昂海松，王 源

（1.南京航空航天大學(xué)，南京 210016；2.揚(yáng)州大學(xué)，揚(yáng)州 225127）

1 引 言

當(dāng)前，無人機(jī)軍民用技術(shù)發(fā)展越來越快，應(yīng)用領(lǐng)域也越來越廣。雖然無人機(jī)在陸地領(lǐng)域的用途已日益普及，但是在廣大的海洋領(lǐng)域，還有巨大的應(yīng)用空間。由于無人機(jī)的機(jī)動性和使用便捷性，在海岸、海洋資源、水空監(jiān)視和海事監(jiān)測等領(lǐng)域也開始運(yùn)用無人機(jī)技術(shù)。

基于小型無人航行器體積小、重量輕、布放與運(yùn)行方便、隱蔽性好、成本低、連續(xù)工作時間較長、可回收等優(yōu)點(diǎn)[1]，本文著重研究具有一定航程及任務(wù)能力的中小型固定翼無人機(jī)在海上的應(yīng)用。陸上使用的中小型無人機(jī)如果直接用于海上，存在以下問題：①若無人機(jī)從海岸陸地起飛到海上執(zhí)行任務(wù)，中小型無人機(jī)航程短，難于往返完成任務(wù)；②常規(guī)固定翼無人機(jī)從艦上起降有困難；③常規(guī)中小型無人機(jī)難于執(zhí)行水下的監(jiān)測、海洋資源探測和巡查等任務(wù)，一般水下無人航行器工作區(qū)域單一受限，也無法實(shí)現(xiàn)空中大范圍巡查工作。為此，本文設(shè)計出一種跨越水空兩種區(qū)域的海上無人機(jī)。

為了能適應(yīng)跨水空區(qū)域作業(yè)，所設(shè)計的無人機(jī)在不同區(qū)域航行時應(yīng)有不同的運(yùn)行形態(tài)。圖1給出本文設(shè)計的無人機(jī)航行任務(wù)剖面框圖，并給出航行各階段無人機(jī)的基本形態(tài)。框圖包括從水下作業(yè)到空中作業(yè)的形態(tài)變化過程，以及從空中飛行到著降水面以及進(jìn)入水下的形態(tài)變化過程。

圖1 本文無人機(jī)航行任務(wù)剖面框圖Fig.1 Sectional block diagram of the UAV navigation mission

本文設(shè)計一種適應(yīng)無人機(jī)跨越水空航行的“航行控制系統(tǒng)”。這一航行控制系統(tǒng)是以空中無人機(jī)飛行控制與導(dǎo)航結(jié)構(gòu)為基礎(chǔ)，兼具水下航行慣性控制導(dǎo)航和動力控制。本文的航行控制導(dǎo)航硬件系統(tǒng)，除了包括無人機(jī)常規(guī)的慣性控制傳感器、磁傳感器、氣壓傳感器以及衛(wèi)星導(dǎo)航傳感器之外，還設(shè)計有對水下推進(jìn)螺旋槳、空氣螺旋槳混合動力裝置及其變軸線、變槳距機(jī)構(gòu)的控制。圖2給出跨水空域航行“航行控制系統(tǒng)”的結(jié)構(gòu)和運(yùn)行路線，具體應(yīng)用及軟件系統(tǒng)將在后文論述。

圖2 水空無人機(jī)航行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖Fig.2 Structure block diagram of the navigation control system of the water-air UAV

2 水下無人航行器形態(tài)與控制

本文無人航行器在水下主要執(zhí)行的任務(wù)是對海洋養(yǎng)殖物、海洋水下環(huán)境、水雷、無人水下航行器等的監(jiān)測。因此，僅要求無人航行器在水下懸?；蚵傺膊?。為此，本無人航行器在水下主要需控制姿態(tài)與位置，以及慢速航行，其主要應(yīng)能保持浮沉穩(wěn)定和克服航行阻力。鑒于此，無人航行器水下基本形態(tài)為：機(jī)身下部為弧形三角截面體，有利于橫向穩(wěn)定和從空中入水穩(wěn)定；機(jī)身上部為近似矩形截面體，機(jī)身前后艙為密封空倉產(chǎn)生一定的浮力。本無人航行器動力系統(tǒng)為特殊設(shè)計：機(jī)身前部有橫桿支撐兩側(cè)各一個空氣螺旋槳及其驅(qū)動電機(jī)和傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)；機(jī)身后部中間設(shè)置有一個空氣螺旋槳；機(jī)身尾后設(shè)置了一個水下推進(jìn)螺旋槳。機(jī)身尾部設(shè)置有方向舵和升降舵（水下與空中公用）。

