一种等力效分配的多旋翼大载重无人机的制作方法

本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及一种等力效分配的多旋翼大载重无人机。

背景技术：

无人机是无人驾驶飞行器的统称，其安装有自动驾驶仪、程序控制装置等设备，可通过地面站终端或遥控器进行操作控制。与载人飞机相比，它具有体积小、造价低、使用方便等优点。可垂直起飞，可自动起降，可反复使用，已广泛应用于多种行业领域。

目前，多旋翼电动无人机大多采用无刷电机直驱方式，其优点是结构简单，但是在面向大载荷时，其力效(拉力/功率)急剧降低，导致了飞行时间大幅度缩短。现在农业植保等诸多领域对电动多旋翼无人机提出了越来越高的要求：需要大的载荷、紧凑的整体尺寸、长的飞行时间。

现有技术中曾提出了一种电机通过减速器带动大桨增加拉力的设计方法，本发明参考并引用上述现有技术的内容。在设计大载荷无人机时，在保持力效不降低的前提情况下就需要大旋翼，大旋翼就意味着大尺寸，大尺寸的分开布局就自然与紧凑型设计自相矛盾。因此，在需要无人机结构尺寸紧凑以方便运输的场合，增大桨尺寸与结构紧凑的需求就成了一对天然的矛盾。而且，面向大载荷应用背景，如大载荷的无人机，其一定有大的载荷仓，而大的载荷仓意味着大的药箱尺寸以装载更多的农药，或者大的货仓以装载更多的货物，总之载荷仓的尺寸也会同步增加。当载荷仓的尺寸增加时，旋翼产生的风场就会有相当一部分吹向了机身，构成了内力，消耗了功率。载荷仓的尺寸越大，功率消耗越明显，将会大大缩短电动多旋翼的航时。

因此，面向大载荷应用背景，所消耗的功率本来就大，降低功率的设计对于长航时至关重要。现有的技术都没有针对这种大载荷无人机进行功率最低的优化设计，本领域中迫切需要提供一种能够承受大的载荷，整体结构紧凑，且具有长的飞行时间无人机。

技术实现要素：

为了解决现有的无人机未能解决在承受大载荷的情况下，无人机结构紧凑且能够增加航时的技术问题，本发明提供一种等力效分配的多旋翼无人机。

本发明的目的是提供一种等力效分配的多旋翼无人机，其在大载荷无人机载荷一定的情况下，优化结构设计和系统设计以采用最小功率使无人机具有长的飞行时间。

本发明的又一目的是提供一种等力效分配的多旋翼无人机，其能够承受大载荷，且结构尺寸紧凑。

本发明的又一目的是提供一种等力效分配的多旋翼无人机，其能够承受大载荷，且能够有效地控制飞行姿态。。

为实现上述发明目的，本发明所采用的技术方案如下。

一种等力效分配的多旋翼大载重无人机，包括：起落架(1)、载荷仓(2)、机臂(3)、飞行控制系统(4)、大旋翼(5)、小旋翼(6)、动力源(7)、电调(8)、电动机(9)，减速齿轮组(10)，其特征在于：

所述大旋翼包括旋转方向相反的上螺旋桨和下螺旋桨，所述上螺旋桨和下螺旋桨位于同一竖直轴线上，所述轴线与所述无人机的几何中心位置重合；

所述大旋翼和所述小旋翼采用等力效分配的方式向所述无人机提供拉力，保证大旋翼(5)与小旋翼(6)的力效工作点相同，即大旋翼分配的拉力与所消耗的功率比值大致等于小旋翼分配的拉力与所消耗的功率比值；

每个小旋翼分配的归一化拉力为fsmall/σf，每个大旋翼分配的归一化拉力为fbig/σf；其中，

fsmall为根据所选用的所述电机与所述小旋翼的尺寸，所述无人机处于半油门点时的力效为一固定值时，所述小旋翼能够提供的拉力值；

fbig为所述大旋翼的力效与所述小旋翼的力效相同时，所述大旋翼能够提供的拉力值；

σf为所述大旋翼与所述小旋翼能够提供的拉力值之和。

优选地，所述起落架(1)与所述载荷仓(2)下部或者所述机臂(3)固定连接；所述机臂(3)与载荷仓(2)连接，所述小旋翼(6)安装在所述机臂(3)上。

优选地，所述电动机(9)分别通过各自的减速齿轮组(10)驱动所述大旋翼(5)旋转，所述减速齿轮组(10)的减速比相同；

优选的，所述飞行控制系统(4)通过控制所述小旋翼(6)实现无人机的水平姿态控制，所述上螺旋桨和所述下螺旋桨的转速差控制偏航所需要的扭矩。

优选地，所述上螺旋桨、下螺旋桨的直径相等，都大于载荷仓在水平面内的最大尺寸；所述上螺旋桨、下螺旋桨为气动外形螺旋桨，所述上螺旋桨、下螺旋桨的外端部分(5_1)存在桨距而且产生升力，中间部分(5_2)没有桨距，不产生升力，仅仅是传递拉力。

