分布式電推進(jìn)無人機(jī)總體參數(shù)設(shè)計方法研究

馬一元, 張煒,3, 張星雨,3, 張曉斌, 馬躍龍, 郭占鵬

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072; 2.西北工業(yè)大學(xué) 自動化學(xué)院, 陜西 西安 710129;3.西北工業(yè)大學(xué) 飛機(jī)電推進(jìn)技術(shù)工業(yè)和信息化部重點實驗室, 陜西 西安 710072)

為滿足NASA和歐盟對未來航空提出的嚴(yán)格的可持續(xù)性發(fā)展目標(biāo)[1],電推進(jìn)飛機(jī)因不產(chǎn)生污染物、噪聲低、幾乎不會對環(huán)境產(chǎn)生影響等優(yōu)點得到了廣泛研究,成為未來飛行器的重要發(fā)展方向之一[2]。相比傳統(tǒng)內(nèi)燃機(jī),電動機(jī)具有功重比高、響應(yīng)速度快以及與尺度無關(guān)等優(yōu)點,采用多個小型電動機(jī)替代傳統(tǒng)大型發(fā)動機(jī)的分布式電推進(jìn)動力系統(tǒng)能夠在氣動和推進(jìn)效率方面獲得額外收益[3]。

近年來,分布式電推進(jìn)動力技術(shù)得到了廣泛研究[1],許多新穎的分布式電推進(jìn)飛行器概念被相繼提出和研究[4],如正在被NASA資助的分布式電推進(jìn)翼身融合(blended wing body,BWB)布局客機(jī)研究項目[3]和分布式電推進(jìn)飛機(jī)動態(tài)縮比技術(shù)探索項目[5]等。由于分布式電推進(jìn)動力系統(tǒng)的設(shè)備較多且存在氣動/推進(jìn)耦合效應(yīng),在概念設(shè)計階段應(yīng)將分布式電推進(jìn)動力系統(tǒng)對氣動和推進(jìn)效率的影響進(jìn)行考慮[6]。因此,分布式電推進(jìn)飛機(jī)的概念設(shè)計特別是總體參數(shù)設(shè)計方法與常規(guī)飛行器存在差別[7],而目前的電動飛機(jī)總體設(shè)計方法多針對常規(guī)構(gòu)型和傳統(tǒng)動力形式[8-9],沒有考慮推進(jìn)系統(tǒng)與飛機(jī)的氣動/推進(jìn)耦合效應(yīng)。此外,由于分布式電推進(jìn)無人機(jī)動力系統(tǒng)中的設(shè)備較多且能源供給線路復(fù)雜,傳統(tǒng)基于統(tǒng)計數(shù)據(jù)的飛行器動力系統(tǒng)質(zhì)量和能源的估算方法難以適應(yīng)分布式電推進(jìn)無人機(jī)設(shè)計[10]。

綜上所述,本文建立了考慮氣動/推進(jìn)耦合特性的分布式電推進(jìn)無人機(jī)總體參數(shù)設(shè)計方法,并以一架分布式電推進(jìn)短距起降(short take-off and landing,STOL)無人機(jī)為設(shè)計算例,分析設(shè)計參數(shù)對起飛質(zhì)量和續(xù)航性能的影響。最后,通過原理樣機(jī)的飛行實驗對設(shè)計方法的有效性進(jìn)行驗證。

1 總體參數(shù)設(shè)計方法

1.1 升阻特性

分布式電推進(jìn)飛機(jī)的動力系統(tǒng)與機(jī)體高度集成,動力對氣動性能的影響不可忽略。分布式電推進(jìn)飛機(jī)在飛行中的升力系數(shù)可以表示為無推力時機(jī)體的升力系數(shù)和氣動/推進(jìn)耦合特性導(dǎo)致的升力系數(shù)增量

CL=CLairframe+ΔCLDEP

(1)

式中:CL為分布式電推進(jìn)飛機(jī)的升力系數(shù);CLairframe為無推力時飛機(jī)機(jī)體的升力系數(shù);ΔCLDEP為氣動/推進(jìn)耦合特性導(dǎo)致的升力系數(shù)增量,與推進(jìn)器的推力大小、安裝方式和機(jī)翼的形狀參數(shù)有關(guān)。

同理,阻力系數(shù)可以表示為

CD=CD0+ΔCD0,DEP+CDi+ΔCDi,DEP

(2)