從圖3可以看到，機(jī)翼設(shè)置為可折疊的上單翼；尾部有可全動垂直尾翼（方向舵）和高平尾（升降舵）。機(jī)尾設(shè)置為典型的三葉水推進(jìn)螺旋槳。空氣螺旋槳安裝在機(jī)身的兩側(cè)和后部，而不是安裝在機(jī)翼上。這樣的設(shè)計不影響機(jī)翼折疊。同時，在水下航行時螺旋槳也可作為控制動力。

圖3 無人航行器水下形態(tài)三視圖Fig.3 Three views of the underwater shape of the unmanned vehicle

水下航行主要需要克服阻力和升降控制。無人航行器在水下航行時設(shè)計兩側(cè)機(jī)翼折疊收攏在機(jī)身上表面，以減少航行水阻力。

作為水下監(jiān)視或慢行的無人航行器，最主要的是根據(jù)航行阻力特性來設(shè)計水下螺旋槳推進(jìn)器。首先根據(jù)阻力系數(shù)經(jīng)驗參數(shù)估計阻力大小量級。

水下航行阻力

式中，ρ為水密度，V為航行速度，CD為阻力系數(shù)（常見水下流線型體值為0.51～0.6），S指三個空氣螺旋槳在水下狀態(tài)時的截面積。于是，可以得到小迎角下阻力與水下航行速度之間呈拋物線增大關(guān)系：

為了得到精確的水下航行器阻力特性，可以采用流體力學(xué)計算軟件求解不可壓縮流動控制方程（包括連續(xù)性方程和N-S 方程）：

式中，為速度矢量，ρ為水密度，g為重力加速度，p為壓強(qiáng)，μ為流體動力粘性系數(shù)。

本文設(shè)計模型計算結(jié)果如圖4所示。隨著航行速度的增加，阻力迅速增大，呈二次曲線加大。在小航速情況下（如小于 3 kn），最大阻力約為50 N，則水下推進(jìn)器的推力應(yīng)大于50 N。

圖4 水下航行阻力隨速度的變化計算結(jié)果Fig.4 Calculation results of underwater navigation resistance as a function of speed

由于水空跨域無人機(jī)的機(jī)體重量輕，水下航行時，機(jī)身中部可進(jìn)水。水下無航行器的升降控制首先通過所設(shè)計的氣囊調(diào)節(jié)。設(shè)計時，使航行器“重心”與“浮心”重合，將氣囊安置在重力線上，并設(shè)置有可調(diào)節(jié)氣囊中水、氣比例的泵控制裝置，如圖5所示。

圖5 氣囊設(shè)置與控制泵Fig.5 Airbag setup and control pump

鑒于本文水下航行器主要任務(wù)為定點(diǎn)監(jiān)控和慢速巡航，首先設(shè)計無人航行器應(yīng)具有良好的靜穩(wěn)定性。我們設(shè)計的平尾能保證水動力中心（相當(dāng)于飛機(jī)的“焦點(diǎn)”，即縱向合力矩不變點(diǎn)）位于重心之后，就可以實(shí)現(xiàn)漂角靜穩(wěn)定。設(shè)計垂尾則是實(shí)現(xiàn)側(cè)向靜穩(wěn)定的保證。

為了實(shí)現(xiàn)在動態(tài)情況下的姿態(tài)穩(wěn)定控制，首先建立兩個坐標(biāo)系：機(jī)體坐標(biāo)系O′x′y′z′（動坐標(biāo)系）和地面坐標(biāo)系Oxyz（靜坐標(biāo)系），如圖6所示。

