文 l 张飞
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本文介绍了进行的实验设计研究，通过仔细设计和选择各个子系统并理解它们之间的相互依赖关系，最大化微型空中飞行器尺度四旋翼直升机（总重<50克）的悬停耐久性。
检查的四旋翼直升机的不同子系统包括旋翼、电机、电子速度控制器、齿轮传动系统、电池和机身结构。优化的微型空中飞行器级别的直径为110毫米，功率因数为0.67的旋翼作为车辆设计的基础。
刷电机和无刷电机系统与优化的旋翼配对，并检查其最大的系统级效率和产生所需推力的能力。采用速度控制器和最佳齿轮比的刷电机推进系统，其效率比采用速度控制器的无刷外转子电机高达35％。
锂聚合物电池在电压下降特性和可实现的耐久性与重量方面进行了比较和评估。四旋翼机身重量已最小化为总重的7.4％，相比现有尺寸相似的四旋翼直升机减少了30-50％。采用5.33：1齿轮比和650mAh电池的刷电机获得了最高的耐久性。目前，此设计实现的最长连续悬停耐久时间为31分钟。
旋翼设计优化
设计微型四旋翼的初始步骤是制定一个最佳的旋翼，以获得最大功率因数（FM）。FM是旋翼悬停效率的一种度量，表示理想悬停所需功率与实际所需功率之比。
变化叶片翼型剖面的性能结果。从这些结果中可以看出，表现最好的三种翼型剖面是NACA 6504（FM = 0.57）、Eppler-63（FM = 0.57）和6.1%弯曲板（FM = 0.59）。
这是与基准旋翼采用NACA 0012翼型剖面（FM = 0.44）相比的显著提高。这种大的性能差距可以归因于关键的翼型特性，主要是弯度和厚度-弦长比（t/c）。
NACA 0012是对称的，相对较厚，t/c = 12％，而高性能翼型剖面则较薄且有适度的弯度。这些翼型剖面的弯度分别为6％（NACA 6504）、5.3％（Eppler-63）和6.1％（弯曲板）。
最大弯度位置在三种翼型剖面的50％弦长处。这些翼型剖面的t/c分别为4％（NACA 6504）、4.3％（Eppler-63）和2.2％（弯曲板）。
从这些实验中观察到的关键趋势是，当翼型剖面的t/c降至最小结构限制时，低雷诺数旋翼效率随着翼型剖面弯度的增加而提高至6％左右。
空气动力厚度对旋翼性能的影响进一步研究了NACA翼型t/c的递增变化。所检查的厚度与弦长比分别为4％、6％、8％和12％。这个t/c范围与3％、4％、5％和6％的常数翼型一起进行比较。对于6％翼型，不同t/c的FM性能结果。
从这些结果可以看出，对于6％翼型，随着翼型t/c的减小，旋翼FM增加。10此外，在3％、5％和6％的翼型组中也观察到类似的结果。这与初步翼型实验中出现的趋势相符。这表明，优化低雷诺数旋翼的一个关键目标是尽量减小叶片厚度。
标准的四位数NACA翼型被用来进一步研究翼型弯度对旋翼性能的影响。所检查的NACA翼型弯度分别为3％、4％、5％和6％。这个范围的弯度与4％、6％、8％和12％的常数t/c一起测试。
对于4％t/c，不同弯度的FM性能结果。从这些结果中可以观察到，在厚度与弦长比相同的情况下，对于弯度在4％至6％之间的翼型，最大FM相对不变。
然而，就在这个范围的下方，即3％的弯度处，旋翼性能显著下降。这个趋势也在6％、8％和12％t/c的NACA翼型组中观察到。这些递增弯度变化测试的结果表明，4-6％范围内的弯度值可以提高微型旋翼的性能。
确定最佳旋翼叶片翼型后，接下来研究的主要参数是旋翼实心度（σ）。通过改变弦长和/或叶片数来进行实心度测试。在之前的所有测试中，旋翼都是两片叶片，c = 11.3 mm，σ = 0.17。对于这些实验，研究了以下实心度及其相应的弦长：σ = 0.14（c = 9.4 mm），σ = 0.17（c = 11.3 mm），σ = 0.23（c = 15.3 mm），σ = 0.32（c = 21.4 mm）和σ = 0.42（c = 27.6 mm）。这些实验的结果，为FM性能曲线。
