开源框架设计优化垂直起落无人机系统低保真度验证及商业软件验证结果

阵列14（2022）100183具有开放源代码框架的垂直起落集群无人机的低保真度设计优化和开发Nikhil Sethia，Saurav Ahlawatba印度新德里南亚大学数学和计算机科学系b美国伊利诺伊大学厄巴纳-香槟分校航空航天工程系A R T I C L E I N F O关键词：无人机CFD MDO飞机设计开源PSOA B S T R A C T混合构型在飞机设计中是非常有利的，因为它们可以实现开发通用无人机系统（UAS）所需的适当权衡。在学生水平上快速原型化这样的系统是具有挑战性的，因为商业软件是昂贵的，并且难以与其他工具互连以创建多学科设计。我们通过概念化完全由开源软件、库和内部代码组成的飞机设计框架来应对这一挑战。然后我们使用这个框架设计一种全电动无人机系统，具有垂直起降（VTOL）和固定翼（FW）模式。该无人机能够进行长达100公里的远程监视，并携带最大1公斤的救援有效载荷，同时与一群类似的无人机一起在ad-hoc wi-fi网络中运行。一低保真粒子群优化算法（PSO）和一个全面的推进体系结构也被纳入和商业软件验证。为了验证设计，我们用玻璃纤维和XPS泡沫制造了一个原型，集成了适当的传感器，并使用ArduPilot软件进行了调整。结果表明，低保真度设计是一个安全的起点，在有限的时间表的原型。研究最后，讨论了使用自由软件的技术挑战，以及在飞行试验时对混合构型无人机的1. 介绍随着更多的研究和强大的工具的出现，无人机（UAV）的发展越来越受欢迎。最近的发展是垂直起落混合动力方案，它结合了固定翼和垂直推力构型的优点[1，2]。它们可以适应任务场景，同时始终保持良好的性能特征。研制这种飞行器的第一个挑战是与常规设计相比，垂直推力部件的重量和寄生阻力增加了[3]。微型飞行器（MAV）的低工作雷诺数使这一问题更加难以解决。其次，本科生和没有经验的设计师面临着无法获得综合资源来学习和开发好的设计。这在飞机设计的情况下更加明显，其中多个学科的相互交织的关系是有利的。商业工具在这种情况下充当支持者，因为它们不向用户提供相应的学习和定制的自由。开源工具和自定义li-xplayer/组件的开发有助于从头开始学习，并且创建和使用这些工具的杠杆从未像以前那样大最后，一个完整的端到端解决方案，从概念设计到自动驾驶仪测试，很少在学术环境中完成，因为缺乏资金或出版研究的时间限制。一个完整的文件，解决各种挑战，而设计，开发和测试一个群能力的无人机可以受益于新兴领域的无人机系统和群机器人。本文件认识到上述挑战，并试图缓解这些挑战通过开发一种健全的方法，在各种完全免费的工具和内部代码中传播。我们的研究主要旨在帮助学生和即将到来的研究人员为学生比赛或学习飞机设计开发可行的设计。从形式上讲，我们研究的基本原理围绕着以下结果：(a) 在确定的气动力和稳定性约束下，采用粒子群优化方法对垂直起落混合无人机进行了低保真设计。(b) 为整个设计和测试例程灌输完全开源的工具和库，以实现“自由设计”方法。(c) 无人机的端到端制造和测试，该无人机配备了适当的通信传感器，以便在同类群中运行。∗ 通讯作者。电子邮件地址： nikhilsethi_bt2k16@dtu.ac.in（N. Sethi）。https://doi.org/10.1016/j.array.2022.100183接收日期：2022年1月17日;接收日期：2022年4月29日;接受日期：2022年5月3日2022年5月11日网上发售2590-0056/© 2022作者。爱思唯尔公司出版这是CC BY许可下的开放获取文章（http://creativecommons.org/licenses/by/4.0/）。可在ScienceDirect上获得目录列表阵列期刊主页：www.elsevier.com/locate/arrayN. Sethi和S. 阿拉瓦特阵列14（2022）1001832据我们所知，这是第一个工作，通过将一组完全开源的工具整合到可重复使用的设计管道中，实现了一种混合翼三旋翼无人机构型。本文组织如下：背景和文献综述的研究现状进行了第2节。接下来是在第3节中建立一个自定义的开源设计管道。第4节至第8节将介绍从概念到效果图的整个设计过程。我们还在第9节中制造了无人机的原型，并在第10.1节中解释了在测试过程中面临的挑战。