圖6 水下航行器坐標(biāo)系與控制力矩Fig.6 Coordinate system and control moment of underwater vehicle

圖6還給出了水下航行的控制力矩。鑒于慢速巡航運(yùn)行狀態(tài)，近似認(rèn)為：重力與浮力大小相等而合力為零；勻速運(yùn)動時，阻力與水螺旋槳推力大小相等。于是控制力矩主要為：Mq控制升降舵的俯仰力矩，Mr控制方向舵的偏航力矩。水下航行器在機(jī)體坐標(biāo)系上的運(yùn)動模型可寫為[2]：

式中，=[u v w p q r]T為6 個自由度上的運(yùn)動速度和角速度（見圖6）；M為質(zhì)量矩陣，包括質(zhì)量和慣性質(zhì)量；C()為與速度有關(guān)的慣性力系數(shù)矩陣；D()為粘性水動力矩陣；G為重力、浮力等靜態(tài)力（矩）；T為執(zhí)行機(jī)構(gòu)在六個自由度上的力與力矩。

根據(jù)上述勻速、慢運(yùn)動的假設(shè)，地面坐標(biāo)系下的水下航行運(yùn)動的控制可簡化為如下六自由度的狀態(tài)方程控制：

也就是根據(jù)飛行控制系統(tǒng)中慣性傳感器與磁傳感器對航行器運(yùn)動狀態(tài)（u v w p q r）的反饋，通過對升降舵俯仰力矩Mq、方向舵的偏航力矩Mr、三個空氣螺旋槳的力矩M1,M2,M3的控制，來實(shí)現(xiàn)X方向的慢勻速前進(jìn)，減少側(cè)向Y與上下Z位移，減少航行器的俯仰、橫滾和偏航轉(zhuǎn)動。在受到大擾動時，慢速啟動三個空氣螺旋槳，產(chǎn)生力矩M1,M2,M3。兩個前螺旋槳作差動大小拉力控制時，可作為航向輔助控制。航行器俯仰變動較大時，后螺旋槳與升降舵PID 調(diào)節(jié)控制，可實(shí)現(xiàn)俯仰姿態(tài)穩(wěn)定。當(dāng)航行器橫向發(fā)生大偏轉(zhuǎn)時，也可以通過可變軸的兩個前螺旋槳作上下偏轉(zhuǎn)運(yùn)行，實(shí)現(xiàn)恢復(fù)橫向穩(wěn)定。

3 從水下到空中形態(tài)設(shè)計與跨域控制

本文無人航行器實(shí)現(xiàn)從水下到水面、再到空中飛行狀態(tài)，與其他無人機(jī)最大的不同之處在于：運(yùn)用所設(shè)計可傾轉(zhuǎn)變軸向螺旋槳技術(shù)來實(shí)現(xiàn)多種跨域控制。這里首先介紹螺旋槳變軸傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的設(shè)計。本文目前所設(shè)計的無人航行器模型屬于中小型無人機(jī)，動力采用具有使用與控制便捷性的直流無刷電動機(jī)。傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)由舵機(jī)與電機(jī)殼體側(cè)面以軸承相連。傾轉(zhuǎn)舵機(jī)與電機(jī)呈直角動態(tài)連接，可實(shí)現(xiàn)電機(jī)軸繞支撐桿作任意角度轉(zhuǎn)動。螺旋槳軸轉(zhuǎn)動的角度由飛行控制模塊根據(jù)飛行狀態(tài)需求作定位傾轉(zhuǎn)。目前，僅設(shè)置兩個前空氣螺旋槳，繞y方向可作任意角度轉(zhuǎn)動和定位。螺旋槳傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)如圖7所示。

圖7 螺旋槳傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)Fig.7 Propeller tilting mechanism

3.1 無人航行器從水下到水面的過渡形態(tài)與控制

無人航行器從水下上升到水面，如果僅僅依靠排出氣囊中水由浮力升到水面，速度慢，穩(wěn)定性難控制。為此，本無人航行器從水下上升時，啟動前后三個空氣螺旋槳，其中前面兩個空氣螺旋槳將槳軸轉(zhuǎn)動90°垂直向上。根據(jù)飛控模塊的姿態(tài)反饋，控制三個空氣螺旋槳的拉力，使得對航行器重心的合力矩為零。