1.2 推重比和翼載

1) 巡航速度約束

分布式電推進(jìn)無人機(jī)定常直線飛行時的受力分解如圖1所示。由于推進(jìn)器相對機(jī)翼以及機(jī)翼相對機(jī)身軸線往往并不平行,在此通過ωDP描述推進(jìn)器相對機(jī)身軸線的安裝角。

無人機(jī)分別沿氣流坐標(biāo)系的X軸和Z軸方向的受力平衡公式為

(3)

(4)

式中:T為無人機(jī)的推力;ωDP為推進(jìn)器相對機(jī)身軸線的安裝角;VX為無人機(jī)沿氣流坐標(biāo)系X軸方向的運(yùn)動速度;VZ為無人機(jī)沿氣流坐標(biāo)系Z軸方向的運(yùn)動速度;γ為無人機(jī)的航跡角。

假設(shè)無人機(jī)的巡航飛行狀態(tài)為定常勻速直線平飛,則沿X軸的受力平衡公式可進(jìn)一步表示為

(5)

(5)式左側(cè)的T/W即為分布式電推進(jìn)無人機(jī)巡航狀態(tài)的推重比。進(jìn)一步地,將1.2.1節(jié)的升阻力系數(shù)分解公式代入沿X軸和Z軸的受力平衡公式,得

(6)

(7)

式中,q∞為來流動壓。

2) 爬升率約束

爬升率作為飛行性能約束之一會對無人機(jī)的推重比和翼載產(chǎn)生影響,爬升率與航跡角的關(guān)系為

(8)

式中:c為無人機(jī)的爬升率;V為無人機(jī)的飛行速度。

將爬升率公式代入(3)式和(4)式中可得無人機(jī)的推重比和翼載為

(9)

(10)

3) 起飛距離約束

分布式電推進(jìn)無人機(jī)起飛滑跑狀態(tài)沿X軸方向的受力平衡公式為

TcosωDP-Daero-Df=ma

(11)

式中:Daero為氣動阻力;Df為地面摩擦阻力;a為無人機(jī)沿X軸方向的加速度。

(11)式可進(jìn)一步寫為

(12)

式中:VTO為無人機(jī)的起飛速度;LTO為無人機(jī)的起飛滑跑距離;μ為地面摩擦阻力系數(shù);CL,TO和CD,TO分別為起飛構(gòu)型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)。

無人機(jī)的起飛速度可以表示為翼載的函數(shù)

(13)

則分布式電推進(jìn)無人機(jī)的推重比可以表示為

(14)

4) 失速速度約束

由無人機(jī)水平飛行時升力等于飛機(jī)的質(zhì)量可以得到翼載表達(dá)式

(15)

式中：Vs為無人機(jī)的失速速度;CL,max為無人機(jī)的最大升力系數(shù)。

1.3 起飛質(zhì)量分析

分布式電推進(jìn)無人機(jī)的起飛質(zhì)量為

mTO=me,E+mprop+mbat+mpay

(16)

式中:me,E為不包含發(fā)動機(jī)的空機(jī)質(zhì)量;mprop為動力系統(tǒng)質(zhì)量;mbat為電池組質(zhì)量;mpay為有效載荷質(zhì)量。

1) 空機(jī)質(zhì)量(不包括發(fā)動機(jī))

基于文獻(xiàn)[11]中對20～1 000 kg的部分無人機(jī)空機(jī)質(zhì)量的統(tǒng)計回歸模型,可以得到不包含發(fā)動機(jī)的固定翼無人機(jī)空機(jī)質(zhì)量估算公式為

(17)

式中:mTO,des為無人機(jī)的設(shè)計起飛質(zhì)量;meng為常規(guī)無人機(jī)的動力系統(tǒng)質(zhì)量,在初步設(shè)計階段可以采用同級別無人機(jī)的發(fā)動機(jī)質(zhì)量系數(shù)統(tǒng)計數(shù)據(jù)。

2) 動力系統(tǒng)質(zhì)量

分布式電推進(jìn)無人機(jī)的動力系統(tǒng)由電機(jī)、電子調(diào)速器和供電線組成,此外還應(yīng)考慮電機(jī)和電子調(diào)速器的安裝集成質(zhì)量。

mprop=mmotors+mESCs+minte+mPW

(18)

式中:mmotors為電機(jī)總質(zhì)量;mESCs為電子調(diào)速器總質(zhì)量;minte為電機(jī)和電子調(diào)速器的安裝集成質(zhì)量;mPW為供電線質(zhì)量。

