展開式變體垂直起降飛行器氣動布局與控制策略設(shè)計及飛行驗證

陳其昌，史志偉，張維源，姚靈瓏，童晟翔

南京航空航天大學(xué) 航空學(xué)院，南京 210016

近年來無人飛行器任務(wù)需求日趨復(fù)雜，其中垂直起降飛行器綜合了固定翼和旋翼飛行器的優(yōu)點，其不受起降場地限制，既可以完成垂直起降，又能完成遠距離巡航［1］，因此受到了眾多研究者的關(guān)注。

目前已經(jīng)出現(xiàn)的垂直起降飛行器根據(jù)其懸停與平飛模式之間的過渡方式不同，可以大致分為復(fù)合翼式、傾轉(zhuǎn)旋翼式、推力矢量式、尾座式等類型［2］。其中復(fù)合翼式垂直起降構(gòu)型將升力旋翼與固定翼飛行器的機翼簡單復(fù)合，結(jié)構(gòu)與控制策略簡單［3］；但由于升力旋翼引入了較大的結(jié)構(gòu)重量與阻力，因此其存在巡航效率較低的缺點。傾轉(zhuǎn)旋翼式垂直起降構(gòu)型的代表飛行器為美軍V-22“魚鷹”運輸機，其旋翼方向可在水平和垂直狀態(tài)之間相互轉(zhuǎn)換，以實現(xiàn)從垂直起降到水平巡航之間的過渡飛行［4］；該類飛行器機械結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜、對飛控系統(tǒng)的設(shè)計提出了較高的要求［5］，因此不適用于小型垂直起降無人機。尾座式垂直起降構(gòu)型在懸停階段機身呈豎直狀態(tài)，依靠由動力旋翼產(chǎn)生的直接推力升空，在過渡飛行過程中其全機逐漸向前傾轉(zhuǎn)并水平加速，直至轉(zhuǎn)換到固定翼飛行狀態(tài)［6］。尾座式垂直起降飛行器結(jié)構(gòu)簡單，垂直-水平模態(tài)轉(zhuǎn)換加速快，并且其鉛垂飛行和水平飛行使用同一套固連于機體上的動力系統(tǒng)，可靠性高且結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕［7］，因此在中小型垂直起降無人機中受到了愈發(fā)廣泛的關(guān)注與應(yīng)用。

目前大多數(shù)的尾座式垂直起降飛行器采用以悉尼大學(xué)的T-Wing［8］和楊百翰大學(xué)的Mini Tail-Sitter［9］為首的雙旋翼飛翼式布局設(shè)計，在懸停模態(tài)下利用雙旋翼的動力差動控制飛行器滾轉(zhuǎn)，利用處于旋翼滑流影響中的升降-副翼舵面控制飛行器的俯仰與偏航姿態(tài)。Oosedo 等設(shè)計了一種使用四旋翼布局的尾座式垂直起降飛行器，利用旋翼差動推力和反扭矩控制飛行器的懸停姿態(tài)［10］。

由于垂直起降飛行器需要同時滿足旋翼和固定翼飛行器的設(shè)計需求，其往往需要對不同飛行模式間的設(shè)計參數(shù)進行權(quán)衡與取舍，因此現(xiàn)有的垂直起降構(gòu)型難以在所有飛行模式間取得較好的飛行性能［11］。對固定翼飛行器而言，更大的機翼面積和展弦比通常意味著平飛狀態(tài)下更好的飛行性能與更高的飛行效率［12］。但Lyu 等［13］指出，具有較大翼面積的尾座式垂直起降飛行器懸停階段對橫風(fēng)較為敏感，將影響其懸停精度。Stone［14］和Verling［15］等均在尾座式垂直起降飛行器的飛行試驗中指出，抗風(fēng)性是影響尾座式飛行器懸停精度的問題之一。為此Lyu 等［13］提出了一種基于干擾觀測器（DOB）的控制方法，以提高尾座式飛行器在外界干擾（如橫風(fēng)）下的懸停精度。

來自明尼蘇達大學(xué)的D′Sa 等提出了SUAVQ［16-18］和MIST-UAV［19］飛行器，這是一種機翼可展開變體的尾座式垂直起降飛行器：當(dāng)機翼折疊時作為四旋翼飛行器垂直起降，并在機翼展開后作為大展弦比固定翼水平巡航，其中SUAV-Q［16-18］還具有太陽能增程飛行功能。D′Sa 在［16，18］中給出了一種具有4 個可展開翼段的該構(gòu)型飛行器總體設(shè)計方案，并給出了一種基于3D 打印的變體鉸鏈機構(gòu)設(shè)計方案［16-17］。由于該變體鉸鏈機構(gòu)的強度和驅(qū)動力矩有限，D′Sa 等［16］提出了一種使鉸鏈力矩最小化的變體過渡策略，該策略令飛行器在旋翼模態(tài)下先展開機翼，再以常規(guī)滑流舵控制的尾座式垂直起降構(gòu)型進行前傾過渡。

D′Sa 等對該構(gòu)型飛行器的研究主要聚焦于太陽能技術(shù)在該類飛行器中的應(yīng)用［16-18］，對其氣動特性和飛行控制策略研究較少，僅在文獻［16］中利用渦格法估算了SUAV-Q 飛行器固定翼巡航狀態(tài)下干凈構(gòu)型的縱向氣動力系數(shù)。目前還缺乏該類展開式變體尾座式垂直起降飛行器，在前傾加速、變體展開、固定翼改平、水平巡航等各飛行階段的精確氣動特性數(shù)據(jù)。且尚未對該構(gòu)型飛行器在各飛行階段中的飛行控制策略開展針對性研究。

D′Sa 等在文獻［19］中對MIST-UAV 飛行器進行了變體飛行試驗，飛行器成功在懸停-巡航-懸停模態(tài)間完成了變體過渡飛行。但試驗結(jié)果顯示，飛行器在向固定翼及向四旋翼過渡的過程中，過渡耗時較長，且均存在明顯的高度損失；在從固定翼變體過渡至四旋翼后，還存在著較為嚴重的操縱飽和問題。