這時，航行器上升的總合力為：

式中，F(xiàn)為浮力；W為重力；D垂直水阻力為航行器上升時的水阻力。

通過對航行器的姿態(tài)平衡和上升拉力的控制可以實(shí)現(xiàn)加速上升。無人航行器從水下到水面的過渡形態(tài)與控制力如圖8所示。

圖8 無人航行器從水下到水面的過渡形態(tài)與控制力Fig.8 Transition form and control force of UAV from underwater to surface

3.2 無人航行器水面滑行到起飛的形態(tài)與控制

經(jīng)試驗，無人航行器從水下上升到水面后，由于水面波浪和兩種環(huán)境介質(zhì)跨域狀態(tài)，如果直接起飛升空，脫水過程存在不穩(wěn)定現(xiàn)象。為此，我們設(shè)計本無人航行器具有水面滑行功能，除了更有利于從水面升空控制之外，還可將本無人機(jī)設(shè)置有水上降落和水上滑行的飛行性能。

無人航行器水面滑行形態(tài)設(shè)計如圖9所示。兩個前螺旋槳由垂直狀態(tài)轉(zhuǎn)為前傾可變角度狀態(tài)，后空氣螺旋槳垂直向上不變，機(jī)尾的水推進(jìn)螺旋槳在離水前仍可運(yùn)行產(chǎn)生一定推力。這時，機(jī)翼升出水面，當(dāng)航行器以一定速度前進(jìn)時，會產(chǎn)生一定的升力。

圖9 無人航行器水面滑行形態(tài)和控制力Fig.9 Shape and control force of the unmanned vehicle on the water surface

這里，ρ是大氣密度，V是航行速度，CL是機(jī)翼升力系數(shù)，S機(jī)翼是機(jī)翼面積。

對于一部分在水中、一部分在水上的航行器，其精確的流體動力分析需要求解水氣兩相流的流體動力學(xué)方程。總的方程形式都仍然是流體連續(xù)性方程和不可壓守恒形式的雷諾平均N-S 方程。

式中：U為速度矢量；ρ為控制體內(nèi)的流體密度；g為重力加速度；ρ為壓強(qiáng)；μ為動力粘性系數(shù)；μt為湍流動力粘性系數(shù)。式(8)與式(2)的不同之處在于隱含兩相流的參數(shù)區(qū)別。

本文采用 VOF(Volume of Fluid）動態(tài)重疊網(wǎng)技術(shù)[3]來計算水氣兩相流流體動力。首先，將N-S方程寫成求解體積分?jǐn)?shù)的α隨著速度場U運(yùn)動的輸運(yùn)方程形式。

式中：α為水氣分界附近單元中水相分體積與單元總體積之比。

于是流體單元空間內(nèi)的密度和粘性系數(shù)可分別由下面兩式表示：

通過求解上述含兩相流特征的N-S 方程，其數(shù)值計算網(wǎng)格生成如圖10所示，計算可以得到無人航行器的升力系數(shù)、阻力系統(tǒng)和三個空氣螺旋槳對重心的縱向與橫向力矩系數(shù)，以及升降舵和方向舵的力矩系數(shù)。

圖10 無人航行器兩相流計算網(wǎng)格示意圖Fig.10 Schematic diagram of two-phase flow calculation grid for the UAV

無人航行器的速度控制通過水推進(jìn)槳和兩個前空氣螺旋槳拉力水平分量控制。無人航行器的姿態(tài)穩(wěn)定控制，可類似于對航行器六自由度動力學(xué)方程(3)和狀態(tài)函數(shù)方程(4)分析，通過對升降舵、方向舵、空氣螺旋槳拉力對重心的力矩（圖9）控制來實(shí)現(xiàn)無人航行器滑行時的穩(wěn)定。無人航行器主要的俯仰控制是由下式的力矩來實(shí)現(xiàn)的。

