多翼單臂縱列式布局電動(dòng)無(wú)人機(jī)旋翼間距優(yōu)化及能耗試驗(yàn)

李繼宇，展義龍，歐陽(yáng)帆，李一凡，蘭玉彬

·農(nóng)業(yè)航空工程·

多翼單臂縱列式布局電動(dòng)無(wú)人機(jī)旋翼間距優(yōu)化及能耗試驗(yàn)

李繼宇，展義龍，歐陽(yáng)帆，李一凡，蘭玉彬※

（1.國(guó)家精準(zhǔn)農(nóng)業(yè)航空施藥技術(shù)國(guó)際聯(lián)合研究中心，廣州 510642；2. 華南農(nóng)業(yè)大學(xué)工程學(xué)院，廣州 510642）

針對(duì)現(xiàn)代農(nóng)業(yè)航空技術(shù)的發(fā)展對(duì)電動(dòng)多旋翼農(nóng)用無(wú)人機(jī)的載荷能力、持續(xù)作業(yè)能力、作業(yè)效率提出更高的要求，而目前電動(dòng)多旋翼植保無(wú)人機(jī)存在續(xù)航時(shí)間短、載質(zhì)量小、作業(yè)效率低等問(wèn)題，該文通過(guò)試驗(yàn)測(cè)試平臺(tái)，首先對(duì)共軸式雙旋翼進(jìn)行不同縱向間距下的升力性能及能耗測(cè)試，分析縱向間距對(duì)雙旋翼升力的影響規(guī)律，根據(jù)分析結(jié)果，針對(duì)縱列式雙旋翼進(jìn)行升力隨橫向間距的變化規(guī)律研究，得出橫向間距比等于1.8為雙旋翼縱列式方式的最優(yōu)橫向間距比。隨后對(duì)不同尺寸縱列式雙旋翼和縱列式多旋翼升力隨橫向間距比的變化規(guī)律進(jìn)行測(cè)試，驗(yàn)證最優(yōu)橫向間距比1.8的普遍適用性。最后，對(duì)多旋翼單機(jī)臂結(jié)構(gòu)六軸十二旋翼縱列式布局無(wú)人機(jī)的綜合性能參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化分析，并對(duì)平面式、縱列式布局方式下的六軸十二旋翼無(wú)人機(jī)進(jìn)行飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證旋翼間距的優(yōu)化結(jié)果。優(yōu)化分析結(jié)果表明，橫向間距比均分別在最優(yōu)化條件下時(shí)，縱列式和平面式布局的升力遠(yuǎn)高于共軸式布局。與縱列式布局相比，平面式布局機(jī)型升力差別不大，但機(jī)身尺寸增加38.70%。飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，在相同負(fù)載下，相對(duì)于優(yōu)化后的縱列式機(jī)型,平面式機(jī)型在單位時(shí)間內(nèi)懸停功率僅減小0.06%，而機(jī)身質(zhì)量增加6.82%。該研究在保證無(wú)人機(jī)能效的前提下，通過(guò)改變旋翼間的相對(duì)位置，對(duì)多旋翼單機(jī)臂結(jié)構(gòu)電動(dòng)無(wú)人機(jī)的旋翼間距進(jìn)行優(yōu)化，從而優(yōu)化機(jī)身尺寸及質(zhì)量，改善多翼單臂結(jié)構(gòu)無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)特性，降低慣性，提升有效負(fù)載能力，從而提升整機(jī)性能。

農(nóng)業(yè)機(jī)械；無(wú)人機(jī)；優(yōu)化；縱列式；多旋翼單機(jī)臂；旋翼間距；能耗性能；升力

0 引 言

隨著農(nóng)業(yè)航空應(yīng)用技術(shù)的推廣，農(nóng)用無(wú)人機(jī)在現(xiàn)代農(nóng)業(yè)生產(chǎn)中得到廣泛應(yīng)用，農(nóng)用無(wú)人機(jī)是農(nóng)業(yè)航空施藥技術(shù)得以實(shí)施的作業(yè)平臺(tái)[1]。由于電動(dòng)多旋翼無(wú)人機(jī)操作簡(jiǎn)單、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)易、易于維護(hù)、成本較低等特點(diǎn)，目前中國(guó)農(nóng)用無(wú)人機(jī)以電動(dòng)多旋翼無(wú)人機(jī)為主[2-3]。

