤2中获得的性能指标符合期望的性能指标，记录该期望的性能指标对应的桨叶尺寸值。
[0108]
在一个优选的实施方式中，在子步骤1中，所述预定数量的具体取值根据所述性能指标的难易程度及对计算速度的要求进行选择，该数量的具体取值浮动较大，如100～300等等。
[0109]
在一个优选的实施方式中，若在子步骤1中随机给出了200组具体桨叶尺寸，则在子步骤2中，对应获得200组性能指标值，每一组具体桨叶尺寸都对应有一组性能指标值，所述每一组性能指标值中，都包括具体的飞行时间值、具体的最大输出功率值、具体的最大飞行速度值、具体的过载值和具体的起飞重量值。
[0110]
优选地，所述期望的性能指标包括期望设计完成的无人机能够达到的具体参数临界值，在实际工作过程中，会以该具体临界值作为下限值，如期望的飞行时间为1800s，则在设计时，会选择使得飞行时间大于1800s的数据。
[0111]
在一个优选的实施方式中，在子步骤3中，逐一分析子步骤2中得到的预定数量的性能指标数据，分析每一组性能指标数据中包含的具体项目，即飞行时间值、最大输出功率值、最大飞行速度值、过载值和起飞重量值，若这些项目中有一项数值大于期望的性能指标中的对应数值，则认为该数据是一级可选数据；若这些项目中有两项数值大于期望的性能指标中的对应数值，则认为该数据是二级可选数据；若这些项目中有三项数值大于期望的性能指标中的对应数值，则认为该数据是三级可选数据；若这些项目中有四项数值大于期望的性能指标中的对应数值，则认为该数据是四级可选数据；若这些项目中五项数值都大于期望的性能指标中的对应数值，则认为该数据是五级可选数据，可以根据该数据中的桨叶尺寸设计无人机。
[0112]
在子步骤3中，所述性能较好数据的数量称之为筛选数量，所述筛选数量与子步骤
2中的预定数量之间存在比例关系，具体的比例关系选择需要根据性能指标的难易程度及对计算速度的要求进行选择；优选地，所述筛选数量为预定数量的60～80％，优选为70％。
[0113]
在子步骤3中，在从预定数量的性能指标数据中挑选出性能较好的部分数据时，首先从四级可选数据中随机挑选，若四级可选数据的数量不足，不能满足筛选数量的要求，则挑选出全部的四级可选数据，再从三级可选数据中随机挑选补充，若三级可选数据的数量不足，不能满足筛选数量的要求，则挑选出全部的三级可选数据，再从二级可选数据中随机挑选补充，若二级可选数据的数量不足，不能满足筛选数量的要求，则挑选出全部的二级可选数据，再从一级可选数据中随机挑选补充，若一级可选数据的数量不足，不能满足筛选数量的要求，则挑选出全部的一级可选数据，此时可以再从剩余的数据中随机挑选，以使得筛选数量达到预定数量的60～80％。
[0114]
优选地，在子步骤3中，得到的具体桨叶尺寸数据的数量与所述筛选数量一致，即每组性能指标数据都对应有一组具体桨叶尺寸数据。
[0115]
在一个优选的实施方式中，在子步骤4中，所述一级筛选尺寸数据包括多组具体桨叶尺寸，每组具体桨叶尺寸中都包括3个子项，即桨叶的直径尺寸、桨叶的弦长尺寸和桨叶的扭转角尺寸；
[0116]
优选地，随机交叉其中各个子项的对应关系是指将具体桨叶尺寸中任意一个子项与其他任意具体桨叶尺寸中对应子项交换，在该交叉过程中，确保每个具体桨叶尺寸中有一个或两个子项与其他具体桨叶尺寸中子项交叉。
[0117]
例如，一级筛选尺寸数据中包括的众多具体桨叶尺寸中，其中一组具体桨叶尺寸为：桨叶的直径210mm、桨叶的弦长24mm，桨叶的扭转角17.6度；另一组具体桨叶尺寸为：桨叶的直径212mm、桨叶的弦长23mm，桨叶的扭转角17.1度；交叉上述两组具体桨叶尺寸中各个子项的对应关系，得到的其中一组具体桨叶尺寸为：桨叶的直径212mm、桨叶的弦长24mm，桨叶的扭转角17.6度；另一组具体桨叶尺寸为：桨叶的直径210mm、桨叶的弦长23mm，桨叶的扭转角17.1。