所述上螺旋桨、下螺旋桨的外端部分(5_1)为在水平方向上处于载荷仓范围外的部分，中间部分(5_2)为处于载荷仓范围内的部分。

优选地，所述飞行控制系统(4)分解所述无人机所需要的升力的50％以上给所述大旋翼(5)，分解所述无人机所需要升力的剩余部分给所述小旋翼(6)。

所述飞行控制系统(4)提供pwm控制信号，pwm控制信号通过所述电调(8)分别控制所述电动机(9)的转速。

所述大旋翼与所述小旋翼的等力效分配的方法：

所述小旋翼由电机直驱带动，根据厂家推荐选择合适的电机与旋翼尺寸，使得所述小旋翼在半油门点的力效为一固定值时，确定这时的拉力值为fsmall；

所述大旋翼经过所述减速器与驱动电机相连，相比于浆的基准尺寸，增加桨的尺寸规格，获得大旋翼力效曲线；根据所述大旋翼力效曲线找到与小旋翼相同的力效值，查找对应的大旋翼的拉力值fbig；

根据小旋翼的总数以及大旋翼的总数确定总的拉力值σf；

每个所述小旋翼分配的归一化拉力为：fsmall/σf，每个所述大旋翼分配的归一化拉力为：fbig/σf。

所述浆的基准尺寸为根据厂家推荐而选择的电机以及浆的尺寸，在基准浆的尺寸基础上增加浆的尺寸，从而得到一个浆的尺寸放大系数k1，减速器的减速比为则力效增加系数为然后据此得到所述大旋翼力效曲线。

优选地，如果不满足设计的最终要求，则重新选型电机与旋翼的尺寸，再重新开始等力效分配，直到总的拉力值σf大于或等于起飞重量。

本发明的一种等力效分配的多旋翼大载重无人机，采用等力效分配机制达到了载荷一定的情况下长航时的效果，另一方面，多旋翼的姿态控制和特殊的螺旋桨的气动外形设计减小风场内力损耗，使得无人机在载荷一定的情况下尺寸最小。

附图说明

图1为本发明的一种等力效分配的多旋翼大载重无人机旋翼一个实施方式的示意图。

图2为本发明的一种等力效分配的多旋翼大载重无人机旋翼另一实施方式的示意图。

图3为本发明的一种等力效分配的多旋翼大载重无人机旋翼另一实施方式的示意图。

图4：为本发明的一种等力效分配的多旋翼大载重无人机旋翼另一实施方式的示意图。

图5为图1所示的一种等力效分配的多旋翼大载重无人机的立体图。

图6为图1所示的一种等力效分配的多旋翼大载重无人机的三维轴侧图俯视图。

具体实施方式

以下结合说明书附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本技术发明的范围。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

实施例1

如图1和图5所示，本实施例的一种等力效分配的多旋翼大载重无人机，包括：起落架1、载荷仓2、四个机臂3、一个飞行控制系统4、两个大旋翼5、四个小旋翼6、动力源7、六个电调8、六个电动机9和两组减速齿轮组10。其中，起落架1与机臂固定连接，优选地，起落架1与载荷仓(2)下部固定连接；四个机臂3呈十字架方式与载荷仓2相连接，每个机臂上分别安装一个小旋翼6。大旋翼包括上螺旋桨和下螺旋桨，上螺旋桨和下螺旋桨的旋转方向相反，所述上螺旋桨和下螺旋桨位于同一竖直轴线上，所述轴线与所述无人机的几何中心位置重合，两个电动机9分别通过各自的减速齿轮组10驱动上、下螺旋桨旋转，两个减速齿轮组(10)的减速比相同。

