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(jì)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(dòng)力降低了對(duì)起降場(chǎng)地的要求。通過(guò)雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器動(dòng)力學(xué)分析，得到飛行器在不同飛行姿態(tài)時(shí)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。飛控系統(tǒng)通過(guò)雙閉環(huán)PID控制器控制電動(dòng)涵道系統(tǒng)和伺服舵機(jī)系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定。通過(guò)分析樣機(jī)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證了雙涵道傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器設(shè)計(jì)的可行性。

傾轉(zhuǎn)涵道飛行器;垂直起降;飛行器動(dòng)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(duì)起降場(chǎng)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(jī)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(guò)2臺(tái)活塞發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)旋翼系統(tǒng)。2002年7月，韓國(guó)航空宇宙研究院試飛了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)Smart UAV[4-7]，旋翼的直徑相對(duì)較大，對(duì)起降場(chǎng)地要求較高。

本文設(shè)計(jì)了一種雙涵道傾轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)飛行器，其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單可靠，采用涵道系統(tǒng)使得飛行器體積更小，對(duì)起降場(chǎng)地要求較低。通過(guò)對(duì)雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器動(dòng)力學(xué)分析，得到飛行器在不同飛行姿態(tài)時(shí)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。采用雙閉環(huán)PID飛行控制系統(tǒng)，通過(guò)控制電動(dòng)涵道系統(tǒng)和伺服舵機(jī)系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定。通過(guò)分析實(shí)驗(yàn)樣機(jī)數(shù)據(jù)，驗(yàn)證了其可行性。

1 雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)

飛行器的設(shè)計(jì)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(jī)械結(jié)構(gòu)，盡可能簡(jiǎn)單。本文設(shè)計(jì)的雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器機(jī)構(gòu)如圖1所示，飛行器結(jié)構(gòu)包括：①涵道發(fā)動(dòng)機(jī)；②可傾轉(zhuǎn)支架；③舵機(jī)； ④舵機(jī)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(jì)

雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器機(jī)構(gòu)兩側(cè)設(shè)計(jì)有電動(dòng)涵道動(dòng)力和伺服舵機(jī)系統(tǒng)，電動(dòng)涵道可通過(guò)增加(減小)轉(zhuǎn)速來(lái)提高(降低)升力，伺服舵機(jī)系統(tǒng)通過(guò)控制兩側(cè)傾轉(zhuǎn)支架旋轉(zhuǎn)來(lái)實(shí)現(xiàn)俯仰和偏航的姿態(tài)控制。

2 動(dòng)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(yùn)動(dòng)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(yùn)動(dòng)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(jī)軸線O1的距離，L2是飛行器重心O到左側(cè)電機(jī)軸線O2的距離，β1為右側(cè)伺服運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)控制右側(cè)機(jī)臂旋轉(zhuǎn)的角度，β2為左側(cè)伺服運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)控制左側(cè)機(jī)臂旋轉(zhuǎn)的角度。

圖3(a)為飛行器垂直運(yùn)動(dòng)的受力狀態(tài)。此時(shí)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(shí)，飛行器將保持懸停；f1+f2>G時(shí)，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(yùn)動(dòng)；當(dāng)β1=β2<0時(shí),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(shí)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(yùn)動(dòng)；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(jī)臂的旋轉(zhuǎn)方向不同，傾斜角β1和β2異號(hào)，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(yùn)動(dòng)。同理，當(dāng)β1<0,β2>0時(shí),飛行器將水平順時(shí)針飛行。由上分析可見，本文設(shè)計(jì)的雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器不能在俯仰方向運(yùn)動(dòng)，即Pithθ=0，但并不影響飛行器在空間自由運(yùn)動(dòng)。

2.2 動(dòng)力學(xué)方程分析

通過(guò)飛行器模型可得出如下動(dòng)力學(xué)方程：

(1)

(2)

(3)

上述RA是以地理坐標(biāo)系為參考，機(jī)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(jì)的雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器只有2臺(tái)電動(dòng)涵道為動(dòng)力，可得RB∈R3×2，是由左右側(cè)機(jī)臂的旋轉(zhuǎn)角產(chǎn)生：

在機(jī)臂旋轉(zhuǎn)伺服系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)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(diǎn)建立機(jī)臂坐標(biāo)系和機(jī)體坐標(biāo)系。將機(jī)臂坐標(biāo)系變換到機(jī)體坐標(biāo)系，得到變換矩陣RB。

