矢量垂直起降載運(yùn)模型飛機(jī)的設(shè)計與優(yōu)化

劉暢，王昊鵬，蔡少泓，劉卓洋

（南山航空學(xué)院，山東 煙臺 265706）

1 分析控制

1.1 技術(shù)優(yōu)勢

為了更好地滿足現(xiàn)如今市場的需求，該垂直起降飛機(jī)具備以下優(yōu)勢和特點(diǎn)：

（1）將四旋翼無人機(jī)與固定翼飛機(jī)有機(jī)地結(jié)合起來，起降方式采用四旋翼機(jī)垂直起降的方式，大大縮短了起降距離，降低對起降條件的要求；矢量動力的加持，使得飛機(jī)飛行更加靈活；在飛行階段采用固定翼大傾角的飛行姿態(tài)，飛行速度遠(yuǎn)高于旋翼機(jī)，而且降低了飛行的功耗，從而延長了續(xù)航的里程和時間。（2）大仰角飛行，采用電機(jī)差速向前推進(jìn)，簡化操縱性提高穩(wěn)定性，增大了安全性。（3）搭載飛行控制器可輔助調(diào)節(jié)動力傾轉(zhuǎn)，提高操控的穩(wěn)定性，降低操控難度。（4）載球（或物）框架連接多采用凱夫拉線，大大提高了框架的強(qiáng)度。

1.2 飛行機(jī)理分析

矢量推力裝置的推力大小和方向可分別控制，兩顆推力電機(jī)旋轉(zhuǎn)方向不同，抵消了螺旋槳本身的反扭矩，矢量控制則提供機(jī)體滾轉(zhuǎn)、偏航力矩。平飛模式時，矢量推力裝置電機(jī)差動為飛機(jī)提供向前傾斜力矩，機(jī)翼提供主要升力，操縱力矩完全由矢量動力提供。避免對機(jī)翼開縫造成的升力損失。

由垂直起降模式轉(zhuǎn)換為平飛模式時，機(jī)翼后方的推力增大，使飛機(jī)具有向前運(yùn)動的趨勢。當(dāng)向前速度增大后，則大部分升力由機(jī)翼提供，其中使飛行器水平加速飛行，電機(jī)減速減小能量消耗。由平飛模式轉(zhuǎn)換為垂直起降模式時，機(jī)翼后方推力減小，飛行器做減速飛行，由機(jī)翼承擔(dān)的升力完全轉(zhuǎn)變?yōu)槁菪龢峁┥Γ兓卮怪逼鸾的Ｊ阶龅退倩虼怪憋w行。

圖1

2 結(jié)構(gòu)設(shè)計

2.1 機(jī)翼

該無人機(jī)采用凹凸翼型如圖2，此翼型在低雷諾茲數(shù)和低速時具有高升力。經(jīng)過分析，在12°迎角時取最大理論升力值。在一定范圍內(nèi)，阻力系數(shù)也相對較低。此外，機(jī)翼使用這種翼型（機(jī)翼參數(shù)如表1）是最輕的，所以有利于減重。

2.2 矢量動力

矢量動力主體材料采用3k碳纖維板，以動力桿為軸，由全金屬舵機(jī)連接搖臂形成省力杠桿驅(qū)動旋轉(zhuǎn)，從而為飛機(jī)提供橫滾、偏航力矩。響應(yīng)速度快，動作靈活。

2.3 運(yùn)載與投放裝置

運(yùn)載裝置由碳纖維管和凱夫拉編制而成，牢固且具有韌性。舵機(jī)行程為0～90°，舵機(jī)旋轉(zhuǎn)90°時雙開式投放門被舵機(jī)擺臂鎖死，投放時舵機(jī)歸零，球或物品順導(dǎo)流碳棒滑出貨艙。

3 控制原理

3.1 CLI

命令行界面（Command Line Interface，CLI）是一種更改設(shè)置和配置FC的命令行接口。命令行接口是芯片控制器或應(yīng)用程序為用戶提供的可視提示接口，使用CLI，可以在特定的行中輸入命令，更改傳感器芯片的原始程序，來適應(yīng)更多類型的模型飛機(jī)。

3.2 螺旋槳的差速控制

該無人機(jī)采用了雙螺旋槳來提供動力，在平飛狀態(tài)時通過飛控中的CLI mmix電機(jī)協(xié)議，讓兩支螺旋槳擁有了一定的速度差，使得流經(jīng)飛機(jī)前后的氣流速度不一樣，從而使機(jī)身向前傾斜，飛機(jī)進(jìn)入大仰角飛行階段。在垂直狀態(tài)時，控制飛機(jī)的前進(jìn)后退。

