固旋翼無人機垂直起降階段抗風特性及抗風擾控制的實現(xiàn)

楊大亮

(河北工程大學機器人工程系 河北邯鄲 056038)

旋翼無人機具有垂直起降、機動性好、操作簡單等優(yōu)勢，在安防、航拍、搜救及巡邏等領域得到廣泛使用。但固旋翼無人機的操作性能極易受氣流影響而穩(wěn)定性下降，尤其在起降階段若遇到強風擾動，不僅會導致定位精度下降、機體姿態(tài)不穩(wěn)定，甚至還有墜機的風險[1-2]。因此，如何提升固旋翼無人機起降階段抗風擾能力成為設計優(yōu)化的熱點。固旋翼無人機垂直起降階段以四旋翼模式飛行，控制模式和參考四旋翼飛行器基本近似，因此垂直起降階段抗風特性改進設計可以參考以往多旋翼無人機的相關成果。目前，常用的抗風擾控制技術有風擾動下比例微分（PD）控制器、比例積分微分（PID）控制器、自抗擾控制器等優(yōu)化方案[3]。但對于固旋翼無人機這種機側身不對稱的設備，其在受到氣流干擾時的干擾力矩和干擾力更大，單純通過改進控制器的方式在抗風擾能力改善方面效果有限。該文則過分析固旋翼無人機垂直起降階段抗風特性的影響因素，制訂出一種具有普適性的抗風擾控制改進方案。

1 固旋翼無人機系統(tǒng)組成及特點

1.1 固旋翼無人機系統(tǒng)組成

固旋翼無人機包括飛機主體、電源系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)、數(shù)據(jù)鏈系統(tǒng)及發(fā)射回收系統(tǒng)。主體系統(tǒng)和電源系統(tǒng)的作用不多做贅述；飛控系統(tǒng)是無人機的大腦，對整個設備的穩(wěn)定性、實時性、精準度及數(shù)據(jù)傳輸可靠性均有影響，直接決定了無人機的綜合性能；數(shù)據(jù)鏈系統(tǒng)的職能是傳輸遙控指令，發(fā)送和接收信心的可靠性和實時性，以確保信息反饋是否有效、準確；發(fā)射回收系統(tǒng)是確保無人機得以升空且可以平穩(wěn)達到安全高度、既定速度的控制系統(tǒng)，此外還要控制無人機安全回到地面。

1.2 無人機的系統(tǒng)特點

（1）靈活、輕便。無人機的設計無需考慮駕駛員，因此機身非常小，同時可以采用輕質材料進一步減重機身，提升續(xù)航能力和飛行速度。（2）可承擔多載荷任務。無人機有更多的空間來承載燃料和設備，可以執(zhí)行更為復雜的任務[4]。（3）隱身性能好。無人機造型小巧，機身材料可選擇雷達反射不敏感的材料，有效躲避探測，拓寬了其應用范圍。

2 固旋翼無人機垂直起降階段抗風特性

2.1 垂直起降階段抗風特性分析

固旋翼無人機垂直起降階段其飛控系統(tǒng)的控制策略即在氣流干擾下依靠四旋翼動力系統(tǒng)為維持機身姿態(tài)和位置的穩(wěn)定。所以，抗風特性的概念是指在一個風場作用下固旋翼無人機經(jīng)四旋翼動力系統(tǒng)調整獲維持機身姿態(tài)，促使機體各方向作用力和力矩保持平衡能力的強弱?？癸L特性能夠等效于通過調節(jié)機身姿態(tài)來保持風場作用下穩(wěn)定懸停的能力，因此，無人機起降階段機身穩(wěn)定時風速越大，則表示其抗風特性越強[5]。

2.2 固旋翼無人機抗風特性分析流程

無人機垂直起降階段的航向與風向無明顯的相關性[6]，原因是垂直起降時間極短，無論是起飛還是降落小范圍內風場環(huán)境變化不大，因此假定垂直起降階段的風場環(huán)境為定常風環(huán)境。拋開起降階段風場環(huán)境變化、飛控系統(tǒng)控制特性的背景下可通過以下兩個方面對無人機抗風特性進行分析：首先，固旋翼無人機懸停狀態(tài)下風干擾作用力，基于各方向作用力和力矩構建靜力學模型；其次，四旋翼動力系統(tǒng)最大扭矩、最大輸出拉力的限制下，計算出可以使靜力學模型成立的風速值，這個最大風速即為可抗風速。

