用于电动飞行器的性能分析方法及存储介质

摘要

本发明实施例公开了一种用于电动飞行器的性能分析方法及存储介质，涉及电驱动飞行器技术领域。本发明包括：接受由客户端输入的分析请求信息，分析请求信息包括待分析的eVTOL飞行器的原始数据；为客户端分配计算资源，并利用原始数据获取，获取待分析的eVTOL飞行器的悬停性能数据和航程航时性能数据，悬停性能数据至少包括了修正后的螺旋桨悬停输入功率，航程航时性能数据至少包括了：对应eVTOL飞行器飞行状态的各任务剖面的推力桨的输入功率；分析待分析的eVTOL飞行器的倾转走廊，并生成倾转走廊展示图；将待分析的eVTOL飞行器的悬停性能数据、航程航时性能数据和倾转走廊展示(56)对比文件刘道建 等.电动多旋翼垂直起降飞行器最优续航性能分析.直升机技术.2023,(第01期),第34-40页.曹芸芸.倾转旋翼飞行器飞行动力学数学建模方法研究.中国博士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑.2014,(第07期),第C031-5页.金玲 等.X43高超声速飞行器的飞行热走廊研究.工程热物理学报.2007,(第02期),第325-327页.

权利要求

1.一种用于电动飞行器的性能分析方法，其特征在于，包括：接受由客户端输入的分析请求信息，所述分析请求信息包括待分析的eVTOL飞行器的原始数据；

为所述客户端分配计算资源，并利用所述原始数据获取，获取待分析的eVTOL飞行器的悬停性能数据和航程航时性能数据，所述悬停性能数据至少包括了修正后的螺旋桨悬停输入功率，所述航程航时性能数据至少包括了：对应eVTOL飞行器飞行状态的各任务剖面的推力桨的输入功率；

分析所述待分析的eVTOL飞行器的倾转走廊，并生成倾转走廊展示图；

将所述待分析的eVTOL飞行器的悬停性能数据、航程航时性能数据和所述倾转走廊展示图，反馈给所述客户端并展示;获取待分析的eVTOL飞行器的悬停性能数据，包括：根据待分析的eVTOL飞行器的螺旋桨的桨盘载荷DL，获取螺旋桨输入功率P，其中，，DL为桨盘载荷，T为单个螺旋桨的推力，A为单个螺旋桨的桨盘面积，ρ为大气密度；

根据螺旋桨输入功率P和电池性能数据，确定悬停时间t，其中， ,Eky=E×DOD‑ Eby，E= Esb×m，E为电池总能量， Esb为电池比能， m为电池质量， Eky为电池可用电量，DOD为放电深度， Eby为备用电量，η为电池到电机输出轴的效率；

获取所述待分析的eVTOL飞行器的螺旋桨的品质因数FM，并根据品质因数FM修正悬停性能数据；

所述获取所述待分析的eVTOL飞行器的螺旋桨的品质因数FM，包括：，k为诱导功率系数，σ为旋翼实度，Cd0为截面轮廓阻力系数，CT为螺旋桨拉力系数；

其中， ，N为螺旋桨转速，D为螺旋桨直径，且 ，Nb为螺旋桨桨叶个数，c为桨叶平均弦长，R1为螺旋桨半径；

所述根据品质因数FM修正悬停性能数据，包括： ；

所述对应eVTOL飞行器飞行状态的各任务剖面，包括：倾转过渡；

获取待分析的eVTOL飞行器的航程航时性能数据，包括：估算倾转过程中推力桨的功率： ，Ph=Th×V，Pt= Pv×Ph，其中，Tv为推力桨推力在竖直方向上的分量，Th为推力桨推力在运动方向上的分量，Pv为推力桨输入功率在竖直方向上的分量，Ph为推力桨输入功率在运动方向上的分量，Pt为推力桨输入功率，V为平均速度；

分析所述待分析的eVTOL飞行器的倾转走廊，包括：建立所述待分析的eVTOL飞行器的平衡方程模型，所述平衡方程模型包括：T1sin(in+αf) +L+ T2 cosαf = G，T1cos (in+αf) ‑ T2 sinαf = D；

