固定翼蓄电池垂直起降无人机的气动设计与性能分析

工程科学与技术，国际期刊23（2020）1182完整文章固定翼蓄电池垂直起降无人机Özgür Dündar，MesutBilici，Tarık ÜnlerNecmettin Erbakan大学，航空航天学院，航空航天工程系，42090 Meram，Konya，Turkey阿提奇莱因福奥文章历史记录：收到2019年2020年1月24日修订2020年2月9日接受在线预订2020年保留字：VTOL电池供电无人机气动设计性能计算最大续航力A B S T R A C T介绍了一种固定翼垂直起降无人机的设计步骤和性能分析，包括能耗分析。该飞行器从一开始就以低起飞重量和高气动性能为目标。演示了机翼和操纵面的气动设计步骤和尺寸，并通过评估重心相对于中性点的位置来实现静态稳定性。此外，从飞行性能的角度对飞机起飞、爬升、巡航和着陆的动力需求和能量消耗进行了评估，找出了每种飞行条件下飞机所需的续航力。为了做到这一点，选定的电池在Simulink中建模，并表示结果。在起飞和着陆飞行条件下，垂直飞行采用动量理论，巡航飞行采用最大续航力。详细计算了水平飞行时的阻力，以了解多旋翼系统（包括螺旋桨）提供垂直飞行的缺点。最后，VTOL-FW方案具有多旋翼系统与四个额外的螺旋桨和只有固定翼（FW）的概念进行了比较的耐久性。结果表明，无四螺旋桨多旋翼系统的FW方案比VTOL-FW方案具有更高的续航能力。未来的工作将是进行VTOL-FW无人机的三维打印机制造和飞行试验©2020 Karabuk University. Elsevier B.V.的出版服务。这是CCBY-NC-ND许可证（http://creativecommons.org/licenses/by-nc-nd/4.0/）。1. 介绍近百年来，飞行器在军事领域（如巡逻、监视和侦察）和民用领域（如运输、救援和农业）的各种应用中证明了其能力，同时随着时间的推移，其能力不断增强，并满足不断变化的任务要求。通过更小、更安全和更轻的平台，无人机与有人驾驶飞机相比具有一系列独特的优势。军事和民事行动是有效利用这些优势的主要领域。此外，未来的无人机预计将执行更多的扩展任务，具有更高的空气动力学性能和更高程度的自动飞行。微型无人机主要有两类：固定翼无人机和多旋翼无人机。固定翼无人机是一种小型无人机，配有推进式电池，航程比具有类似尺寸的多旋翼系统的无人机更长，这些系统需要跑道或发射架才能着陆和起飞。另一方面，多旋翼无人机具有通常携带三个或四个螺旋桨的旋翼系统，*通讯作者。电子邮件地址：mbilici@erbakan.edu.tr（M. Bilici）。由Karabuk大学负责进行同行审查能够垂直起飞和降落（VTOL），并在携带足够有效载荷的情况下在一个区域上空盘旋。此外，它们比固定翼无人机更容易从悬停快速过渡到巡航飞行。然而，水平安装的旋翼系统被放置在机翼或机身处，这导致与巡航飞行相反的阻力的巨大增加。由于空气动力性能的降低，固定翼无人机更适合用于完成高速、远程和续航飞行任务[1]。固定翼无人机的飞行时间和持续时间更长，但要确保安全的着陆空间并不简单，特别是在城市中和崎岖的火车区[2]。垂直起降系统在没有起降跑道的山区和农村地区更有意义此外，VTOL系统必须用于像直升机一样在所需的任务中操作，例如悬停。然而，如果耐力是第一优先级，那么固定翼类型将最有可能是首选，由于巡航飞行的效率。如果在一次操作中需要这两种功能，那么具有水平飞行能力的固定翼垂直起飞和着陆（VTOL-FW）成为最佳选择。为了结合固定翼飞机和多旋翼无人机的优点，可以产生混合无人机， 其分 为两种 主要 类型， 垂直 升降飞 机和 尾坐式 [3] 。 一个convertiplane分为四个亚型，包括倾转旋翼，https://doi.org/10.1016/j.jestch.2020.02.0022215-0986/©2020 Karabuk University.出版社：Elsevier B.V.这是一篇基于CC BY-NC-ND许可证的开放获取文章（http://creativecommons.org/licenses/by-nc-nd/4.0/）。可在ScienceDirect上获得目录列表工程科学与技术国际期刊杂志主页：www.elsevier.com/locate/jestch单位Dündar等人 /工程科学与技术，国际期刊23（2020）1182-11931183命名法V1设计紊流表面摩擦系数K空气动力系数倾转翼、旋翼和双系统。