陳杰，史志偉，姚張奕，殷鎮(zhèn)權(quán)，葛增冉

南京航空航天大學(xué)，南京 210016

0 引 言

近年來，無人機(jī)不再局限于軍事應(yīng)用，在消防、測繪、植保等民用方面也應(yīng)用廣泛[1-2]，對航程遠(yuǎn)、航時(shí)長且更為自主化、智能化的無人機(jī)的需求也日益迫切[3]。目前，能源系統(tǒng)是限制無人機(jī)飛行能力的主要因素，由于無人機(jī)的負(fù)載和動力系統(tǒng)會消耗大量能量，且所能攜帶的能源容量有限，導(dǎo)致其難以獲得理想的續(xù)航能力[3-4]。

為提高無人機(jī)的續(xù)航能力，可以對氣動外形進(jìn)行優(yōu)化[5-6]，減小空中飛行的阻力，也可以增大翼展以提升無人機(jī)的滑翔能力，還可以在飛行器表面安裝太陽能板，通過光伏技術(shù)為無人機(jī)提供能量[7-8]。這2 種措施能夠有效提升無人機(jī)續(xù)航能力，但對于小型無人機(jī)而言，優(yōu)化氣動外形難以顯著增大其續(xù)航能力。光伏技術(shù)須安裝太陽能板，這會給機(jī)翼材料增加負(fù)擔(dān)，且太陽能的獲取受天氣影響較大，對小型無人機(jī)續(xù)航能力的提升有限。

眾所周知，自然界的鳥類可以利用風(fēng)能提升飛行時(shí)間和距離，如軍艦鳥、禿鷹等鳥類會借助環(huán)境中的熱上升氣流進(jìn)行靜態(tài)滑翔飛行[9]。國內(nèi)外研究者嘗試將其原理應(yīng)用到無人機(jī)上，并取得了一定的成果。在熱上升氣流建模方面：Bencatel 等[10]總結(jié)了Chimney 和Bubble[11]2 種熱上升氣流的模型；Allen[12]對沙漠地區(qū)的熱上升氣流進(jìn)行了數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)，基于Chimney 模型建立了熱上升氣流數(shù)學(xué)模型。在無人機(jī)滑翔控制策略方面：Allen 等[13]利用飛行器的總能量狀態(tài)估計(jì)熱上升氣流的強(qiáng)度和位置，并基于此設(shè)計(jì)了定位氣流中心的控制方法；Wharington[14]應(yīng)用強(qiáng)化學(xué)習(xí)設(shè)計(jì)了滑翔控制方法；Kahveci 等[15]利用LQR（Linear Quadratic Regulator）控制方法定位與跟蹤熱上升氣流中心。在設(shè)計(jì)用于控制無人機(jī)進(jìn)入和脫離熱上升氣流的模式切換邏輯方面：Allen[13]和Edwards[16]等設(shè)計(jì)了能量估計(jì)器，并利用能量估計(jì)器的輸出（能量的一階和二階導(dǎo)數(shù)）設(shè)計(jì)模式切換邏輯。

模式切換問題是無人機(jī)利用熱上升氣流進(jìn)行自主滑翔的關(guān)鍵問題之一。本文針對這一問題設(shè)計(jì)了一套基于七孔探針和嵌入式技術(shù)的氣流感知系統(tǒng)，并將其應(yīng)用于自主滑翔的模式切換邏輯，相比于Allen 等[13]基于無人機(jī)能量設(shè)計(jì)的模式切換邏輯，本文所設(shè)計(jì)的模式切換邏輯無需對不同無人機(jī)進(jìn)行動力裝置辨識建模。為驗(yàn)證所設(shè)計(jì)的模式切換邏輯，在風(fēng)洞中搭建了一套熱上升氣流模擬裝置，利用風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)平臺，分析所設(shè)計(jì)的模式切換邏輯的可行性。

1 氣流感知系統(tǒng)

1.1 七孔探針的結(jié)構(gòu)

七孔探針的結(jié)構(gòu)外形如圖1 所示。探針長度為125 mm，直徑為4.6 mm，頭部錐度為30°。從七孔探針頭部看，7 號孔位于中心，其余6 孔圍繞7 號孔均勻分布，探針體表面紅點(diǎn)對應(yīng)1 號孔。各孔連接的導(dǎo)管伸出探針體的長度不同，導(dǎo)管由長到短依次連接1～7 號孔。