其中，T1表示推力桨推力，T2表示悬停桨推力；in表示短舱角；αf表示机身迎角；G表示飞行器重力；D表示气动阻力；L表示气动升力，所述待分析的eVTOL飞行器的飞行速度与短舱角的关系为： ，S表示机翼参考面积，CD表示飞行器阻力系数，CL表示飞行器升力系数；获取推力桨输入功率： ，其中，ηp表示发动机到旋翼的传动损失系数，R2表示推力桨半径，Ω表示旋翼转速，CP表示功率系数，CT表示推力系数，并且 ， ，T表示旋翼拉力，Vt表示旋翼桨尖速度，Kind表示修正系数，σ表示旋翼实度，cd表示桨叶阻力系数， 表示垂直于旋翼平面速度与旋翼特性诱导速度的比值， 表示旋翼诱导速度，μ表示前进比；根据所述推力桨输入功率对功率限制的达到情况，生成所述倾转走廊展示图；

所述功率限制包括：旋翼诱导速度满足条件：  ，其

中， 表示平行于旋翼平面速度与旋翼特性诱导速度的比值。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述分析请求信息采用工作表数据形式；

所述eVTOL飞行器的原始数据包括：螺旋桨参数、飞机参数、动力系统参数、任务剖面和气动参数，所述螺旋桨参数包括动力桨参数和悬停桨参数。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，诱导功率系数k=1.15，Cd0=0.01。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述对应eVTOL飞行器飞行状态的各任务剖面，还包括：悬停起飞、倾转过渡、加速爬升、巡航、减速下降、过渡和悬停着陆。

5.一种计算机存储介质，其特征在于，存储有计算机程序或指令，当所述计算机程序或指令被运行时，实现如权利要求1至4中任一项所述的方法。

说明书

用于电动飞行器的性能分析方法及存储介质

技术领域

[0001] 本发明涉及电驱动飞行器技术领域，尤其涉及一种用于电动飞行器的性能分析方法及存储介质。

背景技术

[0002] 日趋严重的环境问题已经使绿色发展理念深入人心，以活塞式或燃气涡轮发动机为来源的航空器在使用过程中会产生大量的二氧化碳及其他有害颗粒物，对环境造成负面影响，而电动飞机的出现，为实现绿色航空提供了有效的技术途径，其已成为航空界的研究热点之一。

[0003] 又由于在城市空中交通、城际运输和无人货运等领域的需求以及电池、电机、飞控等技术的发展，（electric vertical take off and landing，电动垂直起降）飞行器的发展尤为突出。eVTOL飞行器具备垂直起降、电动推进、自动化等级高、可靠性高及成本较低等技术优势。同时，eVTOL飞行器构型也具有一定的多样性与复杂性的缺陷，而在飞行器概念设计阶段，需要对不同设计方案的性能进行评估，故提高性能评估的效率尤为重要。与传统飞机的性能分析不同，由于电动飞机动力来源主要为电池，使其在飞行过程中，动力系统的重量不发生变化，简化了性能分析流程，另一方面，由于电动飞机大多采用分布式推进方式，螺旋桨数量较多，需考虑到电机性能、螺旋桨推进效率、螺旋桨推力随速度变化等因素，在一定程度上增加了性能分析难度。

[0004] 国内外很多学者对电动飞机在概念设计阶段的总体性能分析作了大量研究，目前已有针对电动无人机和串联翼远程eVTOL概念的初步性能评估方法，但这些方法方式往往都受限于固定构型，缺乏一种适用于各种构型的电动飞机的总体性能分析方法；并且在实际的研发和实验过程中，还存在分析工具、平台不统一，数据输入、输出需要进行人工转换的问题，这又占用了很多不必要的人力资源。

[0005] 因此，如何设计一种适用于各种构型的电动飞机的总体性能分析的、且具有自动化程度高、轻量化、易操作特点的分析工具，成为了需要研究的问题。

发明内容

[0006] 本发明的实施例提供一种用于电动飞行器的性能分析方法及存储介质，能够设计一种适用于各种构型的电动飞机的总体性能分析的、且具有自动化程度高、轻量化、易操作特点的分析工具，成为了需要研究的问题。

