劉暢，王昊鵬，蔡少泓，劉卓洋

（南山航空學(xué)院，山東 煙臺 265706）

1 分析控制

1.1 技術(shù)優(yōu)勢

為了更好地滿足現(xiàn)如今市場的需求，該垂直起降飛機(jī)具備以下優(yōu)勢和特點(diǎn)：

（1）將四旋翼無人機(jī)與固定翼飛機(jī)有機(jī)地結(jié)合起來，起降方式采用四旋翼機(jī)垂直起降的方式，大大縮短了起降距離，降低對起降條件的要求；矢量動力的加持，使得飛機(jī)飛行更加靈活；在飛行階段采用固定翼大傾角的飛行姿態(tài)，飛行速度遠(yuǎn)高于旋翼機(jī)，而且降低了飛行的功耗，從而延長了續(xù)航的里程和時(shí)間。（2）大仰角飛行，采用電機(jī)差速向前推進(jìn)，簡化操縱性提高穩(wěn)定性，增大了安全性。（3）搭載飛行控制器可輔助調(diào)節(jié)動力傾轉(zhuǎn)，提高操控的穩(wěn)定性，降低操控難度。（4）載球（或物）框架連接多采用凱夫拉線，大大提高了框架的強(qiáng)度。

1.2 飛行機(jī)理分析

矢量推力裝置的推力大小和方向可分別控制，兩顆推力電機(jī)旋轉(zhuǎn)方向不同，抵消了螺旋槳本身的反扭矩，矢量控制則提供機(jī)體滾轉(zhuǎn)、偏航力矩。平飛模式時(shí)，矢量推力裝置電機(jī)差動為飛機(jī)提供向前傾斜力矩，機(jī)翼提供主要升力，操縱力矩完全由矢量動力提供。避免對機(jī)翼開縫造成的升力損失。

由垂直起降模式轉(zhuǎn)換為平飛模式時(shí)，機(jī)翼后方的推力增大，使飛機(jī)具有向前運(yùn)動的趨勢。當(dāng)向前速度增大后，則大部分升力由機(jī)翼提供，其中使飛行器水平加速飛行，電機(jī)減速減小能量消耗。由平飛模式轉(zhuǎn)換為垂直起降模式時(shí)，機(jī)翼后方推力減小，飛行器做減速飛行，由機(jī)翼承擔(dān)的升力完全轉(zhuǎn)變?yōu)槁菪龢峁┥Γ兓卮怪逼鸾的Ｊ阶龅退倩虼怪憋w行。

圖1

2 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

2.1 機(jī)翼

該無人機(jī)采用凹凸翼型如圖2，此翼型在低雷諾茲數(shù)和低速時(shí)具有高升力。經(jīng)過分析，在12°迎角時(shí)取最大理論升力值。在一定范圍內(nèi)，阻力系數(shù)也相對較低。此外，機(jī)翼使用這種翼型（機(jī)翼參數(shù)如表1）是最輕的，所以有利于減重。

2.2 矢量動力

矢量動力主體材料采用3k碳纖維板，以動力桿為軸，由全金屬舵機(jī)連接搖臂形成省力杠桿驅(qū)動旋轉(zhuǎn)，從而為飛機(jī)提供橫滾、偏航力矩。響應(yīng)速度快，動作靈活。

2.3 運(yùn)載與投放裝置

運(yùn)載裝置由碳纖維管和凱夫拉編制而成，牢固且具有韌性。舵機(jī)行程為0～90°，舵機(jī)旋轉(zhuǎn)90°時(shí)雙開式投放門被舵機(jī)擺臂鎖死，投放時(shí)舵機(jī)歸零，球或物品順導(dǎo)流碳棒滑出貨艙。

3 控制原理

3.1 CLI

命令行界面（Command Line Interface，CLI）是一種更改設(shè)置和配置FC的命令行接口。命令行接口是芯片控制器或應(yīng)用程序?yàn)橛脩籼峁┑目梢曁崾窘涌?，使用CLI，可以在特定的行中輸入命令，更改傳感器芯片的原始程序，來適應(yīng)更多類型的模型飛機(jī)。

3.2 螺旋槳的差速控制

該無人機(jī)采用了雙螺旋槳來提供動力，在平飛狀態(tài)時(shí)通過飛控中的CLI mmix電機(jī)協(xié)議，讓兩支螺旋槳擁有了一定的速度差，使得流經(jīng)飛機(jī)前后的氣流速度不一樣，從而使機(jī)身向前傾斜，飛機(jī)進(jìn)入大仰角飛行階段。在垂直狀態(tài)時(shí)，控制飛機(jī)的前進(jìn)后退。

