一种新型车载无人机构型及其设计方法

1.本发明涉及无人机的结构及设计领域，具体涉及一种新型车载无人机构型及其设计方法。


背景技术：

2.随着无人机在日常生活及各种任务中应用的越来越广泛，车载无人机是目前的研究重点，为使无人机在移动车辆上起降，需要无人机具备水平飞行的能力，同时车载无人机常用的机载相机与无人机固连，为降低机载相机振动幅度，也需要无人机具备水平飞行能力；而传统无人机及直升机，其飞行过程中，都是低头前飞，所以传统无人机及直升机在实际操作过程中，很难降落到移动的车辆上。
3.由于上述原因，本发明人提出一种新型车载无人机构型及其设计方法，通过引入尾推桨，使无人机具备水平飞行的能力，进而使无人机具备移动车辆上起降的能力、降低机载相机的振动幅度。


技术实现要素：

4.为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种新型车载无人机构型及其设计方法，该无人机的机身上设置有用于提供升力的主桨和用于提供前飞动力的尾推桨；且所述主桨的桨盘平面与水平面保持平行关系，所述尾推桨的桨盘平面与无人机的前进方向保持垂直关系，从而使得该多旋翼无人机具备水平飞行的能力，而整机尺寸没有较大变化，保留了传统多旋翼无人机尺寸小的特点，从而完成本发明。
5.具体来说，本发明的目的在于提供一种新型车载无人机，该无人机包括：
6.机身1和设置在机身1上的机臂2，在每个机臂2上都设置有主桨4；通过所述主桨4为多旋翼无人机提供升力；
7.在所述机身1上还设置有尾推桨支座7，在所述尾推桨支座7上设置有尾推桨6；通过所述尾推桨6为多旋翼无人机提供向前飞行的动力。
8.其中，在所述多旋翼无人机飞行过程中，所述主桨4的桨盘平面与水平面保持平行关系；
9.在所述多旋翼无人机飞行过程中，所述所述尾推桨6的桨盘平面与无人机的前进方向保持垂直关系。
10.其中，在每个机臂2上都设置有主桨电机3，通过主桨电机3驱动该机臂2上的主桨4旋转；
11.在所述尾推桨支座7上设置有尾推桨电机5，通过尾推桨电机5驱动所述尾推桨6旋转；
12.优选地，在所述机身1内部设置有为主桨电机3和尾推桨电机5供电的电池8；
13.优选地，在所述机身1的前端下方设置航电设备9；
14.优选地，在所述机身1的底部设置有起落架10。
15.本技术还提供一种新型车载无人机的设计方法，该方法包括如下步骤：
16.步骤1：在忽略尾推桨的情况下，根据预期参数确定主桨尺寸、主桨电机参数和电池参数；
17.步骤2：对所述主桨进行气动仿真，获得在预期续航速度和起飞重量限定下的主桨的拉力、阻力、扭矩和转速，并获得主桨功率；
18.步骤3：对预期的机身进行气动仿真，获得机身阻力和升力；
19.步骤4：根据所述主桨阻力和机身阻力确定尾推桨尺寸；所述尾推桨尺寸包括尾推桨直径、螺距和力效；
20.步骤5：根据整机最大尺寸限制确定整机桨叶布局。
21.所述整机桨叶布局包括主桨间距、前后主桨高度差、尾推桨位置。
22.其中，在所述步骤1中，所述预期参数包括起飞重量、机身尺寸、飞行半径、续航时间、续航速度和最大输出功率；
23.所述主桨尺寸包括主桨的直径、螺距和力效；
24.所述主桨电机参数包括电机功率、kv值；
25.所述电池参数包括电池输出电压、电池电量；
26.其中，在所述步骤2中，所述气动仿真包括，将所述主桨与主桨电机相连并固定于仿真界面内，主桨桨盘平面竖直放置，并与来流呈0
°
夹角；
27.通过力和力矩仿真获得主桨拉力、阻力和扭矩；通过转速仿真获得主桨转速；
28.优选地，通过下式(三)获得在前飞时主桨的功率和力效：
[0029][0030]
其中，p
p,v
表示前飞时主桨功率；q
p,v
表示前飞时主桨扭矩；ωv表示前飞时主桨转速；η
p,v
表示前飞时主桨力效；t
p,v
表示前飞时主桨拉力。
[0031]
其中，在所述步骤3中，所述气动仿真包括，将所述机身水平固定于仿真界面内，机身轴线与仿真界面轴线重合，机身攻角为0
°
，俯仰角为0
°
；通过力和力矩仿真获得机身升力和阻力。
