陳 勝 華 容 冀寶霖

上海應(yīng)用技術(shù)大學(xué)電氣與電子工程學(xué)院，上海 201418

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雙涵道傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器模型與系統(tǒng)研究

陳 勝 華 容 冀寶霖

上海應(yīng)用技術(shù)大學(xué)電氣與電子工程學(xué)院，上海 201418

設(shè)計了一種新型的雙涵道傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器，采用雙涵道動力降低了對起降場地的要求。通過雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器動力學(xué)分析，得到飛行器在不同飛行姿態(tài)時的運動狀態(tài)。飛控系統(tǒng)通過雙閉環(huán)PID控制器控制電動涵道系統(tǒng)和伺服舵機系統(tǒng)，實現(xiàn)飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定。通過分析樣機實驗數(shù)據(jù)驗證了雙涵道傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器設(shè)計的可行性。

傾轉(zhuǎn)涵道飛行器;垂直起降;飛行器動力學(xué)建模;姿態(tài)穩(wěn)定;雙閉環(huán)控制

可傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器[1-2]具有的垂直起降、懸停和低速飛行等能力，對起降場地要求較低。1955年，貝爾公司成功研制了第一架傾轉(zhuǎn)旋翼機XV-3，后重新推出 XV-15，而后與波音公司研制出V-22[3]，它們都是通過2臺活塞發(fā)動機驅(qū)動旋翼系統(tǒng)。2002年7月，韓國航空宇宙研究院試飛了傾轉(zhuǎn)旋翼機Smart UAV[4-7]，旋翼的直徑相對較大，對起降場地要求較高。

本文設(shè)計了一種雙涵道傾轉(zhuǎn)驅(qū)動飛行器，其結(jié)構(gòu)簡單可靠，采用涵道系統(tǒng)使得飛行器體積更小，對起降場地要求較低。通過對雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器動力學(xué)分析，得到飛行器在不同飛行姿態(tài)時的運動狀態(tài)。采用雙閉環(huán)PID飛行控制系統(tǒng)，通過控制電動涵道系統(tǒng)和伺服舵機系統(tǒng)，實現(xiàn)飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定。通過分析實驗樣機數(shù)據(jù)，驗證了其可行性。

1 雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器傾轉(zhuǎn)機構(gòu)設(shè)計

飛行器的設(shè)計與地面車輛不同，首要考慮其結(jié)構(gòu)是否滿足基本飛行姿態(tài)的要求，要使?jié)L轉(zhuǎn)、俯仰和偏航的控制去除復(fù)雜的機械結(jié)構(gòu)，盡可能簡單。本文設(shè)計的雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器機構(gòu)如圖1所示，飛行器結(jié)構(gòu)包括：①涵道發(fā)動機；②可傾轉(zhuǎn)支架；③舵機； ④舵機轉(zhuǎn)盤安裝； ⑤安裝架；⑥旋轉(zhuǎn)外擋殼； ⑦軸承； ⑧傾轉(zhuǎn)鏈接件； ⑨起落架。

圖1 雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器設(shè)計

雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器機構(gòu)兩側(cè)設(shè)計有電動涵道動力和伺服舵機系統(tǒng)，電動涵道可通過增加(減小)轉(zhuǎn)速來提高(降低)升力，伺服舵機系統(tǒng)通過控制兩側(cè)傾轉(zhuǎn)支架旋轉(zhuǎn)來實現(xiàn)俯仰和偏航的姿態(tài)控制。

2 動力學(xué)模型分析

2.1 雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器模型建立

圖2為雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器模型。

圖2 雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器模型

圖3 理想條件飛行器在不同運動狀態(tài)下的受力情況

圖3為理想條件下二軸傾轉(zhuǎn)飛行器在不同運動狀態(tài)下的受力情況。圖中，f1，f2，Q1，Q2，Pithθ，Rollφ，YawΨ同上，L1是飛行器重心O到右側(cè)電機軸線O1的距離，L2是飛行器重心O到左側(cè)電機軸線O2的距離，β1為右側(cè)伺服運動控制系統(tǒng)控制右側(cè)機臂旋轉(zhuǎn)的角度，β2為左側(cè)伺服運動控制系統(tǒng)控制左側(cè)機臂旋轉(zhuǎn)的角度。