圖1 七孔探針結(jié)構(gòu)外形Fig.1 Configuration of seven-hole probe

1.2 七孔探針的校準(zhǔn)

1.2.1 流動分區(qū)

當(dāng)氣流方向與探針軸線夾角很大時(shí)，會出現(xiàn)流動分離現(xiàn)象[17]，如圖2 所示。按照7 個(gè)孔的壓力值，將探針頭部劃分為7 個(gè)區(qū)，7 區(qū)為內(nèi)區(qū)，其余6 個(gè)區(qū)為外區(qū)。

圖2 大角度下探針頭部流場Fig.2 Flow around the probe at high flow angle

1.2.2 氣流角定義

如圖3 所示，建立直角坐標(biāo)系Oxyz，u、v、w 分別為流動速度在x、y、z 方向上的分量。在小流動角情況下，來流方向用迎角α 和側(cè)滑角β 表示；在大流動角情況下，來流方向用俯仰角θ 和滾轉(zhuǎn)角φ 表示。

圖3 校準(zhǔn)坐標(biāo)系Fig.3 Calibration coordinate system

1.2.3 壓力系數(shù)定義

在內(nèi)區(qū)，對7 個(gè)孔測得的壓力進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，定義無量綱壓力系數(shù)C1、C2、C3[18]如下：

式中：p1～p7分別為七孔探針7 個(gè)孔的壓力，為外圈6 個(gè)孔壓力的平均值。

對C1、C2、C3進(jìn)行加權(quán)平均，得到迎角系數(shù)Cα和側(cè)滑角系數(shù)Cβ：

為得到來流總壓和靜壓，定義總壓系數(shù)C0和動壓系數(shù)Cq如下：

式中：p0為局部總壓，p∞為局部靜壓，校準(zhǔn)時(shí)通過皮托管測量得到。

在外區(qū)，通過對壓力值最高的孔及其相鄰2 個(gè)孔的壓力數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，獲得俯仰角系數(shù) Cθi、滾轉(zhuǎn)角系數(shù) Cφi、總壓系數(shù)C0i和動壓系數(shù)Cqi如下：

式中：下標(biāo)i、i+、i-分別代表外區(qū)壓力孔編號及其相鄰2 個(gè)孔的編號。

1.2.4 多項(xiàng)式擬合

用四次多項(xiàng)式表示流動參數(shù)A（即來流的方向角、總壓和動壓等）[19]。內(nèi)區(qū)用Cα和Cβ作為變量，外區(qū)用Cθi和Cφi作為變量。以內(nèi)區(qū)為例，多項(xiàng)式擬合矩陣如下：

式中：KA是流動參數(shù)A 的校準(zhǔn)系數(shù)。

1.3 壓力數(shù)據(jù)采集處理模塊

為實(shí)現(xiàn)探針壓力的精確實(shí)時(shí)測量，選用體積小、重量輕的MS4515DO-DS3BK004DP 數(shù)字式壓力傳感器（圖4）。傳感器測量壓差，工作電壓3.3 V，測量頻率最快為1 kHz，量程為-996.328～996.328 Pa，輸出接口為兩線I2C 接口。

圖4 數(shù)字式壓力傳感器Fig.4 Digital pressure sensor

本文基于嵌入式技術(shù)開發(fā)了數(shù)據(jù)采集處理模塊，如圖5 所示。主控芯片為STM32F407，通過I2C連接MS4515 壓力傳感器以讀取探針的壓力數(shù)據(jù)，然后利用探針校準(zhǔn)擬合多項(xiàng)式解算得到流動速度、迎角和側(cè)滑角，同時(shí)將采得的壓力數(shù)據(jù)和解算出的氣流參數(shù)通過UART 串口發(fā)送。

圖5 數(shù)據(jù)采集處理模塊實(shí)物圖Fig.5 Photo of data acquisition and processing module

氣流感知系統(tǒng)主要由七孔探針和數(shù)據(jù)采集處理模塊組成，兩者之間通過軟管連接。所設(shè)計(jì)的氣流感知系統(tǒng)的壓力數(shù)據(jù)采集頻率最大可達(dá)50 Hz，壓力測量時(shí)延（經(jīng)過探針和軟管傳遞給傳感器，軟管越長，時(shí)延越長）不超過0.025 s。

