劉彥偉 潘 豪 劉三娃 李淑娟 李 言

西安理工大學(xué)機械與精密儀器工程學(xué)院，西安，710048

0 引言

近年來，四旋翼飛行器由于其垂直起降、操作簡單、機動性高等優(yōu)點而被廣泛應(yīng)用于航拍、植保、災(zāi)區(qū)搜救等領(lǐng)域。常規(guī)四旋翼飛行器的旋翼對稱分布在機身的四周[1]，是一類多輸入多輸出、強耦合的欠驅(qū)動系統(tǒng)，這種特性迫使飛行器的位置與姿態(tài)高度耦合，無法獨立控制飛行器的位置與姿態(tài)。災(zāi)難搜救和軍事偵察等應(yīng)用場景中經(jīng)常需要面對狹窄縫隙等復(fù)雜的內(nèi)部空間，常規(guī)四旋翼無人機的強耦合特性限制了其在地震等災(zāi)難現(xiàn)場復(fù)雜飛行環(huán)境的應(yīng)用[2]。

近年來，國內(nèi)外研究人員開始研究可變形飛行器，希望通過增加飛行器的自由度來提高其環(huán)境適應(yīng)性。BADR等[3]通過為旋翼增加四個額外的旋轉(zhuǎn)自由度，在仿真系統(tǒng)中實現(xiàn)了飛行器以傾轉(zhuǎn)變形姿態(tài)的懸停和飛行。RYLL等[4]提出了一種超驅(qū)動四旋翼飛行器，通過在旋翼機臂末端配置傾轉(zhuǎn)電機，實現(xiàn)空間六自由度姿態(tài)的完全可控，但其傾斜角度范圍相對較小。SEGUI-GASCO等[5]提出了一種雙軸傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器策略，利用多個伺服電機控制旋翼的旋轉(zhuǎn)和傾斜，但飛行過程中需要依賴復(fù)雜的控制方法，且飛行效率較低。KAWASAKI等[6]提出了一種共軸雙旋翼結(jié)構(gòu)，將四個旋翼分成兩個模塊，分別由一個電機驅(qū)動傾轉(zhuǎn)。SAKAGUCHI等[7]研制了一種平行連桿結(jié)構(gòu)四旋翼飛行器，飛行器由傾斜框架和主體組成，使用一個伺服電機控制主體結(jié)構(gòu)在俯仰方向傾斜，其變形能力為連桿機構(gòu)所限制。DESBIEZ等[8]提出了一種可折疊四旋翼飛行器，飛行器呈剪刀形狀，可以在飛行過程中由伺服電機驅(qū)動的剪刀叉關(guān)節(jié)實現(xiàn)平面變形，其變形能力受到旋翼的限制。FALANGA等[9]設(shè)計的可變形四旋翼由四個可以圍繞主體折疊的臂組成，由額外的四個伺服電機驅(qū)動變形，可以以不對稱形態(tài)穩(wěn)定飛行，但機械系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)較復(fù)雜。BUCKI等[10]提出一種被動變形的四旋翼飛行器，飛行器臂和中心體之間以彈性鉸鏈代替剛性連接，當旋翼產(chǎn)生低推力時，四個機臂在慣性的作用下向下折疊，從而飛行器可以以很小的尺寸穿過狹窄空間，但是飛行器在該狀態(tài)下處于失穩(wěn)狀態(tài)，只能實現(xiàn)瞬間飛行。DERROUAOUI等[11]提出了一種非常規(guī)四旋翼飛行器設(shè)計，四個機臂可以在一個平面內(nèi)轉(zhuǎn)動和伸縮，其尺寸減小能力為旋翼所限制。KUMAR等[12]提出了一種新型四旋翼飛行器概念設(shè)計，機臂可以沿軸向滑動進而改變升力與飛行器重心的相對位置，提供操控的靈活度，其整體尺寸不會減小。李斌斌等[13]提出一種正四面體結(jié)構(gòu)的四旋翼飛行器，通過為每個旋翼增加一個傾轉(zhuǎn)自由度來實現(xiàn)全向飛行，其整體尺寸受到四面體結(jié)構(gòu)的限制而難以減小。

本文針對狹窄空間飛行的需求，提出了一種俯仰姿態(tài)可以獨立控制的四旋翼飛行器。該飛行器由一個舵機驅(qū)動四個旋翼同步傾轉(zhuǎn)運動，即驅(qū)動飛行器改變俯仰姿態(tài)，可以實現(xiàn)以俯仰的姿態(tài)懸停和飛行。