[0007] 为达到上述目的，本发明的实施例采用如下技术方案：

[0008] 第一方面，本发明的实施例提供的方法，包括：

[0009] 接受由客户端输入的分析请求信息，所述分析请求信息包括待分析的eVTOL飞行器的原始数据；

[0010] 为所述客户端分配计算资源，并利用所述原始数据获取，获取待分析的eVTOL飞行器的悬停性能数据和航程航时性能数据，所述悬停性能数据至少包括了修正后的螺旋桨悬停输入功率，所述航程航时性能数据至少包括了：对应eVTOL飞行器飞行状态的各任务剖面的推力桨的输入功率；

[0011] 分析所述待分析的eVTOL飞行器的倾转走廊，并生成倾转走廊展示图；

[0012] 将所述待分析的eVTOL飞行器的悬停性能数据、航程航时性能数据和所述倾转走廊展示图，反馈给所述客户端并展示。

[0013] 第二方面，本发明的实施例提供的存储介质，存储有计算机程序或指令，当所述计算机程序或指令被运行时，实现如上所述的方法。

[0014] 本发明实施例提供的用于电动飞行器的性能分析方法及存储介质，接受由客户端输入的分析请求信息，所述分析请求信息包括待分析的eVTOL飞行器的原始数据；为所述客户端分配计算资源，并利用所述原始数据获取，获取待分析的eVTOL飞行器的悬停性能数据和航程航时性能数据，所述悬停性能数据至少包括了修正后的螺旋桨悬停输入功率，所述航程航时性能数据至少包括了：对应eVTOL飞行器飞行状态的各任务剖面的推力桨的输入功率；分析所述待分析的eVTOL飞行器的倾转走廊，并生成倾转走廊展示图。本实施例适用于各种构型的电动飞机的总体性能分析的、且具有自动化程度高、轻量化、易操作特点的分析工具，成为了需要研究的问题。

附图说明

[0015] 为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

[0016] 图1、2为本发明实施例提供的方法流程示意图；

[0017] 图3为本发明实施例提供的参数输入界面示意图；

[0018] 图4为本发明实施例提供的螺旋桨性能参数模块示意图；

[0019] 图5为本发明实施例提供的作用在倾转旋翼飞行器质心处的外力示意图；

[0020] 图6为本发明实施例提供的倾转走廊分析流程示意图；

[0021] 图7为本发明实施例提供的结果输出界面示意图；

[0022] 图8为本发明实施例提供的倾转走廊示意图；

[0023] 图9为本发明实施例提供的Joby S4飞行器外观示意图。实施方式

[0024] 为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细描述。下文中将详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本发明的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解，当我们称元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，它可以直接连接或耦接到其他元件，或者也可以存在中间元件。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或耦接。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的任一单元和全部组合。本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语）具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

[0025] 随着电池与电机等技术的日渐成熟，电动飞机，尤其是电动垂直起降（eVTOL）飞行器取得了突飞猛进的发展，但其所具备的电力推进、构型多样等特点，造成了在概念设计阶段，一些传统的总体性能分析方法不适用的问题。本实施例则在综合考虑飞行器任务剖面、构型以及电推进系统特性的基础上，提出了一种面向电动飞机的性能分析方法，其功能包括分析eVTOL的悬停性能、航程航时并绘制倾转走廊，分析常规构型飞机的平飞、爬升滑翔、盘旋以及滑跑起飞着陆等总体性能。

[0026] 本发明实施例提供一种用于eVTOL飞行器的总体性能分析方法，如图1所示，包括：

[0027] 接受由客户端输入的分析请求信息，所述分析请求信息包括待分析的eVTOL飞行器的原始数据；

[0028] 为所述客户端分配计算资源，并利用所述原始数据获取，获取待分析的eVTOL飞行器的悬停性能数据和航程航时性能数据，其中，如图2所示的，计算资源可以是本地计算机中的计算资源，也可以是调取服务器的计算资源。所述悬停性能数据至少包括了修正后的螺旋桨悬停输入功率，所述航程航时性能数据至少包括了：对应eVTOL飞行器飞行状态的各任务剖面的推力桨的输入功率。

