曹 粟，喻煌超，吳立珍，余 立，高家隆，陸俊麒

（國防科技大學(xué)智能科學(xué)學(xué)院，長沙 410073）

1 引 言

無人機(jī)（Unmanned Aerial Vehicle,UAV）具備靈活、低成本和安全可靠的特點(diǎn)，已廣泛應(yīng)用于農(nóng)業(yè)植保、災(zāi)后勘探、交通監(jiān)管等諸多場景，對其開展概念設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、建模與控制等方面的研究具有十分重要的意義[1-5]。其中，垂直起降無人機(jī)（Vertical takeoff and landing,VTOL）在具備若干旋翼動力裝置的同時，還擁有部分固定翼氣動布局。當(dāng)前應(yīng)用較為廣泛的主要有傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)（圖1）、尾坐式無人機(jī)[6-7]（圖2）以及復(fù)合翼無人機(jī)[8]（圖3）等。由于兼具旋翼無人機(jī)的部署靈活和固定翼無人機(jī)的長航時、高航速的特點(diǎn)，垂直起降無人機(jī)具有優(yōu)秀的多任務(wù)適應(yīng)能力，對其展開設(shè)計(jì)研究正逐漸成為解決現(xiàn)有無人裝備瓶頸的有效手段之一。

圖2 一種尾坐式垂直起降無人機(jī)[10]Fig.2 A VTOL tailsitter UAV[10]

傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)的機(jī)翼上安裝有一套可傾轉(zhuǎn)的旋翼系統(tǒng)，通過改變傾轉(zhuǎn)角度，完成旋翼模態(tài)起飛，到旋翼-固定翼混合模態(tài)（過渡模態(tài)），最后到達(dá)固定翼模態(tài)這一完整任務(wù)流程。和前者相比，尾坐式無人機(jī)利用機(jī)體自身的姿態(tài)傾轉(zhuǎn)來代替傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，在垂直起飛之后，逐漸將機(jī)身改平，進(jìn)入傳統(tǒng)的固定翼飛行模式。復(fù)合翼無人機(jī)（圖3）則同時具備旋翼和固定翼無人機(jī)的氣動布局和動力系統(tǒng)，完成旋翼模式起降和固定翼模式巡航的飛行任務(wù)。

圖3 一種垂直起降四旋翼復(fù)合翼無人機(jī)[11]Fig.3 A quad-rotor fixed-wing hybrid unmanned aerial vehicle[11]

相較于傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)和尾坐式無人機(jī)，復(fù)合翼無人機(jī)擁有控制方法成熟、結(jié)構(gòu)簡單的優(yōu)點(diǎn)。然而，復(fù)合翼無人機(jī)的旋翼在巡航階段無法產(chǎn)生前向動力，存在控制冗余過大的問題。因此，傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)正逐漸成為垂直起降無人機(jī)的新型布局發(fā)展方向[12-16]。較早的傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機(jī)的布局尚未加入固定機(jī)翼，在舵機(jī)的驅(qū)動下，無人機(jī)的四個旋翼通過傾轉(zhuǎn)獲得更大的操縱性和飛行速度（圖4）。然而，其所受重力均由旋翼在垂直方向的拉力抵消，存在傾轉(zhuǎn)角度受限、航時短的不足。因此，引入固定翼提供額外升力，可以有效的解決該問題[17]（圖5）。但是，當(dāng)前該布局的無人機(jī)多停留在理論設(shè)計(jì)階段。同時，無人機(jī)在旋翼傾轉(zhuǎn)過程中將不可避免的產(chǎn)生負(fù)迎角，此時機(jī)翼產(chǎn)生的負(fù)升力會極大的威脅飛行安全，如何避免負(fù)升力的產(chǎn)生，也是一個亟待解決的問題。

圖4 一種小型傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機(jī)[12]Fig.4 A quadrotor UAV with tilting propellers[12]

圖5 一種傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機(jī)布局設(shè)計(jì)[17]Fig.5 A layout design of a tilting quadrotor UAV[17]

