一種共軸雙旋翼式火星飛行器設(shè)計(jì)及其試驗(yàn)驗(yàn)證

朱凱杰，唐徳威，沈文清，呂藝軒，趙鵬越，鄧慧超，全齊全，孟林智，王 彤，鄧宗全

(1. 哈爾濱工業(yè)大學(xué)機(jī)器人技術(shù)與系統(tǒng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱 150001；2. 北京航空航天大學(xué)機(jī)械工程及自動(dòng)化學(xué)院，北京 100191；3. 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

0 引 言

火星具有與地球類似的物理特性和地理特征，在資源開發(fā)與人類生存空間拓展方面獨(dú)具潛能，因而成為深空探測(cè)的重要對(duì)象[1-2]。截至目前，各國(guó)已開展了45次火星探測(cè)，主要探測(cè)途徑包括飛掠、環(huán)繞和著陸巡視等[3]?；鹦潜砻娲嬖谙”〉牡涂沾髿鈁4]，這為火星飛行器巡視探測(cè)提供了可能[5]。

火星飛行器探測(cè)設(shè)想于二十世紀(jì)70年代被提出，此后各研究機(jī)構(gòu)紛紛開展飛行器的概念設(shè)計(jì)，已提出包括固定翼式[6]、滑翔機(jī)[7]、撲翼式[8]和旋翼式[9]在內(nèi)的多種構(gòu)型。其中，旋翼式飛行器結(jié)構(gòu)緊湊、可重復(fù)垂直起降且?guī)лd能力強(qiáng)，成為火星探測(cè)較為理想的構(gòu)型[10]。此外，旋翼式火星飛行器具有以下突出優(yōu)勢(shì)：1)可在漫游車無法駛?cè)氲亩囱ā⒀卤诘任ｋU(xiǎn)區(qū)域進(jìn)行懸停拍攝和采樣返回；2)具備較強(qiáng)機(jī)動(dòng)性，可拓展探測(cè)范圍并加快巡視速度；3)可構(gòu)建星表三維地形圖像以輔助漫游車規(guī)劃探測(cè)路徑[11]。

火星低空大氣主要成分為二氧化碳及少量氬氣和氦氣[12]，平均大氣密度僅為地球大氣的1.29%，這導(dǎo)致工作在低雷諾數(shù)流場(chǎng)中的飛行器槳葉表面產(chǎn)生層流分離，進(jìn)而降低旋翼氣動(dòng)效率[13]?！昂１I號(hào)”著陸區(qū)附近星表平均溫度變化范圍為-120～-60 ℃[14]。低溫導(dǎo)致槳葉周圍馬赫數(shù)升高，并引起槳尖空氣壓縮與激波震蕩。此外，火星表面存在的火星風(fēng)、復(fù)雜氣旋和塵暴環(huán)境也對(duì)火星飛行器的抗干擾能力和增穩(wěn)飛行控制提出了挑戰(zhàn)[15]。

斯坦福大學(xué)Kroo等在2000年研制了一款微型四旋翼火星無人機(jī)Mesicopter[16]，由于其控制系統(tǒng)不完善且?guī)лd能力極低而未獲得實(shí)際應(yīng)用。美國(guó)NASA于2002年開展了旋翼式火星飛行器MARTA的概念設(shè)計(jì)，并研制了兩代樣機(jī)TAMS與TAMS-II驗(yàn)證其飛行原理、控制技術(shù)和采樣方案[17]。馬里蘭大學(xué)的Datta等與佐治亞理工大學(xué)的O’Brien于2003年分別設(shè)計(jì)了共軸雙旋翼與四旋翼兩種構(gòu)型的火星飛行器[18-19]，但均停留在概念建模與參數(shù)設(shè)計(jì)階段。薩里大學(xué)的學(xué)者從2004年至2017年研制了四代固定翼-旋翼復(fù)合式火星飛行器，利用多傳感器融合實(shí)現(xiàn)狀態(tài)估計(jì)，通過調(diào)節(jié)旋翼轉(zhuǎn)速與副翼角度實(shí)現(xiàn)飛行控制[20-23]。日本東北大學(xué)的Aoki等針對(duì)JAXA的火星表面坑洞探測(cè)計(jì)劃設(shè)計(jì)了一種共軸旋翼式火星飛行器[24]，并結(jié)合數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)方法優(yōu)化了旋翼槳葉參數(shù)。美國(guó)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室針對(duì)NASA的“Mars 2020”探測(cè)計(jì)劃研制了“機(jī)智號(hào)”火星直升機(jī)以輔助“毅力號(hào)”漫游車探測(cè)[25]，并采取優(yōu)化翼型、提高轉(zhuǎn)速和增加槳葉展長(zhǎng)等措施設(shè)計(jì)了帶載能力更強(qiáng)的火星科學(xué)直升機(jī)[26]?；鹦侵鄙龣C(jī)通過一對(duì)反向旋轉(zhuǎn)的共軸旋翼產(chǎn)生垂直動(dòng)力，利用斜盤機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)調(diào)姿，具備導(dǎo)航、控制和制導(dǎo)功能[27]。哈爾濱工業(yè)大學(xué)的全齊全等設(shè)計(jì)了一種適用于火星旋翼無人機(jī)的槳葉翼型，并通過實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了其在火星大氣下的帶載能力和續(xù)航性能[28]。南京航空航天大學(xué)的李臣亮等提出了一種魯棒自適應(yīng)調(diào)參方法，可控制火星無人機(jī)在不同高度和速度下穩(wěn)定飛行[29]。