倾转翼系统的特点是机翼是水平的传统向前飞行和旋转的垂直起飞和降落。它类似于只有螺旋桨和发动机旋转的倾转旋翼设计。倾转旋翼和倾转翼的优点是通过有效地使用它们的电机来实现的，因为电机用于垂直和水平飞行[4]。然而，电机或机翼倾斜机构需要复杂的软件以及硬件，例如插入额外的伺服电机，使得其增加了车辆的阻力和总重量。垂直起飞和过渡过程中的稳定性是一个临界点，可能导致灾难。Najm等人设计了六自由度（6-DOF）无人机的完整非线性模型，目的是设计用于稳定的非线性PID（比例积分微分）控制器[5]。此外，Ozdemir等人研究了商用混合式垂直起降无人机系统的设计，指出无人机在过渡飞行中的稳定性非常复杂[6]。Seunghee Yu等人还进行了不同类型的固定翼垂直起降无人机设计[7]。尾坐式无人机能够在其尾部垂直起飞和降落，机头和推力方向指向上方，并且为了快速向前飞行，飞行器倾斜到接近水平的姿态，从而使用传统机翼产生更有效的升力[8]。从垂直飞行到水平飞行的转换，反之亦然，是由它的控制面或发动机完成的这个概念对于减轻倾斜或双系统的重量是合理的，然而，需要更强的，因此复杂的尾翼。由于在垂直起落模式下，其机身是垂直定向的，尾坐式飞机更容易受到风的影响。因此，需要复杂的控制系统，例如VertiKUL[9]，ITU Tail-sitter[10]。另一方面，悬停和巡航飞行之间的气动干扰是VTOL-FW系统的另一个Droandi等人[11]表明，对于缩比的倾转翼飞机半翼展模型，悬停时机翼和旋翼之间的气动干扰。螺旋桨诱导气流的气动力效应是巡航速度、倾斜角和攻角的函数，它改变了局部速度的方向[1]。虽然在不同的平台类型上成功地进行了VTOL-FW设计和稳定性分析的一些研究，但性能分析和能量分析仍然是W至We起飞总重量空重CfiFFi壁面摩擦系数阻力计算系数（形状系数）W重量湿的;湿的浸湿面积L电梯S参考;i参考区域D拖动CDMR多旋翼阻力系数V速度C0： 7R0.7长螺旋桨S机翼面积M马赫数CL升力系数F参考长度CD阻力系数不翼型厚度qSL海平面密度C机翼弦长年q1密度自由流速度x=cKM最大厚度位置扫掠角qC1动压设计升力系数的最大D最大截面积车身截面Cl;max翼型最大升力系数N垂直螺旋桨CL;max全机D垂直螺旋桨翅膀机翼面积PMax最大功率S参考机翼面积T到起飞推力的湿浸湿面积V至起飞速度Re雷诺数KT推重比W=S翼载P到起飞所需功率L体长FM品质因数B翼展一个道具螺旋桨面积AR纵横比u爬升角V型巡航巡航速度垂直爬升爬升速度V型失速失速速度P巡航巡航所需功率Kc=4四分之一弦掠角P着陆着陆所需动力Cr根弦P爬升爬升所需功率Ct梢弦VH悬停速度K锥度比你好悬停功率VHT平尾容积比T型巡航巡航推力VVT垂尾容积比Vi诱导速度lHT平尾力臂K校正因子lVT垂尾力臂VDes下降速度SHT水平尾翼面积g巡航巡航条件效率SVT垂直尾翼面积重力支柱 螺旋桨效率C平均气动弦长g电动机电机效率Cl翼型升力系数通用电气公司ESC效率Vmax最大速度g多旋翼多旋翼系统效率e跨距效率因数E范围fw固定翼部分CD0CDi寄生阻力系数诱导阻力系数E范围MR多转子系统1184年Dündar等人/工程科学与技术，国际期刊23（2020）1182在每种飞行模式下，对电池和续航力的消耗影响尚未详细研究。在这项研究中，一个新的VTOL-FW命名Kuzgun与固定翼和水平安装的转子系统，具有四个电机和螺旋桨没有倾斜机构的设计和性能分析评估的耐久性方面，通过模拟锂聚合物（Li-Po）电池。首先，确定任务要求和需求，为设计方法的选择。根据几何规格和空气动力学考虑，搜索并列出了世界各地的竞争对手。在此基础上，对展弦比、机翼表面积等参数进行了估算，并对其它参数进行了计算。机翼和操纵面的尺寸是通过空气动力学计算来确定的[12，13]。在VTOL-FW的概念设计之后，进行了起飞、爬升、悬停和着陆的飞行性能计算和能量消耗[14]。将电池模型与辨识参数集成到Simulink模型中，并给出了每种飞行条件下的能量消耗。此外，通过稳定性分析，检查了不同飞行状态下的压力中心值，以确保其位于无人机头部的中性点之前。从悬停过渡到巡航飞行消耗了大量的电池能量，因此发动机及其机械装置对阻力的贡献很大。结果表明，多旋翼的能量消耗会使VTOL-FW无人机的总续航力降低。2. 