肖斯奇，余 帆，施嘯宇

(南京航空航天大學(xué)自動化學(xué)院，南京 211100)

0 引言

直升機具有垂直起降、空中懸停、低空低速飛行、后飛以及側(cè)飛等獨特的飛行能力，但是其飛行速度低、航程短[1]。固定翼飛機具有高速巡航能力，但是對于起降跑道要求較高。傾轉(zhuǎn)旋翼無人機則兼?zhèn)涔潭ㄒ砼c直升機的優(yōu)點，是一種能夠垂直起降、空中懸停并且快速飛行的飛行器[2-3]。

近年來，我國十分重視傾轉(zhuǎn)旋翼機相關(guān)技術(shù)的研究，國內(nèi)不少高校和研究所也進行了相關(guān)的理論探索。郭劍東基于H∞回路的控制思路，設(shè)計了小型傾轉(zhuǎn)旋翼機過渡模式控制律，使控制系統(tǒng)具有較好的魯棒穩(wěn)定性[4]。沙虹偉基于反饋控制器內(nèi)/外回路結(jié)構(gòu)和特征結(jié)構(gòu)配置的思路，設(shè)計了XV-15傾轉(zhuǎn)旋翼機的姿態(tài)控制器，在MATLAB/Simulink 仿真環(huán)境中取得了較好的效果[5]。韓麗敏針對過渡模式具有高階非線性和不確定動態(tài)特性的問題，提出了采用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)動態(tài)逆自適應(yīng)控制方法設(shè)計制導(dǎo)律，并通過仿真驗證了其控制器設(shè)計的有效性[6]。

然而很多先進的控制方法仍然停留在理論仿真階段，方法過于復(fù)雜,難以實現(xiàn)工程化應(yīng)用[5-6]，同時針對小型航模機的控制思路在工程型號機上也無法完全適用[4]。目前，國內(nèi)在400kg級以上的傾轉(zhuǎn)旋翼無人機型號研發(fā)方面，尚無研制成功的報道。

本文研究對象來源于國內(nèi)某研究所的400kg級傾轉(zhuǎn)旋翼無人機預(yù)研項目[7]，以工程型號機的研發(fā)為基礎(chǔ)，沿用經(jīng)典控制理論的設(shè)計思路，從無人機氣動力學(xué)變化規(guī)律出發(fā)，設(shè)計了傾轉(zhuǎn)過渡方案與縱向過渡控制策略，通過非線性半物理仿真驗證了策略設(shè)計的合理性，并將控制律以及控制策略應(yīng)用在無人機嵌入式平臺上，從而實現(xiàn)對象無人機的全過程飛行試驗。

1 問題描述

1.1 研究對象描述

對象無人機在固定翼機翼兩端各安裝了一套可在水平和垂直位置跟隨發(fā)動機短艙轉(zhuǎn)動的傾轉(zhuǎn)旋翼組件。以短艙角βM表示發(fā)動機短艙與機體的夾角，無人機以直升機模式起飛并轉(zhuǎn)入前飛，此時短艙與機體垂直(βM=90°)。當速度達到一定數(shù)值后，旋翼隨短艙開始向前傾轉(zhuǎn)，無人機進入過渡模式(0°<βM<90°)。當短艙轉(zhuǎn)過90°后，旋翼作為螺旋槳，無人機進入高速飛行的固定翼模式(βM=0°)[8]。圖1所示為對象無人機飛行示意圖。

圖1 傾轉(zhuǎn)旋翼無人機飛行示意圖Fig.1 Flight diagram of tilt rotor UAV

對象無人機擁有兩套操縱舵面，其中旋翼操縱舵面包括總距、縱向周期變距和橫向周期變距，氣動操縱舵面包括升降舵、襟翼和方向舵。三種飛行模式下各通道操縱方式如表1所示。

1.2 過渡過程

傾轉(zhuǎn)旋翼無人機過渡階段可以在爬升/下滑或者平飛狀態(tài)下完成，而平飛過渡不需要考慮高度軌跡的變化，降低了過渡模式控制策略技術(shù)研究的難度。故本文重點研究了對象無人機平飛過渡模式，根據(jù)對象無人機過渡階段操縱特性的變化規(guī)律，可以將過渡模式的飛行過程劃分為變距操縱段和氣動操縱段。其中變距操縱段是指以旋翼的縱向變距和總距操縱為主的飛行階段，根據(jù)氣動特性的區(qū)別又可進一步劃分為懸停小速度前飛段、旋翼操縱段和氣動過渡段；氣動操縱段是指不依賴旋翼縱向變距控制，以氣動舵面操縱控制為主的飛行階段[9]。整個過渡模式的縱向剖面飛行過程如圖2所示。