1 飛行器結(jié)構(gòu)

本文提出的飛行器總體呈“H”形，四個旋翼分為兩組分別安裝在兩個機臂上，機臂可繞各自軸線轉(zhuǎn)動。飛行器原理樣機見圖1?？傮w尺寸為158 mm×170 mm×59 mm，整機起飛質(zhì)量為125 g。如圖2所示，飛行器由1個舵機(Hitec HS-5035HD)通過帶傳動機構(gòu)同步傾轉(zhuǎn)四個旋翼和IMU模塊，從而實現(xiàn)飛行器俯仰姿態(tài)的獨立控制。圖中，OAxAyAz、OBxByBz分別為IMU模塊坐標系和機架坐標系，傾轉(zhuǎn)角θt定義為Az軸和Bz軸之間的夾角，即舵機驅(qū)動旋翼和IMU模塊相對機架旋轉(zhuǎn)的角度。

圖1 傾轉(zhuǎn)變形四旋翼樣機

圖2 同步傾轉(zhuǎn)機構(gòu)

該飛行器可以通過傾轉(zhuǎn)變形改變自身的俯仰姿態(tài)，從而以俯仰姿態(tài)穿越狹窄空間。如圖3所示，飛行器穿越狹窄空間的過程主要分為接近過程、傾轉(zhuǎn)變形過程和恢復(fù)過程三個階段。首先飛行器以正常飛行姿態(tài)飛行接近狹窄空間，然后控制飛行器傾轉(zhuǎn)變形，以俯仰姿態(tài)穿越狹窄空間，最后恢復(fù)正常飛行姿態(tài)。飛行器在傾轉(zhuǎn)變形過程中，機架以飛行器質(zhì)心為原點旋轉(zhuǎn)，四個旋翼與地面保持平行，飛行器傾轉(zhuǎn)變形后，其橫向尺寸減小。同時，飛行器IMU模塊與旋翼同步傾轉(zhuǎn)，降低了控制算法的復(fù)雜性。如圖4所示，飛行器舵機驅(qū)動四個旋翼傾轉(zhuǎn)運動θt角度后，機臂之間的橫向尺寸為

圖3 飛行器傾轉(zhuǎn)變形穿越狹窄空間動作示意圖

圖4 機臂橫向尺寸示意圖

Δ=Lcosθt

(1)

式中，θt∈[0°,90°);L為兩個機臂之間的距離。

傾轉(zhuǎn)角度越大，機臂間的橫向尺寸越小，越有利于穿越狹窄空間。在傾轉(zhuǎn)角度為90°時，飛行器處于不穩(wěn)定狀態(tài)，所以傾轉(zhuǎn)角度應(yīng)小于90°。

2 氣動特性分析

傾轉(zhuǎn)變形四旋翼飛行器在傾轉(zhuǎn)變形后，旋翼之間會產(chǎn)生氣流干擾。隨著飛行器傾轉(zhuǎn)角度的增大，旋翼間的氣流干擾越來越嚴重，在飛行器傾轉(zhuǎn)90°的極限狀態(tài)下，上下旋翼處于共軸狀態(tài)，氣流的影響最大，會影響飛行器的升力特性。在設(shè)計傾轉(zhuǎn)變形四旋翼飛行器時必須要考慮旋翼間的氣流干擾對氣動力特性的影響。旋翼產(chǎn)生的流體場運動特征基本遵循納維-斯托克斯方程(Navier-Stokes equations)[14]，考慮傾轉(zhuǎn)過程中多旋翼氣動干擾的復(fù)雜性，利用計算流體力學(xué)(computational fluid dynamics，CFD)進行模擬計算[15-16]，并通過試驗驗證模型準確性。

2.1 氣動力特性分析

為了驗證設(shè)計的合理性，對該飛行器傾轉(zhuǎn)變形過程進行氣動力特性分析。由于飛行器旋翼對稱分布，同時為了節(jié)約計算成本，提高計算效率，仿真分析模型選為雙旋翼模型，模型分析示意圖見圖5，其中兩個旋翼轉(zhuǎn)向相反。雙旋翼模型計算域和流場網(wǎng)格劃分如圖6所示，計算區(qū)域由兩個內(nèi)部旋轉(zhuǎn)域和一個外部靜態(tài)域組成。仿真模型中，兩個旋翼的轉(zhuǎn)速均設(shè)置為5000 r/min，傾轉(zhuǎn)角度為[0°,90°]。為了分析傾轉(zhuǎn)角度對旋翼升力和扭矩的影響，采用微分的思想將飛行器的傾轉(zhuǎn)過程分割成一系列的穩(wěn)定懸停狀態(tài)來進行仿真計算，傾轉(zhuǎn)角度每隔7.5°仿真計算一次。

