本發(fā)明涉及電力巡檢無人機、旋翼設計等，尤其涉及一種共軸雙旋翼高原載重無人機旋翼設計參數(shù)的確定方法。

背景技術：

1、目前常規(guī)直升機旋翼外形優(yōu)化設計主要基于動量葉素理論和升力線方法進行旋翼負扭分布、弦長分布及翼型分布方面的理論設計，通過理論公式得到預期的旋翼旋翼氣動性能，后經(jīng)風洞試驗驗證旋翼的性能參數(shù)。上述理論方法能快速預估旋翼設計性能，但對日益復雜的三維旋翼氣動性能預估精度不足，且無法考慮傾轉多旋翼機復雜的氣動干擾現(xiàn)象，導致理論設計的傾轉旋翼性能往往與實際氣動性能差距較大。

2、現(xiàn)有技術中，通過得到準確的旋翼綜合性能設計評價指標，進而得到更為接近實際氣動性能的目標旋翼，由于綜合性能指標通?；诜€(wěn)態(tài)條件設定，而旋翼在高原環(huán)境中，空氣密度降低，容易對旋翼的拉力以及能耗產(chǎn)生影響，因此在穩(wěn)態(tài)條件下對旋翼進行參數(shù)優(yōu)化設計，并不能解決旋翼在高原環(huán)境中拉力減小以及能耗增加的問題。

3、共軸雙旋翼存在氣動干擾問題。由于上下旋翼反向旋轉，其尾跡渦系的相互耦合會導致誘導速度場的復雜疊加，進而引發(fā)升力分布的非對稱性與能量損耗。具體而言，上旋翼產(chǎn)生的下洗氣流會直接影響下旋翼的入流條件，導致下旋翼槳葉局部攻角發(fā)生動態(tài)變化，從而降低氣動效率并增加功率消耗。此外，高原低密度空氣會削弱旋翼的升力生成能力，同時加劇渦核的擴散與耗散，使得上下旋翼間的氣動干擾效應進一步放大，表現(xiàn)為更強的振動噪聲與動態(tài)失速風險。這種干擾不僅影響無人機的懸停穩(wěn)定性與續(xù)航能力，還會在高海拔強紊流條件下加劇飛行姿態(tài)控制的難度。因此，優(yōu)化共軸雙旋翼的相位差角與外形參數(shù)，抑制氣動干擾對升力與能耗的負面影響，是提升高原環(huán)境下無人機飛行性能的關鍵。

4、因此，提供一種實現(xiàn)旋翼在高原環(huán)境中，空氣密度降低對旋翼的拉力以及能耗產(chǎn)生影響的基于高原環(huán)境的旋翼設計參數(shù)的確定方法，解決常規(guī)旋翼設計方法在穩(wěn)態(tài)條件下對旋翼進行參數(shù)優(yōu)化設計，在高原環(huán)境中，空氣密度降低，容易對旋翼的拉力以及能耗產(chǎn)生影響，是本領域技術人員亟需解決的問題。

5、此外，當前，電力巡檢無人機在高海拔、多山及復雜氣象環(huán)境下的作業(yè)需求日益增加，尤其是在高原地區(qū)的高壓輸電線路巡檢任務中，無人機需在低氣壓、低氣溫及強紊流條件下保持穩(wěn)定的飛行性能與操控精度。然而，傳統(tǒng)旋翼設計方法多基于標準大氣環(huán)境參數(shù)，未充分考慮高原低密度空氣對旋翼氣動效率的顯著影響，導致無人機在低雷諾數(shù)流場中升力不足、能耗驟增，續(xù)航能力大幅下降。此外，現(xiàn)有旋翼優(yōu)化技術多針對平原環(huán)境下的穩(wěn)態(tài)氣動性能，缺乏對高原瞬態(tài)氣流擾動（如側風突變、近地渦環(huán)效應）的主動適配能力，使得無人機在貼近電力設施飛行時易發(fā)生姿態(tài)失穩(wěn)，甚至引發(fā)巡檢任務中斷。因此，亟需一種融合高原環(huán)境動態(tài)參數(shù)與多學科優(yōu)化目標的旋翼設計方法，以提升無人機在極端氣候與復雜空域下的作業(yè)可靠性及任務適應性。