與有人駕駛飛機(jī)和油動(dòng)農(nóng)用無(wú)人機(jī)相比，電動(dòng)多旋翼無(wú)人機(jī)由于負(fù)載能力小、持續(xù)作業(yè)時(shí)間短、作業(yè)效率較低，極大的限制了農(nóng)業(yè)航空技術(shù)的推廣應(yīng)用。為了提高電動(dòng)多旋翼農(nóng)用無(wú)人機(jī)的載荷能力和續(xù)航時(shí)長(zhǎng)，可以從電池能源、旋翼尺寸、旋翼轉(zhuǎn)速、旋翼數(shù)量、整機(jī)結(jié)構(gòu)等方面進(jìn)行優(yōu)化[4-6]。電動(dòng)無(wú)人機(jī)主要靠鋰電池提供動(dòng)力，在電池能源方面，由于電池技術(shù)上的瓶頸要想提高無(wú)人機(jī)的續(xù)航時(shí)間就必需增加電池質(zhì)量，在理論上存在一個(gè)閾值點(diǎn)，使得電池質(zhì)量超過(guò)此閾值點(diǎn)后，無(wú)人機(jī)的續(xù)航能力無(wú)法繼續(xù)提升[7-8]。當(dāng)旋翼尺寸過(guò)大時(shí)無(wú)法迅速對(duì)旋翼的轉(zhuǎn)速進(jìn)行調(diào)整，降低了無(wú)人機(jī)的靈活性與機(jī)動(dòng)性，并且在高速運(yùn)轉(zhuǎn)下旋翼的頻繁上下振動(dòng)容易造成旋翼的斷裂降低無(wú)人機(jī)的穩(wěn)定性及可靠性[9-10]。當(dāng)旋翼轉(zhuǎn)速過(guò)大時(shí)易造成高轉(zhuǎn)失速的問(wèn)題，并且高轉(zhuǎn)速下對(duì)旋翼的強(qiáng)度要求較高[11]。在槳型與電機(jī)匹配度最優(yōu)的情況下，即螺旋槳的弦長(zhǎng)分布、槳距角分布、拉力系數(shù)、扭矩系數(shù)、功率系數(shù)等幾何特性滿足螺旋槳與電機(jī)搭配時(shí)效率最大，為了提高多旋翼無(wú)人機(jī)的載質(zhì)量及續(xù)航時(shí)間目前大都以增加旋翼數(shù)量、改變整機(jī)結(jié)構(gòu)為主要方法。其中多旋翼單機(jī)臂結(jié)構(gòu)是增加旋翼數(shù)量的主要方式之一，此結(jié)構(gòu)主要是指在保證一定整機(jī)尺寸的前提下，增加多軸無(wú)人機(jī)每根機(jī)臂軸上的旋翼數(shù)量，使得無(wú)人機(jī)每根機(jī)臂軸上的旋翼數(shù)量大于等于2，從而增加整機(jī)旋翼數(shù)量，提升整機(jī)的負(fù)載能力。改變整機(jī)結(jié)構(gòu)主要是通過(guò)融合新型結(jié)構(gòu)來(lái)實(shí)現(xiàn)整機(jī)性能的改善。

根據(jù)優(yōu)化方式可將電動(dòng)多旋翼無(wú)人機(jī)分為共軸式、縱列式、平面式、新型結(jié)構(gòu)等。共軸式主要以共軸雙旋翼氣動(dòng)特性隨試驗(yàn)參數(shù)的變化規(guī)律為研究單元[12-13]，如Bondyra等[14-15]對(duì)共軸雙旋翼系統(tǒng)和獨(dú)立的旋翼進(jìn)行了對(duì)比試驗(yàn)，對(duì)共軸雙旋翼的推進(jìn)效率進(jìn)行了優(yōu)化。徐東甫等[16]使用共軸雙槳和旋翼系統(tǒng)的傾斜配置，提升了系統(tǒng)的冗余性和可靠性?？v列式的研究主要以非平面雙旋翼氣動(dòng)特性隨試驗(yàn)參數(shù)的變化規(guī)律為研究單元[17-18]，雷瑤[19]針對(duì)雙旋翼單元進(jìn)行了不同氣動(dòng)參數(shù)對(duì)基本雙旋翼系統(tǒng)氣動(dòng)特性的影響研究，提高了無(wú)人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)的效率，楊璐鴻[20]通過(guò)采用CFD方法對(duì)2副主旋翼在不同參數(shù)狀態(tài)下的氣動(dòng)特性進(jìn)行計(jì)算分析，確定了該無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)布局。平面式的研究主要是利用Fluent軟件針對(duì)單個(gè)旋翼的參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化[21]，或?qū)Σ煌瑮l件下平面式布局旋翼間的氣流特性及升力進(jìn)行計(jì)算分析進(jìn)而優(yōu)化旋翼布局[22]，如張利國(guó)等[23]基于動(dòng)量葉素理論，考慮黏性作用，對(duì)槳葉的結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化計(jì)算，劉雪松等[24]考慮多種因素建立等效圓盤(pán)模型利用Fluent軟件計(jì)算和分析懸停狀態(tài)時(shí)不同旋翼間距下旋翼間的相互干擾對(duì)四旋翼升力的影響。新型結(jié)構(gòu)主要通過(guò)多種尺寸旋翼間的搭配或增加輔助結(jié)構(gòu)等方式來(lái)實(shí)現(xiàn)[25-26]。張陽(yáng)勝等[27]結(jié)合共軸直升機(jī)和四槳飛行器的優(yōu)點(diǎn)進(jìn)行優(yōu)化組合提高了六旋翼飛行器的承載能力和穩(wěn)定性，Al-Rihani等[28]融合新型驅(qū)動(dòng)結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)了1種雙軸傾斜概念的新型四旋翼的設(shè)計(jì)。

