陳琦, 江濤, 史鳳鳴, 方亮

(軍械工程學(xué)院 無(wú)人機(jī)工程系, 河北 石家莊 050003)

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傾轉(zhuǎn)三旋翼無(wú)人機(jī)過渡模式縱向姿態(tài)控制

陳琦, 江濤, 史鳳鳴, 方亮

(軍械工程學(xué)院 無(wú)人機(jī)工程系, 河北 石家莊 050003)

對(duì)傾轉(zhuǎn)三旋翼無(wú)人機(jī)過渡模式下定高轉(zhuǎn)換的縱向姿態(tài)控制進(jìn)行了研究,為提高縱向操縱效能、解決操縱冗余問題,設(shè)計(jì)了模態(tài)轉(zhuǎn)換中的操縱控制方案;采用牛頓-歐拉法對(duì)飛機(jī)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)建模分析,建立了縱向動(dòng)力學(xué)模型并給出了過渡轉(zhuǎn)換路徑;通過操縱效能分析對(duì)兩種操縱機(jī)制進(jìn)行分配,給出了操縱分配的權(quán)重和控制律。仿真和實(shí)驗(yàn)樣機(jī)飛行試驗(yàn)地面站數(shù)據(jù)分析結(jié)果表明,按照所設(shè)計(jì)的操縱分配方案和控制律對(duì)飛機(jī)過渡模式進(jìn)行縱向控制,能夠使飛機(jī)保持平穩(wěn)過渡。

傾轉(zhuǎn)三旋翼無(wú)人機(jī); 過渡模式; 操縱分配; 飛行控制

0 引言

傾轉(zhuǎn)三旋翼無(wú)人機(jī)是一種獨(dú)特的旋翼飛行器,它既可以像直升機(jī)一樣垂直起落,又可以像固定翼飛機(jī)一樣高速飛行,具有結(jié)構(gòu)穩(wěn)定、綜合能耗低的特點(diǎn),可用于電力巡線、森林火險(xiǎn)偵察等民用領(lǐng)域,也可部署在小型水面艦艇上執(zhí)行軍事任務(wù),具有廣闊的應(yīng)用前景[1]。

傾轉(zhuǎn)三旋翼無(wú)人機(jī)具有兩個(gè)能夠在0～90°范圍內(nèi)傾轉(zhuǎn)的旋翼,隨著旋翼的傾轉(zhuǎn),飛行模式可在直升機(jī)模式和固定翼模式之間轉(zhuǎn)換,轉(zhuǎn)換過程為過渡模式。由于定高轉(zhuǎn)換可以使過渡過程更加平穩(wěn)、安全,一般采用定高轉(zhuǎn)換策略[2]。隨著傾轉(zhuǎn)角度和飛行速度的變化,氣動(dòng)特性會(huì)發(fā)生明顯變化,具有強(qiáng)耦合和非線性的特點(diǎn),因此傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)過渡模式的飛行控制是整個(gè)飛行控制的關(guān)鍵[3]。在過渡模式下,飛機(jī)同時(shí)具有直升機(jī)和固定翼飛機(jī)的操縱系統(tǒng),因此會(huì)帶來(lái)操縱冗余和操縱分配問題[4]。文獻(xiàn)[5-9]針對(duì)傾轉(zhuǎn)雙旋翼機(jī)操縱分配和縱向控制進(jìn)行了研究。由于傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)有自身特點(diǎn),上述研究成果并不完全適用,但是為傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)的研究提供了思路和可借鑒的方法。

1 傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)簡(jiǎn)介

傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)是旋翼機(jī)和固定翼飛機(jī)的綜合體,圖1為實(shí)驗(yàn)室制作的樣機(jī)。該樣機(jī)由旋翼、機(jī)翼、機(jī)身、平尾、垂尾、舵面和傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)組成,其中左右旋翼能夠向前傾轉(zhuǎn),尾旋翼能夠左右傾轉(zhuǎn)。左右旋翼處于垂直位置時(shí),對(duì)應(yīng)直升機(jī)模式,飛機(jī)可懸停;左右旋翼處于水平位置時(shí),對(duì)應(yīng)固定翼模式,固定翼模式下尾旋翼停止轉(zhuǎn)動(dòng);左右旋翼處于兩者之間時(shí),對(duì)應(yīng)過渡模式。