本文首先提出了一種與D′Sa 等類似的三段展開式變體垂直起降飛行器總體布局設(shè)計，并為該構(gòu)型飛行器設(shè)計了一種具有自鎖功能的機翼變體驅(qū)動機構(gòu)；隨后對該構(gòu)型飛行器進行了縮比風(fēng)洞測力實驗，評估了其在不同飛行模態(tài)下及變體過渡過程中的氣動參數(shù)、飛行性能與操穩(wěn)特性；接著給出了針對該構(gòu)型飛行器懸停模態(tài)的航向增強控制策略，以緩解懸停航向控制飽和問題；提出了基于空速的分步變體過渡控制策略，以提升飛行器變體過渡過程的穩(wěn)定性；最后對該構(gòu)型飛行器進行了典型任務(wù)剖面飛行試驗驗證，分析了垂直懸停、水平飛行、模態(tài)過渡過程中的飛行數(shù)據(jù)。

1 飛行器總體構(gòu)型設(shè)計

1.1 總體布局設(shè)計

本文所提出的飛行器是一種機翼可展開的尾座式變體垂直起降飛行器，其機體主要結(jié)構(gòu)包括中段機翼、外段機翼、變體轉(zhuǎn)換機構(gòu)，該飛行器的相關(guān)參數(shù)如表1 所示。其中變體轉(zhuǎn)換機構(gòu)由變體折疊轉(zhuǎn)軸和變體作動機構(gòu)組成：飛行器的外段機翼根部和中段機翼梢部利用變體折疊轉(zhuǎn)軸相連，轉(zhuǎn)軸軸向與機翼弦向平行；變體作動機構(gòu)可驅(qū)動兩側(cè)的外段機翼分別繞變體折疊轉(zhuǎn)軸展開與折疊，以實現(xiàn)飛行器機體構(gòu)型在懸停模態(tài)和巡航模態(tài)間變體轉(zhuǎn)換。為方便表示氣動力系數(shù)，將外段機翼完全展開時的全機翼展與機翼面積定義為參考翼展和參考面積。

表1 飛行器參數(shù)Table 1 Parameters of aircraft

當(dāng)飛行器處于多旋翼懸停模態(tài)時，其機體構(gòu)型如圖1 所示：兩側(cè)的外段機翼在變體轉(zhuǎn)換機構(gòu)的驅(qū)動下向下轉(zhuǎn)動以進行變體折疊，外段機翼與中段機翼近似構(gòu)成一個“凵”形。分別布置于外段機翼根部和梢部的動力旋翼構(gòu)成矩形，以四旋翼構(gòu)型提供升力并操縱飛行器。

當(dāng)飛行器處于固定翼巡航模態(tài)時，兩側(cè)的外段機翼在變體轉(zhuǎn)換機構(gòu)的驅(qū)動下向上轉(zhuǎn)動以進行變體展開，外段機翼與中段機翼近似構(gòu)成一個“一”形，以固定翼構(gòu)型巡航。在該模態(tài)下，飛行器利用機翼產(chǎn)生的氣動升力以克服重力，利用位于外段機翼后緣、弦長占外段機翼平均氣動弦長25%的升降-副翼舵面對飛行器進行俯仰操縱與滾轉(zhuǎn)操縱，利用位于飛行器中央對稱面兩側(cè)的動力旋翼差動進行航向操縱。機體構(gòu)型如圖2所示。

圖2 飛行器巡航模態(tài)機體構(gòu)型Fig.2 Aircraft cruising mode configuration

為了協(xié)調(diào)飛行器在不同模態(tài)下的重心位置，使飛行器在懸停模態(tài)下的重心位置盡可能接近飛行器4 組動力旋翼所構(gòu)成矩形的幾何中心，中段機翼設(shè)計為20°的固定上反角；外段機翼變體展開后具有10°下反角，使飛行器構(gòu)成鷗式飛翼布局，在此布局下位于機翼前緣的4 組動力旋翼的平均推力線接近于該模態(tài)下飛行器的垂直重心位置，降低了巡航模態(tài)下推力附加的俯仰力矩，以提升飛行器巡航模態(tài)下的配平效率。飛行器在不同模態(tài)下的重心位置示意如圖3 所示。

圖3 飛行器不同模態(tài)重心位置示意圖Fig.3 Aircraft center of gravity in different modes

1.2 變體轉(zhuǎn)換機構(gòu)設(shè)計

為了提高該飛行器在各飛行模態(tài)及模態(tài)過渡飛行過程中的操穩(wěn)特性及結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性，其機翼的變體轉(zhuǎn)換機構(gòu)需要使外段機翼按指令快速展開與折疊，并在折疊與展開狀態(tài)下提供較強的連接剛度與強度，以抵抗飛行中的氣動載荷，是該構(gòu)型飛行器的設(shè)計要點之一。

本文設(shè)計了一種基于多連桿的變體轉(zhuǎn)換機構(gòu)，包括變體折疊轉(zhuǎn)軸和變體作動機構(gòu)兩部分。變體折疊轉(zhuǎn)軸的設(shè)計如圖4（a）所示，由分別固連于內(nèi)外段機翼前墻、主梁、后墻上的3 個共軸布置的軸承構(gòu)成；變體轉(zhuǎn)換動作的驅(qū)動機構(gòu)如圖4（b）所示，包括固連于內(nèi)段機翼主梁腹板的變體驅(qū)動伺服、固連于外段機翼主梁腹板的從動耳片、驅(qū)動連桿、從動連桿。

圖4 變體轉(zhuǎn)換機構(gòu)設(shè)計圖Fig.4 Design of variant mechanism

當(dāng)飛行器處于四旋翼懸停模態(tài)下時，變體轉(zhuǎn)換機構(gòu)如圖5 所示。此時變體折疊轉(zhuǎn)軸與重力方向基本平行，外段機翼基本不受繞轉(zhuǎn)軸的常態(tài)力矩，變體驅(qū)動伺服所受的載荷較小，驅(qū)動功率較低。

圖5 四旋翼懸停模態(tài)變體轉(zhuǎn)換機構(gòu)位置圖Fig.5 Variant mechanism of quadrotor hover mode

當(dāng)飛行器處于固定翼巡航模態(tài)時，變體轉(zhuǎn)換機構(gòu)如圖6 所示。此時外段機翼的升力會產(chǎn)生繞變體折疊轉(zhuǎn)軸的常態(tài)力矩；當(dāng)飛行器承受較大過載時，外段機翼相對轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)矩也將很大。如果僅利用變體伺服器提供反向轉(zhuǎn)矩機加以克服，由于變體轉(zhuǎn)換機構(gòu)存在不可避免的機械虛位，將顯著降低飛行器在固定翼巡航模態(tài)下的機翼剛度，并可能致使變體伺服器過熱燒毀。

