倾转三旋翼无人机过渡模式纵向姿态控制

陈琦, 江涛, 史凤鸣, 方亮

(军械工程学院 无人机工程系, 河北 石家庄 050003)



倾转三旋翼无人机过渡模式纵向姿态控制

陈琦, 江涛, 史凤鸣, 方亮

(军械工程学院 无人机工程系, 河北 石家庄 050003)

对倾转三旋翼无人机过渡模式下定高转换的纵向姿态控制进行了研究,为提高纵向操纵效能、解决操纵冗余问题,设计了模态转换中的操纵控制方案;采用牛顿-欧拉法对飞机进行动力学建模分析,建立了纵向动力学模型并给出了过渡转换路径;通过操纵效能分析对两种操纵机制进行分配,给出了操纵分配的权重和控制律。仿真和实验样机飞行试验地面站数据分析结果表明,按照所设计的操纵分配方案和控制律对飞机过渡模式进行纵向控制,能够使飞机保持平稳过渡。

倾转三旋翼无人机; 过渡模式; 操纵分配; 飞行控制

0 引言

倾转三旋翼无人机是一种独特的旋翼飞行器,它既可以像直升机一样垂直起落,又可以像固定翼飞机一样高速飞行,具有结构稳定、综合能耗低的特点,可用于电力巡线、森林火险侦察等民用领域,也可部署在小型水面舰艇上执行军事任务,具有广阔的应用前景[1]。

倾转三旋翼无人机具有两个能够在0～90°范围内倾转的旋翼,随着旋翼的倾转,飞行模式可在直升机模式和固定翼模式之间转换,转换过程为过渡模式。由于定高转换可以使过渡过程更加平稳、安全,一般采用定高转换策略[2]。随着倾转角度和飞行速度的变化,气动特性会发生明显变化,具有强耦合和非线性的特点,因此倾转三旋翼机过渡模式的飞行控制是整个飞行控制的关键[3]。在过渡模式下,飞机同时具有直升机和固定翼飞机的操纵系统,因此会带来操纵冗余和操纵分配问题[4]。文献[5-9]针对倾转双旋翼机操纵分配和纵向控制进行了研究。由于倾转三旋翼机有自身特点,上述研究成果并不完全适用,但是为倾转三旋翼机的研究提供了思路和可借鉴的方法。

1 倾转三旋翼机简介

倾转三旋翼机是旋翼机和固定翼飞机的综合体,图1为实验室制作的样机。该样机由旋翼、机翼、机身、平尾、垂尾、舵面和倾转机构组成,其中左右旋翼能够向前倾转,尾旋翼能够左右倾转。左右旋翼处于垂直位置时,对应直升机模式,飞机可悬停;左右旋翼处于水平位置时,对应固定翼模式,固定翼模式下尾旋翼停止转动;左右旋翼处于两者之间时,对应过渡模式。

图1 倾转三旋翼实验样机Fig.1 Tilt tri-rotor experimental prototype

该机选用NACA5412翼型,3个旋翼选用恒力源W63-40电机。根据实际测量,得到飞机的相关参数如表1所示。利用AVL软件仿真,得到飞机升力系数CL=0.391 99,阻力系数CD=0.027 68,俯仰力矩系数Cm=-0.037 92。

表1 样机参数表

Table 1 Prototype parameter table

参 数数值 质量m/kg82 尾旋翼俯仰力臂l1/m058 左右旋翼俯仰力臂l2/m029 平均气动弦长cA/m034 参考面积Sw/m2078 旋翼最大拉力T2b(Tmax)/N4016 y轴转动惯量Jyy/kg·m20794

2 模态转换操纵控制方案

倾转三旋翼机兼有直升机和固定翼飞机的操纵特性,但是根据倾转角度和飞行速度的变化,两种操纵特性的效率会发生变化,因此首先确定各模态的操纵控制方案如下:

(1)直升机模式。升力完全由3个旋翼拉力提供,飞行高度由旋翼转速控制,空速由俯仰运动控制,俯仰角由左右旋翼和尾旋翼差速(简称前后差速)控制,滚转角由左右旋翼差速(简称左右差速)控制,偏航角由尾旋翼左右倾转(简称尾翼倾转)控制。直升机模式下飞机空速为零,舵面无操纵效率,无控制效果。

(2)固定翼模式。升力完全由气动力提供,左右旋翼提供前飞的拉力,尾旋翼停止转动,飞行高度由俯仰运动控制,空速由旋翼转速控制,姿态角完全由3个舵面控制。

(3)过渡模式。升力由气动力和旋翼拉力纵向分量共同提供,飞行高度和空速均由旋翼转速和俯仰运动混合控制,姿态角由旋翼差速和舵面混合控制。

表2列出了各模态的操纵控制方案。综上所述,倾转三旋翼无人机模态转换由倾转角引导,纵向控制俯仰、高度与空速,横向控制偏航。由于采用定高转换,高度为常数,空速则由倾转角和转换路径确定。

表2 倾转三旋翼无人机操纵机制

Table 2 Control mechanism of tilt tri-rotor

通道直升机模式固定翼模式过渡模式俯仰角前后差速升降舵前后差速+升降舵滚转角左右差速副翼左右差速+副翼偏航角尾翼倾转方向舵尾翼倾转+方向舵高度旋翼转速俯仰运动空速俯仰运动旋翼转速旋翼转速+俯仰运动

3 纵向建模与转换路径确定

3.1 纵向建模

建立机体坐标系如图2所示。

图2 机体坐标系示意图Fig.2 Body coordinate frame

图中，Oxbybzb为机体坐标系，其中原点O为机体重心，xb指向机头方向,yb指向机身右方,zb垂直于机身向下；Ti为第i个旋翼产生的拉力;γi为第i个旋翼相对zb轴倾转的角度。

本文主要研究纵向控制,为简化问题把纵向运动和横侧向运动分开进行研究。由于机体结构关于Oxbzb平面对称,故机体各个方向的惯性积为零,即Jxy=Jyz=Jxz=0。令所有横侧向参数为零并忽略旋翼和机翼之间的滑流效应,对飞行器过渡段采用牛顿-欧拉法建立模型[10-12]。

纵向合力与合力矩方程:

(1)

(2)

动力学方程:

gsinθ-qw

(3)

gcosθ+qu

(4)

(5)

运动学方程:

(6)

(7)

(8)

式中:ZL=ρV2SwCL/2为飞机的气动升力;M=ρV2SwcACm/2为飞机的气动俯仰力矩;u和w为机体坐标系下x轴和z轴线速度;θ为俯仰角;q为绕y轴的角速度;xe和ze为地面坐标系下x轴和z轴的位移。

3.2 转换路径确定

倾转角是过渡模式中飞行状态的重要特征参数,它对旋翼拉力在机体轴x和z方向上的分量大小和前飞加速度都具有重要影响,因此首先要设计过渡段倾转角的变化过程,即过渡转换路径。

3.2.1 过渡转换策略设计

过渡转换策略设计要兼顾快速性和平稳性的原则。文献[9]针对倾转双旋翼机设计了一种过渡策略,要求飞机必须以直升机模式飞行，获得一定前飞速度才可以转入过渡模式,过渡时间较长。本文设计了一种新的过渡策略,把整个过渡过程分成前后两段。在过渡段前段,旋翼直接倾转一定角度,该角度可由飞机参数确定;在过渡段后段,倾转角度通过飞控控制与前飞速度进行匹配。

为便于描述,先明确几个特殊状态:

(1)悬停状态:记为状态a,第i(i=1,2,3)个旋翼产生的拉力记为Tia,此时倾转角度为0°。该状态下满足:

T2a+T3a+T1acosγ1=mg

(9)

T2al2+T3al2-T1acosγ1l1=0

(10)

(2)过渡段前后两段分界点:记为状态b,左右旋翼拉力最大时在该状态纵向分力恰好平衡重力,第i(i=1,2,3)个旋翼产生的拉力记为Tib,对应倾转角度记为γib,该状态下满足:

T2bcosγ2b=T2a

(11)

(3)气动升力与重力平衡时:记为状态c,此时倾转角度为90°,完成过渡过程。

过渡策略如下:左右旋翼从悬停状态直接向前倾转γ2b进入状态b,假定这一过程是瞬间完成,过渡段前段结束;之后飞行器获得前向分力开始加速,从而产生气动升力,随着倾转角度增大,旋翼纵向分力逐渐减小,需要气动力进行补偿才能平衡飞机重力,为使飞机俯仰力矩平衡,需要同时减小尾旋翼升力,直至飞机的气动升力完全克服自身重力,达到状态c,飞行器进入固定翼模式。

3.2.2 走廊曲线计算

根据过渡方案设计,在γ2=γ3∈(0,γ2b)时,只需要旋翼拉力的垂直分量便可以保持飞行器高度,此时飞行速度为0。在γ2=γ3∈(γ2b,90°)时,对飞行器进行配平,使Fz=0,M′=0。

为减少过渡时间,2,3旋翼在后段转换过程中始终保持最大拉力,且同步倾转,因此满足T2=T3,γ2=γ3。

联立式(1)和式(2)、式(9)～式(11)得:

(12)

通过仿真得到过渡段走廊曲线如图3所示。

图3 过渡模式走廊曲线Fig.3 Corridor curve of transition mode

从图3可以看出,在过渡段前段,2,3旋翼直接倾转γ2b=48.6°,转速增至最大；在过渡段后段,倾转角度和前飞速度一一对应。

4 纵向操纵分配及控制律设计

在过渡模式中,为了实现定高转换,要求在转换路径确定的前提下对俯仰姿态进行控制。在转换过程中,存在操纵冗余现象,要求根据倾转角和速度的变化进行操纵分配。

4.1 操纵效能分析

过渡过程中,随着倾转角的增大,飞行速度不断增大,升降舵的控制效果也会不断变化。升降舵控制效果用操纵导数衡量:

∂M/∂δe=0.5ρV2SwcACmδe

(13)

在不同升降舵偏角下,操纵导数和俯仰力矩随速度的变化曲线如图4所示。

图4 操纵导数和俯仰力矩Fig.4 Control derivative and pitching moment

从图4可以看出,飞行速度增大,升降舵控制效率增大。因此,当速度较低时,以旋翼差速控制为主,随着飞行速度增大,逐步增加舵面控制权重。

4.2 操纵分配

过渡模式中俯仰姿态控制采用旋翼差速和舵面共同控制,因此要确定两种操纵方式的权系数。由于升力与飞行速度的平方成正比,因此考虑以速度为参考确定权系数。根据上述操纵效能分析,飞行速度较小时采用固定翼操纵几乎不起作用,飞行速度较大时仅采用固定翼操纵就可以完全实现控制目的。从过渡走廊曲线可以看出，旋翼转为水平后飞机平飞速度约为20 m/s,因此把差速控制和升降舵控制的权系数分别选为:

(14)

(15)

操纵分配权系数变化如图5所示。在飞行速度低于5 m/s时完全采用旋翼差速控制,大于15 m/s时完全采用舵面控制,两者之间采用混合控制。

图5 操纵分配权系数Fig.5 Control allocation weight coefficient

4.3 控制律设计

由于PID控制具有不依赖模型、结构简单、调整方便的特点,控制律采用PID设计。图6为俯仰角内回路控制结构[13]。

图6 俯仰角内回路控制结构Fig.6 Pitch angle inner loop control structure

图中，θg为期望俯仰角;θ为传感器测得的实际俯仰角。误差量Δθ分成两路进行处理,一路利用三旋翼机PID控制(CP-PID)进行解算,得到差速控制量;另一路利用固定翼PID控制(FW-PID)进行解算,得到升降舵偏转控制量。之后两路控制量经过操纵分配按照权系数把控制量输送给执行机构,最终实现俯仰姿态控制。因此,俯仰姿态控制系统的控制律为:

(16)