圖1 傾轉(zhuǎn)三旋翼實(shí)驗(yàn)樣機(jī)Fig.1 Tilt tri-rotor experimental prototype

該機(jī)選用NACA5412翼型,3個(gè)旋翼選用恒力源W63-40電機(jī)。根據(jù)實(shí)際測(cè)量,得到飛機(jī)的相關(guān)參數(shù)如表1所示。利用AVL軟件仿真,得到飛機(jī)升力系數(shù)CL=0.391 99,阻力系數(shù)CD=0.027 68,俯仰力矩系數(shù)Cm=-0.037 92。

表1 樣機(jī)參數(shù)表

Table 1 Prototype parameter table

參 數(shù)數(shù)值 質(zhì)量m/kg82 尾旋翼俯仰力臂l1/m058 左右旋翼俯仰力臂l2/m029 平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)cA/m034 參考面積Sw/m2078 旋翼最大拉力T2b(Tmax)/N4016 y軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量Jyy/kg·m20794

2 模態(tài)轉(zhuǎn)換操縱控制方案

傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)兼有直升機(jī)和固定翼飛機(jī)的操縱特性,但是根據(jù)傾轉(zhuǎn)角度和飛行速度的變化,兩種操縱特性的效率會(huì)發(fā)生變化,因此首先確定各模態(tài)的操縱控制方案如下:

(1)直升機(jī)模式。升力完全由3個(gè)旋翼拉力提供,飛行高度由旋翼轉(zhuǎn)速控制,空速由俯仰運(yùn)動(dòng)控制,俯仰角由左右旋翼和尾旋翼差速(簡(jiǎn)稱前后差速)控制,滾轉(zhuǎn)角由左右旋翼差速(簡(jiǎn)稱左右差速)控制,偏航角由尾旋翼左右傾轉(zhuǎn)(簡(jiǎn)稱尾翼傾轉(zhuǎn))控制。直升機(jī)模式下飛機(jī)空速為零,舵面無(wú)操縱效率,無(wú)控制效果。

(2)固定翼模式。升力完全由氣動(dòng)力提供,左右旋翼提供前飛的拉力,尾旋翼停止轉(zhuǎn)動(dòng),飛行高度由俯仰運(yùn)動(dòng)控制,空速由旋翼轉(zhuǎn)速控制,姿態(tài)角完全由3個(gè)舵面控制。

(3)過渡模式。升力由氣動(dòng)力和旋翼拉力縱向分量共同提供,飛行高度和空速均由旋翼轉(zhuǎn)速和俯仰運(yùn)動(dòng)混合控制,姿態(tài)角由旋翼差速和舵面混合控制。

表2列出了各模態(tài)的操縱控制方案。綜上所述,傾轉(zhuǎn)三旋翼無(wú)人機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換由傾轉(zhuǎn)角引導(dǎo),縱向控制俯仰、高度與空速,橫向控制偏航。由于采用定高轉(zhuǎn)換,高度為常數(shù),空速則由傾轉(zhuǎn)角和轉(zhuǎn)換路徑確定。

表2 傾轉(zhuǎn)三旋翼無(wú)人機(jī)操縱機(jī)制

Table 2 Control mechanism of tilt tri-rotor

通道直升機(jī)模式固定翼模式過渡模式俯仰角前后差速升降舵前后差速+升降舵滾轉(zhuǎn)角左右差速副翼左右差速+副翼偏航角尾翼傾轉(zhuǎn)方向舵尾翼傾轉(zhuǎn)+方向舵高度旋翼轉(zhuǎn)速俯仰運(yùn)動(dòng)空速俯仰運(yùn)動(dòng)旋翼轉(zhuǎn)速旋翼轉(zhuǎn)速+俯仰運(yùn)動(dòng)

3 縱向建模與轉(zhuǎn)換路徑確定

3.1 縱向建模

建立機(jī)體坐標(biāo)系如圖2所示。

圖2 機(jī)體坐標(biāo)系示意圖Fig.2 Body coordinate frame

圖中，Oxbybzb為機(jī)體坐標(biāo)系，其中原點(diǎn)O為機(jī)體重心，xb指向機(jī)頭方向,yb指向機(jī)身右方,zb垂直于機(jī)身向下；Ti為第i個(gè)旋翼產(chǎn)生的拉力;γi為第i個(gè)旋翼相對(duì)zb軸傾轉(zhuǎn)的角度。