式中：X1,X2分別表示兩個前螺旋槳旋轉(zhuǎn)中心到無人機(jī)重心的水平距離；φ表示兩個前螺旋槳向前傾轉(zhuǎn)的角度。

本節(jié)分析與控制方法既適合于無人航行器從水中到水面起飛前滑行階段的特性設(shè)計分析，也適合無人航行器從空中降落到水面滑行階段的特性設(shè)計分析。同時，適于本無人航行器在水面作低速滑行執(zhí)行有關(guān)任務(wù)的狀態(tài)分析。

隨著無人航行器在水面滑行的不斷加速，機(jī)翼升力和空氣螺旋槳的垂直力不斷加大，無人航行器將完全脫離水面飛向空中（圖11）。

4 空中無人飛行器形態(tài)與控制

上述無人航行器從水面起飛到空中的狀態(tài)，雖然可以前飛，但還是屬于“旋翼模式”為主的飛行形態(tài)。這時的前飛速度比較慢，耗能也比較大。本無人航行器設(shè)計在海上空中執(zhí)行任務(wù)時，應(yīng)具有較遠(yuǎn)的航程和較快的飛行速度能力。為此，我們設(shè)計了前空氣螺旋槳軸線可傾轉(zhuǎn)的功能（圖7）。在一定的飛行高度時，將前空氣螺旋槳軸線從斜角度傾轉(zhuǎn)到水平角度，實(shí)現(xiàn)像普通固定翼無人機(jī)一樣作快速飛行。由于螺旋槳前傾過程中，螺旋槳的垂直升力會迅速下降，如何穩(wěn)定實(shí)現(xiàn)傾轉(zhuǎn)螺旋槳的整個無人機(jī)空中飛行是關(guān)鍵。

4.1 可傾轉(zhuǎn)螺旋槳無人機(jī)的受力分析與運(yùn)動建模

已升空的無人航行器不再受到水的浮力和阻力，可折疊水槳也收起，全部受到空氣動力的作用，實(shí)際已成為一架無人飛行器。本無人飛行器與常規(guī)固定翼飛行器一樣，除了設(shè)計有平尾及升降舵、垂尾及方向舵外，還設(shè)計有機(jī)翼后緣左右各一個副翼，起橫向控制作用。不同的是，本無人機(jī)設(shè)計有三個空氣螺旋槳，前兩個螺旋槳可以傾轉(zhuǎn)。設(shè)三個螺旋槳拉力分別為T1，T2，T3，前螺旋槳向前傾轉(zhuǎn)角度為φ；飛行器氣動升力為L,氣動阻力為D；則整個無人機(jī)受力為

整個無人機(jī)對重心的受力矩為

式中：（X1,Y1），（X2,Y2），（X3,Y3）分別表示三個螺旋槳旋轉(zhuǎn)中心相對于無人機(jī)重心的坐標(biāo)。

如圖12所示，無人機(jī)的螺旋槳傾轉(zhuǎn)過渡過程主要是在傾轉(zhuǎn)螺旋槳無人機(jī)的縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)完成[4]。因此過渡運(yùn)動特征分析可以忽略無人機(jī)的橫航向運(yùn)動，通過將6 自由運(yùn)動模型中所有的橫航向變量置零，可以得到簡化的 3 自由度運(yùn)動模型如下。

圖12 無人飛行器傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)的受力示意圖Fig.12 Schematic diagram of force in the transition state of UAV tilting

式中：上標(biāo)“1”表示機(jī)體坐標(biāo)系；q為對機(jī)體坐標(biāo)系y軸的角速度；IY是對y軸的轉(zhuǎn)動慣量。

4.2 可傾轉(zhuǎn)螺旋槳無人機(jī)過渡狀態(tài)的俯仰控制

姿態(tài)穩(wěn)定是飛行器實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行的前提。因此，在螺旋槳傾轉(zhuǎn)過程中，無人機(jī)俯仰穩(wěn)定是保證無人機(jī)穩(wěn)定過渡的前提[5]。

