楊大亮

(河北工程大學(xué)機(jī)器人工程系 河北邯鄲 056038)

旋翼無(wú)人機(jī)具有垂直起降、機(jī)動(dòng)性好、操作簡(jiǎn)單等優(yōu)勢(shì)，在安防、航拍、搜救及巡邏等領(lǐng)域得到廣泛使用。但固旋翼無(wú)人機(jī)的操作性能極易受氣流影響而穩(wěn)定性下降，尤其在起降階段若遇到強(qiáng)風(fēng)擾動(dòng)，不僅會(huì)導(dǎo)致定位精度下降、機(jī)體姿態(tài)不穩(wěn)定，甚至還有墜機(jī)的風(fēng)險(xiǎn)[1-2]。因此，如何提升固旋翼無(wú)人機(jī)起降階段抗風(fēng)擾能力成為設(shè)計(jì)優(yōu)化的熱點(diǎn)。固旋翼無(wú)人機(jī)垂直起降階段以四旋翼模式飛行，控制模式和參考四旋翼飛行器基本近似，因此垂直起降階段抗風(fēng)特性改進(jìn)設(shè)計(jì)可以參考以往多旋翼無(wú)人機(jī)的相關(guān)成果。目前，常用的抗風(fēng)擾控制技術(shù)有風(fēng)擾動(dòng)下比例微分（PD）控制器、比例積分微分（PID）控制器、自抗擾控制器等優(yōu)化方案[3]。但對(duì)于固旋翼無(wú)人機(jī)這種機(jī)側(cè)身不對(duì)稱(chēng)的設(shè)備，其在受到氣流干擾時(shí)的干擾力矩和干擾力更大，單純通過(guò)改進(jìn)控制器的方式在抗風(fēng)擾能力改善方面效果有限。該文則過(guò)分析固旋翼無(wú)人機(jī)垂直起降階段抗風(fēng)特性的影響因素，制訂出一種具有普適性的抗風(fēng)擾控制改進(jìn)方案。

1 固旋翼無(wú)人機(jī)系統(tǒng)組成及特點(diǎn)

1.1 固旋翼無(wú)人機(jī)系統(tǒng)組成

固旋翼無(wú)人機(jī)包括飛機(jī)主體、電源系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)、數(shù)據(jù)鏈系統(tǒng)及發(fā)射回收系統(tǒng)。主體系統(tǒng)和電源系統(tǒng)的作用不多做贅述；飛控系統(tǒng)是無(wú)人機(jī)的大腦，對(duì)整個(gè)設(shè)備的穩(wěn)定性、實(shí)時(shí)性、精準(zhǔn)度及數(shù)據(jù)傳輸可靠性均有影響，直接決定了無(wú)人機(jī)的綜合性能；數(shù)據(jù)鏈系統(tǒng)的職能是傳輸遙控指令，發(fā)送和接收信心的可靠性和實(shí)時(shí)性，以確保信息反饋是否有效、準(zhǔn)確；發(fā)射回收系統(tǒng)是確保無(wú)人機(jī)得以升空且可以平穩(wěn)達(dá)到安全高度、既定速度的控制系統(tǒng)，此外還要控制無(wú)人機(jī)安全回到地面。

1.2 無(wú)人機(jī)的系統(tǒng)特點(diǎn)

（1）靈活、輕便。無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)無(wú)需考慮駕駛員，因此機(jī)身非常小，同時(shí)可以采用輕質(zhì)材料進(jìn)一步減重機(jī)身，提升續(xù)航能力和飛行速度。（2）可承擔(dān)多載荷任務(wù)。無(wú)人機(jī)有更多的空間來(lái)承載燃料和設(shè)備，可以執(zhí)行更為復(fù)雜的任務(wù)[4]。（3）隱身性能好。無(wú)人機(jī)造型小巧，機(jī)身材料可選擇雷達(dá)反射不敏感的材料，有效躲避探測(cè)，拓寬了其應(yīng)用范圍。

2 固旋翼無(wú)人機(jī)垂直起降階段抗風(fēng)特性

2.1 垂直起降階段抗風(fēng)特性分析

固旋翼無(wú)人機(jī)垂直起降階段其飛控系統(tǒng)的控制策略即在氣流干擾下依靠四旋翼動(dòng)力系統(tǒng)為維持機(jī)身姿態(tài)和位置的穩(wěn)定。所以，抗風(fēng)特性的概念是指在一個(gè)風(fēng)場(chǎng)作用下固旋翼無(wú)人機(jī)經(jīng)四旋翼動(dòng)力系統(tǒng)調(diào)整獲維持機(jī)身姿態(tài)，促使機(jī)體各方向作用力和力矩保持平衡能力的強(qiáng)弱?？癸L(fēng)特性能夠等效于通過(guò)調(diào)節(jié)機(jī)身姿態(tài)來(lái)保持風(fēng)場(chǎng)作用下穩(wěn)定懸停的能力，因此，無(wú)人機(jī)起降階段機(jī)身穩(wěn)定時(shí)風(fēng)速越大，則表示其抗風(fēng)特性越強(qiáng)[5]。