針對上述問題，本文提出了一種新型的傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機(jī)設(shè)計(jì)方法：在傳統(tǒng)的四旋翼無人機(jī)基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，搭建傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機(jī)平臺；設(shè)計(jì)帶有自適應(yīng)機(jī)構(gòu)的可折疊機(jī)翼，一方面有利于無人機(jī)在狹小空間的部署，另一方面自適應(yīng)機(jī)構(gòu)可以根據(jù)無人機(jī)當(dāng)前的飛行迎角實(shí)時的調(diào)整機(jī)翼的傾轉(zhuǎn)角度，從而避免機(jī)翼上負(fù)升力的產(chǎn)生。本文將基于上述研究方法研發(fā)小型原理樣機(jī)，并系統(tǒng)地開展氣動分析、建模與控制以及飛行試驗(yàn)研究。

2 無人機(jī)系統(tǒng)組成與設(shè)計(jì)

2.1 無人機(jī)系統(tǒng)組成

無人機(jī)的系統(tǒng)組成與總體設(shè)計(jì)方案如圖6所示，機(jī)載的各個主要部件如下。

圖6 帶可變形自適應(yīng)機(jī)翼的傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機(jī)示意圖Fig.6 Schematic diagram of a tilting quadrotor drone with deformable adaptive wings

2.1.1 旋翼及傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)

傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)由舵機(jī)、搖臂、拉桿和電機(jī)組成（圖7）。舵機(jī)通過驅(qū)動連桿帶動電機(jī)和螺旋槳傾斜。通過引入旋翼傾轉(zhuǎn)這一自由度，無人機(jī)的飛行速度和機(jī)動性能得到了有效提升。

圖7 旋翼傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)Fig.7 Schematic diagram of rotor tilting mechanism

2.1.1 自適應(yīng)折疊機(jī)翼

無人機(jī)的自適應(yīng)折疊機(jī)翼如圖8所示。機(jī)翼在地面為折疊狀態(tài)，在升空后展開并提供升力。位于機(jī)翼與機(jī)身連接部位的自適應(yīng)機(jī)構(gòu)可自適應(yīng)的調(diào)整機(jī)翼的迎角，使得機(jī)翼保持正迎角飛行，從而提高飛行的穩(wěn)定性。

圖8 自適應(yīng)機(jī)翼機(jī)構(gòu)示意圖Fig.8 Schematic diagram of adaptive wing mechanism

2.1.3 無人機(jī)機(jī)身平臺

無人機(jī)平臺設(shè)計(jì)為“工”字型連接機(jī)構(gòu)（圖8），可在承載自適應(yīng)機(jī)翼、傾轉(zhuǎn)四旋翼機(jī)構(gòu)的同時，具備一定的抗風(fēng)能力與抗毀能力。

2.2 飛行模態(tài)設(shè)計(jì)

無人機(jī)根據(jù)任務(wù)流程可分為4 個飛行模態(tài)（圖9），具體如下。

圖9 各飛行模態(tài)示意圖Fig.9 Schematic diagram of each flight mode

（1）旋翼起飛模態(tài)：無人機(jī)以旋翼模式垂直起飛，機(jī)翼保持為折疊狀態(tài)，這一方面有利于增加上升階段的穩(wěn)定性，也可以確保無人機(jī)的臨時著陸能力；

（2）過渡模態(tài)：無人機(jī)到達(dá)指定高度之后，機(jī)翼開始展開，4 個旋翼在舵機(jī)的驅(qū)動下開始緩慢向前傾轉(zhuǎn)，無人機(jī)在X軸方向開始加速，此時機(jī)翼開始產(chǎn)生升力，無人機(jī)進(jìn)入旋翼和固定翼復(fù)合控制模態(tài)；