綜上所述，國(guó)內(nèi)外已從不同的角度對(duì)電動(dòng)多旋翼無(wú)人機(jī)的性能進(jìn)行優(yōu)化并取得一定的研究成果，但主要是從單旋翼的槳葉參數(shù)優(yōu)化，共軸式、縱列式雙旋翼氣動(dòng)特性隨試驗(yàn)參數(shù)的變化規(guī)律，融合新型結(jié)構(gòu)等方式展開(kāi)的研究[29-31]，針對(duì)多旋翼單機(jī)臂結(jié)構(gòu)不同旋翼間距對(duì)旋翼升力的影響尚未展開(kāi)研究。為了保證能量的高效利用，兼顧機(jī)身尺寸及質(zhì)量的合理性，本文針對(duì)多旋翼單機(jī)臂電動(dòng)無(wú)人機(jī)的旋翼最優(yōu)間距進(jìn)行研究，提出一種較優(yōu)的縱列式布局方法，保證了旋翼布局方式的合理性，從而實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)能耗、機(jī)體尺寸、飛行時(shí)間及穩(wěn)定性等多種性能的優(yōu)化匹配。

1 縱列式布局及測(cè)試平臺(tái)

1.1 縱列式布局

本文在相關(guān)學(xué)者研究的基礎(chǔ)上提出了一種縱列式布局方式[18]。此布局方式是平面式布局及共軸式布局的一種折中情況，當(dāng)旋翼間的軸距等于零時(shí)為共軸式布局；軸距大于1個(gè)旋翼直徑時(shí)采用平面式布局；當(dāng)軸距大于零，小于旋翼直徑時(shí)，旋翼之間存在重疊，此時(shí)為縱列式布局；反過(guò)來(lái)說(shuō)共軸式、平面式結(jié)構(gòu)是縱列式結(jié)構(gòu)2種不同的極端情況。

以六軸12旋翼無(wú)人機(jī)的縱列式布局方式為例，本文提出的多旋翼單機(jī)臂縱列式布局結(jié)構(gòu)其示意圖如圖1所示，圖1a為整機(jī)俯視圖，其中圓實(shí)線為上旋翼的旋轉(zhuǎn)軌跡，圓虛線為下旋翼的旋轉(zhuǎn)軌跡，圖1b和圖1c為整機(jī)、相鄰2個(gè)機(jī)臂的側(cè)視圖，從中可看出，內(nèi)側(cè)相鄰及同軸上的2旋翼上下布置，2旋翼的軸間距小于1個(gè)旋翼直徑。區(qū)別于一般的布局方式的是，此縱列式布局方式不僅限于同機(jī)臂上雙旋翼間的縱列，內(nèi)側(cè)6個(gè)旋翼呈圓周上下交替布置同樣實(shí)現(xiàn)了縱列式布局。同時(shí)，從整體布局結(jié)構(gòu)來(lái)看還存在3個(gè)上旋翼1個(gè)下旋翼的四旋翼縱列式布局。此種布局方式能在合理的旋翼間距比下保證旋翼升力的同時(shí)進(jìn)一步的縮小機(jī)身體積，減輕機(jī)身質(zhì)量。目前，針對(duì)縱列式布局的研究大都是直升機(jī)雙旋翼間的縱列，針對(duì)多旋翼無(wú)人機(jī)雙、四旋翼縱列式布局尚未展開(kāi)研究。為了更全面的對(duì)縱列式旋翼布局方式進(jìn)行研究，在雙旋翼基礎(chǔ)上，針對(duì)三、四、五旋翼縱列式布局展開(kāi)研究。

圖1 縱列式布局示意圖

本文針對(duì)縱列式布局方式下旋翼升力性能隨旋翼間距的變化規(guī)律進(jìn)行研究。針對(duì)不同尺寸不同旋翼縱列式布局下旋翼升力隨旋翼間距的變化規(guī)律進(jìn)行研究，以確定縱列式布局方式的最優(yōu)旋翼間距。針對(duì)縱列式、平面式、共軸式布局3種機(jī)型在最優(yōu)旋翼間距下的整機(jī)性能進(jìn)行對(duì)比分析，并對(duì)縱列式、平面式實(shí)體機(jī)型進(jìn)行飛行測(cè)試，驗(yàn)證多翼單臂縱列式布局電動(dòng)無(wú)人機(jī)旋翼間距的優(yōu)化效果。

1.2 測(cè)試平臺(tái)

綜合考慮不同旋翼布局方式的需求和平臺(tái)的可靠性要求，搭建一種多旋翼布局能耗測(cè)試平臺(tái)[32]，該測(cè)試系統(tǒng)由測(cè)試架、參數(shù)調(diào)節(jié)系統(tǒng)、被測(cè)旋翼組件、控制及測(cè)量系統(tǒng)組成，該測(cè)試平臺(tái)能夠按照遙控指令準(zhǔn)確調(diào)節(jié)旋翼的轉(zhuǎn)速，并通過(guò)參數(shù)自動(dòng)調(diào)節(jié)系統(tǒng)來(lái)調(diào)節(jié)旋翼間任意空間相對(duì)位置，從而調(diào)節(jié)旋翼間的橫向間距與縱向間距，以便研究不同試驗(yàn)參數(shù)下旋翼升力隨旋翼間距的變化規(guī)律。此外該平臺(tái)使用穩(wěn)壓狀態(tài)下的直流電源為電機(jī)供電，該裝置可自動(dòng)完成對(duì)電機(jī)電壓、電流、拉力傳感器數(shù)據(jù)的采集，并能夠得到實(shí)時(shí)的旋翼升力和消耗功率，拉壓傳感器通過(guò)螺絲減振墊與位于旋翼正下方的電機(jī)座連接直接進(jìn)行旋翼升力的測(cè)試，保證了測(cè)試的高效性、安全性與可靠性。測(cè)試平臺(tái)如圖2所示。本文首先通過(guò)本裝置對(duì)不同布局方式及試驗(yàn)參數(shù)下，旋翼升力隨間距的變化規(guī)律進(jìn)行試驗(yàn)測(cè)試。以測(cè)試結(jié)果指導(dǎo)多旋翼無(wú)人機(jī)的旋翼布局方式。