2.2 固旋翼無(wú)人機(jī)抗風(fēng)特性分析流程

無(wú)人機(jī)垂直起降階段的航向與風(fēng)向無(wú)明顯的相關(guān)性[6]，原因是垂直起降時(shí)間極短，無(wú)論是起飛還是降落小范圍內(nèi)風(fēng)場(chǎng)環(huán)境變化不大，因此假定垂直起降階段的風(fēng)場(chǎng)環(huán)境為定常風(fēng)環(huán)境。拋開(kāi)起降階段風(fēng)場(chǎng)環(huán)境變化、飛控系統(tǒng)控制特性的背景下可通過(guò)以下兩個(gè)方面對(duì)無(wú)人機(jī)抗風(fēng)特性進(jìn)行分析：首先，固旋翼無(wú)人機(jī)懸停狀態(tài)下風(fēng)干擾作用力，基于各方向作用力和力矩構(gòu)建靜力學(xué)模型；其次，四旋翼動(dòng)力系統(tǒng)最大扭矩、最大輸出拉力的限制下，計(jì)算出可以使靜力學(xué)模型成立的風(fēng)速值，這個(gè)最大風(fēng)速即為可抗風(fēng)速。

此次對(duì)固旋翼無(wú)人機(jī)垂直起降階段的抗風(fēng)擾控制的優(yōu)化設(shè)計(jì)便是基于以上抗風(fēng)能力分析法完成，計(jì)算不同參數(shù)對(duì)該無(wú)人機(jī)最大可抗風(fēng)速的影響，從而提升其抗風(fēng)特性。

3 固旋翼無(wú)人機(jī)抗風(fēng)特性

3.1 主體系統(tǒng)及動(dòng)力系統(tǒng)參數(shù)

固旋翼無(wú)人機(jī)在垂直起降階段其航向和風(fēng)向的反向延長(zhǎng)線夾角范圍在-90°～90°間，在該種工況下可以將機(jī)身受風(fēng)干擾狀態(tài)分解為側(cè)滑角為0°的正向來(lái)流，±90°的側(cè)向來(lái)流兩個(gè)狀態(tài)，并以此建立抗風(fēng)特性分析方法。

以極飛P20植保四旋翼無(wú)人機(jī)[7]為例，圖1是四旋翼動(dòng)力系統(tǒng)安裝和拉力分解示意圖；圖2 為在起降時(shí)各方作用力干擾致重新恢復(fù)平衡后各姿態(tài)角、軸系作用力變化示意圖。

圖1 極飛P20植保四旋翼無(wú)人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)安裝和拉力分解示意圖

圖2 坐標(biāo)軸及風(fēng)干擾后恢復(fù)平衡的姿態(tài)角

根據(jù)圖2 可知各參數(shù)的含義：無(wú)風(fēng)狀態(tài)下機(jī)體軸系OXbYbZb和地軸系OXgYgZg為平行關(guān)系，在受到以風(fēng)速為ν 的干擾后機(jī)身再次恢復(fù)平衡時(shí)，機(jī)體軸系和OX'bY'bZ'b軸系重合，該狀態(tài)下四旋翼無(wú)人機(jī)姿態(tài)角依次為偏航角（Ψ）、傾斜角（θ）和俯仰角（φ）。Tk代表電機(jī)拉力；Qk表示扭力矩；k表示電機(jī)數(shù)量。Txk、Tyk、Tzk表示Tk在OXb、OYb、OZb軸上的分力；Qxk、Qyk、Qzk則表示Qk在OXb、OYb、OZb軸上的分力矩；Txyk、Tyzk、Txzk分別為T(mén)k在OXbYb、OYbZb、OXbZb這3個(gè)面的分作用力。δ為旋翼槳盤(pán)傾角；σ為四旋翼電機(jī)對(duì)角線與OYb軸夾角；d1為旋翼槳盤(pán)中心與OXb軸距離，d2為旋翼槳盤(pán)中心與OYb軸距離。