背景和要求即使民用无人机目前占无人机市场的3%，估计在未来几年内将达到10%[15]。虽然它们基本上用于军事应用领域，但无人机给显著的民用应用带来了最小的风险和成本优势，由于需要使用载人飞行器，这些民用应用曾经被认为是危险和昂贵的。尽管VTOL-FW无人机与所有无人机相比应用领域较少，但其在欧洲的市场预计将呈现持续上升趋势[16]。大多数民用无人机的应用要求无人机能够执行广泛的不同和互补的操作，作为复合任务的一部分。这些操作包括从有限的跑道空间起飞和降落在Kuzgun的机翼和稳定器设计阶段。此外，还利用竞争对手的起飞总重量、有效载荷和续航时间信息作为概念设计的对比，以确保设计的合理性。3. 设计方法Kuzgun的设计方法如图1所示。通过考虑任务和设计要求，考虑了类似的无人机系统。由于起飞重量是影响设计的最主要参数，因此估算起飞重量至关重要。根据选定的空气动力学分析，根据重量反复进行尺寸确定过程。在此基础上，通过Simulink仿真，计算出了一些关键的性能参数，并与标准模型进行了比较。最后，根据任务要求，进行了机翼和操纵面的尺寸确定，并对机翼和安定面的性能进行了评估。3.1. 重量估算和设计升力系数对于一般的飞机概念设计，可以从历史数据中得到We=WTO的比值。可以很容易地说，We=WTO约为0.85[17]。 无人机的设计要求之一是携带700 g重量的有效载荷。AsWe=WTO比率在Eq.处约为0.85（1），则WTO可以被发现为4.67 kg。宽至-0：7毫米=宽至1/4 0：85毫米1毫米考虑到VTOL系统的额外部件和结构，初始起飞重量确定为4.7 kg。估算总重量可以在巡航时找到设计升力系数计算了设计升力系数，为翼型的选择提供了依据。为此，考虑到最简单但最有效的飞行状态巡航条件，根据方程（1）计算出与升力和垂直起落FW无人机重量相对应的设计升力系数为0.47（2）[12]。VTOL-FW无人机的机翼面积估计为0.4 m2，考虑到表1中所示的竞争对手，之前检查和列出。巡航飞行速度是任务要求，给定为20 m/s。对于移动跟踪应用，工作区域具有相当大的巡航速度这是除了能够穿越在低巡航速度或能够悬停静止测量W/L/1= 2q1V12SwingCL2和追踪所有这些都要求设计功能提供补充，但操作明智的不同能力。此外，这种无人机系统需要具有成本效益，同时为不同的民用应用提供容易的有效载荷转换。本文介绍了一种有能力的民用VTOL-FW无人机系统的初步设计过程，即具有以下主要特点的Kuzgun无人机：● 垂直起降，悬停至少3分钟，● 相对较高的巡航速度为72公里/小时，● 耐力至少15分钟，● 有效载荷为700 g。在进行满足上述要求的VTOL-FW无人机设计之前，已经对世界范围内的小型VTOL-FW无人机进行了研究，并在表1中列出了一些特性，以便对一些设计参数进行估算，并提供有关设计总体概念的利用表1中的世界小型垂直起降FW无人机的机翼面积和翼展比信息作为初步估算。3.2. 翼型选择首先，为了为机翼选择正确的翼型，对于任何一种翼型，在给定的迎角下，必须满足3.1节中计算的设计升力系数。此外，由于设计升力系数是一个比较大的值，所以所选择的翼型厚度必须很高。同时，翼型的低力矩系数允许设计较小的稳定器以提供纵向稳定性。对于VTOL-FW无人机，图中给出了具有低力矩系数和厚剖面的方案。 二、对于起飞重量为5-8选择NACA 63-512，a = 0.4，因为它在1.1°迎角时提供0.47的设计升力系数值，并给出相对较低的力矩系数。此外，这种型材易于制造，因为它具有几乎平坦的JavaFoil[19]用于绘制NACA63-512的升力和力矩系数随迎角的变化，图中a = 0.4。3 .第三章。单位Dündar等人 /工程科学与技术，国际期刊23（2020）1182-11931185表1世界各地的VTOL无人机UAVW至½kg]有效载荷（千克）南翼半平方米]耐力半小时]AR阿尔蒂上升90.60.647直升飞机8.51.60.6819.7KapetAir6.5111.511DeltaQuad6.21.20.926.2三一50.70.641.59Trone50.80.61.59库兹贡4.70.70.440.429.2Fig. 1. 设计方法论。翅膀。考虑到竞争对手的情况，确定Kuzgun展弦比为9.2，以减少机翼后掠角主要用于减小跨音速和超音速气流的不利影响。理论上，后掠机翼上激波的形成不是由流过机翼的空气的实际速度决定的，而是由垂直于机翼前缘方向上的空气速度机翼将不会被扫向前方，因为不会有高速影响的空气动力学的库兹涅茨贡。