2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图胺椒?/h2>

2.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪欠禄锠顟B(tài)的軍艦鳥設(shè)計(jì)的。模型全長543.2 mm，展長1 000 mm。表1 為試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膸缀螀?shù)，圖6 為試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)圖和實(shí)物圖。試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎?D 打印技術(shù)加工制作，內(nèi)部裝有舵機(jī)以控制舵面，頭部裝有七孔探針，內(nèi)嵌數(shù)據(jù)采集處理模塊和Pixhawk 飛行控制器[20]，可實(shí)現(xiàn)姿態(tài)解算、控制律執(zhí)行和數(shù)據(jù)記錄等功能。

表1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛶缀螀?shù)Table 1 Geometric parameters of the test model

圖6 試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)圖和實(shí)物圖Fig.6 Design drawing and photo of test model

2.2 熱上升氣流模擬裝置

圖7（a）為熱上升氣流模擬裝置設(shè)計(jì)圖。該裝置由5 個(gè)部分組成：金屬底座，動力段，穩(wěn)定段1、2、3。金屬底座起支撐的作用，為了制作方便，將其拆分為若干零部件進(jìn)行加工。動力段放置有3 個(gè)呈等邊三角形分布的金屬涵道，用以提供氣流。穩(wěn)定段1 內(nèi)有蜂窩器，由方形小格子構(gòu)成，穩(wěn)定段1 與2、穩(wěn)定段2 與3 之間布置有阻尼網(wǎng)。穩(wěn)定段的功能在于穩(wěn)定涵道產(chǎn)生的不均勻氣流，使旋渦衰減、速度大小和方向的分布更為均勻[21]。動力段、穩(wěn)定段（包括蜂窩器）都采用3D 打印技術(shù)制作，如圖7（b）所示。熱上升氣流模擬裝置雖然裝有1 層蜂窩器和2 層阻尼網(wǎng)，但其出口氣流的均勻性低于常規(guī)風(fēng)洞。

圖7 熱上升氣流模擬裝置設(shè)計(jì)圖和實(shí)物圖Fig.7 Design drawing and photo of updraft simulation device

熱上升氣流模擬裝置采用PWM（脈沖寬度調(diào)制）控制，PWM 信號通過單片機(jī)產(chǎn)生[22]。通過調(diào)節(jié)PWM 信號的占空比，控制動力段金屬涵道轉(zhuǎn)速，從而控制熱上升氣流速度。以直流電源為熱上升氣流模擬裝置動力段供電，工作電壓25 V。在距出口330 mm 處架設(shè)皮托管，標(biāo)定該裝置產(chǎn)生的熱上升氣流速度，標(biāo)定結(jié)果如表2 所示。

表2 熱上升氣流速度標(biāo)定Table 2 Calibration of updraft velocity

2.3 模式切換邏輯

模式切換邏輯對于無人機(jī)自主滑翔非常重要：當(dāng)飛行器飛經(jīng)熱上升氣流區(qū)域時(shí)，須通過模式切換邏輯使飛行器進(jìn)入滑翔模式，利用熱上升氣流獲取能量；當(dāng)熱上升氣流不足以提供額外能量時(shí)，則須通過模式切換邏輯使飛行器脫離滑翔模式[23]。對于保持定直平飛的無人機(jī)，其飛行速度和高度變化不大，熱上升氣流影響的主要是飛行迎角及其變化率，因此，選擇飛行迎角及其變化率來設(shè)計(jì)模式切換邏輯。

典型的熱上升氣流由空氣吸收太陽輻射能引起，如圖8 所示，其在水平方向呈高斯分布，中心氣流速度最大，離中心越遠(yuǎn)，氣流速度越小。據(jù)文獻(xiàn)[24]的研究，當(dāng)飛行器以姿態(tài)增穩(wěn)模式定直平飛經(jīng)過圖8 所示的熱上升氣流區(qū)域時(shí)，迎角從α0逐漸增大，達(dá)到一定值后逐漸減小，最后再恢復(fù)到α0，如圖9 所示（圖中橫軸t 為時(shí)間，縱軸標(biāo)值α0表示定直平飛時(shí)的配平迎角）。在此過程中，迎角變化率由正變負(fù)再由負(fù)變正。根據(jù)這些特征，設(shè)計(jì)如圖10 所示的模式切換邏輯。

圖8 熱上升氣流三維圖Fig.8 Three-dimensional diagram of thermal updraft

圖9 飛行器飛經(jīng)熱上升氣流區(qū)域時(shí)迎角的變化情況Fig.9 Change in angle of attack when an aircraft flying through a thermal updraft