[0118]
经过交叉后的全部具体桨叶尺寸数据构成所述一级交叉尺寸数据。
[0119]
优选地，每执行一次交叉作业，记一个交叉任务，在执行子步骤4的过程中，记录总的交叉任务数量与此时在一级筛选尺寸数据中具体桨叶尺寸数据总量之比为交叉率，在执行子步骤4时，交叉率控制在70～90%，优选为80％。
[0120]
在一个优选的实施方式中，每执行一次子步骤5，总的数据量都会相应减少，具体减少数量由所述筛选数量和预定数量之间的比例关系决定。
[0121]
第一次执行子步骤5，得到的数据为二级交叉尺寸数据，第二次执行子步骤5时，利用所述二级交叉尺寸数据替换子步骤1中随机给出的具体桨叶尺寸，进而重复子步骤1、子步骤2、子步骤3，得到三级筛选尺寸数据，再重复子步骤4，得到三级交叉尺寸数据。
[0122]
在一个优选的实施方式中，在子步骤6中，子步骤2中获得的性能指标符合期望的性能指标时，即为出现五级可选数据的情况，此时迭代完成，可以根据五级可选数据对应的桨叶尺寸设计无人机桨叶。
[0123]
当持续执行子步骤6，使得具体桨叶尺寸数据的数量小于5，并且未能获得五级可选数据时，则重新返回到子步骤1，增大预定数量的具体取值，重新从子步骤1开始执行计算。
[0124]
当所述预定数量达到预设的最大值，并且仍然未能获得五级可选数据时，反馈性能指标不合理，调整所述性能指标。
[0125]
实施例
[0126]
设计高速多旋翼桨叶，涉及到的预期参数如下：
[0127]
起飞重量5.15kg；
[0128]
机身尺寸550mm；
[0129]
飞行半径3km；
[0130]
飞行时间30min；
[0131]
最大输出功率2kw。
[0132]
期望的性能指标为：
[0133]
飞行时间30min；
[0134]
最大输出功率2kw；
[0135]
最大飞行速度33.05m/s；
[0136]
过载3g；
[0137]
起飞重量5.15kg；
[0138]
根据预期参数，通过下式(一)确定初步的桨叶尺寸范围：
[0139]
r＝(1.04r
p
～1.21r
p
)/sin(180
°
/n)
ꢀꢀ
(一)
[0140]cp
＝c
p
(2/3r
p
)
[0141][0142]
得到的初步桨叶尺寸范围是：
[0143]
直径尺寸在160～196mm范围内，
[0144]
弦长尺寸在20～45mm范围内，
[0145]
扭转角尺寸在5～25
°
范围内。
[0146]
建立桨叶的气动模型为下式(四)：
[0147][0148]
其中，t1、t2、t3、t4取值分别为1.028
×
10-6
，8.401
×
10-5
，-1.945
×
10-4
，-0.0193；
[0149]
h1、h2取值为8.574
×
10-6
，-0.0024；
[0150]
q1、q2、q3、q4取值为2.19
×
10-8
，1.79
×
10-5
，9.97
×
10-7
，-4.29
×
10-12
；
[0151]
m1、m2、m3取值为5.88
×
10-4
，7.39
×
10-6
，4.964
×
10-7
。
[0152]
无人机的受力平衡方程包括下式(五)
[0153][0154]
其中，l的具体取值为275mm。
[0155]
子步骤1，随机给出位于初步桨叶尺寸范围内的1000组具体桨叶尺寸；
[0156]
子步骤2，通过受力平衡方程得到对应的1000组性能指标值；
