傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)過渡段縱向控制策略設(shè)計(jì)研究

肖斯奇，余 帆，施嘯宇

(南京航空航天大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院，南京 211100)

0 引言

直升機(jī)具有垂直起降、空中懸停、低空低速飛行、后飛以及側(cè)飛等獨(dú)特的飛行能力，但是其飛行速度低、航程短[1]。固定翼飛機(jī)具有高速巡航能力，但是對(duì)于起降跑道要求較高。傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)則兼?zhèn)涔潭ㄒ砼c直升機(jī)的優(yōu)點(diǎn)，是一種能夠垂直起降、空中懸停并且快速飛行的飛行器[2-3]。

近年來，我國(guó)十分重視傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)相關(guān)技術(shù)的研究，國(guó)內(nèi)不少高校和研究所也進(jìn)行了相關(guān)的理論探索。郭劍東基于H∞回路的控制思路，設(shè)計(jì)了小型傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)過渡模式控制律，使控制系統(tǒng)具有較好的魯棒穩(wěn)定性[4]。沙虹偉基于反饋控制器內(nèi)/外回路結(jié)構(gòu)和特征結(jié)構(gòu)配置的思路，設(shè)計(jì)了XV-15傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的姿態(tài)控制器，在MATLAB/Simulink 仿真環(huán)境中取得了較好的效果[5]。韓麗敏針對(duì)過渡模式具有高階非線性和不確定動(dòng)態(tài)特性的問題，提出了采用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)動(dòng)態(tài)逆自適應(yīng)控制方法設(shè)計(jì)制導(dǎo)律，并通過仿真驗(yàn)證了其控制器設(shè)計(jì)的有效性[6]。

然而很多先進(jìn)的控制方法仍然停留在理論仿真階段，方法過于復(fù)雜,難以實(shí)現(xiàn)工程化應(yīng)用[5-6]，同時(shí)針對(duì)小型航模機(jī)的控制思路在工程型號(hào)機(jī)上也無法完全適用[4]。目前，國(guó)內(nèi)在400kg級(jí)以上的傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)型號(hào)研發(fā)方面，尚無研制成功的報(bào)道。

本文研究對(duì)象來源于國(guó)內(nèi)某研究所的400kg級(jí)傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)預(yù)研項(xiàng)目[7]，以工程型號(hào)機(jī)的研發(fā)為基礎(chǔ)，沿用經(jīng)典控制理論的設(shè)計(jì)思路，從無人機(jī)氣動(dòng)力學(xué)變化規(guī)律出發(fā)，設(shè)計(jì)了傾轉(zhuǎn)過渡方案與縱向過渡控制策略，通過非線性半物理仿真驗(yàn)證了策略設(shè)計(jì)的合理性，并將控制律以及控制策略應(yīng)用在無人機(jī)嵌入式平臺(tái)上，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)象無人機(jī)的全過程飛行試驗(yàn)。

1 問題描述

1.1 研究對(duì)象描述

對(duì)象無人機(jī)在固定翼機(jī)翼兩端各安裝了一套可在水平和垂直位置跟隨發(fā)動(dòng)機(jī)短艙轉(zhuǎn)動(dòng)的傾轉(zhuǎn)旋翼組件。以短艙角βM表示發(fā)動(dòng)機(jī)短艙與機(jī)體的夾角，無人機(jī)以直升機(jī)模式起飛并轉(zhuǎn)入前飛，此時(shí)短艙與機(jī)體垂直(βM=90°)。當(dāng)速度達(dá)到一定數(shù)值后，旋翼隨短艙開始向前傾轉(zhuǎn)，無人機(jī)進(jìn)入過渡模式(0°<βM<90°)。當(dāng)短艙轉(zhuǎn)過90°后，旋翼作為螺旋槳，無人機(jī)進(jìn)入高速飛行的固定翼模式(βM=0°)[8]。圖1所示為對(duì)象無人機(jī)飛行示意圖。

