国偷自产一区二区免费视频,美女免费视频一区,九九热线视频只有这里最精品,欧美日韩一区成人

 0  引言 

在雙碳目標的驅(qū)動下，航空領(lǐng)域越來越青睞于非傳統(tǒng)的能源和推進系統(tǒng)，包括可再生航空燃料，燃氫發(fā)動機，電池或燃料電池驅(qū)動的電推進系統(tǒng)，分布式推進和多旋翼等。其中，電動多旋翼垂直起降(eVTOL)飛行器由于飛行噪聲低、環(huán)境友好、對地面基礎(chǔ)設(shè)施依賴小等優(yōu)勢，在城市空中交通領(lǐng)域中的應(yīng)用潛力巨大。然而，當前電池的能量密度過低，制約了eVTOL飛行器續(xù)航能力和載荷的提升。此外，相對于傳統(tǒng)單旋翼直升機構(gòu)型，更小直徑的多旋翼要獲得相同的推力，需以更高的轉(zhuǎn)速旋轉(zhuǎn)，故而使得旋翼效率更低。因此，在飛行器概念設(shè)計階段，用簡單且準確的分析方法來快速評估eVTOL飛行器的續(xù)航性能，有助于研究人員和企業(yè)理解航程、重量、速度和靈活性之間此消彼長的關(guān)系，對飛行器進行優(yōu)化設(shè)計和任務(wù)規(guī)劃，進而滿足飛行時間和飛行半徑等需求。航程和航時是飛行器重要的性能參數(shù)，二者的評估需要考慮空氣動力學(xué)特性、推進系統(tǒng)和飛行器的重量。傳統(tǒng)飛機燃用液體化石燃料，應(yīng)用Breguet航程方程可為飛行器提供定性化的評估。新概念飛行器有很多新特點，如電驅(qū)動系統(tǒng)設(shè)計的一個重要因素是電池，常規(guī)電池動力運行過程中重量不變。        Hepperle等[1]和Patterson等[2]假設(shè)電池重量、放電速率和電壓在放電過程中保持不變，推導(dǎo)了電池動力電推進飛行器的基本航程方程。實際上電池電容依賴于電池放電速率，即電容-放電速率效應(yīng)。最廣泛使用的考慮電容-放電速率效應(yīng)的電池模型是Peukert方程。目前針對電動固定翼飛機的航程和航時估算，國內(nèi)外學(xué)者開展了大量研究[3-7]，考慮了真實電池放電過程的影響因素，較為準確地估算出電動飛機的航程和航時。Traub[8]研究了考慮電池電容-放電速率效應(yīng)的電池動力固定翼無人機最大平飛航程和航時時的最優(yōu)電池重量系數(shù)，發(fā)現(xiàn)電池重量系數(shù)為飛機總重的2/3時可獲得最大航時，且與電池類型無關(guān)。對多旋翼飛行器續(xù)航性能的估計大多集中于懸停航時。Hnidka等[9]采用動量葉素 (BEM)理論來計算多旋翼飛行器懸停所需要的功率，并與完全測量的電池模型結(jié)合，來估計多旋翼飛行器懸停航時。Biczyski等[10]也提出了多旋翼飛行器懸停時間的估計方法，電池采用Peukert模型，氣動阻力采用平方模型。Abdilla等[11]和Gatti等[12]推導(dǎo)了考慮電池電容-放電速率效應(yīng)的電池動力傾轉(zhuǎn)機翼無人機的懸停航時。Gatti等發(fā)現(xiàn)存在使得飛行器航時最大的最優(yōu)的電池重量或電容。針對多旋翼飛行器前飛工況，Godbole等[13]和Cieslewski等[14]將理想電池模型與阻力平方模型結(jié)合獲得了多旋翼飛行器的航程和最優(yōu)飛行速度。而同時考慮電池真實放電效應(yīng)和氣動阻力來估算多旋翼飛行器前飛工況續(xù)航性能的研究較少。Bauersfeld等[15]采用最新的BEM理論與機身阻力模型來計算多旋翼飛行器在給定速度下的氣動阻力，電池動力學(xué)采用單一時間常數(shù)模型，首次提出了適用于多種多旋翼飛行器的航時、航程和最優(yōu)飛行速度評估方法。Hwang等[16]采用動量理論來計算多旋翼無人機前飛所需要的功率，并與Peukert電池模型結(jié)合來計算飛行器的航時和最優(yōu)飛行速度。但在電動旋翼飛行器續(xù)航性能理論分析中，電池容量是一個重要影響因素。當前尚無電動多旋翼飛行器最優(yōu)電池容量分析方法，因此亟需建立相應(yīng)的方法，以便在概念設(shè)計階段進行初步優(yōu)化設(shè)計。鑒于此，本文嘗試結(jié)合動量理論和Peukert電池放電模型，建立了電動多旋翼垂直起降飛行器最優(yōu)續(xù)航性能理論分析方法，并基于某型六旋翼電動垂直起降飛行器平臺，對其最優(yōu)續(xù)航性能進行了分析。分析結(jié)果對未來電動多旋翼飛行器設(shè)計具有一定的參考意義。

 1 分析方法 

1.1 功率需求模型

多旋翼垂直起降飛行器的典型飛行工況包括懸停和平飛。不同飛行工況旋翼的需用功率可分別通過以下方法計算得到：1) 懸停需用功率懸停階段旋翼拉力用于平衡飛行器重力，因此旋翼需用功率為

   (1)

式中，W為總起飛重量，ρ為空氣密度，A為總槳盤面積，ηr為旋翼效率。2) 水平勻速前飛需用功率水平勻速前飛時旋翼需用功率為誘導(dǎo)功率和有效功率之和，

     (2)

式中，T為旋翼拉力，D是飛行器水平飛行空氣阻力，v1為誘導(dǎo)速度，U是水平飛行速度。水平勻速前飛時，所有作用在飛行器上的力達到平衡，因此旋翼拉力

    (3)

阻力D可以表示為     (4)

Cd是阻力系數(shù)，S是前視投影面積。根據(jù)動量理論[17]，水平勻速前飛時的誘導(dǎo)速度v1為  (5)

式中，θ為飛行器機身俯仰角，通過下式計算得到    (6)

式(5)雖然有解析解，但一般采用迭代方法求解。旋翼需用功率由電機提供，根據(jù)電機運行效率ηm，可得到電機需求功率為