本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及到一种增加无人机航时的动力系统，以及应用该动力系统的无人机，特别设计一种增加多旋翼无人机航时的动力系统。
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等设备进行操作控制。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。但是目前的设计方法都是旋翼与电机直连，因此更大尺寸的旋翼需要更大功率、更大扭距、更大升力的电机。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。
对于其他应用的无人机，如侦查无人机、摄像无人机等，均存在以上的问题，无人机的经济性能成为制约行业发展的瓶颈。
技术实现要素：
本技术发明所要解决的技术问题是克服现有上述技术的不足，提供一种增加无人机航时的动力系统，特别是一种增加电动多旋翼无人机航时的动力系统。
本技术发明所采用的技术方案是：在现有电动多旋翼无人机电机与旋翼直连的基础上增加减速器，使得电机与旋翼不再直连，而是每个电机与每个旋翼都通过减速器进行连接，其包括：
s1：根据无人机的起飞重量确定所有旋翼总的最大拉力；
所述所有旋翼总的最大拉力一般为所述起飞重量的两倍左右。
s2：根据所有旋翼总的最大拉力以及总的旋翼数量确定每个旋翼的最大拉力；
所述每个旋翼的最大拉力为所述所有旋翼总的最大拉力除以所述总的旋翼数量。
s3：根据每个旋翼的最大拉力确定电机型号以及首次初步确定旋翼尺寸；
所述根据每个旋翼的最大拉力确定电机型号以及首次初步确定旋翼尺寸是按照厂家推荐的电机以及旋翼尺寸选择。
s4：在首次初步确定的旋翼尺寸基础上增加旋翼尺寸，然后得到一个旋翼尺寸放大系数；
所述增加旋翼尺寸是指在整个无人机系统允许的尺寸范围内，选择比所述首次初步确定的旋翼尺寸大的旋翼，即为二次确定旋翼尺寸。假设增加尺寸后的所述二次确定旋翼尺寸除以所述首次初步确定的旋翼尺寸的旋翼尺寸放大系数为k1，则k1>1。
s5：根据旋翼尺寸放大系数确定一个减速比；
根据所述的旋翼尺寸放大系数k1，确定一个减速比为k2的减速器。
s6：根据确定的减速比设计减速器；
根据确定的所述减速比k2设计减速器。优选采用同步齿轮以及同步带的减速器；所述减速器也可以是齿轮传动减速器，或者带传动减速器。
s7：在每个电机与每个旋翼之间安装此减速器，每个电机都通过减速器带动各自的旋翼提供升力。
每个电机与每个旋翼之间安装所述减速比k2的减速器，即每个旋翼与对应的电机的转速由所述减速系数k2确定，电机的转速高，对应的旋翼的转速低。电机的转速除以对应的旋翼的转速等于减速比k2。
步骤s7具体包括：
t1，如果需要在所有旋翼更改为旋翼尺寸放大系数为k1的所述大尺寸旋翼的情况下保持拉力不变而且功率下降，则所述减速器的减速比为
t2，如果需要在所有旋翼更改为旋翼尺寸放大系数为k1的所述大尺寸旋翼的情况下保持功率不变而且拉力增加，则所述减速器的减速比为
t3，如果需要在所有旋翼更改为旋翼尺寸放大系数为k1的所述大尺寸旋翼的情况下保持功率下降而且拉力增加，则所述减速器的减速比为
步骤s7具体还包括：
t4，所述每个电机与所述每个旋翼之间都安装一个所述减速比k2的减速器；
t5，所述每个电机与所述每个减速比k2的减速器的输入轴直接连接，所述每个旋翼与所述每个减速比k2的减速器的输出轴直接连接。
t6，确定是否需要更改所述每个电机的旋转方向，使得所述每个旋翼的旋转方向与不采用所述减速器之前的旋翼旋转方向保持不变。由于采用了所述减速器，所述每个旋翼的旋转方向与所述减速器的输出轴旋转方向相同，但是与减速器的输入轴旋转方向有可能相反，即与所述每个电机的旋转方向有可能相反。根据需要更改所述每个电机的旋转方向，就能够保证采用了减速器后的所述每个旋翼的旋转方向保持不变。
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：
本发明的有益效果是：
第一，在输出拉力不变的情况下，降低电机的功率，从而增加飞行时间；
公式(7)表明在最大拉力不变的情况下，
公式(10)电机端实际功率为
pr_new小于原来的最大功率pmax，因此在系统能源容量不变的情况下可以增加飞行时间。