式中:kpcp,kicp,kdcp及kpfw,kifw,kdfw分别为旋翼机模式下和固定翼模式下的PID参数。

5 数学仿真与飞行试验

5.1 数学仿真

在Simulink环境下搭建模型进行数学仿真,表3列出了仿真时所用的PID参数。仿真结果如图7所示。由图7可以看出,飞机完成过渡模态转换需要5 s,在转换过程中纵向速度和俯仰角都实现了良好的跟踪,整个模态转换过程平稳、安全。

表3 控制器参数表

Table 3 Controller parameter table

控制模式kpkikdCP⁃PID12600508FW⁃PID23501214

图7 仿真结果Fig.7 Simulation results

5.2 飞行试验

飞行试验在实验室制作的样机上进行,飞行过程中采用Mission Planner地面站记录飞行数据,根据地面站图表日志分析飞行过程中的姿态变化。

分别采用差速控制和混合控制进行试验,从地面站得到俯仰姿态变化如图8所示。

图8 差速控制和混合控制俯仰角变化Fig.8 Pitch angle variation under differential control and hybrid control

由图8可以看出,在过渡模式中,对样机俯仰姿态按上述操纵分配方案进行控制,俯仰角在更小范围内波动,表明混合控制效果更好。

6 结束语

本文针对倾转三旋翼无人机过渡模式中操纵分配和俯仰姿态控制进行了研究,依托实验室制作的实验样机,采用牛顿-欧拉法建立了纵向模型,确定了过渡模式转换路径,根据飞行速度变化对两种操纵机制进行分配并给出了控制律,并通过仿真和飞行试验验证了操纵分配策略和控制律的有效性。然而,建模过程中为了简化问题,忽略了旋翼和机翼的气弹响应,在实际飞行试验中飞机姿态容易出现过调,下一步工作中应针对气动建模和控制律进行改进。

[1] 陈恒,左晓阳,张玉琢.倾转旋翼飞机技术发展研究[J].飞行力学,2007,25(1):5-8.

[2] 徐敏.倾转旋翼机的发展与关键技术综述[J].直升机技术,2003(2):41-44.

[3] 王海洋,路平,江涛.三旋翼构型倾转旋翼无人机建模与悬停控制研究[J].电光与控制,2015,22(10):51-55.

[4] 赖水清,严峰,徐珂.倾转旋翼机过渡飞行阶段控制率设计研究[J].直升机技术,2009(3):52-55.

[5] 陈嘉先,梁波.倾转旋翼无人机模态转换控制[J].战术导弹技术,2015(2):70-76.

[6] 曹芸芸,陈仁良.倾转旋翼飞行器的操纵策略和配平方法[J].南京航空航天大学学报,2009,41(1):6-10.

[7] 夏青元,徐锦法,金开保.倾转旋翼飞行器的建模和操纵分配策略[J].航空动力学报,2013,28(9):2016-2028.

[8] Carlson E B,Zhao Y J.Prediction of tiltrotor height-velocity diagrams using optimal control theory[J].Journal of Aircraft,2003,40(5):896-905.

[9] 陈永,龚华军,王彪.倾转旋翼过渡段纵向姿态控制技术研究[J].飞行力学,2011,29(1):30-33.

[10] 杨军,吴希明.倾转旋翼机飞行控制[M].北京:航空工业出版社,2006.

[11] 徐军,欧阳绍修.运输类飞机自动飞行控制系统[M].北京:国防工业出版社,2013.

[12] 周文雅,李立涛,杨涤.倾转旋翼航空器建模方法研究[J].飞行力学,2008,26(3):5-9.

[13] Papachristos C,Tzes A.Modeling and control simulation of an unmanned tilt tri-rotor aerial vehicle[C]//IEEE International Conference on Industrial Technology.IEEE,2012:840-845.

(编辑：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;

时间:2016-09-22 14:55

十二五国防预研项目(51325050101)

陈琦(1988-)，男，河南驻马店人，硕士研究生，主要从事测控与飞行控制技术研究。

V249.1

A

1002-0853(2016)06-0049-05