一种大小旋翼混合的电动多旋翼无人机的制作方法

本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种大小旋翼混合的电动多旋翼无人机。

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，对于主要用于喷洒作业的电动多旋翼无人机，为了增加负载能力和飞行时间，需要尺寸较大的旋翼以提供更大的升力。更大尺寸的旋翼需要更大功率、更大扭矩的电机驱动。其结果是随着旋翼尺寸的增加，电机功率成倍增加，相应的需要更大容量、重量更重的电池，导致了无人机自身重量的同步增加。这种动力系统的缺点是最终增加的负载能力或者飞行时间与总的代价不成比例，即随着功率的增加，越来越不经济，性价比越来越差。

如果不采用更大功率、更大扭矩的电机驱动，而是在全速度范围已经匹配好的电机与桨基础上，电机保持不变，桨尺寸增加，那么就会在最高转速时无法提供大桨所需要的大扭矩，因此会出现高速转动失速的危险情况，最终会导致炸机。在不失速的速度范围内，由于大旋翼的转动惯量大，会导致响应速度降低，姿态控制难度加大。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是克服现有上述技术的不足，提供一种大小旋翼混合的电动多旋翼无人机，其能够在电机不变的情况下，大旋翼升力大响应慢与小旋翼响应快升力小互补，同时实现无人机的大载重与姿态的稳定控制。

为了实现上述发明目的，本发明所采用的技术方案是：

一种大小旋翼混合的多旋翼无人机，包括：起落架、机舱、机臂、飞行控制系统、大旋翼、小旋翼、动力电源、电调、电动机，所述大旋翼承担主要升力，所述小旋翼承担剩余升力；在姿态角的航向角控制中，由所述大旋翼与所述小旋翼共同完成，在姿态角的水平姿态角的俯仰角以及滚转角控制中，由所述小旋翼完成。

优选地，所述起落架与所述机舱下部固定连接；所述机臂呈十字架方式与所述机舱连接，所述小旋翼设置在每个所述机臂的远端部，所述大旋翼设置在所述机臂上靠近机舱的一侧。

优选地，所述电动机直连驱动所述大旋翼旋转。

优选地，其还包括减速器，所述电动机分别通过所述减速器驱动所述大旋翼。

优选地，所述电动机通过所述减速器连接所述大旋翼，所述减速器的减速比大致等于所述大旋翼与所述小旋翼的直径比的三分之五次方。

优选地，驱动所述大旋翼、所述小旋翼的电机都是同一型号。

优选地，所述减速器采用齿轮传动或者同步带传动方式实现。所述同步带方式的减速器结构包括驱动端的小齿轮，同步带，从动端的大齿轮(10-3)，从动端的大齿轮带动大旋翼。

优选地，所述无人机为八旋翼无人机，其包括四个大旋翼和四个小旋翼。四个大旋翼的旋转方向为：圆周上相邻的两个大旋翼旋转方向相反，相对的两个大旋翼旋转方向相同。

优选地，所述无人机为六旋翼无人机，其包括两个大旋翼和四个小旋翼，两个大旋翼旋转方向相反。

本发明一种大小旋翼混合的多旋翼无人机，采用了大桨后，力效(拉力与消耗的功率比值)显著提升，在同等载荷情况下可以降低电机的总功率，在电池容量不变的情况下可以增加飞行时间；在允许的电机功率不变的情况下，可以增加拉力，增加系统的载荷。同时，采用大桨后，每个电机的转动惯量负载增加，响应变慢，本发明通过四个小桨可以快速响应原配的电机进行补偿性控制，弥补控制性能的降低，来保证系统的快速响应性。

附图说明

图1为一种直驱大桨的大小旋翼混合的电动八旋翼无人机。

图2为一种直驱大桨的大小旋翼混合的电动六旋翼无人机。

图3为一种带减速器的大小旋翼混合的电动八旋翼无人机。

图4为一种装配有同步带的减速器。

图5为一种带减速器的大小旋翼混合的电动六旋翼无人机。

具体实施方式

以下将结合附图对本技术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。

如图1所示，本发明一种大小旋翼混合的多旋翼无人机，在电机不变的情况下，大旋翼升力大、响应慢与小旋翼响应快、升力小互补，同时实现无人机的大载重与姿态的稳定控制。本发明一种直驱大桨的大小旋翼混合的八旋翼无人机，其包括：起落架1、机舱2、机臂3、飞行控制系统4、四个大旋翼5、四个小旋翼6、锂电池7、八个电调8、八个电动机9。

驱动四个大旋翼5、四个小旋翼6的电机都是同一型号。四个大旋翼5承担主要升力，四个小旋翼6承担剩余升力。

四个大旋翼5与四个小旋翼6共同完成无人机姿态角的航向角控制。

在姿态角的水平姿态角的俯仰角以及滚转角控制中，由四个小旋翼6完成。

四个电动机9与四个大旋翼5直连，电机的转速范围严格限制在不失速的某个低速范围。

如图2所示，本发明一种大小旋翼混合的六旋翼无人机，其包括：起落架1、机舱2、机臂3、飞行控制系统4、两个大旋翼5、四个小旋翼6、锂电池7、八个电调8、八个电动机9。