[0029] 具体的，可以选择MS Excel和VBA编程语言作为开发工具实现性能分析工具的搭建。相比于MATLAB等其他开发工具，MS Excel在人机交互界面设计上更简单快捷，仅通过调整单元格背景颜色、字体、字号以及框线等基本功能便可建立良好的交互界面。与此同时，MS Excel也提供了很多内嵌的控件，比如按钮控件、窗体控件等，为交互界面的开发提供了更多选择。此外，数据验证功能可以帮助用户选择对象信息，如飞行器构型、螺旋桨个数等，批注等功能也能有效帮助了解程序细节和应用限制等。MS Excel拥有大量内置函数，有强大的数据处理能力，还提供了很多图表样式，可以根据输出数据快速拟合出特征曲线。VBA编程语言大大拓展了MS Excel的功能，其在Excel运行环境中能完成数据读写、分析计算、绘图以及调用可执行程序等功能。VBA编程语言简单易学，MS Excel自带宏录制功能可以在很大程度上减少开发时间。

[0030] 分析所述待分析的eVTOL飞行器的倾转走廊，并生成倾转走廊展示图；

[0031] 将所述待分析的eVTOL飞行器的悬停性能数据、航程航时性能数据和所述倾转走廊展示图，反馈给所述客户端并展示。

[0032] 本实施例中，所述分析请求信息采用工作表数据形式；所述eVTOL飞行器的原始数据包括：螺旋桨参数、飞机参数、动力系统参数、任务剖面和气动参数，所述螺旋桨参数包括动力桨参数和悬停桨参数。例如：单元格是VBA最重要的对象之一，在利用MS Excel开发性能分析工具时，直接将单元格作为数据的输入输出对象非常方便，故直接基于工作表搭建了如图3至图5的交互界面，界面划分为为参数输入、分析结果以及图表三个区域。 图3所示的是原始数据的输入界面，首先，选择飞机构型，目前包含了常规构型、全部倾转构型、部分倾转构型和不倾转构型。然后，确定推力桨与悬停桨的个数和参数，其中，悬停桨只发挥悬停作用，不可倾转，在巡航时停转，推力桨为可倾转螺旋桨，在悬停和平飞状态下均发挥作用。值得注意的是，单电机的最大输出功率，也就是推力桨的最大输入功率，需要由螺旋桨最大转速确定。螺旋桨叶尖速度太高时，将导致桨叶上可能会产生激波，降低螺旋桨效率，增加工作时的扭矩，同时增大噪声，桨叶的桨距、翼型厚度和弯度均会使空气加速并超出叶尖最大设计速度，对于木质螺旋桨，叶尖限制马赫数约为0.6，对金属和复合材料为0.75~0.8。

[0033] 电动飞机构型的多样性决定了性能分析的多样性，对于常规构型的飞机，可以用传统的性能分析方法估算其总体性能，包括平飞性能、爬升与下降性能、起飞着陆性能及平衡场长等，而对于电动垂直起降（eVTOL）飞行器，则重点关注悬停性能、倾转性能和航程航时等。性能分析的原始数据来自于设计方案、构件选型、气动分析结果等。在起飞和着陆过程中，eVTOL飞行器必须通过其推进系统产生足够的力以满足任务需求，如空中悬停或悬停爬升。对eVTOL飞行器在悬停时的桨盘载荷、悬停时间以及螺旋桨输入功率进行分析。具体来说，本实施例中，获取待分析的eVTOL飞行器的悬停性能数据，包括：根据待分析的eVTOL飞行器的螺旋桨的桨盘载荷DL，获取螺旋桨输入功率P，其中， ， ，DL为桨2
盘载荷，单位为N/m；T为单个螺旋桨的推力，单位为N；A为单个螺旋桨的桨盘面积，单位为
2 3
m；P螺旋桨输入功率，kW；ρ为大气密度，kg/m。