3.2 正向來(lái)流與側(cè)向來(lái)流抗風(fēng)特性分析

3.2.1 機(jī)頭側(cè)滑角為0°的正向來(lái)流抗風(fēng)特性

四旋翼無(wú)人機(jī)的對(duì)稱(chēng)性特點(diǎn)，機(jī)頭面對(duì)正向來(lái)流時(shí)可假定其僅有俯仰姿態(tài)發(fā)生改變。因此可以在該工況下分析其Ψ、θ及φ等姿態(tài)角和各方向所受作用力。計(jì)算軸向來(lái)流速度對(duì)旋翼螺旋槳的影響，并且通過(guò)計(jì)算和測(cè)試旋翼動(dòng)力系統(tǒng)來(lái)確定電機(jī)拉力與扭矩及軸向來(lái)流速度間的關(guān)系，再計(jì)算得到風(fēng)速和電機(jī)拉力、扭矩的關(guān)系。

3.2.2 ±90°的側(cè)向來(lái)流抗風(fēng)特性分析

側(cè)面來(lái)流時(shí)，假定為無(wú)人機(jī)的側(cè)滑角為-90°（此處僅以-90°側(cè)滑角進(jìn)行分析），該狀態(tài)下相較于機(jī)頭的正向來(lái)流，其工況出現(xiàn)較大的改變，側(cè)面以v速度的來(lái)流干擾時(shí)，固旋翼無(wú)人機(jī)在受干擾后到姿態(tài)重新恢復(fù)穩(wěn)定姿態(tài)后的等效氣流角滿足。和機(jī)頭正向來(lái)流的建模方式一致，固旋翼無(wú)人機(jī)具備抗風(fēng)能力時(shí)即便收到側(cè)向來(lái)流的干擾其機(jī)身依然處于平衡狀態(tài)，因此可以分別建立風(fēng)軸系、地軸系和體軸系這3個(gè)方向的作用力、力矩平衡方程組。

3.2.3 影響垂直起降時(shí)抗風(fēng)能力的因素及優(yōu)化改造

經(jīng)構(gòu)建模型分析發(fā)現(xiàn)影響固旋翼無(wú)人機(jī)垂直起降抗風(fēng)能力的因素主要有3 點(diǎn)：（1）旋翼槳盤(pán)傾角偏??；（2）偏航力矩較大；（3）旋翼電機(jī)安裝位置不合適等。此外，相較于機(jī)頭正向來(lái)流工況下，側(cè)面來(lái)流工況下的固旋翼無(wú)人機(jī)的抗風(fēng)能力較弱。固旋翼無(wú)人機(jī)為提升其飛行的穩(wěn)定性故采用對(duì)稱(chēng)組件系統(tǒng)，通過(guò)改善側(cè)面擾流裝置來(lái)提升抗風(fēng)能力的優(yōu)化空間較小，因此該實(shí)驗(yàn)可以通過(guò)上述3個(gè)影響因素對(duì)該無(wú)人機(jī)進(jìn)行改造。

（1）基于旋翼槳盤(pán)傾角的改造。

將其他參數(shù)固定，通過(guò)改變旋翼槳盤(pán)傾角來(lái)測(cè)算不同傾角下固旋翼無(wú)人機(jī)最大可抗風(fēng)速值，并且將最大可抗風(fēng)速值與旋翼槳盤(pán)傾角數(shù)據(jù)繪制關(guān)系曲線。以極飛P20 植保四旋翼無(wú)人機(jī)為例，分析發(fā)現(xiàn)當(dāng)旋翼槳盤(pán)傾角為0°時(shí)，該無(wú)人機(jī)最大可抗風(fēng)速為6 m/s；將傾角設(shè)置為5°時(shí)其最大可抗風(fēng)速為9 m/s，當(dāng)傾角設(shè)置為10°時(shí)，最大可抗風(fēng)速為11 m/s。雖然隨著傾角進(jìn)一步增加其最大可抗風(fēng)速也在增大，但增加率卻不斷減小。分析其原因，旋翼槳盤(pán)傾角增加會(huì)提升垂直起降階段偏航控制力矩，相應(yīng)地加強(qiáng)了氣動(dòng)偏航力矩的平衡水平，抗風(fēng)能力得以改進(jìn)；但是隨著旋翼槳盤(pán)傾角的不斷增加，一旦超過(guò)15°時(shí)無(wú)人機(jī)的拉力損失會(huì)增加，導(dǎo)致續(xù)航能力下降?；谝陨弦蛩?，考慮旋翼槳盤(pán)傾角控制在5°～15°為宜。