圖10 模式切換邏輯Fig.10 Mode switch logic

2.4 虛擬飛行試驗(yàn)方法

虛擬飛行試驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)回流式低湍流度開口風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞開口試驗(yàn)段長度為1.7 m，截面尺寸為1.5 m × 1.0 m，最大穩(wěn)定風(fēng)速為30 m/s。虛擬飛行試驗(yàn)?zāi)Ｐ图鞍惭b如圖11 所示。模型與模型支撐件以一個(gè)多軸承式三自由度機(jī)構(gòu)（圖12）連接，該機(jī)構(gòu)可使模型繞俯仰軸和滾轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動 ± 30°、繞偏航軸轉(zhuǎn)動任意角度。模型內(nèi)部留有配重位置，以保證模型重心與轉(zhuǎn)動中心基本重合[25]。

圖11 虛擬飛行試驗(yàn)?zāi)Ｐ图鞍惭bFig.11 Virtual flight test model and installation

圖12 三自由度機(jī)構(gòu)Fig.12 3 DOF structure

飛行器在飛經(jīng)熱上升氣流區(qū)域的過程中，遇到的熱上升氣流的速度會先增大后減小。為模擬此現(xiàn)象，將熱上升氣流模擬裝置安裝于風(fēng)洞試驗(yàn)段下部以免影響風(fēng)洞來流，裝置出口盡可能向上對準(zhǔn)模型下表面，試驗(yàn)中控制裝置產(chǎn)生的氣流速度先增大，再減小到某個(gè)值后持續(xù)一段時(shí)間，最后減小到0。

將模式切換邏輯寫入飛行控制器，控制熱上升氣流模擬裝置。在試驗(yàn)中，觀察模式切換邏輯能否判別熱上升氣流并自主控制飛行器進(jìn)入和脫離滑翔模式。據(jù)MacGready 的研究[26]，飛行器遇到熱上升氣流時(shí)，可以通過盤旋長時(shí)間地停留在熱上升氣流區(qū)域。在試驗(yàn)中，當(dāng)模式切換邏輯判別飛行器應(yīng)進(jìn)入滑翔模式時(shí)，發(fā)送滾轉(zhuǎn)角指令，飛行控制器控制飛行器向一側(cè)滾轉(zhuǎn)；當(dāng)模式切換邏輯判別飛行器應(yīng)脫離滑翔模式時(shí)，控制飛行器滾轉(zhuǎn)角為0°，以此判別模式切換邏輯的可行性。試驗(yàn)過程中，實(shí)時(shí)采集記錄迎角、姿態(tài)角、Soarmode 值等的變化情況。

3 結(jié)果與分析

3.1 七孔探針的校準(zhǔn)結(jié)果

圖13 給出了小流動角下（7 區(qū)）豎直平面內(nèi)Cα隨α 的變化曲線，圖14 給出了小流動角下（7 區(qū)）水平面內(nèi)Cβ隨β 的變化曲線。從圖中可以看出：2 條曲線的線性都非常好，且都接近經(jīng)過原點(diǎn)，斜率也基本相同。

圖13 小流動角下（7 區(qū)）迎角系數(shù)曲線Fig.13 Pressure coefficient curve of angle of attack at small angle（zone 7）

圖14 小流動角下（7 區(qū)）側(cè)滑角系數(shù)曲線Fig.14 Pressure coefficient curve of side slip angle at small angle（zone 7）

圖15 給出了大流動角下不同滾轉(zhuǎn)角所對應(yīng)的1 區(qū)Cθ1隨θ 的變化情況。從圖中可以看出：當(dāng)24° ≤ θ ≤ 72°時(shí)，Cθ1隨θ 單調(diào)增大；當(dāng)θ ＞72°時(shí)，Cθ1隨θ 的增大而減小，這是由吸力開始減小、壓力回升導(dǎo)致的。結(jié)果表明所設(shè)計(jì)的探針可測量72°以內(nèi)的俯仰角。此外，在θ ＜ 72°的情況下，φ 為155°與205°、165°與195°、175°與185°的曲線基本重合，這表明該區(qū)Cθ1～θ 曲線對稱性很好。圖16 給出了1 區(qū)θ=60°時(shí)Cφ1隨φ 的變化情況。圖中Cφ1～φ 曲線線性度較好，且該區(qū)中心處（φ=180°）Cφ1≈ 0。其他外區(qū)的滾轉(zhuǎn)角系數(shù)曲線與1 區(qū)基本相似，這有利于多項(xiàng)式的擬合。