技術實現(xiàn)思路

1、為解決上述技術問題，本發(fā)明提供了一種共軸雙旋翼高原載重無人機旋翼設計參數(shù)的確定方法，首先通過獲取高原環(huán)境的溫度、濕度、振動環(huán)境應力和海拔高度，量化不同海拔條件下的環(huán)境參數(shù)，引入高原環(huán)境參數(shù)對旋翼進行優(yōu)化設計，可以提升旋翼在高海拔地區(qū)的性能，使旋翼更好地適應高海拔、低氣壓和低氣溫的環(huán)境（尤其適用于電力巡檢無人機在高原山區(qū)、高壓輸電線走廊等復雜空域下的穩(wěn)定飛行需求），確保旋翼在高海拔地區(qū)的穩(wěn)定運行（保障無人機在強側風、低密度流場中貼近電力設施作業(yè)時的姿態(tài)控制精度與安全性），通過不同的優(yōu)化參數(shù)對旋翼設計進行優(yōu)化，可顯著提高升阻比，降低氣動阻力，從而提升懸停效率、前飛效率及整體飛行性能（滿足電力巡檢任務中長航時懸停觀測、快速前飛轉場及突發(fā)工況下的機動響應需求），增強飛行穩(wěn)定性和響應靈敏度（為無人機在高壓電磁干擾環(huán)境或狹窄巡檢通道內提供抗擾能力與精準操控性）。

2、并在獲得通用的旋翼優(yōu)化設計方案的基礎上，針對共軸雙旋翼高原載重無人機旋翼優(yōu)化的實際需求，考慮共軸雙旋翼上下旋翼間的氣動耦合效應與環(huán)境適應性，將上下旋翼槳葉的相位差角作為變量，以最小化由氣動干擾導致的升力損失為目標，通過多目標優(yōu)化算法生成旋翼設計參數(shù)。

3、本發(fā)明具體采用以下技術方案：

4、一種共軸雙旋翼高原載重無人機旋翼設計參數(shù)的確定方法，包括以下步驟：

5、基于飛行器參數(shù)確定原始旋翼的幾何與氣動參數(shù)范圍，生成基礎旋翼參數(shù)；

6、通過升力-扭矩動力學方程與自由尾跡模型結合，模擬低密度流場下的氣動載荷分布，所述氣動載荷分布作為旋翼外形約束設計的輸入數(shù)據(jù)；

7、獲取高原環(huán)境的溫度、濕度和海拔高度，構建動態(tài)模型量化不同海拔條件下的空氣密度與氣動載荷的非線性關聯(lián)，用于修正旋翼外形約束設計中的氣動外形參數(shù)映射規(guī)則；通過牛頓迭代法計算海拔高度對氣動載荷分布的影響規(guī)律以及目標拉力下的旋翼消耗功率，所述影響規(guī)律和消耗功率作為多目標優(yōu)化的輸入?yún)?shù)；

8、在基礎旋翼參數(shù)的基礎上，進行旋翼外形約束設計：將高原環(huán)境參數(shù)映射至所述基礎旋翼參數(shù)中的旋翼扭轉角、弦長分布及翼型剖面參數(shù)，結合時間譜方法與多重網(wǎng)格方法分析瞬態(tài)氣動響應；根據(jù)瞬態(tài)氣動響應結果定義綜合優(yōu)化目標函數(shù)；

