混合雙電源系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)

程 欣 楊澤夏 睢辰萌

（河北科技大學(xué) 石家莊 050018）

引言

隨著無(wú)人機(jī)技術(shù)的發(fā)展和經(jīng)濟(jì)建設(shè)的需要,無(wú)人機(jī)已經(jīng)逐漸滲透到多個(gè)領(lǐng)域。當(dāng)前國(guó)內(nèi)無(wú)人機(jī)研究前沿領(lǐng)域，當(dāng)屬垂直起降無(wú)人機(jī)?，F(xiàn)階段發(fā)展較為成熟的垂直起降無(wú)人機(jī)采用復(fù)合翼構(gòu)型氣動(dòng)布局。這種復(fù)合翼構(gòu)型氣動(dòng)布局為常規(guī)固定翼無(wú)人機(jī)氣動(dòng)布局，動(dòng)力系統(tǒng)采用“4+1”五旋翼模式，但是，提供垂直飛行動(dòng)力的四旋翼在大部分時(shí)間中不工作而成為負(fù)擔(dān)，增加了一定的重量和阻力。驅(qū)動(dòng)旋翼一般采用鋰電池供電的電動(dòng)機(jī)和燃油發(fā)動(dòng)機(jī)，存在質(zhì)量較大、噪音較大、尾氣污染的情況。這些問(wèn)題嚴(yán)重阻礙著垂直起降無(wú)人機(jī)的技術(shù)發(fā)展和推廣應(yīng)用。因此，通過(guò)研究垂直起降無(wú)人機(jī)領(lǐng)域發(fā)展現(xiàn)狀，結(jié)合多領(lǐng)域先進(jìn)技術(shù)設(shè)計(jì)一款新型垂直起降無(wú)人機(jī)是非常必要的。本設(shè)計(jì)提出一種四旋翼的垂直起降無(wú)人機(jī)，四個(gè)旋翼為四旋翼模式和固定翼模式共用，在切換過(guò)程中，緩慢傾轉(zhuǎn)旋翼，實(shí)現(xiàn)四旋翼模式到固定翼模式的過(guò)渡[3]；以及混合雙電源系統(tǒng)，將鋰電池和氫燃料電池結(jié)合使用，比現(xiàn)在普遍使用的鋰電池或發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電的電源更輕，幾乎沒(méi)有震動(dòng)噪音而且環(huán)保，具有更好的控制穩(wěn)定性。符合無(wú)人機(jī)未來(lái)發(fā)展趨勢(shì)和需求方向，極具實(shí)用性和應(yīng)用價(jià)值。

1 整體設(shè)計(jì)及分析

氫鋰混合能源傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的整體結(jié)構(gòu)，如圖1所示。

飛行器整體包括動(dòng)力系統(tǒng)、機(jī)翼、機(jī)身、垂平尾、控制系統(tǒng)五個(gè)部分組成。動(dòng)力系統(tǒng)構(gòu)型選用工字型傾轉(zhuǎn)旋翼結(jié)構(gòu)、機(jī)翼選用CLACK K翼型、機(jī)身采用盒式結(jié)構(gòu)、垂平尾采用常規(guī)尾翼布局、控制系統(tǒng)采用開(kāi)源飛控。

垂直起降無(wú)人機(jī)的總體布局方案采用的是工式傾轉(zhuǎn)四旋翼布局如圖2所示，整體結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，在各方面相比其他構(gòu)型并不占劣勢(shì)，尤其在飛行性能,裝載和可控制性上更占優(yōu)勢(shì)。十字型傾轉(zhuǎn)旋翼布局如圖3所示，雖然在經(jīng)性和飛行性能方面整體不錯(cuò)，但其控制系統(tǒng)比較復(fù)雜。因此在考慮滿足設(shè)計(jì)要求的情況下，構(gòu)型選用工字型傾轉(zhuǎn)旋翼結(jié)構(gòu)。

