楊子江，潘向?qū)?，李雪菲，付大?/p>

（1.海軍航空大學 航空基礎學院，煙臺 264001；2.海軍航空大學 航空作戰(zhàn)勤務學院，煙臺 264001）

無人駕駛飛行器旋翼是飛行器上的重要組成部分，多數(shù)動力設備安裝在飛行器的旋翼上，由此可見旋翼直接決定了無人駕駛跨介質(zhì)飛行器的飛行速度以及飛行位姿[1]。為了實現(xiàn)對飛行器實時飛行狀態(tài)的高精度控制，以旋翼為控制對象，設計并研發(fā)了步進控制裝置。步進指的是將電脈沖信號轉(zhuǎn)換成相對角位移或直線位移的機電執(zhí)行元件。現(xiàn)階段使用較為頻繁的步進控制裝置主要應用了兩相冪次趨近律、狀態(tài)觀測器元件以及數(shù)據(jù)驅(qū)動技術，其中基于兩相冪次趨近律的步進控制裝置主要利用兩相冪次趨近律生成步進控制指令，基于狀態(tài)觀測器元件的步進控制裝置，采用嵌入式的方式將觀測器安裝在控制裝置內(nèi)部，控制執(zhí)行器通過對狀態(tài)觀測數(shù)據(jù)的分析，確定步進控制量，從而生成相應的控制指令。而基于數(shù)據(jù)驅(qū)動的步進控制裝置，主要是對比飛行器目標任務運行參數(shù)與當前運行參數(shù)之間的差距，利用差值計算結(jié)果驅(qū)動控制裝置產(chǎn)生控制指令。上述步進控制裝置能夠在大多數(shù)的無人駕駛飛行器中得到良好的控制效果，但無法適應飛行器的跨介質(zhì)飛行方式，因此將其應用到無人駕駛跨介質(zhì)飛行器旋翼的控制工作中，會出現(xiàn)明顯的控制效果不佳的問題，為此在傳統(tǒng)控制裝置的計算上進行優(yōu)化與改裝，以期能夠提高步進控制裝置與跨介質(zhì)飛行器之間的適配度，進而提升飛行器旋翼的步進控制效果。

1 飛行器旋翼高精度步進控制裝置設計

根據(jù)無人駕駛飛行器旋翼在不同介質(zhì)中的受力情況，結(jié)合飛行器的執(zhí)行任務，設計飛行器旋翼的高精度步進控制裝置。

1.1 無人駕駛飛行器旋翼運行傳感器元件

在飛行器旋翼高精度步進控制裝置中嵌入傳感器元件的目的是檢測當前旋翼的運行狀態(tài)以及所處介質(zhì)，為步進參數(shù)的調(diào)整提供參考。嵌入的傳感器元件包括氣壓計、空速計和磁強計，在氣壓計中內(nèi)置了一個能同時測量空氣壓力和溫度的標定因子。氣壓計可以準確地測量氣壓值和溫度值[2-3]。旋翼步進控制裝置中的氣壓計是由內(nèi)置壓力電阻傳感器來測量，然后由ADC 轉(zhuǎn)換為24 比特的數(shù)值，由指令讀出傳感器儲存在PROM 中的標定數(shù)據(jù)，并將所得到的兩個24 比特數(shù)值轉(zhuǎn)換為標準氣壓和溫度值。氣壓計的操作指令包括：復位、讀取存儲器、轉(zhuǎn)換氣壓值、轉(zhuǎn)換溫度值等。氣壓計在任意時刻測量的實際溫度值可以表示為

式中：Tset和Tref分別為數(shù)值溫度和基準溫度；κT為溫度系數(shù)。

1.2 無人駕駛跨介質(zhì)飛行器旋翼步進電機元件

無人駕駛跨介質(zhì)飛行器旋翼步進電機的輸出步數(shù)即為飛行器旋翼的轉(zhuǎn)角位移量，該參數(shù)與輸入的電脈沖數(shù)之間存在線性關系，通過增量運動完成加速、減速、停機等任務[4]。步進電機作調(diào)速使用，其力矩與功率之間的轉(zhuǎn)換關系如下：

式中：ωStepping為步進電機的運行角速度；A 為步進電機的運行力矩；PStepping為電機功率。其中參數(shù)ωStepping的計算公式為

式中：nmac為步進電機的轉(zhuǎn)速[5]。

分別從步距角、靜力矩、電流等方面選擇合適的步進電機，選擇的旋翼步進電機元件的實時運行電壓可以表示為

式中：UA和UB分別表示步進電機中兩相繞組上的電壓；IA和IB為兩相電流；RA和RB對應的是兩相電阻；φr為電機轉(zhuǎn)子的機械角；Ee為步進電機運行時的反電動勢；δavg和δfun表示步進電機繞組自感的平均分量和基波分量。

