劉志軍 趙文藝 魏亮 張麗

摘 要 引用共軸雙旋翼模型分析上、下旋翼尾渦相互影響及干擾情況，論證上、下旋翼距離和上、下旋翼安裝角對無人機雙旋翼性能的影響。研究發(fā)現(xiàn)，受上旋翼下洗流影響，共軸旋翼間的氣動干擾使下旋翼拉力減小比上旋翼拉力減小程度大，下旋翼的最佳安裝角遠大于單旋翼最佳安裝角；上、下旋翼安裝角相同情況下，共軸雙旋翼結構產生的最大拉力略小于單旋翼最大拉力的兩倍，但在外形尺寸基本固定情況下，共軸雙旋翼結構可將無人機載重量提升近一倍。在高校多旋翼無人機教學實踐活動中，可以采用共軸雙旋翼結構解決無人機載重和尺寸的矛盾。

關鍵詞 多旋翼無人機；共軸雙旋翼；安裝角；實驗

中圖分類號：G712 文獻標識碼：B

文章編號：1671-489X（2018）04-0030-03

Abstract In this paper， we quote a coaxial dual rotor model to research the vortex interaction and interference of the propeller blades. We will proof the influence of the rotor distance and the rotor installa-tion angle to the UAV. The study found that the effects of rotor down-wash flow， coaxial rotor aerodynamic interference between the rotor thrust the decrease degree is larger than the upper rotor tension de-creases， the best installation angle of rotor is far greater than the best single rotor installation angle； on the rotor angle under the same con-ditions， two times the maximum tension of coaxial rotor structure is slightly smaller than the single rotor maximum force， but in the di-mensions of basic fixed， coaxial dual rotor structure the UAV payload upgrade Nearly double. In the practice of multi rotor UAV teaching， the coaxial double rotor structure can be used to solve the contradic-tion between the load and the size of the UAV.

Key words rotor UAV； coaxial double rotor； installation angle； ex-periment

1 概述

早在1914年的一戰(zhàn)初期，英國的卡德爾和皮切爾兩位將軍就提議研制一種無人駕駛空中炸彈，可以自行飛到目標上空消滅敵人，然而實驗多次均以失敗告終。1917年，伴隨著第一臺自動陀螺穩(wěn)定儀的誕生，美國通用公司設計的“凱特靈小飛蟲（Kettering Bug）”問世，但無法做到遙控控制。1935年，英國研制的“蜂后”式無人機成為近現(xiàn)代無人機歷史上的“開山鼻祖”，它的問世標志著無人機時代的真正開始。隨后無人機被運用于各大戰(zhàn)場，執(zhí)行偵察任務。然而由于傳感器、微控制器等技術的發(fā)展不是很成熟，飛行器的姿態(tài)檢測和控制受到局限，無法出色完成任務，因此逐步受到冷落。

1982年，以色列首創(chuàng)無人機與有人機協(xié)同作戰(zhàn)，無人機才重回大家的視線。而無人機在海灣戰(zhàn)爭中大放異彩，也引起各國軍事高層的重視，開啟了無人機真正的發(fā)展之路，世界各國的無人機出現(xiàn)百家爭鳴的高速發(fā)展期。隨后用于民用的無人機應運而生，多旋翼無人機以其出色的便攜性、安全性、穩(wěn)定性和應用廣泛性，成為現(xiàn)代無人機大家族不可或缺的成員，已經廣泛應用于電力巡檢、電纜架設、農業(yè)植保、農業(yè)保險、環(huán)境保護、影視航拍、領土確權、災情勘察、災情救援、快遞物流、警用搜索等諸多領域。

許多學校開設了多旋翼無人機相關課程，在解決多旋翼無人機外形尺寸和自身載重量之間矛盾時遇到困難。本文探討在盡量不增加多旋翼無人機外形尺寸的情況下，采用共軸雙旋翼的方式提高無人機載重量，為多旋翼無人機教學活動提供參考。

2 多旋翼無人機結構

民用多旋翼無人機主要系統(tǒng)包括機架、遙控系統(tǒng)、飛行控制器、傳感器、電源系統(tǒng)、動力系統(tǒng)、任務系統(tǒng)、輔助系統(tǒng)等。

機架是指無人機的承載平臺，所有設備都需要用機架承載起來飛上天?，F(xiàn)在常見的多旋翼無人機，機架的組成基本大同小異，主要由中心板、力臂、腳架組成。常見的以3、4、6、8軸為主，軸數(shù)越多、螺旋槳越多，機架的負載就越大，相對地，結構也就變得越復雜、軸距越大。

遙控系統(tǒng)是操作者與無人機進行交流的平臺，操作者的指令都需要經過遙控系統(tǒng)傳遞到無人機上。目前，民用多旋翼無人機的控制主要有遙控器控制和地面站控制兩種方式。遙控器控制多用于目視范圍內的無人機控制，特點是能夠直觀看到無人機的飛行姿態(tài)和飛行位置；地面站控制多用于目視范圍外的無人機的控制，特點是能夠在看不到無人機的情況下，通過數(shù)傳系統(tǒng)實時監(jiān)控無人機的方位、高度、姿態(tài)等參數(shù)，可以使無人機按照預先設定好的路線執(zhí)行相應的任務，并在完成任務后自動返航、降落。

飛行控制器，簡稱飛控，是無人機的“大腦”，負責將操作者的控制信息和各類傳感器的信息進行比較、計算，然后將相應的控制指令發(fā)送給動力系統(tǒng)，保證無人機能夠按照操作者的意志穩(wěn)定飛行。

