劉志豪，閔 榮，方 成，易 超，鹿存躍,馬藝馨

(1.上海交通大學(xué) 電子信息與電氣工程學(xué)院，上海 200240；2.西北工業(yè)大學(xué) 第365研究所，西安 710072)

尾座式垂直起降(VTOL)無人機(jī)(UAV)是一類多飛行模式的VTOL UAV[1-2]，它綜合了固定翼和旋翼無人機(jī)的優(yōu)點(diǎn)，具有巡航時(shí)間長、可垂直起降等優(yōu)點(diǎn)，能適應(yīng)城市、叢林、戰(zhàn)場等特殊環(huán)境，具有作為通用無人機(jī)的發(fā)展?jié)摿3-5].但是，目前對尾座式VTOL UAV的研究還主要集中在無人機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面，對其控制理論的研究較少，特別是尚未徹底解決無人機(jī)過渡飛行控制策略等技術(shù)難點(diǎn)，因而制約了尾座式VTOL UAV的推廣和應(yīng)用[6-8].

過渡飛行模式控制策略指的是控制無人機(jī)從懸停模式向巡航模式安全過渡的控制策略.Stone和Lyu等[9-10]采用比例-積分-微分(PID)控制器分別控制無人機(jī)的位置和姿態(tài)，初步解決了無人機(jī)過渡飛行控制策略的有無問題，但在過渡飛行階段，無人機(jī)的飛行性能較差，模式轉(zhuǎn)換時(shí)間長，高度變化劇烈.Oosedo等[11]提出了最小轉(zhuǎn)換時(shí)間的飛行轉(zhuǎn)換策略，該方法通過提升無人機(jī)過渡飛行模式的飛行速度，加快了無人機(jī)的轉(zhuǎn)換速度，但是無人機(jī)過渡飛行階段高度變化大的問題尚未得到解決.饒進(jìn)軍等[12]提出了利用額外的輔助機(jī)構(gòu)加快尾座式VTOL UAV過渡飛行模式轉(zhuǎn)換速度的控制方法，但額外的輔助機(jī)構(gòu)增加了無人機(jī)質(zhì)量，縮短了無人機(jī)的巡航時(shí)間.

從國內(nèi)外研究現(xiàn)狀可以看出，目前尾座式VTOL UAV的過渡飛行控制策略多側(cè)重于加快無人機(jī)過渡飛行時(shí)的轉(zhuǎn)換速度，而對過渡飛行時(shí)影響很大的高度變化等問題的相關(guān)研究較少.因此亟需提出新的模式轉(zhuǎn)換控制策略，以滿足尾座式VTOL UAV模式轉(zhuǎn)換過程速度快、高度變化小且實(shí)時(shí)可控的需求.為了改善尾座式VTOL UAV過渡飛行模式的飛行性能，提出了最快模式轉(zhuǎn)換定高控制策略，同時(shí)對過渡飛行階段的模式轉(zhuǎn)換速度和飛行高度變化兩個(gè)參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化.無人機(jī)在模式轉(zhuǎn)換過程中保持豎直方向的受力平衡，以提高模式轉(zhuǎn)換時(shí)的穩(wěn)定性.選取了經(jīng)典PID控制策略和最快模式轉(zhuǎn)換控制策略2種尾座式VTOL UAV過渡飛行控制策略，與本文提出的最快模式轉(zhuǎn)換定高控制策略進(jìn)行模擬和實(shí)驗(yàn)對比分析.

1 動力學(xué)建模與控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 無人機(jī)系統(tǒng)組成

尾座式多飛行模式VTOL UAV由機(jī)身、動力系統(tǒng)、控制系統(tǒng)等部分組成.2個(gè)機(jī)翼、4組電動機(jī)-螺旋槳系統(tǒng)和碳纖維支架構(gòu)成了無人機(jī)的機(jī)身.2個(gè)機(jī)翼對稱安裝在機(jī)身的兩側(cè)，用于提供無人機(jī)巡航飛行時(shí)所需升力.4組電動機(jī)-螺旋槳系統(tǒng)呈X形分布安裝在2個(gè)機(jī)翼翼展的兩端，用于提供無人機(jī)所需拉力和推力.碳纖維支架起到支撐機(jī)身和安置載荷的作用.無人機(jī)的控制系統(tǒng)、能源系統(tǒng)、有效載荷等集成安置于無人機(jī)重心處.無人機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示.