目前，國(guó)內(nèi)外關(guān)于旋翼式火星飛行器的相關(guān)研究仍處于起步階段。除美國(guó)NASA研制了可執(zhí)行探測(cè)任務(wù)的火星直升機(jī)外，大多數(shù)研究機(jī)構(gòu)僅停留在飛行原理驗(yàn)證和低雷諾數(shù)槳葉氣動(dòng)特性研究階段。本文考慮火星特殊大氣環(huán)境對(duì)旋翼氣動(dòng)特性的影響，優(yōu)選了一種可在低雷諾數(shù)條件下產(chǎn)生高升阻比的槳葉翼型，基于葉素動(dòng)量理論和旋翼間氣動(dòng)干擾理論，提出了一種旋翼槳葉氣動(dòng)特性預(yù)測(cè)方法，選擇了槳葉平面形狀與扭轉(zhuǎn)角等結(jié)構(gòu)參數(shù)和旋翼轉(zhuǎn)速與安裝角等飛行參數(shù)，設(shè)計(jì)了一種共軸雙旋翼式火星飛行器，構(gòu)建了地面模擬試驗(yàn)裝置，驗(yàn)證了飛行器在模擬火星環(huán)境中的帶載懸停飛行能力。

1 共軸雙旋翼式火星飛行器設(shè)計(jì)

1.1 旋翼槳葉結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

火星低密度大氣環(huán)境導(dǎo)致飛行器旋翼槳葉工作雷諾數(shù)范圍為103～104，即處于亞臨界雷諾數(shù)狀態(tài)。該狀態(tài)下的旋翼槳葉表面層流未過渡到湍流而直接發(fā)生分離引起流動(dòng)附著區(qū)域減小，使槳葉所受阻力急劇增加；另一方面，邊界層位移厚度增加會(huì)導(dǎo)致翼型有效彎度減小，進(jìn)而使得槳葉產(chǎn)生升力減小[30]。

為獲得較高的升阻比，火星飛行器槳葉翼型應(yīng)具有以下特點(diǎn)[31]：1)厚度較小，以弱化湍流過渡相對(duì)壓力梯度的滯后效應(yīng)；2)彎度較大，通過減小來流與翼型上表面夾角減小氣動(dòng)阻力，并通過在翼型下表面的大彎度區(qū)域處生成湍流來增加升力；3)前緣半徑較小，可使湍流過渡點(diǎn)前移，從而使前緣分離流在翼型下游二次附著。

利用計(jì)算流體力學(xué)數(shù)值模擬方法在NACA四位數(shù)翼型族中優(yōu)選氣動(dòng)性能最佳的翼型。已有探測(cè)數(shù)據(jù)表明，流體連續(xù)性假設(shè)適用于火星大氣流場(chǎng)，故選擇流體控制方程為Navier-Stokes方程?？紤]近壁面流體中剪切應(yīng)力傳播與遠(yuǎn)壁面流場(chǎng)模擬精度，選擇湍流模型為剪切應(yīng)力傳輸k-ω模型?？紤]火星表面大氣的可壓縮性，設(shè)置流動(dòng)入口與出口為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件?？紤]槳葉加工工藝性，選擇升阻比最佳的NACA 6904翼型[32]，如圖1所示。該翼型相對(duì)彎度為6%，最大彎度位置為90%，相對(duì)厚度為4%。

