王志偉，趙思諾，高堅

推力矢量垂直起降無人機的設計、控制與驗證＊

王志偉，趙思諾，高堅

（中國計量大學 機電工程學院，浙江 杭州 310002）

目前，無人機在石油管道巡檢、電力巡查、精準農(nóng)業(yè)、消防火情監(jiān)測等領域廣泛應用。基于推力矢量結(jié)構的垂直起降無人機可以提高工作效率，節(jié)省能源。在垂直起降的基礎上優(yōu)化動力結(jié)構，用推力矢量裝置代替?zhèn)鹘y(tǒng)的副翼來改變飛行器的姿態(tài)，從而提高飛行器的靈活性與穩(wěn)定性，有效增加飛行器續(xù)航時間，并對飛行器性能進行測試與驗證。

垂直起降；推力矢量；無人機；XFLR5仿真

垂直起降（VTOL）飛行器主要指固定翼飛行器可以不用借助跑道而在原地就能垂直起飛和垂直降落，可以不用機場跑道即可進行工作。結(jié)合多旋翼與固定翼飛行器設計思想，利用飛行器電機差速來控制飛行器的偏航姿態(tài)，利用矢量控制技術來控制飛行器俯仰及橫滾姿態(tài)。筆者們設計出推力矢量控制器來控制飛行器，即利用電機轉(zhuǎn)動不同的角度使自身產(chǎn)生的推力方向發(fā)生改變，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩和俯仰力矩，從而控制飛行的姿態(tài)，由于推力直接作用于飛行器，使得飛行器姿態(tài)改變更靈活更迅速，也可更穩(wěn)定地懸停與平飛。

1 垂直起降無人機模型設計

1.1 翼型分析

利用XFLR5進行不同翼型的動力曲線分析，如圖1所示，對不同翼形的升阻比、升力特性、阻力特性曲線等進行分析。

圖1 利用XFLR5進行不同翼型的動力曲線分析

圖1中，①為升力系數(shù)隨阻力系數(shù)變化曲線，②為升力系數(shù)隨迎角大小變化曲線，③為升力系數(shù)隨水平傾轉(zhuǎn)角度大小變化曲線，⑤為力矩系數(shù)隨迎角大小變化曲線，⑥為升阻比值隨迎角大小變化曲線。

選取了ara-6%、brogginni-55509、cj-3406三種翼型進行分析對比。brogginni-55509、cj-3406為比較特殊的s型翼型。s型翼型作為一種靜穩(wěn)定型翼型，比較適應此類整體靜不穩(wěn)定飛行器，可以緩解飛控的工作壓力。

在翼型分析中發(fā)現(xiàn)，在低速紊流較多的情況下（雷諾數(shù)偏大），作為s型翼型的cj-3406可以提供與ara-6%幾乎相等的升力，由于s型翼本身具有靜穩(wěn)定的特性，其更適合推力矢量無副翼小型飛行器。而brogginni-55509翼型雖然其在特定迎角下（一般為6～7°）的升阻比較高，但在較大迎角范圍的積分值遠遠小于cj-3406，即它不能滿足在迎角變化較大情況下的飛行。

1.2 布局特性分析與優(yōu)化

垂直起降無人機整體布局仿真分析如圖2所示。垂直起降無人翼尖機渦流仿真分析如圖3所示。

圖2 垂直起降無人機整體布局仿真分析圖

圖3 垂直起降無人翼尖機渦流仿真分析圖

由圖2氣動分析可得鴨式布局+邊條設計+梯形雙垂尾優(yōu)勢如下。

鴨式布局+邊條設計：天然的大迎角恢復能力，通過機翼邊條引導渦流到主機翼，改善機翼在大迎角時的氣動特性，增強飛機的穩(wěn)定性。

梯形雙垂尾：增強飛行器的橫向穩(wěn)定性，在大迎角下延緩氣流分離，防止翼尖失速。

不同展弦比下升阻比分析：影響升力的另外幾個重要因素是展弦比和翼面積的取值。人為地把翼面積與一段常用飛行迎角的升阻比做乘積，經(jīng)過幾組數(shù)據(jù)的比較，得出此機翼在8 m/s的速度（這里是指平飛速度）下，3.84的展弦比能夠提供較大效率。

2 無人機控制系統(tǒng)軟件設計

二軸PID算法設計中，主要用PID算法對飛行器穩(wěn)態(tài)性能進行控制，算法流程如圖4所示。

圖4 算法流程圖

3 總體實物圖

總體設計如圖5所示，無人機載球投放測試如圖6所示。硬件選型如下。

碳纖維高效率螺旋槳：Tarot 1555尖翼高效碳纖多軸正反槳/多旋翼飛行器/螺旋槳TL2813。

電機：朗宇盤式高效率無刷電機SUNNYSKYV4006。

電子調(diào)速器：好盈無刷電調(diào)40 A。

鋰電池：格式TANTU 1 000 mAh。

圖5 總體設計圖

圖6 無人機載球投放測試

4 垂直起降固定翼無人機飛行驗證

無人機進行現(xiàn)場實驗數(shù)據(jù)，裝載7個球共1.5 kg的情況下，室內(nèi)繞行一周30 m，用時10 s，直線載球平飛時，平均速度5 m/s。飛行器整體穩(wěn)定性良好，將球投入直徑為80 cm的球筐時，命中率86.8%。定位精度誤差控制在10%以內(nèi)，穩(wěn)定懸停時航向角漂移誤差在5%以內(nèi)，俯仰角偏移誤差15%以內(nèi)，續(xù)航時間達20 min。

實驗結(jié)果表明，搭載推力矢量二軸動力系統(tǒng)的垂直起降無人機電機較少，可以有效節(jié)約能源，續(xù)航時間明顯增強。采用鴨翼+邊條+梯形雙垂尾新式布局，穩(wěn)定性良好，靈活性較高，可以有效提高飛機升力，增加載重量的同時節(jié)省電源。

［1］匡敏馳，朱紀洪，吳德.推力矢量無人機尾坐式垂直起降控制［J］.控制理論與應用，2016，32（11）：2-6.

［2］湯偉，黃勇.推力矢量對飛機大迎角氣動性能的影響［J］.航空學報，2018，39（4）：88-94.

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［4］朱自強，陳迎春，王曉璐，吳宗成.現(xiàn)代飛機的空氣動力設計［M］.北京：國防工業(yè)出版社，2011.

［5］劉凱，葉賦晨.垂直起降飛行器的發(fā)展動態(tài)和趨勢分析［J］.航空工程進展，2015，6（2）：127-138，159.

TP29

A

10.15913/j.cnki.kjycx.2020.22.015

2095－6835（2020）22－0039－02

王志偉（1999—），男，中國計量大學本科，自動化專業(yè)。

＊國家級大學生創(chuàng)新創(chuàng)業(yè)計劃項目（編號：201910356004）

〔編輯：王霞〕