9、進行多目標優(yōu)化：基于所述綜合優(yōu)化目標函數(shù)，通過多目標優(yōu)化算法生成高原環(huán)境適配的旋翼設計參數(shù)。

10、其中，生成基礎旋翼參數(shù)既提供初始設計基準，又約束高原環(huán)境下的動態(tài)調整范圍。其定義了優(yōu)化的初始設計空間與約束條件，確保后續(xù)步驟在合理范圍內動態(tài)調整參數(shù)。

11、氣動載荷分布通過動態(tài)數(shù)據(jù)綁定氣動性能與結構參數(shù)，確保優(yōu)化結果符合高原低密度流場的實際需求，后續(xù)旋翼扭轉角、弦長分布及翼型剖面參數(shù)的優(yōu)化結合旋翼參數(shù)本身以及氣動載荷分布中的升力分布、壓力分布、扭矩分布等。

12、所述影響規(guī)律是牛頓迭代法求解結果的表征，包括動力隨海拔的變化規(guī)律；在多目標優(yōu)化中用于修正氣動效率項當中的fs/fρ部分。

13、進一步地，所述生成基礎旋翼參數(shù)包括：

14、基于飛行器類型及任務剖面確定旋翼半徑、弦長分布、翼型系列及槳葉片數(shù)；

15、對前掠、后掠、下反特征點的設計參數(shù)進行參數(shù)化，生成幾何敏感空間；

16、在所述幾何敏感空間內選取參數(shù)組合，構建基礎槳型。

17、進一步地，所述自由尾跡模型通過黏性渦粒子算法離散槳尖渦，并采用粘性渦核經(jīng)驗模型描述渦的畸變與耗散；所述渦粒子根據(jù)旋翼轉速和槳距角初始化，并通過拉格朗日方法跟蹤尾跡運動軌跡；

18、所述自由尾跡模型的構建包括：

19、基于不可壓縮navier-stokes方程的渦量-速度形式，將流場中的渦結構離散化為攜帶渦量、位置和強度信息的黏性渦粒子；

20、結合升力面理論計算旋翼表面的附著渦環(huán)量，并根據(jù)旋翼運動實時釋放新生渦粒子，模擬槳尖渦和尾跡渦的生成過程；

21、將槳尖渦與尾跡渦的生成過程進行耦合，輸出自由尾跡模型。

22、進一步地，所述動態(tài)模型基于非定常navier-stokes方程和自由渦理論構建，輸入旋翼氣動載荷后，輸出高原低密度空氣對氣動載荷的拉力衰減及功率消耗影響規(guī)律；所述牛頓迭代法的收斂條件為轉速變化閾值?，其中n為旋翼轉速，m為迭代次數(shù)；所述旋翼消耗功率通過公式計算，其中c為動力系統(tǒng)效率系數(shù)；所述空氣密度計算，其中為海拔處的空氣密度，為海平面空氣密度，h為海拔高度，h為衰減高度系數(shù)。

23、進一步地，所述結合時間譜方法與多重網(wǎng)格方法分析瞬態(tài)氣動響應包括：

24、通過時間譜方法捕捉旋翼動態(tài)失速的瞬態(tài)氣動特性；

25、利用多重網(wǎng)格方法加速流場求解，以提升氣動外形參數(shù)的預測精度；

26、所述旋翼外形約束的參數(shù)包括：

27、翼型剖面形狀參數(shù)：基于薄翼理論優(yōu)化前緣半徑、最大彎度位置及后緣角度；

28、槳尖幾何特征參數(shù)：用于降低噪聲的氣動修形設計；

29、槳葉展向參數(shù)：用于半展長與安裝角的耦合優(yōu)化；

30、所述翼型剖面形狀參數(shù)的優(yōu)化包括對不同雷諾數(shù)下的幾何形狀進行動態(tài)調整。

31、進一步地，所述氣動效率項關聯(lián)升力、功率與阻力，所述結構-穩(wěn)定性項關聯(lián)槳葉壓力分布與旋翼實度；所述氣動效率項為，所述結構-穩(wěn)定性項為，其中，pmax為在不同大氣密度下處于懸停狀態(tài)的旋翼產(chǎn)生最大懸停升力所消耗功率的最大值，為旋翼材料性能系數(shù)，為飛行器上升的升力，為飛行器在大氣密度為的阻力，為槳葉根部壓力，為?槳葉尖端壓力，為槳葉上下表面壓力差。