圖1 NACA 6904翼型幾何形狀Fig.1 Geometry of NACA 6904 airfoil

前期實(shí)驗(yàn)研究表明平面形狀為矩形的槳葉可產(chǎn)生足夠升力[28]，但其槳尖氣動(dòng)載荷會(huì)導(dǎo)致旋翼系統(tǒng)振動(dòng)與噪聲，且槳尖在高速旋轉(zhuǎn)中會(huì)產(chǎn)生失速現(xiàn)象，故選擇槳葉的平面形狀為梯形，如圖2所示。為保證飛行器在火星大氣中的帶載能力，選擇旋翼槳盤直徑為1 m?？紤]到槳葉根部形狀對(duì)產(chǎn)生升力的影響較小，故選擇展長(zhǎng)20%以內(nèi)為根切過渡段，以使最大弦長(zhǎng)能過渡到槳轂安裝尺寸。槳葉最大弦長(zhǎng)位于展長(zhǎng)20%處，為100 mm；為了保持槳葉整體推力水平，選擇槳尖弦長(zhǎng)為40 mm。

圖2 旋翼槳葉的平面形狀Fig.2 Geometry of a twist-free rotor blade

槳葉根部至槳尖的總扭轉(zhuǎn)角度為10度，且扭轉(zhuǎn)沿展向線性分布，如圖3所示。槳葉通過可手動(dòng)更換的鋁合金槳夾安裝在槳轂上，實(shí)現(xiàn)安裝角度的高精度調(diào)節(jié)。槳葉氣動(dòng)中心軸線通過槳夾安裝孔，也是翼型扭轉(zhuǎn)的旋轉(zhuǎn)中心，這樣可以避免附加的氣動(dòng)力矩對(duì)槳葉產(chǎn)生破壞?？紤]到質(zhì)量約束和剛度、強(qiáng)度要求，采用3D打印技術(shù)加工槳葉模具，利用碳纖維-環(huán)氧樹脂層疊復(fù)合材料完成槳葉毛坯加工，固化后去除毛刺并進(jìn)行二次機(jī)加，最后進(jìn)行表面處理。

圖3 火星飛行器旋翼槳葉Fig.3 A rotor blade of the Mars rotorcraft

1.2 旋翼氣動(dòng)特性數(shù)值模擬

定義旋翼入流比λi為槳盤誘導(dǎo)速度與合速度比值。當(dāng)旋翼系統(tǒng)懸停時(shí)，將槳葉沿展向劃分為葉素微元，可得無量綱展向位置r處葉素入流比λi(r)為：

(1)

式中：σ為旋翼實(shí)度，即槳葉面積與槳盤面積比值；θ為槳葉安裝角；Cl為葉素升力系數(shù)，依據(jù)普朗特理論，可表述為:

(2)

式中：α為來流迎角；β為雷諾數(shù)影響指數(shù)；R為旋翼半徑，500 mm；Mr為不同展長(zhǎng)處葉素馬赫數(shù)；Clα為翼型升力系數(shù)曲線隨迎角變化的斜率。利用入流比λi計(jì)算葉素微元推力系數(shù)并沿展向積分得到槳葉推力系數(shù)和功率系數(shù)為:

(3)

式中：Cd,0為翼型零升阻力系數(shù)。基于空氣動(dòng)力學(xué)的動(dòng)量理論計(jì)算單旋翼產(chǎn)生推力Ts及功率Ps為:

(4)

式中：ρ為火星大氣密度，0.0166 kg/m3；A為旋翼槳盤面積；Ω為旋翼轉(zhuǎn)速。由于下旋翼槳盤位于上旋翼滑流下游，其產(chǎn)生推力及氣動(dòng)效率會(huì)因此而顯著降低，故共軸雙旋翼的升力與功率均會(huì)低于兩個(gè)單旋翼相加的總和。定義誘導(dǎo)功率因數(shù)κi為共軸雙旋翼消耗功率與兩個(gè)單旋翼消耗功率之和的比值。按Leishman等提出的共軸雙旋翼間氣動(dòng)干擾理論[33]，在上下旋翼轉(zhuǎn)速相同且旋翼間距為旋翼直徑的10%時(shí)，κi值約為0.78，此時(shí)推力比值約為0.85。

針對(duì)翼型為NACA 6904的矩形槳葉開展的氣動(dòng)特性測(cè)試試驗(yàn)表明[28]，旋翼槳葉在根部安裝角為30°時(shí)可獲得最高氣動(dòng)效率，故選擇槳葉根部安裝角為30°。對(duì)旋翼周圍流場(chǎng)劃分非結(jié)構(gòu)的滑移網(wǎng)格，并對(duì)外圍流場(chǎng)劃分結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，按火星大氣條件設(shè)置數(shù)值模擬參數(shù)與邊界條件，選擇剪切應(yīng)力傳輸k-ω模型模擬湍流。假設(shè)上旋翼氣動(dòng)特性未受下旋翼來流影響且兩個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速相同，對(duì)共軸雙旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生推力及消耗功率進(jìn)行數(shù)值模擬。

旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生推力與消耗功率隨轉(zhuǎn)速變化曲線分別如圖4和圖5所示。旋翼產(chǎn)生推力隨轉(zhuǎn)速增加而增大，且推力增速也逐漸加快。當(dāng)上下旋翼轉(zhuǎn)速均為2140 r/min時(shí)，共軸旋翼系統(tǒng)可產(chǎn)生升力為7.35 N。考慮到火星重力加速度約為地球重力加速度的3/8，共軸旋翼系統(tǒng)可在火星環(huán)境下帶載2.0 kg。

圖4 火星大氣下共軸雙旋翼系統(tǒng)推力隨轉(zhuǎn)速變化Fig.4 Variation of the generated thrust with the rotational speed of the coaxial rotor system in the Martian atmosphere

圖5 火星大氣下共軸雙旋翼系統(tǒng)功率隨轉(zhuǎn)速變化Fig.5 Variation of the required power with the rotational speed of the coaxial rotor system in the Martian atmosphere

旋翼消耗功率隨轉(zhuǎn)速增加而增大，且單位轉(zhuǎn)速的消耗功率也逐漸增加。當(dāng)兩個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速為2140 r/min時(shí)，共軸雙旋翼系統(tǒng)消耗功率為133 W。依據(jù)共軸雙旋翼氣動(dòng)特性數(shù)值模擬結(jié)果，選擇火星飛行器旋翼參數(shù)見表1。

表1 火星飛行器旋翼參數(shù)Table 1 Rotor parameters of Mars rotorcraft

1.3 樣機(jī)結(jié)構(gòu)與控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

在完成旋翼槳葉設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了共軸雙旋翼式火星飛行器樣機(jī)“火星飛鳥-I”，其機(jī)械結(jié)構(gòu)如圖6所示?；鹦秋w行器的主結(jié)構(gòu)是一根中央安裝管，其通過法蘭接口與推進(jìn)性能測(cè)試裝置相連。“火星飛鳥-I”以兩個(gè)并排布置的推進(jìn)電機(jī)為動(dòng)力輸入，通過兩對(duì)嚙合的圓柱齒輪將運(yùn)動(dòng)和動(dòng)力分別傳遞至上、下旋翼傳動(dòng)軸，進(jìn)而利用槳轂和槳夾驅(qū)動(dòng)兩個(gè)共軸布置、反向旋轉(zhuǎn)的旋翼。傳動(dòng)軸間布置深溝球軸承以減小兩個(gè)旋翼傳動(dòng)軸間、傳動(dòng)軸與機(jī)體間的摩擦阻力，并保證軸間的同軸度。

圖6 “火星飛鳥-I”的結(jié)構(gòu)Fig.6 Structure of the “MarsBird-I”

考慮機(jī)構(gòu)受力特點(diǎn)，選擇各齒輪模數(shù)均為1 mm、厚度均為6 mm，主動(dòng)輪齒數(shù)為28，從動(dòng)輪齒數(shù)為110，故傳動(dòng)比i為3.93。依據(jù)雙旋翼氣動(dòng)特性預(yù)測(cè)結(jié)果，可計(jì)算推進(jìn)電機(jī)的轉(zhuǎn)速nm和功率Pm

(5)

表2 “火星飛鳥-I”組成部分質(zhì)量分配Table 2 Quality distribution of each part for “MarsBird-I”

“火星飛鳥-I”的控制系統(tǒng)組成如圖7所示。上位機(jī)搭載控制程序界面，通過交叉網(wǎng)線與工業(yè)控制計(jì)算機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)交換，下位機(jī)的數(shù)據(jù)采集卡向電機(jī)驅(qū)動(dòng)器發(fā)出轉(zhuǎn)速控指令并接收數(shù)據(jù)。選擇型號(hào)為ESCON 70/10的maxon驅(qū)動(dòng)器對(duì)推進(jìn)電機(jī)施加控制電壓以控制其轉(zhuǎn)速，采集編碼器的脈沖信號(hào)并轉(zhuǎn)換為電壓輸出以實(shí)現(xiàn)電機(jī)轉(zhuǎn)速和電流的實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)，進(jìn)而獲得旋翼所受反扭矩和消耗功率值。

