本发明涉及一种旋翼无人机三维桨叶设计方法，属于无人机桨叶设计方法。
背景技术：
1、桨叶是旋翼无人机飞行时主要动力来源，为了在各种任务中实现长时间的飞行并适应复杂环境，需要对桨叶进行设计，影响桨叶性能的因素主要有三个：1、不同的翼型曲线会对桨叶的升力特性产生影响，进而影响桨叶在不同飞行条件下的效率；2、扭转角和弦长的变化影响桨叶的空气动力学性能；3、设计工具、生产技术和材料的选择也会影响桨叶性能。现有技术在桨叶设计阶时越来越多地使用三维分析程序来分析桨叶性能，但这些三维分析程序仍然是在单个二维翼型曲线上进行的；鲜少由直接针对三维旋翼整体的建模与分析。
技术实现思路
1、发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种旋翼无人机三维桨叶设计方法，基于二维翼型曲线设计三维旋翼模型，并对三维旋翼模型进行整体分析，考虑扭转角、空气动力学性能等多角度对三维旋翼模型进行优化，最终完成整个旋翼设计。
2、技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
3、一种旋翼无人机的旋翼设计方法，包括如下步骤：
4、step1：根据包括翼弦长度、最大翼型厚度、最大翼型厚度位置和翼型弯度在内的要求，设计若干条翼型曲线；
5、step2：从step1生成的若干翼型曲线中选取若干翼型曲线，对选区的翼型曲线进行翼型表面网格的划分，根据设定的马赫数、雷诺数、攻角取值范围及步长，计算选取的若干翼型曲线在不同攻角下的升阻比，得到升阻比曲线，选取攻角取值范围内升阻比最大且具备最大攻角范围的翼型曲线作为最佳翼型曲线；
6、step3：基于最佳翼型曲线设计旋翼，并使用叶片单元理论mbet和动量理论mt初步评价旋翼的空气动力学性能；
7、step4：基于最佳翼型曲线，在桨叶长度尺寸范围内选取一个中间尺寸，结合扭转角、桨盘直径和有效桨根截面与桨尖截面的缩放比的范围设计原型桨叶模型，切除原型桨叶模型的桨根部分形成简化桨叶模型；
8、step5：保持桨盘直径、有效桨根截面与桨尖截面的缩放比不变，在设定扭转角范围和电机转速范围内，根据步长调整扭转角和电机转速来改变工况，采用简化桨叶模型建立每一种工况下的旋翼模型并进行网格化显示；
9、step6：对各种工况下的三维旋翼模型进行程序化计算，提取翼型表面合升力的数值，得到不同电机转速下扭转角与合升力的关系曲线；对不同电机转速下扭转角与合升力的关系曲线进行分区：在 a区，随着扭转角的增大，合升力逐渐增大；在 b区，随着扭转角的增大，合升力的增涨幅度变缓；在 c区，随着扭转角的增大，合升力有所下降；将 a区结束时扭转角的值最为最佳扭转角；
10、step7：基于最佳扭转角，对桨叶长度尺寸进行等比例缩放，构建待选桨叶长度的简化桨叶模型，采用简化桨叶模型进行拉力仿真获得不同桨叶长度的桨叶在最佳扭转角下的电机转速-拉力曲线，综合考虑电机转速-拉力曲线以及电机选型筛选出最佳桨叶长度；
11、step8：结合电机转速-拉力曲线和空间利用率，选择满足无人机悬停要求的桨距。
12、具体的，所述step1中，采用椭圆内切半径弧角交汇法设计翼型曲线，包括如下步骤：
13、step11：采用椭圆内切半径弧角交汇法设计上弧线，首先设计满足单调递减规律的输入曲线，然后将输入曲线上的点作为控制点，每个控制点对应一个上弧线点，对于输入曲线上的第个控制点，对应的上弧线点为：
14、。
15、其中：，为影响因子；
16、step12：拟合中弧线，首先随机选择两条上弧线，记为曲线和曲线；然后采用插值法拟合曲线得到曲线，接着在曲线上找到与曲线的样本点横坐标相同的样本点，接着让曲线上的样本点的纵坐标值向曲线上对应的样本点的纵坐标值逼近，最后使用比例系数调整纵坐标值逼近后的曲线得到中弧线；
17、step13：基于中弧线和上弧线，采用相同的横坐标描述，计算下弧线；
18、step14：确定翼型厚度，完成翼型曲线设计。
19、具体的，所述step11中，输入曲线设计为幂函数方程，表示为，其中为大于0的常数。
20、具体的，所述step2中，采用o型结构化网格划分方法进行翼型表面网格的划分，包括如下步骤：