圖15 大流動角下（1 區(qū)）俯仰系數(shù)曲線Fig.15 Pitch pressure coefficient curve at high angle （zone 1）

圖16 滾轉(zhuǎn)角系數(shù)曲線（1 區(qū)，θ=60°）Fig.16 Roll pressure coefficient curve （zone 1,θ=60°）

受探針加工和壓力傳感器溫漂、零漂等因素影響，校準(zhǔn)結(jié)果難免存在誤差。根據(jù)誤差理論，采用試驗(yàn)數(shù)據(jù)Ae與擬合值A(chǔ)p之間的標(biāo)準(zhǔn)偏差σ(A)來衡量擬合精度，即：

各區(qū)流動參數(shù)的偏差分析結(jié)果如表3 所示，表中外區(qū)流動參數(shù)的偏差分析結(jié)果是1～6 區(qū)的平均值?？梢钥吹剑和鈪^(qū)流動參數(shù)的擬合精度比內(nèi)區(qū)略低，且標(biāo)準(zhǔn)偏差都在較小的范圍內(nèi)。

表3 七孔探針校準(zhǔn)曲線擬合的標(biāo)準(zhǔn)偏差Table 3 Standard deviation of calibration curve fitting of seven hole probe

3.2 風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)

為觀察模式切換邏輯在不同速度的熱上升氣流下的可行性，開展了風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)。試驗(yàn)中，風(fēng)洞來流速度為10 m/s，熱上升氣流模擬裝置產(chǎn)生的氣流與風(fēng)洞來流夾角為90°，設(shè)置進(jìn)入滑翔模式的滾轉(zhuǎn)角指令φcmd=11.5°（0.2 rad）。試驗(yàn)中，熱上升氣流裝置模擬3 種不同速度的熱上升氣流：

氣流Ⅰ：氣流速度從0 m/s 增大到4.9 m/s，再減小到2.7 m/s，維持一段時(shí)間后，減小到0 m/s；

氣流Ⅱ：氣流速度從0 m/s 增大到8.0 m/s，再減小到4.9 m/s，維持一段時(shí)間后，減小到0 m/s；

氣流Ⅲ：氣流速度從0 m/s 增大到9.8 m/s，再減小到6.6 m/s，維持一段時(shí)間后，減小到0 m/s。

圖17～19 分別是熱上升氣流Ⅰ、Ⅱ和Ⅲ的風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)結(jié)果，各圖的子圖（a）是控制熱上升氣流裝置的PWM 信號占空比的變化情況，子圖（b）是Soarmode 值的變化情況，子圖（c）是迎角和迎角變化率的變化情況，子圖（d）是滾轉(zhuǎn)角指令和滾轉(zhuǎn)角的變化情況。

圖17 上升氣流I 的虛擬飛行試驗(yàn)結(jié)果Fig.17 Experimental results of virtual flight of updraft I

從圖17（a）可以看出：在約5.8、44.6 s 處，熱上升氣流裝置啟動；在約7.8、46.6 s 處，熱上升氣流裝置產(chǎn)生的氣流速度達(dá)到最大值；在約26.5、64.5 s處，熱上升氣流裝置關(guān)閉。從圖17（b）可以看出：在約7.8、46.6 s 處，模式切換邏輯的Soarmode 值從0 變?yōu)?，觸發(fā)進(jìn)入滑翔模式的判別條件；在約29.0、66.8 s 處，Soarmode 值從1 變?yōu)?，觸發(fā)脫離滑翔模式的判別條件。從圖17（c）可以看出：在觸發(fā)進(jìn)入滑翔模式的這2 個(gè)時(shí)間點(diǎn)，飛行器迎角α ＞ 4°，當(dāng)α 從最大值開始減小時(shí)，迎角變化率變?yōu)樨?fù)值，觸發(fā)進(jìn)入滑翔模式的判別條件；結(jié)合圖17（a），在熱上升氣流裝置關(guān)閉后的27.0～29.0 s、64.8～66.8 s 這2 個(gè)2 s 的時(shí)間段內(nèi)，飛行器迎角α 始終小于2.5°，觸發(fā)脫離條件。從圖17（d）可以看出：在進(jìn)入滑翔模式的這2 個(gè)時(shí)間點(diǎn)，模式切換邏輯判別飛行器進(jìn)入滑翔模式，飛行器接收到滾轉(zhuǎn)角指令φcmd=11.5°，向右滾轉(zhuǎn)到11°附近；在脫離滑翔模式的這2 個(gè)時(shí)間點(diǎn)，飛行器脫離滑翔模式，滾轉(zhuǎn)角回到0°附近。