此次對固旋翼無人機垂直起降階段的抗風擾控制的優(yōu)化設計便是基于以上抗風能力分析法完成，計算不同參數(shù)對該無人機最大可抗風速的影響，從而提升其抗風特性。

3 固旋翼無人機抗風特性

3.1 主體系統(tǒng)及動力系統(tǒng)參數(shù)

固旋翼無人機在垂直起降階段其航向和風向的反向延長線夾角范圍在-90°～90°間，在該種工況下可以將機身受風干擾狀態(tài)分解為側滑角為0°的正向來流，±90°的側向來流兩個狀態(tài)，并以此建立抗風特性分析方法。

以極飛P20植保四旋翼無人機[7]為例，圖1是四旋翼動力系統(tǒng)安裝和拉力分解示意圖；圖2 為在起降時各方作用力干擾致重新恢復平衡后各姿態(tài)角、軸系作用力變化示意圖。

圖1 極飛P20植保四旋翼無人機動力系統(tǒng)安裝和拉力分解示意圖

圖2 坐標軸及風干擾后恢復平衡的姿態(tài)角

根據(jù)圖2 可知各參數(shù)的含義：無風狀態(tài)下機體軸系OXbYbZb和地軸系OXgYgZg為平行關系，在受到以風速為ν 的干擾后機身再次恢復平衡時，機體軸系和OX'bY'bZ'b軸系重合，該狀態(tài)下四旋翼無人機姿態(tài)角依次為偏航角（Ψ）、傾斜角（θ）和俯仰角（φ）。Tk代表電機拉力；Qk表示扭力矩；k表示電機數(shù)量。Txk、Tyk、Tzk表示Tk在OXb、OYb、OZb軸上的分力；Qxk、Qyk、Qzk則表示Qk在OXb、OYb、OZb軸上的分力矩；Txyk、Tyzk、Txzk分別為Tk在OXbYb、OYbZb、OXbZb這3個面的分作用力。δ為旋翼槳盤傾角；σ為四旋翼電機對角線與OYb軸夾角；d1為旋翼槳盤中心與OXb軸距離，d2為旋翼槳盤中心與OYb軸距離。

3.2 正向來流與側向來流抗風特性分析

3.2.1 機頭側滑角為0°的正向來流抗風特性

四旋翼無人機的對稱性特點，機頭面對正向來流時可假定其僅有俯仰姿態(tài)發(fā)生改變。因此可以在該工況下分析其Ψ、θ及φ等姿態(tài)角和各方向所受作用力。計算軸向來流速度對旋翼螺旋槳的影響，并且通過計算和測試旋翼動力系統(tǒng)來確定電機拉力與扭矩及軸向來流速度間的關系，再計算得到風速和電機拉力、扭矩的關系。

3.2.2 ±90°的側向來流抗風特性分析

側面來流時，假定為無人機的側滑角為-90°（此處僅以-90°側滑角進行分析），該狀態(tài)下相較于機頭的正向來流，其工況出現(xiàn)較大的改變，側面以v速度的來流干擾時，固旋翼無人機在受干擾后到姿態(tài)重新恢復穩(wěn)定姿態(tài)后的等效氣流角滿足。和機頭正向來流的建模方式一致，固旋翼無人機具備抗風能力時即便收到側向來流的干擾其機身依然處于平衡狀態(tài)，因此可以分別建立風軸系、地軸系和體軸系這3個方向的作用力、力矩平衡方程組。

3.2.3 影響垂直起降時抗風能力的因素及優(yōu)化改造

經(jīng)構建模型分析發(fā)現(xiàn)影響固旋翼無人機垂直起降抗風能力的因素主要有3 點：（1）旋翼槳盤傾角偏??；（2）偏航力矩較大；（3）旋翼電機安裝位置不合適等。此外，相較于機頭正向來流工況下，側面來流工況下的固旋翼無人機的抗風能力較弱。固旋翼無人機為提升其飛行的穩(wěn)定性故采用對稱組件系統(tǒng)，通過改善側面擾流裝置來提升抗風能力的優(yōu)化空間較小，因此該實驗可以通過上述3個影響因素對該無人機進行改造。