驱动两个大旋翼5、四个小旋翼6的电机都是同一型号。两个大旋翼5承担主要升力，四个小旋翼6承担剩余升力。

两个大旋翼5与四个小旋翼6共同完成无人机姿态角的航向角控制。

在姿态角的水平姿态角的俯仰角以及滚转角控制中，由四个小旋翼6完成。

两个电动机9与两个大旋翼5直连，电机的转速范围严格限制在不失速的某个低速范围。

如图3所示，本发明一种大小旋翼混合的八旋翼无人机，其包括：起落架1、机舱2、机臂3、飞行控制系统4、四个大旋翼5、四个小旋翼6、锂电池7、八个电调8、八个电动机9、减速器10。图4示出了采用同步带方式的减速器结构，其包括驱动端的小齿轮(10-1)，同步带(10-2)，从动端的大齿轮(10-3)，从动端的大齿轮(10-3)带动大旋翼(5)。

驱动四个大旋翼5、四个小旋翼6的电机都是同一型号。四个大旋翼5承担主要升力，四个小旋翼6承担剩余升力。

四个大旋翼5与四个小旋翼6共同完成无人机姿态角的航向角控制。

在姿态角的水平姿态角的俯仰角以及滚转角控制中，由四个小旋翼6完成。

四个电动机9分别通过四个减速器10连接四个大旋翼5。减速器10的减速比大致等于大旋翼与小旋翼的直径比的三分之五次方。减速器10采用齿轮传动或者同步带传动方式实现。

如图5所示，本发明一种大小旋翼混合的八旋翼无人机，其包括：起落架1、机舱2、机臂3、飞行控制系统4、两个大旋翼5、四个小旋翼6、锂电池7、八个电调8、八个电动机9、减速器10。图4示出了采用同步带方式的减速器结构，其包括驱动端的小齿轮(10-1)，同步带(10-2)，从动端的大齿轮(10-3)，从动端的大齿轮(10-3)带动大旋翼(5)。

驱动两个大旋翼5、四个小旋翼6的电机都是同一型号。两个大旋翼5承担主要升力，四个小旋翼6承担剩余升力。

两个大旋翼5与四个小旋翼6共同完成无人机姿态角的航向角控制。

在姿态角的水平姿态角的俯仰角以及滚转角控制中，由四个小旋翼6完成。

两个电动机9分别通过两个减速器10连接两个大旋翼5。减速器10的减速比大致等于大旋翼与小旋翼的直径比的三分之五次方。减速器10采用齿轮传动或者同步带传动方式实现。

本发明一种大小旋翼混合的多旋翼无人机中，电机直接驱动大桨情况下，电机一般不能够在全速度范围内带动大桨正常旋转，其原因是大桨转动所需要的扭矩与桨尺寸的直径成5次方关系。单个旋翼拉力t、扭矩m以及功率p的公式为：

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，cp，kp为扭矩系数。

假设某电机在pwm(pulsewidthmodulation)最大值为2ms的情况下达到最大转速，在全速度范围内能够正常匹配的桨尺寸为40寸，所以在大桨情况下比如46寸，电机只能够在一定的低速范围内转动，否则就会由于电机扭矩不够导致旋翼失速。

假设电机工作在允许的转速范围，那么由于桨尺寸增加了，因此由公式(1)可知，在转速不变的情况下拉力值t也会大大增加。在所需要的拉力值t不变的情况下，所需要的转速只能够降低。

由公式(1)得所需要的转速：

其力效可以表示为拉力t与功率p的比值r：

将公式(4)带入(5)式：

公式(6)表明，在所需要的拉力t不变的情况下，桨尺寸越大力效r越大，力效r与桨尺寸直径d成正比例关系。

本发明一种大小旋翼混合的电动多旋翼无人机中，电机通过减速器驱动大桨的情况下，更换大尺寸的旋翼后，旋翼尺寸放大系数为k1，大尺寸的旋翼直径为d2＝k1d1。使得所述减速器的减速比大致等于k15/3。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：

pr_new＝2πmr_newn1＝2πmoldn1＝pold(11)

公式(10)与公式(11)表明，采用大桨后电机端的力矩与功率保持不变，公式(8)表明能够增加拉力，因此能够增加力效r。

公式(12)表明力效增加了倍。举例来说，如果桨尺寸增加了2倍即k1＝2，采用k15/3≈3.2的减速器，力效可以增加倍。

本发明一种大小旋翼混合的电动多旋翼无人机采用大桨后，每个电机的转动惯量负载增加，响应变慢。但是，四个小桨可以快速响应原配的电机进行补偿性控制，弥补控制性能的降低，来保证系统的快速响应性。