表1 傾轉(zhuǎn)旋翼無人機操縱控制方式

圖2 過渡過程示意圖Fig.2 Diagram of transition process

(1)變距操縱段

a)懸停小速度段

無人機首先進入懸停小速度前飛狀態(tài)，借助旋翼縱向周期變距使得飛行器加速至目標巡航速度，確保飛行器能夠以安全的速度過渡進入到下一飛行階段。

b)旋翼操縱段

旋翼操縱段短艙傾角相對較大，旋翼拉力是飛行器的主要升力來源，短艙傾轉(zhuǎn)將產(chǎn)生較大的加速度，加速/減速效果明顯。氣動舵面的舵效相對較低，不具備較強的控制能力。

c)氣動過渡段

氣動過渡段升力的主要來源從旋翼拉力逐漸過渡至機翼升力，升降舵舵效不斷增強和短艙傾角的不斷減小使得旋翼槳轂相對于重心的距離不斷變化，導(dǎo)致旋翼縱向周期變距對于俯仰的操縱能力逐漸減弱。

(2)氣動操縱段

氣動舵面操縱段飛行器速度相對較高，氣動舵面的舵效相對較強，升力來源以機體氣動力為主，旋翼拉力相對較小，旋翼軸傾斜產(chǎn)生的加速度相對較小。飛行過程中可以通過總距調(diào)節(jié)旋翼拉力在速度方向的分量，但是短艙傾角的減小導(dǎo)致旋翼縱向周期變距對俯仰操縱的能力有限，因此氣動舵面操縱段以旋翼總距和氣動舵面操縱為主。

2 過渡模式特性分析

2.1 氣動特性分析

過渡過程中由旋翼拉力與機體氣動力共同克服重力，圖3所示為兩者在升力中的占比隨短艙角βM的變化曲線?？梢钥闯?，當短艙傾角相對較大時，旋翼拉力對總升力的比值相對較大，短艙傾轉(zhuǎn)對于高度軌跡的影響相對較大；當短艙傾角較小時，旋翼拉力對總升力的比值減小，短艙傾轉(zhuǎn)對于高度軌跡的影響較小[10]。其中：

1)當90°≤βM≤80°時，旋翼拉力占比超過70%，飛行器升力主要由旋翼拉力提供，該階段屬于旋翼操縱段；

2)當80°≤βM≤50°時，旋翼拉力的占比逐漸減小，短艙傾角處于70°～75°之間，兩者曲線存在交點，此時飛行器升力由旋翼拉力與機體氣動力共同提供，該階段屬于氣動過渡段；

3)當50°≤βM≤0°時，機體氣動力占比超過70%，飛行器升力主要由氣動力提供，該階段屬于氣動操縱段。

基于上述分析，選取短艙角βM為90°、80°、50°和0°作為過渡過程典型工作點。

圖3 旋翼力和氣動力占比變化曲線Fig.3 Curves of rotor force and aerodynamic force proportions

2.2 操縱特性分析

以典型工作點為基礎(chǔ)，繪制總距、縱向變距與升降舵在不同短艙角下對速度與高度變化率的操縱響應(yīng)曲線，如圖4所示。

(a) 總距到前向速度操縱響應(yīng)

(b) 縱距到前向速度操縱響應(yīng)

(c)總距到高度變化率操縱響應(yīng)

(d) 升降舵到高度變化率操縱響應(yīng)圖4 過渡段操縱響應(yīng)曲線Fig.4 Control response curve of transition section