圖1 傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)飛行示意圖Fig.1 Flight diagram of tilt rotor UAV

對(duì)象無人機(jī)擁有兩套操縱舵面，其中旋翼操縱舵面包括總距、縱向周期變距和橫向周期變距，氣動(dòng)操縱舵面包括升降舵、襟翼和方向舵。三種飛行模式下各通道操縱方式如表1所示。

1.2 過渡過程

傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)過渡階段可以在爬升/下滑或者平飛狀態(tài)下完成，而平飛過渡不需要考慮高度軌跡的變化，降低了過渡模式控制策略技術(shù)研究的難度。故本文重點(diǎn)研究了對(duì)象無人機(jī)平飛過渡模式，根據(jù)對(duì)象無人機(jī)過渡階段操縱特性的變化規(guī)律，可以將過渡模式的飛行過程劃分為變距操縱段和氣動(dòng)操縱段。其中變距操縱段是指以旋翼的縱向變距和總距操縱為主的飛行階段，根據(jù)氣動(dòng)特性的區(qū)別又可進(jìn)一步劃分為懸停小速度前飛段、旋翼操縱段和氣動(dòng)過渡段；氣動(dòng)操縱段是指不依賴旋翼縱向變距控制，以氣動(dòng)舵面操縱控制為主的飛行階段[9]。整個(gè)過渡模式的縱向剖面飛行過程如圖2所示。

表1 傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)操縱控制方式

圖2 過渡過程示意圖Fig.2 Diagram of transition process

(1)變距操縱段

a)懸停小速度段

無人機(jī)首先進(jìn)入懸停小速度前飛狀態(tài)，借助旋翼縱向周期變距使得飛行器加速至目標(biāo)巡航速度，確保飛行器能夠以安全的速度過渡進(jìn)入到下一飛行階段。

b)旋翼操縱段

旋翼操縱段短艙傾角相對(duì)較大，旋翼拉力是飛行器的主要升力來源，短艙傾轉(zhuǎn)將產(chǎn)生較大的加速度，加速/減速效果明顯。氣動(dòng)舵面的舵效相對(duì)較低，不具備較強(qiáng)的控制能力。

c)氣動(dòng)過渡段

氣動(dòng)過渡段升力的主要來源從旋翼拉力逐漸過渡至機(jī)翼升力，升降舵舵效不斷增強(qiáng)和短艙傾角的不斷減小使得旋翼槳轂相對(duì)于重心的距離不斷變化，導(dǎo)致旋翼縱向周期變距對(duì)于俯仰的操縱能力逐漸減弱。

(2)氣動(dòng)操縱段

氣動(dòng)舵面操縱段飛行器速度相對(duì)較高，氣動(dòng)舵面的舵效相對(duì)較強(qiáng)，升力來源以機(jī)體氣動(dòng)力為主，旋翼拉力相對(duì)較小，旋翼軸傾斜產(chǎn)生的加速度相對(duì)較小。飛行過程中可以通過總距調(diào)節(jié)旋翼拉力在速度方向的分量，但是短艙傾角的減小導(dǎo)致旋翼縱向周期變距對(duì)俯仰操縱的能力有限，因此氣動(dòng)舵面操縱段以旋翼總距和氣動(dòng)舵面操縱為主。

2 過渡模式特性分析

2.1 氣動(dòng)特性分析

過渡過程中由旋翼拉力與機(jī)體氣動(dòng)力共同克服重力，圖3所示為兩者在升力中的占比隨短艙角βM的變化曲線。可以看出，當(dāng)短艙傾角相對(duì)較大時(shí)，旋翼拉力對(duì)總升力的比值相對(duì)較大，短艙傾轉(zhuǎn)對(duì)于高度軌跡的影響相對(duì)較大；當(dāng)短艙傾角較小時(shí)，旋翼拉力對(duì)總升力的比值減小，短艙傾轉(zhuǎn)對(duì)于高度軌跡的影響較小[10]。其中：