對于本無人機(jī)傾轉(zhuǎn)狀態(tài)問題，俯仰控制動力學(xué)模型可進(jìn)一步寫為

這里將俯仰力矩分解為MY機(jī)體，即升降舵控制下的全機(jī)氣動俯仰力矩；MY傾轉(zhuǎn)螺旋槳，即前置可傾轉(zhuǎn)的兩個螺旋槳拉力所產(chǎn)生的全機(jī)俯仰力矩；?M干擾表示外部干擾力矩（包括持續(xù)干擾或臨時干擾）。

針對式(15)所示的本無人機(jī)傾轉(zhuǎn)過渡過程的俯仰角系統(tǒng)，給定參考信號俯仰角θd設(shè)計輸入δ，在給定的旋翼傾轉(zhuǎn)策略φ=φ(t)以及外部干擾ΔM(t)存在的情況下，使得系統(tǒng)的俯仰角θ（即系統(tǒng)的輸出）滿足|θ-θd|≤ξ（容許誤差）。利用參考文獻(xiàn)[6]提供的干擾估計預(yù)測控制器方法，通過圖13所示流程，可以得到傾轉(zhuǎn)過渡過程的俯仰穩(wěn)定控制。

圖13 帶有干擾補(bǔ)償?shù)母┭鼋穷A(yù)測控制流程Fig.13 Pitch angle prediction control process with interference compensation

4.3 可傾轉(zhuǎn)螺旋槳無人機(jī)過渡狀態(tài)的高度控制

可傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)在整個傾轉(zhuǎn)過渡過程中，旋翼為主維持升力狀態(tài)飛行時，旋翼傾轉(zhuǎn)角度小但前飛速度??；而機(jī)翼為主維持升力狀態(tài)飛行時，旋翼傾轉(zhuǎn)角度大，在前飛速度不足的情況下則機(jī)翼升力（機(jī)翼升力與速度平方成正比）仍然很小，旋翼升力已迅速下降，會出現(xiàn)掉高強(qiáng)烈振蕩甚至失速墜落的現(xiàn)象。如何分配旋翼推力和升降舵偏轉(zhuǎn)角控制，保持無人機(jī)的飛行高度穩(wěn)定在期望值附近是一個具有挑戰(zhàn)性的難題。

如圖14所示， 導(dǎo)航的傳統(tǒng)視線法（Conventional Line-of-Sight，CLOS）具有簡潔的算法流程和易于在硬件上實(shí)現(xiàn)等優(yōu)點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用于無人機(jī)等移動物體的直線導(dǎo)航任務(wù)中。該算法將平面運(yùn)動物體的位置誤差轉(zhuǎn)換為期望的姿態(tài)角，通過調(diào)整姿態(tài)角讓物體沿著期望的直線運(yùn)動。直接運(yùn)用CLOS 方法來做可傾轉(zhuǎn)螺旋槳無人機(jī)的過渡狀態(tài)的高度控制導(dǎo)航，通過控制升降舵保持俯仰角恒定不變來實(shí)現(xiàn)期望高度值。由于傾轉(zhuǎn)過程中升力與阻力都在不斷變化，會發(fā)生俯仰振蕩和高度振蕩。

圖14 傳統(tǒng)視線跟蹤法Fig.14 Traditional gaze tracking method

針對平面運(yùn)動的飛行器設(shè)計了一種改進(jìn)型視線法（Modified Line-of-Sight，MLOS）算法，它是一種具有自適應(yīng)性的新型二維平面位置控制算法。該算法可實(shí)現(xiàn)平面運(yùn)動物體的曲線路徑跟蹤。將該算法引入可傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)的傾轉(zhuǎn)過渡過程飛行高度控制系統(tǒng)設(shè)計中，可在無須任何位置動力學(xué)模型信息情形下，將位置跟蹤誤差轉(zhuǎn)化為無人機(jī)期望的俯仰角控制。圖15中，OEXEZE表示慣性（地面）坐標(biāo)系{E}，OE固結(jié)在水（地）平面上任一點(diǎn)處；P表示無人機(jī)當(dāng)前時刻質(zhì)心位置，記為(x,z)；Pp為無人機(jī)在指定軌跡上的期望路徑向量，Pp=[(xp(ω),yp(ω)]T；PpXp和PpZp分別表示曲線在Pp點(diǎn)的切向和法向，兩者構(gòu)成一個曲線坐標(biāo)系{N}；e1和e2分別表示無人機(jī)在曲線坐標(biāo)系{N}下的位置跟蹤誤差；Δ表示視前距離。速度坐標(biāo)系{V}下，VVI=[Vd,0]T為無人機(jī)在期望位置相對于慣性坐標(biāo)系下的速度在{V}下的表達(dá)式。