以全機(jī)最大需用功率為輸入值,則電機(jī)質(zhì)量可表示為

(19)

mmotors=nmotors·mmotor

(20)

同理,電子調(diào)速器質(zhì)量可表示為

(21)

mESCs=nmotors·mESC

(22)

分布式電推進(jìn)動力系統(tǒng)的集成質(zhì)量包括電機(jī)和電子調(diào)速器的附件質(zhì)量、安裝支座質(zhì)量、信號線以及整流罩等部件的質(zhì)量。

minte=0.30·mmotors

(23)

式中,minte為動力系統(tǒng)的集成質(zhì)量。

分布式電推進(jìn)無人機(jī)的推進(jìn)器較多且分散布置,因此供電線質(zhì)量需單獨建模。分布式電推進(jìn)無人機(jī)動力系統(tǒng)的供電線質(zhì)量可以表示為

mPW=ρPWLPWSPW

(24)

式中:ρPW為供電線材料的密度;LPW為供電線的總長度;SPW為供電線的截面積,與供電線材料和截面電流的大小相關(guān),可以表示為

(25)

式中:IPW為供電線截面電流;κ為導(dǎo)線安全載流量,鋁導(dǎo)線κ=3～5 A/mm2,銅導(dǎo)線κ=5～8 A/mm2。

3) 電池質(zhì)量

電推進(jìn)無人機(jī)的電池質(zhì)量是總需用電能和電池能量密度的函數(shù)

(26)

(27)

分布式電推進(jìn)無人機(jī)的總需用電能包括飛行(動力)需用電能、航電設(shè)備需用電能、載荷需用電能和電池安全余量電能,此外,還需考慮供電線路的電能損耗

Eoverall=Eflight+EA&P+Eloss

(28)

式中:Eflight為飛行需用電能;EA&P為航電設(shè)備和有效載荷的需用電能;Eloss為供電線路中的電能損耗量。

飛行需用電能可以表示為

(29)

式中:t為飛行時間;η為供電系統(tǒng)的傳輸效率,可以表示為：

η=ηbat·ηESC·ηmotor·ηDF

(30)

式中:ηbat為電池效率;ηESC為電子調(diào)速器效率;ηmotor為電機(jī)效率;ηDF為涵道風(fēng)扇效率。

航電設(shè)備需用電能包括飛控系統(tǒng)和伺服舵機(jī)等設(shè)備的需用電能,可以表示為

EA&P=(Pavion+Ppay)t

(31)

式中:Pavion為航電設(shè)備的額定功率;Ppay為有效載荷的額定功率。

目前無人機(jī)高電壓電機(jī)產(chǎn)品較少,因此動力系統(tǒng)的供電線中的電流較大,供電線中的電能損耗是不可忽略的,電能損耗量可以表示為

(32)

式中,σR為供電線的電阻率,與供電線的材料有關(guān)。

4) 有效載荷質(zhì)量

無人機(jī)的有效載荷包括光電或紅外攝像機(jī)、雷達(dá)、激光測距儀等,其質(zhì)量為給定值。

1.4 續(xù)航性能分析方法

現(xiàn)階段,電推進(jìn)飛機(jī)的續(xù)航性能是最受關(guān)注的性能指標(biāo)。電推進(jìn)無人機(jī)的航程可以表示為

R=V∞tcruise

(33)

式中：R為電推進(jìn)無人機(jī)的航程;V∞為無人機(jī)的巡航飛行速度;tcruise為無人機(jī)的巡航飛行時間,可以近似認(rèn)為電推進(jìn)無人機(jī)的巡航飛行時間等于電池組電能耗盡的時間

(34)

式中,Pbat為電池組提供的功率,無人機(jī)的飛行需用功率與電池組提供的功率之間的關(guān)系為

Preq=Pbatη

(35)

圖2 分布式電推進(jìn)無人機(jī)總體參數(shù)設(shè)計流程

電推進(jìn)無人機(jī)的飛行需用功率可進(jìn)一步寫為

(36)

將上述公式代入(33)式得電推進(jìn)無人機(jī)的航程為

(37)

從(37)式可以看出,當(dāng)η(L/D)取得最大值時,電推進(jìn)無人機(jī)的航程最遠(yuǎn)。

電推進(jìn)無人機(jī)的航時可以表示為

(38)