[0157]
子步骤3，1000组性能指标值中四级可选数据为5个，三级可选数据为66个，二级可选数据为219个，四级可选数据402个，从中挑选出性能较好的数据700个，即筛选数量为预定数量70％，所述700个数据中包含全部的四级可选数据、三级可选数据、二级可选数据，还包括8个从剩余数据中随机抽取的数据。
[0158]
溯源找到上述700组性能指标值对应的700组具体桨叶尺寸，将这700组具体桨叶尺寸统计为一级筛选尺寸数据；
[0159]
子步骤4，随机交叉一级筛选尺寸数据中各个子项的对应关系，得到的新的700组尺寸数据，统计为一级交叉尺寸数据；
[0160]
子步骤5，用包括700组尺寸数据的所述一级交叉尺寸数据替换子步骤1中给出1000组具体桨叶尺寸，重复子步骤1、子步骤2、子步骤3，得到包含490组具体桨叶尺寸的二级筛选尺寸数据，再重复子步骤4，得到包含490组具体桨叶尺寸的二级交叉尺寸数据；
[0161]
子步骤6，再重复3次子步骤5，得到包含148组具体桨叶尺寸的五级交叉尺寸数据；
[0162]
在第4次重复子步骤5时，其中一组具体桨叶尺寸得到的性能指标数据为：
[0163]
飞行时间30min、最大输出功率2kw、最大飞行速度30m/s、过载3.06g和起飞重量5.27k，
[0164]
该性能指标数据中的全项目都大于期望的性能指标中的对应数值，该数据是五级可选数据，可以用该数据对应的具体桨叶尺寸设计高速多旋翼桨叶。
[0165]
该具体桨叶尺寸为：
[0166]
桨叶直径190、桨叶弦长30、桨叶扭转角15
°
。
[0167]
按照上述具体桨叶尺寸和预期参数设计组装无人机，实测其飞行过程中的飞行时间为32min，最大输出功率为2053w最大飞行速度为33.05m/s、过载为3.05g、起飞重量为5.25kg，
[0168]
从而可知，根据高速多旋翼桨叶的设计方法设计得到的飞行器，能够满足期望的性能指标。
[0169]
以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。

技术特征：
1.一种高速多旋翼桨叶的设计方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：步骤1，根据预期参数确定初步的桨叶尺寸范围；所述预期参数包括起飞重量、机身尺寸、飞行半径、飞行时间和最大输出功率，所述桨叶尺寸包括桨叶的直径、弦长和扭转角；步骤2，根据所述初步的桨叶尺寸范围建立桨叶的气动模型；步骤3，基于桨叶的气动模型建立无人机的受力平衡方程，获得桨叶尺寸与无人机的性能指标之间的作用关系，所述性能指标包括飞行时间、最大输出功率、最大飞行速度、过载和起飞重量；步骤4，通过优化迭代逐步调整所述桨叶尺寸的取值，直至所述桨叶尺寸的取值能够得到期望的性能指标。2.根据权利要求1所述的高速多旋翼桨叶的设计方法，其特征在于，在步骤1中，通过下式(一)获得所述初步的桨叶尺寸范围：r＝(1.04r
p
～1.21r
p
)/sin(180
°
/n)
ꢀꢀꢀꢀ
(一)。其中r为无人机的机身半径，r
p
为螺旋桨半径，n为螺旋桨数量。3.根据权利要求1所述的高速多旋翼桨叶的设计方法，其特征在于，在步骤2中，所述桨叶的气动模型包括下式(四)；其中，t
p
表示桨叶上受到的拉力；h
p
表示桨叶上受到的阻力；q
p
表示桨叶上受到的扭矩；表示桨叶上受到的俯仰力矩；t1、t2、t3、t4都表示拉力模型参数，ω表示转速；v表示飞行速度转速和飞行速度；α
p
