本实用新型专利技术涉及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)、锂电池(7)、电调(8)、电动机(9)，2组减速齿轮组(10)，大旋翼(5)与小旋翼(6)的力效工作点相同。本实用新型专利技术所无人机能够增加载荷,同时增加航时，减小无人机的整体外形尺寸，可应用于农业航空、林业航空、物流运输等领域。物流运输等领域。物流运输等领域。
【技术实现步骤摘要】
一种等力效分配的多旋翼大载重无人机
[0001]本技术涉及无人机
，尤其涉及一种等力效分配的多旋翼大载重无人机。
技术介绍
[0002]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。
[0003]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。
[0004]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，本技术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。
[0005]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。
技术实现思路
[0006]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，本技术提供一种等力效分配的多旋翼无人机。
[0007]本技术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。
[0008]本技术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。
[0009]本技术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。
[0010]为实现上述技术目的，本技术所采用的技术方案如下。
[0011]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：
[0012]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；所述大旋翼在高度方向上高于四个小旋翼所在的桨平面；
[0013]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；
[0014]每个小旋翼分配的归一化拉力为F
small
/ΣF，每个大旋翼分配的归一化拉力为F
big
/ΣF；其中，
[0015]F
small
为根据所选用的所述电动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；
[0016]F
big
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；
[0017]ΣF为所述大旋翼与所述小旋翼能够提供的拉力值之和。
[0018]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。
[0019]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；
[0020]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。
[0021]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。
[0022]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。
[0023]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)。
[0024]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。
[0025]所述大旋翼与所述小旋翼的等力效分配的方法：
[0026]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 F
small
；
[0027]所述大旋翼经过所述减速器与驱动电机相连，相比于螺旋桨的基准尺寸，增加螺旋桨的尺寸规格，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F
big
；
[0028]根据小旋翼的总数以及大旋翼的总数确定总的拉力值ΣF；
[0029]每个所述小旋翼分配的归一化拉力为：F
small
/ΣF，每个所述大旋翼分配的归一化拉力为：F
big
/ΣF。
[0030]所述螺旋桨的基准尺寸为根据厂家推荐而选择的电机以及螺旋桨的尺寸，在基准螺旋桨的尺寸基础上增加螺旋桨的尺寸，从而得到一个螺旋桨的尺寸放大系数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。
[0031]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。
[0032]本技术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
[0033]图1为本技术的一种等力效分本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一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(5)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；所述大旋翼在高度方向上高于四个小旋翼所在的桨平面；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F
small
/ΣF，每个大旋翼分配的归一化拉力为F
big
/ΣF；其中，F
small
为根据所选用的所述电动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；F
big
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。2.根据权利要求1所述的一种等力效分配的多旋翼大载重无人机，其特征在于：所述起落架(1)与所述载荷仓(2)和/或所述机臂(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。3.根据权利要求2所述的一...
【专利技术属性】
技术研发人员：罗兵，王梦龙，张先敏，逯亮清，
申请(专利权)人：北京韦加智能科技股份有限公司，
类型：新型
国别省市：
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