32、進一步地，通過多目標優(yōu)化算法生成高原環(huán)境適配的旋翼設計參數(shù)具體為通過nsga-ii多目標優(yōu)化算法開展多目標優(yōu)化設計，通過選擇、交叉、變異遺傳算子進行旋翼氣動外形的迭代優(yōu)化，得到pareto最優(yōu)解集。

33、進一步地，所述旋翼為共軸雙旋翼，通過優(yōu)化共軸雙旋翼的相位差角與外形參數(shù)來抑制氣動干擾對升力與能耗的負面影響；優(yōu)化設計包括：

34、將上下旋翼的相位差角φ作為設計變量，結合時間譜方法分析φ對瞬態(tài)氣動載荷的影響；

35、基于黏性渦粒子算法計算上下旋翼誘導速度場的耦合效應，所述升力損失通過公式：

36、

37、進行量化，式中、分別表示上下旋翼的環(huán)量分布，、為誘導速度場；r為旋翼半徑，ρ為空氣密度；

38、通過nsga-ii多目標優(yōu)化算法協(xié)同迭代優(yōu)化相位差角φ與旋翼外形參數(shù)，生成pareto最優(yōu)解集。

39、以及，一種飛行器，其特征在于，其旋翼通過如上所述方法優(yōu)化設計獲得。

40、以及，一種共軸雙旋翼高原載重無人機旋翼設計參數(shù)的確定系統(tǒng)，包括：

41、基礎旋翼建模模塊，用于基于飛行器參數(shù)確定原始旋翼的幾何與氣動參數(shù)范圍，并生成基礎旋翼參數(shù)；

42、高原流場耦合模塊，通過升力-扭矩動力學方程與自由尾跡模型結合，模擬低密度流場下的氣動載荷分布，所述氣動載荷分布作為旋翼外形約束設計的輸入數(shù)據(jù)；

43、環(huán)境參數(shù)處理模塊，用于獲取高原環(huán)境的溫度、濕度和海拔高度，構建動態(tài)模型量化不同海拔條件下的空氣密度與氣動載荷的非線性關聯(lián)，用于修正旋翼外形約束設計中的氣動外形參數(shù)映射規(guī)則；通過牛頓迭代法計算海拔高度對氣動載荷分布的影響規(guī)律以及目標拉力下的旋翼消耗功率，所述影響規(guī)律和消耗功率作為多目標優(yōu)化的輸入?yún)?shù)；

44、旋翼外形約束設計模塊，用于在基礎旋翼參數(shù)的基礎上，進行旋翼外形約束設計，將高原環(huán)境參數(shù)映射至所述基礎旋翼參數(shù)中的旋翼扭轉角、弦長分布及翼型剖面參數(shù)，結合時間譜方法與多重網(wǎng)格方法分析瞬態(tài)氣動響應，并根據(jù)瞬態(tài)氣動響應結果定義綜合優(yōu)化目標函數(shù)；將高原環(huán)境參數(shù)映射至旋翼扭轉角、弦長分布及翼型剖面參數(shù)，結合時間譜方法與多重網(wǎng)格方法分析瞬態(tài)氣動響應，并根據(jù)瞬態(tài)氣動響應結果定義綜合優(yōu)化目標函數(shù)；

45、多目標優(yōu)化模塊，用于基于所述綜合優(yōu)化目標函數(shù)，通過多目標優(yōu)化算法生成高原環(huán)境適配的旋翼設計參數(shù)。

46、以及，一種電子設備，包括存儲器、處理器及存儲在存儲器上并可在處理器上運行的計算機程序，其特征在于，所述處理器執(zhí)行所述程序時實現(xiàn)如上所述方法的步驟。