1.測(cè)試架 2.參數(shù)調(diào)節(jié)系統(tǒng) 3.被測(cè)旋翼組件 4.控制及測(cè)量系統(tǒng)

本文主要進(jìn)行了定距槳的升力性能試驗(yàn)測(cè)試，主要試驗(yàn)設(shè)備參數(shù)指標(biāo)如表1。

表1 主要試驗(yàn)設(shè)備性能參數(shù)

試驗(yàn)選取消耗功率、升力為測(cè)試指標(biāo)，由于兩旋翼旋轉(zhuǎn)中心的直線距離及旋轉(zhuǎn)中心在豎直方向的距離小于一個(gè)旋翼半徑，故而為了簡(jiǎn)化不同旋翼尺寸帶來(lái)的影響以橫向間距比（/），縱向間距比（/）為試驗(yàn)參數(shù)。利用升力測(cè)試平臺(tái)調(diào)節(jié)旋翼間距，對(duì)不同間距比下旋翼的升力進(jìn)行測(cè)試，同時(shí)利用遙控器調(diào)節(jié)油門(mén)百分比進(jìn)而控制旋翼的消耗功率，對(duì)不同消耗功率下旋翼的升力進(jìn)行測(cè)試，為了更好的對(duì)比不同試驗(yàn)條件下旋翼的升力性能，利用二次插值法對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理分析，以單個(gè)旋翼相同消耗功率下的升力為評(píng)價(jià)指標(biāo)，對(duì)不同布局方式下的旋翼升力性能進(jìn)行對(duì)比分析，以確定最優(yōu)間距。

2 縱列式最優(yōu)旋翼間距確定

2.1 縱向間距

為了研究縱向間距對(duì)旋翼升力性能的影響程度，以共軸式雙旋翼，即1對(duì)完全重疊的旋翼為研究對(duì)象，進(jìn)行升力性能隨縱向間距的變化規(guī)律試驗(yàn)測(cè)試，其布局方式如圖3所示。

在保證整機(jī)合理尺寸范圍及旋翼不碰撞的前提下，針對(duì)圖3共軸式雙旋翼進(jìn)行不同/下的升力隨消耗功率的變化測(cè)試，試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果如圖4所示。

圖3 共軸式布局

圖4 共軸式雙旋翼升力性能隨消耗功率的變化

由圖4可知，0.3≤/≤1.0時(shí)，在同一消耗功率下隨縱向間距比/的變化旋翼升力并無(wú)明顯變化，可見(jiàn)縱向間距對(duì)旋翼的升力性能并無(wú)明顯影響。

2.2 橫向間距

2.2.1 雙旋翼縱列布局最優(yōu)間距確定

由上述研究可知/對(duì)雙旋翼升力性能基本無(wú)影響，故為了研究/對(duì)縱列式布局雙旋翼升力的影響,將/設(shè)為最小值，此值為兩旋翼間電機(jī)高度、電機(jī)座厚度、機(jī)臂直徑之和。針對(duì)縱列式雙旋翼進(jìn)行不同/下的升力測(cè)試，并測(cè)試孤立旋翼升力，以便進(jìn)行對(duì)比分析，試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果如表2所示。

在相同消耗功率下，縱列式雙旋翼升力隨/的變化而變化。由表2可知，當(dāng)/＜2.0時(shí)，在同一消耗功率下，隨/的增加雙旋翼的升力增加。這是由于隨/的增加，雙旋翼上、下旋翼間的重疊度減小，上旋翼氣流對(duì)下旋翼升力性能的干擾程度降低，從而導(dǎo)致升力性能有所提升。

為了更直觀的體現(xiàn)/對(duì)雙旋翼升力的影響，通過(guò)對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行二次插值處理，求出一定功率下雙旋翼的升力，分別對(duì)縱列式雙旋翼的上、下旋翼升力隨/的變化規(guī)律進(jìn)行分析，由圖5可知，相同消耗功率下，隨著/的增加，上旋翼升力變化較小，而下旋翼的升力隨之增大，且當(dāng)/＞1.5時(shí)隨/的增加下旋翼升力有趨于穩(wěn)定的趨勢(shì)。當(dāng)/分別為0、0.5、1.0、1.5、2.0時(shí)，在不同消耗功率下，縱列式下旋翼相對(duì)于上旋翼升力損失百分比的平均值分別為37.32%、33.37%、15.35%、8.63%、2.96%，由此可以得出，對(duì)于縱列式布局結(jié)構(gòu)，下旋翼升力性能隨橫向間距的變化而變化。

表2 孤立旋翼及不同D/R下縱列式雙旋翼升力測(cè)試

注：/為橫向間距比；為測(cè)試旋翼的總功率，W；為測(cè)試雙旋翼總升力，N。

Note:/is lateral spacing ratios;is the total power of test rotor, W;is the total lift of test rotor, N.