圖3(a)為飛行器垂直運動的受力狀態(tài)。此時f1，f2的大小相同，方向豎直向上；β1=0，β2=0為飛行器提供升力；Q1和Q2大小相同；L1=L2，反扭矩相互抵消。因此，飛行器的滾轉(zhuǎn)角φ=0，偏航角ψ=0，俯仰角θ=0。當(dāng)f1+f2=G時，飛行器將保持懸停；f1+f2>G時，飛行器上升；f1+f20，β2>0)。f1和f2在e3的投影為飛行器提供升力，Q1和Q2大小相同，L1=L2，反扭矩相互抵消，因此飛行器的滾轉(zhuǎn)角φ=0，偏航角ψ=0，俯仰角θ=0，但f1和f2在e1的投影使得飛行器在e1方向上有加速度，飛行器水平向前運動；當(dāng)β1=β2<0時,飛行器將水平向后飛行。圖3(c)為飛行器向左飛行的受力狀態(tài)。此時f1>f2，β1=0，β2=0，f1和f2在e3的投影為飛行器提升力，Q1和Q2大小相同，L1=L2，反扭矩相互抵消，因此飛行器的滾轉(zhuǎn)角φ≠0，偏航角ψ=0，俯仰角θ=0，f1和f2在e2的投影使飛行器在e2方向上有加速度，飛行器向左運動；當(dāng)f10,β2<0，f1和f2在e3的投影為飛行器提供升力，Q1和Q2大小相同，L1=L2，原有的反扭矩相互抵消，但由于左右機臂的旋轉(zhuǎn)方向不同，傾斜角β1和β2異號，因此飛行器產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)力矩，偏航角ψ<0，滾轉(zhuǎn)角φ=0，俯仰角θ=0，飛行器作水平旋轉(zhuǎn)運動。同理，當(dāng)β1<0,β2>0時,飛行器將水平順時針飛行。由上分析可見，本文設(shè)計的雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器不能在俯仰方向運動，即Pithθ=0，但并不影響飛行器在空間自由運動。

2.2 動力學(xué)方程分析

通過飛行器模型可得出如下動力學(xué)方程：

(1)

(2)

(3)

上述RA是以地理坐標(biāo)系為參考，機體坐標(biāo)系分別繞X軸、Y軸和Z軸旋轉(zhuǎn)得到的旋轉(zhuǎn)矩陣。

由于本文設(shè)計的雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器只有2臺電動涵道為動力，可得RB∈R3×2，是由左右側(cè)機臂的旋轉(zhuǎn)角產(chǎn)生：

在機臂旋轉(zhuǎn)伺服系統(tǒng)的驅(qū)動下,βi可以在(-45°,+45°)變化，因此本文在圖1中以O(shè)1,O2為坐標(biāo)原點建立機臂坐標(biāo)系和機體坐標(biāo)系。將機臂坐標(biāo)系變換到機體坐標(biāo)系，得到變換矩陣RB。

設(shè)變量FO表示在機載坐標(biāo)下飛行器受到(ex,ey,ez)T方向上的合力，則

(4)

式(3)根據(jù)牛頓-歐拉公式列出，可得到飛行器所受的合外力矩與角加速度關(guān)系：

(5)

(6)

(7)

(8)

其中，

(9)

將式(9)代入式(4)和(8)中，可以得到：

(10)

式(10)為飛行器理想條件下的動力學(xué)模型，在實際應(yīng)用中有很大的局限性，實際俯仰方向總會有質(zhì)量分布，在控制穩(wěn)定過程中會產(chǎn)生力矩,增加了飛行器姿態(tài)穩(wěn)定控制的難度。對雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器的動力學(xué)模型進行簡化，是為了在進行控制器設(shè)計時得到必要理論基礎(chǔ)。

3 姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計

3.1 雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計

圖4中，Δφ,Δθ和Δψ為姿態(tài)角度誤差，ΔΩφ,ΔΩθ和ΔΩψ為角速度誤差，w1,w2為左右兩側(cè)電動涵道轉(zhuǎn)速。

圖4 雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器的姿態(tài)控制系統(tǒng)框圖

3.2 姿態(tài)控制器分析

姿態(tài)控制系統(tǒng)首先得到軸姿態(tài)的角度差Δφ,Δθ,Δψ，通過PID角度控制器后分為2部分：1)控制器的輸出量去控制電動涵道系統(tǒng)的電機轉(zhuǎn)速w1,w2，以及機臂伺服系統(tǒng)輸入量β1,β2，電機轉(zhuǎn)速控制由遙控器輸入的油門量疊加上由PID角度控制器輸出的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角補償量；2)伺服系統(tǒng)輸入量一部分由PID角度控制器輸出的俯仰姿態(tài)角的補償量疊加上偏航偏移角的補償量，另一部分作為PID角速度控制器的輸入量。角速度控制器的輸出量與角度控制器的輸出量疊加輸出給電動涵道電機和伺服控制系統(tǒng)，構(gòu)成雙閉環(huán)控制回路。