1.1 機(jī)翼平面形狀的設(shè)計(jì)及分析

低速飛機(jī)的阻力主要由誘導(dǎo)阻力和型阻構(gòu)成。機(jī)身型阻通常假定與升力無(wú)關(guān)，總阻力等于零阻與誘導(dǎo)阻力之和。對(duì)于機(jī)翼而言，型阻主要受翼型阻力影響，一般是隨升力變化的。為了設(shè)計(jì)減阻，需要從型阻和誘導(dǎo)阻力兩方面入手[6]。

誘導(dǎo)阻力取決于機(jī)翼展弦比 A 和升力載荷的展向分布形態(tài)。機(jī)翼型阻則取決于展向剖面阻力分布，其物理意義是剖面翼型摩擦阻力與壓差阻力之和的平均。矩形翼與梯形翼的結(jié)合可有效減小誘導(dǎo)阻力[6]。機(jī)翼尺寸如圖4所示。

1.2 翼型的選擇

低速固定翼無(wú)人機(jī)普遍采用大展弦比、無(wú)后掠機(jī)翼，平面形狀確定后，機(jī)翼的氣動(dòng)特性取決于翼型[6]。在選擇或設(shè)計(jì)翼型時(shí)，首先根據(jù)設(shè)計(jì)要求計(jì)算得出雷諾數(shù)。

其中v是流體流動(dòng)速度，μ是流體的動(dòng)力粘性系數(shù)，L是物體的特征長(zhǎng)度，其表征了流體慣性力與粘性力的比值。本設(shè)計(jì)機(jī)翼的氣動(dòng)力弦長(zhǎng)1.6 m，在高空 H=0.1 km以v=15 m/s飛行時(shí)，該無(wú)人機(jī)以機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)為特征長(zhǎng)度的數(shù)為30萬(wàn)左右[5]。

在 Profili 翼型庫(kù)中初步選取兩種較常用于無(wú)人飛行器的翼型：CLARK Y和MH 115兩種翼型。代入Re=30 600到Profili分析得出翼型氣動(dòng)特性如下圖所示。

從圖5可看出，按照翼型的選取原則，從原點(diǎn)引出兩切線相切于所示兩曲線，兩切線斜率接近，MH 115氣動(dòng)特性稍優(yōu)于CLARK Y，考慮制作工藝的難易程度，本設(shè)計(jì)最終選取CLARK Y翼型。從圖6可看出，CLARK Y翼型在迎角3～5 °時(shí)升阻比最大，因此本設(shè)計(jì)中選用CLARK Y翼型4.5 °安裝迎角。

垂平尾均采用對(duì)稱翼型NACA0010，常規(guī)尾翼布置，采用較大的垂尾面積以保證航向安定性。翼型如圖7所示。

2 可傾轉(zhuǎn)四旋翼系統(tǒng)

如圖8所示，可傾轉(zhuǎn)四旋翼系統(tǒng)包括第一連接桿，第二連接桿，第一結(jié)構(gòu)臂和第二結(jié)構(gòu)臂；所述系統(tǒng)包括四個(gè)電機(jī)、四個(gè)舵機(jī)，所述第一結(jié)構(gòu)臂和第二結(jié)構(gòu)臂的第一端部和第二端部與電機(jī)、舵機(jī)一一對(duì)應(yīng)。

圖1 混合雙電源系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)

圖2 工式傾轉(zhuǎn)四旋翼布局

圖3 十字型傾轉(zhuǎn)旋翼布局

圖4 機(jī)翼外形及詳細(xì)尺寸

圖5 CLARKY、MH 115兩種翼型氣動(dòng)特性

圖6 CLARK Y翼型不同迎角下升阻比

圖7 對(duì)稱翼型NACA0010

圖8 可傾轉(zhuǎn)四旋翼系統(tǒng)

可傾轉(zhuǎn)四旋翼系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)臂和機(jī)翼采用嵌套的方法縱向固定在機(jī)翼上，在橫向用平行于機(jī)翼的橫梁。工字型傾轉(zhuǎn)旋翼結(jié)構(gòu)上安裝兩對(duì)相反旋轉(zhuǎn)方向的旋翼。四旋翼模式下，如圖9所示，前側(cè)兩旋翼豎直向上，后側(cè)兩旋翼豎直向下，旋翼啟動(dòng)后，整體提供向上升力，各旋翼扭力相互抵消，體現(xiàn)較好的控制穩(wěn)定性。