另一方面，机翼锥度比k是翼尖弦和中心线根部弦之间的比值。大多数低后掠角的机翼的锥度比约为0.40.5[12]第10段。由于低翼尖涡流的存在，低翼尖涡流使得Kuzgun使用0.7的锥度比，与大多数使用的值相比，该锥度比与低锥度比相比，使用相对高锥度比的优点计算和评价的设计参数总结见表2。图二. NACA配置文件选项。在NACA 63-512中，a = 0.4，用“a”表示的分数表示翼型上压力分布均匀的翼型弦长的百分比。选择0.4是为了通过保持翼型中部的压力分布来减小阻力。6-选择NACA系列的另一个原因是，它们在小范围的操作条件下（如Kuzgun VTOL-FW无人机[20]）提供了高的最大升力系数和非常低的阻力。3.3. 展弦比，机翼后掠角，锥度比对于锥形机翼，展弦比定义为翼展的平方除以面积[12]。展弦比越大，最大升力系数就越大，这是由于机翼面积的一部分不受翼尖涡流的影响为了消除翼尖涡的影响，选择尽可能大的展弦比4. 机翼和控制面为了确定机翼的几何尺寸，首先计算机翼载荷值。通过计算这个值，实际上得到了以前估计的机翼面积的实际值。通过得到机翼面积，进行了机翼和操纵面的详细计算和设计。在计算中假定VTOL-FW无人机的起飞总重量保持不变。4.1. 翼载机翼载荷是飞机的重量除以参考机翼（未暴露）的面积。机翼载荷直接影响失速速度、爬升率、起飞和着陆距离以及转弯性能。它还决定了设计升力系数，并通过其对浸湿面积和翼展的影响来影响阻力。在飞机设计中，根据设计要求，有多种计算机翼载荷的方法.在这项研究中，失速速度和巡航速度被选为约束在机翼载荷计算。根据这两种方法，计算1186年Dündar等人/工程科学与技术，国际期刊23（2020）1182图三. NACA 63-512，a = 0.4，Re = 200，000时的剖面规格。表2VTOL-FW无人机设计参数W=S1/40：5q12失速CL;最大值300CLmax¼0： 9×Cl;max×cosmosKc=4Ω 40 Ω对于展弦比相当大的机翼（大于或等于5），全机最大升力系数（CL;max）将近似-分别进行计算，并选择两个值中的较小值。最小值的选择是这样的，如果机翼足够大以使机翼载荷最小化，则机翼很有可能满足所有其他要求[21]。4.1.1. 失速速度限制飞机的失速速度直接取决于机翼载荷和最大升力系数。失速速度是影响飞行安全的一个主要因素，会导致大量的致命事故[12]。由失速速度引起的机翼载荷按方程计算（三）、假设升力分布接近椭圆形，则在相同雷诺数下翼型最大升力系数（Cl;max）的90%。4.1.2. 巡航速度限制在巡航飞行期间，升力等于重量，因此升力系数等于机翼载荷除以动压力。在螺旋桨飞机的情况下，输运系数的变化与阻力系数的平方根成正比[14]。同时，升力系数（K）引起的阻力值与飞机的机翼特性有关，该值的增大降低了气动性能。此外，还需要确定影响整个VTOL-FW无人机的阻力系数，以计算巡航速度要求和翼载。 为此，Eq.对VTOL-FW无人机各部件分别求出了公式（6）巡航速度约束方法的表达式在方程中给出。（5）V参数符号值单元纵横比AR9.2–翼展B2M空重We4kg起飞重量W至4.7kg设计升力系数设计0.47–巡航速度V型巡航72公里/小时锥度比K0.78–机翼扭转翼型––-1NACA 63-512，a程度= 0.4p是参考编号：CX一、D;iF3400布拉奇·布勒姆CC零点九十八分0.2单位Dündar等人 /工程科学与技术，国际期刊23（2020）1182-11931187W<$qqpAReCD;CL<$qpAReCDRCD;0ð5Þ诱导阻力系数S1003K0.40.35K1，其中e1：78。1-0：045AR0：68小时-0：64小时6小时PnCfiFFiS湿 我先0.30.25由方程式（5）中，K是升阻系数，e是表明机翼效率的奥斯瓦尔德由方程式（6）C_（fi）表示各部件的表面摩擦系数，它是雷诺数的强函数，C_（D0）是各部件的寄生阻力。CDMR是多旋翼系统的阻力系数皮肤0.150.10.05摩擦系数可以通过等式2求出。（8）假设流体在流场各处都是湍流[12]。另一方面，FFi是形状因子，其是每个组件对总阻力的贡献的解释。 最后，Swet;i和Sref;i分别是润湿面积和参考面积00.02 0.03 0.04 0.05 0.06马赫数见图4。 诱导阻力系数与马赫数。