[0032]
其中，在所述步骤4中，通过下式(四)获得无人机前飞时所需尾推桨拉力和力效；
[0033][0034]
其中，η
p2
表示前飞时尾推桨力效；t
p2
表示前飞时尾推桨拉力；gtow表示起飞质量；eb表示电池电量；t表示续航时间；η
p,v
表示前飞时主桨功率；f表示前飞时无人机总阻力；
[0035]
所述前飞时无人机总阻力f通过下式(五)获得：
[0036]
f＝nf
p
+fbꢀꢀ
(五)
[0037]
其中，f
p
表示前飞时单个主桨阻力，fb表示前飞时机身阻力；n表示主桨个数。
[0038]
在所述步骤4中，通过下述子步骤获得无人机前飞时所需尾推桨螺距和直径；
[0039]
子步骤1，通过下式(六)初步限定尾推桨直径尺寸：
[0040]dp2
＝0.3～0.6d
p1
ꢀꢀ
(六)
[0041]
其中，d
p2
表示尾推桨直径，d
p1
表示主桨直径；
[0042]
子步骤2，调取符合初步限定要求的螺旋桨信息，包括直径和螺距；
[0043]
子步骤3，对子步骤2中的螺旋桨进行气动仿真，获得每个螺旋桨前飞时的推力f
b2
，
[0044]
在满足下式(七)的基础上，选择直径最小的螺旋桨作为尾推桨直径；并选择该直径下最小的螺距作为尾推桨螺距；
[0045]fb2
≥f
ꢀꢀ
(七)。
[0046]
其中，在所述步骤5中，根据无人机最大尺寸要求，对主桨和尾推桨位置进行排布；
[0047]
优选地，前桨与后桨间设置有h
fr
的高度差；其大小通过解下式(八)获得：
[0048]hfr
＝d
pm
ꢀꢀ
(八)
[0049]
其中，d
pm
为螺旋桨上表面到电机下表面的距离；
[0050]
优选地，所述尾推桨安装于无人机质心的后上方，具体为质心后方d
p2
距离，质心上方距离h
p2
；
[0051]
其中，所述距离d
p2
取能够满足最大尺寸要求的最大值；
[0052]
所述距离h
p2
，通过下式(九)获得：
[0053][0054]
其中，表示各个主桨产生的俯仰力矩。
[0055]
本发明所具有的有益效果包括：
[0056]
根据本发明提供的新型车载无人机及其设计方法，该无人机的前飞动力直接由尾推桨提供，主桨只负责提供升力，对其进行气动仿真试验和飞行试验的结果表明，新型车载无人机具备水平飞行能力；另外，该无人机可有效减小与无人机固连的机载相机的振动频率，而整机尺寸没有较大变化，保留了传统多旋翼无人机尺寸小的特点。
附图说明
[0057]
图1示出根据本发明一种优选实施方式的一种新型车载无人机整体结构示意图；
[0058]
图2示出根据本发明一种优选实施方式的新型车载无人机的设计方法逻辑图。
具体实施方式
[0059]
下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。
[0060]
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
[0061]
根据本发明提供的一种新型车载无人机，其特征在于，该无人机包括：
[0062]
机身1和设置在机身1上的机臂2，在每个机臂2上都设置有主桨4；通过所述主桨4为多旋翼无人机提供升力；
[0063]
在所述机身1上还设置有尾推桨支座7，在所述尾推桨支座7上设置有尾推桨6；通过所述尾推桨6为多旋翼无人机提供向前飞行的动力。
[0064]
优选地，在所述多旋翼无人机飞行过程中，所述主桨4的桨盘平面与水平面保持平行关系；从而使得该主桨4产生竖直向下的气流，为无人机提供升力。在所述多旋翼无人机飞行过程中，所述所述尾推桨6的桨盘平面与无人机的前进方向保持垂直关系，从而使得该尾推桨6产生向后的气流，为无人机提供升力。本技术中所述的前方为无人机的飞行、前进方向，且该方向平行于水平面，所述后方与所述前方相反。
[0065]
在一个优选的实施方式中，在每个机臂2上都设置有主桨电机3，通过主桨电机3驱动该机臂2上的主桨4旋转；
[0066]
在所述尾推桨支座7上设置有尾推桨电机5，通过尾推桨电机5驱动所述尾推桨6旋转；
