傾轉三旋翼無人機過渡模式縱向姿態(tài)控制

陳琦, 江濤, 史鳳鳴, 方亮

(軍械工程學院 無人機工程系, 河北 石家莊 050003)

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傾轉三旋翼無人機過渡模式縱向姿態(tài)控制

陳琦, 江濤, 史鳳鳴, 方亮

(軍械工程學院 無人機工程系, 河北 石家莊 050003)

對傾轉三旋翼無人機過渡模式下定高轉換的縱向姿態(tài)控制進行了研究,為提高縱向操縱效能、解決操縱冗余問題,設計了模態(tài)轉換中的操縱控制方案;采用牛頓-歐拉法對飛機進行動力學建模分析,建立了縱向動力學模型并給出了過渡轉換路徑;通過操縱效能分析對兩種操縱機制進行分配,給出了操縱分配的權重和控制律。仿真和實驗樣機飛行試驗地面站數(shù)據(jù)分析結果表明,按照所設計的操縱分配方案和控制律對飛機過渡模式進行縱向控制,能夠使飛機保持平穩(wěn)過渡。

傾轉三旋翼無人機; 過渡模式; 操縱分配; 飛行控制

0 引言

傾轉三旋翼無人機是一種獨特的旋翼飛行器,它既可以像直升機一樣垂直起落,又可以像固定翼飛機一樣高速飛行,具有結構穩(wěn)定、綜合能耗低的特點,可用于電力巡線、森林火險偵察等民用領域,也可部署在小型水面艦艇上執(zhí)行軍事任務,具有廣闊的應用前景[1]。

傾轉三旋翼無人機具有兩個能夠在0～90°范圍內傾轉的旋翼,隨著旋翼的傾轉,飛行模式可在直升機模式和固定翼模式之間轉換,轉換過程為過渡模式。由于定高轉換可以使過渡過程更加平穩(wěn)、安全,一般采用定高轉換策略[2]。隨著傾轉角度和飛行速度的變化,氣動特性會發(fā)生明顯變化,具有強耦合和非線性的特點,因此傾轉三旋翼機過渡模式的飛行控制是整個飛行控制的關鍵[3]。在過渡模式下,飛機同時具有直升機和固定翼飛機的操縱系統(tǒng),因此會帶來操縱冗余和操縱分配問題[4]。文獻[5-9]針對傾轉雙旋翼機操縱分配和縱向控制進行了研究。由于傾轉三旋翼機有自身特點,上述研究成果并不完全適用,但是為傾轉三旋翼機的研究提供了思路和可借鑒的方法。

1 傾轉三旋翼機簡介

傾轉三旋翼機是旋翼機和固定翼飛機的綜合體,圖1為實驗室制作的樣機。該樣機由旋翼、機翼、機身、平尾、垂尾、舵面和傾轉機構組成,其中左右旋翼能夠向前傾轉,尾旋翼能夠左右傾轉。左右旋翼處于垂直位置時,對應直升機模式,飛機可懸停;左右旋翼處于水平位置時,對應固定翼模式,固定翼模式下尾旋翼停止轉動;左右旋翼處于兩者之間時,對應過渡模式。

圖1 傾轉三旋翼實驗樣機Fig.1 Tilt tri-rotor experimental prototype

該機選用NACA5412翼型,3個旋翼選用恒力源W63-40電機。根據(jù)實際測量,得到飛機的相關參數(shù)如表1所示。利用AVL軟件仿真,得到飛機升力系數(shù)CL=0.391 99,阻力系數(shù)CD=0.027 68,俯仰力矩系數(shù)Cm=-0.037 92。

表1 樣機參數(shù)表

Table 1 Prototype parameter table

參 數(shù)數(shù)值 質量m/kg82 尾旋翼俯仰力臂l1/m058 左右旋翼俯仰力臂l2/m029 平均氣動弦長cA/m034 參考面積Sw/m2078 旋翼最大拉力T2b(Tmax)/N4016 y軸轉動慣量Jyy/kg·m20794