由此完成飛行器旋翼步進控制裝置中步進電機元件的選擇。

1.3 旋翼高精度步進驅(qū)動元件

1.3.1 確定旋翼高精度步進驅(qū)動方式

無人駕駛跨介質(zhì)飛行器旋翼步進電機的驅(qū)動方式可以分為差動式與偏動式2 種，在考慮步進電機工作原理、飛行器運行介質(zhì)特征等因素的情況下，選用偏振型驅(qū)動方式，偏振型驅(qū)動器在一面是SMA元件，一面是彈簧，在SMA 受熱時，它所產(chǎn)生的偏壓力能克服彈簧張力，將驅(qū)動器推向一邊；在停止加熱之后，SMA 逐步冷卻，偏壓降低，彈簧的彈性能克服SMA 所帶來的偏壓力，將驅(qū)動器移回原來的位置[6]。在整體平衡的情況下，在SMA 的拉力、氣彈簧的彈力和驅(qū)動器的外力的影響下，當對SMA 絲加熱時，所產(chǎn)生的驅(qū)動力必須能夠克服氣彈簧的彈力和外部負載的最大力，并將變換機構(gòu)拉到最右邊，即：

式中：Fdrive，max，F(xiàn)thrust，max和Fpressure，max分別為驅(qū)動器的驅(qū)動力、推力和壓力的最大值；Lt為驅(qū)動器中氣彈簧的長度[7]。

同理可以得出停止對SMA 絲加熱時，驅(qū)動器的運行狀態(tài)方程為

式中：Fpull和Fpull，max分別為拉力值及其最大值；Felastic，min為最小彈力[8]。

在同一個步進驅(qū)動元件中，使用偏動式驅(qū)動方式能夠產(chǎn)生更大的驅(qū)動力。

1.3.2 連接旋翼高精度步進驅(qū)動等效電路

為了保證無人駕駛跨介質(zhì)飛行器旋翼的高精度步進驅(qū)動性能，將相關元件連接在一起，形成驅(qū)動等效電路，如圖1所示。根據(jù)要求生成每一相的接通或斷開的信號，由此實現(xiàn)電機在不同介質(zhì)以及工作狀態(tài)之間的切換，并且將該信號輸入到信號放大器和處理單元[9]。推進級模塊能夠?qū)⑿⌒盘柗糯鬄橐粋€能夠有效地控制功率放大器輸出的輸入信號。

圖1 步進驅(qū)動等效電路圖Fig.1 Equivalent circuit diagram of step drive

1.4 飛行器旋翼高精度步進控制執(zhí)行芯片

飛行器旋翼高精度步進控制芯片是優(yōu)化設計控制裝置中的核心部件，由耦合控制元件、轉(zhuǎn)向控制元件、速度控制元件等多個部分組成，采用內(nèi)-外聯(lián)合控制的方式對控制元件進行連接，具體的連接方式如圖2所示。

圖2 飛行器旋翼高精度步進控制芯片連接結(jié)構(gòu)圖Fig.2 Connection structure of high-precision stepping control chip for aircraft rotor

1.5 無人駕駛跨介質(zhì)飛行器旋翼高精度步進控制

將步進電機、運行傳感器、驅(qū)動元件以及控制芯片等元件進行連接，并將其安裝到構(gòu)建的跨介質(zhì)飛行器旋翼模型中，按照圖3所示流程完成對飛行器旋翼的高精度步進控制[10]。通過步進控制完成飛行器的減速、加速、轉(zhuǎn)角等飛行任務，以加速任務為例，控制的步進脈沖頻率為

圖3 無人駕駛跨介質(zhì)飛行器旋翼高精度步進控制流程Fig.3 High precision stepping control flow chart of unmanned transmedia vehicle rotor

式中：νexpect和ν0分別表示飛行器步進速度的目標值與初始值；tm為步進脈沖的發(fā)射周期。

2 無人駕駛跨介質(zhì)飛行器飛行性能測試實驗

選擇基于兩相冪次趨近律和基于狀態(tài)觀測器的控制裝置作為實驗的對比項，在不同的飛行任務中應用控制裝置，判斷飛行器旋翼是否能夠按照既定指令產(chǎn)生步進脈沖，并測試飛行器旋翼實際運行參數(shù)與控制指令之間的誤差。