最后，还对所使用的设计、方法和平台进行了一些最后的评论和讨论。 注意事项：这项研究广泛使用了“混合动力”一词，这是不混淆的混合动力电力推进，它依赖于汽油动力发电机产生电力。相反，2. 背景垂直起降固定翼无人机可以垂直起飞和降落，并持续巡航飞行。这些混合式无人机将垂直起降能力与固定翼无人机的标准向前推进能力相结合。 在许多混合垂直起降无人机中，旋转升力螺旋桨通常被结合到飞机的机翼中，从而能够过渡到向前飞行。垂直起降固定翼飞机与典型的固定翼无人驾驶飞机相比有几个优点。它们需要更少的空间来发射和回收，因为它们不需要使用指定的区域进行起飞[4]。它们适合用于需要空中检查和监控的应用，允许飞机在某个位置上空盘旋一段时间。[5]的一项研究涵盖了SUAVE的使用，SUAVE是一种用于分析、优化和设计一系列小型无人机的软件，它是一种灵活的飞机设计工具，具有处理替代能源系统和非常规设计的独特能力在[6]中，使用标准低保真度分析探索了与我们的工作类似的配置。但没有说明所使用的软件和工具的性质。在[7]中，提出并比较了潜在的设计策略，确定了在特定优化过程中优先考虑的各种设计变量和约束，同时采用了新的重量增加方法。这项工作简化了更广泛的研究，优化约束的灵敏度，同时删除隐式解决的参数，同时降低计算成本。[8]中讨论了稳定的开源工具的灌输，以解决飞机设计中的问题本文在设计和开发无人机时使用了各种工具和资源下面简要介绍了它们中的每一个及其功能(a) FreeCAD1：它是一个功能强大的开源实体建模软件，用C++编写，具有高度可互操作的Python API。它有多个工作台来处理不同类型的几何试件。由于该软件(b) OpenFoam2+ParaView3：一个用C++编写的自动数值求解器，用于计算流体动力学中的连续介质力学问题[9]。它有一个强大的基于文件的API和预处理工具，如Snappy-Hex-Mesh。该库还与ParaView一起分发：一个多功能的后处理软件，用于可视化计算场。OpenFOAM在研究界备受推崇，并与几个(c) LuxCoreRender4：这个渲染软件为设计师提供了一个强大的工具来创建逼真和准确的图像。 它非常灵活，并且通过使用模拟光流的方程进行“无偏”设计，不会在质量和物理正确性上妥协。有许多标准功能，如配置文件系统和加速与CUDA后端。(d) OpenVSP5：它是一个参数化飞机几何工具，允许用户创建由标准工程参数定义的飞机3D模型。该模型可以被处理成适合于工程分析的格式。该软件是根据NASA的开源协议（NOSA）1.3版作为开源项目发布的。将先进的飞机设计工具提供给公众使用。OpenVSP多年来获得了认可，并因将其扩展为完整的MDO软件而受到研究人员的欢迎[12，13]。(e) XFLR56：这是一个用于翼型、机翼和飞机在低雷诺数下运行的分析软件，包括XFoil的直接和反向分析功能，以及基于升力线理论、涡格法和3D面元法的机翼设计和分析功能。它在学生和新手研究人员中很流行，因为它具有良好的学习曲线和交互式GUI。(f) Ardupilot SITL7+Mission Planner8：SITL（软件在环）模拟器允许我们运行飞机和直升机模拟。它是使用原始C++编译器构建的自动驾驶仪代码，为我们提供了一个本地可执行文件，允许人们在不实现硬件本身的情况下测试代码的行为。模拟器使用来自飞行模拟器中各种飞行动力学模型的传感器数据。这使得ArduPilotSITL可以在多种车型上进行测试，这对于测试我们这样的混合动力系统至关重要。3. 设计方法由于以下三个因素，将完全开源的工具用于概念性的初步设计和详细设计是一个挑战1. 结果的准确性2. 缺乏文件。3. 缺乏经验丰富的用户/填充论坛。考虑到上述挑战和设计所需的保真度，工具和设计过程如图所示。1.一、飞机设计中各学科之间的高度相关性使得很难避开由直觉得出的局部最优设计。多学科设计优化（MDO）已成为航空航天设计人员工具箱中必不可少的一部分以下章节中使用的方法无论如何都不是一个完整的MDO解决方案，而是一种新颖的、低保真度的设计探索尝试在所有阶段都要有一个人在下面的部分中解释了与此相关的其他方法。4. 概念设计我们首先使用系统工程的方法来建立高层次的设计要求和项目的时间表。这是使用V模型和系统设计时间表完成的，为简洁起见，此处未涉及，但包含在补充材料（S1）中。