分析上述響應(yīng)曲線可以得出以下結(jié)論：

1)對于速度通道而言，隨著短艙角的減小，總距對前向速度Vx的操縱能力逐漸增強，βM為0°時1°總距能引起2m/s的速度響應(yīng)；相反，縱向變距對速度的操縱能力隨著短艙角的減小而逐漸減弱，βM在50°以后縱向變距幾乎無法引起速度響應(yīng)。

2)對于高度通道而言，短艙角在50°以后升降舵對下沉率有了一定的操縱能力，1°升降舵能夠引起-0.2m/s的下沉率響應(yīng)，但是總距對垂向速度Vy的操縱能力在50°時依舊要比升降舵強。

綜上所述，隨著短艙角βM從90°變到0°，縱向周期變距的舵效在逐漸降低，升降舵舵面在逐漸增強。而總距對速度與高度通道都有影響，對速度的操縱能力隨短艙角的減小而增強，高度通道相反。

3 傾轉(zhuǎn)過渡方案設(shè)計

3.1 短艙傾轉(zhuǎn)方案

為保證傾轉(zhuǎn)過渡過程的安全穩(wěn)定，短艙應(yīng)保持連續(xù)且單調(diào)作動。因此，短艙傾轉(zhuǎn)的平滑過渡方案確定為：

1)根據(jù)過渡各個階段特性變化實時調(diào)整傾轉(zhuǎn)速率；

2)傾轉(zhuǎn)速率的設(shè)計應(yīng)遵循先慢后快的原則。

各階段傾轉(zhuǎn)速率設(shè)計過程如下：

(1)

圖5 加速度變化曲線Fig.5 Acceleration curve

圖6 速度變化曲線Fig.6 Speed curve

結(jié)合上述公式與變化曲線對過渡過程各個階段的短艙傾轉(zhuǎn)速率進行設(shè)計。由于懸停小速度段短艙維持90°不變，故主要考慮旋翼操縱段、氣動過渡段和氣動操縱段。

(1)旋翼操縱段

該階段無人機特性接近于常規(guī)直升機，為保證速度軌跡的跟蹤效果，該階段設(shè)計傾轉(zhuǎn)速率時應(yīng)盡可能小，否則旋翼拉力在垂向上的分量會急劇減小。同時該階段速度較小，相對應(yīng)的動壓也較小，氣動力不足以彌補升力的損失，過快地傾轉(zhuǎn)會出現(xiàn)掉高的情況。另外，旋翼軸傾轉(zhuǎn)提供的加速能力有限，過快地傾轉(zhuǎn)會導(dǎo)致速度指令跟蹤效果變差，從而偏離過渡軌跡，而速度的劇烈變化會帶來飛機姿態(tài)角的振蕩，進一步影響飛行安全。

(2)氣動過渡段

當短艙角βM轉(zhuǎn)到80°以后，無人機進入氣動過渡段，此時短艙角逐漸減小，速度逐漸增加，速度變化區(qū)間為20～35m/s，加速度變化區(qū)間為0.25～1.2m/s2。該階段短艙角變化范圍為30°，旋翼拉力逐漸減小，旋翼軸的傾斜對高度的影響逐漸減弱，轉(zhuǎn)而開始對速度產(chǎn)生影響，同時加速度變化逐漸放緩，相較于旋翼操縱段，該階段的加速度變化趨于平穩(wěn)，無人機有相對充足的時間進行加速，因此傾轉(zhuǎn)速率可以相應(yīng)增大。

(3)氣動操縱段

當短艙角轉(zhuǎn)過50°以后，無人機進入氣動操縱段，此時短艙角相對較小，速度較大，但是速度變化區(qū)間僅為40～45m/s，加速度變化區(qū)間為0.25～0.8m/s2。該階段無人機特性接近于固定翼飛行器，旋翼軸的傾斜對高度的干擾相對于氣動過渡段變得更弱，但是對速度變化影響較大。此時只需要較小的速度變化即可保持無人機平飛，主要矛盾從速度軌跡的跟蹤轉(zhuǎn)變成為盡快脫離不穩(wěn)定的過渡階段，因此傾轉(zhuǎn)速率的設(shè)計相對于氣動操縱段應(yīng)更大。