傳感器是無人機的狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)，可以監(jiān)控無人機的高度、速度、方位、加速度、姿態(tài)等信息，并同時將信息傳遞給飛控和操作者，為飛行控制提供參考。一般情況下在飛控內部會集成一些加速度傳感器、氣壓傳感器、陀螺儀等傳感器，在需要精度提高或實現(xiàn)其他功能的時候，可以加裝GPS、光流、聲吶、無線電羅盤等外部傳感器。

電源系統(tǒng)，相當于人類的心臟，為整個無人機提供穩(wěn)定能源，一般由電池、分線板、電壓電流監(jiān)控器等組成?，F(xiàn)時無人機的電池以鋰聚合物電池為主，特點是能量密度大、重量輕、耐電流數(shù)值較高。

動力系統(tǒng)主要包含電機、電調、螺旋槳等。多旋翼無人機的電機以無刷電機為主。電機固定在機架力臂的電機座上，通過帶動螺旋槳旋轉產生升力。

任務系統(tǒng)主要包含云臺、相機、雷達等。云臺主要由無刷電機驅動，在水平、橫滾、俯仰三個軸向對相機進行增穩(wěn)，不同等級的云臺可以搭載不同的相機。

輔助系統(tǒng)主要指提高飛機其他性能的輔助功能，包括燈光、煙霧發(fā)生器、彩帶、可收放起落架等裝置，可以用于目視范圍內更好地辨別無人機姿態(tài)或提高任務完成質量。

3 共軸雙旋翼性能分析

通過分析多旋翼無人機的結構，不難發(fā)現(xiàn)要提高無人機的載重量，主要可以采用增加電機轉速、增加槳葉數(shù)量、增加槳葉長度、增大槳葉安裝角、增加螺旋槳數(shù)量等方法。本文重點分析在保持機架尺寸不變的情況下，通過共軸雙旋翼布局，增加螺旋槳數(shù)量，提高無人機載重量的方法。

共軸雙旋翼模型[1] 日本在20世紀70年代末進行共軸雙旋翼試驗，用雙層兩槳葉旋翼模型，建立共軸雙旋翼模型。通過該模型得出在不同的槳葉總距角的情況下，對其進行一系列的懸停非定常計算，得到拉力系數(shù)（Ct）和扭矩系數(shù)（Cq）之間的關系曲線，并且與實驗結果進行對比（圖1），兩者基本吻合。

在同一扭矩下，上旋翼的拉力比下旋翼的大，主要是由于兩層旋翼之間產生氣動干擾。對于下旋翼，由于上旋翼尾渦直接穿過下旋翼而進入下旋翼尾渦中，其下洗實際是兩個旋翼共同作用的結果，使槳葉的有效安裝角減小，所以表現(xiàn)為拉力系數(shù)明顯下降。

上下旋翼之間的距離變化對雙旋翼性能的影響[2] 為了研究上下旋翼之間的距離變化對雙旋翼性能的影響，引用現(xiàn)有實驗結果，總距角為8°，對H=1.5d和H=d的情況進行計算。計算結果對比見表1。由表1可見，兩旋翼距離增大，使得上旋翼拉力系數(shù)增加，下旋翼拉力系數(shù)減小，總拉力系數(shù)減小，說明下旋翼對上旋翼的干擾減弱，而上旋翼對下旋翼的干擾卻有所增強，整體拉力性能略微下降。

上下旋翼安裝角對雙旋翼性能的影響[3] 引用實驗數(shù)據(jù)可知，上旋翼最佳安裝角應該在8.5°～10°之間，見表2。

固定上旋翼安裝角8.5°，隨著下旋翼安裝角增大，總拉力逐漸增大。實驗中下旋翼可能尚未達到最佳安裝角，但此時雙旋翼的最大拉力已大于單旋翼最大拉力兩倍（圖2）。

4 結論

1）相比于單旋翼，共軸雙旋翼結構的上、下旋翼的拉力系數(shù)均要小一些，尤其是下旋翼的值更小，說明雙旋翼間的干擾使得兩者拉力性能下降，且下旋翼的下降幅度更大一些。

2）雙旋翼的相互干擾使得下旋翼處的下洗速度比單旋翼的要大得多，而上旋翼的下洗速度比單旋翼的略大一些，幾乎相同。

3）雙旋翼之間距離增加，則上旋翼拉力系數(shù)增加，下旋翼拉力系數(shù)減小，總拉力系數(shù)減小。

4）在上旋翼安裝角固定情況下，下旋翼對上旋翼的干擾使其拉力稍有下降，但影響因素較小。由于下旋翼處在強烈的下洗當中，使得下旋翼有效安裝角減小，下洗使得其最佳安裝角變大。在該最佳安裝角下（可能大于20°），下旋翼產生的最大拉力大于單旋翼在最佳安裝角（8.5°）時的最大拉力。此時在轉速相同的情況下，雙旋翼產生的最大拉力大于兩個單旋翼最大拉力之和，需要重新設計螺旋槳。而對于拉力要求不是非?？量痰氖褂谜?，實際意義不大。

綜上所述，共軸雙旋翼結構雖然無法達到獨立的雙螺旋槳產生的拉力之和，甚至有小幅下降，但能夠明顯減小無人機外形尺寸。對于外形尺寸基本固定的多旋翼無人機，采用共軸雙旋翼結構，可將無人機載重量提升近一倍。在多旋翼無人機教學指導過程中，可以參考本文分析，權衡無人機尺寸與載重量的關系，合理采用旋翼安裝結構。

參考文獻

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[3]閆修，趙旭，郭漢青，等.共軸旋翼懸停測力實驗與數(shù)值模擬[J].航空計算技術，2015，45（2）：65-67，71.

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