（3）巡航模態(tài)：過渡模態(tài)執(zhí)行完畢后，旋翼傾轉(zhuǎn)到最大角度，此時旋翼產(chǎn)生的拉力在垂直方向的分量與機(jī)翼產(chǎn)生的升力之和等于無人機(jī)重力，無人機(jī)處于巡航飛行狀態(tài)，旋翼拉力在X軸方向的分量則用于抵消無人機(jī)機(jī)翼產(chǎn)生的誘導(dǎo)阻力與機(jī)身產(chǎn)生的阻力。無人機(jī)在X，Y和Z軸的控制力矩均由旋翼產(chǎn)生；

（4）旋翼降落模態(tài)：無人機(jī)在到達(dá)指定任務(wù)點(diǎn)之后，旋翼開始在舵機(jī)的作用下回復(fù)到初始角度，此時無人機(jī)在X軸方向的速度迅速減小，在無人機(jī)回復(fù)到旋翼模態(tài)時，機(jī)翼開始折疊，無人機(jī)逐漸下降并在指定任務(wù)點(diǎn)著陸。當(dāng)前模態(tài)也可用于低空偵察等特殊場景。

3 無人機(jī)建模與控制

3.1 無人機(jī)建模

本節(jié)將針對設(shè)計(jì)的無人機(jī)平臺建立動力學(xué)模型。各坐標(biāo)系定義如圖10所示，包括慣性坐標(biāo)系Og,xg,yg,zg，機(jī)體坐標(biāo)系Ob,xb,yb,zb和旋翼坐標(biāo)系Ow,xw,yw,zw等三個描述無人機(jī)及其部件運(yùn)動的參考系。

圖10 各坐標(biāo)系示意圖Fig.10 Schematic diagram of each coordinate system

基于牛頓-歐拉法，可建立無人機(jī)的動力學(xué)模型如下：

式中，F(xiàn)=[Fx,Fy,Fz]T和M=[Mx,My,Mz]T分別表示作用在機(jī)體重心的合力和合力矩，V=(u,v,w)T和ωB=(p,q,r)T分別為無人機(jī)的線速度和角速率，m和J=diag(J1,J2,J3)分別為無人機(jī)質(zhì)量和慣性矩陣。

無人機(jī)受到的合力包含旋翼的拉力FRB、重力FGB以及機(jī)身受到的空氣動力FAB。拉力在旋翼坐標(biāo)系表示為：

式中，為第i個旋翼與機(jī)體之間的旋轉(zhuǎn)矩陣，旋翼產(chǎn)生的拉力定義為：

式中，kf和Ωi分別為拉力系數(shù)與旋翼轉(zhuǎn)速。

近似機(jī)翼產(chǎn)生的升力以及阻力為無人機(jī)整體所受升力與阻力。定義L和D分別代表升力和阻力，S為機(jī)翼參考面積，c為平均氣動弦長，攻角為α，側(cè)滑角為β，空速為Vα，升力與阻力可由如下簡化模型計(jì)算得到：

升、阻力系數(shù)分別為：

式中，Ci0,Cαi和Ciq為相關(guān)氣動導(dǎo)數(shù)。氣動導(dǎo)數(shù)通過計(jì)算流體力學(xué)仿真方法獲取，由于上述空氣動力均在氣流坐標(biāo)系下計(jì)算，需轉(zhuǎn)換到機(jī)體坐標(biāo)系：

類似的，無人機(jī)所受力矩M主要包含氣動力矩MAB，旋翼產(chǎn)生的拉力力矩MR和反扭力矩MR′，與傾轉(zhuǎn)中的陀螺力矩MT，氣動力矩計(jì)算方法與氣動力類似，在此僅介紹陀螺力矩的計(jì)算方法，考慮無人機(jī)自身旋轉(zhuǎn)角速率ωB，旋翼i產(chǎn)生的陀螺力矩為：

式中，ωi和ωservo分別為旋翼的旋轉(zhuǎn)角速率和傾轉(zhuǎn)角速率。

3.2 無人機(jī)控制器設(shè)計(jì)