最終設(shè)計結(jié)果如式(2)所示

(2)

3.2 操縱舵面分配方案

因為對象無人機兼具直升機與固定翼的操縱特性，尤其是在過渡模式，需要旋翼舵面與氣動舵面的協(xié)同操縱[11]。為了實現(xiàn)過渡段的穩(wěn)定控制，針對不同階段特性變化，提出了以下操縱舵面分配方案：

1)旋翼操縱段由于飛行速度較小，氣動舵面舵效低，操縱方式類似于橫列直升機，無人機通過調(diào)節(jié)旋翼縱向周期變距使得旋翼槳盤傾斜，產(chǎn)生前向/后向分力，實現(xiàn)加速/減速過程，通過改變總距以調(diào)節(jié)旋翼拉力的大小從而實現(xiàn)高度的控制,升降舵僅控制姿態(tài)回路；

2)氣動過渡段飛行速度逐漸增大，升降舵效率逐漸增強，高度回路由總距通道主控，升降舵作為輔助，此時縱向變距對速度仍有一定的操縱能力，故保持對速度回路的控制；

3)氣動操縱段飛行速度大，此時旋翼退化為螺旋槳，縱向變距對速度已經(jīng)沒有操縱能力，故縱向變距退出速度回路，總距通道接管速度回路，升降舵成為高度回路的主控通道。

過渡段縱向操縱舵面分配方案具體如表2所示。

表2 過渡段縱向操縱舵面分配表

4 過渡段縱向控制策略設(shè)計

4.1 旋翼操縱段控制策略

旋翼操縱段以旋翼的變距操縱控制為主，其操縱特性和直升機前飛狀態(tài)具有相似性，故可參考直升機懸停小速度段控制律結(jié)構(gòu)[12]。對于氣動舵面而言，由于旋翼操縱階段飛行速度相對較小，升降舵效低，對飛行狀態(tài)影響不大。為簡化控制系統(tǒng)設(shè)計的復(fù)雜度，防止后續(xù)突然接入升降舵控制導(dǎo)致升降舵跳躍，此處可提前接入升降舵的姿態(tài)控制。具體控制律結(jié)構(gòu)如下

(3)

其中，δz表示縱向變距；V表示平飛過渡的速度；?c表示俯仰角指令。由于直升機模式具有空速測不準的特性，因此其速度控制采用基于地速的控制策略。俯仰角回路作為速度控制回路的內(nèi)回路，用于改善速度控制系統(tǒng)的阻尼。

δc表示總距。通過總距通道來實現(xiàn)高度控制，采用阻尼內(nèi)回路的高度控制方案，總距配平作為前饋部分，用以加強控制律的環(huán)境適應(yīng)性，引入積分環(huán)節(jié)以提高擾動情況下高度控制的精度。

δe表示升降舵偏。旋翼操縱段飛行器速度小，升降舵效率低，僅接入俯仰回路用于防止下個階段控制律結(jié)構(gòu)變化導(dǎo)致的舵面突變。

4.2 氣動過渡段控制策略

氣動過渡段是旋翼變距和氣動舵面的綜合控制階段。隨著短艙傾角的不斷變化，升力來源在旋翼拉力和機體氣動力之間進行過渡切換，無人機氣動特性發(fā)生強烈變化，但縱向變距仍具備一定的控制能力。同時，升降舵因機體速度變大而具備了一定效率，可以接入高度外回路來輔助總距通道控高[13]。具體控制律結(jié)構(gòu)如下

(4)

與旋翼操縱段相比，總距通道控制律結(jié)構(gòu)沒有發(fā)生變化，縱向變距通道的控制對象由地速切換為空速。盡管縱向變距和總距操縱之間存在較為明顯的縱垂向耦合，但是因為總距通道和速度通道之間的自動配平功能，能夠及時抵消這種耦合造成的控制偏差。