圖1 尾座式VTOL UAV結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure diagram of tail-mounted VTOL UAV

尾座式VTOL UAV有懸停、過渡和巡航3種飛行模式.圖2描述了該無人機(jī)的飛行模式轉(zhuǎn)換流程.無人機(jī)垂直起飛進(jìn)入到懸停模式，然后通過控制電動機(jī)轉(zhuǎn)速差調(diào)節(jié)俯仰姿態(tài)進(jìn)入過渡模式，當(dāng)無人機(jī)姿態(tài)接近水平且速度達(dá)到巡航速度時(shí)完成過渡飛行，進(jìn)入巡航模式，反之亦然.

圖2 尾座式VTOL UAV飛行模式轉(zhuǎn)換Fig.2 Flight mode transition of tail-mounted VTOL UAV

在懸停模式，電動機(jī)螺旋槳所產(chǎn)生的力主要用于平衡重力.相鄰的螺旋槳轉(zhuǎn)向相反，相對的螺旋槳轉(zhuǎn)向相同，抵消了陀螺效應(yīng)和氣動力矩，實(shí)現(xiàn)了無人機(jī)的懸停和姿態(tài)控制.在過渡模式，無人機(jī)逐步改變俯仰角，使機(jī)身逐漸傾轉(zhuǎn)至接近水平.在此過程中，無人機(jī)俯仰力矩逐漸增大，螺旋槳產(chǎn)生的拉力在豎直方向上的分力不斷減小，螺旋槳的動力逐漸從主升力變?yōu)橹魍屏?在巡航模式，機(jī)翼產(chǎn)生的升力用于平衡飛機(jī)的重力，螺旋槳產(chǎn)生的力主要作為推力，用于抵消飛機(jī)的阻力或提升飛行速度.

圖3 尾座式VTOL UAV機(jī)體坐標(biāo)系示意圖Fig.3 Coordinate system of tail-mounted VTOL UAV

1.2 無人機(jī)動力學(xué)建模

尾座式VTOL UAV的重心位置選取為機(jī)體坐標(biāo)系原點(diǎn)Ob.如圖3所示，機(jī)體坐標(biāo)系Obxbybzb坐標(biāo)系符合右手法則，xb軸指向無人機(jī)機(jī)頭前進(jìn)的方向，yb軸指向無人機(jī)的右側(cè)，zb軸的方向根據(jù)xb軸和yb軸由右手法則確定，指向無人機(jī)的下方，整個(gè)坐標(biāo)系與無人機(jī)固聯(lián).地理坐標(biāo)系是無人機(jī)進(jìn)行導(dǎo)航計(jì)算時(shí)的坐標(biāo)系，用于研究無人機(jī)相對于地面的運(yùn)動狀態(tài)，確定機(jī)體的空間位置坐標(biāo).在地面上選一點(diǎn)作為無人機(jī)起飛位置，地理坐標(biāo)系Ogxgygzg的xg軸指向北，yg軸指向東，zg軸豎直指向地心.

尾座式VTOL UAV的動力學(xué)方程包括繞3個(gè)軸的轉(zhuǎn)動方程和3個(gè)軸向的線運(yùn)動方程，由牛頓第二定律可得

(1)

(2)

式中：F為無人機(jī)受到的合外力；m為無人機(jī)的質(zhì)量；v為無人機(jī)的飛行速度；M為無人機(jī)受到的總力矩；L為無人機(jī)的動量矩；t為時(shí)間.

尾座式VTOL UAV在飛行時(shí)所受到的力有重力FG，4個(gè)螺旋槳的推力FT和空氣動力FA，合外力F可表示為

F=FG+FT+FA

(3)

將無人機(jī)的重力FG轉(zhuǎn)換到機(jī)體坐標(biāo)系中，利用歐拉角表示為

(4)

式中：g為重力加速度；θ為俯仰角；φ為滾轉(zhuǎn)角.