本实施例的一种等力效分配的多旋翼大载重无人机使用统一的飞行控制系统4提供六路pwm控制信号，分别传递给六个电调8，以进一步控制六个电动机9的转速。此外，飞行控制系统4还控制四个小旋翼6，以实现对无人机的水平姿态控制。飞行控制系统4分解无人机所需要的升力的50％以上给大旋翼5，分解无人机所需要升力的剩余部分给小旋翼6。所述无人机的偏航所需要的扭矩由上螺旋桨与下螺旋桨的转速差控制。

本实施例的一种等力效分配的多旋翼大载重无人机上螺旋桨和下螺旋桨的直径相等，都大于载荷仓在水平面内的最大尺寸。所述大旋翼5是一种特殊的气动外形螺旋桨，螺旋桨最外端部分(5_1)存在桨距而且产生升力，中间部分(5_2)没有桨距，不产生升力，仅仅是传递拉力。

所述大旋翼和所述小旋翼采用等力效分配的方式向所述无人机提供拉力。本实施例中所述等力效分配方式的实现方法为：

s1-1:小旋翼与电机不采用减速器方式，而是采用电机直驱方式直接带动小旋翼。选型合适的电机与旋翼尺寸，使得半油门点的力效工作点在11公斤/千瓦左右，同时确定这时的拉力值为fsmall。

s1-2：大旋翼经过减速器连接到驱动电机，浆的基准尺寸为根据厂家推荐而选择的电机以及浆的尺寸，在基准浆的尺寸基础上增加浆的尺寸，得到桨尺寸放大系数为k1，减速器的减速比为即k2等于k1的5次方再求3次方根，则力效增加系数为：比如k1＝2，力效值增加系数为：然后据此得到大旋翼力效系数曲线。

本发明的单个旋翼拉力以及扭矩公式为：

其中：ct，kt为拉力系数，ρ为空气密度，n为每分钟的电机转速，d为旋翼直径，cm，km为扭矩系数。

在旋翼直径为d1情况下产生最大拉力输出时，按照力矩与扭矩模型公式，对应的转速(n1)如下：

tmax＝ktn12d14(3)

mmax＝kmn12d15(4)

pmax＝mmax2πn1(5)

更换旋翼后旋翼尺寸放大系数为k1，大尺寸的旋翼直径为d2＝k1d1。

确定一个减速比为k2的减速器，那么在电机转速不变的情况下旋翼端的转速为：

旋翼端实际的拉力与力矩分别为

折算到电机端的力矩为：

电机端功率：

公式(10)表明，电机端实际功率保持不变的情况下，减速器的减速比为因此，力效增加系数为

s1-3：根据大旋翼修正后的力效系数曲线找到小旋翼相同的力效工作点，比如按照上述s1-1确定的力效系数11进行查找对应的大旋翼的拉力值，比如为fbig。

s1-4:根据小旋翼的总数以及大旋翼的总数确定总的拉力值。比如本发明的小旋翼数量为4，大旋翼的数量为2，则总的起飞重量确定为小于等于σf，σf＝4fsmall+2fbig。

s1-5：如果不满足设计要求，则重新选型电机与旋翼的尺寸，再重新开始步骤s1-1到步骤s1-4，直到s1-4确定的起飞重量满足要求为止。

s8-6：满足上述s1-5要求后，每个小旋翼分配的归一化拉力为：fsmall/σf，每个大旋翼分配的归一化拉力为：fbig/σf。归一化拉力之和为“1”。

本发明的等力效分配的多旋翼大载重无人机中大载荷的情况下，在载荷一定的情况下，就确定了大旋翼的尺寸，因为载荷主要由大旋翼承担。图1中，四个小旋翼位于大旋翼外侧，水平方向上大旋翼的最外缘接近小旋翼的最内缘，其优点是四个小旋翼的力臂大，能够抵抗风的干扰，适用于物流运输。

实施例2

参照图2，本实施例的等力效分配的多旋翼大载重无人机，四个小旋翼与大旋翼在水平方向上部分重合，水平方向上大旋翼的最外缘与小旋翼的最外缘重合，在高度方向上不重合，而且大旋翼在高度方向上高于四个小旋翼所在的桨平面，保证空间不干涉。主要用于载荷一定情况下，尺寸限制场合，如高层消防救火。

实施例3

参照图3，本实施例的等力效分配的多旋翼大载重无人机，四个小旋翼位于大旋翼里面，水平方向上大旋翼的最内缘接近小旋翼的最外缘，大旋翼产生的气流与小旋翼产生的气流干扰尽可能小。适用于紧凑场合而且大旋翼与小旋翼气流干扰小的场合。