升降舵對高度的控制采用姿態(tài)增穩(wěn)和高度保持的并聯(lián)控制結(jié)構(gòu)，姿態(tài)控制回路是高度控制的阻尼回路，用于避免高度的振蕩。高度積分的引入能夠適應(yīng)飛行過程中的各種不確定性，實現(xiàn)自動配平的目的。

4.3 氣動操縱段控制策略

氣動操縱段控制策略相比于氣動過渡段有著較大的變化[14]。首先，隨著短艙傾角的減小，縱向變距對速度逐漸失去操縱能力，故將其退出速度控制通道

δz=0

(5)

(6)

最后，無人機在該階段飛行速度相對較高，氣動舵面舵效得到增強，升降舵具備足夠的控制飛行軌跡的能力，因此升降舵成為高度的主控通道，控制律結(jié)構(gòu)如下

(7)

5 過渡模式飛行仿真驗證

以對象傾轉(zhuǎn)旋翼無人機非線性六自由度飛行動力學(xué)模型為例進行半物理仿真驗證。對象無人機以直升機模式起飛，加速前飛至5m/s時進入傾轉(zhuǎn)過渡模式，依次經(jīng)過旋翼操縱段、氣動過渡段和氣動操縱段，前飛速度持續(xù)增加，最后以40m/s的速度結(jié)束過渡，進入固定翼巡航模式。過渡過程仿真曲線如圖7所示。

(a)飛行速度變化曲線

(b)高度變化曲線

(c) 總距角變化曲線

(d) 升降舵變化曲線

(e)縱向變距變化曲線

(f) 短艙傾角變化曲線圖7 過渡過程仿真曲線Fig.7 Transition process simulation curve

觀察仿真曲線結(jié)果可知：所設(shè)計的控制策略可以使飛行器很好地跟蹤前飛速度與高度指令，其中速度誤差不超過±2m/s，高度偏差也在±2m以內(nèi)。在過渡模式的旋翼操縱段、氣動過渡段與氣動操縱段下，都能達到良好的控制效果，促使對象無人機穩(wěn)定過渡。同時，縱向操縱舵面情況良好，變化幅度適中，能夠驗證傾轉(zhuǎn)過渡方案的合理性與過渡控制策略的有效性。

6 總結(jié)與展望

與既往追求理論的先進性發(fā)展不同，工程應(yīng)用往往要求基礎(chǔ)扎實。PID控制具有物理意義明確、模型容忍度高、魯棒性好、工程應(yīng)用性強的優(yōu)勢。故本文突破性地將理論結(jié)合工程實際，針對傾轉(zhuǎn)旋翼無人機過渡模式的縱向控制問題，從經(jīng)典控制理論角度出發(fā)，以過渡模式特性分析為基礎(chǔ)，根據(jù)過渡模式3個階段的特性區(qū)別，逐段設(shè)計了短艙傾轉(zhuǎn)方案、舵面分配策略以及縱向控制律結(jié)構(gòu)，完成了過渡模式縱向控制策略的設(shè)計，并通過非線性仿真驗證了控制策略的有效性，最終成功應(yīng)用于對象無人機的首飛試驗中，實現(xiàn)了國內(nèi)首架傾轉(zhuǎn)旋翼無人機全過程飛行試驗。

未來還需要在以下幾個方面開展傾轉(zhuǎn)旋翼無人機過渡段的研究：

1)過渡階段的橫側(cè)向控制技術(shù)。相比于縱向的操縱舵面，橫側(cè)向在過渡過程中有著更為復(fù)雜的耦合，為了保證過渡階段的飛行安全，有必要有針對性地研究橫側(cè)向的控制問題。

2)爬升/下滑過渡技術(shù)。從工程實際的角度出發(fā)，爬升/下滑過渡才是傾轉(zhuǎn)旋翼無人機真正的工作模態(tài)。相較于平飛過渡模式，爬升/下滑過渡在考慮速度軌跡跟蹤的同時，還要考慮高度控制的相關(guān)問題。

針對以上問題，一方面，可以考慮采取縱向類似的余弦函數(shù)對橫側(cè)向的操縱舵面進行解耦；另一方面，針對過渡階段的高度跟蹤問題，可以參考固定翼無人機爬升/下滑控制策略進行改進。