(a)飛行器三維模型 (b)雙旋翼模型分析示意圖

(a)雙旋翼計算域 (b)雙旋翼流場網(wǎng)格

圖7所示為兩個旋翼產(chǎn)生的扭矩仿真結(jié)果。傾轉(zhuǎn)角度為0°時，兩個旋翼產(chǎn)出的扭矩方向相反、大小相等。隨著傾轉(zhuǎn)角度增大，兩個旋翼產(chǎn)生的扭矩基本不變。圖8所示為兩個旋翼產(chǎn)生的升力仿真結(jié)果。當傾轉(zhuǎn)角度為0°時，兩個旋翼產(chǎn)生的升力相等，均為0.48 N。隨著機架傾轉(zhuǎn)角度的增加，位于下方位置的1號旋翼的升力逐漸減小，位于上方位置的2號旋翼的升力基本保持不變。當傾斜角度為52.5°時，位于下方位置的1號旋翼的升力損失驟增，當傾斜角度為90°時，1號旋翼升力最小，約為0.38 N，損失達到峰值，升力損失最大為0.10 N，升力損失比為21%，但升力仍然大于飛行器懸停時單個旋翼需要提供的升力(0.32 N)。

圖7 雙旋翼扭矩仿真結(jié)果

圖8 雙旋翼升力仿真結(jié)果

為進一步分析升力損失原因，分析了不同傾轉(zhuǎn)角度下雙旋翼產(chǎn)生的流場分布。圖9a為徑向圖，圖9b為軸向圖。旋翼將上表面的空氣加速后流入下表面，形成壓力差，為飛行器提供升力。當機架傾轉(zhuǎn)角度為0°時，1號和2號旋翼的流場在豎直方向上幾乎沒有重疊部分，兩個旋翼都能聚集周圍的空氣，所以旋翼產(chǎn)生的氣流互相擾動小，升力幾乎沒有損失。當傾轉(zhuǎn)角度為30°時，兩個旋翼的流場開始發(fā)生重疊，位于上方的2號旋翼產(chǎn)生的氣流開始干擾位于下方的1號旋翼，同時，2號旋翼上方的高速氣流分配區(qū)域相對較大，增加了氣流流入量，從而增加了升力，造成位于下方的1號旋翼升力相對減小，隨著機架傾轉(zhuǎn)角度的增大，兩個旋翼流場的重疊面積也逐漸增加，1號旋翼的升力損失也越來越嚴重。當傾轉(zhuǎn)角度達到60°時，兩個旋翼的氣流重疊明顯，氣動干擾明顯，造成位于下方旋翼的升力損失驟增，當傾轉(zhuǎn)角度為90°時，兩個旋翼之間的氣動干擾最強烈，此時，1號旋翼的升力損失達到最大。

(a)流場分布徑向圖

由仿真結(jié)果可知，飛行器的傾轉(zhuǎn)變形對旋翼的扭矩幾乎沒有影響，對位于上方位置旋翼的升力影響也很小，對位于下方位置旋翼的升力影響較大，最終造成了飛行器整體升力的損失，傾轉(zhuǎn)角度為90°時，飛行器總升力損失達到最大，約為0.2 N。綜上所述，機架傾轉(zhuǎn)時，上下旋翼存在氣動干擾，升力損失主要由處于空間位置下方的旋翼造成，這是因為處于上方的旋翼聚集的氣流加速后會流向下方的旋翼，對下方的旋翼產(chǎn)生干擾，造成位于下方旋翼的升力損失。飛行器傾轉(zhuǎn)角度為90°時，四個旋翼能夠提供的總升力為1.72 N,大于飛行器的起飛重力(1.25 N)，飛行器可以正常起飛。

2.2 傾轉(zhuǎn)旋翼升力測試

為了驗證仿真結(jié)果的正確性，搭建了圖10所示的雙旋翼傾轉(zhuǎn)實驗平臺，測試傾轉(zhuǎn)狀態(tài)下旋翼的升力。實驗通過非接觸式激光測速儀測量旋翼的轉(zhuǎn)速；由S型拉力傳感器(型號為JLBS-M2-0.5 kg)測量旋翼產(chǎn)生的升力；NI多功能數(shù)據(jù)采集卡(型號為USB-6002)同時采集兩個旋翼的升力信號，并利用DAQ Express數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)對NI采集卡上的信息進行記錄和處理。