[0034] 根据螺旋桨输入功率P和电池性能数据，确定悬停时间t，其中， ，Eky=E×DOD‑Eby，E=Esb×m，E为电池总能量，Esb为电池比能，m为电池质量，Eky为电池可用电量，DOD为放电深度，Eby为备用电量，η为电池到电机输出轴的效率；获取所述待分析的eVTOL飞行器的螺旋桨的品质因数FM，并根据品质因数FM修正悬停性能数据。例如：根据飞行器在悬停过程中所需的螺旋桨输入功率和电池的总能量，可以推算出飞行器消耗所有电能所能达到的悬停时间。电池的总能量根据所选型号的能量密度与设计方案规定的电池重量计算得到：E=Esb×m式中，E为电池总能量，kWh；Esb为电池比能，Wh/kg；m为电池质量，kg。在实际应用中，电池可用电量受备用电量和放电深度（DOD）的影响，放电深度表示电池放电量与电池额定容量的百分比，为了延长电池的使用寿命，需要将其限制在一定范围内，其值一般不大于84%。则可用电量可以表示为：Eky=E×DOD‑Eby，式中：Eky为电池可用电量，kWh；DOD为放电深度，%；Eby为备用电量，kWh。

[0035] 故消耗所有可用电能所能达到的悬停时间为： ，式中：t为悬停时间，h；η为电池到电机输出轴的效率。从电池到电机输出轴的系统总效率是各个部件效率的乘积，典型的电机控制器损失约2%的电能作为热量，电机损失约5%，变速箱损失2%左右。

[0036] 进一步的，所述获取所述待分析的eVTOL飞行器的螺旋桨的品质因数FM，包括：，k为诱导功率系数，Cd0为截面轮廓阻力系数，CT为螺旋桨拉力系
数；其中， ，N为螺旋桨转速，D为螺旋桨直径，σ为旋翼实度，且 ，Nb为
螺旋桨桨叶个数，c为桨叶平均弦长，R为螺旋桨半径；所述根据品质因数FM修正悬停性能数据，包括： 。在优选方案中，诱导功率系数k=1.15，Cd0=0.01。例如：根据飞行器在悬停过程中所需的螺旋桨输入功率和电池的总能量，可以推算出飞行器消耗所有电能所能达到的悬停时间。电池的总能量根据所选型号的能量密度与设计方案规定的电池重量计算得到：E=Esb×m，式中，E为电池总能量，kWh；Esb为电池比能，Wh/kg；m为电池质量，kg。

[0037] 在实际应用中，电池可用电量受备用电量和放电深度（DOD）的影响，放电深度表示电池放电量与电池额定容量的百分比，为了延长电池的使用寿命，需要将其限制在一定范围内，其值一般不大于84%。则可用电量可以表示为：Eky=E×DOD‑Eby，式中：Eky为电池可用电量，kWh；DOD为放电深度，%；Eby为备用电量，kWh。

[0038] 故消耗所有可用电能所能达到的悬停时间为： ，式中：t为悬停时间，h；η为电池到电机输出轴的效率。从电池到电机输出轴的系统总效率是各个部件效率的乘积，典型的电机控制器损失约2%的电能作为热量，电机损失约5%，变速箱损失2%左右。

[0039] 本实施例中，所述对应eVTOL飞行器飞行状态的各任务剖面，包括：倾转过渡；获取待分析的eVTOL飞行器的航程航时性能数据，包括：估算倾转过程中推力桨的功率：，Ph=Th×V，Pt=Pv×Ph，其中，Tv为推力桨推力在竖直方向上的分量，Th为推
力桨推力在运动方向上的分量，Pv为推力桨输入功率在竖直方向上的分量，Ph为推力桨输入功率在运动方向上的分量，Pt为推力桨输入功率，V为平均速度。所述对应eVTOL飞行器飞行状态的各任务剖面，还包括：悬停起飞、倾转过渡、加速爬升、巡航、减速下降、过渡和悬停着陆。例如：航程航时是飞机最为重要的性能指标之一，电动飞机在飞行过程中重量基本不变，根据给定的任务剖面，可以估算出除巡航以外各个任务段的能量，通过巡航速度等参数可以确定飞机的巡航功率，进而得到飞机的航程航时。