本文主要研究縱向控制,為簡(jiǎn)化問題把縱向運(yùn)動(dòng)和橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)分開進(jìn)行研究。由于機(jī)體結(jié)構(gòu)關(guān)于Oxbzb平面對(duì)稱,故機(jī)體各個(gè)方向的慣性積為零,即Jxy=Jyz=Jxz=0。令所有橫側(cè)向參數(shù)為零并忽略旋翼和機(jī)翼之間的滑流效應(yīng),對(duì)飛行器過渡段采用牛頓-歐拉法建立模型[10-12]。

縱向合力與合力矩方程:

(1)

(2)

動(dòng)力學(xué)方程:

gsinθ-qw

(3)

gcosθ+qu

(4)

(5)

運(yùn)動(dòng)學(xué)方程:

(6)

(7)

(8)

式中:ZL=ρV2SwCL/2為飛機(jī)的氣動(dòng)升力;M=ρV2SwcACm/2為飛機(jī)的氣動(dòng)俯仰力矩;u和w為機(jī)體坐標(biāo)系下x軸和z軸線速度;θ為俯仰角;q為繞y軸的角速度;xe和ze為地面坐標(biāo)系下x軸和z軸的位移。

3.2 轉(zhuǎn)換路徑確定

傾轉(zhuǎn)角是過渡模式中飛行狀態(tài)的重要特征參數(shù),它對(duì)旋翼拉力在機(jī)體軸x和z方向上的分量大小和前飛加速度都具有重要影響,因此首先要設(shè)計(jì)過渡段傾轉(zhuǎn)角的變化過程,即過渡轉(zhuǎn)換路徑。

3.2.1 過渡轉(zhuǎn)換策略設(shè)計(jì)

過渡轉(zhuǎn)換策略設(shè)計(jì)要兼顧快速性和平穩(wěn)性的原則。文獻(xiàn)[9]針對(duì)傾轉(zhuǎn)雙旋翼機(jī)設(shè)計(jì)了一種過渡策略,要求飛機(jī)必須以直升機(jī)模式飛行，獲得一定前飛速度才可以轉(zhuǎn)入過渡模式,過渡時(shí)間較長(zhǎng)。本文設(shè)計(jì)了一種新的過渡策略,把整個(gè)過渡過程分成前后兩段。在過渡段前段,旋翼直接傾轉(zhuǎn)一定角度,該角度可由飛機(jī)參數(shù)確定;在過渡段后段,傾轉(zhuǎn)角度通過飛控控制與前飛速度進(jìn)行匹配。

為便于描述,先明確幾個(gè)特殊狀態(tài):

(1)懸停狀態(tài):記為狀態(tài)a,第i(i=1,2,3)個(gè)旋翼產(chǎn)生的拉力記為Tia,此時(shí)傾轉(zhuǎn)角度為0°。該狀態(tài)下滿足:

T2a+T3a+T1acosγ1=mg

(9)

T2al2+T3al2-T1acosγ1l1=0

(10)

(2)過渡段前后兩段分界點(diǎn):記為狀態(tài)b,左右旋翼拉力最大時(shí)在該狀態(tài)縱向分力恰好平衡重力,第i(i=1,2,3)個(gè)旋翼產(chǎn)生的拉力記為Tib,對(duì)應(yīng)傾轉(zhuǎn)角度記為γib,該狀態(tài)下滿足:

T2bcosγ2b=T2a

(11)

(3)氣動(dòng)升力與重力平衡時(shí):記為狀態(tài)c,此時(shí)傾轉(zhuǎn)角度為90°,完成過渡過程。

過渡策略如下:左右旋翼從懸停狀態(tài)直接向前傾轉(zhuǎn)γ2b進(jìn)入狀態(tài)b,假定這一過程是瞬間完成,過渡段前段結(jié)束;之后飛行器獲得前向分力開始加速,從而產(chǎn)生氣動(dòng)升力,隨著傾轉(zhuǎn)角度增大,旋翼縱向分力逐漸減小,需要?dú)鈩?dòng)力進(jìn)行補(bǔ)償才能平衡飛機(jī)重力,為使飛機(jī)俯仰力矩平衡,需要同時(shí)減小尾旋翼升力,直至飛機(jī)的氣動(dòng)升力完全克服自身重力,達(dá)到狀態(tài)c,飛行器進(jìn)入固定翼模式。