21、step21：构建标准化翼型平面坐标系，翼弦位于轴上，翼型前缘的坐标位置为，翼弦长度为1；若翼型曲线为闭口翼型，则翼型尾端的坐标位置为；若翼型曲线为钝口翼型，则翼型尾端的竖直线位于直线上，上弧线尾端组成点的横坐标为0，下弧线尾端组成点的横坐标为0；
22、step22：在标准化翼型平面坐标系上为翼型曲线添加o型风域，圆表示o型风域边界，圆心坐标位置为，半径为；
23、step23：在翼型曲线上选择个组成点作为对整个翼型表面进行分区的控制点，记为，为偶数，且控制点的坐标位置为；
24、若翼型曲线为闭口翼型，则控制点的坐标位置为，中间其余每连续的两个控制点为一组；设某一组中的两个控制点分别为和，，控制点是上弧线组成点，控制点是横坐标与控制点最为接近的下弧线组成点；
25、若翼型曲线为钝口翼型，则控制点为下弧线尾端组成点，控制点为上弧线尾端组成点，控制点为控制点和控制点连线的中点，中间其余每连续的两个控制点为一组；设某一组中的两个控制点分别为和，，控制点是上弧线组成点，控制点是横坐标与控制点最为接近的下弧线组成点；
26、step24：控制点的坐标位置为，控制点的坐标位置为，选取分区系数和，要求：
27、，
28、step25：将控制点向o型风域的结构化网格扩散方向延伸的直线称为控制点的延伸控制线，将控制点的延伸控制线与轴正向的夹角称为控制点的驱动角，将控制点的延伸控制线与o型风域边界的交点称为控制点的驱动点，；控制点的坐标位置为，计算驱动点的坐标位置为：
29、，
30、step26：确定驱动角为；
31、step27：对于闭口翼型，计算驱动角，其中：，为横坐标最接近控制点的上弧线组成点坐标，为横坐标最接近控制点的下弧线组成点坐标；
32、对于钝口翼型，驱动角的取值为控制点和横坐标与之最为接近的下弧线组成点之间的连线与轴的夹角，驱动角的取值为控制点横坐标与之最为接近的上弧线组成点之间的连线与轴的夹角，驱动角；
33、step28：除去步骤step5和步骤step6确定的驱动角外，使用横坐标比例原则或者弧线长度比例原则计算其他中间驱动角；
34、step29：基于控制点的坐标位置及对应的驱动角，采用式（2）计算对应的驱动点；
35、step210：连接控制点及对应的驱动点形成对应的延伸控制线，结合o型风域和延伸控制线对翼型曲线进行o型结构化网格划分。
36、具体的，所述step28中，横坐标比例原则是采用翼弦长度等比例分配的方式确定中间驱动角的大小，。
37、具体的，所述step28中，弧线长度比例原则是采用上弧线长度等比例分配的方式确定上弧线上中间驱动角的大小，，为上弧线长度，为在上弧线上控制点和控制点之间的曲线长度；采用下弧线长度等比例分配的方式确定下弧线上中间驱动角的大小，，为下弧线长度，为在下弧线上控制点和控制点之间的曲线长度。
38、有益效果：本发明提供的旋翼无人机三维桨叶设计方法，基于二维翼型曲线设计三维旋翼模型，并对三维旋翼模型进行整体分析，综合考虑扭转角、空气动力学性能等多种因素，是一种全新的旋翼设计方法。
1.一种旋翼无人机的旋翼设计方法，其特征在于：包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的旋翼无人机的旋翼设计方法，其特征在于：所述step1中，采用椭圆内切半径弧角交汇法设计翼型曲线，包括如下步骤：
3.根据权利要求1所述的旋翼无人机的旋翼设计方法，其特征在于：所述step11中，输入曲线设计为幂函数方程，表示为，其中为大于0的常数。
4.根据权利要求1所述的旋翼无人机的旋翼设计方法，其特征在于：所述step2中，采用o型结构化网格划分方法进行翼型表面网格的划分，包括如下步骤：
5.根据权利要求4所述的旋翼无人机的旋翼设计方法，其特征在于：所述step28中，横坐标比例原则是采用翼弦长度等比例分配的方式确定中间驱动角的大小，。
6.根据权利要求4所述的旋翼无人机的旋翼设计方法，其特征在于：所述step28中，弧线长度比例原则是采用上弧线长度等比例分配的方式确定上弧线上中间驱动角的大小，，为上弧线长度，为在上弧线上控制点和控制点之间的曲线长度；采用下弧线长度等比例分配的方式确定下弧线上中间驱动角的大小，，为下弧线长度，为在下弧线上控制点和控制点之间的曲线长度。