圖18 和19 中也有與圖17 相似的現(xiàn)象，這說明在不同速度的熱上升氣流下，所設(shè)計(jì)的模式切換邏輯都能夠自主控制飛行器進(jìn)入和脫離滑翔模式。

圖18 上升氣流Ⅱ的虛擬飛行試驗(yàn)結(jié)果Fig.18 Experimental results of virtual flight of updraft Ⅱ

圖19 上升氣流Ⅲ的虛擬飛行試驗(yàn)結(jié)果Fig.19 Experimental results of virtual flight of updraft Ⅲ

為觀察所設(shè)計(jì)的模式切換邏輯在不同滾轉(zhuǎn)角指令下能否控制飛行器自主脫離滑翔模式，開展了風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)。試驗(yàn)中，設(shè)置風(fēng)洞來流速度為10 m/s，熱上升氣流模擬裝置模擬熱上升氣流Ⅱ（與風(fēng)洞來流夾角為90°），進(jìn)入滑翔模式的滾轉(zhuǎn)角指令分別為φcmd=11.5°（0.2 rad）、φcmd=22.9°（0.4 rad）、φcmd=34.4°（0.6 rad）和φcmd=45.8°（0.8 rad）。

圖20 為滾轉(zhuǎn)角指令和滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間的變化情況?？梢钥吹剑翰煌臐L轉(zhuǎn)角指令下，模式切換邏輯都能夠成功地控制飛行器自主脫離滑翔模式。

圖20 滾轉(zhuǎn)角指令和滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間的變化情況Fig.20 Change of roll angle command and roll angle with time

比較圖17（d）、18（d）和19（d）可以看出：熱上升氣流的速度越大，進(jìn)入滑翔模式時(shí)的滾轉(zhuǎn)角與滾轉(zhuǎn)角指令的穩(wěn)態(tài)誤差越大。從圖20 中可以看出：隨著滾轉(zhuǎn)角指令的增大，滾轉(zhuǎn)角與滾轉(zhuǎn)角指令的穩(wěn)態(tài)誤差越來越大。出現(xiàn)穩(wěn)態(tài)誤差的原因是：試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臐L轉(zhuǎn)運(yùn)動通過尾舵的左右偏轉(zhuǎn)控制，但尾舵的左右偏轉(zhuǎn)又會使模型出現(xiàn)偏航運(yùn)動。

4 結(jié) 論

本文針對無人機(jī)自主滑翔中的模式切換問題，設(shè)計(jì)了氣流感知系統(tǒng)、熱上升氣流模擬裝置和模式切換邏輯，搭建了風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)平臺，得到結(jié)論如下：

1）基于七孔探針和嵌入式技術(shù)設(shè)計(jì)的氣流感知系統(tǒng)可測量流動角高達(dá)72°的氣流方向和速度，該系統(tǒng)測得的流動角的標(biāo)準(zhǔn)偏差小于0.5°。

2）所設(shè)計(jì)的熱上升氣流模擬裝置可模擬10 m/s以下的熱上升氣流，通過PWM 信號控制裝置模擬隨時(shí)間變化的熱上升氣流。

3）風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)結(jié)果表明：在不同速度的熱上升氣流作用下，模式切換邏輯都能夠控制無人機(jī)自主進(jìn)入和脫離滑翔模式；在不同的滾轉(zhuǎn)角指令下，模式切換邏輯都能控制無人機(jī)脫離滑翔模式。因此基于氣流感知系統(tǒng)測得的迎角及其變化率所設(shè)計(jì)的模式切換邏輯能夠使無人機(jī)在遇到熱上升氣流時(shí)自主進(jìn)入滑翔模式，在熱上升氣流消失時(shí)自主脫離滑翔模式。

本文所設(shè)計(jì)的氣流感知系統(tǒng)和模式切換邏輯可應(yīng)用于通信中繼、監(jiān)視和偵察等小型固定翼無人機(jī)，使其能夠在進(jìn)行巡航任務(wù)時(shí)利用環(huán)境中出現(xiàn)的熱上升氣流節(jié)省能量，提高續(xù)航能力。