变桨距多旋翼无人机研究进展

赵 勃，徐丰羽，岳 东，蒋国平

(南京邮电大学自动化学院、人工智能学院，江苏南京 210023)

作为近年来无人机中发展最快的分支，多旋翼无人机以其简单紧凑的结构、灵巧多变的行动能力、极强的机动性和较高的操控性能，在现代军事作战和侦查任务中担任了至关重要的角色［1－5］。在商业领域，无人机公司如法国Parrot、中国大疆创新等也在针对不同人群与行业需要推出越来越多的多旋翼无人机产品。甚至许多全球大型的互联网公司如美国亚马逊、谷歌及Facebook等也在多旋翼无人机的应用上投入了大量的研发工作。与此同时，国内外高校与科研机构也一直未停下对多旋翼无人机研究的脚步［6－9］。伴随着微处理器、新型材料与动力电池技术的进步，多旋翼无人机迎来了其发展的黄金时期。

不同于传统的单旋翼直升机，目前投产与广泛应用的多旋翼无人机为降低机身复杂度与控制复杂度，其旋翼构形被普遍设置为“固定桨距”样式，即桨叶的攻角不可调节，使得每个执行机构的推力仅依赖于桨叶的转速，其与单旋翼无人机变桨距结构的主要区别如图1所示。

图1 旋翼式无人飞行器的桨距区别

这种“定桨距”方式虽然显著降低了多旋翼无人机的操作门槛与维护成本，但也带来了如下问题：

（1）由于旋翼没有负向攻角，无法反向存储自旋下降过程中的动能，故而在执行机构出现故障或电池续航不足时（又称“动力失效”状态），飞行器完全不具备挽救坠机的能力，这会对飞行器本体与机载设备造成摧毁性的冲撞［10］；

（2）由于每个执行机构的推力仅依赖于桨叶的转速，而转速的变化又受限于旋翼与电机的惯性，这使得动力输出存在时滞，且飞行动态越大，时滞影响越严重，这极大限制了飞行器的飞行能力与飞行品质；

（3）由于缺少桨距变化，旋翼的动力效率无法得到优化，这对飞行器的续航时间造成了极大影响。

若将变桨距特性引入多旋翼无人机则可以很好地解决上述问题，使飞行器的执行机构响应更迅速，提升飞行控制品质，并可通过转速与桨距的匹配实现能效的最大化，提升续航时间。此外，利用负桨距特性，多旋翼无人机可有效应对飞行器动力失效情况，从而极大程度保护飞行器的本体和机载设备，提升飞行安全系数，降低事故损失，具有重要的理论与实践意义。

1 变桨距多旋翼无人机原理、特点及应用

变桨距多旋翼无人机的工作原理与普通多旋翼无人机相似，以六旋翼无人机为例，6只螺旋桨以正反交替的旋转方向均匀分布于几何对称的机臂末端，如图2所示。

图2 六旋翼无人机的动力分配及飞行原理

6个旋翼能够为飞行器的动力学带来1个总推力及绕机体坐标系3个轴的转矩作用。令螺旋桨的推力f＝［f1，f2，f3，f4，f5，f6］T，总推力F即为

所产生的转矩为

其中，l为每个电机中轴至飞行器几何中轴的距离，κ为升力-转矩系数。由于旋翼数量比动力学状态多，故而在实际的飞行控制中需要求解式（2）中矩阵的伪逆才能够获得较为均衡的动力分配方案。

不同于传统固定桨距多旋翼无人机的是，由于变桨距结构的加入，在某种程度上增加了原有机身结构的复杂度，而其动力输出控制也由单一转速控制变为转速-桨距攻角的协同控制。一方面，对于变桨距飞行器需要在不破坏原有电机转速控制的基础上设计一种尽可能简洁轻便的变距机构，另一方面，针对桨距攻角控制的舵机及球杆需要确保足够的安装精度及控制精度以使多动力机构有较好的一致性。这种协同式的控制方式也为变桨距多旋翼无人机带来了独特的优势及相应的应用场景。

1.1 更高的能量利用率——更久的续航时间

在锂聚合物电池发展尚未取得突破性进展的当下，传统固定桨距的旋翼式无人机续航始终难以得到有效延长。而当多旋翼无人机将变桨距特性赋予旋翼后，会使得旋翼的推力控制分解为两个自由度——转速控制依靠电子调速器输入电压占空比的调整，桨距角控制依靠高速舵机执行器的输出转角变化。在桨距角与控制电压的共同作用下，电机的转速变化与升力变化存在非线性特性，且输入桨距角亦会影响输出转速。其桨升力L与转速ω的方程描述如下