控制系統(tǒng)具體則采用典型的串級反饋控制結(jié)構(gòu)[18]，無人機(jī)的位置控制處于外環(huán)，內(nèi)環(huán)是姿態(tài)控制，姿態(tài)控制是位置控制的基礎(chǔ)，充分利用位置控制與姿態(tài)控制之間的內(nèi)在物理關(guān)系，通過改變機(jī)體姿態(tài)實(shí)現(xiàn)有效的位置控制。位置控制的計(jì)算方法為：

式中，kp,x,kp,y,kp,z,ki,x,ki,y,ki,z,kd,x,kd,y,kd,z為控制系數(shù)，xc,yc,zc為位置指令，ex,ey,ez分別為x,y,z方向的位置跟蹤誤差。

姿態(tài)控制的核心采用“傾轉(zhuǎn)+機(jī)翼增升”控制方法，在機(jī)翼能夠穩(wěn)定增升的前提下，基于電機(jī)傾轉(zhuǎn)以及傳統(tǒng)的旋翼控制，進(jìn)一步控制飛行器的俯仰角、滾轉(zhuǎn)角和偏航角。

式中，eφ,eθ,eψ分別為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航方向的位置跟蹤誤差，φc,θc,ψc分別為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航方向指令。

飛行器的姿態(tài)及位置主要依靠4 個旋翼以及4 個伺服舵機(jī)控制，而姿態(tài)的虛擬控制量是R、P、Y、T，需要通過控制分配將虛擬控制量轉(zhuǎn)化為實(shí)際執(zhí)行控制輸出。加速前飛過程中，在俯仰的基礎(chǔ)上4 個旋翼同步前傾產(chǎn)生前向拉力，此時控制分配方程需要做出相應(yīng)的調(diào)整，傾轉(zhuǎn)角度根據(jù)加速指令得到，范圍為0°～30°?；谇拔牡氖芰Ψ治隹傻玫娇刂品峙浞匠蹋?/p>

式中，R,P,Y,T為虛擬控制量，kf,kd,ri,x,ri,y為拉力相關(guān)系數(shù)和軸距，αi為第i個電機(jī)的傾轉(zhuǎn)角度。

無人機(jī)各旋翼的轉(zhuǎn)速指令可通過求解控制分配矩陣得到：

無人機(jī)整體控制框架如圖11所示。其中內(nèi)環(huán)由姿態(tài)控制器與角速度控制器組成，三軸角速率由飛控內(nèi)部集成陀螺儀采集并反饋，姿態(tài)角經(jīng)角速率積分得到。外環(huán)包括位置控制器和速度控制器，飛行器三軸速度通過加速度計(jì)采集并積分得到，位置信息由機(jī)載定位裝置提供。通過機(jī)載傳感系統(tǒng)感知當(dāng)前的飛行狀態(tài)，由內(nèi)外環(huán)組成的控制系統(tǒng)進(jìn)行解算得到虛擬控制量，經(jīng)過混控器得到實(shí)際控制輸出，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)位置及姿態(tài)的反饋控制。

圖11 傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機(jī)控制框圖Fig.11 Control block diagram of tilting quadrotor UAV

旋翼的傾轉(zhuǎn)角度則采用開環(huán)控制方法。首先通過地面測試得到控制指令與舵機(jī)傾轉(zhuǎn)角度的關(guān)系式；然后在實(shí)際飛行中，期望傾轉(zhuǎn)角度直接換算為控制指令傳輸給舵機(jī)調(diào)節(jié)旋翼角度，角度誤差在0.1°以內(nèi)。

4 無人機(jī)仿真與驗(yàn)證

4.1 氣動特性仿真和分析

為得到本文中無人機(jī)的氣動系數(shù)，同時研究無人機(jī)的旋翼與機(jī)翼、機(jī)體之間的相互作用，基于Navier-Stokes 方程來計(jì)算不同傾轉(zhuǎn)條件下的無人機(jī)的流場及氣動性能。求解過程依托Fluent 平臺，網(wǎng)格劃分采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，共計(jì)320 萬個單元以及60 萬個節(jié)點(diǎn)，邊界層尺寸設(shè)置為0.001 以精確捕獲邊界層效應(yīng)。