为了这项研究的目的，我们模拟我们的飞机，应用程序，以促进其发展[10，11]4 https://github.com/LuxCoreRender/LuxCore。5https://github.com/OpenVSP/OpenVSP。1https://www.freecadweb.org/。2https://github.com/OpenFOAM/OpenFOAM-dev。3 https://github.com/Kitware/ParaView。6 https://sourceforge.net/projects/xflr5/。7 https://github.com/ArduPilot/ardupilot。8https://ardupilot.org/planner/。N. Sethi和S. 阿拉瓦特阵列14（2022）1001833������Fig. 1. 高水平的设计过程。最大限度地提高其飞行范围达100公里（公里），巡航在25米/秒，而不牺牲其垂直起降功能。 该飞机将保持标准的任务剖面，包括垂直起飞、巡航飞行、监视和目标探测、有效载荷投放和垂直着陆。还应记住，多个类似的无人机可用于一个协作的群体，这在许多应用中是有利的。还设想了整个飞行任务的行动构想，并在补充材料（S2）中包括了一个有关这一构想的录像。4.1. 配置选择有许多配置参数需要考虑，并使用Pugh矩阵分析对每个参数进行相应的权衡。这些矩阵（在补充材料（S3）中给出）填充有每种配置的加权分数，并且将分数相加比较和评估。由于在此阶段设计是概念性的，固有安全系数和设计经验在选择中起着至关重要的作用。混合飞翼布局的混合，得到了具有两个前倾电动机的三旋翼直升机结构。前电机向前倾斜，以便在垂直起飞后过渡到巡航飞行，并在着陆时向后倾斜到多旋翼。这些发动机可以沿着飞机的俯仰轴转向以稳定偏航力矩。后电机可用于飞行的多旋翼段。下面的公式给出了无人机的总阻力分量，可以用来确定可以改变以降低阻力的区域。（）=（）+ （）���ℎ��� +（）���） 公司简介各种组件（例如，���������������垂直起落发动机、倾转旋翼机构、铝支柱等的浸湿面积。以及它们的比例到浸湿的机翼区域。对于长航时飞行任务，混合飞翼将被证明是一个更好的候选者，它具有显著减少的（涡激）涡激分量，更好的小翼减少涡诱导阻力的性能，以及更低的（涡激）涡激分量（补充材料S2b）。大多数商业上可获得的产品使用四翼飞机配置，其基本上是附接到独立固定翼飞机的框架的四旋翼直升机。这种解决方案，除了其简单性，增加了更大的结构重量和加固，这导致更多的（无）无结构的组件。巡航时额外的载重量对于高续航力任务来说不是最佳选择一个三平面与两个前倾电机是一个非常有利的选择，在重量和较低的（俯仰角）俯仰角。尽管具有更多旋翼的飞机提供了更好的稳定性和适航性，但它们的成本和重量减少了在经济拮据的环境中的优势。因此，选择了三直升机配置，因为其电流消耗较低，自重较小，成本较低（补充材料S2a）。注意，这种折衷虽然在概念阶段是可行的，但并不能提供全部情况，实际飞行试验是在一个原型框架来证实/反驳这些假设。在第10.1节中详细讨论了与此相关的挑战。5. 推进推进选择是最重要的权衡之一，以获得最大的飞机的续航力，并达到所需的范围。在巡航飞行期间，所有的负载将在前进马达上，而在悬停期间，所有三个马达将分担负载。这就引入了过渡的问题，其中前向电机必须以这样一种方式选择，即在悬停期间提供足够的推力，并具有最佳的RPM和俯仰速度，以便在任务中持续巡航飞行。根据趋势，我们必须使悬停飞行器的最小推重比（T/W）为1.5，以便在机动飞行中获得足够的推力此外，现有的飞机设计趋势表明，在巡航期间，0.75的T/W是足够的。这使我们能够得到所有发动机的初始推力裕度，以及左前、右前和后发动机之间的比例分别为1∶1∶2。这种分配是必要的，以确保前向发动机在巡航期间以最佳峰值运行后发动机仅在悬停阶段运行，并为此进行了优化，其推力仅在计算巡航期间前发动机的安全推力这样做主要是因为巡航段在飞行任务剖面中占主导地位。6. 重量估算通过分析历史数据，收集必要的特征，并得出类似于[14]中方法的假设，进行初始估计。由于有效载荷是在约束条件内定义的，因此有效载荷分数在此阶段被用作最重要的特征，并且线性回归曲线被拟合到数据（补充材料S4a）。