本節(jié)中的空機(jī)質(zhì)量估算模型是基于多型無人機(jī)質(zhì)量數(shù)據(jù)的統(tǒng)計回歸模型[11]。Finger等人[12]證明此模型適用于電推進(jìn)VTOL無人機(jī)。電機(jī)和電子調(diào)速器的質(zhì)量由功重比參數(shù)決定,如果功重比參數(shù)準(zhǔn)確,電機(jī)和電子調(diào)速器的質(zhì)量是可以準(zhǔn)確估算的。

電池質(zhì)量由電池能量密度和需用電能決定,本文將需用電能分為飛行、載荷、航電和供電線損耗分別進(jìn)行建模。

綜上,本節(jié)建立的設(shè)計模型對分布式電推進(jìn)無人機(jī)是有效和可信的,并將在后文的設(shè)計算例中進(jìn)一步驗證。

分布式電推進(jìn)無人機(jī)的總體設(shè)計流程如圖2所示。

2 總體方案設(shè)計

2.1 設(shè)計目標(biāo)

研發(fā)一架分布式電推進(jìn)STOL無人機(jī)作為分布式電推進(jìn)技術(shù)的探索和演示驗證平臺。具體要求為:起飛質(zhì)量40 kg,巡航速度25 m/s,起飛滑跑距離小于20 m,續(xù)航時間大于15 min,失速速度小于18 m/s。

2.2 概念設(shè)計

設(shè)計了常規(guī)、串列翼、盒式翼和飛翼布局形式,分別從可實現(xiàn)性、研發(fā)成本、短距起降性能等方面進(jìn)行評估。串列翼布局在各方面無短板且在短距起降性能方面具有明顯優(yōu)勢。

分布式電推進(jìn)無人機(jī)通過機(jī)翼結(jié)構(gòu)傳遞推力載荷,因此需要加強(qiáng)機(jī)翼結(jié)構(gòu)。雙機(jī)身布局能夠減小機(jī)翼彎矩,降低機(jī)翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量,并且便于有效載荷和機(jī)載設(shè)備的布置,有利于布置眾多的電池組和機(jī)載設(shè)備,但是雙機(jī)身布局也會增加干擾阻力[13]。權(quán)衡后決定采用雙機(jī)身串列翼布局形式,構(gòu)型設(shè)計演化過程如圖3所示。

采用24個電動涵道風(fēng)扇作為推進(jìn)器,為方便控制推力換向,以6個推進(jìn)器為1組集中控制。推進(jìn)器通過支座安裝在機(jī)翼的可偏轉(zhuǎn)后緣襟翼上,短距起降構(gòu)型如圖4所示。

圖3 構(gòu)型設(shè)計過程 圖4 短距起降狀態(tài)構(gòu)型

2.3 總體參數(shù)設(shè)計

采用本文建立的分布式電推進(jìn)無人機(jī)推重比和翼載估算方法進(jìn)行計算。爬升率約束為5 m/s,升阻力數(shù)據(jù)參考文獻(xiàn)[14-15],聯(lián)立推重比和翼載計算公式迭代計算直至收斂,計算結(jié)果如表1所示。

表1 推重比和翼載計算結(jié)果

綜上,推重比取最大值1.064 4,翼載取最小值18.6 kg/m2。

采用所建立的分布式電推進(jìn)無人機(jī)起飛質(zhì)量估算方法進(jìn)行分析,各參數(shù)取值如表2所示。

表2 參數(shù)取值

分布式電推進(jìn)無人機(jī)的供電線質(zhì)量及其電能損耗與無人機(jī)幾何尺寸相關(guān)。但在初期設(shè)計階段尚無法得到幾何尺寸。因此,參考同級別無人機(jī)的幾何參數(shù)作為初始設(shè)計輸入,得到幾何參數(shù)后再進(jìn)行迭代計算直至收斂。參考其他相似無人機(jī)[18]以及課題組之前研發(fā)的同級別電動無人機(jī),初步取翼展為5 m,機(jī)身長度為2.5 m。

此分布式電推進(jìn)STOL無人機(jī)的起飛質(zhì)量計算結(jié)果為:

表3 起飛質(zhì)量計算結(jié)果

短距起降階段需用電能:假設(shè)推進(jìn)器均工作于最大功率狀態(tài),起降共耗時60 s。起飛質(zhì)量計算結(jié)果為38.51 kg,與設(shè)計值的相對誤差為3.73%,在誤差允許范圍內(nèi),因此不需要進(jìn)一步迭代。