圖6 固定翼巡航模態(tài)變體轉(zhuǎn)換機構(gòu)位置圖Fig.6 Variant mechanism of fixed-wing cruise mode

為此，本文為該飛行器的固定翼巡航模態(tài)設(shè)計了一種變體限位機構(gòu)，如圖5（b）、圖6（b）所示。變體限位器由位于外段機翼上的變體限位銷與位于內(nèi)段機翼上的U 形變體限位槽所組成。當(dāng)外段機翼完全展開并承受正過載時，變體限位銷將與U 形變體限位槽相接觸，由變體限位銷所受的壓應(yīng)力與變體折疊轉(zhuǎn)軸所受的拉應(yīng)力組成力偶，以抵消外段機翼所受的氣動轉(zhuǎn)矩。當(dāng)外段機翼完全展開并承受負過載時，位于驅(qū)動連桿與轉(zhuǎn)動連桿上的3 個轉(zhuǎn)軸基本共線，如圖6（a）所示，將外翼的繞軸轉(zhuǎn)矩轉(zhuǎn)化為對變體伺服器輸出軸的剪切載荷。

2 飛行器風(fēng)洞測力實驗

2.1 實驗?zāi)Ｐ团c方法

實驗在南京航空航天大學(xué)1 m 低速回流式開口風(fēng)洞中進行。開口實驗段截面為矩形截面，尺寸是1.5 m×1.0 m，實驗段長度為1.9 m，自由來流的湍流度為0.07%。

測力實驗使用的儀器是?14 mm 六分量桿式天平，天平載荷和校準精度如表2所示，X、Y、Z分別代表軸向力、法向力和側(cè)向力；L、M、N分別代表滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩和偏航力矩。

表2 桿式天平校準精度Table 2 Calibration accuracy of rod balance

如圖7 所示，風(fēng)洞實驗?zāi)Ｐ驮谠Ｐ突A(chǔ)上進行3∶2 縮比，以匹配1 m 風(fēng)洞實驗段尺寸。風(fēng)洞實驗大綱如表3 所示，由于該風(fēng)洞配套攻角機構(gòu)的動作范圍限制，將實驗根據(jù)迎角范圍分為3 組進行。實驗各氣動力和力矩均以雷諾相似后風(fēng)速為參考進行無量綱化［20］，力矩參考點位于=20%。

圖7 風(fēng)洞實驗?zāi)Ｐ虵ig.7 Wind tunnel test model

表3 風(fēng)洞測力實驗大綱Table 3 Wind tunnel test program

1 號實驗分組用以評估飛行器固定翼巡航模態(tài)的飛行性能與操穩(wěn)特性，并為后續(xù)的變體過渡控制策略研究提供機翼變體展開與折疊過程的準靜態(tài)氣動力數(shù)據(jù)。實驗?zāi)Ｐ陀堑淖兓秶?4°～36°。實驗標(biāo)稱風(fēng)速為分別為15、22.5 m/s，以雷諾相似原模型的10、15 m/s飛行速度。

2 號、3 號實驗分組用以為后續(xù)的變體過渡控制策略研究提供飛行器懸停模態(tài)下前傾加速過程的氣動力數(shù)據(jù)。實驗?zāi)Ｐ陀堑淖兓秶謩e是30°～66°、60°～96°。實驗標(biāo)稱風(fēng)速為7.5、15 m/s，以雷諾相似原模型的5、10 m/s飛行速度。

2.2 固定翼巡航模態(tài)風(fēng)洞實驗

選取實驗風(fēng)速V=15 m/s；實驗雷諾數(shù)Re≈3.7×105。當(dāng)升降舵偏角δE=0°，且外段機翼折角f=10°，即外段機翼完全展開的情況下，對飛行器本體的固定翼巡航模態(tài)進行了5 次重復(fù)性實驗，其結(jié)果如圖8 所示。

圖8 巡航模態(tài)干凈構(gòu)型縱向測力實驗結(jié)果Fig.8 Longitudinal force test results of clean construction in cruise mode

飛行器巡航模態(tài)下最大升力系數(shù)CLmax=0.883，臨界迎角αmax=14°；在臨界迎角前飛行器俯仰具有靜穩(wěn)定性，但靜穩(wěn)定裕度僅為1.04%，須引入閉環(huán)控制。迎角在-4°～14°范圍內(nèi)阻力、升力和俯仰力矩系數(shù)的精度分別為0.003 1、0.002 3、0.002 3［21］，滿足后續(xù)分析的精度需要。

將實驗結(jié)果與文獻［22］中給出的傳統(tǒng)四旋翼尾座式垂直起降飛行器的風(fēng)洞測力數(shù)據(jù)進行對比，結(jié)果如圖9 所示。圖中，傳統(tǒng)四旋翼尾座式垂直起降構(gòu)型的最大升阻比為5.58；而本文給出的該展開式變體垂直起降飛行器最大升阻比Kmax=9.25，有利迎角αopt=8°。相較于傳統(tǒng)的尾座式垂直起降飛行器，展開式變體垂直起降飛行器利用可變體展開的外段機翼提升了機翼巡航模態(tài)下的展弦比，使巡航最大升阻比提升了65.7%。

圖9 巡航模態(tài)升阻比與傳統(tǒng)尾座式飛行器對比Fig.9 Comparison of cruise mode lift-to-drag ratio between wing-foldable tail-sitter and traditional tail-sitter

對外段機翼折角f=10°的飛行器固定翼模態(tài)進行研究，繪制各迎角下的“舵偏角-俯仰力矩”曲線，插值取得俯仰力矩系數(shù)Cm=0 時對應(yīng)的升降舵偏角，即為飛行器該迎角下的配平舵偏角δE-Level。截取配平舵偏-40°≤δE-Level≤40°范圍內(nèi)的數(shù)據(jù)點，即可得到該飛行器在巡航模態(tài)下的最大可配平迎角αlevel-max=28°，模態(tài)過渡過程中機翼變體展開時的姿態(tài)角應(yīng)當(dāng)小于該角度。進而對可配平迎角下的氣動力-舵角曲線進行插值，即可取得飛行器配平狀態(tài)氣動特性曲線，如圖10 所示。圖中，飛行器在巡航模態(tài)下最大配平升力系數(shù)CLmax-level=0.844 35，最大配平升阻比Kmax-level=8.89，臨界迎角和有利迎角與本體一致。