第二，在电机输出功率不变的情况下，增加拉力。
公式(10)电机端实际功率保持不变的情况下，
公式(7)表明
第三，既可以增加拉力，同时又可以降低功率。
当选择
现有的动力系统是每个电机与每个旋翼之间直接连接，即每个旋翼与对应的电机的转速严格相等，通过提高电池容量来增加航时，而电池容量的增加也会相应地增加无人机的重量，因而，无法理想地设计出增加航时的无人机。本发明的应用于无人机上的动力系统很好地解决了这一问题，能够有效地增加无人机航时，提高无人机的经济性。
附图说明
图1为一种六轴异构型多旋翼无人机；
图2为现有技术的无人机，电机与旋翼之间没有采用减速器连接的结构示意图；
图3为本技术发明实施例提供的电机与旋翼之间采用了减速器连接的结构示意图；
附图中，各标号所代表的部件列表如下：
1-机体，2-起落架，3-长机臂，4-短机臂，5-电机，6-旋翼，7-喷洒装置。11-机臂，12-电机，13-旋翼。21-机臂，22-电机，23-1减速器的小齿数同步带轮，23-2减速器的同步带，23-3减速器的大齿数同步带轮，24-旋翼。
具体实施方式
以下以一种六轴异构型多旋翼无人机为例，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，本实施例基于一种六轴异构型多旋翼植保无人机，包括机体1、起落架2、两个长机臂3、两个短机臂4、六个电机5、六个旋翼6。两个所述短机臂4成一直线设置于机体前后两侧，短机臂一端固定在所述机体上，另一端设有一个电机和一个旋翼组件，所述旋翼组件底部设置有喷洒装置。两个所述长机臂3成一直线设置于所述机体的左右两侧，包括与机体连接的内侧段和远离机体的外侧段，所述内侧段和外侧段各设有一个电机和一个旋翼组件。两个所述长机臂3上的所述所有旋翼组件底部设置有喷洒装置。
s1：根据电动多旋翼无人机的起飞重量确定所有旋翼总的最大拉力。
所述所有旋翼总的最大拉力一般为所述起飞重量的两倍左右。此异构多旋翼无人机的起飞重量为28公斤自重加16公斤载荷一共44公斤。所有旋翼的最大拉力设计为44公斤的两倍：88公斤。
s2：根据所有旋翼总的最大拉力以及总的旋翼数量确定每个旋翼的最大拉力；
所述每个旋翼的最大拉力为所述所有旋翼总的最大拉力除以所述总的旋翼数量。
所有旋翼的最大拉力设计为88公斤，折算到6个旋翼的每个旋翼的最大拉力为88÷6＝14.7公斤。
s3：根据每个旋翼的最大拉力确定电机型号以及首次初步确定旋翼尺寸；
所述根据每个旋翼的最大拉力确定电机型号以及首次初步确定旋翼尺寸是按照经典的方法即由厂家推荐的电机以及旋翼尺寸选择。
电机选用市售的型号，每个电机配直径30寸的旋翼，最大产生tmax＝11公斤的拉力。这样6个旋翼的总的最大拉力为66公斤，小于上述88公斤的设计要求。
s4：在首次初步确定的旋翼尺寸基础上适当增加旋翼尺寸，然后得到一个旋翼尺寸放大系数；
增加尺寸后的二次确定旋翼尺寸为47寸，除以所述首次初步确定的旋翼尺寸的旋翼尺寸放大系数为
s5：根据旋翼尺寸放大系数确定一个减速比系数；
根据所述的旋翼尺寸放大系数k1，确定一个减速比为k2的减速器。
k2越大接近于k12，越节省功率；k2越小接近于
s6：根据确定的减速比设计减速器；
根据确定的所述减速比k2设计减速器。采用同步齿轮以及同步带的减速器。采用一级减速，需要两个同步齿轮，其齿数分别为10齿与22齿。
s7：在每个电机与每个旋翼之间安装此减速器，每个电机都通过减速器带动各自的旋翼提供升力。
每个电机与所述每个旋翼之间都安装一个所述减速比k2＝2.2的减速器；
每个电机与所述每个减速比k2的减速器的输入轴(10齿齿轮)直接连接，所述每个旋翼与所述每个减速比k2的减速器的输出轴(22齿齿轮)直接连接。由于同步齿轮减速方式，不需要更改所述每个电机的旋转方向，就能够保证采用了减速器后的所述每个旋翼的旋转方向保持不变。
单个旋翼旋翼端实际的拉力为
单个旋翼折算到电机端的力矩为：
单个旋翼电机端功率：
公式(11)表明在最大拉力增加到两倍(14.7公斤)左右的情况下，公式(13)表明电机端实际功率下降了，只有0.887倍左右，在系统能源容量不变的情况下从而可以增加飞行时间。