圖7 “火星飛鳥-I”的控制系統(tǒng)Fig.7 Control system of “MarsBird-I”

“火星飛鳥-I”利用共軸雙旋翼實(shí)現(xiàn)推進(jìn)與懸?？刂?，相對(duì)其他研究機(jī)構(gòu)提出的多旋翼構(gòu)型和固定翼-旋翼復(fù)合構(gòu)型而言，系統(tǒng)復(fù)雜度更低且結(jié)構(gòu)緊湊；“火星飛鳥-I”的槳葉具有獨(dú)特的NACA 6904翼型和梯形平面形狀，相對(duì)馬里蘭大學(xué)共軸式火星飛行器所采用的蒙皮骨架式槳葉結(jié)構(gòu)，具備更簡(jiǎn)單的結(jié)構(gòu)和更強(qiáng)的單位質(zhì)量帶載能力。

2 地面測(cè)試試驗(yàn)裝置設(shè)計(jì)

2.1 火星大氣環(huán)境模擬器設(shè)計(jì)

為開展火星飛行器樣機(jī)推進(jìn)性能測(cè)試試驗(yàn)，構(gòu)建火星大氣環(huán)境模擬系統(tǒng)，如圖8所示。

圖8 火星大氣環(huán)境模擬器Fig.8 Martian atmosphere simulator

模擬器由罐體、泵組、比例閥、傳感器與電控系統(tǒng)組成。罐體為圓柱形，其高度和直徑均為3 m，由厚度為10 mm的鋼板焊接而成，其底部焊接九宮格排布型式的工字形槽鋼。罐壁焊接各類法蘭接口以連接管道與傳感設(shè)備，并安裝有兩個(gè)觀察窗以便實(shí)驗(yàn)人員觀察設(shè)備運(yùn)轉(zhuǎn)狀況。實(shí)驗(yàn)裝置安裝在罐體內(nèi)部，其電氣線路通過罐壁航空插頭接口法蘭接至模擬器控制柜。兩級(jí)泵組用于降低罐內(nèi)氣壓，通過控制柜內(nèi)變頻器實(shí)現(xiàn)啟停控制。旋轉(zhuǎn)葉片泵將罐內(nèi)氣壓降至羅茨泵啟動(dòng)壓力，羅茨泵進(jìn)一步將罐內(nèi)氣壓降至火星表面壓力。金屬波紋管連接泵組與罐體，可減小氣體傳輸過程中泵組振動(dòng)對(duì)連接密封性產(chǎn)生的影響。手動(dòng)蝶閥用于控制泵組至罐體的氣體通道通斷，可在泵組停轉(zhuǎn)后保持罐內(nèi)壓力。連接二氧化碳?xì)馄康倪M(jìn)氣比例閥用于模擬火星表面大氣成分，與泵組聯(lián)合改變罐內(nèi)空氣成分?？紤]抽氣后罐體內(nèi)氣體壓力不均對(duì)測(cè)量產(chǎn)生的影響，沿豎直方向在罐壁布置三個(gè)低壓測(cè)量精度較高的電容薄膜真空規(guī)，利用壓阻電阻復(fù)合真空規(guī)為電容薄膜規(guī)提供氣壓值調(diào)零參考。泄氣閥用于在實(shí)驗(yàn)結(jié)束后利用內(nèi)外壓差向罐內(nèi)充入大氣以使其恢復(fù)環(huán)境氣壓。實(shí)驗(yàn)人員通過槽型艙門進(jìn)入罐內(nèi)進(jìn)行操作。

火星大氣環(huán)境模擬器電氣控制系統(tǒng)包含計(jì)算機(jī)單元、泵組控制單元、壓力調(diào)節(jié)單元和傳感單元。上位機(jī)運(yùn)行人機(jī)交互界面，并通過交叉網(wǎng)線獲取、存儲(chǔ)并分析下位機(jī)采集的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。下位機(jī)包含CPU和數(shù)據(jù)采集卡等，通過接線端子連接繼電器、驅(qū)動(dòng)器和真空規(guī)等元器件。繼電器驅(qū)動(dòng)電路控制時(shí)間繼電器和電磁繼電器通斷，進(jìn)而控制泵組控制柜中的變頻器和風(fēng)機(jī)，最終控制泵組啟停與轉(zhuǎn)速。

圖4給出了微通道分支數(shù)n =3，熱流密度=30W/cm2，質(zhì)量流率=3g/s時(shí)熱沉熱應(yīng)力云圖的外視圖、側(cè)視圖，熱沉微通道結(jié)構(gòu)的熱應(yīng)力云圖和熱沉熱應(yīng)力切片云圖。