圖10 巡航模態(tài)配平狀態(tài)氣動特性隨迎角變化曲線Fig.10 Curves of trim state aerodynamic characteristics with angle of attack in cruise mode

該飛行器的動力由4 臺朗宇X2212 KV1400無刷電機，驅(qū)動APC 9×6 螺旋槳提供，每臺電機分別由一塊11.1 V 1 500 mah 3S1P 鋰電池供電。在12 V 直流供電條件下，利用風(fēng)洞對動力旋翼的速度特性曲線進行測定，并結(jié)合飛行器設(shè)計起飛重量WTO=2.6 kg，即可得到該飛行器在固定翼巡航模態(tài)下的定常平飛性能包線，如圖11 所示。該飛行器最大平飛速度Vmax=30.6 m/s，最小平飛速度Vmin=9.7 m/s，久航速度Vt.max=11.3 m/s，久航需用推力Tt.max=2.92 N。

圖11 巡航模態(tài)定常平飛性能包線Fig.11 Steady-state performance envelope of aircraft in cruise mode

2.3 變體過渡過程風(fēng)洞實驗

在飛行器從懸停模態(tài)向巡航模態(tài)過渡的過程中，飛行器初始以懸停模態(tài)前傾加速，此時外段機翼完全折疊。在實驗風(fēng)速15 m/s、升降舵偏角-40°≤δE≤40°、外段機翼折角f=90°，即 外段機翼完全折疊時，對飛行器懸停模態(tài)的氣動特性進行了風(fēng)洞實驗，實驗迎角范圍-4°～96°，實驗結(jié)果如圖12 所示。為方便對比，選取機翼完全展開時的幾何參數(shù)作為參考狀態(tài)。圖中，在機翼完全折疊的懸停模態(tài)下，飛行器升降舵偏δE=0°時本體狀態(tài)的最大升力系數(shù)CLmax=0.354，臨界迎角αmax=16°。在臨界迎角之前，全機升力系數(shù)隨升降舵面下偏而增加；由于升降舵面位于外段機翼，進而可知在機翼完全折疊的狀態(tài)下，外段仍可貢獻部分升力。同時，在臨界迎角之前，全機俯仰力矩系數(shù)隨升降舵面下偏而減小，隨升降舵面上偏先增加后減小；進而在機翼完全折疊的狀態(tài)下，升降舵面對飛行器俯仰操縱的線性度較差，飛行器在懸停模態(tài)及前傾加速過程中應(yīng)當(dāng)使用旋翼差動作為主要的俯仰操縱源。

圖12 懸停模態(tài)氣動特性隨迎角變化曲線Fig.12 Curves of aerodynamic characteristics with angle of attack of aircraft in hover mode

為了進一步研究飛行器機翼變體展開過程中的氣動力變化，在15 m/s 實驗風(fēng)速下，舵偏角δE=0°時，巡航模態(tài)有利迎角αopt=8°、臨界迎角αmax=14°、最大可配平迎角αlevel-max=28°下，對飛行器氣動特性隨機翼折角f變化關(guān)系進行了實驗，結(jié)果如圖13 所示。為方便對比，選取機翼完全展開時的幾何參數(shù)作為參考狀態(tài)。圖中，在α=8°及α=14°狀態(tài)下，此時機翼尚未失速，隨著機翼的變體展開，升力系數(shù)快速增加，分別提升了271.34%和258.36%；升阻比也快速增加，分別提升了210.47%和155.07%。因此可以認為，在從懸停模態(tài)向巡航模態(tài)過渡的過程中，機翼的變體展開能有效提升飛行器的飛行性能與飛行效率。

圖13 氣動特性隨機翼折角變化曲線Fig.13 Curves of aerodynamic characteristics with wing folding angle

在α=28°狀態(tài)下，飛行器的升力系數(shù)先隨著機翼的變體展開而快速增加，當(dāng)展開到機翼折角f=50°時升力系數(shù)變化率迅速減小。而飛行器的升阻比則隨著機翼的變體展開呈現(xiàn)先增大后減小的變化趨勢。這可能是由于當(dāng)機翼折角f較大時，機翼的等效展弦比較小，三維效應(yīng)較為顯著，從而延后了機翼的失速。因此當(dāng)機翼從f=90°的完全折疊位置開始變體展開時，升力系數(shù)及升阻比首先隨著翼面積和展弦比的增加而增加；隨著機翼展開，展弦比逐漸增大，f≤70°后機翼開始出現(xiàn)失速，進而升阻比開始下降，升力系數(shù)增加的斜率逐漸減小。

圖14 中給出了不同機翼折角f下，飛行器升力系數(shù)隨迎角變化曲線。圖中，隨著折角f的增大，機翼失速的臨界迎角有逐漸延后的趨勢，符合前文的假設(shè)。

圖14 不同機翼折角升力系數(shù)隨迎角變化曲線Fig.14 Curves of lift coefficient with angle of attack for different wing folding angles

3 飛行器控制策略設(shè)計

3.1 飛行器控制系統(tǒng)概述

為了方便研究工作的進行，軟件部分選擇了基于PX4 開源飛行控制代碼進行二次開發(fā)，硬件部分采用了基于Pixhawk 開源平臺的CUAV Pixhack V3X 自動駕駛儀。

除自動駕駛儀內(nèi)置的陀螺儀、加速度計、地磁傳感器、氣壓高度計等傳感器外，為了使飛控程序能更加全面的掌握感知飛行器運行狀態(tài)，該飛行器還外置有皮托空速計、GPS、外置地磁傳感器、電流電壓傳感器等模塊。其中由于在變體轉(zhuǎn)換過程中機體需繞俯仰軸傾轉(zhuǎn)90°，無法保證在整個飛行任務(wù)剖面中始終保持單一GPS 模塊的天線處于最佳接收角度，故使用雙GPS 的設(shè)計。飛控系統(tǒng)的硬件布局圖如圖15 所示。