对该趋势线和生成的二次方程进行解析求解（补充材料S4b），以给出适当的预测。 值得注意的是，它的值是如何大于固定翼飞机通常得到的值（0.7）的。这是符合预期的，主要是由于额外的重量用于携带垂直起降系统，������������������������������������ ℎ���������������������更好的空气动力学效率的代价。... +（���������）���������������������������这里（）是机翼的总零升力阻力，（）和（）是水平和垂直尾翼的零升力阻力，（）是附加机构（过渡操作所需的发动机和结构部件）的阻力。���������������������������������������������������������* *代表������ =1.00+1.00（1）���������������=������+������(2)其中，���= −0.00468;���N. Sethi和S. 阿拉瓦特阵列14（2022）1001834���������√（）下一⎜（）下一���上述回归分析得出空重（kg）为5.84 因此，携带1 kg的估计总质量为6.84 kg��� payload（有效载荷）根据先前的经验、可能的自重以及由于潜在的碰撞而导致的修理后的重量���1公斤（4）=6.84 + 0.167. 初步设计初步设计阶段使用广泛的数学优化。 优化过程的目标是设计一个几何形状和推进系统，以最大限度地提高航程-这意味着最小化功率和最大化巡航效率。 在我们的案例中，我们将优化和设计过程分为三个阶段。7.1. 初始规模第一阶段给出了两个驱动因素的良好估计， 任何设计：机翼载荷和动力载荷。适当的关系，���������������图二. 线性规划模型1−���1���+���12+2（L）+三旋翼直升机的过渡、悬停和爬升阶段的尺寸确定[15]是还包括使用类似于[14]中由于一个粗略但数学上合理的估计是错误的-���22���������... +的第3章（一）���（十二）在这个阶段，设计空间是基于[14，16][17]中的公式使用线性规划创建的。因此，我们在这里只对方程作简要的（）下一页���������������=1个���101+102+103������（L）8（十三）当量（6）给出了飞机失速时的机翼载荷这里就是通常是设置机翼面积下限的约束。在√22中国（2）第2项失速速度高，巡航上限也高的情况够了，Eqs。（7）可以设置这个下限。等式（8）、（9）、（10）最佳的机翼载荷最大限度地提高耐力，爬升在一个在海平面（L）上以一定的速率（）运动，������������1= 罪���1���������������）−∞+−∞2公司简介（L）2高度分别。他们在[14，17]中得到 这里������= 0.8是螺旋桨效率，A=8，展弦比，（Lscin）���������=11，和���=0。8���...+的2个单核苷酸（单核苷酸）（十四）是奥斯特瓦尔德请注意，这些值，尤其是A和（Lscin）���������只是有根据的猜测，必须根据最终结果进行迭代和更改。���2=3������L������8（1 +4.6磅）（2））（十五）（）下一页���0.00000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000）2个（六）���3=������2（）（十六）������������������������������李∞���������∞（）下一页=������（A）���（7）电子邮件������������������������������������������������������=100000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000������������LPP输出舒适的设计（图 2）空间选点从依赖于期望的性能。为了使分析更加磁盘加载的约束、最小和最大值也（）下一页=1个（九）根据电机及其额定螺旋桨尺寸使用的1.1. 155⎞⎟+垂直起落飞机和固定翼飞机的设计点相距甚远，���√√3中文（简体）攀登极限为每个节点选择最大功率点���������⎜⎝������ ⎟⎠11配置以包含安全系数。