圖10 傾轉(zhuǎn)旋翼升力測試裝置

實驗時，以激光測速儀測量的旋翼轉(zhuǎn)速作為反饋調(diào)整電機的輸入電壓，將兩個旋翼的轉(zhuǎn)速調(diào)整為5000 r/min。根據(jù)圖4所示上下旋翼的空間位置關(guān)系，確定不同傾轉(zhuǎn)角度下兩個旋翼的橫向距離與垂向距離。傾轉(zhuǎn)角度間隔7.5°測量一組，每組重復(fù)測量五次取平均值。

不同傾轉(zhuǎn)角度下兩個旋翼的升力測量結(jié)果與仿真結(jié)果對比分別如表1和表2所示。旋翼的升力實驗結(jié)果總體來說較仿真結(jié)果偏小，這是因為仿真模型中氣流不會受到其他障礙物的干擾，而在實驗中氣流會受到實驗裝置的干擾。圖11為位于上方的2號旋翼升力實驗結(jié)果與仿真結(jié)果對比分析圖。位于上方的2號旋翼升力隨傾轉(zhuǎn)角度的增大變化較小，升力值比較穩(wěn)定，與仿真結(jié)果一致，仿真結(jié)果與實驗結(jié)果之間的絕對誤差較小，最大值誤差為0.026 N。圖12為位于下方的1號旋翼的仿真與實驗結(jié)果對比分析圖。位于下方的1號旋翼的升力隨傾轉(zhuǎn)角度的增大逐漸減小，與仿真結(jié)果趨勢一致，實驗結(jié)果與仿真結(jié)果的最大誤差為0.087 N。在傾轉(zhuǎn)角度達到60°時，位于下方的1號旋翼升力的實驗結(jié)果與仿真結(jié)果均發(fā)生驟降，而實驗結(jié)果中升力損失更加嚴重，這是因為安裝2號旋翼的支架結(jié)構(gòu)會造成1號旋翼的升力損失。

表1 2號旋翼升力實驗結(jié)果與仿真結(jié)果對比

表2 1號旋翼升力實驗結(jié)果與仿真結(jié)果對比

圖11 2號旋翼升力實驗結(jié)果與仿真結(jié)果

圖12 1號旋翼升力實驗結(jié)果與仿真結(jié)果

圖13為雙旋翼總升力對比曲線。總升力的仿真結(jié)果和實驗結(jié)果在傾轉(zhuǎn)過程中都隨著傾轉(zhuǎn)角度的增大而減小，傾轉(zhuǎn)90°時，升力損失最大，仿真結(jié)果為0.101 N，升力損失比為10%，實驗結(jié)果為0.20 N，升力損失比21%。傾轉(zhuǎn)90°時，飛行器四個旋翼提供最小升力最小，仿真值約為1.716 N，實驗值約為1.49 N，均大于飛行器自重1.25 N，可以為飛行器提供足夠的升力，表明該飛行器設(shè)計合理有效。

圖13 雙旋翼總升力實驗結(jié)果與仿真結(jié)果

對比分析旋翼的實驗結(jié)果與仿真結(jié)果可知，仿真結(jié)果與實驗結(jié)果隨傾轉(zhuǎn)角度的變化趨勢一致，實驗結(jié)果相比仿真結(jié)果偏小，這是因為實驗中旋翼的升力受到了實驗裝置的干擾。飛行器在傾轉(zhuǎn)90°的狀態(tài)下，四個旋翼能夠為飛行器飛行提供足夠的升力，但傾轉(zhuǎn)角度大于75°時，位于下方的兩個旋翼提供的升力不能平衡飛行器自重的一半，會引起飛行器飛行高度的下降。

3 飛行實驗結(jié)果與分析

為了驗證所述傾轉(zhuǎn)變形四旋翼飛行器設(shè)計的可行性，基于上述設(shè)計與仿真分析研制了飛行器原理樣機(圖1)。針對傾轉(zhuǎn)變形功能與傾轉(zhuǎn)狀態(tài)飛行功能開展了實驗測試。