尾座式VTOL UAV的4個(gè)螺旋槳產(chǎn)生始終垂直于槳盤的推力，因此螺旋槳的總推力可表示為

FT=F1+F2+F3+F4

(5)

式中：Fi(i=1,2,3,4)為第i個(gè)螺旋槳產(chǎn)生的拉力.

無人機(jī)在飛行過程中所受的空氣動力有機(jī)翼向上的升力FL和向后的阻力FD：

(6)

(7)

式中：ρ為大氣密度；S為機(jī)翼的面積；CL為機(jī)翼的升力系數(shù)；CD為機(jī)翼的阻力系數(shù).

將式(3)～(7)代入式(1)中，可以推導(dǎo)出無人機(jī)的質(zhì)心平動方程：

gcosθcosψ

(8)

(9)

gsinθ

(10)

式中：(ax,ay,az)、(vx,vy,vz)和(ωx,ωy,ωz)分別為無人機(jī)在(xg,yg,zg)3個(gè)方向的加速度、速度和角速度；ψ為偏航角；α為無人機(jī)飛行時(shí)的攻角.

尾座式VTOL UAV受到的外力矩除了旋翼引起的氣動力矩、陀螺力矩外，考慮到機(jī)翼也會因?yàn)闅鈩恿Χ鹆?，故作用于無人機(jī)的外力矩由旋翼氣動力矩MTc、陀螺力矩MTg和機(jī)翼氣動力矩MA組成，總力矩可表示為

M=MTc+MTg+MA

(11)

旋翼氣動力矩MTc由無人機(jī)螺旋槳轉(zhuǎn)速差產(chǎn)生，用于控制無人機(jī)的姿態(tài)運(yùn)動，具體包括滾轉(zhuǎn)力矩Mxc、俯仰力矩Myc和偏航力矩Mzc，且有：

(12)

式中：d為旋翼機(jī)部分的力臂長度.

陀螺儀效應(yīng)所引起的力矩MTg，可表示為

(13)

式中：Jz為螺旋槳陀螺效應(yīng)系數(shù)；ni為第i個(gè)電動機(jī)的轉(zhuǎn)速.

機(jī)翼氣動力矩MA包括橫向和縱向兩個(gè)方向的力矩.因?yàn)槲沧絍TOL UAV在過渡飛行模式和巡航模式下可以忽略滾轉(zhuǎn)運(yùn)動，基本沒有側(cè)滑發(fā)生，所以可以忽略橫向力矩.縱向力矩是作用于無人機(jī)外力繞機(jī)體坐標(biāo)系yb軸而產(chǎn)生的力矩，具體包括穩(wěn)定力矩Mw和阻尼力矩Mr，且有

(14)

(15)

將式(11)～(15)代入式(2)，可以推導(dǎo)出無人機(jī)的質(zhì)心轉(zhuǎn)動方程：

(18)

式中：Ix,Iy,Iz分別為無人機(jī)在xg,yg,zg軸上的轉(zhuǎn)動慣量；Fs為螺旋槳滑流在機(jī)翼上的作用力.

1.3 總體控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

尾座式VTOL UAV控制系統(tǒng)具有4個(gè)層次，具體包含位置控制、姿態(tài)控制、動力分配以及電動機(jī)控制，如圖4所示.首先將無人機(jī)的期望軌跡輸入位置控制器，可以算出期望拉力以及期望姿態(tài)角；姿態(tài)控制用于解算期望姿態(tài)的力矩；動力分配通過解算期望力矩以及期望拉力/推力得出4個(gè)電動機(jī)的期望轉(zhuǎn)速；電動機(jī)控制則根據(jù)期望轉(zhuǎn)速解算出期望油門指令.

圖4 總體控制流程圖Fig.4 Diagram of overall control

2 過渡飛行模式控制策略與模擬

為研究尾座式VTOL UAV過渡飛行模式的控制策略，需要先引入控制對象.本文的尾座式VTOL UAV選用一種高升阻比的翼型FX63-137，展弦比設(shè)計(jì)為 3.8.因?yàn)橐硇秃蜋C(jī)型設(shè)計(jì)的原因，無人機(jī)無法實(shí)現(xiàn)完全的水平飛行，所以模擬實(shí)驗(yàn)只考慮無人機(jī)俯仰角傾轉(zhuǎn)到76° 的情況，即無人機(jī)巡航模式的攻角為14°.該無人機(jī)的主要設(shè)計(jì)性能參數(shù)如表1所示.