圖5 雙旋翼縱列式布局上、下旋翼升力性能隨橫向間距比變化

為了研究縱列式雙旋翼升力隨/的變化而發(fā)生明顯變化的拐點(diǎn)，在保留/=1.5的同時(shí)對(duì)1.0＜/≤2.0內(nèi)的試驗(yàn)參數(shù)以0.2為單位間隔進(jìn)行細(xì)化，并拓展測(cè)量范圍至2.0＜/＜3.0，開(kāi)展縱列式雙旋翼布局不同消耗功率下下旋翼升力隨/的變化規(guī)律試驗(yàn)測(cè)試。

由圖6可知，當(dāng)/＜1.8時(shí)，在同一消耗功率下，下旋翼升力隨/的增大而增大。當(dāng)/分別為1.2、1.4、1.5、1.6時(shí)，在不同消耗功率下下旋翼升力相對(duì)于孤立旋翼升力損失百分比的平均值分別為10.33%、6.67%、5.72%、3.61%。當(dāng)/≥1.8時(shí)，旋翼間的氣動(dòng)干擾程度降低，在同一消耗功率下，隨著/的變化下旋翼的升力趨于穩(wěn)定，下旋翼升力相對(duì)于孤立旋翼?yè)p失百分比的平均值穩(wěn)定在0.70%以內(nèi)。當(dāng)/=1.8時(shí)在不同消耗功率下縱列式布局下旋翼升力相對(duì)于孤立旋翼升力的平均損失百分比為0.66%，此時(shí)下旋翼升力與孤立旋翼的升力基本相同（圖7）。綜上可知，/=1.8是縱列式雙旋翼升力性能是否會(huì)隨D/R的變化而產(chǎn)生明顯變化的臨界點(diǎn)，/=1.8時(shí)雙旋翼升力與平面式布局基本相同。在優(yōu)化機(jī)身體積，減輕機(jī)架質(zhì)量，提高能耗利用率的設(shè)計(jì)前提下可知/=1.8為同尺寸雙旋翼布局結(jié)構(gòu)下的最優(yōu)間距比。

圖6 雙旋翼縱列式下旋翼升力性能隨橫向間距比的變化

圖7 D/R為1.8時(shí)下旋翼與孤立旋翼升力對(duì)比

以上試驗(yàn)采用直徑為33.02 cm的碳纖維旋翼，為了驗(yàn)證/=1.8對(duì)不同尺寸型號(hào)碳纖維槳是否具有普遍適用性，以相同的試驗(yàn)方法分別選取直徑為40.64、55.88 cm的碳纖維槳，進(jìn)行不同消耗功率下雙旋翼縱列式布局下旋翼升力隨/的變化規(guī)律測(cè)試（圖8）。

由圖8可知，對(duì)于2種不同尺寸旋翼，當(dāng)/≥1.8時(shí)，在同一消耗功率下隨/的變化下旋翼升力變化量皆在1%以內(nèi)，此時(shí)/的變化對(duì)下旋翼的升力性能基本無(wú)影響。由上可知，在33.02～55.88 cm范圍內(nèi)，/=1.8對(duì)于不同尺寸旋翼具有普遍適用性。

注：d為旋翼直徑，cm。

2.2.2 多旋翼縱列布局最優(yōu)間距驗(yàn)證

為了驗(yàn)證三、四、五旋翼縱列式布局，旋翼間的最優(yōu)間距比是否仍為1.8。對(duì)直徑為33.02 cm的多旋翼縱列式布局的下旋翼在不同消耗功率下升力隨/的變化規(guī)律進(jìn)行測(cè)試，布局方式如圖9所示。試驗(yàn)參數(shù)/參考2.2.1節(jié)縱列式雙旋翼布局方式試驗(yàn)進(jìn)行設(shè)置。特別的是，對(duì)于五旋翼縱列式布局，4個(gè)上旋翼處于同一上平面且各自與下旋翼間的/相同，為了保證4個(gè)上旋翼的旋轉(zhuǎn)平面不發(fā)生重疊必須滿足兩相鄰上旋翼間的距離>2.0，根據(jù)幾何關(guān)系此時(shí)上、下旋翼間距離必須大于1.4，故對(duì)于五旋翼縱列式布局方式/從1.5開(kāi)始取值。

注：D為上、下兩旋翼的橫向間距，mm；R為旋翼半徑，mm；X為2個(gè)相鄰上旋翼旋轉(zhuǎn)中心的距離，mm。

不同消耗功率下，3種縱列式多旋翼布局下旋翼升力隨/的變化規(guī)律如圖10所示，進(jìn)行縱列式布局下旋翼升力測(cè)試試驗(yàn)前，針對(duì)孤立下旋翼進(jìn)行不同消耗功率下升力的測(cè)試，以便與縱列式布局方式下旋翼在不同試驗(yàn)參數(shù)下的升力進(jìn)行對(duì)比。

