多翼單臂縱列式布局電動無人機旋翼間距優化及能耗試驗

李繼宇，展義龍，歐陽帆，李一凡，蘭玉彬

·農業航空工程·

多翼單臂縱列式布局電動無人機旋翼間距優化及能耗試驗

李繼宇，展義龍，歐陽帆，李一凡，蘭玉彬※

（1.國家精準農業航空施藥技術國際聯合研究中心，廣州 510642；2. 華南農業大學工程學院，廣州 510642）

針對現代農業航空技術的發展對電動多旋翼農用無人機的載荷能力、持續作業能力、作業效率提出更高的要求，而目前電動多旋翼植保無人機存在續航時間短、載質量小、作業效率低等問題，該文通過試驗測試平臺，首先對共軸式雙旋翼進行不同縱向間距下的升力性能及能耗測試，分析縱向間距對雙旋翼升力的影響規律，根據分析結果，針對縱列式雙旋翼進行升力隨橫向間距的變化規律研究，得出橫向間距比等于1.8為雙旋翼縱列式方式的最優橫向間距比。隨后對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律進行測試，驗證最優橫向間距比1.8的普遍適用性。最后，對多旋翼單機臂結構六軸十二旋翼縱列式布局無人機的綜合性能參數進行優化分析，并對平面式、縱列式布局方式下的六軸十二旋翼無人機進行飛行試驗，驗證旋翼間距的優化結果。優化分析結果表明，橫向間距比均分別在最優化條件下時，縱列式和平面式布局的升力遠高于共軸式布局。與縱列式布局相比，平面式布局機型升力差別不大，但機身尺寸增加38.70%。飛行試驗結果表明，在相同負載下，相對于優化后的縱列式機型,平面式機型在單位時間內懸停功率僅減小0.06%，而機身質量增加6.82%。該研究在保證無人機能效的前提下，通過改變旋翼間的相對位置，對多旋翼單機臂結構電動無人機的旋翼間距進行優化，從而優化機身尺寸及質量，改善多翼單臂結構無人機的氣動特性，降低慣性，提升有效負載能力，從而提升整機性能。

農業機械；無人機；優化；縱列式；多旋翼單機臂；旋翼間距；能耗性能；升力

0 引 言

隨著農業航空應用技術的推廣，農用無人機在現代農業生產中得到廣泛應用，農用無人機是農業航空施藥技術得以實施的作業平臺[1]。由于電動多旋翼無人機操作簡單、結構簡易、易于維護、成本較低等特點，目前中國農用無人機以電動多旋翼無人機為主[2-3]。

與有人駕駛飛機和油動農用無人機相比，電動多旋翼無人機由于負載能力小、持續作業時間短、作業效率較低，極大的限制了農業航空技術的推廣應用。為了提高電動多旋翼農用無人機的載荷能力和續航時長，可以從電池能源、旋翼尺寸、旋翼轉速、旋翼數量、整機結構等方面進行優化[4-6]。電動無人機主要靠鋰電池提供動力，在電池能源方面，由于電池技術上的瓶頸要想提高無人機的續航時間就必需增加電池質量，在理論上存在一個閾值點，使得電池質量超過此閾值點后，無人機的續航能力無法繼續提升[7-8]。當旋翼尺寸過大時無法迅速對旋翼的轉速進行調整，降低了無人機的靈活性與機動性，并且在高速運轉下旋翼的頻繁上下振動容易造成旋翼的斷裂降低無人機的穩定性及可靠性[9-10]。當旋翼轉速過大時易造成高轉失速的問題，并且高轉速下對旋翼的強度要求較高[11]。在槳型與電機匹配度最優的情況下，即螺旋槳的弦長分布、槳距角分布、拉力系數、扭矩系數、功率系數等幾何特性滿足螺旋槳與電機搭配時效率最大，為了提高多旋翼無人機的載質量及續航時間目前大都以增加旋翼數量、改變整機結構為主要方法。其中多旋翼單機臂結構是增加旋翼數量的主要方式之一，此結構主要是指在保證一定整機尺寸的前提下，增加多軸無人機每根機臂軸上的旋翼數量，使得無人機每根機臂軸上的旋翼數量大于等于2，從而增加整機旋翼數量，提升整機的負載能力。改變整機結構主要是通過融合新型結構來實現整機性能的改善。