圖15 自動駕駛儀硬件布置圖Fig.15 Autopilot hardware layout diagram

3.2 飛行器懸停控制策略

當(dāng)飛行器處于垂直起降與懸停狀態(tài)時，機翼前緣各旋翼的連線構(gòu)成一個矩形，如圖16 所示。此時飛行器左右、前后相臨的旋翼轉(zhuǎn)向相反，對角相對的旋翼轉(zhuǎn)向相同，旋翼間的陀螺效應(yīng)和反扭矩相互抵消。

圖16 懸停模態(tài)旋翼布置與坐標(biāo)系定義Fig.16 Rotor arrangement and coordinate system definition of aircraft in hover mode

此時，該飛行器利用旋翼所產(chǎn)生的推力平衡重力，并利用旋翼間轉(zhuǎn)速差所引起的推力差與扭矩差進行姿態(tài)控制。飛行器在該模態(tài)下采用與傳統(tǒng)四旋翼相類似的姿態(tài)控制策略［23］：

式中：T1～T4為4 組旋翼轉(zhuǎn)速的歸一化控制指令；δT.sp、δR.sp、δP.sp、δY.sp為飛行姿態(tài)PID 控制器歸一化輸出的推力、滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航控制指令。

通過實際試飛測試發(fā)現(xiàn)，尾座式垂直起降飛行器側(cè)面積較大，航向阻尼較強，且受側(cè)風(fēng)擾動影響大，使得飛行器在懸停模態(tài)下的航向操縱較為遲緩。圖17為飛行器懸停狀態(tài)下的作動器指令曲線（PWM 指令曲線，范圍為1 000～2 000 μs），圖中0～3 號輸出曲線分別對應(yīng)1～4 號旋翼推力的控制信號。從圖中可知，在輸入較大的航向角速度期望值時，位于左下方的2 號電機（綠色）和左上方的3 號電機（藍色）已經(jīng)達到了控制量極值，出現(xiàn)了航向控制飽和的問題，飛行器將發(fā)生航向失控。由此可見，僅依靠對角旋翼差速產(chǎn)生反扭矩差以進行航向控制的傳統(tǒng)四旋翼控制策略已經(jīng)不能滿足本飛行器的懸停模態(tài)控制需要。

圖17 懸停模態(tài)試飛旋翼控制量輸出曲線Fig.17 Curve of rotor control output in hover mode flight test

為了進一步提升飛行器在懸停模態(tài)下的航向控制效能，本文提出了一種升降副翼-旋翼協(xié)調(diào)航向增強控制策略。在懸停模態(tài)下，位于外段機翼后部的兩片升降-副翼舵面處于動力旋翼的旋翼滑流中；當(dāng)氣動舵面在旋翼滑流中偏轉(zhuǎn)時，當(dāng)?shù)匾硇蛯π砘饔歉淖儯a(chǎn)生局部的附加側(cè)力。同時，當(dāng)飛行器按式（1）所述的傳統(tǒng)四旋翼控制策略進行航向操縱時，位于同一對角線上的動力旋翼會成對加減速，造成兩側(cè)升降-副翼舵面上旋翼滑流速度的展向不均勻分布，從而產(chǎn)生沿外段機翼展向不均勻分布的附加側(cè)力，進而產(chǎn)生繞飛行器懸停模態(tài)z軸的偏航力矩。當(dāng)氣動舵面按航向控制指令以一定規(guī)律偏轉(zhuǎn)時可與旋翼差動產(chǎn)生的展向不均勻滑流相耦合，進一步增強飛行器的航向控制效能。

本文使用?14 mm 六分量桿式天平對該飛行器縮比模型在外段機翼折角f=90°的懸停狀態(tài)下的航向力矩進行了測力實驗，對不同角度升降-副翼舵面偏轉(zhuǎn)與旋翼差動航向控制的耦合效果進行了評估。實驗中，兩升降-副翼舵面均向同側(cè)進行偏轉(zhuǎn)，升降-副翼舵面偏角按固定翼巡航模態(tài)下的副翼偏向記載，正方向定義如圖18所示。

圖18 懸停模態(tài)升降-副翼舵面偏角方向定義Fig.18 Definition of elevon direction when aircraft in hover mode

在懸停模態(tài)，且推力控制指令δT.sp=50%的條件下，當(dāng)兩升降-副翼舵面同步偏轉(zhuǎn)不同角度時，其與不同輸入比例的旋翼差動航向控制指令δY.sp相耦合，產(chǎn)生的偏航力矩曲線如圖19 所示。由曲線可知，負的舵面偏轉(zhuǎn)方向，即與目標(biāo)航向相反的升降-副翼舵面偏轉(zhuǎn)，可與旋翼差動控制相協(xié)調(diào)，產(chǎn)生較大的偏航控制力矩。例如，在右偏航控制時升降副翼應(yīng)共同左偏以和旋翼差動控制相協(xié)調(diào)，產(chǎn)生較大的右偏航控制力矩。

圖19 航向力矩系數(shù)隨旋翼航向控制量變化曲線Fig.19 Curve of yaw moment coefficient with rotor yaw control input

因此，在式（1）給出的傳統(tǒng)四旋翼控制策略的基礎(chǔ)上，進一步給出該飛行器懸停模態(tài)下的升降副翼-旋翼增強航向控制策略：

式中：δElevon即為升降-副翼舵面偏角，其正方向定義如圖18 所示。

該升降副翼-旋翼協(xié)調(diào)航向增強控制策略的航向力矩系數(shù)曲線如圖20 所示。與僅采用旋翼差動航向控制的傳統(tǒng)四旋翼控制策略相比，本文提出的升降副翼-旋翼協(xié)調(diào)航向增強控制策略，可使該飛行器懸停模態(tài)的航向控制效能提升177.2%。

圖20 升降副翼-旋翼航向增強控制策略航向力矩曲線Fig.20 Curves of yaw moment coefficient using elevonrotor coordinated yaw enhancement control