1)當(dāng)90°≤βM≤80°時(shí)，旋翼拉力占比超過70%，飛行器升力主要由旋翼拉力提供，該階段屬于旋翼操縱段；

2)當(dāng)80°≤βM≤50°時(shí)，旋翼拉力的占比逐漸減小，短艙傾角處于70°～75°之間，兩者曲線存在交點(diǎn)，此時(shí)飛行器升力由旋翼拉力與機(jī)體氣動(dòng)力共同提供，該階段屬于氣動(dòng)過渡段；

3)當(dāng)50°≤βM≤0°時(shí)，機(jī)體氣動(dòng)力占比超過70%，飛行器升力主要由氣動(dòng)力提供，該階段屬于氣動(dòng)操縱段。

基于上述分析，選取短艙角βM為90°、80°、50°和0°作為過渡過程典型工作點(diǎn)。

圖3 旋翼力和氣動(dòng)力占比變化曲線Fig.3 Curves of rotor force and aerodynamic force proportions

2.2 操縱特性分析

以典型工作點(diǎn)為基礎(chǔ)，繪制總距、縱向變距與升降舵在不同短艙角下對(duì)速度與高度變化率的操縱響應(yīng)曲線，如圖4所示。

(a) 總距到前向速度操縱響應(yīng)

(b) 縱距到前向速度操縱響應(yīng)

(c)總距到高度變化率操縱響應(yīng)

(d) 升降舵到高度變化率操縱響應(yīng)圖4 過渡段操縱響應(yīng)曲線Fig.4 Control response curve of transition section

分析上述響應(yīng)曲線可以得出以下結(jié)論：

1)對(duì)于速度通道而言，隨著短艙角的減小，總距對(duì)前向速度Vx的操縱能力逐漸增強(qiáng)，βM為0°時(shí)1°總距能引起2m/s的速度響應(yīng)；相反，縱向變距對(duì)速度的操縱能力隨著短艙角的減小而逐漸減弱，βM在50°以后縱向變距幾乎無法引起速度響應(yīng)。

2)對(duì)于高度通道而言，短艙角在50°以后升降舵對(duì)下沉率有了一定的操縱能力，1°升降舵能夠引起-0.2m/s的下沉率響應(yīng)，但是總距對(duì)垂向速度Vy的操縱能力在50°時(shí)依舊要比升降舵強(qiáng)。

綜上所述，隨著短艙角βM從90°變到0°，縱向周期變距的舵效在逐漸降低，升降舵舵面在逐漸增強(qiáng)。而總距對(duì)速度與高度通道都有影響，對(duì)速度的操縱能力隨短艙角的減小而增強(qiáng)，高度通道相反。

3 傾轉(zhuǎn)過渡方案設(shè)計(jì)

3.1 短艙傾轉(zhuǎn)方案

為保證傾轉(zhuǎn)過渡過程的安全穩(wěn)定，短艙應(yīng)保持連續(xù)且單調(diào)作動(dòng)。因此，短艙傾轉(zhuǎn)的平滑過渡方案確定為：

1)根據(jù)過渡各個(gè)階段特性變化實(shí)時(shí)調(diào)整傾轉(zhuǎn)速率；

2)傾轉(zhuǎn)速率的設(shè)計(jì)應(yīng)遵循先慢后快的原則。

各階段傾轉(zhuǎn)速率設(shè)計(jì)過程如下：

(1)

圖5 加速度變化曲線Fig.5 Acceleration curve

圖6 速度變化曲線Fig.6 Speed curve

結(jié)合上述公式與變化曲線對(duì)過渡過程各個(gè)階段的短艙傾轉(zhuǎn)速率進(jìn)行設(shè)計(jì)。由于懸停小速度段短艙維持90°不變，故主要考慮旋翼操縱段、氣動(dòng)過渡段和氣動(dòng)操縱段。