3.3 矢量舵機(jī)控制

該無人機(jī)完全采用矢量動力控制，在飛行中通過飛控中CLI smix伺服舵機(jī)協(xié)議，讓舵機(jī)擁有在預(yù)設(shè)方向的偏轉(zhuǎn)控制能力。矢量動力可以保證飛機(jī)在做低速、大攻角機(jī)動飛行而操縱面幾乎失效時利用矢量推力提供的額外操縱力矩來控制飛機(jī)的姿態(tài)。

3.4 PID 控制

PID控制器（比例-積分-微分控制器），由比例單元P、積分單元I和微分單元D組成。通過三個參數(shù)的設(shè)定。PID控制器主要適用于基本上線性，且動態(tài)特性不隨時間變化的系統(tǒng)。

PID的作用：P產(chǎn)生響應(yīng)速度和力度，過小響應(yīng)慢，過大會產(chǎn)生振蕩，是I和D的基礎(chǔ)。I在有系統(tǒng)誤差和外力作用時消除偏差、提高精度，同時也會增加響應(yīng)速度，產(chǎn)生過沖，過大會產(chǎn)生振蕩。D抑制過沖和振蕩，過小系統(tǒng)會過沖，過大會減慢響應(yīng)速度。D的另外一個作用是抵抗外界的突發(fā)干擾，阻止系統(tǒng)的突變。通過模型和圖表進(jìn)行PID參數(shù)的作用和調(diào)試：

（1）逐步增大P，觀察P對響應(yīng)速度和力度的影響，調(diào)到系統(tǒng)發(fā)生振蕩，再進(jìn)行減小。當(dāng)P=0.1時，響應(yīng)很慢，但不會振蕩。逐步增大P，P=1，有振蕩，但慢慢在衰減。繼續(xù)增大P，P=3，振蕩會逐步加大。取振蕩但會衰減的P=1繼續(xù)調(diào)整，在迷信飛機(jī)調(diào)試時，當(dāng)振蕩發(fā)生時，再稍微減小一點(diǎn)P。

（2）加入D，看D對振蕩的控制能力，D過小時會發(fā)生過沖，D過大時會產(chǎn)生遲滯，以稍微有一點(diǎn)過沖為最佳狀態(tài)。D=0.5時，有少量振蕩和較大的過沖想象，衰減的很快。D=1.3，基本沒過沖。D=2，響應(yīng)遲滯，減慢了響應(yīng)速度。取以稍微有一點(diǎn)過沖時的D=1.3為最佳狀態(tài)。但實際調(diào)試時，給與飛機(jī)外力，飛機(jī)在復(fù)位時有少量過沖為宜。

（3）加入0.2的偏差，觀察偏差對位移的影響。可以看到，如果沒有I的作用，偏差將一直存在，盡管P產(chǎn)生了一個抵抗力，但只是阻止了系統(tǒng)繼續(xù)運(yùn)動，但偏差一直在。

（4）加I，觀察I對偏差的修正的能力，I加快了響應(yīng)的速度，但同時也會導(dǎo)致過沖或振蕩。I=0.3基本可以消除偏差所產(chǎn)生的影響，依然產(chǎn)生了少量的過沖，但提高了在有偏差時系統(tǒng)的精度。I=3更進(jìn)一步加快響應(yīng)速度，但產(chǎn)生了振蕩。取基本能糾正偏差的I=0.3，因為飛行器長期穩(wěn)定由姿態(tài)模式的LEVEL參數(shù)來解決，所以I不用太大。

（5）增大一點(diǎn)D，減小一點(diǎn)I產(chǎn)生的過沖，取消偏差，因為I的加入，有一點(diǎn)過沖。增大D，D=2.2，減小過沖。

沒有GPS的配合下，I的積分具有較大的誤差，一般誤差在5～10m之間。根據(jù)制作的實際模型飛機(jī)，只是在可視范圍內(nèi)飛行，所以將I值置零。在沒有外界干擾的情況下，飛行偏移誤差在1m之內(nèi)，最終調(diào)節(jié)的PID數(shù)值。

4 結(jié)語

本項目跟據(jù)市場需求進(jìn)行改進(jìn)現(xiàn)有市面上已有的無人機(jī)，制作出了現(xiàn)在的垂直起降模型無人機(jī)，實用性更高，適用范圍更廣，采用不同種機(jī)型進(jìn)行改良優(yōu)化，利用CATIA三維建模驗證理論的可行性，再實際制作做進(jìn)一步的調(diào)整，滿足了市面上對于此方面模型無人機(jī)的需求。