同時，尾座式飛行器由于懸停模態(tài)的偏航軸與巡航模態(tài)的滾轉(zhuǎn)軸相互平行且方向相反，故懸停模態(tài)下的右偏航對應(yīng)了巡航模態(tài)下的左滾轉(zhuǎn)。根據(jù)該升降副翼-旋翼協(xié)調(diào)航向增強控制策略，在懸停模態(tài)下右偏航控制中的舵面偏向，與巡航模態(tài)下左滾轉(zhuǎn)控制中的副翼偏轉(zhuǎn)方向一致，使得飛行器在變體過渡過程中氣動舵面的偏轉(zhuǎn)方向不發(fā)生躍變；從而可以使飛行器在不同模態(tài)間變體過渡時連續(xù)可控，使飛行器變體過渡過程平穩(wěn)可靠進行。

3.3 飛行器變體過渡過程控制策略

為了使該飛行器的變體過渡過程平穩(wěn)可靠進行，結(jié)合前文給出的風(fēng)洞測力數(shù)據(jù)、變體驅(qū)動機構(gòu)驅(qū)動特性，對該飛行器的變體過渡過程控制策略進行研究。

為減輕飛行器結(jié)構(gòu)重量、便于飛行器內(nèi)結(jié)構(gòu)布置，需盡可能選用較小型號的變體驅(qū)動伺服器，從而需要盡可能減小機翼變體展開與折疊過程中變體轉(zhuǎn)換機構(gòu)的驅(qū)動載荷。因此對最低平飛速度向上取整，給定由旋翼向固定翼過渡的水平變體過渡臨界空速VFT=10 m/s。

為了進一步確定執(zhí)行變體過渡機動的臨界俯仰姿態(tài)角，對實驗風(fēng)速15 m/s，升降舵偏角δE=0°，外段機翼折角f=90°，即外段機翼完全折疊時，飛行器本體懸停模態(tài)的風(fēng)洞測力數(shù)據(jù)進行研究。理想狀態(tài)下飛行器過渡轉(zhuǎn)換過程維持高度不變，飛行器迎角即為此時的俯仰姿態(tài)角。飛行器升力系數(shù)與縱向最大推力隨俯仰姿態(tài)角變化曲線如圖21 所示。圖中，縱向最大推力為水平變體過渡臨界空速VFT=10 m/s 下的旋翼最大推力乘以俯仰姿態(tài)角的正弦函數(shù)計算得出。

圖21 升力系數(shù)與縱向最大推力隨迎角變化曲線Fig.21 Curves of lift coefficient and maximum longitudinal thrust with angle of attack

將飛行器在外段機翼完全折疊的懸停模態(tài)下，水平變體過渡臨界空速VFT=10 m/s 時，機翼所受氣動升力與旋翼縱向最大推力之和定義為飛行器該速度下的總升力，其隨俯仰姿態(tài)角的變化如圖22 所示。圖中，當(dāng)俯仰姿態(tài)角θ≥27°時，飛行器在VFT=10 m/s 下的總升力大于自身所受重力。同時，機翼變體展開時的俯仰姿態(tài)角θ應(yīng)不大于巡航模態(tài)下的最大可配平迎角αlevel-max=28°。故選定水平變體過渡臨界俯仰姿態(tài)角θFT=28°。從而給出飛行器的變體過渡過程控制策略和變體轉(zhuǎn)換過程示意圖如圖23 和圖24 所示。

圖22 懸停模態(tài)總升力隨俯仰姿態(tài)角變化曲線Fig.22 Curve of total lift with pitch attitude angle in hover mode

圖23 變體過渡過程控制策略流程圖Fig.23 Flowchart of variant transition process control strategy

圖24 變體過渡過程示意圖Fig.24 Schematic of variant transition process

當(dāng)飛行器在多旋翼懸停模態(tài)下收到“向固定翼巡航模態(tài)過渡”的控制指令后，飛行器進入平飛過渡模態(tài)。飛行控制器逐步改變飛行器的目標(biāo)俯仰角，使飛行器在多旋翼控制策略的操控下，按照預(yù)定的過渡角速度緩慢前傾并逐漸加速。同時飛行控制器不斷從皮托空速計與慣性測量單元IMU讀取數(shù)據(jù)，并比較當(dāng)前是否達到預(yù)設(shè)的水平變體過渡臨界空速VFT=10 m/s 與水平變體過渡臨界俯仰姿態(tài)角θFT=28°。當(dāng)飛行器同時滿足上述兩項水平變體過渡臨界參數(shù)后，外段機翼在變體轉(zhuǎn)換機構(gòu)的驅(qū)動下向上展開，飛行器進入固定翼巡航模態(tài)。隨即轉(zhuǎn)由固定翼控制策略控制飛行器繼續(xù)前傾加速直至達到平飛狀態(tài)。

當(dāng)飛行器在固定翼巡航模態(tài)下收到“向多旋翼懸停模態(tài)過渡”的控制指令后，飛行控制器從固定翼控制策略切換至多旋翼控制策略，并控制外段機翼變體折疊進入懸停過渡模態(tài)。此時飛行器在多旋翼控制策略的操控下，通過旋翼差動產(chǎn)生俯仰力矩，使飛行器機頭持續(xù)上揚，在空氣阻力的作用下自然減速，直至飛行器弦線基本豎直，俯仰角大于垂直過渡臨界俯仰姿態(tài)角θBT=80°，隨即切換進入多旋翼懸停模態(tài)。

4 飛行試驗驗證與分析

為進一步驗證該構(gòu)型飛行器的飛行性能、操穩(wěn)特性與變體過渡過程控制策略，在風(fēng)洞實驗評估的基礎(chǔ)上進行了該展開式變體布局垂直起降飛行器的自由飛飛行試驗。圖25 為飛行器的實物圖，其主要參數(shù)符合表1 給出的飛行器總體設(shè)計參數(shù)。

圖25 試飛試驗?zāi)Ｐ蛯嵨飯DFig.25 Flight test model

本次飛行試驗中，飛行控制器工作在增穩(wěn)模式下。飛行器目標(biāo)推力在飛行全程中由地面操控手直接遙控控制。飛行器姿態(tài)在多旋翼懸停模態(tài)與固定翼巡航模態(tài)下由地面操控手遙控給出目標(biāo)姿態(tài)角（航向軸為目標(biāo)角速率），由飛行控制器自主對目標(biāo)姿態(tài)角進行追蹤控制。飛行器變體過渡指令由地面操控手遙控下達，控制模態(tài)切換和機翼變體展開與折疊動作由飛行控制器依據(jù)變體過渡過程控制策略自主執(zhí)行。在變體過渡過程中，飛行器姿態(tài)由飛行控制器經(jīng)變體過渡過程控制策略自主測算給出。