(1)旋翼操縱段

該階段無人機(jī)特性接近于常規(guī)直升機(jī)，為保證速度軌跡的跟蹤效果，該階段設(shè)計(jì)傾轉(zhuǎn)速率時(shí)應(yīng)盡可能小，否則旋翼拉力在垂向上的分量會(huì)急劇減小。同時(shí)該階段速度較小，相對(duì)應(yīng)的動(dòng)壓也較小，氣動(dòng)力不足以彌補(bǔ)升力的損失，過快地傾轉(zhuǎn)會(huì)出現(xiàn)掉高的情況。另外，旋翼軸傾轉(zhuǎn)提供的加速能力有限，過快地傾轉(zhuǎn)會(huì)導(dǎo)致速度指令跟蹤效果變差，從而偏離過渡軌跡，而速度的劇烈變化會(huì)帶來飛機(jī)姿態(tài)角的振蕩，進(jìn)一步影響飛行安全。

(2)氣動(dòng)過渡段

當(dāng)短艙角βM轉(zhuǎn)到80°以后，無人機(jī)進(jìn)入氣動(dòng)過渡段，此時(shí)短艙角逐漸減小，速度逐漸增加，速度變化區(qū)間為20～35m/s，加速度變化區(qū)間為0.25～1.2m/s2。該階段短艙角變化范圍為30°，旋翼拉力逐漸減小，旋翼軸的傾斜對(duì)高度的影響逐漸減弱，轉(zhuǎn)而開始對(duì)速度產(chǎn)生影響，同時(shí)加速度變化逐漸放緩，相較于旋翼操縱段，該階段的加速度變化趨于平穩(wěn)，無人機(jī)有相對(duì)充足的時(shí)間進(jìn)行加速，因此傾轉(zhuǎn)速率可以相應(yīng)增大。

(3)氣動(dòng)操縱段

當(dāng)短艙角轉(zhuǎn)過50°以后，無人機(jī)進(jìn)入氣動(dòng)操縱段，此時(shí)短艙角相對(duì)較小，速度較大，但是速度變化區(qū)間僅為40～45m/s，加速度變化區(qū)間為0.25～0.8m/s2。該階段無人機(jī)特性接近于固定翼飛行器，旋翼軸的傾斜對(duì)高度的干擾相對(duì)于氣動(dòng)過渡段變得更弱，但是對(duì)速度變化影響較大。此時(shí)只需要較小的速度變化即可保持無人機(jī)平飛，主要矛盾從速度軌跡的跟蹤轉(zhuǎn)變成為盡快脫離不穩(wěn)定的過渡階段，因此傾轉(zhuǎn)速率的設(shè)計(jì)相對(duì)于氣動(dòng)操縱段應(yīng)更大。

最終設(shè)計(jì)結(jié)果如式(2)所示

(2)

3.2 操縱舵面分配方案

因?yàn)閷?duì)象無人機(jī)兼具直升機(jī)與固定翼的操縱特性，尤其是在過渡模式，需要旋翼舵面與氣動(dòng)舵面的協(xié)同操縱[11]。為了實(shí)現(xiàn)過渡段的穩(wěn)定控制，針對(duì)不同階段特性變化，提出了以下操縱舵面分配方案：

1)旋翼操縱段由于飛行速度較小，氣動(dòng)舵面舵效低，操縱方式類似于橫列直升機(jī)，無人機(jī)通過調(diào)節(jié)旋翼縱向周期變距使得旋翼槳盤傾斜，產(chǎn)生前向/后向分力，實(shí)現(xiàn)加速/減速過程，通過改變總距以調(diào)節(jié)旋翼拉力的大小從而實(shí)現(xiàn)高度的控制,升降舵僅控制姿態(tài)回路；

2)氣動(dòng)過渡段飛行速度逐漸增大，升降舵效率逐漸增強(qiáng)，高度回路由總距通道主控，升降舵作為輔助，此時(shí)縱向變距對(duì)速度仍有一定的操縱能力，故保持對(duì)速度回路的控制；