2.1 生成跨介質(zhì)飛行器旋翼步進控制任務

根據(jù)無人駕駛跨介質(zhì)飛行器的飛行任務，生成步進控制任務，并標記控制目標參數(shù)。在考慮飛行器飛行狀態(tài)的情況下，部分步進控制任務的設置情況如表1所示。實驗共生成80 條飛行器旋翼步進控制任務，水平飛行狀態(tài)和垂直飛行狀態(tài)的控制任務數(shù)量均為40 條。

表1 飛行器步進控制任務設置表Tab.1 Setting of aircraft step control tasks

2.2 安裝并調(diào)試步進控制裝置

根據(jù)高精度步進裝置的設置情況，將各個元件進行組裝并連接到跨介質(zhì)飛行器樣機中。圖4為飛行器步進控制裝置的組裝實景。將安裝的高精度步進控制裝置與電源相連，隨機輸入一個控制任務，觀察步進控制裝置是否能夠輸出對應指令，若控制指令成功輸出，則證明步進控制裝置調(diào)試成功，可執(zhí)行下一步操作，否則需要對各個元件進行重新連接，直到控制指令輸出成功為止。

圖4 跨介質(zhì)飛行器旋翼高精度步進控制裝置組裝實景Fig.4 Realistic view of the assembly of high-precision stepping control device for the rotor of the trans medium aircraft

2.3 步進控制效果測試指標

對步進控制效果和控制裝置應用性能2 個方面進行分析，設置步進控制效果的測試指標為步進脈沖頻率的控制誤差，其數(shù)值結(jié)果如下：

式中：fm和fm，target分別表示飛行器的實際步進脈沖作用頻率和步進脈沖頻率的控制目標，其中變量fm可通過式（7）計算得出，fm，target的具體取值由生成的控制任務決定。

另外步進控制裝置的應用性能量化測試指標為飛行器旋翼的轉(zhuǎn)角控制誤差與飛行速度控制誤差，其測試結(jié)果可以表示為

式中：θcorner，θcorner，set，ν 和νexpect分別表示旋翼轉(zhuǎn)角的實際值和目標值、飛行速度的實際值和目標值。

最終計算得出εf的值越小，說明對應裝置的控制效果越優(yōu)，εθcorner和εν的值越小，證明對應步進控制裝置在無人駕駛跨介質(zhì)飛行器中的應用性能越優(yōu)。

2.4 飛行實驗過程與結(jié)果分析

采用空中飛行后入水的方式，規(guī)劃無人駕駛跨介質(zhì)飛行器的飛行路線，并根據(jù)飛行器的實際飛行姿態(tài)，將其分為水平飛行和垂直飛行2 種狀態(tài)。設計的步進控制裝置安裝并調(diào)試完成后，對其運行參數(shù)進行初始化，其中驅(qū)動電機的初始化內(nèi)容包括控制模式、步距、續(xù)流模式、速度源等，設置驅(qū)動電動機的電流控制方式采用閉環(huán)方式，初始化續(xù)流方式采用半步步距，初始化步長采用可調(diào)節(jié)的電阻器。由此完成步進控制裝置中所有元件的初始化，將飛行器旋翼控制任務輸入到步進控制裝置中，利用控制平臺實時監(jiān)測步進脈沖信號以及飛行器旋翼運行狀態(tài)，實現(xiàn)控制效果的可視化?？缃橘|(zhì)飛行器旋翼的高精度步進控制結(jié)果，如圖5所示。

圖5 跨介質(zhì)飛行器旋翼的高精度步進控制結(jié)果Fig.5 High precision stepping control results of the rotor of the transmedia vehicle

按照實時飛行速度和轉(zhuǎn)角參數(shù)得到步進控制裝置應用性能的測試結(jié)果，如圖6所示。從圖6可知，與對比步進控制裝置相比，本文設計控制裝置下跨介質(zhì)飛行器的飛行速度和轉(zhuǎn)角更接近設置的控制目標，即應用性能更高。

圖6 跨介質(zhì)飛行器旋翼步進控制性能測試結(jié)果Fig.6 Test results of step control performance of transmedium aircraft rotor

3 結(jié)語

跨介質(zhì)飛行器兼具了飛機的速度和隱身性能，同時具備了高效率的突防和多任務，在軍事上有著廣泛的應用前景。近幾年，由于技術的不斷發(fā)展，對跨介質(zhì)飛行器的開發(fā)也越來越重視。本文針對無人駕駛跨介質(zhì)飛行器的結(jié)構(gòu)與工作特征，以旋翼為控制目標，優(yōu)化設計步進控制裝置。從實驗結(jié)果中可以看出，優(yōu)化設計裝置具有良好的控制效果和應用性能，然而優(yōu)化設計的裝置未必適配于所有型號的飛行器旋翼，因此在控制裝置投入使用前，還需要補充大量的測試數(shù)據(jù)。