定義無人機(jī)懸停、過渡和巡航的3種飛行模式：懸停模式，θ=0°，vx=0；過渡飛行模式，-76°≤θ≤0°，0≤vx≤12.5 m/s；巡航模式，α=14° (θ=-76°)，vx=12.5 m/s.

表1 無人機(jī)主要性能參數(shù)表Tab.1 Parameters of the system of UAV

2.1 經(jīng)典PID控制策略

經(jīng)典PID控制策略是實(shí)現(xiàn)過渡模式最常用的控制策略，其姿態(tài)和飛行高度由PID反饋控制器調(diào)整，控制系統(tǒng)流程如圖5所示.

利用經(jīng)典PID控制策略，對無人機(jī)由懸停模式向巡航模式的轉(zhuǎn)換過程進(jìn)行了模擬，以研究過渡模式的飛行性能.模擬中，設(shè)置初始高度和期望高度均為0，過渡模式從t=0開始.圖6所示為無人機(jī)過渡模式的姿態(tài)(俯仰角θ)、飛行速度vx和高度h的模擬結(jié)果.由圖6(a)可見：在t=2.12 s時(shí)達(dá)到巡航時(shí)的攻角14°(即θ=-76°)，而此時(shí)飛行速度還未達(dá)到巡航速度 12.5 m/s.由圖6(b)可見：當(dāng)t=2.95 s時(shí)，水平飛行速度達(dá)到巡航速度，即整個(gè)過渡飛行用時(shí) 2.95 s，此時(shí)無人機(jī)的高度與期望高度相差 2.83 m.結(jié)果表明整個(gè)飛行模式轉(zhuǎn)換用時(shí)較長，無人機(jī)飛行高度變化較大.

圖5 經(jīng)典PID控制系統(tǒng)流程圖Fig.5 Flow chart of classical PID control system

圖6 過渡模式下經(jīng)典PID控制策略模擬結(jié)果Fig.6 Simulation results of the classical PID control in the transition mode

2.2 最快模式轉(zhuǎn)換控制策略

為了增加無人機(jī)的飛行模式轉(zhuǎn)換速度，提出了最快模式轉(zhuǎn)換控制策略.為了實(shí)現(xiàn)無人機(jī)最快模式轉(zhuǎn)換的過渡模式，可以增大無人機(jī)俯仰角的角加速度，使俯仰角在過渡模式中的角加速度達(dá)到最大.yg軸方向的角加速度如式(17)所示，將最快模式轉(zhuǎn)換控制策略問題轉(zhuǎn)換為二維的最優(yōu)化問題，則該控制策略為

(19)

式中：Fmin和Fmax分別為保證無人機(jī)穩(wěn)定飛行的最小推力和最大推力.

在最快模式轉(zhuǎn)換控制策略中，利用最大的俯仰力矩實(shí)現(xiàn)了俯仰角的角加速度最大.在過渡模式中，螺旋槳不斷地輸出最大俯仰力矩.

圖7 過渡模式下最快模式轉(zhuǎn)換控制策略模擬結(jié)果Fig.7 Simulation results of the fastest transition speed control in the transition mode

最快模式轉(zhuǎn)換控制策略模擬中，設(shè)置初始高度和期望高度均為0，過渡模式從t=0開始.圖7所示為無人機(jī)過渡模式的姿態(tài)(俯仰角θ)、飛行速度vx和高度h的模擬結(jié)果.由圖7(a)可見：在t=1.74 s時(shí)達(dá)到巡航時(shí)的攻角14°(即θ=-76°)，而此時(shí)速度還未達(dá)到巡航速度 12.5 m/s.由圖7(b)可見：當(dāng)t=2.45 s時(shí)，飛行速度達(dá)到巡航速度 12.5 m/s，即整個(gè)過渡飛行用時(shí) 2.45 s，此時(shí)無人機(jī)的高度與期望高度相差 1.47 m.結(jié)果表明：無人機(jī)的攻角未達(dá)到巡航模式飛行的攻角14° 前，螺旋槳豎直向上的分拉力與機(jī)翼的升力之和大于無人機(jī)的重力；當(dāng)無人機(jī)的攻角達(dá)到預(yù)設(shè)值時(shí)，速度尚未達(dá)到巡航速度 12.5 m/s，此時(shí)螺旋槳豎直向上的分拉力與機(jī)翼的升力之和不足以抵消無人機(jī)的重力，導(dǎo)致無人機(jī)掉高.