3)氣動(dòng)操縱段飛行速度大，此時(shí)旋翼退化為螺旋槳，縱向變距對(duì)速度已經(jīng)沒有操縱能力，故縱向變距退出速度回路，總距通道接管速度回路，升降舵成為高度回路的主控通道。

過渡段縱向操縱舵面分配方案具體如表2所示。

表2 過渡段縱向操縱舵面分配表

4 過渡段縱向控制策略設(shè)計(jì)

4.1 旋翼操縱段控制策略

旋翼操縱段以旋翼的變距操縱控制為主，其操縱特性和直升機(jī)前飛狀態(tài)具有相似性，故可參考直升機(jī)懸停小速度段控制律結(jié)構(gòu)[12]。對(duì)于氣動(dòng)舵面而言，由于旋翼操縱階段飛行速度相對(duì)較小，升降舵效低，對(duì)飛行狀態(tài)影響不大。為簡(jiǎn)化控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的復(fù)雜度，防止后續(xù)突然接入升降舵控制導(dǎo)致升降舵跳躍，此處可提前接入升降舵的姿態(tài)控制。具體控制律結(jié)構(gòu)如下

(3)

其中，δz表示縱向變距；V表示平飛過渡的速度；?c表示俯仰角指令。由于直升機(jī)模式具有空速測(cè)不準(zhǔn)的特性，因此其速度控制采用基于地速的控制策略。俯仰角回路作為速度控制回路的內(nèi)回路，用于改善速度控制系統(tǒng)的阻尼。

δc表示總距。通過總距通道來實(shí)現(xiàn)高度控制，采用阻尼內(nèi)回路的高度控制方案，總距配平作為前饋部分，用以加強(qiáng)控制律的環(huán)境適應(yīng)性，引入積分環(huán)節(jié)以提高擾動(dòng)情況下高度控制的精度。

δe表示升降舵偏。旋翼操縱段飛行器速度小，升降舵效率低，僅接入俯仰回路用于防止下個(gè)階段控制律結(jié)構(gòu)變化導(dǎo)致的舵面突變。

4.2 氣動(dòng)過渡段控制策略

氣動(dòng)過渡段是旋翼變距和氣動(dòng)舵面的綜合控制階段。隨著短艙傾角的不斷變化，升力來源在旋翼拉力和機(jī)體氣動(dòng)力之間進(jìn)行過渡切換，無人機(jī)氣動(dòng)特性發(fā)生強(qiáng)烈變化，但縱向變距仍具備一定的控制能力。同時(shí)，升降舵因機(jī)體速度變大而具備了一定效率，可以接入高度外回路來輔助總距通道控高[13]。具體控制律結(jié)構(gòu)如下

(4)

與旋翼操縱段相比，總距通道控制律結(jié)構(gòu)沒有發(fā)生變化，縱向變距通道的控制對(duì)象由地速切換為空速。盡管縱向變距和總距操縱之間存在較為明顯的縱垂向耦合，但是因?yàn)榭偩嗤ǖ篮退俣韧ǖ乐g的自動(dòng)配平功能，能夠及時(shí)抵消這種耦合造成的控制偏差。

升降舵對(duì)高度的控制采用姿態(tài)增穩(wěn)和高度保持的并聯(lián)控制結(jié)構(gòu)，姿態(tài)控制回路是高度控制的阻尼回路，用于避免高度的振蕩。高度積分的引入能夠適應(yīng)飛行過程中的各種不確定性，實(shí)現(xiàn)自動(dòng)配平的目的。

4.3 氣動(dòng)操縱段控制策略

氣動(dòng)操縱段控制策略相比于氣動(dòng)過渡段有著較大的變化[14]。首先，隨著短艙傾角的減小，縱向變距對(duì)速度逐漸失去操縱能力，故將其退出速度控制通道

δz=0

(5)

(6)