2 模態(tài)轉換操縱控制方案

傾轉三旋翼機兼有直升機和固定翼飛機的操縱特性,但是根據(jù)傾轉角度和飛行速度的變化,兩種操縱特性的效率會發(fā)生變化,因此首先確定各模態(tài)的操縱控制方案如下:

(1)直升機模式。升力完全由3個旋翼拉力提供,飛行高度由旋翼轉速控制,空速由俯仰運動控制,俯仰角由左右旋翼和尾旋翼差速(簡稱前后差速)控制,滾轉角由左右旋翼差速(簡稱左右差速)控制,偏航角由尾旋翼左右傾轉(簡稱尾翼傾轉)控制。直升機模式下飛機空速為零,舵面無操縱效率,無控制效果。

(2)固定翼模式。升力完全由氣動力提供,左右旋翼提供前飛的拉力,尾旋翼停止轉動,飛行高度由俯仰運動控制,空速由旋翼轉速控制,姿態(tài)角完全由3個舵面控制。

(3)過渡模式。升力由氣動力和旋翼拉力縱向分量共同提供,飛行高度和空速均由旋翼轉速和俯仰運動混合控制,姿態(tài)角由旋翼差速和舵面混合控制。

表2列出了各模態(tài)的操縱控制方案。綜上所述,傾轉三旋翼無人機模態(tài)轉換由傾轉角引導,縱向控制俯仰、高度與空速,橫向控制偏航。由于采用定高轉換,高度為常數(shù),空速則由傾轉角和轉換路徑確定。

表2 傾轉三旋翼無人機操縱機制

Table 2 Control mechanism of tilt tri-rotor

通道直升機模式固定翼模式過渡模式俯仰角前后差速升降舵前后差速+升降舵滾轉角左右差速副翼左右差速+副翼偏航角尾翼傾轉方向舵尾翼傾轉+方向舵高度旋翼轉速俯仰運動空速俯仰運動旋翼轉速旋翼轉速+俯仰運動

3 縱向建模與轉換路徑確定

3.1 縱向建模

建立機體坐標系如圖2所示。

圖2 機體坐標系示意圖Fig.2 Body coordinate frame

圖中，Oxbybzb為機體坐標系，其中原點O為機體重心，xb指向機頭方向,yb指向機身右方,zb垂直于機身向下；Ti為第i個旋翼產生的拉力;γi為第i個旋翼相對zb軸傾轉的角度。

本文主要研究縱向控制,為簡化問題把縱向運動和橫側向運動分開進行研究。由于機體結構關于Oxbzb平面對稱,故機體各個方向的慣性積為零,即Jxy=Jyz=Jxz=0。令所有橫側向參數(shù)為零并忽略旋翼和機翼之間的滑流效應,對飛行器過渡段采用牛頓-歐拉法建立模型[10-12]。

縱向合力與合力矩方程:

(1)

(2)

動力學方程:

gsinθ-qw

(3)

gcosθ+qu

(4)

(5)

運動學方程:

(6)

(7)

(8)

式中:ZL=ρV2SwCL/2為飛機的氣動升力;M=ρV2SwcACm/2為飛機的氣動俯仰力矩;u和w為機體坐標系下x軸和z軸線速度;θ為俯仰角;q為繞y軸的角速度;xe和ze為地面坐標系下x軸和z軸的位移。

3.2 轉換路徑確定

傾轉角是過渡模式中飛行狀態(tài)的重要特征參數(shù),它對旋翼拉力在機體軸x和z方向上的分量大小和前飛加速度都具有重要影響,因此首先要設計過渡段傾轉角的變化過程,即過渡轉換路徑。

3.2.1 過渡轉換策略設計

過渡轉換策略設計要兼顧快速性和平穩(wěn)性的原則。文獻[9]針對傾轉雙旋翼機設計了一種過渡策略,要求飛機必須以直升機模式飛行，獲得一定前飛速度才可以轉入過渡模式,過渡時間較長。本文設計了一種新的過渡策略,把整個過渡過程分成前后兩段。在過渡段前段,旋翼直接傾轉一定角度,該角度可由飛機參數(shù)確定;在過渡段后段,傾轉角度通過飛控控制與前飛速度進行匹配。

為便于描述,先明確幾個特殊狀態(tài):