本文首先針對兩個典型狀態(tài)，即旋翼傾轉(zhuǎn)角度分別為0°和90°開展仿真。自由來流的迎角為0°，速度設(shè)置為 15 m/s，旋翼翼尖的轉(zhuǎn)速為6000 r/min。根據(jù)計(jì)算結(jié)果，機(jī)翼在上述兩個情況分別產(chǎn)生了4.5 N 和11.5 N 的升力。

從圖12可以看到，旋翼產(chǎn)生渦流與機(jī)翼之間相互作用。尖端產(chǎn)生的渦流以下洗的形式作用于機(jī)翼表面，在接近機(jī)翼前緣時，渦流的方向發(fā)生變化，也進(jìn)一步影響機(jī)翼產(chǎn)生升力系數(shù)和阻力系數(shù)。因此，在旋翼起飛模態(tài)，采取折疊機(jī)翼的方法，可以有效減少旋翼對機(jī)翼產(chǎn)生的干擾。在固定翼模態(tài)，旋翼與機(jī)翼的相互作用將對無人機(jī)的氣動性能產(chǎn)生顯著影響，需要進(jìn)一步研究在不同迎角條件下的無人機(jī)流場。

圖12 0°迎角的旋翼模式與固定翼模式的流場仿真結(jié)果Fig.12 Simulation results of flow field in rotor mode and fixed wing mode at 0° angle of attack

圖13為無人機(jī)在迎角為25°，旋翼傾轉(zhuǎn)角度同樣為25°時的流場仿真結(jié)果。此時機(jī)翼產(chǎn)生的升力增加到20 N，這意味著在巡航飛行過程中，無人機(jī)可以通過旋翼的傾轉(zhuǎn)角度以及迎角的調(diào)整，持續(xù)地為穩(wěn)態(tài)飛行提供配平拉力。

圖13 25°迎角條件下25°傾轉(zhuǎn)角度的流場仿真結(jié)果Fig.13 Simulation results of the flow field with a tilt angle of 25° under the condition of an angle of attack of 25°

綜上所述，本文提出的傾轉(zhuǎn)四旋翼和自適應(yīng)機(jī)翼的設(shè)計(jì)方法可行。需針對不同傾轉(zhuǎn)角和迎角的無人機(jī)模態(tài)開展更多的計(jì)算流體力學(xué)仿真，以收集足夠的氣動數(shù)據(jù)。這些數(shù)據(jù)可用于飛行控制器的設(shè)計(jì)，以確保無人機(jī)能夠在可靠的飛行包線內(nèi)飛行。

3.2 模型參數(shù)辨識

除了氣動參數(shù)，無人機(jī)的旋翼相關(guān)參數(shù)也需要通過辨識方法進(jìn)行擬合。本文通過測試平臺記錄旋翼的拉力、扭矩與轉(zhuǎn)速，再基于最小二乘法擬合得到旋翼的拉力系數(shù)和反扭系數(shù)，進(jìn)而為飛行任務(wù)提供支撐，如圖14所示。

圖14 旋翼拉力與反扭力矩參數(shù)辨識流程Fig.14 Identification process of rotor tension and anti-torque parameters

無人機(jī)的慣性矩陣則通過復(fù)擺法進(jìn)行測量，構(gòu)建固有頻率ωn和周期Tn分別為：

式中，m,g分別為質(zhì)量和重力加速度，l為無人機(jī)重心到復(fù)擺支點(diǎn)的距離，J0為無人機(jī)重心設(shè)置為復(fù)擺支點(diǎn)時的轉(zhuǎn)動慣量。當(dāng)測量得到擺動周期Tn時，利用平行軸定理，可以得到無人機(jī)繞其重心的轉(zhuǎn)動慣量J1為：