根據優化方式可將電動多旋翼無人機分為共軸式、縱列式、平面式、新型結構等。共軸式主要以共軸雙旋翼氣動特性隨試驗參數的變化規律為研究單元[12-13]，如Bondyra等[14-15]對共軸雙旋翼系統和獨立的旋翼進行了對比試驗，對共軸雙旋翼的推進效率進行了優化。徐東甫等[16]使用共軸雙槳和旋翼系統的傾斜配置，提升了系統的冗余性和可靠性。縱列式的研究主要以非平面雙旋翼氣動特性隨試驗參數的變化規律為研究單元[17-18]，雷瑤[19]針對雙旋翼單元進行了不同氣動參數對基本雙旋翼系統氣動特性的影響研究，提高了無人機動力系統的效率，楊璐鴻[20]通過采用CFD方法對2副主旋翼在不同參數狀態下的氣動特性進行計算分析，確定了該無人機的氣動布局。平面式的研究主要是利用Fluent軟件針對單個旋翼的參數進行優化[21]，或對不同條件下平面式布局旋翼間的氣流特性及升力進行計算分析進而優化旋翼布局[22]，如張利國等[23]基于動量葉素理論，考慮黏性作用，對槳葉的結構參數進行優化計算，劉雪松等[24]考慮多種因素建立等效圓盤模型利用Fluent軟件計算和分析懸停狀態時不同旋翼間距下旋翼間的相互干擾對四旋翼升力的影響。新型結構主要通過多種尺寸旋翼間的搭配或增加輔助結構等方式來實現[25-26]。張陽勝等[27]結合共軸直升機和四槳飛行器的優點進行優化組合提高了六旋翼飛行器的承載能力和穩定性，Al-Rihani等[28]融合新型驅動結構，實現了1種雙軸傾斜概念的新型四旋翼的設計。

綜上所述，國內外已從不同的角度對電動多旋翼無人機的性能進行優化并取得一定的研究成果，但主要是從單旋翼的槳葉參數優化，共軸式、縱列式雙旋翼氣動特性隨試驗參數的變化規律，融合新型結構等方式展開的研究[29-31]，針對多旋翼單機臂結構不同旋翼間距對旋翼升力的影響尚未展開研究。為了保證能量的高效利用，兼顧機身尺寸及質量的合理性，本文針對多旋翼單機臂電動無人機的旋翼最優間距進行研究，提出一種較優的縱列式布局方法，保證了旋翼布局方式的合理性，從而實現無人機能耗、機體尺寸、飛行時間及穩定性等多種性能的優化匹配。

1 縱列式布局及測試平臺

1.1 縱列式布局

本文在相關學者研究的基礎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，當旋翼間的軸距等于零時為共軸式布局；軸距大于1個旋翼直徑時采用平面式布局；當軸距大于零，小于旋翼直徑時，旋翼之間存在重疊，此時為縱列式布局；反過來說共軸式、平面式結構是縱列式結構2種不同的極端情況。

以六軸12旋翼無人機的縱列式布局方式為例，本文提出的多旋翼單機臂縱列式布局結構其示意圖如圖1所示，圖1a為整機俯視圖，其中圓實線為上旋翼的旋轉軌跡，圓虛線為下旋翼的旋轉軌跡，圖1b和圖1c為整機、相鄰2個機臂的側視圖，從中可看出，內側相鄰及同軸上的2旋翼上下布置，2旋翼的軸間距小于1個旋翼直徑。區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臂上雙旋翼間的縱列，內側6個旋翼呈圓周上下交替布置同樣實現了縱列式布局。同時，從整體布局結構來看還存在3個上旋翼1個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進一步的縮小機身體積，減輕機身質量。目前，針對縱列式布局的研究大都是直升機雙旋翼間的縱列，針對多旋翼無人機雙、四旋翼縱列式布局尚未展開研究。為了更全面的對縱列式旋翼布局方式進行研究，在雙旋翼基礎上，針對三、四、五旋翼縱列式布局展開研究。

圖1 縱列式布局示意圖

本文針對縱列式布局方式下旋翼升力性能隨旋翼間距的變化規律進行研究。針對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律進行研究，以確定縱列式布局方式的最優旋翼間距。針對縱列式、平面式、共軸式布局3種機型在最優旋翼間距下的整機性能進行對比分析，并對縱列式、平面式實體機型進行飛行測試，驗證多翼單臂縱列式布局電動無人機旋翼間距的優化效果。