[0067]
优选地，在所述机身1内部设置有为主桨电机3和尾推桨电机5供电的电池8；
[0068]
优选地，在所述机身1的前端下方设置航电设备9，所述航电设备是多旋翼无人机的控制元件，同时使多旋翼无人机具备通信、拍摄、红外照射等功能；
[0069]
优选地，在所述机身1的底部设置有起落架10，在无人机降落或储藏时起支撑作用。
[0070]
本技术还提供一种上文所述的新型车载无人机的设计方法，该方法包括如下步骤：
[0071]
步骤1：在忽略尾推桨的情况下，根据预期参数确定主桨尺寸、主桨电机参数和电池参数；
[0072]
其中，在所述步骤1中，所述预期参数包括起飞重量、机身尺寸、飞行半径、续航时间、续航速度和最大输出功率；
[0073]
所述主桨尺寸包括主桨的直径、螺距和力效；
[0074]
所述主桨电机参数包括电机功率、kv值；
[0075]
所述电池参数包括电池输出电压、电池电量。
[0076]
优选地，在步骤1中，通过下式(一)结合电机、电池厂家提供的测试数据，确定主桨力效、电池电量和电机功率：
[0077][0078]
其中，t
p1
表示主桨单桨拉力；gtow表示起飞质量；n表示主桨个数；δ
m1
表示主桨电机转化效率，为电机出厂时已知的参数；η
p1
表示主桨力效；eb表示电池电量；q
p1
表示主桨扭矩；ω
p1
表示主桨转速，所述主桨扭矩和主桨转速都通过电机出厂时提供的测试数据获得；p
m1
表示电机功率。
[0079]
所述主桨直径通过下式(二)获得：
[0080]
r＝(1.04r
p1
～1.21r
p1
)/sin[180
°
/n]
ꢀꢀ
(二)
[0081]
其中，r表示无人机轴距，由设计人员根据需要选择确定，r
p1
表示主桨半径。
[0082]
步骤2：对所述主桨进行气动仿真，获得在预期续航速度和起飞重量限定下的主桨的拉力、阻力、扭矩和转速，并获得主桨功率；
[0083]
其中，在所述步骤2中，所述气动仿真包括，将所述主桨与主桨电机相连并固定于仿真界面内，主桨桨盘平面竖直放置，并与来流呈0
°
夹角；
[0084]
通过力和力矩仿真获得主桨拉力、阻力和扭矩；通过转速仿真获得主桨转速；
[0085]
优选地，通过下式(三)获得在前飞时主桨的功率和力效：
[0086][0087]
其中，p
p,v
表示前飞时主桨功率；q
p,v
表示前飞时主桨扭矩；ωv表示前飞时主桨转速；η
p,v
表示前飞时主桨力效；t
p,v
表示前飞时主桨拉力。
[0088]
本技术中，由于来流速度发生变化，所述前飞时的上述参数即式(三)中的参数与式(一)中所述参数在数值上不相等，且前飞时主桨力效要大于式(一)中所述主桨力效，前飞时主桨功率要小于式(一)中所述主桨功率。
[0089]
本技术中所述的气动仿真是指在仿真界面中安置飞行器或其他物体三维模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器或其他物体的空气动力学特性的一种计算机空气动力仿真方法。所述计算机空气动力仿真是指通过计算机模拟并控制气流，模拟飞行器或实体周围气体的流动情况，并可量度气流对实体的作用效果以及观察物理现象的计算机仿真技术。
[0090]
步骤3：对预期的机身进行气动仿真，获得机身阻力和升力；
[0091]
在所述步骤3中，所述气动仿真包括，将所述机身水平固定于仿真界面内，机身轴线与仿真界面轴线重合，机身攻角为0
°
，俯仰角为0
°
；通过力和力矩仿真获得机身升力和阻力。
[0092]
步骤4：根据所述主桨阻力和机身阻力确定尾推桨尺寸；所述尾推桨尺寸包括尾推桨直径、螺距和力效；
[0093]
在所述步骤4中，通过下式(四)获得无人机前飞时所需尾推桨拉力和力效；
[0094][0095]
其中，η
p2
表示前飞时尾推桨力效；t
p2
表示前飞时尾推桨拉力；gtow表示起飞质量；eb表示电池电量；t表示续航时间；η
p,v
表示前飞时主桨功率；f表示前飞时无人机总阻力；
[0096]
所述前飞时无人机总阻力f通过下式(五)获得：