飛行試驗當(dāng)日，起降場地環(huán)境風(fēng)力約3～4 級。飛行器以四旋翼懸停模態(tài)垂直起飛，飛行姿態(tài)如圖26 所示，各軸姿態(tài)角跟蹤曲線如圖27 所示。該飛行器在懸停模態(tài)下，滾轉(zhuǎn)、俯仰、航向各軸的姿態(tài)角均能較為準確地跟蹤姿態(tài)角控制指令，姿態(tài)角變化趨勢與控制信號一致，未明顯受環(huán)境風(fēng)擾動，也未見航向操縱飽和問題發(fā)生。飛行器在四旋翼懸停模態(tài)下具有良好的操縱性與抗風(fēng)能力。

圖26 懸停模態(tài)飛行姿態(tài)Fig.26 Flight attitude of aircraft in hover mode

圖27 懸停模態(tài)飛行姿態(tài)角跟蹤曲線Fig.27 Flight attitude angle of aircraft in hover mode

飛行器以四旋翼懸停模態(tài)飛行至預(yù)定空域并轉(zhuǎn)至機頭指向迎風(fēng)方向后懸停，等待地面操控手遙控下達變體過渡的開關(guān)指令。當(dāng)“向固定翼巡航模態(tài)過渡” 指令發(fā)出后，飛行器進入平飛過渡模態(tài)。飛行器平飛過渡過程如圖28 所示，平飛過渡過程飛行數(shù)據(jù)曲線如圖29 所示。

圖28 從多旋翼向固定翼變體過渡Fig.28 Variant transition from multi-rotor to fixed-wing

圖29 向固定翼變體過渡數(shù)據(jù)曲線Fig.29 Data curves for variant transition to fixed-wing

當(dāng)水平過渡指令發(fā)布后，飛行器依據(jù)變體過渡控制策略，以約22 (°)/s 的角速率程控勻速前傾，并向前加速。前傾加速過程總歷時約3.5 s，平均加速度約1.95 m/s2。當(dāng)飛行器同時滿足空速V≥VFT=10 m/s、俯仰姿態(tài)角θ≤θFT=28°的變體過渡臨界條件后，變體驅(qū)動機構(gòu)驅(qū)動機翼變體展開，飛行器切換進入固定翼控制策略，機翼展開過程歷時1.0 s。當(dāng)機翼完全變體展開后，飛行器進入固定翼巡航模態(tài)。從發(fā)布變體過渡指令直至飛行器機翼完全變體展開進入固定翼巡航模態(tài)，共歷時4.5 s。

將該飛行器與MIST-UAV 飛行器［19］平飛過渡過程的垂直速度曲線按過渡指令下達時刻對齊，對比如圖30 所示。圖中，在過渡指令發(fā)布前，兩飛行器均提高了旋翼推力，用以彌補機體前傾產(chǎn)生的推力垂直分量減小，因此均呈正上升率。過渡指令發(fā)布后，隨著飛行器機體逐漸前傾，旋翼推力的垂直分量減小，兩飛行器的垂直速度都呈下降趨勢，并在本文所給定的過渡臨界點附近穿過零點。隨后該飛行器按本文所給出的變體過渡控制策略，控制外段機翼變體展開以增加升力，使該飛行器迅速脫離下沉，進而繼續(xù)獲得了正上升率。而MIST-UAV 飛行器則繼續(xù)下沉加速，直至約4 s 后才脫離下沉。因此證明本文給出的基于空速值和俯仰角的分步變體過渡控制策略能有效抑制該類構(gòu)型的尾座式垂直起降飛行器在平飛過渡過程中的高度損失；且分析所得的過渡臨界空速與過渡臨界俯仰角基本準確。

圖30 向固定翼過渡過程垂直速度對比Fig.30 Comparison of vertical velocity during transition to fixed-wing

飛行器在固定翼巡航模態(tài)下的飛行姿態(tài)如圖31 所示，各軸姿態(tài)角跟蹤曲線如圖32 所示。該飛行器在固定翼巡航模態(tài)下，滾轉(zhuǎn)、俯仰各軸的姿態(tài)角均能較為準確地跟蹤姿態(tài)角控制指令，由于飛行器具有偏航安定性，本次試飛中未對固定翼巡航模態(tài)下的航向軸施加閉環(huán)控制。飛行器整體具有較好的操穩(wěn)特性。

圖31 巡航模態(tài)飛行姿態(tài)Fig.31 Flight attitude of aircraft in cruise mode

圖32 巡航模態(tài)飛行姿態(tài)角跟蹤曲線Fig.32 Flight attitude angle of aircraft in cruise mode

飛行器以固定翼巡航模態(tài)完成橢圓航線飛行后，在逆風(fēng)定速平飛狀態(tài)下，向飛行器發(fā)布“向四旋翼懸停模態(tài)過渡”指令。飛行器垂直過渡過程如圖33 所示，垂直過渡過程飛行數(shù)據(jù)曲線如圖34 所示。

圖33 從固定翼向多旋翼變體過渡Fig.33 Variant transition from fixed-wing to multi-rotor

圖34 向多旋翼變體過渡數(shù)據(jù)曲線Fig.34 Data curves for variant transition to multi-rotor

當(dāng)垂直過渡指令發(fā)布后，飛行器依據(jù)變體過渡控制策略，以約22 (°)/s 的角速率程控勻速仰起機頭，并同時驅(qū)動機翼變體折疊，機翼折疊過程歷時1.0 s，隨后飛行器切換進入多旋翼控制策略。控制策略切換后飛行器繼續(xù)程控勻速仰起機頭，并在阻力作用下自然減速，平均減速度約2.99 m/s2。當(dāng)飛行器滿足俯仰姿態(tài)角θ≥θBT=80°的變體過渡臨界條件后，飛行器進入四旋翼懸停模態(tài)，目標(biāo)俯仰姿態(tài)角切換至懸停模態(tài)的水平位置，并受操控手遙控。從發(fā)布變體過渡指令直至飛行器機翼折疊并完全進入四旋翼懸停模態(tài)，共歷時3.62 s。