47、一種非暫態(tài)計算機可讀存儲介質，其上存儲有計算機程序，其特征在于，該計算機程序被處理器執(zhí)行時實現(xiàn)如上所述方法的步驟。

48、相比于現(xiàn)有技術，本發(fā)明及其優(yōu)選方案通過引入高原環(huán)境參數(shù)對旋翼進行優(yōu)化設計，可以提升旋翼在高海拔地區(qū)的性能，減少拉力損失，提高懸停和前飛狀態(tài)下的效率（尤其適用于電力巡檢無人機在高原山區(qū)復雜地形下的長航時懸停觀測與快速轉場需求），通過引入高原環(huán)境參數(shù)對旋翼進行優(yōu)化設計，可以使旋翼更好地適應高海拔、低氣壓和低氣溫的環(huán)境（解決電力巡檢任務中因低密度空氣導致的升力不足、抗側風能力弱等問題），減少因環(huán)境變化導致的性能下降，確保旋翼在高海拔地區(qū)的穩(wěn)定運行（保障無人機在高壓輸電線走廊電磁干擾環(huán)境下姿態(tài)穩(wěn)定與安全避障能力）。通過優(yōu)化槳葉形狀和迎角設計，可以在相同轉速下推動更多空氣，從而減少能耗，延長飛行時間（滿足電力巡檢任務對續(xù)航能力與突發(fā)工況機動響應的雙重需求）。通過將旋翼氣動基礎模型與自由尾跡模型進行結合，得到旋翼氣動模型，可精確描述旋翼在不同飛行狀態(tài)下的流場特征（針對電力巡檢中近地飛行、突風擾動等復雜流場的高精度預測），顯著提升氣動載荷預測的準確性，為優(yōu)化設計提供可靠數(shù)據(jù)支撐。旋翼氣動模型融合空氣動力學、結構動力學和飛行力學參數(shù)，支持對旋翼氣動外形、結構強度與飛行性能的協(xié)同優(yōu)化（優(yōu)化后的旋翼在狹窄巡檢通道內兼顧抗湍流能力與操控靈敏度），通過自由尾跡模型分析懸停和前飛狀態(tài)下的氣動性能，能夠明確旋翼型在不同海拔高度下的升阻比變化規(guī)律。通過旋翼扭轉角優(yōu)化參數(shù)、弦長分布優(yōu)化參數(shù)，能夠優(yōu)化旋翼在低密度環(huán)境下的推力和效率，得到翼型剖面形狀優(yōu)化參數(shù)、槳尖幾何特征優(yōu)化參數(shù)以及槳葉展向優(yōu)化參數(shù)。通過翼型剖面形狀優(yōu)化參數(shù)可對槳葉各剖面的幾何形狀進行動態(tài)調整，使其在不同雷諾數(shù)下均保持高升阻比（適應電力巡檢無人機從低海拔平原到高原作業(yè)區(qū)域跨海拔飛行時的氣動穩(wěn)定性需求），確保寬雷諾數(shù)范圍內氣動性能的穩(wěn)定性。槳尖幾何特征優(yōu)化參數(shù)能夠對槳尖形狀進行局部優(yōu)化，降低旋翼噪聲的同時提升氣動效率（減少無人機巡檢時對高壓設備聲學檢測的干擾），通過槳葉展向優(yōu)化參數(shù)，能夠優(yōu)化槳葉半展長和安裝角耦合參數(shù)，提升旋翼的升阻比和抗擾能力（增強在高壓電磁場環(huán)境下抗干擾與精準懸停能力）。通過不同的優(yōu)化參數(shù)對旋翼設計進行優(yōu)化，可顯著提高升阻比，降低氣動阻力，從而提升懸停效率、前飛效率及整體飛行性能（為輸電線路精細化巡檢提供高精度、高可靠性的飛行平臺支撐）。