2.3 最快模式轉(zhuǎn)換定高控制策略

最快模式轉(zhuǎn)換過渡策略加快了無人機(jī)過渡模式的轉(zhuǎn)換速度，相較于經(jīng)典PID控制策略，飛行模式轉(zhuǎn)換時(shí)間縮短了 0.5 s，但是轉(zhuǎn)換過程中無人機(jī)的掉高問題仍然需要改進(jìn)，為此提出了最快模式轉(zhuǎn)換定高控制策略.無人機(jī)的機(jī)身從豎直方向轉(zhuǎn)向水平方向的時(shí)候，在豎直方向上的受力有螺旋槳拉力在豎直方向上的分力、機(jī)體重力和機(jī)翼產(chǎn)生的升力，如圖8所示.

圖8 無人機(jī)在模式轉(zhuǎn)換時(shí)的受力分析Fig.8 Force analysis of UAV during mode conversion

無人機(jī)在過渡飛行時(shí)不掉高的一個(gè)前提條件是無人機(jī)在豎直方向受到的合力應(yīng)始終為0.在無人機(jī)動力學(xué)建模時(shí)，已知zg軸方向的加速度如式(10)所示，將該轉(zhuǎn)換策略問題轉(zhuǎn)化為二維最優(yōu)化問題，最快模式轉(zhuǎn)換定高控制策略為

(20)

在設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)換策略時(shí)，忽略了風(fēng)的影響和一些小的干擾，例如陀螺效應(yīng)所引起的力矩等.過渡模式中無人機(jī)的滾轉(zhuǎn)角和偏航角保持不變.yg軸方向的角加速度式(17)和zg軸方向的加速度式(10)可以簡化為

式(21)以及(22)中的參數(shù)滿足式(20)轉(zhuǎn)換策略的約束條件.利用序列二次規(guī)劃求解出無人機(jī)模式轉(zhuǎn)換時(shí)滿足約束條件(無人機(jī)yg軸方向的角加速度最大，沿zg軸方向合力為0)的電動機(jī)螺旋槳拉力.在每一個(gè)速度和攻角下都會產(chǎn)生滿足約束條件的最優(yōu)拉力.

無人機(jī)在飛行模式轉(zhuǎn)換時(shí)，根據(jù)機(jī)體傳感器測量得到速度和攻角，就可以輸出這一時(shí)刻電動機(jī)螺旋槳的期望拉力，并且將期望拉力分配給每一個(gè)電動機(jī).

圖9 最快模式轉(zhuǎn)換定高控制策略模擬結(jié)果Fig.9 Simulation results of the fastest transition speed with constant altitude control

在最快模式轉(zhuǎn)換定高控制策略模擬中，設(shè)置初始高度和期望高度均為0，過渡模式從t=0開始.圖9為無人機(jī)過渡模式的姿態(tài)(俯仰角θ)、飛行速度vx和高度h模擬結(jié)果.由圖9(a)和(b)中可見：在t=1.97 s時(shí)達(dá)到巡航攻角14°(即θ=-76°)和速度 12.5 m/s，即整個(gè)過渡模式用時(shí) 1.97 s.此時(shí)，無人機(jī)的高度與期望高度相差 0.56 m.模擬結(jié)果表明：飛行模式轉(zhuǎn)換用時(shí) 1.97 s，比經(jīng)典PID控制和最快模式轉(zhuǎn)換控制策略所用時(shí)間都短，無人機(jī)在模式轉(zhuǎn)換過程中的高度變化量也小于使用經(jīng)典PID控制和最快模式轉(zhuǎn)換控制策略時(shí)的高度變化量，僅為 0.56 m.