Cf湍流¼0：4552： 582： 65ð8Þ;JianghuaJianghua11：144M为了详细计算寄生阻力，使用表3[12]中给出的润湿面积和形状系数。机翼和操纵面的形状由于机翼有很大的润湿面积，所以附加阻力最大。实现垂直起降的旋翼系统需要额外的体积，增加了机体的尺寸因此，机身对总阻力的贡献约为机翼的1/3。在表3中，f是特征长度的比率，其通常被选择为翼展或机身长度除以机身直径。表示翼型的厚度比，Km为枪，没有倾斜机制，所以它创造了一个稳定的流动巡航飞行时的阻力。图5表示所使用的Ramoser变桨推进器的侧视图和平面图的形状。如图4所示，螺旋桨垂直于气流时的表面积与螺旋桨平行于气流时的表面积大致相同。在这项研究中，计算是通过接受侧螺旋桨和平面螺旋桨的表面积是相同的每种情况下。对于小螺距值的螺旋桨，这种接受具有合理的结果[22]。停止螺旋桨对抗巡航飞行的阻力系数是用方程中的公式计算的。（10）[23]。由于实际飞行条件总是涉及更强的啮合，因此计算的阻力系数乘以修正系数，获得更可靠的结果。机翼的后掠角在模态下的诱导阻力系数迎角与升力系数的平方和升阻因子成正比诱导阻力是由于翼弧中的涡流引起的自由速度而产生的，其公式在方程中给出（九）、诱导阻力形成CDMR0：10NDC0：7红球S参考ð10Þ这是由于机翼后面的涡流产生的升力本身引起了自由落体速度向下洗另一个速度矢量。图4给出了诱导阻力与马赫数的关系曲线。随着速度的增加，用于平衡垂直起降FW无人机重量的升力系数减小，诱导阻力也减小。2在巡航飞行中停止的螺旋桨的阻力系数相当高。图6给出了所有停桨情况下阻力系数随飞行速度的变化关系。当没有提供垂直起降的旋翼系统时，所有阻力系数仅由零升阻力系数组成。然而，加入多旋翼系统，增加了阻力系数，直到零升力阻力整体阻力。图6，可以看出，阻力系数CDi 千分之一。2WV2qSð9Þ多旋翼系统（全部停桨）的升力系数与零升力系数相同，为0.021。阻力增加原因多转子系统的振动主要来自于对自由转子的扰动在Eq中的公式的左侧。式（6）表示无人机固定翼部分各部件对阻力的贡献，右侧的阻力系数是提供垂直起降的多旋翼系统的阻力系数。假定多旋翼系统的阻力系数近似等于全停桨阻力系数。多-旋翼系统，它提供垂直降落和起飞在库兹-表3寄生虫阻力计算。部件外形尺寸（FF）润湿面积[m2]气流机翼载荷计算总结在表4中。在这两个机翼载荷值中，选择最小值，如果机翼足够大以使机翼载荷最小，则机翼很有可能满足所有其他任务要求[21]。1公斤60公斤f0点 322分翼2001年6月6日。10 0. 2019年10月 24日星期一上午10：00H. tail 0：121图五. 侧面和平面视图的螺旋桨Ramoser变。诱导阻力系数¼CD0ð7Þ诉尾！CS¼r克什托克3Max1188年Dündar等人/工程科学与技术，国际期刊23（2020）11820.0350.030.0250.020.0150.01全停螺旋桨阻力系数表5机翼和操纵面尺寸。参数符号值单位翼面积S翼0.485 m2翼根弦cr0.272 m翼梢弦ct0.21 m平均气动弦c0.242 m平尾面积SHT0.07m2平尾力臂SVT0.66 m垂尾面积lHT0.055 m2垂尾力臂lVT0.627 m0.00505 10 15 20 2530飞行速度（m/s）选择小于平尾力臂值（0.57）的值[12]。除此之外，国产小型无人机的垂尾力臂（VT）为0.04[12]。表4见图6。 全停螺旋桨阻力系数与飞行速度的关系。VHT¼lHTSHTVVT¼lVTSVTð14Þð15Þ机翼载荷计算。参数符号值单位失速速度V失速53 km= h最大升力系数CL;max1.318机翼载荷-失速速度<$W=S<$失速速度 183.8kg= ms2奥斯瓦尔德翼展效率e0.778表面摩擦系数Cfe0： 00615多旋翼阻力系数CDMR0.021BS机翼和操纵面尺寸参数的详细情况见表5.5. 性能计算最具挑战性的电池供电寄生虫阻力CD00.0447VTOL-FW无人机低估了起飞所需的功率机翼载荷-巡航速度W=S巡航速度141.6kg= ms24.2. 机翼尺寸找到机翼载荷值可以确定机翼面积的真实值。实际机翼面积值计算如下：0.485m2，机翼载荷值为141.6 kg/ms2，起飞重量为4.7 kg。机翼面积的计算提供了机翼几何特性的确定，如翼根和翼尖弦长，以及平均气动弦长和第3.3节中选定的锥度比值2S尤其是从悬停到巡航飞行的过渡[1]。