圖15 改進(jìn)的曲線跟蹤法Fig.15 Improved curve tracing method

期望路徑的俯仰角可以由下式計算：

于是由下列方程組就可以實(shí)現(xiàn)MLOS 方法的高度保持曲線跟蹤：

式中，誤差變量e=[e1,e2]T；下標(biāo)r表示速度坐標(biāo)系，下標(biāo)p表示自然曲線坐標(biāo)系，下標(biāo)d表示慣性坐標(biāo)系。詳細(xì)控制流程如圖16所示，可參考文獻(xiàn)[5]。

圖16 可傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)過渡階段高度保持控制流程Fig.16 Altitude holding control process in the transition phase of the tilt-rotor UAV

4.4 無人機(jī)巡航飛行形態(tài)

本文無人航行器在空中執(zhí)行巡航飛行任務(wù)時，其形態(tài)等同一架前置雙螺旋槳的固定翼無人機(jī)。飛行控制方式與常規(guī)固定翼無人機(jī)一樣，分別通過升降舵、方向舵和副翼來控制無人機(jī)的俯仰、航向和橫向姿態(tài)與運(yùn)動軌跡，這里不再描述。無人飛行器空中巡航形態(tài)三視圖如圖17所示。

圖17 無人飛行器空中巡航形態(tài)三視圖Fig.17 Three views of the aerial cruising form of the unmanned aerial vehicle

無人航行器在空中巡航時，飛行速度大大增加，升力全部由機(jī)翼提供，兩個前置螺旋槳工作，后置螺旋槳停止工作，水推螺旋槳折疊收起。無人機(jī)以固定翼模式巡航時耗能小，因此，所設(shè)計的無人航行器能夠在空中執(zhí)行速度快、航程遠(yuǎn)的任務(wù)。

5 樣機(jī)研制與試驗

為了驗證跨域水空無人航行器如何實(shí)現(xiàn)多種形態(tài)的飛行域控制技術(shù)，我們研制了兩架無人航行器試驗樣機(jī)，翼展2.2 m，總長2.0 m。無人機(jī)布局與前述基本一樣，總體設(shè)計為三空氣螺旋槳和一個水推螺旋槳布局，并在內(nèi)部設(shè)計有氣囊控制系統(tǒng)。前面兩個螺旋槳可作繞Y軸的轉(zhuǎn)動?？刂朴布到y(tǒng)設(shè)計如圖18所示。

圖18 無人航行器試驗樣機(jī)之一和受力分析Fig.18 Unmanned aerial vehicle test prototypes and force analysis

5.1 水下航行試驗

本文無人航行器水下航行試驗是在水池中進(jìn)行的，主要通過對機(jī)體內(nèi)的電動泵控制氣囊的進(jìn)排水，調(diào)節(jié)浮力大小，以控制無人航行器的沉浮。

水下航行時控制尾部水槳推力，以控制前進(jìn)速度。試驗航行速度為2 kn 時，航行穩(wěn)定正常。無人航行器水下航行的姿態(tài)控制主要利用升降舵和方向舵，大干擾時可以利用空氣螺旋槳控制姿態(tài)穩(wěn)定。無人航行器從水下升到水面，主要依靠斜上傾轉(zhuǎn)的前螺旋槳和垂直向上的后螺旋槳控制。當(dāng)升到水面后，無人航行器可滑行。滑行一段后，無人航行器主要依靠螺旋槳拉力離開水面升入空中。圖19和圖20分別給出從水下即將升到水面的航行截圖和從水面滑行升起的鏡頭。