2.4 模擬結(jié)果分析

為了驗(yàn)證3種控制策略的效果，進(jìn)行了經(jīng)典PID控制策略、最快模式轉(zhuǎn)換控制策略和最快模式轉(zhuǎn)換定高控制策略的模擬.初始條件：θ=0°，φ=0°，ψ=0°，vx=0，選取無人機(jī)的初始高度和期望高度均為0，無人機(jī)從t=0開始進(jìn)入飛行模式轉(zhuǎn)換.對比模擬結(jié)果如表2所示.

表2 模擬結(jié)果對比Tab.2 Comparison of simulation results

模擬結(jié)果表明：經(jīng)典PID控制策略在過渡模式中，模式轉(zhuǎn)換時(shí)間最長，高度變化也最大；最快模式轉(zhuǎn)換控制策略通過加快無人機(jī)的轉(zhuǎn)換速度，無人機(jī)達(dá)到巡航攻角用時(shí)是最短的，僅為 1.74 s，而此時(shí)無人機(jī)的飛行速度尚未達(dá)到巡航速度 12.5 m/s，導(dǎo)致無人機(jī)在過渡時(shí)螺旋槳豎直方向拉力的分力和機(jī)翼的升力之和無法抵消無人機(jī)的重力，無人機(jī)掉高；最快模式轉(zhuǎn)換控制策略的確加快了無人機(jī)俯仰角的轉(zhuǎn)換速度，但是無人機(jī)飛行速度到達(dá)巡航標(biāo)準(zhǔn)的時(shí)間大于俯仰角的達(dá)標(biāo)時(shí)間，因此無人機(jī)在轉(zhuǎn)換過程中，螺旋槳豎直方向的分拉力與機(jī)翼的升力之和小于無人機(jī)的重力，無人機(jī)的高度變化大.

最快模式轉(zhuǎn)換定高控制策略優(yōu)化了轉(zhuǎn)換速度和高度變化兩個(gè)飛行參數(shù)，同步了俯仰角達(dá)到巡航攻角14° 和飛行速度達(dá)到巡航速度 12.5 m/s的時(shí)間.無人機(jī)在飛行模式轉(zhuǎn)換過程中，螺旋槳拉力在豎直方向分力的減小量與機(jī)翼產(chǎn)生升力的增加量能夠保持動態(tài)平衡，并可抵消無人機(jī)的重力，保持無人機(jī)在模式轉(zhuǎn)換過程中豎直方向的受力平衡.最快模式轉(zhuǎn)換定高控制策略比經(jīng)典PID控制策略和最快模式轉(zhuǎn)換控制策略的時(shí)間分別縮短了 0.98和0.48 s，高度變化量分別減小了 2.27和0.91 m；最快模式轉(zhuǎn)換定高控制策略從模式轉(zhuǎn)換時(shí)間和高度變化兩個(gè)方面均優(yōu)于經(jīng)典PID控制策略和最快模式轉(zhuǎn)換控制策略，提高了無人機(jī)過渡模式的控制精度和穩(wěn)定性能.

3 飛行實(shí)驗(yàn)

為了驗(yàn)證模擬結(jié)果，本文對最快模式轉(zhuǎn)換定高控制策略進(jìn)行了實(shí)際飛行實(shí)驗(yàn)，尾座式VTOL UAV的原理樣機(jī)如圖10所示，樣機(jī)的系統(tǒng)參數(shù)與模型一致.尾座式VTOL UAV在飛行實(shí)驗(yàn)時(shí)，設(shè)置初始條件：無人機(jī)初始處于懸停模式，姿態(tài)角(俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、偏航角)均為0，vx=0，測試環(huán)境的風(fēng)速小于1 m/s，從 4.5 s開始進(jìn)入飛行模式轉(zhuǎn)換.