3.1 傾轉(zhuǎn)變形實驗

在傾轉(zhuǎn)變形實驗中，飛行器實現(xiàn)穩(wěn)定懸停后，控制旋翼轉(zhuǎn)速不變，保持一定高度懸停，緩慢增加傾轉(zhuǎn)角度，使其發(fā)生傾轉(zhuǎn)變形，每次傾轉(zhuǎn)角度增加5°。圖14所示為飛行器傾轉(zhuǎn)變形過程，飛行器機架俯仰角由0°逐漸變?yōu)?0°(圖14a～f)，然后逐漸恢復(fù)為0°(圖14f～i)。飛行器傾轉(zhuǎn)變形過程中，其機架繞其質(zhì)心傾轉(zhuǎn)，四個旋翼始終保持平行狀態(tài)，且平行于地面。在傾轉(zhuǎn)角度較小時，飛行器飛行高度基本不變(圖14a～d)；當傾轉(zhuǎn)角度大于60°時，飛行器高度開始下降(圖14d～f)，當傾轉(zhuǎn)角度接近90°時(圖14f)，飛行高度驟然下降。這與旋翼間的氣動干擾相關(guān)，當飛行器傾轉(zhuǎn)角θt<30°時，這類小角度傾轉(zhuǎn)懸停時，旋翼之間的氣動干擾較小，升力幾乎無損失；隨著傾轉(zhuǎn)角度的增加，氣動干擾開始對旋翼升力造成影響，當傾轉(zhuǎn)角度大于60°時，升力損失明顯，導(dǎo)致飛行高度有所下降，與上一節(jié)旋翼氣動力實驗分析一致，尤其是當傾轉(zhuǎn)角度接近90°時，飛行器升力損失嚴重，導(dǎo)致飛行高度驟然下降。實驗結(jié)果與圖13所示升力分析結(jié)果一致，驗證了飛行器氣動力分析結(jié)果的有效性。

(a)θt=0° (b)θt=30° (c)θt=45°

3.2 傾轉(zhuǎn)飛行實驗

為了驗證飛行器在傾轉(zhuǎn)狀態(tài)下的飛行能力，對飛行器進行了前后、左右飛行實驗。

圖15所示為飛行器以60°俯仰角姿態(tài)沿+x方向飛行動作序列。飛行過程中，飛行器四個旋翼面平行，與地面成微小角度，使旋翼升力產(chǎn)生+x方向上的力分量，為飛行器沿+x方向飛行提供動力。

(a) (b)

圖16所示為飛行器以60°俯仰角的姿態(tài)沿+y方向飛行動作序列。飛行過程中，飛行器四個旋翼面平行，位于外側(cè)的旋翼面略高于位于內(nèi)側(cè)的旋翼面，使旋翼產(chǎn)生+y方向上的力分量，為飛行器沿+y方向飛行提供動力。該飛行過程與圖3所示飛行器以俯仰姿態(tài)穿越狹窄縫隙的過程一致，表明該飛行器具備穿越狹窄縫隙的能力。

(a) (b)

飛行實驗結(jié)果表明飛行器可以在機架俯仰角度為60°的狀態(tài)下穩(wěn)定飛行，傾轉(zhuǎn)角度較大時飛行高度會下降，實驗結(jié)果與氣動仿真結(jié)果一致，驗證了雙旋翼仿真模型的準確性。

4 結(jié)論

本文針對普通四旋翼無人機位置和姿態(tài)強耦合導(dǎo)致難以適應(yīng)狹窄飛行環(huán)境的問題，提出了一種傾轉(zhuǎn)變形四旋翼飛行器。該飛行器可以獨立控制俯仰姿態(tài)，能夠以大俯仰角的姿態(tài)穿越狹窄縫隙。建立了飛行器氣動力仿真模型，分析了傾轉(zhuǎn)姿態(tài)下飛行器的氣動力特性，并通過實驗進一步驗證了飛行器在傾轉(zhuǎn)姿態(tài)下能夠提供足夠的升力。研制了傾轉(zhuǎn)變形四旋翼飛行器原理樣機，開展了飛行實驗，飛行器可以傾轉(zhuǎn)變形為近90°俯仰姿態(tài)，并且能夠以傾轉(zhuǎn)變形為60°的俯仰姿態(tài)穩(wěn)定飛行。仿真和實驗結(jié)果驗證了本文提出的四旋翼飛行器通過傾轉(zhuǎn)變形穿越狹窄空間的可行性。該飛行器在災(zāi)難搜救、軍事偵察等領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景。