[0040] 对于常规构型飞行器，将任务段分为起飞、加速爬升、巡航、减速下降和着陆，针对每个任务段，可根据需求确定飞行器在该段内的平均加速度、速度以及时间等运动参数，进而确定螺旋桨的平均功率：Pi=Ti×Vi，Ei=Pi×ti，式中：Pi为各任务段推力桨的平均输入功率，kW；Ti为各任务段推力桨的平均推力，N；Vi为各任务段飞行器的平均速度，m/s；Ei为各段消耗的能量，kWh；ti为各段所用的时间，h。

[0041] 对于倾转旋翼飞行器，将任务段分为悬停起飞、过渡、加速爬升、巡航、减速下降、过渡和悬停着陆，其中，加速爬升、巡航和减速下降采用与常规构型的飞行器相同的方法。由于倾转过渡过程的复杂性，制定了一种推力不变的倾转过渡策略，短舱角以6度每秒的角速度倾转，推力桨首先以悬停推力倾转一定角度，使飞行器加速，待飞行器速度达到失速速度后，再继续倾转，直至倾转完成。

[0042] 由于在倾转过程中，飞机的速度、推力桨效率、短舱角等参数处于动态变化中，为了比较准确的获得每个瞬态的螺旋桨状态，搭建了螺旋桨性能参数模块，如图4是其一部分，用于存储螺旋桨厂商提供的性能信息，通过线性插值函数提取需要的转速、推力、推进效率等参数。若未选定具体的螺旋桨型号，则在分析时，涉及到的螺旋桨效率取默认值。

[0043] 倾转过程中推力桨的功率通过分解法来进行估算： ，式中：Tv为推力桨推力在竖直方向上的分量，N；Th为推力桨推力在运动方向上的分量，N；Pv为推力桨输入功率在竖直方向上的分量，kW；Ph为推力桨输入功率在运动方向上的分量，kW；Pt为推力桨输入功率，kW。此功能只用于倾转过渡过程中所消耗能量的估算，策略差异会导致消耗能量的不同，通过对不同的倾转策略进行分析对比发现，由于倾转过程的时间较短，导致能量差异很小，故选择了一种较容易实现的倾转策略进行估算。

[0044] 本实施例中，如图6所示，可以分析所述待分析的eVTOL飞行器的倾转走廊，具体来说，根据受力图可得平衡方程（对应图6中“平衡方程求速度”）：T1sin(in+αf) +L+T2cosαf =G，T1cos (in+αf) ‑T2sinαf =D，式中：T1为推力桨推力，单位为N；T2为悬停桨推力，单位为N；in为短舱角，单位为o；αf为机身迎角，单位为o；G为飞行器重力，单位为N；D为气动阻力，单位为N；L为气动升力，单位为N；由上式可得飞行器飞行速度与短舱角的关系如下：
图6 中的“推力桨输入功率”的计算公式，即用
于计算倾转旋翼飞行器旋翼需用功率，具体为： ，式中，ηp为发动机
到旋翼的传动损失系数，旋翼分析时一般设为常数，定距螺旋桨跟速度有关；Ω表示旋翼转速，单位为rad/s；功率系数： ，又表示为:
，P表示旋翼输出功率，推力系数： ，T为旋翼拉力，Vt为旋翼
桨尖速度，Kind为修正系数，取1.15；σ是旋翼实度，cd是桨叶阻力系数，形阻经验值取0.01。

[0045] ；vh表示旋翼特性诱导速度,V表示飞行速度或来流速度,（垂直于旋翼平面速度/旋翼特性诱导速度）；前进比： ，Ut
平行于旋翼平面的速度,（平行于旋翼平面速度/旋翼特性诱导速度）。旋翼诱导速度满足：
 。

[0046] 本实施例中，通过调整飞行速度使推力桨的需用功率达到功率限制，调整过程中没有考虑竖直方向上力的平衡。高速段倾转角度－速度包线上发动机短舱角45°所对应的前飞速度作为中止速度，倾转过程中的前飞速度不能大于中止速度。另外，高速段包线是机身角度固定状态下的包线，即机身不产生负升力的最小迎角，其值需要根据气动分析结果人为输入。