圖10 尾座式VTOL UAV原理樣機(jī)Fig.10 Prototype of tail-mounted VTOL UAV

圖11 實(shí)際飛行中俯仰角和滾轉(zhuǎn)角變化曲線Fig.11 Curves of roll and pitch in real flight

尾座式VTOL UAV的實(shí)際飛行姿態(tài)變化如圖11所示.由圖可見：0～4.5 s內(nèi)，無人機(jī)處于懸停模式，俯仰角和滾轉(zhuǎn)角基本保持不變；在 4.5 s時(shí)，無人機(jī)進(jìn)入模式轉(zhuǎn)換，俯仰角跟蹤到期望的俯仰角 -76° 的用時(shí)不到2 s，滾轉(zhuǎn)角保持不變，實(shí)現(xiàn)了較快速度的過渡飛行模式角度轉(zhuǎn)換.

尾座式VTOL UAV在實(shí)際飛行中水平速度的變化如圖12所示.由圖可見：0～4.5 s內(nèi)，懸停模式下尾座式VTOL UAV水平飛行速度基本保持為0；在 4.5 s時(shí)，無人機(jī)進(jìn)入模式轉(zhuǎn)換，無人機(jī)水平飛行的速度快速增大至巡航速度 12.5 m/s，用時(shí) 2.3 s.飛行實(shí)驗(yàn)的數(shù)據(jù)表明：無人機(jī)俯仰角達(dá)到巡航攻角的時(shí)間和飛行速度達(dá)到巡航速度的時(shí)間基本同步，與模擬分析結(jié)果一致.

無人機(jī)轉(zhuǎn)換飛行模式的高度變化如圖13所示.由圖可見：0～4.5 s內(nèi)，懸停模式下尾座式VTOL UAV的飛行高度基本穩(wěn)定在 4.5 m；無人機(jī)在 4.5 s時(shí)進(jìn)入轉(zhuǎn)換模式，高度有一定的變化，模式轉(zhuǎn)換后的高度與期望高度相差 1.5 m.產(chǎn)生該誤差的原因是因?yàn)殡妱訖C(jī)響應(yīng)延遲導(dǎo)致控制器給出的電動機(jī)轉(zhuǎn)速值并不是真正的最優(yōu)轉(zhuǎn)速，但作為初步設(shè)計(jì)，得到的實(shí)驗(yàn)結(jié)果與模擬結(jié)果基本符合.尾座式VTOL UAV懸停、過渡和巡航模式下的實(shí)際飛行實(shí)驗(yàn)如圖14所示.

圖12 實(shí)際飛行速度變化曲線Fig.12 Curve of velocity in real flight

圖13 實(shí)際飛行中轉(zhuǎn)換模式下高度變化曲線Fig.13 Curve of altitude change in transition mode in real flight

圖14 尾座式垂直起降無人機(jī)3種模式實(shí)際飛行實(shí)驗(yàn)Fig.14 Practical flight experiment of three modes of tail-mounted VTOL UAV

4 結(jié)語

針對尾座式VTOL UAV過渡模式的飛行控制策略進(jìn)行了深入研究，提出了最快模式轉(zhuǎn)換定高控制策略，通過模擬和實(shí)驗(yàn)的手段分析對比了經(jīng)典PID控制策略、最快模式轉(zhuǎn)換控制策略和最快模式轉(zhuǎn)換定高控制策略的飛行效果.最快模式轉(zhuǎn)換定高策略優(yōu)化了轉(zhuǎn)換速度和高度變化兩個(gè)飛行參數(shù)，同步了俯仰角達(dá)到巡航攻角14° 的時(shí)間和飛行速度達(dá)到巡航速度 12.5 m/s的時(shí)間，保持無人機(jī)在模式轉(zhuǎn)換過程中豎直方向的受力平衡.最快模式轉(zhuǎn)換定高控制策略比經(jīng)典PID控制策略和最快模式轉(zhuǎn)換控制策略的時(shí)間分別縮短了 0.98和0.48 s，高度變化量分別減小了 2.27和0.91 m；飛行控制效果明顯優(yōu)于經(jīng)典PID控制策略和最快模式轉(zhuǎn)換控制策略.飛行實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明：最快模式轉(zhuǎn)換定高控制策略能夠保證無人機(jī)在過渡模式快速平穩(wěn)地實(shí)現(xiàn)飛行模式轉(zhuǎn)換.

本文為尾座式VTOL UAV過渡模式控制提出了一種可行的控制策略，解決了尾座式VTOL UAV所面臨的控制難題，有助于VTOL UAV應(yīng)用的推廣和普及.