由于VTOL-FW无人机可以执行垂直着陆和起飞，因此总起飞重量高于相同尺寸的固定翼无人机，因为它们需要额外的电机，机构，伺服电机和螺旋桨等设备。这种情况会消耗额外的动力，特别是由于在垂直起飞时克服重力做了过多的功。此外，复杂的空气动力学相互作用在从悬停位置到巡航飞行的过渡期间扰乱了流动模式，导致过多的能量消耗。因此，与类似尺寸的无人机相比，VTOL-FW无人机由于消耗大量能量而具有更短的飞行时间。KuzgunCWingb1ð11Þmum和所需的功率，确定每个飞行条件下的能量消耗，并将电池模型与Simulink中的识别参数进行比较ctkcr 1222 1第13条第1款由于库兹涅茨贡旅行在相对较低的速度，没有后掠角是给机翼。翼根弦长计算为0.272米，翼尖弦长为0.21米，平均气动弦长为0.242米。由于机翼上的最大载荷靠近根部，因此对于200 mm长的机翼，翼展保持在相同的根部弦。4.3. 控制面尺寸的确定标准溶液。5.1. 最大功率T=W是无人机的推力与重量之比，直接影响性能。具有更高T=W的UAV将加速更快，爬升更快，达到更高的最大速度以及维持更高的转弯速率。然而，推力越大，发动机的重量越大。此外，T=W不是一个常数，它随着高度和速度以及马力和螺旋桨效率而变化。对于无人机，Eq. （16）[12]是利用一些设计参数和最大速度计算最大功率。对于前置螺旋桨发动机飞机，历史趋势表明，这种类型飞机的尾翼力臂一般在0.6和0.7之间[12]。以水平尾翼体积为例，Pmax=W¼a×Vc其中，a<$0：004;c< $0：57 <$160比率（VHT）为0.5的国产飞机[12]水平尾翼面积和其他规格可以找到。对于任意的飞机，垂尾必须比平尾离机翼近一点这是为了防止垂尾被平尾产生的尾流掩盖因此，任意5.2. 所需功率计算动力要求是影响垂直起降FW无人机设计的主要参数。功率计算会显著影响电池的选择，从而影响起飞重量。此外，低阻力系数-单位Dündar等人 /工程科学与技术，国际期刊23（2020）1182-11931189所需的功率对飞行时间有积极的影响V 我的天啊2Q垂直起降FW无人机的航程电池能量消耗于做了大量的工作，特别是在垂直起飞时。那里在攀登的时候也需要很大的力量，HSL一个道具由于爬升飞行是短期的，电池能量消耗对于爬升飞行来说相对较低。在巡航飞行中，对来自其他飞行条件的剩余电池能量进行计算。电池剩余能量越多，VTOL-FW无人机续航时间越长。在这项研究中，电力需求的计算和能源消耗的每一个飞行条件下，使用Simulink的选定的电池进行仿真5.2.1. 巡航所需功率巡航所需的功率可以从巡航速度和所需推力的乘积中得到。所需的推力直接等于巡航状态下的阻力，并在方程中给出（17）[14]。P巡航¼VT巡航其 中 T巡航粤 ICP备17017777号-15.2.2. 起飞所需动力旋翼机所需的功率可以根据旋翼盘上的动量理论推导出来[24]。为了实现垂直起降，推力与重量之比KT需要大于1。VTOL-FW无人机所需的最大设计功率和推力可以写成方程：（18）和（19）分别[25]。PTOTOTO TO TO TO TOTO TOTOTOTOTOVi¼V K-1： 125x- 1： 372x2- 1： 718x3- 0： 655x4mVH21 Ω在着陆时，由于没有巡航飞行，机翼上的所有气动力效应都被忽略了在如此低的下降速率下，每个螺旋桨所需的功率可以表示为：P着陆1/4KW至 12Vi-VDes22 V5.3. 能耗锂聚合物（Li-Po）电池可提供各种飞行条件下所需的能量。计算出的所需电量在一小时的使用时间内有效。然而，在所有不同条件下的飞行时间都被限制在几分钟之内. VTOL-FW无人机到300米高度的起飞时间为1.5分钟，爬升时间为30秒，着陆时间为50秒。 从电池中提取的能量消耗将随着起飞时间的增加而增加，以进行更高海拔的飞行。通过考虑子系统效率，考虑飞行时间，不同飞行条件所需的功率值可以VTOL-FW无人机系统推力引起的能量消耗。推进部件由螺旋桨、旋翼、电动机和电子调速器2q1VTO2Aprop（ESC）单元。所有推进系统组件从电池中获取的能量与使用时间成正比怎么-T至1/4KT W至1900由方程式（14），KT是起飞条件下的推力与重量之比，对于小型垂直起落无人机概念，自Stone[26]建议，最大推力需要比起飞重量大1.15倍或更高，以处理非理想条件和过渡机动。5.2.3. 