4 樣機實驗分析

4.1 實驗樣機介紹

圖5 雙涵道傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器實驗樣機

表1 樣機參數(shù)表

名稱描述飛控APM開源硬件芯片ATMAGE2560,姿態(tài)傳感器mpu6050,外置電子羅盤HMC5883電動涵道系統(tǒng)無刷直流電機單個涵道風(fēng)扇直徑55mm推力700g,kv4500功率300W電子調(diào)速器40A-3SLipo伺服舵機系統(tǒng)型號ES08MDⅡ,扭矩2.4kg·cm,運動范圍0～90°機臂長度兩側(cè)對稱L1=L2=11.5mm重量650g總體尺寸300×100×150mm

4.2 實驗樣機數(shù)據(jù)分析

圖6和7為飛行器懸停時，偏航角、俯仰角、滾轉(zhuǎn)角和角加速度的變化，滾轉(zhuǎn)與俯仰角的波動較小，偏航角波動較大，但能很快趨于穩(wěn)定，因為滾轉(zhuǎn)方向電動涵道的響應(yīng)較快，俯仰和偏航方向有機械耦合關(guān)系，響應(yīng)速度有一定延時，但通過控制器調(diào)節(jié)，系統(tǒng)能快速穩(wěn)定；在起飛階段，滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航的角速度波動變化劇烈，這與飛行器的地效應(yīng)關(guān)系密切。當(dāng)上升到一定高度之后能快速穩(wěn)定，驗證了雙閉環(huán)PID控制器設(shè)計的可行性。

圖6 實驗樣機懸停時偏航、俯仰和滾轉(zhuǎn)角度測量數(shù)據(jù)

圖7 實驗樣機懸停時偏航、滾轉(zhuǎn)和俯仰角加速度測量數(shù)據(jù)

圖8為控制器給伺服舵機系統(tǒng)和電動涵道系統(tǒng)的輸出量。兩側(cè)電動涵道推力成鏡像關(guān)系，使得滾轉(zhuǎn)角快速趨近于0，俯仰、偏航角通過伺服舵機系統(tǒng)的調(diào)節(jié)趨于穩(wěn)定，樣機實驗驗證了本文設(shè)計的雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器的可行性和穩(wěn)定性。

圖8 飛控對伺服系統(tǒng)與涵道電機輸出測量數(shù)據(jù)

5 結(jié)論

設(shè)計了雙涵道傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的結(jié)構(gòu)，通過動力學(xué)建模分析了其運動特性，設(shè)計了雙涵道傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)，采用雙閉環(huán)PID控制器。實驗樣機的數(shù)據(jù)分析表明了飛行器在滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航姿態(tài)穩(wěn)定上有較好的性能，驗證了本文設(shè)計的飛行器的可行性。通過動力學(xué)分析，也發(fā)現(xiàn)不足：1)在俯仰控制中，飛行器沒有俯仰力矩，而實際飛行器俯仰方向上總是存在力矩；2)控制器穩(wěn)定過程中出現(xiàn)類似擺鐘現(xiàn)象，因此只能將兩側(cè)電動涵道軸線兩側(cè)的質(zhì)量盡量減小，并且分布均衡；3)飛行器本身在俯仰方向的角度也相對較小，因俯仰角的最大最小值與俯仰方向的質(zhì)量分布有一定關(guān)系；4)飛行器對控制要求較高，需要更精細的調(diào)參。如何進一步優(yōu)化飛行器結(jié)構(gòu)，更好的實現(xiàn)優(yōu)化控制有待進一步研究。

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Double Tilting Ducted Aircraft Model and System Design

Chen Sheng, Hua Rong, Ji Baolin

Shanghai Institute of Technology School of Electrical and Electronic Engineering, Shanghai 201418, China

AnoveldualtiltingductedVTOLaircraftisdesigned,dualductedpowerappliedlowersthelandingsiterequirements.Byanalyzingdouble-ductedtiltingvehicledynamics,aircraftmotionsatdifferentflightattitudeareobtained.Theelectricductedsystemsandservosteeringsystemarecontrolledbyflightcontrolsystemusingthedouble-loopPIDcontrollertorealizeaircraftattitudestability.ThefeasibilityofdoubletiltingductedVTOLprototypedesignisvalidatedbyanalyzingexperimentaldata.

Tiltingductedaircraft; VTOL;Aircraftdynamicsmodeling;Attitudestabilization;Dual-loopcontrol

2016-08-08

陳 勝(1989-)，男，陜西寶雞人，碩士研究生，主要研究方向為飛行器設(shè)計；華 容(1960-)，男，上海人，碩士，教授，主要研究方向為信號分析處理；冀寶霖(1989-)，男，河南平頂山人，碩士研究生，主要研究方向為自動控制工程。

V249.122

A

1006-3242(2017)01-0031-06