从这些结果可以看出，对于两片叶片，6.1％弯度的板状旋翼，随着弦长增加，性能增加，直到21.4 mm。值得注意的是，高实心度（σ = 0.32）旋翼的最大FM性能大大提高，与基准实心度（σ = 0.17）旋翼相比。优化两片叶片，6.1％弯度的板状旋翼的弦长将最大FM从0.59提高到0.62。然而，通过增加叶片数量而不是弦长来增加实心度并没有产生显着的性能提升。
这项先前研究的关键观察是，微型旋翼的效率最受到叶片翼型弯度、厚度与弦长比（t/c）和弦长的影响。最终微型旋翼设计的性能结果。
这个微型旋翼的最高性能达到了0.67，这代表了与初始基准旋翼相比性能提高了34％。最优旋翼由碳纤维复合材料制成，具有以下参数：两片叶片，0.32推力加权实心度，75％跨度处21.4 mm弦长，0.25 mm厚度，5-10％跨度变化弯度，75％跨度处19.5°叶片俯仰角，-11.4°扭转和0.5弦长锥度比。
电机和速度控制器实验
选择了最优旋翼设计后，需要进行进一步的系统测试，以确定在电机效率方面最佳的旋翼-电机配对。
对小型（<5克）刷式和无刷电机进行了广泛的性能研究，Harrington和Kroninger已经进行了这些研究。
这些研究的主要发现总结在本节中，并被用作系统地确定微型四旋翼飞行器的最优电机的起点。一般来说，电机效率随电机质量增加而增加。
然而，在5克以上，效率的提高是微不足道的，因为质量对于本研究中讨论的微型四旋翼飞行器的应用来说是禁止的。
虽然刷式电机更轻，但它们也倾向于不那么高效。相反，无刷电机往往更高效但更重。这意味着只有很少有高效率的刷式电机和很少有足够轻的无刷电机可以考虑用于50克以下的四旋翼飞行器设计。
需要进一步研究电机效率-重量权衡，以确定无刷电机的增加效率是否足以克服额外的重量。这需要了解影响电机效率的操作条件（扭矩和转速）。
对于恒定电压，刷式电机效率受转速和施加的扭矩的影响很大。每个功率值有两个效率值，因为存在两种可能的转速和扭矩组合。曲线的“无负载侧”以低扭矩和高转速为特征，而“堵转侧”以低转速和高扭矩为特征。
SS-1.7刷式电机在高转速，低扭矩应用中最有效。此外，在Harrington和Kroninger的研究中观察到了所有刷式电机，包括SS-2.3和SS-3.3的这种特性。SS-1.7、2.3和3.3（数字代表电机平均内阻，单位为欧姆）在研究中产生了最高的刷式电机性能，因此被选为进一步优化测试的对象。
相比刷式电机，无刷电机要求不同的操作参数才能实现最大效率。虽然两种类型的电机在高速下运行最有效，但无刷电机也需要更高的扭矩才能更有效地运行。
AP03-4000无刷电机的这种特性的表示，它显示了无刷电机效率随扭矩和转速变化的情况。值得注意的是，AP03-4000的峰值效率出现在大扭矩值（1.5 mN-m）和高旋转速度（1.75×104 r/min）的情况下。
如前所述，无刷电机需要一个电子速度控制器（ESC）来交替相位电压和电流到电机绕组以旋转电机轴。这种电子相移是一个复杂的过程，会产生自己的功率使用，导致无刷电机的有效效率降低。
随着扭矩增加，速度控制器效率下降。这导致无刷电机系统的最大效率下降了10%到20%，基本上抵消了刷式电机的任何优势。
为了确认这一点，使用SS-3.3刷式电机和3A单节刷式ESC进行了实验研究。并与Harrington和Kroninger研究中的无刷电机结果进行了比较。虽然这个电机在与AP03-7000相似的条件下运行，但效率损失要小得多。
特别地，两个隔离的电机在1.5 mN-m扭矩下都以大约55%的效率运行。但是当考虑到ESC的功耗时，无刷系统的效率下降了18%，而刷式系统仅下降了5%。AP03-4000、SS-1.7和SS-2.3电机也观察到了同样的趋势。