[0097]
f＝nf
p
+fbꢀꢀ
(五)
[0098]
其中，f
p
表示前飞时单个主桨阻力，fb表示前飞时机身阻力；n表示主桨个数。
[0099]
在所述步骤4中，通过下述子步骤获得无人机前飞时所需尾推桨螺距和直径；
[0100]
子步骤1，通过下式(六)初步限定尾推桨直径尺寸：
[0101]dp2
＝0.3～0.6d
p1
ꢀꢀ
(六)
[0102]
其中，d
p2
表示尾推桨直径，d
p1
表示主桨直径；
[0103]
子步骤2，调取符合初步限定要求的螺旋桨信息，包括直径和螺距；该子步骤中，可以选择已有的符合要求的螺旋桨，并调取其尺寸信息。
[0104]
子步骤3，对子步骤2中的螺旋桨进行气动仿真，获得每个螺旋桨前飞时的推力f
b2
，
[0105]
在满足下式(七)的基础上，为减小无人机尺寸，选择直径最小的螺旋桨作为尾推桨直桨；并为提高无人机效率，选择该直径下最小的螺距作为尾推桨螺距；
[0106]fb2
≥f
ꢀꢀ
(七)。
[0107]
步骤5：根据整机最大尺寸限制确定整机桨叶布局。
[0108]
所述整机桨叶布局包括主桨间距、前后主桨高度差、尾推桨位置。
[0109]
在所述步骤5中，根据无人机最大尺寸要求，对主桨和尾推桨位置进行排布；
[0110]
优选地，前桨与后桨间设置有h
fr
的高度差；其大小通过下式(八)获得：
[0111]hfr
＝d
pm
ꢀꢀ
(八)
[0112]
其中，d
pm
表示螺旋桨上表面到电机下表面的距离。
[0113]
本技术中所述的前浆是指设置在靠近前方的主桨4，相应地，所述后桨是指设置在靠近后方的主桨4。本技术中，将前浆与后桨间设置有h
fr
的高度差，能够减小无人机尺寸，同时避免桨间气流干扰。
[0114]
优选地，所述尾推桨安装于无人机质心的后上方，具体为后方d
p2
距离，上方距离h
p2
。其中，在满足最大尺寸要求的基础上，尾推桨距压心的距离d
p2
越大越好，所以所述距离d
p2
取能够满足最大尺寸要求的最大值。
[0115]
所述距离h
p2
，通过下式(九)获得：
[0116][0117]
其中，为各个主桨产生的俯仰力矩，其大小通过气动仿真测得。
[0118]
本技术中通过将尾推桨设置在该位置，能够使得其产生低头力矩，且与前飞过程中，由于前桨和后桨转速不同，产生使无人机抬头的抬头力矩相抵消，即使得抬头力矩与低头力矩大小相等。
[0119]
实施例1：
[0120]
设计新型车载无人机，其预期参数包括起飞重量为16kg、、最大轴距1200mm、续航时间50min、续航速度15m/s；设计机臂数量为4个，主桨共4个，尾推桨1个。
[0121]
步骤1，在忽略尾推桨的情况下，通过下式(一)获得主桨力效、电池电量和电机功率；
[0122][0123]
其中，t
p1
表示主桨单桨拉力，其值最低为3.75kg，实际值为4kg；gtow表示起飞质量，其值最低为15kg，实际取值为16kg；n表示主桨个数，取值为4；
[0124]
eb表示电池电量，该电池电压为44.4v，电容量为60ah，其电量为44.4
×
60＝5328wh；
[0125]
δ
m1
表示主桨电机转化效率，其值为0.7；η
p1
表示主桨力效，取值为9.65g/w；q
p1
表示主桨扭矩，其取值为1.2n*m；ω
p1
表示主桨转速，其取值为2275rpm；p
m1
表示电机功率，其取值为200w。
[0126]
通过下式(二)获得主桨直径；
[0127]
r＝(1.04r
p1
～1.21r
p1
)/sin[180
°
/n]
ꢀꢀ
(二)
[0128]
其中，最大轴距r取值为1200mm，所以主桨直径为762mm；
[0129]
步骤2：对所述主桨进行气动仿真，获得在预期续航速度和起飞重量限定下的主桨的拉力、阻力、扭矩和转速，并获得主桨功率；
[0130]
在所述气动仿真中，将所述主桨与主桨电机相连并固定于仿真界面内，主桨桨盘平面竖直放置，并与来流呈0
°
夹角；通过力和力矩仿真获得主桨拉力、阻力和扭矩；通过转速仿真获得主桨转速。