表示来流与桨叶面的夹角；h1、h2都表示阻力模型参数；q1、q2、q3、q4都表示扭矩模型参数；m1、m2、m3都表示俯仰力矩模型参数。4.根据权利要求1所述的高速多旋翼桨叶的设计方法，其特征在于，在步骤3中，所述无人机的受力平衡方程包括下式(五)
其中，m表示无人机质量；α表示攻角，θ表示俯仰角；d
f
表示机身阻力，l
f
表示机身升力；j表示转动惯量；表示机身受到的俯仰力矩，t1表示机身受到的前桨的拉力，t2表示机身受到的后桨的拉力，l表示桨叶质心到无人机质心的距离，h1表示前桨产生的平行于桨叶的力，h2表示后桨产生的平行于桨叶的力，d1表示前桨叶直径，d2表示后桨叶直径；q
p
(α,v,ω1)表示前桨的扭矩，q
p
(α,v,ω2)表示后桨的扭矩；ω1表示前桨的转速，ω2表示后桨的转速；η
m
(i)表示电机转换效率；v表示在x轴方向的速度，u表示y轴方向的速度，表示叶片方位角，p分别功率；当所述无人机处于平衡状态时，5.根据权利要求1所述的高速多旋翼桨叶的设计方法，其特征在于，所述步骤4包括如下子步骤：子步骤1，随机给出预定数量的具体桨叶尺寸；每个所述具体桨叶尺寸包括桨叶直径的具体尺寸、桨叶弦长的具体尺寸和桨叶扭转角的具体尺寸；每个所述具体桨叶尺寸都落在所述初步的桨叶尺寸范围内；子步骤2，每一组具体桨叶尺寸，都通过受力平衡方程得到对应的一组性能指标值，从而得到预定数量的性能指标数据；子步骤3，从预定数量的性能指标数据中挑选出性能较好的部分数据，找到其中每组性能指标值对应的具体桨叶尺寸，记为一级筛选尺寸数据；子步骤4，在一级筛选尺寸数据中，随机交叉其中各个子项的对应关系，得到一级交叉尺寸数据；子步骤5，用所述一级交叉尺寸数据替换子步骤1中随机给出的具体桨叶尺寸，重复子步骤1、子步骤2、子步骤3，得到二级筛选尺寸数据，再重复子步骤4，得到二级交叉尺寸数据；子步骤6，多次重复子步骤5，直至子步骤2中获得的性能指标符合期望的性能指标，记录该期望的性能指标对应的桨叶尺寸值。6.根据权利要求5所述的高速多旋翼桨叶的设计方法，其特征在于，
在子步骤3中，逐一分析子步骤2中得到的预定数量的性能指标数据，分析每一组性能指标数据中包含的具体项目，即飞行时间值、最大输出功率值、最大飞行速度值、过载值和起飞重量值，当项目中有一项数值大于期望的性能指标中的对应数值时，该数据是一级可选数据；当项目中有两项数值大于期望的性能指标中的对应数值时，该数据是二级可选数据；当项目中有三项数值大于期望的性能指标中的对应数值时，该数据是三级可选数据；当项目中有四项数值大于期望的性能指标中的对应数值时，该数据是四级可选数据；当项目中五项数值都大于期望的性能指标中的对应数值时，该数据是五级可选数据。7.根据权利要求5所述的高速多旋翼桨叶的设计方法，其特征在于，所述性能较好数据的数量为所述筛选数量，所述筛选数量与子步骤2中的预定数量之间存在比例关系，优选地，所述筛选数量为预定数量的60～80％。

技术总结
本发明公开了一种高速多旋翼桨叶的设计方法，该方法中，首先通过已知的基础数据和期望数据限定桨叶尺寸的大致范围，获得无人机的受力平衡方程，再给出足够数量的符合限定范围的具体桨叶尺寸，通过比较期望的性能指标，从给出的桨叶尺寸中筛选数据，经过随机交叉的方式进行调整，再次进行筛选，如此持续多次，直至能够得到期望的性能指标，若不能获得期望的性能指标，则增大初始的具体桨叶尺寸数据量，降低每次筛选的排出量，再次执行筛选过程。再次执行筛选过程。再次执行筛选过程。


技术研发人员：叶建川 陈柏健 宋韬 吴则良 林德福 莫雳
受保护的技术使用者：北京理工大学
技术研发日：2021.12.24
技术公布日：2023/6/28