傾轉旋翼飛行器設計

劉 康 余 楊 陳 勇 陳雨欣

（1.湖北汽車工業學院，湖北 十堰 442002；2.武漢工程大學，湖北 武漢 430205）

0 引言

旋翼式無人機是無人機的一種類型，依靠一個或多個旋翼為機體提供升力和動力。隨著無人機在不同領域中的應用不斷深入，旋翼式無人機以其獨特的空中懸停能力、較固定翼式無人機更優良的低空低速特性、對起降場地的低要求、極佳的機動靈活性及高可靠性而得到越來越多使用者的青睞，從而被廣泛應用于各行各業中。

1 傾轉旋翼無人機

在信息化、智能化技術飛速發展的今天，無人機的應用范圍也越來越廣，無人機向專業化、精細化和功能化方向發展。

在傾轉旋翼機達到一定速度后，旋翼軸可向前傾轉90°角，呈水平狀態，將旋翼當作拉力螺旋槳來使用，此時傾轉旋翼機能像固定翼飛機那樣，以較高速度進行遠程飛行，其具有普通直升機垂直起降和空中懸停的能力及渦輪螺旋槳飛機高速巡航飛行的能力。采用新思維來設計直升機的旋翼和總體布局，設計思想已突破傳統直升機范疇，是直升機技術發展的必然結果［1］。

2 傾轉旋翼無人機總體結構設計

本研究設計并制作出一款多功能傾轉旋翼無人機，著重分析傾轉旋翼無人機的硬件結構設計方案、飛行控制硬件的電路搭建設計與分析，并完成整機飛行控制系統的設計與搭建。

傾轉旋翼無人機使用的是新型傾轉飛翼式布局，由三軸螺旋槳提供拉力，并能進行多旋翼模式操作，包括垂直降落、空中懸停、翻滾、偏航、前進和后退操作，經過渡模式轉換為固定翼模式，飛翼飛行采用全電機、雙電機或單電機，進行高速、中速、低速的高續航飛行，從而使無人機具備多旋翼飛行器的垂直起降功能和固定翼飛行器高速、遠距離、高續航飛行的飛行能力。無尾固定翼和機身融為一體，有良好的空氣動力學外形，在有較高升阻比的同時，可減少氣流產生的干擾。

本研究設計的傾轉旋翼無人機采用“三旋翼+無尾飛翼式”布局。當三旋翼為垂直起降模式時，無人機對起降、懸停等動作提供動力支持。3 個傾轉舵機帶動電機進行相應模式切換。根據外形參數，用CATIA 軟件來繪制出三維模型，在CATIA 軟件中選用外形材料，從而計算出機體的轉動慣量。外殼采用輕質PLA 材料（密度為0.6 g/cm3左右），內部結構采用輕木框架（密度為0.25 g/cm3左右），并以碳纖維管為機構支撐。整機估算重量為3 kg，無人機機架結構裝配如圖1所示。

圖1 無人機機架結構裝配（單位：mm）

3 傾轉旋翼無人機硬件設計

本研究以Arduino mega 2560 開發板為主控板，搭載飛行系統，作為飛行控制系統數據交匯的硬件計算中心。由于主控板的I/O端口豐富，在接收到接收機數據信號和傳感器姿態數據信號的同時，也會輸出相應控制命令到執行機構，從而實現傾轉旋翼無人機的機動。

3.1 傳感器選擇

采用GY-86 集成傳感器，其集成了MPU6050 模塊、MS5611 模塊和HMC5883L 模塊，使用方便，能減少傳感器數據噪聲，節約成本，同時使多功能傾轉旋翼無人機接收到更為準確的姿態數據，可減少獨立式傳感器信息集合產生的干擾。

使用MPU6050 六軸（三軸加速度+三軸角速度陀螺儀傳感器）姿態傳感器，且含有一個第二IIC 接口，可用于連接外部磁力傳感器，由“MPU6050+地磁傳感器”通過卡爾曼濾波來計算姿態角。MPU6050自帶數字運動處理器（DMP），通過IIC接口可向CPU提供四元數轉歐拉角，即航向角（yaw）、橫滾角（roll）、俯仰角（pitch）。