通過測量在無人機(jī)三個平面內(nèi)的轉(zhuǎn)動慣量，即可得到無人機(jī)完整的慣性矩陣。

4.3 實(shí)物飛行驗(yàn)證

4.3.1 原理樣機(jī)搭建

基于上述設(shè)計(jì)方法，開發(fā)了一架原理樣機(jī)如圖15所示。其主要由碳纖維機(jī)身、4 個電機(jī)（含螺旋槳）、4 個傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)以及自適應(yīng)折疊機(jī)翼組成。具體布局如圖15所示，為了保證機(jī)身的穩(wěn)定，機(jī)身采用“工”字型內(nèi)嵌碳管的連接結(jié)構(gòu)。4 個傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)可以確保無人機(jī)相較于傳統(tǒng)的四旋翼飛行器更加靈活、快速。此外，機(jī)身位置安裝有自適應(yīng)折疊機(jī)翼，一方面可以在飛行前后代替起落架支撐機(jī)體；另一方面可以在飛行器上升到一定高度后展開，進(jìn)一步提供升力。無人機(jī)的具體指標(biāo)參數(shù)如表1所示。

圖16展示了自適應(yīng)機(jī)翼的地面測試結(jié)果。如圖16(b)所示的飛行條件下，即無人機(jī)以旋翼模態(tài)前傾飛行時，固定角度的機(jī)翼將產(chǎn)生負(fù)升力。在考慮了自適應(yīng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)后，機(jī)翼能夠根據(jù)當(dāng)前機(jī)體的迎角調(diào)整傾轉(zhuǎn)角度，可以保證無人機(jī)在前傾時，機(jī)翼仍能為機(jī)體提供升力，極大地提升了無人機(jī)的飛行性能。

圖16 在兩種不同的迎角情況下，無人機(jī)的自適應(yīng)機(jī)翼傾轉(zhuǎn)情況Fig.16 UAV’s adaptive wing tilt situation with two different angles of attack

4.3.2 飛行系統(tǒng)框架

為進(jìn)一步開展傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機(jī)平臺飛行驗(yàn)證，設(shè)計(jì)飛行系統(tǒng)架構(gòu)如圖17所示，機(jī)載計(jì)算機(jī)與飛行控制器組成無人機(jī)的核心計(jì)算部件，在接收地面站與遙控端輸出的飛行指令的同時，將控制信號以可調(diào)寬度的脈沖波的形式傳輸給舵機(jī)，帶動傾轉(zhuǎn)旋翼與自適應(yīng)機(jī)翼部件，以實(shí)現(xiàn)各個模態(tài)的飛行任務(wù)。機(jī)載計(jì)算機(jī)則可在飛行控制成熟后，在上位機(jī)系統(tǒng)中完成諸如圖像處理、目標(biāo)識別、任務(wù)規(guī)劃等復(fù)雜任務(wù)。本系統(tǒng)選用基于Qt和C++開發(fā)的開源地面站軟件QGroundControl作為地面站軟件，從而實(shí)現(xiàn)自駕儀固件燒寫、機(jī)型選擇和配置、傳感器校準(zhǔn)、遙控校準(zhǔn)、參數(shù)整定、實(shí)時數(shù)據(jù)曲線繪制、飛機(jī)狀態(tài)顯示、飛行路徑規(guī)劃等功能。

圖17 無人機(jī)飛行框架示意圖Fig.17 Schematic diagram of drone flight frame

4.3.3 飛行驗(yàn)證結(jié)果

無人機(jī)跟蹤控制結(jié)果如圖18所示。從圖18中可知，無人機(jī)的速度和俯仰角均穩(wěn)定收斂到期望值，驗(yàn)證了本文的控制方法的可行性。

圖18 速度-時間與俯仰角-時間曲線Fig.18 Speed-time and pitch angle-time curves

無人機(jī)飛行的控制油門輸出如圖19所示，在0～10 s，無人機(jī)以旋翼模式起飛，在95 s 左右，無人機(jī)的旋翼開始傾轉(zhuǎn)，進(jìn)入過渡模態(tài)，機(jī)翼開始展開，最終進(jìn)入固定翼模式飛行。