（1）基于旋翼槳盤傾角的改造。

將其他參數(shù)固定，通過改變旋翼槳盤傾角來測算不同傾角下固旋翼無人機最大可抗風速值，并且將最大可抗風速值與旋翼槳盤傾角數(shù)據(jù)繪制關系曲線。以極飛P20 植保四旋翼無人機為例，分析發(fā)現(xiàn)當旋翼槳盤傾角為0°時，該無人機最大可抗風速為6 m/s；將傾角設置為5°時其最大可抗風速為9 m/s，當傾角設置為10°時，最大可抗風速為11 m/s。雖然隨著傾角進一步增加其最大可抗風速也在增大，但增加率卻不斷減小。分析其原因，旋翼槳盤傾角增加會提升垂直起降階段偏航控制力矩，相應地加強了氣動偏航力矩的平衡水平，抗風能力得以改進；但是隨著旋翼槳盤傾角的不斷增加，一旦超過15°時無人機的拉力損失會增加，導致續(xù)航能力下降?；谝陨弦蛩兀紤]旋翼槳盤傾角控制在5°～15°為宜。

（2）基于旋翼電機安裝位置的改造。

電機安裝方式和位置對固旋翼無人機抗風特性的影響是耦合的。以圖2為例，假定電極安裝位置與OXb軸間距為d1，與OXb軸間距為d2。經(jīng)模型試驗發(fā)現(xiàn)若增加d1和d2則能夠提升機身的抗風能力，但若取值太大一方面會增加機身重量，另一方面會影響續(xù)航能力。因此我們以極飛P20 植保四旋翼無人機進行參數(shù)試驗，假定d1和d2的取值范圍為0.5～1.0 m，在同一風速或同旋翼槳盤傾角時測得滿足抗風條件的d1和d2最小值均能滿足要求。測試結果發(fā)現(xiàn)當風速一定時，若旋翼槳盤傾角不斷增大（5°～15°），則d1和d2可取最小值則逐漸減小，原因是d1和d2分別是電機有安裝角后產(chǎn)生分離相對于重心位置的力臂長度，風速低時較小的抵抗啟動偏航力矩便能滿足，但風速增加是所需的抵抗啟動偏航力矩增大，但受限于旋翼槳盤傾角需增加拉力的分力。

目前，大多數(shù)的固旋翼無人機采用機翼安裝旋翼撐桿的“H”型布局，在垂直起降時該H 型布局可等效為旋翼撐桿處大量加載的懸臂梁[8-9]。d1和d2增加會對機翼內段結構的要求提高導致機翼重量增加，因此d1和d2應在滿足抗風特性、結構要求的基礎上取最小值。

4 飛行試驗

4.1 試飛準備

（1）安全。為了防止在試飛時無人機摔落，將無人機吊裝在安全試架上，無人機正常飛行時吊繩為松弛狀態(tài)，若失穩(wěn)時吊繩繃緊，避免直接摔落受損。（2）環(huán)境限制。分別構建不同風速試飛環(huán)境。

4.2 不同條件下的試飛結果分析

4.2.1 有風環(huán)境下

機頭來流速度在10 m/s 的環(huán)境中，旋翼槳盤傾角在5°、10°時均機身姿態(tài)均可保持穩(wěn)定；側面來流工況時，旋翼槳盤傾角為5°、10°時保持穩(wěn)定的最大風速值分別為7 m/s、9 m/s。安裝尾翼后（或減小d1和d2值），旋翼槳盤傾角為0°時，機頭來流和側面來流條件都滿足時依然可以保持穩(wěn)定。

4.2.2 無風環(huán)境下

加裝尾翼后分別在旋翼槳盤傾角為5°、10°時，無人機向前最快飛行速度均為13 m/s；而上述條件相同時，側飛最快速度依次為6 m/s、8 m/s。拆掉尾翼后上述各條件的最快飛速均為13 m/s。由此推測通過加裝尾翼或者改變旋翼槳盤傾角在提升抗風性能的同時，提升了能耗程度，降低了飛行速度。

5 結語

該文對比了理論計算結果和實際測試成績發(fā)現(xiàn)存在一定差異，但是能夠達到改善抗風性能的作用。通過上述的模型構建理論分析和實際試飛結果發(fā)現(xiàn)，通過加裝尾翼或增加旋翼槳盤傾角等方式能夠一定程度上提升固旋翼無人機垂直起降的抗風能力。此次對固旋翼無人機垂直起降階段抗風性能改善的優(yōu)化設計尚存在諸多不足，但是能夠得出一個固旋翼無人機垂直起降階段抗風性能改進設計是可行的。