实施例4

参照图4，本实施例的等力效分配的多旋翼大载重无人机，前后两个小旋翼与大旋翼在水平方向上部分重合，水平方向上大旋翼的最外缘与小旋翼的最外缘重合，在高度方向上不重合，而且大旋翼在高度方向上高于四个小旋翼所在的桨平面，保证空间不干涉；左右两个小旋翼位于大旋翼的外侧，水平方向上大旋翼的最外缘接近小旋翼的最内缘，其目的是在载荷一定的情况下，增加左右方向的尺寸，缩短前后方向的尺寸，主要用于田间打药。左右方向尺寸大，增加喷幅，前后方向尺寸小，更能够接近地边。

本发明中大旋翼特殊螺旋桨的气动外形按照如下方式确定：

(1)根据载荷仓的尺寸确定大旋翼不产生拉力部分(5_2)的长度，即传递拉力的长度。

(2)大旋翼的桨距部分(5_1)的长度由拉力测试机上进行拉力/电流/功率——转速试验机上测试确定。一旦某一长度的桨距对应的力效曲线满足要求，则就可以据此确定有桨距部分的长度。

本发明等力效分配的多旋翼大载重无人机采用多旋翼的姿态控制技术与无人机的大载重技术相结合，代取代了传统飞行器复杂的周期变距桨盘操作机械结构，由小旋翼提供水平姿态控制，大旋翼的转速差实现偏航控制，大旋翼和小旋翼共同形成多旋翼的姿态控制。此外，利用两个大旋翼共轴反桨技术实现整体尺寸的减小，特殊桨气动外形设计减小风场内力损耗。大旋翼与小旋翼都由统一的飞控实现控制。大旋翼与小旋翼采用等力效分配机制，解决载荷一定的情况下功率最小的问题，增加了无人机的航时。

本发明实际上从三个方面同时降低了功率，：

(1)本发明提升了驱动大旋翼的电机力效。

(2)本发明对于大旋翼以及小旋翼的拉力进行了等力效分配，保证了系统的拉力分配关系最优，降低了功率。

(3)本发明采用了特殊气动外形的桨，减小了风场内力损耗，降低了功率，增加了航时。

本发明的有益效果是：

与不采用减速器驱动大桨的电动无人机相比：本发明由于采用了减速器驱动大桨，在力效不降低的前提情况下大大提升了载荷。

与采用减速器驱动大桨的电动无人机相比：本发明由于采用了共轴反桨技术布局承载主要动力的两个大桨在无人机的几何中心位置，大大缩小了无人机系统整体的尺寸。

与采用共轴反桨技术的传统飞行器相比：飞行器的水平运动是通过可以周期变距的桨盘实现，机构非常复杂，导致了直升机整体的价格也很昂贵。本发明是通过四旋翼的控制方式控制水平姿态，然后实现无人机机的水平运动。其控制方式上等效于传统飞行器上直接拉动桨盘改变而不是通过周期变距机构，这在传统飞行器上被认为是一种很难实现的方式，因为桨盘的转动惯量非常大，存在陀螺进动效应。本发明所适应的范围为载荷100公斤左右的情况，远远低于传统飞行器几吨的量级，相应的桨尺寸也小很多，桨的陀螺进动效应也小很多；本发明由于采用了共轴反桨技术，陀螺进动效应明显抵消，因此可以直接采用四旋翼控制姿态控制大旋翼的桨盘倾斜，代替了复杂的周期变距机构，大幅度降低了制造成本；同时由于四旋翼的控制非常成熟，因此本发明大幅度降低了试验、测试、验证的风险。

与不进行等力效分配的无人机相比：不进行等力效分配的无人机仅仅是大旋翼承担主要的拉力，小旋翼承担次要的拉力。但是大载荷设计必须避免的一个基本问题是避免大旋翼工作在低的力效工作点。一旦大旋翼工作在低的力效工作点产生大载荷，功耗将急剧增加，得不偿失。本发明由于大旋翼与小旋翼采用等力效分配机制后，就可以非常的节省功耗，增加航时。

与传统的依靠四个小旋翼的转速差实现偏航所需要的扭矩相比：要实现相同的扭矩，小旋翼的转速改变范围大于大旋翼的转速改变范围，即大旋翼改变单位转速能够产生更大的扭矩，而小旋翼改变单位转速产生的扭矩更小。换句话说，本发明中，大旋翼控制航向比小旋翼控制航向节能。