3.3 矢量舵機(jī)控制

該無人機(jī)完全采用矢量動力控制，在飛行中通過飛控中CLI smix伺服舵機(jī)協(xié)議，讓舵機(jī)擁有在預(yù)設(shè)方向的偏轉(zhuǎn)控制能力。矢量動力可以保證飛機(jī)在做低速、大攻角機(jī)動飛行而操縱面幾乎失效時(shí)利用矢量推力提供的額外操縱力矩來控制飛機(jī)的姿態(tài)。

3.4 PID 控制

PID控制器（比例-積分-微分控制器），由比例單元P、積分單元I和微分單元D組成。通過三個參數(shù)的設(shè)定。PID控制器主要適用于基本上線性，且動態(tài)特性不隨時(shí)間變化的系統(tǒng)。

PID的作用：P產(chǎn)生響應(yīng)速度和力度，過小響應(yīng)慢，過大會產(chǎn)生振蕩，是I和D的基礎(chǔ)。I在有系統(tǒng)誤差和外力作用時(shí)消除偏差、提高精度，同時(shí)也會增加響應(yīng)速度，產(chǎn)生過沖，過大會產(chǎn)生振蕩。D抑制過沖和振蕩，過小系統(tǒng)會過沖，過大會減慢響應(yīng)速度。D的另外一個作用是抵抗外界的突發(fā)干擾，阻止系統(tǒng)的突變。通過模型和圖表進(jìn)行PID參數(shù)的作用和調(diào)試：

（1）逐步增大P，觀察P對響應(yīng)速度和力度的影響，調(diào)到系統(tǒng)發(fā)生振蕩，再進(jìn)行減小。當(dāng)P=0.1時(shí)，響應(yīng)很慢，但不會振蕩。逐步增大P，P=1，有振蕩，但慢慢在衰減。繼續(xù)增大P，P=3，振蕩會逐步加大。取振蕩但會衰減的P=1繼續(xù)調(diào)整，在迷信飛機(jī)調(diào)試時(shí)，當(dāng)振蕩發(fā)生時(shí)，再稍微減小一點(diǎn)P。

（2）加入D，看D對振蕩的控制能力，D過小時(shí)會發(fā)生過沖，D過大時(shí)會產(chǎn)生遲滯，以稍微有一點(diǎn)過沖為最佳狀態(tài)。D=0.5時(shí)，有少量振蕩和較大的過沖想象，衰減的很快。D=1.3，基本沒過沖。D=2，響應(yīng)遲滯，減慢了響應(yīng)速度。取以稍微有一點(diǎn)過沖時(shí)的D=1.3為最佳狀態(tài)。但實(shí)際調(diào)試時(shí)，給與飛機(jī)外力，飛機(jī)在復(fù)位時(shí)有少量過沖為宜。

（3）加入0.2的偏差，觀察偏差對位移的影響?？梢钥吹剑绻麤]有I的作用，偏差將一直存在，盡管P產(chǎn)生了一個抵抗力，但只是阻止了系統(tǒng)繼續(xù)運(yùn)動，但偏差一直在。

（4）加I，觀察I對偏差的修正的能力，I加快了響應(yīng)的速度，但同時(shí)也會導(dǎo)致過沖或振蕩。I=0.3基本可以消除偏差所產(chǎn)生的影響，依然產(chǎn)生了少量的過沖，但提高了在有偏差時(shí)系統(tǒng)的精度。I=3更進(jìn)一步加快響應(yīng)速度，但產(chǎn)生了振蕩。取基本能糾正偏差的I=0.3，因?yàn)轱w行器長期穩(wěn)定由姿態(tài)模式的LEVEL參數(shù)來解決，所以I不用太大。

（5）增大一點(diǎn)D，減小一點(diǎn)I產(chǎn)生的過沖，取消偏差，因?yàn)镮的加入，有一點(diǎn)過沖。增大D，D=2.2，減小過沖。

沒有GPS的配合下，I的積分具有較大的誤差，一般誤差在5～10m之間。根據(jù)制作的實(shí)際模型飛機(jī)，只是在可視范圍內(nèi)飛行，所以將I值置零。在沒有外界干擾的情況下，飛行偏移誤差在1m之內(nèi)，最終調(diào)節(jié)的PID數(shù)值。

4 結(jié)語

本項(xiàng)目跟據(jù)市場需求進(jìn)行改進(jìn)現(xiàn)有市面上已有的無人機(jī)，制作出了現(xiàn)在的垂直起降模型無人機(jī)，實(shí)用性更高，適用范圍更廣，采用不同種機(jī)型進(jìn)行改良優(yōu)化，利用CATIA三維建模驗(yàn)證理論的可行性，再實(shí)際制作做進(jìn)一步的調(diào)整，滿足了市面上對于此方面模型無人機(jī)的需求。