进行了测试以确定齿轮式刷电机是否比直驱无刷电机具有更高的性能。SS-1.7、SS-2.3和SS-3.3电机在2:1到7:1的齿轮比下进行了测试，并与AP03-4000无刷电机进行了比较。在每次测试中都使用了优化的转子来产生10-20克的推力（约为40-80克四旋翼所需推力的1/4）。
例如，将SS-3.3刷电机与4:1齿轮比下的AP03-4000进行比较的结果如图下所示。这证实了齿轮式刷电机可以比无刷电机更有效地产生相同数量的推力。
耦合电机转子实验
最大化微型四旋翼飞行器的飞行耐久性需要通过动力传输系统优化优化旋翼与有刷电机的耦合。 虽然SS有刷电机显示出最高的效率和相对较小的ESC损失，但仍然不知道这将如何转化为四旋翼飞行耐久性。
SS-3.3电机推力的EPL函数。从这张图表可以看出，通常情况下，对于给定的推力，EPL随着齿轮比的增加而增加。
然而，在齿轮比达到5.33:1之后，EPL开始下降。从这个角度来看，似乎5.33的齿轮比会产生最高的飞行续航能力。然而，增加齿轮比也会逆向地降低转子相对于电机轴的转速。这导致在相同电压下推力减少。从这张图表可以看出，5.33:1的齿轮比可能无法在低电压下提供必要的推力（12克），尽管它是最有效的。
为了更好地比较各个推进系统的特性，得到了每个电机的最佳齿轮比。这些组合提供了最高的EPL，同时在3.6-4.2V下保持了超过12克的推力。这些最佳组合的EPL和推力分别在下图。
通过这些图表，更明显的是，SS-3.3是最有效的，同时仍然为给定电压提供足够的推力。SS-1.7和SS-2.3电机的效率损失超过了它们可以提供的大量过剩推力的好处。因此，选择SS-3.3电机和4:1齿轮比进行初步车辆设计迭代。
初步车辆设计迭代的初始飞行测试显示，四旋翼很快就会达到没有更多过剩推力的点。因此，在剩余的动力很少的情况下，很难保持可控性。这是由于电池电压下降所致，在下一节中将进行调查。
与其通过使用SS-1.7和SS-2.3电机来提供过剩推力而损失整体飞行续航能力，优化转子直径从90毫米增加到110毫米以改善功率负载。最终的动力传输优化测试使用更大直径的转子完成。
这涉及到在11.5°到17.5°之间迭代变化转子叶片的集体角度，并系统地测试每个角度的4:1和5.33:1齿轮比。相对于先前的优化传输（15.5°集体、4:1齿轮比、直径=90毫米），从这些实验中得出了两个最高性能结果。
从这些测试中通常观察到，较低的集体角度会增加EPL，同时降低推力/电压。特别是，从这些实验中得出结论，新的动力传输应该利用优化转子的13.5°集体角度、SS-3.3刷电机和5.33:1齿轮比来提高EPL，而不会损失推力/电压。或者，利用4:1齿轮比可以提高过剩推力/电压，而不会损失EPL。
自由飞行悬停试验
最终的四旋翼配置使用了SS-3.3电机，配有5.33:1的齿轮比，因为经过万向架测试，这被确定为可预测的最高耐用性。
T_650mAh_C和T_900mAh_R电池都进行了测试。20立方英尺的测试区域内，由人类飞行员进行了自由悬停测试。
悬停耐久性是从四旋翼起飞到它不能再连续飞行并支撑自己重量的时间。虽然万向架测试预测900mAh电池提供的耐用性最大，但在自由悬停测试中很难确认，因为这种四旋翼配置随着电池放电变得越来越难以控制。
很可能是由于增加的重量改变了系统的动力学特性，必须在控制算法中加以考虑。改进连续悬停耐久性的飞行测试是计划研究的一个领域。
结论
目前的研究集中在设计和优化MAV级四旋翼直升机，以获得最大的悬停续航时间。这是通过对每个组件进行系统测试实现的，包括电机、齿轮传动系统和电池，以及显著减轻四旋翼飞行器的机身重量。先前研究中经过空气动力学优化的微型转子的特性被应用于当前四旋翼飞行器设计中使用的直径为110 mm的新型转子。
未来的工作将集中在优化控制系统。将实施自适应增益方案，以使飞行特性在电池放电期间保持不变，从而提高受控飞行的耐久性并减少飞行员的工作量。
参考文献
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