（2）基于旋翼電機(jī)安裝位置的改造。

電機(jī)安裝方式和位置對(duì)固旋翼無(wú)人機(jī)抗風(fēng)特性的影響是耦合的。以圖2為例，假定電極安裝位置與OXb軸間距為d1，與OXb軸間距為d2。經(jīng)模型試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)若增加d1和d2則能夠提升機(jī)身的抗風(fēng)能力，但若取值太大一方面會(huì)增加機(jī)身重量，另一方面會(huì)影響續(xù)航能力。因此我們以極飛P20 植保四旋翼無(wú)人機(jī)進(jìn)行參數(shù)試驗(yàn)，假定d1和d2的取值范圍為0.5～1.0 m，在同一風(fēng)速或同旋翼槳盤(pán)傾角時(shí)測(cè)得滿足抗風(fēng)條件的d1和d2最小值均能滿足要求。測(cè)試結(jié)果發(fā)現(xiàn)當(dāng)風(fēng)速一定時(shí)，若旋翼槳盤(pán)傾角不斷增大（5°～15°），則d1和d2可取最小值則逐漸減小，原因是d1和d2分別是電機(jī)有安裝角后產(chǎn)生分離相對(duì)于重心位置的力臂長(zhǎng)度，風(fēng)速低時(shí)較小的抵抗啟動(dòng)偏航力矩便能滿足，但風(fēng)速增加是所需的抵抗啟動(dòng)偏航力矩增大，但受限于旋翼槳盤(pán)傾角需增加拉力的分力。

目前，大多數(shù)的固旋翼無(wú)人機(jī)采用機(jī)翼安裝旋翼?yè)螚U的“H”型布局，在垂直起降時(shí)該H 型布局可等效為旋翼?yè)螚U處大量加載的懸臂梁[8-9]。d1和d2增加會(huì)對(duì)機(jī)翼內(nèi)段結(jié)構(gòu)的要求提高導(dǎo)致機(jī)翼重量增加，因此d1和d2應(yīng)在滿足抗風(fēng)特性、結(jié)構(gòu)要求的基礎(chǔ)上取最小值。

4 飛行試驗(yàn)

4.1 試飛準(zhǔn)備

（1）安全。為了防止在試飛時(shí)無(wú)人機(jī)摔落，將無(wú)人機(jī)吊裝在安全試架上，無(wú)人機(jī)正常飛行時(shí)吊繩為松弛狀態(tài)，若失穩(wěn)時(shí)吊繩繃緊，避免直接摔落受損。（2）環(huán)境限制。分別構(gòu)建不同風(fēng)速試飛環(huán)境。

4.2 不同條件下的試飛結(jié)果分析

4.2.1 有風(fēng)環(huán)境下

機(jī)頭來(lái)流速度在10 m/s 的環(huán)境中，旋翼槳盤(pán)傾角在5°、10°時(shí)均機(jī)身姿態(tài)均可保持穩(wěn)定；側(cè)面來(lái)流工況時(shí)，旋翼槳盤(pán)傾角為5°、10°時(shí)保持穩(wěn)定的最大風(fēng)速值分別為7 m/s、9 m/s。安裝尾翼后（或減小d1和d2值），旋翼槳盤(pán)傾角為0°時(shí)，機(jī)頭來(lái)流和側(cè)面來(lái)流條件都滿足時(shí)依然可以保持穩(wěn)定。

4.2.2 無(wú)風(fēng)環(huán)境下

加裝尾翼后分別在旋翼槳盤(pán)傾角為5°、10°時(shí)，無(wú)人機(jī)向前最快飛行速度均為13 m/s；而上述條件相同時(shí)，側(cè)飛最快速度依次為6 m/s、8 m/s。拆掉尾翼后上述各條件的最快飛速均為13 m/s。由此推測(cè)通過(guò)加裝尾翼或者改變旋翼槳盤(pán)傾角在提升抗風(fēng)性能的同時(shí)，提升了能耗程度，降低了飛行速度。

5 結(jié)語(yǔ)

該文對(duì)比了理論計(jì)算結(jié)果和實(shí)際測(cè)試成績(jī)發(fā)現(xiàn)存在一定差異，但是能夠達(dá)到改善抗風(fēng)性能的作用。通過(guò)上述的模型構(gòu)建理論分析和實(shí)際試飛結(jié)果發(fā)現(xiàn)，通過(guò)加裝尾翼或增加旋翼槳盤(pán)傾角等方式能夠一定程度上提升固旋翼無(wú)人機(jī)垂直起降的抗風(fēng)能力。此次對(duì)固旋翼無(wú)人機(jī)垂直起降階段抗風(fēng)性能改善的優(yōu)化設(shè)計(jì)尚存在諸多不足，但是能夠得出一個(gè)固旋翼無(wú)人機(jī)垂直起降階段抗風(fēng)性能改進(jìn)設(shè)計(jì)是可行的。