壓力控制單元是模擬器控制系統(tǒng)的核心，氣壓調(diào)節(jié)控制流程如圖9所示。上位機(jī)向下位機(jī)發(fā)出指令氣壓信號(hào)后，旋轉(zhuǎn)葉片泵啟動(dòng)并按指定速度抽氣。壓阻電阻復(fù)合真空規(guī)實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)罐內(nèi)氣壓值，并將數(shù)據(jù)傳輸至上位機(jī)。當(dāng)罐內(nèi)氣壓低于羅茨泵啟動(dòng)壓力后，羅茨泵使能并運(yùn)轉(zhuǎn)。上位機(jī)通過電容薄膜規(guī)實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)罐內(nèi)氣壓值，并將數(shù)據(jù)反饋給控制器。泵組與比例閥控制程序在對(duì)比實(shí)際氣壓與期望氣壓后將控制電壓輸給泵組變頻器與比例閥驅(qū)動(dòng)器，進(jìn)而調(diào)節(jié)泵組轉(zhuǎn)速與比例閥開口大小，實(shí)現(xiàn)罐內(nèi)氣壓控制。

圖9 火星大氣環(huán)境模擬器控制系統(tǒng)架構(gòu)Fig.9 Architecture of the Martian atmosphere simulator control system

火星大氣環(huán)境模擬器技術(shù)參數(shù)見表3，滿足火星飛行器推進(jìn)性能測(cè)試試驗(yàn)所需環(huán)境要求。

表3 火星大氣環(huán)境模擬器技術(shù)參數(shù)Table 3 Specification of Martian atmosphere simulator

2.2 重力補(bǔ)償與運(yùn)動(dòng)約束裝置設(shè)計(jì)

為驗(yàn)證火星飛行器的負(fù)載能力與懸停性能，在模擬火星大氣環(huán)境與重力場(chǎng)條件下，對(duì)“火星飛鳥-I”推進(jìn)性能展開試驗(yàn)研究。重力補(bǔ)償與運(yùn)動(dòng)約束裝置安裝在火星大氣環(huán)境模擬器內(nèi)，控制線纜通過罐體壁面航空插頭法蘭接到控制柜內(nèi)，如圖10所示。

為驗(yàn)證“火星飛鳥-I”的推進(jìn)性能，需研究能使樣機(jī)克服2.0 kg火星重力所需的上下旋翼轉(zhuǎn)速，應(yīng)消除由于上下旋翼轉(zhuǎn)速不匹配而引起樣機(jī)偏航角所帶來的干擾。裝置采用滾珠花鍵結(jié)構(gòu)以確保鍵軸與鍵母之間僅存在上下移動(dòng)的自由度，可解決系留樣機(jī)自轉(zhuǎn)引起的線纜纏繞問題?！盎鹦秋w鳥-I”通過其底部法蘭安裝在滾珠花鍵軸頂端，花鍵母與底座安裝法蘭相連。花鍵軸底部安裝限位塊，以防止樣機(jī)脫離測(cè)試裝置。限位塊底部粘貼彈性緩沖墊，以防止推力不足時(shí)樣機(jī)瞬間下落引起的機(jī)械破壞。將兩組對(duì)稱布置的砝碼系在尼龍繩上繞過定滑輪以補(bǔ)償?shù)厍蚝突鹦情g的重力差異。滑輪懸吊在通過支承立柱與安裝法蘭相連的滑輪安裝板上。試驗(yàn)開始前，試驗(yàn)人員使用拉力計(jì)模擬旋翼向上的推力，并通過調(diào)節(jié)砝碼質(zhì)量控制樣機(jī)起飛推力。

圖10 “火星飛鳥-I”及其試驗(yàn)裝置Fig.10 “MarsBird-I” and its experimental setup

3 火星飛行器推進(jìn)性能驗(yàn)證

為驗(yàn)證火星飛行器旋翼在低雷諾數(shù)流場(chǎng)中的推進(jìn)性能，需保證試驗(yàn)環(huán)境大氣密度與實(shí)際火星大氣密度一致。試驗(yàn)條件依據(jù)理想氣體狀態(tài)方程確定:

(6)