(1)懸停狀態(tài):記為狀態(tài)a,第i(i=1,2,3)個旋翼產生的拉力記為Tia,此時傾轉角度為0°。該狀態(tài)下滿足:

T2a+T3a+T1acosγ1=mg

(9)

T2al2+T3al2-T1acosγ1l1=0

(10)

(2)過渡段前后兩段分界點:記為狀態(tài)b,左右旋翼拉力最大時在該狀態(tài)縱向分力恰好平衡重力,第i(i=1,2,3)個旋翼產生的拉力記為Tib,對應傾轉角度記為γib,該狀態(tài)下滿足:

T2bcosγ2b=T2a

(11)

(3)氣動升力與重力平衡時:記為狀態(tài)c,此時傾轉角度為90°,完成過渡過程。

過渡策略如下:左右旋翼從懸停狀態(tài)直接向前傾轉γ2b進入狀態(tài)b,假定這一過程是瞬間完成,過渡段前段結束;之后飛行器獲得前向分力開始加速,從而產生氣動升力,隨著傾轉角度增大,旋翼縱向分力逐漸減小,需要氣動力進行補償才能平衡飛機重力,為使飛機俯仰力矩平衡,需要同時減小尾旋翼升力,直至飛機的氣動升力完全克服自身重力,達到狀態(tài)c,飛行器進入固定翼模式。

3.2.2 走廊曲線計算

根據(jù)過渡方案設計,在γ2=γ3∈(0,γ2b)時,只需要旋翼拉力的垂直分量便可以保持飛行器高度,此時飛行速度為0。在γ2=γ3∈(γ2b,90°)時,對飛行器進行配平,使Fz=0,M′=0。

為減少過渡時間,2,3旋翼在后段轉換過程中始終保持最大拉力,且同步傾轉,因此滿足T2=T3,γ2=γ3。

聯(lián)立式(1)和式(2)、式(9)～式(11)得:

(12)

通過仿真得到過渡段走廊曲線如圖3所示。

圖3 過渡模式走廊曲線Fig.3 Corridor curve of transition mode

從圖3可以看出,在過渡段前段,2,3旋翼直接傾轉γ2b=48.6°,轉速增至最大；在過渡段后段,傾轉角度和前飛速度一一對應。

4 縱向操縱分配及控制律設計

在過渡模式中,為了實現(xiàn)定高轉換,要求在轉換路徑確定的前提下對俯仰姿態(tài)進行控制。在轉換過程中,存在操縱冗余現(xiàn)象,要求根據(jù)傾轉角和速度的變化進行操縱分配。

4.1 操縱效能分析

過渡過程中,隨著傾轉角的增大,飛行速度不斷增大,升降舵的控制效果也會不斷變化。升降舵控制效果用操縱導數(shù)衡量:

?M/?δe=0.5ρV2SwcACmδe

(13)

在不同升降舵偏角下,操縱導數(shù)和俯仰力矩隨速度的變化曲線如圖4所示。

圖4 操縱導數(shù)和俯仰力矩Fig.4 Control derivative and pitching moment

從圖4可以看出,飛行速度增大,升降舵控制效率增大。因此,當速度較低時,以旋翼差速控制為主,隨著飛行速度增大,逐步增加舵面控制權重。

4.2 操縱分配

過渡模式中俯仰姿態(tài)控制采用旋翼差速和舵面共同控制,因此要確定兩種操縱方式的權系數(shù)。由于升力與飛行速度的平方成正比,因此考慮以速度為參考確定權系數(shù)。根據(jù)上述操縱效能分析,飛行速度較小時采用固定翼操縱幾乎不起作用,飛行速度較大時僅采用固定翼操縱就可以完全實現(xiàn)控制目的。從過渡走廊曲線可以看出，旋翼轉為水平后飛機平飛速度約為20 m/s,因此把差速控制和升降舵控制的權系數(shù)分別選為:

(14)

(15)