圖10 多旋翼縱列式下旋翼升力隨橫向間距比的變化

在同一消耗功率下，當(dāng)/<1.8時(shí)，3種縱列式多旋翼布局下旋翼升力均隨/的增加而增加，當(dāng)/≥1.8時(shí)隨著/的變化下旋翼的升力趨于穩(wěn)定，變化量穩(wěn)定在2.50%以內(nèi)。綜上可知，/=1.8為縱列式多旋翼布局方式的最優(yōu)間距。

3 縱列式布局無(wú)人機(jī)綜合參數(shù)優(yōu)化分析

為了驗(yàn)證縱列式最優(yōu)設(shè)計(jì)，選用相同性能參數(shù)旋翼下最優(yōu)平面布局和共軸布局結(jié)構(gòu)進(jìn)行對(duì)比分析，其中平面式布局結(jié)構(gòu)，內(nèi)側(cè)相鄰2個(gè)旋翼及同機(jī)臂2個(gè)旋翼間/＞2.0，在平面式布局旋翼間的氣動(dòng)干擾作用較弱的前提下，參考市場(chǎng)上具有代表性的韋加多旋翼單機(jī)臂JF01-20八旋翼植保機(jī)型的/值，其同機(jī)臂2個(gè)旋翼/為2.3，但內(nèi)側(cè)相鄰2個(gè)旋翼/值為3.2導(dǎo)致了整機(jī)尺寸大大增加，同時(shí)參考劉雪松等[24]通過(guò)建立等效盤(pán)模型，利用Fluent軟件對(duì)懸停狀態(tài)下的四旋翼旋翼間干擾對(duì)升力影響分析的研究結(jié)果，當(dāng)/為2.5時(shí)，旋翼升力提高約1%，在相同消耗功率下平面式結(jié)構(gòu)無(wú)人機(jī)單旋翼的升力值與孤立旋翼的升力值基本相同。在無(wú)人機(jī)升力最優(yōu)的同時(shí)為了控制一定機(jī)身尺寸，對(duì)比參考以上平面布局結(jié)構(gòu)的/值，可知平面式布局結(jié)構(gòu)/為2.5時(shí)最優(yōu)?？v列式布局結(jié)構(gòu)，內(nèi)側(cè)相鄰兩旋翼及同機(jī)臂兩旋翼/<2.0，根據(jù)本文研究結(jié)果，在/=1.8為縱列式多旋翼布局最優(yōu)間距。同軸式布局結(jié)構(gòu)，同機(jī)臂上的2個(gè)旋翼同軸布置，相鄰機(jī)臂旋翼間/與平面式內(nèi)側(cè)2個(gè)旋翼的/相同，設(shè)置為2.5。

為對(duì)比3種不同布局方式對(duì)多旋翼無(wú)人機(jī)升力的影響，在機(jī)臂尺寸相同的情況下，對(duì)3種機(jī)型升力進(jìn)行理論分析對(duì)比，假設(shè)平面式結(jié)構(gòu)總升力為F，縱列式布局結(jié)構(gòu)總升力為F，同軸式布局結(jié)構(gòu)總升力為F，計(jì)算公式如下

式中為旋翼數(shù)量，=12；為孤立旋翼升力，N；1為雙旋翼共軸式布局下旋翼升力，N；2為四旋翼縱列式布局下旋翼升力，N；3為雙旋翼縱列式布局下旋翼升力，N。

平面、縱列式/分別為2.5和1.8。對(duì)于多旋翼單機(jī)臂的六軸機(jī)臂結(jié)構(gòu)，兩相鄰機(jī)臂夾角為=60°，由幾何關(guān)系，經(jīng)計(jì)算可知，2機(jī)型整機(jī)尺寸分別為10、7.2，相對(duì)于縱列式布局機(jī)型，平面式布局機(jī)型機(jī)身尺寸增加38.70%。因此在保證整機(jī)升力的前提下，縱列式布局機(jī)型能夠?qū)φ麢C(jī)尺寸進(jìn)行優(yōu)化，同時(shí)也能減輕機(jī)身質(zhì)量，從而降低多旋翼無(wú)人機(jī)的慣性，增強(qiáng)飛行可控性及穩(wěn)定性。綜上所述，多旋翼單機(jī)臂六軸12旋翼無(wú)人機(jī)以旋翼間距比為1.8時(shí)的縱列式布局方式較優(yōu)。

4 飛行測(cè)試

目前市場(chǎng)上所流行的機(jī)型布局結(jié)構(gòu)大都為多軸單翼單臂平面式布局，單根機(jī)臂僅1個(gè)旋翼。本文所搭建的平面式布局無(wú)人機(jī)與市場(chǎng)上所流行的機(jī)型差別在于，單根機(jī)臂采用2個(gè)平面式布局的旋翼。由于單根機(jī)臂上旋翼數(shù)量增加1倍，故而相對(duì)于市場(chǎng)上的流行機(jī)型，本文所搭建的平面式結(jié)構(gòu)無(wú)人機(jī)，在能耗增加1倍的前提下，升力增加1倍，故本文所搭建的平面式結(jié)構(gòu)無(wú)人機(jī)功耗與升力之比與市場(chǎng)上所流行的平面式無(wú)人機(jī)相同，所以在不考慮成本的前提下，2個(gè)不同機(jī)型無(wú)人機(jī)性能相當(dāng)。