固定翼模式下，如圖10所示，前側(cè)兩旋翼相對(duì)飛行器向前提供拉力，后側(cè)兩旋翼提供向后推力，整體提供向前的合力[4]。一個(gè)結(jié)構(gòu)臂兩端各安裝一個(gè)舵機(jī)，使用三連桿結(jié)構(gòu)控制旋翼傾轉(zhuǎn)，飛行控制系統(tǒng)通過(guò)控制舵機(jī)來(lái)控制兩個(gè)旋翼的傾轉(zhuǎn)方向。

可傾轉(zhuǎn)四旋翼系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，使飛行器在整個(gè)飛行過(guò)程中不存在旋翼不工作的狀態(tài)存在。傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)選用三連桿機(jī)械結(jié)構(gòu)。而復(fù)合翼構(gòu)型無(wú)人機(jī)，旋翼系統(tǒng)不可傾轉(zhuǎn)，進(jìn)行固定翼模式下的巡航飛行時(shí)，提供垂直升力的四顆旋翼不工作，只能作為阻力和額外載重存在。因此通過(guò)對(duì)比，可傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)動(dòng)力系統(tǒng)的減重和減阻，實(shí)現(xiàn)對(duì)復(fù)合翼構(gòu)型的垂直起降無(wú)人機(jī)改進(jìn)優(yōu)化。

2.1 動(dòng)力學(xué)建模

根據(jù)牛頓歐拉公式，可得到可傾轉(zhuǎn)四旋翼系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)方程如下：

式中m和Ib分別為飛行器質(zhì)量和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。等式右側(cè)表達(dá)式中的總推力項(xiàng)Ft和Mt總力矩項(xiàng)根據(jù)所研究飛行器不同而存在差異[7]。本飛行器總推力項(xiàng)Ft如下式所示：

式中Fth、Fw、Fg分別為電機(jī)推力、機(jī)翼產(chǎn)生的升阻力、重力[7]。

本飛行器總力矩項(xiàng)如下式所示：

式中Mth、Mw、Mgyro分別為電機(jī)產(chǎn)生的力矩、機(jī)翼的氣動(dòng)力矩和旋翼螺旋效應(yīng)產(chǎn)生的力矩[7]。

四旋翼模式下，前側(cè)兩旋翼提供向上拉力，后側(cè)兩旋翼提供向下推力，整體提供向上升力，各旋翼力矩相互抵消；固定翼模式下，前側(cè)兩旋翼提供向前拉力，后側(cè)兩旋翼提供向后推力，整體提供向前拉力，各旋翼力矩相互抵消。固定翼模式下，還可通過(guò)各旋翼的矢量控制與差速控制，實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)向、滾轉(zhuǎn)和俯仰動(dòng)作。

四旋翼無(wú)人機(jī)飛行控制技術(shù)發(fā)展至今，已經(jīng)非常成熟，結(jié)合飛行控制系統(tǒng)完全可以實(shí)現(xiàn)飛行平穩(wěn)安全。四顆旋翼驅(qū)動(dòng)電機(jī)的選型，只要滿足飛行器垂直起降時(shí)，四旋翼所提供最大靜拉力為飛行器整體重量的2倍，即可保證飛行器所有狀態(tài)下的需求。而復(fù)合翼構(gòu)型無(wú)人機(jī)還要額外加裝一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)或電動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)主旋翼，滿足固定翼巡航飛行時(shí)的需求。通過(guò)對(duì)比可以直觀展現(xiàn)重量的差異?？蓛A轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)可以使得飛行器的整體重量進(jìn)一步減輕，提高飛行性能。

3 混合雙電源系統(tǒng)

混合雙電源系統(tǒng)由氫氣罐、氫氣反應(yīng)堆、小容量高倍率鋰電池，以及電源切換電路組成。電源切換電路可以接收來(lái)自飛行控制系統(tǒng)的控制指令，自動(dòng)無(wú)縫切換接入電源，實(shí)現(xiàn)不同飛行模式下，使用不同電池供電。電源切換電路如圖11所示。