1.2 測試平臺

綜合考慮不同旋翼布局方式的需求和平臺的可靠性要求，搭建一種多旋翼布局能耗測試平臺[32]，該測試系統由測試架、參數調節系統、被測旋翼組件、控制及測量系統組成，該測試平臺能夠按照遙控指令準確調節旋翼的轉速，并通過參數自動調節系統來調節旋翼間任意空間相對位置，從而調節旋翼間的橫向間距與縱向間距，以便研究不同試驗參數下旋翼升力隨旋翼間距的變化規律。此外該平臺使用穩壓狀態下的直流電源為電機供電，該裝置可自動完成對電機電壓、電流、拉力傳感器數據的采集，并能夠得到實時的旋翼升力和消耗功率，拉壓傳感器通過螺絲減振墊與位于旋翼正下方的電機座連接直接進行旋翼升力的測試，保證了測試的高效性、安全性與可靠性。測試平臺如圖2所示。本文首先通過本裝置對不同布局方式及試驗參數下，旋翼升力隨間距的變化規律進行試驗測試。以測試結果指導多旋翼無人機的旋翼布局方式。

1.測試架 2.參數調節系統 3.被測旋翼組件 4.控制及測量系統

本文主要進行了定距槳的升力性能試驗測試，主要試驗設備參數指標如表1。

表1 主要試驗設備性能參數

試驗選取消耗功率、升力為測試指標，由于兩旋翼旋轉中心的直線距離及旋轉中心在豎直方向的距離小于一個旋翼半徑，故而為了簡化不同旋翼尺寸帶來的影響以橫向間距比（/），縱向間距比（/）為試驗參數。利用升力測試平臺調節旋翼間距，對不同間距比下旋翼的升力進行測試，同時利用遙控器調節油門百分比進而控制旋翼的消耗功率，對不同消耗功率下旋翼的升力進行測試，為了更好的對比不同試驗條件下旋翼的升力性能，利用二次插值法對試驗數據進行處理分析，以單個旋翼相同消耗功率下的升力為評價指標，對不同布局方式下的旋翼升力性能進行對比分析，以確定最優間距。

2 縱列式最優旋翼間距確定

2.1 縱向間距

為了研究縱向間距對旋翼升力性能的影響程度，以共軸式雙旋翼，即1對完全重疊的旋翼為研究對象，進行升力性能隨縱向間距的變化規律試驗測試，其布局方式如圖3所示。

在保證整機合理尺寸范圍及旋翼不碰撞的前提下，針對圖3共軸式雙旋翼進行不同/下的升力隨消耗功率的變化測試，試驗測試結果如圖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，在同一消耗功率下隨縱向間距比/的變化旋翼升力并無明顯變化，可見縱向間距對旋翼的升力性能并無明顯影響。

2.2 橫向間距

2.2.1 雙旋翼縱列布局最優間距確定

由上述研究可知/對雙旋翼升力性能基本無影響，故為了研究/對縱列式布局雙旋翼升力的影響,將/設為最小值，此值為兩旋翼間電機高度、電機座厚度、機臂直徑之和。針對縱列式雙旋翼進行不同/下的升力測試，并測試孤立旋翼升力，以便進行對比分析，試驗測試結果如表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/＜2.0時，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，上旋翼氣流對下旋翼升力性能的干擾程度降低，從而導致升力性能有所提升。

為了更直觀的體現/對雙旋翼升力的影響，通過對試驗數據進行二次插值處理，求出一定功率下雙旋翼的升力，分別對縱列式雙旋翼的上、下旋翼升力隨/的變化規律進行分析，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/＞1.5時隨/的增加下旋翼升力有趨于穩定的趨勢。當/分別為0、0.5、1.0、1.5、2.0時，在不同消耗功率下，縱列式下旋翼相對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，對于縱列式布局結構，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試

注：/為橫向間距比；為測試旋翼的總功率，W；為測試雙旋翼總升力，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/的變化而發生明顯變化的拐點，在保留/=1.5的同時對1.0＜/≤2.0內的試驗參數以0.2為單位間隔進行細化，并拓展測量范圍至2.0＜/＜3.0，開展縱列式雙旋翼布局不同消耗功率下下旋翼升力隨/的變化規律試驗測試。