為了更加合理的驗(yàn)證縱列式布局方式的優(yōu)勢(shì)性，本文在僅改變旋翼安裝位置及機(jī)架尺寸的情況下，進(jìn)行飛行試驗(yàn)（圖11）。平面式布局結(jié)構(gòu)機(jī)身尺寸及機(jī)身質(zhì)量相對(duì)于縱列式布局結(jié)構(gòu)分別增加38.70%、6.82%，為了保證不同布局方式的總負(fù)載相同，對(duì)縱列式布局機(jī)型進(jìn)行增加配重。利用高精曲線功率計(jì)對(duì)無(wú)人機(jī)的實(shí)時(shí)懸停功耗進(jìn)行測(cè)試。2019年1月于華南農(nóng)業(yè)大學(xué)進(jìn)行飛行試驗(yàn)。選取100 s內(nèi)，2種不同布局方式下穩(wěn)定懸停飛行時(shí)的消耗功率進(jìn)行對(duì)比（圖12）。

圖11 飛行試驗(yàn)

如圖12所示，在100 s內(nèi)，縱列式布局加配重機(jī)型平均懸停功率為1 296.49 W，平面式布局機(jī)型平均懸停功率為1 215.54 W。在相同負(fù)載下，相對(duì)于縱列式機(jī)型，平面式機(jī)型在單位時(shí)間內(nèi)懸停功率僅減小了0.06%，但平面式布局結(jié)構(gòu)機(jī)架質(zhì)量增加了6.82%，機(jī)身尺寸增加38.70%。通過(guò)實(shí)體機(jī)型飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了縱列式布局方式的合理性，縱列式布局可以實(shí)現(xiàn)電動(dòng)多旋翼無(wú)人機(jī)的正常飛行。經(jīng)過(guò)綜合對(duì)比可知，縱列式布局機(jī)型在保證飛行性能的前提下，機(jī)身結(jié)構(gòu)得到了優(yōu)化。

圖12 不同布局方式六軸12旋翼無(wú)人機(jī)懸停消耗功率

5 結(jié) 論

1）在同一消耗功率下，當(dāng)/＜1.8時(shí)縱列式布局結(jié)構(gòu)下旋翼升力隨/的增加而增加，當(dāng)/≥1.8時(shí)下旋翼升力隨/的變化趨于穩(wěn)定，/=1.8是下旋翼升力是否會(huì)隨/發(fā)生明顯變化的臨界點(diǎn)，在保證旋翼升力性能，優(yōu)化多旋翼無(wú)人機(jī)機(jī)型結(jié)構(gòu)，減輕機(jī)身質(zhì)量的設(shè)計(jì)前提下，/=1.8為縱列式布局結(jié)構(gòu)的最優(yōu)間距。

2）針對(duì)多旋翼單機(jī)臂結(jié)構(gòu)電動(dòng)無(wú)人機(jī)平面布局與縱列式布局機(jī)型進(jìn)行飛行對(duì)比試驗(yàn)，通過(guò)對(duì)比得知，在相同負(fù)載下平面式機(jī)型相對(duì)于旋翼間距優(yōu)化后的縱列式機(jī)型在單位時(shí)間內(nèi)懸停功率僅減小了0.06%，而機(jī)身質(zhì)量增加6.82%，機(jī)身尺寸增加38.70%，綜合對(duì)比可知縱列式布局機(jī)型在保證飛行性能的前提下，機(jī)身結(jié)構(gòu)得到了優(yōu)化。

3）針對(duì)目前電動(dòng)多旋翼無(wú)人機(jī)續(xù)航時(shí)間短、載質(zhì)量小、作業(yè)效率低等問(wèn)題，本文對(duì)多旋翼單機(jī)臂結(jié)構(gòu)縱列式布局電動(dòng)無(wú)人機(jī)的旋翼間距進(jìn)行了優(yōu)化。相對(duì)于傳統(tǒng)平面式布局此布局能夠在保證升力的同時(shí)縮小機(jī)身尺寸，減輕機(jī)身質(zhì)量；相對(duì)于同軸式布局，能夠提升多旋翼無(wú)人機(jī)升力，提升載質(zhì)量能力，降低能源損耗，提高能量轉(zhuǎn)化率。此縱列式布局在滿足多旋翼無(wú)人機(jī)載荷需求的同時(shí)能夠優(yōu)化機(jī)型結(jié)構(gòu)，提升有效負(fù)載、續(xù)航能力，是未來(lái)大載質(zhì)量長(zhǎng)航時(shí)多旋翼無(wú)人機(jī)的研究方向之一。

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Li Jiyu, Zhan Yilong, Ou Yangfan, Li Yifan, Lan Yubin※

(1.(),510642,; 2.,510642,)