設(shè)變量FO表示在機(jī)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(dòng)力學(xué)模型，在實(shí)際應(yīng)用中有很大的局限性，實(shí)際俯仰方向總會(huì)有質(zhì)量分布，在控制穩(wěn)定過(guò)程中會(huì)產(chǎn)生力矩,增加了飛行器姿態(tài)穩(wěn)定控制的難度。對(duì)雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器的動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行簡(jiǎn)化，是為了在進(jìn)行控制器設(shè)計(jì)時(shí)得到必要理論基礎(chǔ)。

3 姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

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

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(dòng)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(guò)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(dòng)涵道系統(tǒng)的電機(jī)轉(zhuǎn)速w1,w2，以及機(jī)臂伺服系統(tǒng)輸入量β1,β2，電機(jī)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(bǔ)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(bǔ)償量疊加上偏航偏移角的補(bǔ)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(dòng)涵道電機(jī)和伺服控制系統(tǒng)，構(gòu)成雙閉環(huán)控制回路。

4 樣機(jī)實(shí)驗(yàn)分析

4.1 實(shí)驗(yàn)樣機(jī)介紹

圖5 雙涵道傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器實(shí)驗(yàn)樣機(jī)

表1 樣機(jī)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(dòng)涵道系統(tǒng)無(wú)刷直流電機(jī)單個(gè)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(jī)系統(tǒng)型號(hào)ES08MDⅡ,扭矩2.4kg·cm,運(yùn)動(dòng)范圍0～90°機(jī)臂長(zhǎng)度兩側(cè)對(duì)稱L1=L2=11.5mm重量650g總體尺寸300×100×150mm

4.2 實(shí)驗(yàn)樣機(jī)數(shù)據(jù)分析

圖6和7為飛行器懸停時(shí)，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(dòng)較小，偏航角波動(dòng)較大，但能很快趨于穩(wěn)定，因?yàn)闈L轉(zhuǎn)方向電動(dòng)涵道的響應(yīng)較快，俯仰和偏航方向有機(jī)械耦合關(guān)系，響應(yīng)速度有一定延時(shí)，但通過(guò)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(dòng)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(yàn)證了雙閉環(huán)PID控制器設(shè)計(jì)的可行性。

圖6 實(shí)驗(yàn)樣機(jī)懸停時(shí)偏航、俯仰和滾轉(zhuǎn)角度測(cè)量數(shù)據(jù)

圖7 實(shí)驗(yàn)樣機(jī)懸停時(shí)偏航、滾轉(zhuǎn)和俯仰角加速度測(cè)量數(shù)據(jù)

圖8為控制器給伺服舵機(jī)系統(tǒng)和電動(dòng)涵道系統(tǒng)的輸出量。兩側(cè)電動(dòng)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(guò)伺服舵機(jī)系統(tǒng)的調(diào)節(jié)趨于穩(wěn)定，樣機(jī)實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了本文設(shè)計(jì)的雙涵道傾轉(zhuǎn)飛行器的可行性和穩(wěn)定性。

圖8 飛控對(duì)伺服系統(tǒng)與涵道電機(jī)輸出測(cè)量數(shù)據(jù)

5 結(jié)論

設(shè)計(jì)了雙涵道傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的結(jié)構(gòu)，通過(guò)動(dòng)力學(xué)建模分析了其運(yùn)動(dòng)特性，設(shè)計(jì)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(shí)驗(yàn)樣機(jī)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(yàn)證了本文設(shè)計(jì)的飛行器的可行性。通過(guò)動(dòng)力學(xué)分析，也發(fā)現(xiàn)不足：1)在俯仰控制中，飛行器沒(méi)有俯仰力矩，而實(shí)際飛行器俯仰方向上總是存在力矩；2)控制器穩(wěn)定過(guò)程中出現(xiàn)類似擺鐘現(xiàn)象，因此只能將兩側(cè)電動(dòng)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(duì)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(duì)控制要求較高，需要更精細(xì)的調(diào)參。如何進(jìn)一步優(yōu)化飛行器結(jié)構(gòu)，更好的實(shí)現(xiàn)優(yōu)化控制有待進(jìn)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?yàn)轱w行器設(shè)計(jì)；華 容(1960-)，男，上海人，碩士，教授，主要研究方向?yàn)樾盘?hào)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?yàn)樽詣?dòng)控制工程。

V249.122

A

1006-3242(2017)01-0031-06