2.4 續(xù)航性能分析

不同飛行高度和速度約束下的續(xù)航性能曲線如圖7所示。由于電動機(jī)功率不隨飛行高度變化[3],在此無人機(jī)運(yùn)行的低空范圍內(nèi),飛行高度對續(xù)航性能的影響不是十分顯著。由圖中標(biāo)出的設(shè)計點可以看出,此無人機(jī)的續(xù)航性能滿足設(shè)計要求。

圖5 續(xù)航性能曲線

3 設(shè)計參數(shù)影響研究

為了探索分布式電推進(jìn)無人機(jī)的設(shè)計規(guī)律以及為設(shè)計方案的改進(jìn)提供參考,以分布式電推進(jìn)STOL無人機(jī)為算例進(jìn)行設(shè)計參數(shù)的影響研究。

3.1 單參數(shù)影響研究

基于本文建立的總體參數(shù)設(shè)計模型,通過求解無人機(jī)性能(因變量)對各設(shè)計參數(shù)(輸入量)的偏導(dǎo)數(shù)研究各設(shè)計參數(shù)對無人機(jī)性能的影響程度,計算結(jié)果如圖6和圖7所示。涵道風(fēng)扇效率、電機(jī)功率系數(shù)、電子調(diào)速器功率系數(shù)和供電線電阻率對此無人機(jī)的起飛質(zhì)量和續(xù)航時間的影響較為顯著。

圖6 設(shè)計參數(shù)對起飛質(zhì)量的影響程度

圖7 設(shè)計參數(shù)對續(xù)航時間的影響程度

由圖8可知當(dāng)起飛滑跑距離在15 m內(nèi)時,起飛質(zhì)量和推重比隨起飛滑跑距離的增加而顯著降低,當(dāng)起飛滑跑距離大于25 m后,起飛質(zhì)量和推重比隨起飛滑跑距離的變化將不再顯著,由此可知此算例將起飛滑跑距離取為20 m是合理的。

如圖9所示,當(dāng)電池能量密度超過400 Wh/kg后,起飛質(zhì)量和續(xù)航時間隨電池能量密度的變化將不再顯著。現(xiàn)階段的鋰電池貨架產(chǎn)品的能量密度僅為130 Wh/kg,仍有很大的提升空間。因此,鋰電池技術(shù)的研究和發(fā)展仍應(yīng)是現(xiàn)階段分布式電推進(jìn)無人機(jī)研究的重點領(lǐng)域之一。

在本文的總體設(shè)計方法中,升阻比通過影響電池質(zhì)量間接影響無人機(jī)的起飛質(zhì)量,但其直接影響續(xù)航時間,這導(dǎo)致二者受升阻比的影響程度以及變化關(guān)系不同。從圖10可以看出升阻比對續(xù)航時間的影響是十分顯著的,若升阻比從10提升至18,起飛質(zhì)量將降低4.3%,而續(xù)航時間能夠提升約80%。

圖8 起飛滑跑距離對推重比和起飛質(zhì)量的影響 圖9 電池能量密度對起飛質(zhì)量和續(xù)航時間的影響 圖10 升阻比對起飛質(zhì)量和續(xù)航時間的影響

圖11 涵道風(fēng)扇效率對起飛質(zhì)量和續(xù)航時間的影響 圖12 電機(jī)功率系數(shù)對起飛質(zhì)量和續(xù)航時間的影響 圖13 電子調(diào)速器功率系數(shù)對起飛質(zhì)量和續(xù)航時間的影響

由圖11至12可以看出,電機(jī)功率系數(shù)對起飛質(zhì)量和續(xù)航時間的影響程度大于電子調(diào)速器功率系數(shù),這與圖6至7的結(jié)果相符,主要由于此無人機(jī)的電機(jī)部分的質(zhì)量占比明顯高于電子調(diào)速器部分的質(zhì)量占比,因此電機(jī)功率系數(shù)會更大程度地影響無人機(jī)的起飛質(zhì)量和續(xù)航時間。

3.2 多參數(shù)影響研究

假定3個科技水平階段,分別為當(dāng)前Ⅰ、近期Ⅱ和遠(yuǎn)期Ⅲ。通過參考文獻(xiàn)[16-17,19]對Ⅱ、Ⅲ階段的設(shè)計參數(shù)估值。然后計算此分布式電推進(jìn)無人機(jī)的起飛質(zhì)量和續(xù)航性能隨多參數(shù)交互影響的變化情況。