MS5611是一款高分辨率的氣壓傳感器，分辨率可達10 cm。支持IIC 和SPI 通信協議，傳輸速率可達20 MHz，可設置其轉換時間。測量范圍為10～1 200 mbar。通過無人機上搭載的傳感器模塊和GPS模塊配合，用于測量海拔高度、懸停等操作。

HMC5883L 是一款三軸磁場傳感器，采用IIC 通信協議，傳感器中的航向角是方向與磁北的夾角［2-3］，可為無人機提供導航方向，和GPS 搭配使用，提供自主導航數據。

3.2 電源模塊設計

該無人控制系統采用的是獨立電源供電，獨立電源的滿載電源為6.6 V，超過控制系統所需電壓，傳感器產生的數據易受電壓波動的影響。GY-86傳感器作為感知傾轉旋翼無人機姿態的主要感知器，要盡可能減少因電源電壓波動而產生的數據噪聲，從而避免數據波動對無人機飛行系統控制計算產生的不利影響。在應用卡爾曼濾波算法時，同樣要盡可能保證傳感器傳輸的數據有效準確。減少傳感器誤差，保證增強位置的連續性和穩定性，能更加準確地輸出載體位置，提供硬件支持。

本研究采用6.6 V 的獨立控制電源，通過5 V 穩壓模塊進行降壓、穩壓處理，并連接到MEGA 板的POWER 區域的5 V 和GND 的緊鄰區域，對其進行供電。連接GY-86 傳感器，將傳感器和飛控板的對應電源區域進行對應連接。3.3 V 和GND 分布在5 V GND 兩側，由飛控板對傳感器進行供電，SCL 和SDA分別連接到對應點上。I2C總線上傳送數據，先發送最高位，由主機發出啟動信號，SDA 在SCL 高電平期間由高電平跳變為低電平，然后由主機發送一個字節的數據。數據傳送完畢后，由主機發出停止信號，SDA 在SCL 高電平期間由低電平跳變為高電平。按照上述過程可完成飛控板和傳感器的通信［4］。

3.3 接收與執行機構

接收機將接收到的發射機信號轉換成PWM 波控制命令，并對執行機構發出動作指令。由于飛控的介入，所發信號連接至飛控進行模擬信號的輸入。

執行機構的信號線連接到飛控板的PWM 區域，飛控板將計算處理過的命令通過各個端口對每個執行機構分別發送獨立的PWM 信號，對其分別進行精細的獨立控制，協調整個執行機構系統，從而完成一系列復雜的飛行機動動作。由于電調需要接地線才能組成一個完整的閉環信號系統，所以PWM 區域的左側飛控板提供地線端口，各個執行機構的地線將集成為一束，并與GND 接地端口連接在一起，從而形成完整的閉環信號。

獨立控制系統采用單向開關對控制系統進行開關機操作。電機和電調接線端通過正反接可實現電機的正反轉。根據各個電機的位置，分別對每個電機進行正反接操作。飛行控制硬件電路設計如圖2所示。

圖2 飛行控制硬件電路設計

4 傾轉旋翼無人機軟件設計

控制邏輯與控制算法是飛行控制系統的核心，飛行控制系統是飛控硬件應對各種指令信號的中央處理系統，控制邏輯與算法的合理性將直接關系到多功能傾轉旋翼無人機飛行器在面對各種飛行工況時的應對能力。飛行控制系統的控制邏輯與控制算法是飛行器處理各種問題信號的應對公式，通過各個模塊信號來模擬分析出姿態情況，從而計算出當前及預估情況給出的計算輸出數據信號的計算控制框架。

三軸傾轉旋翼無人機啟動后對各項硬件進行參數數據初始化，啟動開機自檢，默認垂直起降多旋翼模式。本研究設計的傾轉旋翼飛行器有3 種飛行模式，根據應用場景，可在3種模式中自由切換。