飛行器在垂直過渡指令發(fā)出前后的旋翼指令曲線，如圖35 所示。圖中，在垂直過渡指令發(fā)出后，飛行器機翼折疊進入多旋翼控制策略，并發(fā)生了一系列持續(xù)時間很短的控制飽和現(xiàn)象。在過渡指令發(fā)出后1.5 s內(nèi)，控制飽和現(xiàn)象基本消除。

圖35 變體過渡前后的旋翼控制量輸出曲線Fig.35 Curves of rotor control outputs before and after variant transition

作為對比，圖36 引用了MIST-UAV 飛行器［19］試飛過程中的變體指令曲線與旋翼指令曲線。從圖中可知，在發(fā)布垂直過渡指令后，飛行器在多旋翼控制策略下出現(xiàn)了長約6 s的連續(xù)控制飽和現(xiàn)象，此時飛行器航向控制處于失控狀態(tài)。

圖36 MIST-UAV 變體與旋翼控制量輸出曲線［19］Fig.36 Curves of MIST-UAV variant command and rotor control outputs［19］

因此，可以認為本文提出的懸停模態(tài)航向增強控制策略，能有效提升該類布局飛行器在懸停模態(tài)下的航向控制效能，明顯緩解控制飽和現(xiàn)象的發(fā)生，進而提升了該類布局飛行器懸停模態(tài)的操穩(wěn)特性。

5 結(jié)論

本文提出了一種展開式變體垂直起降飛行器總體與變體驅(qū)動機構(gòu)設(shè)計方案，對飛行器的各飛行模態(tài)進行了風(fēng)洞測力實驗，分析了該飛行器的氣動特性與飛行性能，并針對該構(gòu)型給出了其懸停模態(tài)的航向增強控制策略與變體過渡過程的控制策略，同時對該飛行器全飛行任務(wù)剖面進行了飛行試驗驗證。得出如下結(jié)論：

1）相比于傳統(tǒng)的尾座式垂直起降飛行器，可展開與折疊機翼的變體尾座式垂直起降構(gòu)型能顯著提升尾座式垂直起降飛行器在固定翼巡航模態(tài)下的展弦比與翼面積，并在多旋翼懸停模態(tài)下減小飛行器的幾何尺寸與回轉(zhuǎn)半徑；通過機翼折疊后將旋翼構(gòu)成四旋翼布局，利用旋翼差動控制懸停姿態(tài)，還有助于提高飛行器垂直起降階段的操縱性。相比于傳統(tǒng)的四旋翼尾座式垂直起降布局，該構(gòu)型將巡航模態(tài)下的最大升阻比提升了65.7%。

2）設(shè)計了一種基于多連桿的變體驅(qū)動機構(gòu)，通過變體伺服器驅(qū)動外段機翼展開與折疊。利用變體限位機構(gòu)與合理的連桿長度配置，在固定翼巡航模態(tài)下可實現(xiàn)外段機翼的限位與自鎖，并傳遞外段機翼所受的氣動載荷，降低變體伺服器在巡航階段所受常態(tài)扭矩，提高飛行器在固定翼巡航模態(tài)下的機翼剛度。

3）針對該構(gòu)型飛行器，設(shè)計了一種懸停模態(tài)航向增強控制策略。利用傳統(tǒng)四旋翼的旋翼差動航向控制所產(chǎn)生的沿展向不均勻滑流，同氣動舵面偏轉(zhuǎn)相耦合，進一步增強飛行器的懸停航向控制效能。風(fēng)洞測力試驗證明，采用舵面偏向與目標(biāo)航向相反的線性升降副翼-旋翼協(xié)調(diào)航向增強控制策略，可使飛行器懸停模態(tài)的航向控制力矩提升達177.2%。飛行試驗證明，懸停模態(tài)航向增強控制策略的加入，成功緩解了飛行器在垂直起降及向懸停模態(tài)過渡過程中所誘發(fā)的航向控制飽和問題，顯著增強了飛行器懸停模態(tài)的操穩(wěn)特性。

4）針對該構(gòu)型飛行器，設(shè)計了一種基于空速值和俯仰姿態(tài)角的分步變體過渡控制策略。定義了過渡臨界傾角、過渡臨界空速，及其確定方法。飛行器向固定翼巡航模態(tài)過渡時，先以四旋翼構(gòu)型前傾加速，在同時滿足上述過渡臨界參數(shù)后機翼變體展開，并以固定翼構(gòu)型改平，即可實現(xiàn)在變體過渡過程中升力來源及控制策略的平穩(wěn)過渡。飛行試驗證明，利用本文給出的變體過渡控制策略，按給定的過渡臨界參數(shù)執(zhí)行變體過渡，飛行器過渡飛行全過程姿態(tài)連續(xù)可控，幾乎未出現(xiàn)高度損失。

基于本文對展開式變體垂直起降飛行器構(gòu)型開展的上述研究工作，目前在該類構(gòu)型飛行器的懸停-巡航-懸停過渡過程中還存在著部分問題有待后續(xù)進一步研究：

1）針對該飛行器變體過渡過程的氣動特性研究中，將變體過渡過程簡化為準靜態(tài)過程，針對不同迎角、舵偏角和機翼展開角度分別進行了靜態(tài)測力試驗。在后續(xù)研究工作中，應(yīng)當(dāng)對機翼變體展開與折疊過程的非定常動態(tài)特性開展詳細研究，進一步分析該動態(tài)過程對飛行器氣動參數(shù)、飛行性能和操穩(wěn)特性的影響。

2）由于該飛行器的變體過渡過程中，涉及大迎角飛行階段與復(fù)雜的動態(tài)變體過程，其氣動特性非線性、非定常效應(yīng)顯著，因此對該類構(gòu)型飛行器變體過渡過程的精確動力學(xué)建模與仿真存在一定困難，應(yīng)當(dāng)在后續(xù)工作中繼續(xù)加以研究。并依據(jù)動力學(xué)模型，進一步優(yōu)化此類飛行器的變體過渡過程控制策略。

3）本文主要針對該構(gòu)型飛行器的縱向特性進行了研究，尚未涉及橫航向擾動在變體過渡過程中對飛行器影響。在后續(xù)工作中應(yīng)進一步完善相關(guān)研究，并給出對應(yīng)的控制策略，以提升飛行器變體過渡過程的魯棒性。