（）下一页（（=N. Sethi和S. 阿拉瓦特阵列14（2022）1001835=L���������������=���=���������（）（10）2���������������()������������������������（闪烁）������������������������������（十八）以下公式用于确定螺旋桨提供垂直推力与机翼载荷类似，(L)这是该地区的特点。当量（13）用于确定螺旋桨面积在过渡期间。这种关系的目的是保持恒定的速度，从悬停到巡航模式的转换，因此取决于倾斜角（tilting angle）。��������������� 这里的角度取为常数。 不过有一（闪烁）���L（闪烁）L7.2. 几何优化7.2.1. 初始估计（十九）也可以用恒定的速率探索不同的角度，与真实系统的转换方式相匹配这些方程是由在[16]首先在XFLR5上估算飞机性能，而是静态稳定性参数的有根据的估计分析开始选择反折翼型并进行初步优化，（）下一页=L���������3+2（十N. Sethi和S. 阿拉瓦特阵列14（2022）1001836⎟ℎ������������=（2���）（11）通过观察峰值���闪烁���值（图1），（第4（a）段）和失速品质（图4（b））在巡航高度和Alfred数。N. Sethi和S. 阿拉瓦特阵列14（2022）1001837∑∑1图三. 机翼俯视图。图五. 初步设计。表1PSO参数设置。参数初始最终方法���认知权重（Cognitiveweight）2.5 0.5线性衰减���社会权重（Social Weight）2.5 2.5常数惯性权重（Inertia weight）0.9 0.4线性衰减（世代）0 100线性见图4。 XFoil曲线。相同的方法取自[18]和权衡矩阵在补充材料（S2d）中给出然后对飞翼的工作GTOW进行了定升力分析（图1）。3）在飞机上引入静稳定性。对设计变量进行迭代以优化巡航������在平衡重心（CoG）位置以确保接近零���（俯仰力矩）的同时，使整个机翼闪烁。在机翼中产生的扭转随后减小了整个机翼的L，使机翼面积大于初始计算。一个粗略的和概念性的估计预期的设计（图。5）也进行了分析，以确保性能估计的一致性7.2.2. 问题设置第二阶段是几何优化。虽然与推进选择分离不是最佳的，但它使接口的开发和调试更容易。由于数量少，减少了几代人利用高适应度的解决方案[20]。用于该问题的目标函数只是每个单独目标的加权和（等式10）。（20））。为了简单起见，所有权重（k）被视为相等，并且基于每个目标的最小化/最大化仅具有相反的符号。四个变量，即展弦比（A），根尖扭转（α），锥度比（α）和前缘后掠角（α βL）被用来参数化的问题。������������组合目标函数考虑了以下三个因素：1. 阻力：分析是在恒定升力系数下进行的（方程（23）），它等于巡航状态下的翼型升力系数，考虑到2D横截面与3D机翼[14]。2. 升力分布：实际升力分布（Δ L）是一个函数，扭转度、锥度比和后掠度。使用最小二乘L成本函数来匹配负载分布的目标曲线（λ）。一个单独的python脚本计算tLhis。3. 稳定性：由于稳定性优化通常需要压缩性能，因此目标中包含了短周期（DNT）、荷兰滚（DNT）和双曲型（DNT）模式的阻尼比。然而，对于静态稳定性，允许静态裕度（S.M.当量（24））在设计升力系数下的零力矩（方程式24）（25）够了。稳定性系数和.stab文件由OpenVSP输出并转换为数据帧以供进一步处理。约束方程中的值（28）~（31）是与补充材料（S4（a））的趋势#������������中国（ 20）=1变量的BER，编写代码的容易性和预先存在的库[19]，使用粒子群优化器的参数设置=={、���∕2（（）−���（））2，，���}���（二十一）表1中给出了相同的结果。惯性权重和认知权重分别为���=���零LLN. Sethi和S. 阿拉瓦特阵列14（2022）1001838���LL见图6。 优化架构。=[A，������������������L=0.9mm（二十三）.. =4%（24）25岁以上������（������（5 ≤A≤ 10（28）-1 ≤���100%≤−5（29）0.4 ≤≤0.9（30）20 ≤μL≤30（31）7.2.3. 