由圖6可知，當/＜1.8時，在同一消耗功率下，下旋翼升力隨/的增大而增大。當/分別為1.2、1.4、1.5、1.6時，在不同消耗功率下下旋翼升力相對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/≥1.8時，旋翼間的氣動干擾程度降低，在同一消耗功率下，隨著/的變化下旋翼的升力趨于穩定，下旋翼升力相對于孤立旋翼損失百分比的平均值穩定在0.70%以內。當/=1.8時在不同消耗功率下縱列式布局下旋翼升力相對于孤立旋翼升力的平均損失百分比為0.66%，此時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隨D/R的變化而產生明顯變化的臨界點，/=1.8時雙旋翼升力與平面式布局基本相同。在優化機身體積，減輕機架質量，提高能耗利用率的設計前提下可知/=1.8為同尺寸雙旋翼布局結構下的最優間距比。

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時下旋翼與孤立旋翼升力對比

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

由圖8可知，對于2種不同尺寸旋翼，當/≥1.8時，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，此時/的變化對下旋翼的升力性能基本無影響。由上可知，在33.02～55.88 cm范圍內，/=1.8對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間距驗證

為了驗證三、四、五旋翼縱列式布局，旋翼間的最優間距比是否仍為1.8。對直徑為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/的變化規律進行測試，布局方式如圖9所示。試驗參數/參考2.2.1節縱列式雙旋翼布局方式試驗進行設置。特別的是，對于五旋翼縱列式布局，4個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個上旋翼的旋轉平面不發生重疊必須滿足兩相鄰上旋翼間的距離>2.0，根據幾何關系此時上、下旋翼間距離必須大于1.4，故對于五旋翼縱列式布局方式/從1.5開始取值。

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

不同消耗功率下，3種縱列式多旋翼布局下旋翼升力隨/的變化規律如圖10所示，進行縱列式布局下旋翼升力測試試驗前，針對孤立下旋翼進行不同消耗功率下升力的測試，以便與縱列式布局方式下旋翼在不同試驗參數下的升力進行對比。

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/<1.8時，3種縱列式多旋翼布局下旋翼升力均隨/的增加而增加，當/≥1.8時隨著/的變化下旋翼的升力趨于穩定，變化量穩定在2.50%以內。綜上可知，/=1.8為縱列式多旋翼布局方式的最優間距。

3 縱列式布局無人機綜合參數優化分析

為了驗證縱列式最優設計，選用相同性能參數旋翼下最優平面布局和共軸布局結構進行對比分析，其中平面式布局結構，內側相鄰2個旋翼及同機臂2個旋翼間/＞2.0，在平面式布局旋翼間的氣動干擾作用較弱的前提下，參考市場上具有代表性的韋加多旋翼單機臂JF01-20八旋翼植保機型的/值，其同機臂2個旋翼/為2.3，但內側相鄰2個旋翼/值為3.2導致了整機尺寸大大增加，同時參考劉雪松等[24]通過建立等效盤模型，利用Fluent軟件對懸停狀態下的四旋翼旋翼間干擾對升力影響分析的研究結果，當/為2.5時，旋翼升力提高約1%，在相同消耗功率下平面式結構無人機單旋翼的升力值與孤立旋翼的升力值基本相同。在無人機升力最優的同時為了控制一定機身尺寸，對比參考以上平面布局結構的/值，可知平面式布局結構/為2.5時最優。縱列式布局結構，內側相鄰兩旋翼及同機臂兩旋翼/<2.0，根據本文研究結果，在/=1.8為縱列式多旋翼布局最優間距。同軸式布局結構，同機臂上的2個旋翼同軸布置，相鄰機臂旋翼間/與平面式內側2個旋翼的/相同，設置為2.5。

為對比3種不同布局方式對多旋翼無人機升力的影響，在機臂尺寸相同的情況下，對3種機型升力進行理論分析對比，假設平面式結構總升力為F，縱列式布局結構總升力為F，同軸式布局結構總升力為F，計算公式如下

式中為旋翼數量，=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。對于多旋翼單機臂的六軸機臂結構，兩相鄰機臂夾角為=60°，由幾何關系，經計算可知，2機型整機尺寸分別為10、7.2，相對于縱列式布局機型，平面式布局機型機身尺寸增加38.70%。因此在保證整機升力的前提下，縱列式布局機型能夠對整機尺寸進行優化，同時也能減輕機身質量，從而降低多旋翼無人機的慣性，增強飛行可控性及穩定性。綜上所述，多旋翼單機臂六軸12旋翼無人機以旋翼間距比為1.8時的縱列式布局方式較優。