式中：PExp為試驗(yàn)環(huán)境氣壓；PMars為火星表面平均氣壓；TExp為試驗(yàn)環(huán)境溫度，TMars為火星表面平均溫度；MExp為試驗(yàn)中環(huán)境氣體平均分子量，取空氣相對(duì)分子質(zhì)量，MMars為火星表面氣體平均分子量，取二氧化碳相對(duì)分子質(zhì)量。試驗(yàn)條件與火星大氣條件各項(xiàng)物理量對(duì)比見表4。經(jīng)計(jì)算，推進(jìn)性能試驗(yàn)環(huán)境具有與典型的火星實(shí)際環(huán)境一致的大氣密度。

表4 推進(jìn)性能試驗(yàn)條件與火星實(shí)際大氣條件對(duì)比Table 4 Comparison of propulsion performance test conditions with actual atmospheric conditions on Mars

按上述測(cè)試條件設(shè)置火星大氣環(huán)境模擬器內(nèi)壓力，開展“火星飛鳥-I”的垂直飛行與懸停試驗(yàn)。依據(jù)火星重力與地球重力的差異，調(diào)節(jié)試驗(yàn)裝置中配重砝碼的質(zhì)量以模擬火星環(huán)境中的不同載荷，同步提高上下旋翼轉(zhuǎn)速，并記錄不同負(fù)載下飛行器穩(wěn)定懸停于一定高度的旋翼轉(zhuǎn)速，見表5。試驗(yàn)表明“火星飛鳥-I”帶載能力隨轉(zhuǎn)速增加而逐漸增強(qiáng)。

表5 “火星飛鳥-I”懸停飛行帶載性能Table 5 Hover performance of “MarsBird-I”

“火星飛鳥-I”在模擬火星環(huán)境中帶2.0 kg載荷的飛行試驗(yàn)如圖11所示。初始時(shí)刻，雙旋翼保持靜止，如圖11(a)所示；同時(shí)增加上下旋翼轉(zhuǎn)速，發(fā)現(xiàn)當(dāng)上下旋翼轉(zhuǎn)速均為2170 r/min時(shí)，樣機(jī)可克服模擬火星重力起飛，如圖11(b)所示；繼續(xù)增加兩個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速，樣機(jī)垂直飛行高度逐漸增加，如圖11(c)所示；同時(shí)調(diào)整雙旋翼轉(zhuǎn)速，發(fā)現(xiàn)當(dāng)上下旋翼轉(zhuǎn)速均為2160 r/min時(shí)，樣機(jī)可在固定高度穩(wěn)定懸停，如圖11(c)與圖11(d)所示。

“火星飛鳥-I”穩(wěn)定懸停時(shí)，上旋翼推進(jìn)電機(jī)電流值為7.35 A，即消耗功率為176.4 W；下旋翼推進(jìn)電機(jī)電流值為7.3 A，即消耗功率為175.2 W。樣機(jī)懸停消耗總功率為351.6 W，與數(shù)值預(yù)測(cè)結(jié)果對(duì)比，可知旋翼傳動(dòng)機(jī)構(gòu)總效率約為37.82%。試驗(yàn)表明，設(shè)計(jì)的旋翼系統(tǒng)具有良好的低雷諾數(shù)環(huán)境懸停性能，“火星飛鳥-I”可在模擬火星環(huán)境下懸停飛行。

4 火星飛行器技術(shù)展望

基于“火星飛鳥-I”的設(shè)計(jì)過程與地面試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果，旋翼式火星飛行器設(shè)計(jì)與控制技術(shù)在以下方面尚存在研究?jī)r(jià)值：

1) 旋翼驅(qū)動(dòng)與傳動(dòng)機(jī)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)：“火星飛鳥-I”利用兩組齒輪傳動(dòng)機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)旋翼驅(qū)動(dòng)，導(dǎo)致散熱困難，引起飛行效率的降低，故需優(yōu)化傳動(dòng)鏈設(shè)計(jì)以提高能量利用率。

2) 操縱機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與優(yōu)化：“火星飛鳥-I”采用固定槳夾維持旋翼槳距角不變，這導(dǎo)致飛行器無法獲得俯仰力矩和橫滾力矩以調(diào)節(jié)位姿，故需設(shè)計(jì)旋翼操縱機(jī)構(gòu)以調(diào)節(jié)旋翼轉(zhuǎn)速及槳距角變化規(guī)律，進(jìn)而控制旋翼產(chǎn)生的力和力矩。

3) 飛行器機(jī)電控系統(tǒng)集成：“火星飛鳥-I”機(jī)械結(jié)構(gòu)質(zhì)量較大，需通過更換材料與結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化等手段進(jìn)行減重設(shè)計(jì)。此外，“火星飛鳥-I”需通過線纜連接至模擬器罐外的電氣控制硬件，屬于系留飛行器。為實(shí)現(xiàn)飛行器的工程化應(yīng)用，需采用嵌入式硬件開發(fā)控制系統(tǒng)，并將控制電路集成化。