爬坡所需动力巡航时的推力由相应的阻力简单地给出，而爬升时的推力则是由定义为特定任务要求的恒定爬升率确定的。爬升时所需的功率是通过将垂直分量（其重量取决于爬升角度）和阻力之和乘以爬升速度而得到的[27]。u是爬升角，爬升所需的功率简单地在方程中给出。（20）.由于电缆和机械原因，在从电池传输能量时总是存在损耗。推进力的基本要素是螺旋桨，但在动力传递到达螺旋桨之前，它会经过许多要素，如图所示。7.第一次会议。飞控卡、ESC和发动机的损耗较大，不容忽视。计算中包括的损失是用效率率进行的，这些效率的公式在Eqs.（23）和（24）。g巡航速度 <$g螺旋桨速度ωg电动机速度ω gesc速 度23英里g多转子<$FM ω g电动机ω gesc24FM被称为品质因数，它相当于静态推力效率，定义为悬停所需的理想功率与实际所需功率它被选择为0.7，是小型无人机的理想选择，在所有飞行过程中保持恒定Pclimb¼Wsinu CDqS翼垂直爬升条件[28]。 螺旋桨效率一般被接受为0.8垂直爬升1：2qS2WC机翼qSLL;最大ð20Þ根据几项研究[29，30]。ESC效率受以下因素由于占空比，电子器件中的电阻损耗。在巡航等正常操作条件下，通常将油门水平设置在5.2.4. 着陆所需动力由于受到结构约束和着陆品质要求的限制，垂直起降FW无人机的着陆速度必须受到严格的限制。在轴向下降情况下，旋翼桨盘工作在涡环状态，而下降速度小于悬停诱导速度的2倍时因此，着陆所需的功率必须低于起飞所需的功率[23]。悬停状态下螺旋桨盘处的诱导速度VH是VTOL-FW无人机下降分析的重要参考，可用方程表示（十六）、本文提出了一个下降速度VDes = 4 m/s轴向裔VDes <2VH。假设的可变x =VDes /VH，螺旋桨盘处的实际诱导速度Vi可由方程中给出的四次近似给出。（21）[25]。40%至60%，在此范围内，效率从接近1至100%占空比降至0.85因此， ESC 的效率可以选择为0.85[31] 。最后，假设电机效率为0.9[32，33]。评价参数的效率见表6。所选电池具有20，000 mAh 22.2 V，6节电池，可产生444 Wh的消耗能量。为了确定“库兹涅茨贡”飞机的总续航力，计算了起飞、爬升和着陆时的能量消耗，从而确定了巡航所需的剩余能量。表7给出了每种飞行条件公式的能量消耗。一小部分电池能量用于爬升和着陆，而起飞消耗的能量要高得多。从表7中可以清楚地看到，巡航电池的剩余能量为405.9 Wh。然而，该值由从电池提供的其它电子能量所需的因子校正1一千一百九十度。Dündar等人/工程科学与技术，国际期刊23（2020）1182见图7。 将电池能量转换为可用的推进能量。表7表6推进系统参数效率。参数值螺旋桨效率0.8电机效率0.9ESC效率0.85品质因数巡航总效率多转子总效率电池中的基本电化学单元称为“电池”。电池可并联或串联连接，这取决于适当的容量和输出电压，或者它包含以两种方式连接的电池虽然日常或一次性电池的功率和容量较低，但它们体积小，便携性差根据电池是否充电，它们分为两部分：一次电池和二次电池[34]。二次电池是在放电后可以再生电能的电池在电池放电后，在电流的相反方向上施加电流，锌碳，模拟结果飞行条件飞行时间[s]能耗[Wh]能耗[Wmin]起飞9019.71182爬306.3378着陆5012.1726巡航1330405.9243545.4. 电池模型能源是当今不可或缺的需求之一。世界上大部分的能源需求来自传统能源，如天然气、石油和煤炭。随着世界人口的迅速增长，对能源的需求以及电子设备变得便携，在生活的各个领域对电池的需求急剧增加。电池将化学能转化为电能并将其储存在体内，由于使用领域的多样性，电池以许多不同的类型和特征生产。碱性、锌-银、锌-空气、氧化汞是一次电池的实例，铅酸、镍镉、镍金属氢化物、锂离子、锂聚合物是二次电池的实例[34]。电压、容量、能量、比能量和能量密度、自放电、循环次数、温度是电池的性能标准[35]。这些类型的电池是首选的，因为它们的寿命长，经济实惠，并且它们可以通过平均充电500到1000次来使用。锂离子（Li-Ion）/锂聚合物（Li-Po）电池被认为是高容量电池，其可以被设计用于高能量或高功率应用。它们通常用于小型无人机作为能源生产者。虽然需要能够描述电池行为的模型，但电池条件（例如充电状态（SoC）、温度、电流速率、负载条件、静态或动态负载及其应用）会发生变化[36]。