[0131]
通过下式(三)获得在前飞时主桨的功率和力效：
[0132][0133]
其中，续航速度要求为15m/s，设置仿真来流速度为15m/s，测量前飞时主桨拉力4kg时，主桨阻力为3n，前飞时主桨力效η
p,v
为18g/w，前飞时主桨功率p
p,v
为686w。
[0134]
步骤4：根据所述主桨阻力和机身阻力，通过式(四)获得无人机前飞时所需尾推桨拉力和力效；
[0135][0136]
其中，前飞时无人机总阻力f通过下式(五)获得：
[0137]
f＝nf
p
+fbꢀꢀ
(五)
[0138]
其中，前飞时单个主桨阻力为6n，4个主桨24n，前飞时机身阻力fb为8n，前飞时无人机总阻力f为32n，即前飞时尾推桨拉力为32n；
[0139]
根据尾推桨安装位置和最大尺寸要求，确定尾推桨直径，具体通过下式(六)获得：
[0140]dp2
≤r-2r
p1
ꢀꢀ
(六)
[0141]
其中最大轴距要求为1200mm，主桨半径为381mm，因此选择尾推桨直径d
p2
为355.6mm。
[0142]
步骤5：对所选尾推桨进行气动仿真，将尾推桨桨盘垂直于来流方向放置，测量在15m/s前飞，拉力为32n时尾推桨力效为3.5g/w。
[0143]
在主桨尺寸、电池型号不变的情况下，通过式(四)计算新型车载无人机续航时间为50min。
[0144]
通过相同的方法，测量该无人机在20m/s前飞时的续航时间为40min。
[0145]
步骤6：根据整机最大尺寸限制确定整机桨叶布局，其中前后桨高度差为140mm；
[0146]
尾推桨安装位置到质心的水平距离为500mm，垂直距离为280mm。
[0147]
按照上述设计方案制生产出新型车载无人机样机，实测其最大起飞重量为18kg，在起飞重量为16kg时，以无人机在15m/s的前飞速度能够持续飞行50min；无人机的最大前飞速度能够达到25m/s，且可续航20min,通过实验验证，该无人机可正常在0-15m/s移动车辆上进行起降。
[0148]
以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。

技术特征：
1.一种新型车载无人机，其特征在于，该无人机包括：机身(1)和设置在机身(1)上的机臂(2)，在每个机臂(2)上都设置有主桨(4)；通过所述主桨(4)为多旋翼无人机提供升力；在所述机身(1)上还设置有尾推桨支座(7)，在所述尾推桨支座(7)上设置有尾推桨(6)；通过所述尾推桨(6)为多旋翼无人机提供向前飞行的动力。2.根据权利要求1所述的新型车载无人机，其特征在于，在所述多旋翼无人机飞行过程中，所述主桨(4)的桨盘平面与水平面保持平行关系；在所述多旋翼无人机飞行过程中，所述所述尾推桨(6)的桨盘平面与无人机的前进方向保持垂直关系。3.根据权利要求1所述的新型车载无人机，其特征在于，在每个机臂(2)上都设置有主桨电机(3)，通过主桨电机(3)驱动该机臂(2)上的主桨(4)旋转；在所述尾推桨支座(7)上设置有尾推桨电机(5)，通过尾推桨电机(5)驱动所述尾推桨(6)旋转；优选地，在所述机身(1)内部设置有为主桨电机(3)和尾推桨电机(5)供电的电池(8)；优选地，在所述机身(1)的前端下方设置航电设备(9)；优选地，在所述机身(1)的底部设置有起落架(10)。4.权利要求1-3之一所述的新型车载无人机的设计方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：步骤1：在忽略尾推桨的情况下，根据预期参数确定主桨尺寸、主桨电机参数和电池参数；步骤2：对所述主桨进行气动仿真，获得在预期续航速度和起飞重量限定下的主桨的拉力、阻力、扭矩和转速，并获得主桨功率；步骤3：对预期的机身进行气动仿真，获得机身阻力和升力；步骤4：根据所述主桨阻力和机身阻力确定尾推桨尺寸；所述尾推桨尺寸包括尾推桨直径、螺距和力效；步骤5：根据整机最大尺寸限制确定整机桨叶布局；所述整机桨叶布局包括主桨间距、前后主桨高度差、尾推桨位置。5.权利要求4所述的新型车载无人机的设计方法，其特征在于，在所述步骤1中，所述预期参数包括起飞重量、机身尺寸、飞行半径、续航时间、续航速度和最大输出功率；所述主桨尺寸包括主桨的直径、螺距和力效；所述主桨电机参数包括电机功率、kv值；所述电池参数包括电池输出电压、电池电量。6.权利要求4所述的新型车载无人机的设计方法，其特征在于，在所述步骤2中，所述气动仿真包括，将所述主桨与主桨电机相连并固定于仿真界面内，主桨桨盘平面竖直放置，并与来流呈0