架构选择Python作为脚本语言，使用粒子群优化算法最小化具有适当权重的成本函数。用于设计的库/软件具有良好的API，可以帮助创建自定义循环并使用多个进程执行高效的数值计算。 在[13]中对这种接口选择进行了详细分析。几何图形是通过将Python脚本与OpenVSP连接并进行Vortex Lattice方法分析来实现的。用于相同的过程循环在图中示出。第六章7.2.4. 结果粒子群优化器总共运行100代，适应度增加，然后随着时间7（b）饱和。OpenVSP中的一些设计权衡如图所示。7（a）. 由于该规范没有涉及结构和气动弹性问题，因此根据设计经验选择了所选设计的几何形状见表2。在重量估计过程中，也考虑了安全因素。一些关于这些工具的评论是为了帮助读者理解可用的复杂程度和可能的注意事项。(a) 涡格法对于升力分析是有效的，但对于确定总阻力不是一个精确的方法。因此，通过8.2中的CFD分析进一步验证了这些值。见图7。 优化结果。表2飞机参数。参数值机翼载荷164.88 N/m2功率负载3.47 kg/kW机翼面积0.418 m2宽高比7.35锥度比0.689机翼倾角5°相对扭曲−2<$前缘后掠角26.5毫米(b) 几何优化的重点主要是巡航阶段（因此在巡航迎角下进行），因为这将对性能产生最显著的影响(c) 由于这不是一个全面的MDO解决方案，是引导和去除次优/非凸几何形状所必需的7.3. 推进推进体系结构被设想为以最大航程和/或续航力以其最佳性能7.3.1. 前进马达前向发动机对于飞行的巡航段是必不可少的。螺旋桨尺寸、螺距和电机的正确组合N. Sethi和S. 阿拉瓦特阵列14（2022）1001839���=（32）√������������������������������������������������������������见图8。 向前发动机最佳推力。在Eqs. （35）这与发动机的俯仰速度相匹配，发动机在巡航时克服阻力所需的推力下工作（方程式10）。（36），从而最大限度地提高耐力。最佳推力曲线图。8用图形解释了这种方法。我们的固定翼飞机的最初设计产生了巡航阻力，必须通过前进巡航发动机来克服。我们将保持螺旋桨螺距的可实现范围（������������������（38）），以满足我们的需求。 采用巡航RPM（巡航 转 速）（32）来计算电机KV。在方程中引入了比例因子 ������（34 ）请记住，所需的最大值（Eq.���������������������（32））与由无刷直流（BLDC）电机（37）供电的恒定螺距螺旋桨所需的推力成二次方地增加。该系数将巡航时的电机RPM缩放到巡航时和巡航时的RPM。���������������������������注意，本节中的计算和比率包括两个前进发动机的组合推力。当量（39）定义了巡航发动机选择所需推力的安全裕度，其中需要进行设计变更60���������������ℎ������������������0.0254���������������美元表3电池数据。参数值外形尺寸18650电池电压（标称）22.2 V电池容量3300 mAh电池放电3C（9.9 A）电池放电（峰值）4C（13.2 A）重量（电池）48 g表4最终电机选择。正向电机（×2）值EMAX MT3515类型BLDC 22.2 VKV额定值650 RPM/V最大功率630 W螺旋桨25.4 cm x 15.24 cm最大推力2660 g重量131克后电机（×1）值T-MOTOR MN501-S型BLDC 22.2 VKV额定值360 RPM/V最大功率1000 W螺旋桨50.8厘米x 15.24厘米最大推力5372 g重量171克7.3.2. 电池选择观察电力推进的现代趋势，锂离子电池组被证明是最好的能量密度，因为它们可以容纳比锂聚合物同行更多的安培数。锂离子电池组确实具有有限电流放电的缺点。为了在选择之前进行确认，对所有飞行段的电流消耗进行了评估，发现电流消耗足够低，可以使用锂离子电池。随后通过估计巡航飞行中的电池使用量，计算出理论飞行里程（续航里程）为107 km，巡航续航时间（续航时间������������������电池重量估计为2880克，在6S 10P配置。这里，电池容量是表3中给出的一个电池的电池容量。