在本研究中，22.2 V 20，000 mAh锂聚合物（Li-Po）电池用作能量产生器。在MATLAB Simulink环境下对电池进行建模电池模型的简化框图如图8所示。充电状态图8.第八条。电池模型的通用Simulink视图单位Dündar等人 /工程科学与技术，国际期刊23（2020）1182-11931191见图9。 特派团电池的充电状态图10个。任务中的必要电流见图11。 飞行过程中系统中的电压变化图9、图10和图11分别表示了电压相对于时间的变化动态载荷分别为这些阶段建模：起飞，爬升，着陆，和巡航。任务持续时间包括起飞90秒，爬升30秒，见图12。Kuzgun的全景着陆，其余电池容量用于巡航。飞行时间计算为约1500秒（25分钟）。与使用20，000 mAh Li-Po电池的实际系统相比，该飞行时间是可接受的[37]。6. 结果和讨论设计完成的VTOL-FW型无人机具有垂直起降能力，采用四台垂直发动机和一台水平发动机。它有4.7公斤的总起飞重量，2米长的翼展，并能够在最大的细度比飞行，72公里/小时巡航速度。所设计的垂直起降无人机总体透视图如图所示。 12个。表8仅FW和VTOL-FW的寄生阻力系数和耐久值。固定翼阻力系数S湿Cfe0.0206多旋翼系统阻力系数SCDMR0.021固定翼续航力E范围fw45分钟具有多旋翼系统续航力的E范围MR25分钟1192年。Dündar等人/工程科学与技术，国际期刊23（2020）1182图十三.任务期间的一般成果设计的首要目标是尽可能地减轻起飞重量，最大限度地提高飞机的续航能力。为了达到这一目的，选择大展弦比的值，以消除沿机翼区域的尖端涡。进行空气动力学计算和几何尺寸以达到最大效率。为了评估功率和能量结果20，000 mAh 6S22.2选择具有444 Wh消耗能量的2V LiPo电池以满足任务耐久性要求。在MATLAB Simulink中建立了飞机起飞、爬升、着陆、巡航等不同飞行状态下的电池模型。仿真结果表明，垂直起飞、着陆和爬升过程分别消耗4.4%、2.7%和1.4%的电池能量。因此，巡航续航时间为1330秒（22.1分钟），满足任务要求。在无加速水平飞行中，四个垂直发动机及其螺旋桨的存在使阻力比预期的大得多。表8示出了仅在两种情况下的阻力系数之间的差异。固定翼（FW）和多旋翼系统（固定翼+多旋翼发动机和螺旋桨）。由于四个发动机和螺旋桨的作用，在平飞时寄生阻力增加，导致续航力大大降低。在图13中，示出了在不同任务条件下来自Simulink的一般结果。7. 结论本研究针对一种具有垂直起降能力的四螺旋桨多旋翼垂直起降无人机进行设计与性能分析。首先，对垂直起落FW无人机进行了几何和气动设计，以获得低阻力和高升力系数，从而使所需功率最小，从而使续航力最大电池的选择是针对起飞重量为4.7公斤、翼展为2米的垂直起落飞机进行的。虽然具有这些几何尺寸的竞争对手使用高科技电池，但Kuzgun对易于获得且便宜的电池（如Li-Po）有经验。计算了包括巡航飞行、起飞、爬升和着陆在内的每次飞行任务所需的功率选择的电池是用Simulink建模，以代表每个飞行条件下的能量消耗。电池的剩余能量值由不同类型的飞行条件的能量消耗值确定。据此，找出了给定任务要求的偏差。结果表明，四个螺旋桨提供垂直起飞和着陆以及悬停增加总阻力。这种情况导致耐力下降此外，从悬停到巡航的过渡总之，在丘陵和森林地区使用VTOL-FW无人机概念是非常合乎逻辑的，特别是如果不需要长续航时间的话。在今后的工作中，将进行Kuz-枪的制造和飞行试验主要的生产方法将是三维打印机（3D打印机）技术与材料聚乳酸（PLA）与碳纤维增强另一方面，将通过在Kuzgun上使用合适的传感器来检查能量消耗和功率值，以验证仿真结果。竞争利益作者声明，他们没有已知的竞争性财务利益或个人关系，可能会影响本文报告的工作。引用[1] B. Yuksek，A.武鲁斯坎湾Ozdemir，A. Yukselen，G.杨文，固定翼垂直起降无人机过渡段飞行建模，北京航空航天大学。罗伯84（1https://doi.org/10.1007/s10846-015-0325-9[2] 赵达伊，权永进，垂直起落无人机推进剂技术分析，计算机科学杂志。Commun. 5（2017）76https://doi.org/10.4236/jcc.2017.57008[3] 阿德南·S Saeed，Ahmad Bani Younes，Shafiqul Islam，Jorge Dias