最后，無人機(jī)在該階段飛行速度相對(duì)較高，氣動(dòng)舵面舵效得到增強(qiáng)，升降舵具備足夠的控制飛行軌跡的能力，因此升降舵成為高度的主控通道，控制律結(jié)構(gòu)如下

(7)

5 過渡模式飛行仿真驗(yàn)證

以對(duì)象傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)非線性六自由度飛行動(dòng)力學(xué)模型為例進(jìn)行半物理仿真驗(yàn)證。對(duì)象無人機(jī)以直升機(jī)模式起飛，加速前飛至5m/s時(shí)進(jìn)入傾轉(zhuǎn)過渡模式，依次經(jīng)過旋翼操縱段、氣動(dòng)過渡段和氣動(dòng)操縱段，前飛速度持續(xù)增加，最后以40m/s的速度結(jié)束過渡，進(jìn)入固定翼巡航模式。過渡過程仿真曲線如圖7所示。

(a)飛行速度變化曲線

(b)高度變化曲線

(c) 總距角變化曲線

(d) 升降舵變化曲線

(e)縱向變距變化曲線

(f) 短艙傾角變化曲線圖7 過渡過程仿真曲線Fig.7 Transition process simulation curve

觀察仿真曲線結(jié)果可知：所設(shè)計(jì)的控制策略可以使飛行器很好地跟蹤前飛速度與高度指令，其中速度誤差不超過±2m/s，高度偏差也在±2m以內(nèi)。在過渡模式的旋翼操縱段、氣動(dòng)過渡段與氣動(dòng)操縱段下，都能達(dá)到良好的控制效果，促使對(duì)象無人機(jī)穩(wěn)定過渡。同時(shí)，縱向操縱舵面情況良好，變化幅度適中，能夠驗(yàn)證傾轉(zhuǎn)過渡方案的合理性與過渡控制策略的有效性。

6 總結(jié)與展望

與既往追求理論的先進(jìn)性發(fā)展不同，工程應(yīng)用往往要求基礎(chǔ)扎實(shí)。PID控制具有物理意義明確、模型容忍度高、魯棒性好、工程應(yīng)用性強(qiáng)的優(yōu)勢(shì)。故本文突破性地將理論結(jié)合工程實(shí)際，針對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)過渡模式的縱向控制問題，從經(jīng)典控制理論角度出發(fā)，以過渡模式特性分析為基礎(chǔ)，根據(jù)過渡模式3個(gè)階段的特性區(qū)別，逐段設(shè)計(jì)了短艙傾轉(zhuǎn)方案、舵面分配策略以及縱向控制律結(jié)構(gòu)，完成了過渡模式縱向控制策略的設(shè)計(jì)，并通過非線性仿真驗(yàn)證了控制策略的有效性，最終成功應(yīng)用于對(duì)象無人機(jī)的首飛試驗(yàn)中，實(shí)現(xiàn)了國(guó)內(nèi)首架傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)全過程飛行試驗(yàn)。

未來還需要在以下幾個(gè)方面開展傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)過渡段的研究：

1)過渡階段的橫側(cè)向控制技術(shù)。相比于縱向的操縱舵面，橫側(cè)向在過渡過程中有著更為復(fù)雜的耦合，為了保證過渡階段的飛行安全，有必要有針對(duì)性地研究橫側(cè)向的控制問題。

2)爬升/下滑過渡技術(shù)。從工程實(shí)際的角度出發(fā)，爬升/下滑過渡才是傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)真正的工作模態(tài)。相較于平飛過渡模式，爬升/下滑過渡在考慮速度軌跡跟蹤的同時(shí)，還要考慮高度控制的相關(guān)問題。

針對(duì)以上問題，一方面，可以考慮采取縱向類似的余弦函數(shù)對(duì)橫側(cè)向的操縱舵面進(jìn)行解耦；另一方面，針對(duì)過渡階段的高度跟蹤問題，可以參考固定翼無人機(jī)爬升/下滑控制策略進(jìn)行改進(jìn)。