4) 狀態(tài)估計(jì)與自主飛行控制：“火星飛鳥-I”未安裝位姿傳感器，其垂直飛行與懸停均需手動(dòng)控制。由于地球與火星存在通信時(shí)延，地面難以對(duì)飛行器發(fā)出實(shí)時(shí)控制信號(hào)，故需開發(fā)自主飛行控制算法。

考慮以上技術(shù)發(fā)展要素，提出具備飛行控制功能的火星飛行器設(shè)計(jì)方案，如圖12所示。該飛行器方案的主結(jié)構(gòu)是中心承力管，采用兩個(gè)外轉(zhuǎn)子電機(jī)直接驅(qū)動(dòng)上下旋翼，利用斜盤機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)槳葉槳距角，以實(shí)現(xiàn)飛行中的位姿控制。傳感器、控制電路與有效載荷安裝在機(jī)身下方以降低整機(jī)重心位置，頂端的太陽能電池板用于為鋰電池組充電。

圖12 具備飛行控制功能的旋翼式火星飛行器方案Fig.12 Mars rotorcraft scheme with flight control function

具備飛行控制系統(tǒng)的火星飛行器以處理器、微控制器和FPGA構(gòu)成控制系統(tǒng)的核心架構(gòu)，如圖13所示。負(fù)責(zé)高層信息處理的處理器接收來自導(dǎo)航相機(jī)的圖像數(shù)據(jù)，將解算出的位置、姿態(tài)等導(dǎo)航信息傳輸至下一層的微控制器，將返回相機(jī)拍攝的照片通過Zig-Bee協(xié)議傳輸至漫游車基站的工作站，并接受來自基站的高級(jí)指令。微控制器通過FSMC(Flexible static memory controller)總線與底層的FPGA(Field pragrammable grate arragy)進(jìn)行信息交互。FPGA直接控制推進(jìn)電機(jī)及其驅(qū)動(dòng)、操縱電機(jī)及其驅(qū)動(dòng)、位姿傳感器、時(shí)間控制模塊、電源管理模塊和熱控模塊等。

圖13 旋翼式火星飛行器的控制系統(tǒng)組成Fig.13 Control system composition of the Mars rotorcraft

5 結(jié) 論

1) 針對(duì)火星旋翼飛行器探測(cè)方案，考慮旋翼槳葉在火星大氣中的升阻特性，本文提出了一種可用于共軸雙旋翼式火星飛行器的槳葉構(gòu)型，該槳葉翼型為NACA 6904、平面形狀為梯形且扭轉(zhuǎn)角線性分布，可為火星飛行器提供足夠升力并具有較高氣動(dòng)效率。依據(jù)旋翼槳葉氣動(dòng)特性數(shù)值模擬結(jié)果，優(yōu)選了旋翼系統(tǒng)飛行參數(shù)，完成了原理樣機(jī)“火星飛鳥-I”的機(jī)電一體化系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

2) 搭建了具有較強(qiáng)真空能力、較大試驗(yàn)操作空間、較長(zhǎng)壓力保持時(shí)間的火星大氣環(huán)境模擬器，采用兩級(jí)泵組抽取模擬器內(nèi)空氣，利用進(jìn)氣比例閥向模擬器內(nèi)輸送二氧化碳，通過真空規(guī)測(cè)量模擬器內(nèi)氣壓以實(shí)現(xiàn)壓力閉環(huán)控制。構(gòu)建了重力補(bǔ)償與運(yùn)動(dòng)約束裝置，可補(bǔ)償?shù)厍蛑亓?chǎng)與火星重力場(chǎng)的差異，提供火星飛行器推進(jìn)性能地面測(cè)試條件。

3) 開展了模擬火星環(huán)境條件下的火星飛行器推進(jìn)性能測(cè)試，驗(yàn)證了“火星飛鳥-I”可帶2 kg載荷在模擬火星條件下垂直飛行和穩(wěn)定懸停。分析了旋翼式火星飛行器技術(shù)的發(fā)展方向，并提出了具備飛行控制功能的旋翼式火星飛行器設(shè)計(jì)方案。

本文研究成果為我國(guó)火星探測(cè)工程中火星飛行器旋翼系統(tǒng)設(shè)計(jì)與飛行原理驗(yàn)證提供了一種技術(shù)參考。