圖19 飛行跟蹤控制油門輸出結(jié)果Fig.19 Flight tracking control throttle output result

飛行試驗(yàn)結(jié)果如圖20～21 所示。無人機(jī)以旋翼模式起飛，該階段可檢測自適應(yīng)機(jī)翼能否按預(yù)期展開以及傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的可靠性。處于起飛狀態(tài)時，無人機(jī)的機(jī)翼保持折疊狀態(tài)，在到達(dá)起飛高度時開始展開，此時無人機(jī)位置保持不變。然后旋翼向前方進(jìn)行傾轉(zhuǎn)，進(jìn)入過渡模態(tài)。進(jìn)入機(jī)動狀態(tài)后，無人機(jī)的水平速度快速增加，無人機(jī)保持平穩(wěn)水平飛行?？梢宰⒁獾?，無人機(jī)在95 s 左右開始傾轉(zhuǎn)時，此時無人機(jī)所受拉力方向快速繞y軸旋轉(zhuǎn)。因此無人機(jī)在傾轉(zhuǎn)的過程中，姿態(tài)由于拉力方向的改變而出現(xiàn)短暫的波動。為更好地闡明這一過程，將傾轉(zhuǎn)開始后的5 s 內(nèi)的姿態(tài)角（歐拉角）繪制如圖20所示。

由圖20可見，在傾轉(zhuǎn)的過程中，由于傾轉(zhuǎn)舵機(jī)安裝角度以及傾轉(zhuǎn)速度的差異，導(dǎo)致無人機(jī)出現(xiàn)航向角的較大波動（25°左右）。為穩(wěn)定無人機(jī)的姿態(tài)，本文設(shè)計(jì)的控制器的控制輸出產(chǎn)生突變，從而使得無人機(jī)的航向角穩(wěn)定，由圖20可以看到，無人機(jī)的航向角在3 s 后基本穩(wěn)定。

圖20 無人機(jī)傾轉(zhuǎn)過程中姿態(tài)角-時間示意圖Fig.20 Schematic diagram of attitude-time during tilting.

圖21 無人機(jī)自主全任務(wù)流程Fig.21 Full mission process of the UAV

經(jīng)過試驗(yàn)驗(yàn)證，無人機(jī)的模態(tài)控制滿足預(yù)期要求，證明本文設(shè)計(jì)的無人機(jī)設(shè)計(jì)的合理性。對無人機(jī)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行整理，其在不更換電源的情況下，飛行器最大航時可達(dá)25 min。最大飛行速度可達(dá)到36 m/s，高于同等機(jī)型的最快平飛速度（26 m/s），巡航速度也高達(dá)25 m/s，這充分凸顯了該型無人機(jī)的優(yōu)勢。

5 結(jié) 論

本文介紹了一種帶有自適應(yīng)折疊機(jī)翼的新型傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機(jī)的設(shè)計(jì)方法。首先，描述了無人機(jī)的總體方案與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，介紹了無人機(jī)旋翼起飛、過渡模態(tài)、巡航模態(tài)和旋翼降落4 個飛行模態(tài)。然后，基于牛頓-歐拉法和級聯(lián)反饋控制方法，完成了無人機(jī)動力學(xué)建模和控制器設(shè)計(jì)?；谟?jì)算流體力學(xué)仿真，針對無人機(jī)的氣動特性進(jìn)行分析。同時，在地面開展參數(shù)辨識工作。最后，本文搭建了原理樣機(jī)，通過飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了該設(shè)計(jì)方法和控制算法的可行性。結(jié)果表明，自適應(yīng)折疊機(jī)翼和傾轉(zhuǎn)四旋翼設(shè)計(jì)可以有效提升無人機(jī)的最大飛行速度和航程。本文提出的設(shè)計(jì)方法可以為未來無人機(jī)設(shè)計(jì)提供新的思路。下一步工作包括無人機(jī)的優(yōu)化設(shè)計(jì)和多模態(tài)智能控制等問題。