°
夹角；通过力和力矩仿真获得主桨拉力、阻力和扭矩；通过转速仿真获得主桨转速；优选地，通过下式(三)获得在前飞时主桨的功率和力效：
其中，p
p,v
表示前飞时主桨功率；q
p,v
表示前飞时主桨扭矩；ω
v
表示前飞时主桨转速；η
p,v
表示前飞时主桨力效；t
p,v
表示前飞时主桨拉力。7.权利要求4所述的新型车载无人机的设计方法，其特征在于，在所述步骤3中，所述气动仿真包括，将所述机身水平固定于仿真界面内，机身轴线与仿真界面轴线重合，机身攻角为0
°
，俯仰角为0
°
；通过力和力矩仿真获得机身升力和阻力。8.权利要求4所述的新型车载无人机的设计方法，其特征在于，在所述步骤4中，通过下式(四)获得无人机前飞时所需尾推桨拉力和力效；其中，η
p2
表示前飞时尾推桨力效；t
p2
表示前飞时尾推桨拉力；gtow表示起飞质量；e
b
表示电池电量；t表示续航时间；η
p,v
表示前飞时主桨功率；f表示前飞时无人机总阻力；所述前飞时无人机总阻力f通过下式(五)获得：f＝nf
p
+f
b
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(五)其中，f
p
表示前飞时单个主桨阻力，f
b
表示前飞时机身阻力；n表示主桨个数。9.权利要求4所述的新型车载无人机的设计方法，其特征在于，在所述步骤4中，通过下述子步骤获得无人机前飞时所需尾推桨螺距和直径；子步骤1，通过下式(六)初步限定尾推桨直径尺寸：d
p2
＝0.3～0.6d
p1
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(六)其中，d
p2
表示尾推桨直径，d
p1
表示主桨直径；子步骤2，调取符合初步限定要求的螺旋桨信息，包括直径和螺距；子步骤3，对子步骤2中的螺旋桨进行气动仿真，获得每个螺旋桨前飞时的推力f
b2
，在满足下式(七)的基础上，选择直径最小的螺旋桨作为尾推桨直径；并选择该直径下最小的螺距作为尾推桨螺距；f
b2
≥f
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(七)。10.权利要求4所述的新型车载无人机的设计方法，其特征在于，在所述步骤5中，根据无人机最大尺寸要求，对主桨和尾推桨位置进行排布；优选地，前桨与后桨间设置有h
fr
的高度差；其大小通过下式(八)获得：h
fr
＝d
pm
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(八)其中，d
pm
为螺旋桨上表面到电机下表面的距离；优选地，所述尾推桨安装于无人机质心的后上方，具体为质心后方d
p2
距离，质心上方距离h
p2
；
其中，所述距离d
p2
取能够满足最大尺寸要求的最大值；所述距离h
p2
，通过下式(九)获得：其中，表示各个主桨产生的俯仰力矩。

技术总结
本发明公开了一种新型车载无人机构型及其设计方法，该无人机的机身上设置有用于提供升力的主桨和用于提供前飞动力的尾推桨；且所述主桨的桨盘平面与水平面保持平行关系，所述尾推桨的桨盘平面与无人机的前进方向保持垂直关系，从而使得该无人机具备水平飞行的能力，可以在移动车辆上平稳起降，并适用于搭载与无人机固连的机载摄像设备。与无人机固连的机载摄像设备。与无人机固连的机载摄像设备。


技术研发人员：陈柏健 谷雪晨 宋韬 叶建川
受保护的技术使用者：北京理工大学
技术研发日：2022.03.14
技术公布日：2023/9/23