[0047] 本实施例中，倾转旋翼飞行器在多旋翼模式或直升机模式下，旋翼是主要的升力面，在固定翼机模式下，机翼为升力面，旋翼仅承担螺旋桨的角色。当旋翼随短舱倾转时，飞行器的重力由旋翼在竖直方向的分力和机翼产生的升力共同承担，拉力则由旋翼升力的前向分量提供。当前飞速度较低时进行发动机短舱倾转，可能会出现机翼失速，当前飞速度太高时进行发动机短舱倾转，则受旋翼可用功率、动力稳定性等的限制。倾转旋翼飞行器在倾转过程中的受力如图5所示。根据受力图可得平衡方程：T1sin(in+αf) +L+T2cosαf =G ， T1cos (in+αf) ‑T2sinαf =D。式中：T1为推力桨推力，N；T2为悬停桨推力，N；in为短舱角，o；αf为机身迎角，o；G为飞行器重力，N；D为气动阻力，N；L为气动升力，N；分析流程如图6所示，低速段时，飞机以最大升力系数迎角飞行，机身有一定迎角，悬停状态时，为保证飞机没有水平方向的力，也为了平衡悬停桨推力在水平方向的分量，推力桨会有一定角度的倾转，即飞机飞行速度为0时，推力桨短舱角小于90度，由于悬停桨可以提供垂直方向上的推力，所以在部分倾转构型下，低速段无需考虑失速速度，只考虑水平与竖直方向上力的平衡即可，即固定机身迎角，在给定短舱角的情况下求解满足平衡关系的飞行速度。高速段的发动机短舱倾转角度－速度包线从多旋翼模式的最大前飞速度到固定翼飞机模式下飞行器有良好飞行姿态的前飞速度。推力桨在倾转过程中受旋翼前行桨叶压缩性、后行桨叶失速效应以及旋翼可用功率与动力稳定性等的限制，其中旋翼可用功率的限制是最基本和最重要的限制要素，本文根据旋翼可用功率限制来确定高速段转换包线所对应的最大前飞速度。倾转旋翼飞行器发动机短舱在高速段倾转时，也必须满足机翼和旋翼提供的升力和飞行器重力平衡，旋翼轴倾转引起的水平拉力分量和飞行器的阻力平衡．同时应确保在倾转过程中旋翼有足够的可用功率。

[0048] 对于常规构型的电动飞机，采用了传统的基于飞行力学基本方程的简化分析方法，对平飞性能、爬升与滑翔性能、盘旋性能、滑跑起飞着陆性能以及平衡场长进行分析。计算过程中，爬升角取15度，滚转角取15度，进近角取3度，另外，依据CCAR‑23‑R4《正常类飞机审定》第23.2005条和第23.2115（b）条的规定，确定障碍物高度为15米。

[0049] 举例来说，图7所示为性能分析结果输出界面，对于常规构型的飞机，由于不涉及悬停性能，分析完成时会将悬停性能部分清空，而对于eVTOL飞行器，分析完成后会清空机动性能部分的数据，避免对分析结果产生误解。图8所示的是图表区域，主要显示倾转走廊图。结合实际算例进行进一步的说明：选取Joby S4机型作为分析对象，来验证工具的实用性，Joby 航空公司的S4量产机型是一架五座eVTOL（一名飞行员和四名乘客）矢量推力飞机，使用六个倾转螺旋桨，这些螺旋桨位于固定翼及其V尾上，其外观如图9所示。据美国垂直飞行协会（VFS）网站披露的数据及飞机的视图信息可以得到Joby S4的总体参数，如表1‑Joby S4总体参数所示：，
Joby Aviation航空公司公布，Joby S4电动飞机航程能够达到241.4km，利用分析工具，放电深度取0.84，备用电量取0.2倍电池包总电量，得到航程为213.3km，而在只考虑
0.84的放电深度，不考虑备用电量的情况下，分析得到航程为276.6km。经过对比发现，所开发的性能分析工具的计算结果与已知的实验数据吻合度较高。

[0050] 本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于设备实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。