3.2.2 走廊曲線計(jì)算

根據(jù)過渡方案設(shè)計(jì),在γ2=γ3∈(0,γ2b)時(shí),只需要旋翼拉力的垂直分量便可以保持飛行器高度,此時(shí)飛行速度為0。在γ2=γ3∈(γ2b,90°)時(shí),對(duì)飛行器進(jìn)行配平,使Fz=0,M′=0。

為減少過渡時(shí)間,2,3旋翼在后段轉(zhuǎn)換過程中始終保持最大拉力,且同步傾轉(zhuǎn),因此滿足T2=T3,γ2=γ3。

聯(lián)立式(1)和式(2)、式(9)～式(11)得:

(12)

通過仿真得到過渡段走廊曲線如圖3所示。

圖3 過渡模式走廊曲線Fig.3 Corridor curve of transition mode

從圖3可以看出,在過渡段前段,2,3旋翼直接傾轉(zhuǎn)γ2b=48.6°,轉(zhuǎn)速增至最大；在過渡段后段,傾轉(zhuǎn)角度和前飛速度一一對(duì)應(yīng)。

4 縱向操縱分配及控制律設(shè)計(jì)

在過渡模式中,為了實(shí)現(xiàn)定高轉(zhuǎn)換,要求在轉(zhuǎn)換路徑確定的前提下對(duì)俯仰姿態(tài)進(jìn)行控制。在轉(zhuǎn)換過程中,存在操縱冗余現(xiàn)象,要求根據(jù)傾轉(zhuǎn)角和速度的變化進(jìn)行操縱分配。

4.1 操縱效能分析

過渡過程中,隨著傾轉(zhuǎn)角的增大,飛行速度不斷增大,升降舵的控制效果也會(huì)不斷變化。升降舵控制效果用操縱導(dǎo)數(shù)衡量:

?M/?δe=0.5ρV2SwcACmδe

(13)

在不同升降舵偏角下,操縱導(dǎo)數(shù)和俯仰力矩隨速度的變化曲線如圖4所示。

圖4 操縱導(dǎo)數(shù)和俯仰力矩Fig.4 Control derivative and pitching moment

從圖4可以看出,飛行速度增大,升降舵控制效率增大。因此,當(dāng)速度較低時(shí),以旋翼差速控制為主,隨著飛行速度增大,逐步增加舵面控制權(quán)重。

4.2 操縱分配

過渡模式中俯仰姿態(tài)控制采用旋翼差速和舵面共同控制,因此要確定兩種操縱方式的權(quán)系數(shù)。由于升力與飛行速度的平方成正比,因此考慮以速度為參考確定權(quán)系數(shù)。根據(jù)上述操縱效能分析,飛行速度較小時(shí)采用固定翼操縱幾乎不起作用,飛行速度較大時(shí)僅采用固定翼操縱就可以完全實(shí)現(xiàn)控制目的。從過渡走廊曲線可以看出，旋翼轉(zhuǎn)為水平后飛機(jī)平飛速度約為20 m/s,因此把差速控制和升降舵控制的權(quán)系數(shù)分別選為:

(14)

(15)

操縱分配權(quán)系數(shù)變化如圖5所示。在飛行速度低于5 m/s時(shí)完全采用旋翼差速控制,大于15 m/s時(shí)完全采用舵面控制,兩者之間采用混合控制。

圖5 操縱分配權(quán)系數(shù)Fig.5 Control allocation weight coefficient

4.3 控制律設(shè)計(jì)

由于PID控制具有不依賴模型、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、調(diào)整方便的特點(diǎn),控制律采用PID設(shè)計(jì)。圖6為俯仰角內(nèi)回路控制結(jié)構(gòu)[13]。

圖6 俯仰角內(nèi)回路控制結(jié)構(gòu)Fig.6 Pitch angle inner loop control structure

圖中，θg為期望俯仰角;θ為傳感器測(cè)得的實(shí)際俯仰角。誤差量Δθ分成兩路進(jìn)行處理,一路利用三旋翼機(jī)PID控制(CP-PID)進(jìn)行解算,得到差速控制量;另一路利用固定翼PID控制(FW-PID)進(jìn)行解算,得到升降舵偏轉(zhuǎn)控制量。之后兩路控制量經(jīng)過操縱分配按照權(quán)系數(shù)把控制量輸送給執(zhí)行機(jī)構(gòu),最終實(shí)現(xiàn)俯仰姿態(tài)控制。因此,俯仰姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制律為:

(16)

式中:kpcp,kicp,kdcp及kpfw,kifw,kdfw分別為旋翼機(jī)模式下和固定翼模式下的PID參數(shù)。

5 數(shù)學(xué)仿真與飛行試驗(yàn)

5.1 數(shù)學(xué)仿真

在Simulink環(huán)境下搭建模型進(jìn)行數(shù)學(xué)仿真,表3列出了仿真時(shí)所用的PID參數(shù)。仿真結(jié)果如圖7所示。由圖7可以看出,飛機(jī)完成過渡模態(tài)轉(zhuǎn)換需要5 s,在轉(zhuǎn)換過程中縱向速度和俯仰角都實(shí)現(xiàn)了良好的跟蹤,整個(gè)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程平穩(wěn)、安全。

表3 控制器參數(shù)表

Table 3 Controller parameter table

控制模式kpkikdCP?PID12600508FW?PID23501214

圖7 仿真結(jié)果Fig.7 Simulation results

5.2 飛行試驗(yàn)

飛行試驗(yàn)在實(shí)驗(yàn)室制作的樣機(jī)上進(jìn)行,飛行過程中采用Mission Planner地面站記錄飛行數(shù)據(jù),根據(jù)地面站圖表日志分析飛行過程中的姿態(tài)變化。

分別采用差速控制和混合控制進(jìn)行試驗(yàn),從地面站得到俯仰姿態(tài)變化如圖8所示。

圖8 差速控制和混合控制俯仰角變化Fig.8 Pitch angle variation under differential control and hybrid control

由圖8可以看出,在過渡模式中,對(duì)樣機(jī)俯仰姿態(tài)按上述操縱分配方案進(jìn)行控制,俯仰角在更小范圍內(nèi)波動(dòng),表明混合控制效果更好。

6 結(jié)束語(yǔ)

本文針對(duì)傾轉(zhuǎn)三旋翼無(wú)人機(jī)過渡模式中操縱分配和俯仰姿態(tài)控制進(jìn)行了研究,依托實(shí)驗(yàn)室制作的實(shí)驗(yàn)樣機(jī),采用牛頓-歐拉法建立了縱向模型,確定了過渡模式轉(zhuǎn)換路徑,根據(jù)飛行速度變化對(duì)兩種操縱機(jī)制進(jìn)行分配并給出了控制律,并通過仿真和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了操縱分配策略和控制律的有效性。然而,建模過程中為了簡(jiǎn)化問題,忽略了旋翼和機(jī)翼的氣彈響應(yīng),在實(shí)際飛行試驗(yàn)中飛機(jī)姿態(tài)容易出現(xiàn)過調(diào),下一步工作中應(yīng)針對(duì)氣動(dòng)建模和控制律進(jìn)行改進(jìn)。

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(編輯：方春玲)

Longitudinal attitude control for a tilt tri-rotor UAV in transition mode

CHEN Qi, JIANG Tao, SHI Feng-ming, FANG Liang

(Department of UAV Engineering, Ordnance Engineering College, Shijiazhuang 050003, China)

Aiming at control of longitudinal attitude and altitude-keeping in transition mode for a tilt tri-rotor UAV, a manipulate scheme was designed to improve longitudinal control efficiency and solve the tiltrotor aircraft operating redundancy. The Newton-Euler method was adopted to establish the longitudinal dynamic model and obtain conversion path of transition mode. Both the control law and weighting of control allocation were provided according to analysis of control efficiency. MATLAB simulation and telemetry data analysis show that the control allocation and control law is available hence the flight modes can convert steadily.

tilt tri-rotor UAV; transition mode; control allocation; flight control

2016-03-30;

2016-08-15;

時(shí)間:2016-09-22 14:55

十二五國(guó)防預(yù)研項(xiàng)目(51325050101)

陳琦(1988-)，男，河南駐馬店人，碩士研究生，主要從事測(cè)控與飛行控制技術(shù)研究。

V249.1

A

1002-0853(2016)06-0049-05