4 飛行測試

目前市場上所流行的機型布局結構大都為多軸單翼單臂平面式布局，單根機臂僅1個旋翼。本文所搭建的平面式布局無人機與市場上所流行的機型差別在于，單根機臂采用2個平面式布局的旋翼。由于單根機臂上旋翼數量增加1倍，故而相對于市場上的流行機型，本文所搭建的平面式結構無人機，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構無人機功耗與升力之比與市場上所流行的平面式無人機相同，所以在不考慮成本的前提下，2個不同機型無人機性能相當。

為了更加合理的驗證縱列式布局方式的優勢性，本文在僅改變旋翼安裝位置及機架尺寸的情況下，進行飛行試驗（圖11）。平面式布局結構機身尺寸及機身質量相對于縱列式布局結構分別增加38.70%、6.82%，為了保證不同布局方式的總負載相同，對縱列式布局機型進行增加配重。利用高精曲線功率計對無人機的實時懸停功耗進行測試。2019年1月于華南農業大學進行飛行試驗。選取100 s內，2種不同布局方式下穩定懸停飛行時的消耗功率進行對比（圖12）。

圖11 飛行試驗

如圖12所示，在100 s內，縱列式布局加配重機型平均懸停功率為1 296.49 W，平面式布局機型平均懸停功率為1 215.54 W。在相同負載下，相對于縱列式機型，平面式機型在單位時間內懸停功率僅減小了0.06%，但平面式布局結構機架質量增加了6.82%，機身尺寸增加38.70%。通過實體機型飛行試驗驗證了縱列式布局方式的合理性，縱列式布局可以實現電動多旋翼無人機的正常飛行。經過綜合對比可知，縱列式布局機型在保證飛行性能的前提下，機身結構得到了優化。

圖12 不同布局方式六軸12旋翼無人機懸停消耗功率

5 結 論

1）在同一消耗功率下，當/＜1.8時縱列式布局結構下旋翼升力隨/的增加而增加，當/≥1.8時下旋翼升力隨/的變化趨于穩定，/=1.8是下旋翼升力是否會隨/發生明顯變化的臨界點，在保證旋翼升力性能，優化多旋翼無人機機型結構，減輕機身質量的設計前提下，/=1.8為縱列式布局結構的最優間距。

2）針對多旋翼單機臂結構電動無人機平面布局與縱列式布局機型進行飛行對比試驗，通過對比得知，在相同負載下平面式機型相對于旋翼間距優化后的縱列式機型在單位時間內懸停功率僅減小了0.06%，而機身質量增加6.82%，機身尺寸增加38.70%，綜合對比可知縱列式布局機型在保證飛行性能的前提下，機身結構得到了優化。

3）針對目前電動多旋翼無人機續航時間短、載質量小、作業效率低等問題，本文對多旋翼單機臂結構縱列式布局電動無人機的旋翼間距進行了優化。相對于傳統平面式布局此布局能夠在保證升力的同時縮小機身尺寸，減輕機身質量；相對于同軸式布局，能夠提升多旋翼無人機升力，提升載質量能力，降低能源損耗，提高能量轉化率。此縱列式布局在滿足多旋翼無人機載荷需求的同時能夠優化機型結構，提升有效負載、續航能力，是未來大載質量長航時多旋翼無人機的研究方向之一。

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Optimization of rotor spacing and energy consumption test for multi-rotor single arm tandem electric UAV

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，歐陽帆，李一凡，蘭玉彬. 多翼單臂縱列式布局電動無人機旋翼間距優化及能耗試驗[J]. 農業工程學報，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

國家重點研發計劃重點課題（2017YFD0701001）；國家自然科學基金（31771682）；高等學校學科創新引智計劃資助（D18019）；廣東省重大科技計劃項目（2017B010116003）；廣東省科技計劃項目（2017B010117010）

李繼宇，博士，副教授，主要從事農業航空應用技術研究。Email：lijiyu@scau.edu.cn

蘭玉彬，國家“千人計劃”特聘專家，教授，主要從事精準農業航空方向研究。Email：ylan@scau.edu.cn

10.11975/j.issn.1002-6819.2019.23.011

S252+.9

A

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