Along with the continuous development of agricultural aviation application technology, an agricultural unmanned aerial vehicle (UAV) is widely used in modern agricultural production, which is the operation platform for implementing agricultural aviation technology. Due to the characteristics of simple operation, simple structure, easy maintenance and low cost, electric multi-rotor UAV is widely used in the field of agricultural aviation. However, it has the problems of small load capacity, short continuous operation time, low operation efficiency, etc. The multi-rotor single-arm tandem structure can effectively improve the load capacity and operation capacity of the electric UAV, but the structure will lead to the increase of the size and mass of the whole machine and reduce the effective utilization rate of energy, which still needs to be optimized and improved. Rotor spacing affects the overall performance of multi-rotor single-arm tandem electric UAV, but the influence of different rotor spacing on rotor lift of multi-rotor single-arm structure has not been studied. In this paper, by setting up a test platform and takingpower consumption() andlift () as test indexes, the rotors with different spacing were tested, and the optimal spacing ratio between tandem rotors was analyzed and determined. The optimal spacing ratio was verified by theoretical analysis and flight test of solid aircraft. The lift performance and energy consumption of coaxial and tandem twin rotors at different spacing were tested. The results showed that the longitudinal spacing ratio had no effect on the lift performance, while the lateral spacing ratio had an effect on the lift performance. In order to further determine the optimal lateral spacing ratio, the variation law of rotor lift with lateral spacing ratio under the double rotor tandem arrangement was tested. When the lateral spacing ratio was less than 1.8, the lower rotor lift increased with the increase of lateral spacing ratio under the same power consumption. When the lateral spacing ratio was greater than 1.8, the lift of the lower rotor tended to be stable, and the average value of the lower rotor lift relative to the loss percentage of the isolated rotor was stable within 0.70%. When the lateral spacing ratio was equal to 1.8, the average loss percentage of the rotor lift under the tandem layout was 0.66% relative to the isolated rotor lift under different power consumption. At this time, the lower rotor lift is basically the same as the isolated rotor lift, thus determining that the optimal spacing ratio of the tandem double rotor was equal to 1.8.Secondly, by testing the variation of the lift force of two rotors with different sizes and the rotor lift force with the lateral spacing ratio under the tandem layout of multiple rotors, it was concluded that 1.8 was suitable for the tandem layout mechanism with different sizes and number of rotors. In order to validate the optimal effect of the lateral spacing ratio of 1.8 on the rotor spacing of the multi-rotor single-arm tandem electric UAV, this paper compared and analyzed the performance parameters of planar and tandem aircraft of six-axis 12-rotor UAV with multi-rotor single-arm structure. The results showed that compared with the tandem model with lateral spacing ratio 1.8, the fuselage size of the planar model increases by 38.70%, while the lift difference between the two is only 1.52%. Through flight tests, the results showed that under the same load, the hovering power per unit time of the planar model decreased by only 0.06%, while the fuselage mass increased by 6.82% compared with the optimized tandem model, the fuselage size increased by 38.70%. This paper studied the optimal rotor spacing of multi-rotor single-arm electric UAV. On the premise of ensuring the energy efficiency of the UAV, the rotor spacing of the multi-rotor single-arm structure electric UAV is optimized by changing the relative positions between the rotors, so as to optimize the fuselage size and mass, improve the aerodynamic characteristics of the multi-rotor single-arm structure UAV, reduce inertia, enhance payload capacity, and thus improve the overall performance.

agricultural machinery; UAV; optimization; tandem; multi-rotor single arm; rotor spacing; energy performance; lift

李繼宇，展義龍，歐陽(yáng)帆，李一凡，蘭玉彬. 多翼單臂縱列式布局電動(dòng)無(wú)人機(jī)旋翼間距優(yōu)化及能耗試驗(yàn)[J]. 農(nóng)業(yè)工程學(xué)報(bào)，2019，35(23)：87－95.doi：10.11975/j.issn.1002-6819.2019.23.011 http://www.tcsae.org

Li Jiyu, Zhan Yilong, Ou Yangfan, Li Yifan, Lan Yubin. Optimization of rotor spacing and energy consumption test for multi-rotor single arm tandem electric UAV[J]. Transactions of the Chinese Society of Agricultural Engineering (Transactions of the CSAE), 2019, 35(23): 87－95. (in Chinese with English abstract) doi：10.11975/j.issn.1002-6819.2019.23.011 http://www.tcsae.org

2019-02-11

2019-09-06

國(guó)家重點(diǎn)研發(fā)計(jì)劃重點(diǎn)課題（2017YFD0701001）；國(guó)家自然科學(xué)基金（31771682）；高等學(xué)校學(xué)科創(chuàng)新引智計(jì)劃資助（D18019）；廣東省重大科技計(jì)劃項(xiàng)目（2017B010116003）；廣東省科技計(jì)劃項(xiàng)目（2017B010117010）

李繼宇，博士，副教授，主要從事農(nóng)業(yè)航空應(yīng)用技術(shù)研究。Email：lijiyu@scau.edu.cn

蘭玉彬，國(guó)家“千人計(jì)劃”特聘專家，教授，主要從事精準(zhǔn)農(nóng)業(yè)航空方向研究。Email：ylan@scau.edu.cn

10.11975/j.issn.1002-6819.2019.23.011

S252+.9

A

1002-6819(2019)-23-0087-09