4.1 多旋翼模式

當無人機處于多旋翼模式時，傾轉舵機處于垂直狀態。飛行器通過多旋翼產生的升力來克服飛行器的自身重力，并通過旋翼轉速變化來產生升力差，可實現無人機的起飛、飛行姿態的改變、前進后退、俯仰、翻滾等動作。

多旋翼控制器內部細分為高度控制器、位置控制器、姿態控制器，可實現多旋翼模式下飛行器的懸停、定高、橫滾、俯仰和偏航等功能。

4.2 過渡模式

過渡模式為傾轉舵機從垂直狀態到水平狀態的過程。在多旋翼模式向固定翼模式飛行過渡時，多旋翼產生的升力會在一定時間內全部轉換成向前的拉力，巡航速度會大幅增加，但操控難度也會隨之增加，且過渡過程中會產生飛行失速的問題，傾轉過快或過慢、電機轉速的高低變化都會使飛行器的飛行狀態急劇變化，從而使無人機出現不可控狀態。將姿態PID 控制器應用到信號處理中，對傾轉舵機傾轉速度、動力電機的轉速高低進行微調，從而使飛行器的飛行狀態保持穩定，使飛行器不進入失速區間，保證飛行器的飛行安全。

傾轉過渡控制器可細分為傾轉舵機角速度控制器、角度反饋控制器，可控制傾轉舵機在不同角度范圍內使用不同的角速度轉動，防止旋轉力矩對飛行姿態產生影響，并向其選擇的控制器反饋角度信息。

連續選擇控制器可細分為角度信息收集控制器、判斷控制器、姿態控制器，用于收集反饋的傾轉舵機角度信息，通過邏輯控制在不同階段介入不同飛行模式，從而控制器助力飛行器的正常飛行。

4.3 固定翼模式

當無人機處于固定翼模式時，傾轉舵機處于水平狀態。飛行器通過機翼來產生升力，全部電機會產生向前的拉力，以克服前進的阻力。飛行器可通過調節各個動力電機的轉速和控制舵板舵機來改變機身蒙皮外流體的流速，從而對飛行器的飛行姿態進行控制。飛控系統如圖3所示。

圖3 飛控系統

固定翼控制器內部集成有姿態控制器，可實現控制固定翼模式下的俯仰、橫滾和偏航等能力。

傾轉旋翼無人機有兩種飛行模式，即固定翼模式和多旋翼模式。因此，在飛行控制中，搭建連續性選擇控制系統，通過遙控發射機的開關通道來產生撥桿開關信號，同時開關通道與傾轉舵機的控制信號綁定，在傾轉舵機不同角度下，可接入不同的控制模型。在過渡模式狀態中，由于傾轉舵機的角度發生變化，產生的升力也會隨之變化。因此，要在傾轉過程中使轉速發生一定變化，通過改變升力的大小來適應飛行姿態的變化。

通過設計單獨的傾轉過渡控制器，用三角函數進行數據分析計算。在多旋翼模式到固定翼模式傾轉過程中，槳葉產生的升力會逐漸轉變為向前的拉力。在垂直模式向固定翼模式，即升力向拉力轉變過程中，要達到固定翼模式下的失速下限，此時升力還是主導力。固定翼模式轉換為多旋翼模式時，情況相反。

經過上述分析，給出過渡控制器的需求和執行工作。在多旋翼模式轉換為固定翼模式時，要在前半段進行速度較快的切換，后半段逐漸減速，直至到達指定角度。

4.4 飛行模式切換算法程序

首先，將通過模塊函數解算出的傳感器四元數轉換為姿態數據。其次，進入循環讀取區間，對一些操作進行通道設置，用于切換飛行模式和飛行姿態。默認為垂直模式，若為垂直模式，對姿態PID 控制器進行設置。在垂直模式中還有定高模式，切換到定高模式，系統會讀取當前傳感器數據，獲取氣壓傳感器數據，并計算當前高度，通過陀螺儀加速度計等進行輔助控制，進入位置PID 控制器和高度PID 控制器，將計算出的數據發送至動力模塊。若為固定模式，進入到固定翼模式姿態PID 控制器設置中。在垂直模式中，有自穩和定高2 種飛行模式，因此配備2 種動力分配輸出表對電機和舵機進行配合控制。在固定翼模式中，通過動力分配輸出表對電機和舵機進行控制。最后，判斷飛行器狀態和輸出情況。在鎖定狀況下，通過發射機發送指定的解鎖指令，電機進入怠速或停機狀態。解鎖狀態下，電機中斷程度正常使用。部分狀態切換控制程序如下。