利用氫燃料電池重量與輸出功率成正比關(guān)系的特性,結(jié)合垂直起降無(wú)人機(jī)中,固定翼模式的功率需求低、持續(xù)時(shí)間長(zhǎng)，四旋翼模式的功率需求高、持續(xù)時(shí)間短的特性，選擇可滿足固定翼模式下功率的氫燃料電池和小容量高倍率鋰電池組成混合雙電源系統(tǒng)。

圖9 四旋翼模式

圖10 固定翼模式

該電路可以根據(jù)當(dāng)前所處飛行模式，自動(dòng)無(wú)縫切換供電電源。實(shí)現(xiàn)在工作過(guò)程中可以時(shí)刻滿足飛行器功率需求，又降低整個(gè)電源系統(tǒng)的質(zhì)量。對(duì)比飛行器通常采用的供電電源系統(tǒng)，混合雙電源系統(tǒng)將鋰電池和氫燃料電池結(jié)合使用，比現(xiàn)在普遍使用的鋰電池或發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電的電源更輕，幾乎沒(méi)有震動(dòng)噪音而且環(huán)保?？梢允沟蔑w行器的重量進(jìn)一步減少，進(jìn)一步提高飛行器的性能。

4 飛行控制系統(tǒng)

飛行控制系統(tǒng)基于開(kāi)源飛行控制系統(tǒng)（以下簡(jiǎn)稱飛控）Pixhawk與ArduPilot開(kāi)發(fā)，它是基于Pixhawk4 FMUv5設(shè)計(jì)，采用Dronecode標(biāo)準(zhǔn)引腳定義[1]。主控制芯片選用STM32F765處理器，其主頻高達(dá)216 MHz并且含有2 MB FLASH/512 K RAM，飛控支持各類(lèi)空速計(jì)傳感器、遙測(cè)無(wú)線電模塊、測(cè)距儀/距離傳感器、差分GPS模塊等。

飛行控制系統(tǒng)采用三度冗余imu，但其選用了更為穩(wěn)定的ICM-20602/ICM-20689/BMI055/IST8310等傳感器，提高了其在不同溫度下的適應(yīng)能力。實(shí)物如圖12所示。

使用pc端地面站軟件Mission Planner載入可以實(shí)現(xiàn)傾轉(zhuǎn)飛行的控制邏輯到飛行控制系統(tǒng)，進(jìn)行多次的傾轉(zhuǎn)飛行測(cè)試，調(diào)整參數(shù)，最終實(shí)現(xiàn)流暢切換。通過(guò)pc端地面站軟件Mission Planner連接飛控，飛行器還可以實(shí)現(xiàn)預(yù)設(shè)航線任務(wù)，自主飛行。

飛行控制系統(tǒng)在整體飛行過(guò)程中根據(jù)預(yù)設(shè)飛行指令飛行。圖13、圖14中曲線1為預(yù)設(shè)指令控制信號(hào)，曲線2為隨控制指令響應(yīng)的旋翼傾轉(zhuǎn)信號(hào)，曲線3為四旋翼其中一個(gè)的轉(zhuǎn)速控制信號(hào)。

圖11 電源切換電路

圖12 飛行控制系統(tǒng)實(shí)物圖

圖13 旋翼傾轉(zhuǎn)信號(hào)

圖14 轉(zhuǎn)速控制信號(hào)

圖15 測(cè)試模型飛行器

基于此設(shè)計(jì)的模型飛行器如圖15所示，已完成全部飛行測(cè)試，可實(shí)現(xiàn)垂直起降、傾轉(zhuǎn)飛行、定點(diǎn)懸停功能，驗(yàn)證了此設(shè)計(jì)的可行性。

5 總結(jié)

本文主要介紹了氫鋰混合能源傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的整體、可傾轉(zhuǎn)四旋翼系統(tǒng)、飛行控制系統(tǒng)等的設(shè)計(jì)。由于這種飛行器具有垂直起降、空中懸停、高速巡航、續(xù)航能力增強(qiáng)、載重能力增加、環(huán)保的優(yōu)點(diǎn)，因此具有較高的應(yīng)用價(jià)值和良好的市場(chǎng)前景[2]。