本发明有效地解决了现有技术中存在的增加的负载能力或者飞行时间与总的代价不成比例的问题，本发明在保持拉力不变的基础上能够降低功率增加飞行时间；或者在保证功率不变的情况下能够增加升力；或者在升力提升的同时能够降低功率增加飞行时间，实现了在系统能源(电池容量)不变的情况下，极大地增加无人机的飞行时间，提高了现有无人机的经济性。
技术特征：
1.一种增加无人机航时的动力系统，其特征在于，包括：
s1：根据所述无人机的起飞重量确定所有旋翼(6)总的最大拉力；
s2：根据所有旋翼总的最大拉力以及总的旋翼(6)数量确定每个旋翼(6)的最大拉力；
所述每个旋翼(6)的最大拉力为所述所有旋翼(6)总的最大拉力除以所述总的旋翼(6)数量；
s3：根据每个旋翼(6)的最大拉力确定电机(5)型号以及首次初步确定旋翼(6)尺寸；
s4：在首次初步确定的旋翼(6)尺寸基础上增加旋翼(6)尺寸，即二次确定旋翼(6)尺寸，然后得到一个旋翼(6)尺寸放大系数，所述二次确定旋翼(6)尺寸除以所述首次初步确定的旋翼(6)尺寸的旋翼尺寸放大系数为k1，k1>1；
s5：根据旋翼(6)尺寸放大系数确定一个减速比；
根据所述旋翼尺寸放大系数k1，确定一个减速比为k2的减速器；
s6：根据确定的所述减速比设计减速器；
s7：在所述无人机的电机(22)与旋翼(24)之间安装所述减速器，电机(22)通过减速器(23-1,23-2,23-3)带动各自的旋翼(24)提供升力。
2.根据权利要求1所述的一种增加无人机航时的动力系统，其特征在于，所述步骤s3具体包括：
所述根据每个旋翼(6)的最大拉力确定电机(5)型号以及首次初步确定旋翼(6)尺寸是按照厂家推荐的电机(5)以及旋翼(6)尺寸进行选择。
3.根据权利要求2所述的一种增加无人机航时的动力系统，其特征在于，所述步骤s4具体包括：
所述增加旋翼(6)尺寸限定在整个无人机系统允许的尺寸范围内。
4.根据权利要求3所述的一种增加无人机航时的动力系统，其特征在于，所述步骤s6具体包括：
所述减速器采用同步齿轮以及同步带的减速器，或者齿轮传动减速器，或者带传动减速器。
5.根据权利要求4所述的一种增加无人机航时的动力系统，其特征在于，所述减速器包括小齿数同步带轮(23-1)、同步带(23-2)、大齿数同步带轮(23-3)。
6.根据权利要求4所述的一种增加无人机航时的动力系统，其特征在于，所述步骤s5具体包括：
如果需要在所有旋翼更改为旋翼尺寸放大系数为k1的所述大尺寸旋翼的情况下保持拉力不变而且功率下降，则所述减速器的减速比为
7.根据权利要求4所述的一种增加无人机航时的动力系统，其特征在于，所述步骤s5具体包括：
如果需要在所有旋翼更改为旋翼尺寸放大系数为k1的所述大尺寸旋翼的情况下保持功率不变而且拉力增加，则所述减速器的减速比为
8.根据权利要求4所述的一种增加无人机航时的动力系统，其特征在于，所述步骤s5具体包括：
如果需要在所有旋翼更改为旋翼尺寸放大系数为k1的所述大尺寸旋翼的情况下保持功率下降而且拉力增加，则所述减速器的减速比为
9.根据权利要求4-8任一所述的一种增加无人机航时的动力系统，其特征在于，所述步骤s7具体包括：
所述每个电机与所述每个旋翼之间都安装一个所述减速比k2的减速器；
所述每个电机与所述每个减速比k2的减速器的输入轴直接连接，所述每个旋翼与所述每个减速比k2的减速器的输出轴直接连接。
10.根据权利要求9所述的一种增加无人机航时的动力系统，其特征在于，确定是否需要更改所述每个电机(22)的旋转方向，使得所述每个旋翼(24)的旋转方向与不采用所述减速器(23-1、23-2、23-3)之前的旋翼(24)旋转方向保持不变。。
技术总结
本发明涉及一种增加无人机航时的动力系统，包括S1：根据电动多旋翼无人机的起飞重量确定所有旋翼总的最大拉力；S2：根据所有旋翼总的最大拉力以及总的旋翼数量确定每个旋翼的最大拉力；S3：根据每个旋翼的最大拉力确定电机型号以及初步确定旋翼尺寸；S4：在初步确定的旋翼尺寸基础上增加旋翼尺寸，然后得到一个旋翼尺寸放大系数；S5：根据旋翼尺寸放大系数确定一个减速比；S6：根据确定的减速比设计减速器；S7：在每个电机与每个旋翼之间安装减速器。本发明提高了无人机的经济性。
技术研发人员：罗兵;逯亮清;唐贵林;邱云松;张先敏;胡宝军
受保护的技术使用者：北京韦加智能科技股份有限公司
技术研发日：.07.23
技术公布日：.11.29