1.if（loop_cnt%2）//100 Hz

2.{

3.FlightStateTask（0.1）；//10 ms 執行一次進行飛機鎖定與加鎖狀態

4.FlightTask（CHdata［AUX1］，1）；//飛行模式取反變為-1 自穩/定高

5.ModeTask（CHdata［AUX2］，-1）；//傾轉姿態取反變為-1垂直/水平

6.

7. if （myabs （CHdata ［AIL］-remote_normal_value）＜=remote_dead_zone）CHdata［AIL］=remote_normal_value；//副翼死區設置

8. if （myabs （CHdata ［ELE］-remote_normal_value）＜=remote_dead_zone）CHdata［ELE］=remote_normal_value；//升降舵死區設置

9. if（Mode ==Vert）//垂直狀態

10. { //外環PID計算

11. //ROLL 外環X軸

12. PID_Set（&（roll. outer），limf（（CHdata［AIL］-remote_normal_value）/30.0f，-16.0，16.0），0，-ang.Y，5.0，100.0，10 000.0）；

13. roll.outer.Output=PID_Postion_Cal（&（roll.outer））；

14. //PITCH 外環X軸

15. PID_Set（&（pitch.outer），limf（-（CHdata［ELE］-remote_normal_value）/25.0f，-20.0，20.0），0，ang.X，5.0，100.0，10 000.0）；

16. pitch. outer. Output=PID_Postion_Cal（&（pitch.outer））；

17. //YAW 外環，限制在±10 度左右

18. yaw_desire=（CHdata［RUD］-remote_normal_value）/50.0f+ang.Z；

19. if（yaw_desire ＞180）yaw_desire-=360；

20. if（yaw_desire ＜-180）yaw_desire+=360；

21. PID_Set（&（yaw.outer），0，yaw_desire，ang.Z，5.0，100.0，10 000.0）；

22. //PID_Set（PID_DATA*data，float Input，float Desire，float Measure，float IntDifZone，float Integral_max，float OutLim）

23. yaw.outer.Output=PID_Postion_Cal（&（yaw.outer））；

24. if（FlightMode==AltHold）

25. {

26. getAddData（&add）；//得到氣壓、氣壓高度、GPS相關數據

27. AltDataDeal（）；//計算Z 軸速度，Z 軸高度測量

28. barAltHeightOut=PID_Postion_Cal（&barAlt HoldHeight）； //高度環計算

29. barAltHoldRate.Desire=barAltHeightOut；//高度環輸出為速度環入

30. barAltRateOut=PID_Postion_Cal （&barAlt HoldRate）； //速度環輸入

31. AltHoldChange（）；

32. }

5 實物設計

以輕木作為機身的主體材料，使用碳纖維型材、舵機、傾轉舵機、動力電機、電調、Arduino mega 2560板和獨立的動力電源控制電源等來構建無人機的基本結構。實物圖如圖4所示。

圖4 實物圖

6 結語

本研究設計的無人機為多旋翼與固定翼飛行器的有機結合物，能將二者的優異性很好地結合在一起，其垂直起降能力和遠距離續航能力在某些細分應用領域中擁有無可比擬的優勢。

研究中采用工業設計軟件（如CATIA、Solid-Works、CAD 等）進行前期設計分析工作，為后期試制提供技術支持。在飛行系統搭建中，基于模型的設計思路，采用MATLAB Simulink 來構建傾轉旋翼無人機飛行控制系統的模型。

研究結果表明，無人機構型設計合理，力學分析達到設計要求，通過電路搭建、連接、模型的設計燒錄、3D 打印，最終設計出低成本的垂直起降和遠距離續航的傾轉旋翼飛行器，在偵查或救援領域具有重要的實用價值。