圖19 無人航行器從水下前行到水面狀態(tài)Fig.19 State of unmanned vehicle moving from underwater to surface

圖20 無人機(jī)從水面升空Fig.20 Drone lifts off from the water

5.2 空中傾轉(zhuǎn)螺旋槳飛行控制試驗

首先，我們作空中傾轉(zhuǎn)旋翼過渡階段控制的有外部干擾（如氣流或風(fēng)）的仿真分析。一種是當(dāng)無人機(jī)的進(jìn)入速度不小于最小平飛速度后再進(jìn)行過渡控制。計算仿真表明，用本文方法，僅依靠升降舵的偏轉(zhuǎn)就能實(shí)現(xiàn)傾轉(zhuǎn)過渡過程中飛行高度的保持，無人機(jī)很快達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)。二是當(dāng)無人機(jī)飛行速度尚小于最小平飛速度時進(jìn)行過渡控制。這是利用本文依靠升降舵偏轉(zhuǎn)和推力融合的控制方法，也可以實(shí)現(xiàn)傾轉(zhuǎn)過渡過程中飛行高度的穩(wěn)定。只是，因開始的平飛速度較低，傾轉(zhuǎn)控制的初始階段無人機(jī)高度波動稍大，但是很快就能達(dá)到穩(wěn)定（圖21）。

圖21 有干擾情況下空中傾轉(zhuǎn)過渡階段的高度穩(wěn)定控制仿真Fig.21 Simulation of altitude stability control in the transitional phase of air-tilt in the presence of interference

實(shí)際飛行試驗，本文研制的三螺旋槳無人飛行器，成功實(shí)現(xiàn)了螺旋槳傾轉(zhuǎn)過渡階段的高度保持穩(wěn)定飛行控制（圖22）。由于飛行時外部干擾風(fēng)較小，無人機(jī)傾轉(zhuǎn)過渡階段幾乎看不出有高度波動。傾轉(zhuǎn)過渡階段完成后，無人機(jī)進(jìn)入快速巡航階段（圖23）。

圖22 傾轉(zhuǎn)過渡階段高度保持飛行試驗Fig.22 Altitude hold flight test during tilt transition

圖23 固定翼模式的巡航飛行Fig.23 Cruise flight in fixed-wing mode

6 結(jié)束語

本文提出一種多螺旋槳可變軸傾轉(zhuǎn)的水空跨域無人航行器，給出了跨域和飛行模式轉(zhuǎn)換的多種形態(tài)設(shè)計和相應(yīng)的飛行控制技術(shù)。這種無人航行器既不同于常規(guī)水下、水面航行器，也不同于空中航行的常規(guī)無人機(jī)。本方案給出可折疊和可展開的機(jī)翼設(shè)計，從布局方面適應(yīng)了兩種不同介質(zhì)環(huán)境下的航行流體動力學(xué)需求?？刂撇呗允潜疚牡闹攸c(diǎn)，尤其是過渡階段的控制。一個重點(diǎn)是從水下航行向水面滑行的過渡控制，除了涉及到兩相流，還運(yùn)用了傾轉(zhuǎn)螺旋槳技術(shù)。另一個重點(diǎn)是從可垂直起飛旋翼模式到螺旋槳轉(zhuǎn)至水平位置的固定翼飛行模式的過渡控制。本文還給出了我們研制的試驗樣機(jī)及其飛行控制航行，驗證了本文的設(shè)計和控制方法的有效性。由于篇幅有限，本文沒有給出更詳細(xì)的技術(shù)細(xì)節(jié)，讀者可從提供的相關(guān)參考文獻(xiàn)獲取。文章重點(diǎn)在于提供一種新型跨域無人機(jī)的總體設(shè)想和布局設(shè)計，并提供了從水中到水面、從水面到空中、從旋翼模式到固定翼模式的過渡控制技術(shù)策略要點(diǎn)。本文設(shè)計的無人航行器可以垂直起降，它不但能從水面起降，也可在體積小的普通艦船上起降，具有廣闊的應(yīng)用前景。