������������������=������������������������������������������������������������������������(40)=[]（33）������������������������===���������������������������（四十一）������=������������������（三十四）���ℎ=���������������������������������������(42)7.3.3. 后马达其中，���������������25 m闪烁（35）在悬停阶段，前向电机处理一半的推力，后向电机处理剩余的推力。它唯一的目标������������������=1������2���（三十六）就是尽可能地减少电流消耗2���在盘旋。具有较大螺旋桨尺寸、较低螺距和较低= 22.2 V（6S电池）（37）10.16 cm≤10.16 cm≤10.16 cm ≤20.32 cm（38）0.6 （ 100 mg/ kg（39）研究了在22.2 V（6S）电池组下运行的BLDC电机EMAX MT3515650 KV电机与25.4 cm（10 in.）× 15.24厘米（6英寸）螺旋桨是在电机的各种KV（RPM/电压）额定值迭代后完成的。所选电机可承受的最大负载为26 N推力- 在最大T/W为0.74的情况下飞行舒适。���������������N. Sethi和S. 阿拉瓦特阵列14（2022）10018310RPM（KV额定值）与其短路相比消耗更小的电流，因为诱导变桨速度小于具有较小长度、较高桨距和较高RPM的那些。后螺旋桨通过限制螺旋桨盘直径来最终确定，这样它就不会与机身相交，并且有足够的盘载荷来保持推力接近理论值。尺寸为50.8厘米（20英寸） 因此，螺旋桨的电动机KV范围限制在330至390 KV之间，适当的电动机来自当地市场（表4）。集体推进结果也在eCalc9上得到验证：一个付费的推进选择工具。计算结果与推导的公式吻合较好。以1.48：1的推力裕度轻松爬升，1：1：2，这与我们在第5节中的假设一致。9 https://www.ecalc.ch/。N. Sethi和S. 阿拉瓦特阵列14（2022）100183117.4. 倾斜机构倾斜机构需要在机械上稳健，以旋转并传递来自驱动系统的推力和扭矩，从而帮助在不同飞行模式之间转换。在巡航期间需要旋转90度，在三旋翼模式下在矢量偏航期间需要旋转10度。最初，选择齿轮机构而不是推杆倾斜机构是因为其在旋转期间的高效率。正齿轮的压力角选择为20度，这是一个标准值，因为它具有更强的齿质量，更高的承载能力和更长的接触长度[22]。 齿轮的传动比取为1：1。最小齿数（）使用公式计算。（43）为17，以避免干扰。为2���������2���（43）其中，���压力角8. 详细设计初步设计输出一架满足理论性能目标的可飞飞机。在这一点上，更复杂的计算流体动力学和飞机控制模拟引擎的软件被用来验证设计。8.1. CAD和预处理在FreeCAD（图9（a））。广泛使用零件设计和草图工作台见图9。 模糊比较。表5允许创建复杂的模型和几何图形。用于比较的商业工具是SolidWorks。如下图所示，FreeCAD可以捕捉大部分的几何形状，但尾部是非设计的，因为与Solidworks相比，它缺乏复杂的放样功能。9（b））。使用草图、零件和网格设计工作台对CFD模型进行三角剖分。每个零件和面使用草图升级顺序升级，使用“布尔融合”选项融合，最后，整个融合转换为网格。由于Netgen网格的处理时间冗长，因此使用了标准网格，并在CFD工具中完成了进一步的网格优化和质量改进。8.2. CFD和后处理在OpenFOAM上建立了计算流体动力学分析，以比低保真度分析更准确地计算升力和阻力。对于预处理，使用blockMesh和snappyHexMesh，参数见表5。添加了一些细化区域特别是像前缘和小翼-机翼混合区（图10）。提取边缘网格并在Blender10上进行细化以去除dou。 点和线的交点。在网格质量字典中交互调整一些参数。表5仅显示了编辑后的值。基本稳态simpleFoam求解器用于获得巡航状态下的系数。 求解器运行了500次迭代，但在200次迭代中得到了令人满意的残差收敛（图11（c））。表6总结了低保真和高保真分析之间的结果比较。 