由圖14至15可以看出,無人機(jī)的起飛質(zhì)量隨科技水平從第I階段發(fā)展至第II階段的過程中的下降最為顯著,隨后下降速度減緩。當(dāng)科技水平發(fā)展至第Ⅲ階段時,無人機(jī)的起飛質(zhì)量將下降21%。無人機(jī)的續(xù)航性能在整個過程中均顯著增加,增幅沒有明顯變化。預(yù)期無人機(jī)的續(xù)航性能到第Ⅲ階段能夠提高超過3倍(保持起飛質(zhì)量不變)。因此,隨著科技水平進(jìn)步,分布式電推進(jìn)無人機(jī)的性能將會顯著提高。

表4 質(zhì)量數(shù)據(jù)對比

圖14 多參數(shù)變化對起飛質(zhì)量的影響

圖15 多參數(shù)變化對續(xù)航時間的影響

4 設(shè)計結(jié)果與飛行實驗

基于設(shè)計結(jié)果進(jìn)行結(jié)構(gòu)詳細(xì)設(shè)計,采用碳纖維復(fù)合材料制作機(jī)體結(jié)構(gòu)。原理樣機(jī)的質(zhì)量與總體設(shè)計得到的質(zhì)量非常接近,如表5所示。圖18為此無人機(jī)巡航飛行狀態(tài)的照片。

表5 質(zhì)量數(shù)據(jù)對比

圖16 巡航飛行照片

從目前的飛行數(shù)據(jù)中可以初步提取出此無人機(jī)的部分性能數(shù)據(jù),結(jié)果如表6所示。

表6 飛行實驗數(shù)據(jù)

通過飛行實驗證明采用本文設(shè)計方法設(shè)計的分布式電推進(jìn)無人機(jī)能夠順利完成各個飛行過程并具有良好的操縱性和穩(wěn)定性,由表6可知目前所得到的此無人機(jī)飛行性能數(shù)據(jù)均滿足設(shè)計指標(biāo),初步驗證了設(shè)計方法的可行性。由于設(shè)計方法中的氣動特性模塊引入了估算誤差,并且此原理樣機(jī)采用的貨架產(chǎn)品的實際性能與標(biāo)稱性能也存在一定的誤差,因此實際飛行的續(xù)航時間和飛行狀態(tài)與設(shè)計結(jié)果存在一些偏差。這對于初步設(shè)計結(jié)果而言是可以接受的,目前正對此無人機(jī)進(jìn)行詳細(xì)氣動分析和設(shè)備測試,后續(xù)將迭代優(yōu)化提高此無人機(jī)的飛行性能。

5 結(jié) 論

本文建立了分布式電推進(jìn)無人機(jī)總體參數(shù)設(shè)計方法。對一架分布式電推進(jìn)STOL無人機(jī)算例進(jìn)行了設(shè)計并對設(shè)計參數(shù)對起飛質(zhì)量和續(xù)航性能的影響進(jìn)行了分析,最后基于設(shè)計結(jié)果完成了原理樣機(jī)的制作和飛行實驗,初步驗證了設(shè)計方法的有效性。

1) 動力系統(tǒng)是分布式電推進(jìn)無人機(jī)的設(shè)計重點,本文分布式電推進(jìn)STOL無人機(jī)算例的動力系統(tǒng)質(zhì)量在起飛質(zhì)量中的占比超過20%。

2) 分布式電推進(jìn)動力系統(tǒng)設(shè)計參數(shù)中的涵道風(fēng)扇效率、電機(jī)功率系數(shù)、電子調(diào)速器功率系數(shù)和供電線電阻率是影響分布式電推進(jìn)STOL無人機(jī)性能最為顯著的設(shè)計參數(shù)。

3) 分布式電推進(jìn)STOL無人機(jī)的推重比和起飛質(zhì)量與起飛滑跑距離約束為指數(shù)關(guān)系。當(dāng)起飛滑跑距離大于25 m時,起飛質(zhì)量和推重比隨起飛滑跑距離的變化將不再明顯。類似的,起飛質(zhì)量與電池能量密度和升阻比為指數(shù)變化關(guān)系,而與涵道風(fēng)扇效率、電機(jī)和電子調(diào)速器功率系數(shù)為線性變化關(guān)系。

4) 通過多參數(shù)交互影響研究,隨著各電氣設(shè)備技術(shù)水平的提升,分布式電推進(jìn)無人機(jī)的起飛質(zhì)量有望降低20%以上,續(xù)航性能有望提升3倍以上。