操縱分配權系數(shù)變化如圖5所示。在飛行速度低于5 m/s時完全采用旋翼差速控制,大于15 m/s時完全采用舵面控制,兩者之間采用混合控制。

圖5 操縱分配權系數(shù)Fig.5 Control allocation weight coefficient

4.3 控制律設計

由于PID控制具有不依賴模型、結構簡單、調整方便的特點,控制律采用PID設計。圖6為俯仰角內回路控制結構[13]。

圖6 俯仰角內回路控制結構Fig.6 Pitch angle inner loop control structure

圖中，θg為期望俯仰角;θ為傳感器測得的實際俯仰角。誤差量Δθ分成兩路進行處理,一路利用三旋翼機PID控制(CP-PID)進行解算,得到差速控制量;另一路利用固定翼PID控制(FW-PID)進行解算,得到升降舵偏轉控制量。之后兩路控制量經過操縱分配按照權系數(shù)把控制量輸送給執(zhí)行機構,最終實現(xiàn)俯仰姿態(tài)控制。因此,俯仰姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制律為:

(16)

式中:kpcp,kicp,kdcp及kpfw,kifw,kdfw分別為旋翼機模式下和固定翼模式下的PID參數(shù)。

5 數(shù)學仿真與飛行試驗

5.1 數(shù)學仿真

在Simulink環(huán)境下搭建模型進行數(shù)學仿真,表3列出了仿真時所用的PID參數(shù)。仿真結果如圖7所示。由圖7可以看出,飛機完成過渡模態(tài)轉換需要5 s,在轉換過程中縱向速度和俯仰角都實現(xiàn)了良好的跟蹤,整個模態(tài)轉換過程平穩(wěn)、安全。

表3 控制器參數(shù)表

Table 3 Controller parameter table

控制模式kpkikdCP?PID12600508FW?PID23501214

圖7 仿真結果Fig.7 Simulation results

5.2 飛行試驗

飛行試驗在實驗室制作的樣機上進行,飛行過程中采用Mission Planner地面站記錄飛行數(shù)據(jù),根據(jù)地面站圖表日志分析飛行過程中的姿態(tài)變化。

分別采用差速控制和混合控制進行試驗,從地面站得到俯仰姿態(tài)變化如圖8所示。

圖8 差速控制和混合控制俯仰角變化Fig.8 Pitch angle variation under differential control and hybrid control

由圖8可以看出,在過渡模式中,對樣機俯仰姿態(tài)按上述操縱分配方案進行控制,俯仰角在更小范圍內波動,表明混合控制效果更好。

6 結束語

本文針對傾轉三旋翼無人機過渡模式中操縱分配和俯仰姿態(tài)控制進行了研究,依托實驗室制作的實驗樣機,采用牛頓-歐拉法建立了縱向模型,確定了過渡模式轉換路徑,根據(jù)飛行速度變化對兩種操縱機制進行分配并給出了控制律,并通過仿真和飛行試驗驗證了操縱分配策略和控制律的有效性。然而,建模過程中為了簡化問題,忽略了旋翼和機翼的氣彈響應,在實際飛行試驗中飛機姿態(tài)容易出現(xiàn)過調,下一步工作中應針對氣動建模和控制律進行改進。

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(編輯：方春玲)

Longitudinal attitude control for a tilt tri-rotor UAV in transition mode

CHEN Qi, JIANG Tao, SHI Feng-ming, FANG Liang

(Department of UAV Engineering, Ordnance Engineering College, Shijiazhuang 050003, China)

Aiming at control of longitudinal attitude and altitude-keeping in transition mode for a tilt tri-rotor UAV, a manipulate scheme was designed to improve longitudinal control efficiency and solve the tiltrotor aircraft operating redundancy. The Newton-Euler method was adopted to establish the longitudinal dynamic model and obtain conversion path of transition mode. Both the control law and weighting of control allocation were provided according to analysis of control efficiency. MATLAB simulation and telemetry data analysis show that the control allocation and control law is available hence the flight modes can convert steadily.

tilt tri-rotor UAV; transition mode; control allocation; flight control

2016-03-30;

2016-08-15;

時間:2016-09-22 14:55

十二五國防預研項目(51325050101)

陳琦(1988-)，男，河南駐馬店人，碩士研究生，主要從事測控與飛行控制技術研究。

V249.1

A

1002-0853(2016)06-0049-05