滑翔比有明显的差异，这是由于缺乏复杂的粘性阻力计算的算法，如涡格法（VLM）和升力线理论（LLT）。CFD分析输出的值为10.6，这与我们最初假设的11非常接近。10https://www.blender.org/。网格参数。参数值addLayers False前缘细化级别（1E15 8）小翼细化水平（1E15 7）前电机优化级别（1E15 7）局部细化框级别（1E15 5）implicitationSnap假mergeTolerance 1e−6最大非正交60minTwist −1e+30分钟− 1e+30minDeterminant−1minFaceWeight−1minTriangleTwist−1表6系数比较。系数XFLR5 OpenFOAMCD 0.018CL 0.477 0.4038.3. 渲染虽然渲染不是设计过程中必不可少的，但在某些商业领域是必需的。传统上，它是使用昂贵的工具和软件完成的。实际上，我们使用LuxCoreRenderer作为开源工具来做同样的事情，并将其包含在设计循环中FreeCAD的光线跟踪模块用于输出一个.lxs配置文件，并进行相应的修改。 请注意，默认的.lxs文件模板具有区域光源的预设大小和变换，用户可以更改配置文件或CAD本身。 我们的选择是选择前者，突出提供的自由 通过开源软件。给出了对默认配置的更改。最终噪声通过误差约为0.001的整个渲染在Inteli7第7代笔记本电脑CPU上完成约15分钟。用于LuxCoreRender文件的配置如图所示。 12个。���������N. Sethi和S. 阿拉瓦特阵列14（2022）10018312见图10。 Snappy Hex Mesh结果。见图11。 CFD结果。SolidWorks + PhotoView 360和FreeCAD + LuxCore之间的比较如图所示。13（a）和13（b）。如图所示，这两个软件都输出了显著的结果，但差异很小。9. 发展和一体化9.1. 无人机制造制造了一个原型机身，以验证飞机的一些性能和稳定性特性。车身是由挤塑聚苯乙烯泡沫塑料（XPS）和玻璃纤维织物通过真空辅助湿铺法制成的。配置的某些方面根据可用资源进行了更改。 机身是由热接线泡沫沿每个正交投影平面。这见图12。 LuxCore渲染配置。图十三. 渲染比较。该方法在时间方面是高度有效的，并且确保了泡沫的最小砂磨以获得最终形状（图15（a））。铝管被用来定义三直升机组件的结构，泡沫混合翼身与它集成在一起（图1）。15（d））。 对所用材料及其原理的深入分析和比较超出了本文的范围，但已在[23]中完成。无人机倾转旋翼系统是一个设计和制造高度敏感最初，齿轮传动系统的设计和打印出的ABS塑料（图14（b））。计算所需N. Sethi和S. 阿拉瓦特阵列14（2022）10018310图14. 机械子系统。理论上满足伺服力矩的要求，并在电机爆发推力下进行了台架试验。然而，在无人机的飞行测试中发现，由于振动和自动驾驶仪持续伺服以保持稳定性，该机构一直失败。经过多次反复试验，发现齿轮在该机制无法创建的3D打印机在我们的处置有足够的精度，以抵御动态力。该机制不得不被一个更昂贵的，但强大的预制倾斜伺服机构取代，如图所示。14（c）.为了自主跟踪无人机并确保与地面控制站的通信线路正常，还开发了一种天线跟踪系统（ATS）。14（a））。 ATS有两个轴（偏航和俯仰），由中密度纤维板制成。 该系统是由高扭矩伺服驱动，并可以使用发射机进行控制。表7图15. 真空湿敷制造。9.2. 子系统和集成一个定义明确的架构如图所示。16突出显示子系统之间的数据流。给出了一些组件的简要描述(a) Pixhawk 2 Cube：自动驾驶仪是执行自定义任务和在飞行过程中提供额外稳定性所必需的。它还允许UAV在过渡到巡航状态时保持水平高度。(b) 这里GPS：GPS用于在其环境中定位UAV(c) RFD 900x用于在地面系统和无人机之间建立联系。要使用Mission Planner动态规划任务，此链接是必需的。(d) 外部传感器：包括电池消除电路（BEC）和空速传感器。(e) GitUp Git2P：为任务中所需(f) Tarot T4 3D：一个3轴万向节，用于在飞行过程中安装和稳定成像传感器。(g) Nvidia Jetson Nano：机载计算机(h) TP-Link 2.4 GHzWi-Fi