其中，I为电机转动惯量，v为控制电压，α为桨距角，KV和KQ为电机常数，R为电机内电阻，i0为空载电流，bD1、bD2和bD3为由桨叶空气动力学参数计算得到的电机转矩系数。通过调节电压输入与桨距角输入关系可以优化转速及升力特性，以缩短系统暂态响应过程。针对两类执行机构，可有多种转速-桨距的匹配方案，不同的匹配曲线下虽然可达到相同的推力输出目标，但旋翼总体的效率和动态特性会有区别，如图3所示。

图3 旋翼组电机给定占空比、旋翼升力、旋翼转速与功耗之间的关系

通过对变桨距机构的建模与特性分析，可以得到能量利用的最佳区间，以及转速与螺距匹配的最佳曲线带，这样便可大大提升能效及无人机的续航能力，有利于完成更特殊、更复杂、更长时间的飞行任务。

1.2 更迅捷的动力输出——特种飞行的能力

由前面对动力机构的分析可知，单纯电机的转速变化会表现出低通滤波特性，并存在一定程度的延迟执行效果，使得传统多旋翼无人飞行器的瞬间响应速度不够快，飞行动作及轨迹会存在明显的超调量，这会大大限制飞行器的飞行能力。与此同时，由于固定桨距飞行器的推力方向为垂直于机身向下且不可反转，因此飞行器的可控飞行角度也被限制在±90°之间，超越此范围的飞行动作诸如“翻跟头”等仅能依靠惯性实现且停留时间极短。

在变桨距多旋翼无人机上，桨距的变化可依靠高速舵机来实现，其对推力变化的影响显著快于电机的转速变化，通过此额外的控制自由度可大大提升飞行器瞬态性能。此外，由于桨距角可翻转至负角度，使得飞行器的可控飞行角度被扩充至±180°，且机身翻转后的控制策略与控制性能与翻转前无差别。变桨距的出现扩充了多旋翼无人飞行器的飞行场景，如穿越飞行、倒立飞行、特技飞行等，这对于对特种飞行有普遍需求的军事领域而言，有着极大的应用前景，如图4所示。

图4 变桨距四轴飞行器可完成特级飞行动作

1.3 正、负桨距的切换——自转着陆的能力

负桨距的出现除了能扩展特种飞行能力还能够解决飞行器的动力失效问题。动力失效是指飞行器在飞行过程中因动力源供给耗尽、动力机构故障或传动机构故障等原因导致旋翼失去动力的情形。据统计，逾4成的旋翼式无人机事故是由动力失效问题引起的，平均10 000 h的飞行中就有一次动力失效故障发生，此类飞行事故给军用、商用及民用领域均带来了较大损失。

目前解决“动力失效”问题的有效手段是自转着陆技术［11－13］，这种技术在传统的单旋翼直升机上取得了一定进展。当直升机在飞行过程中失去动力时，驾驶员或机载飞控系统会迅速响应，调整旋翼为负螺距状态，此时飞行器在维持旋翼原旋转方向基础上吸收能量并维系桨叶的转速，在接近地面时依靠下降过程中旋翼存储的动能和正螺距作用提供升力，以使飞行器平稳着陆，如图5所示。

图5 单旋翼直升机动力失效下的自转着陆飞行

对于固定桨距的多旋翼无人机而言，由于螺距攻角不变，且电机在动力失效情形下转速急剧降低，无法实现直升机的能量吸收-释放过程［14－16］。 而利用负桨距特性，多旋翼无人机也可完成原本只能在单旋翼直升机上实现的自转着陆动作，将控制过程分解为自转建立、稳定下滑、升力恢复及接地4个阶段，合理协调分配旋翼动能、机身重力势能、水平与铅直动能，判断与切换各着陆阶段并把握关键的桨距变化时机。

这种技术不仅适用于多旋翼无人飞行器［17］动力失效情况，还可用于飞机操纵失灵、振动超标、机身引火等紧急场合，可有效降低飞行事故所带来的损失。

2 国内外变桨距多旋翼无人机研究进展

变桨距多旋翼飞行器并非“新概念”机型，早在1922年，美国空军服务部研制的首架四旋翼直升机便配备了可变桨距的旋翼［18］。1955年，由美国陆军投资的Convertawings项目中，首个原型机同样为变桨距型四旋翼飞行器［19］。不过，受限于当时的研发能力和技术手段，早期大型的原型机均为“有人机”，需要驾驶员乘坐在飞机上实施操纵，无法实现自主飞行控制，而这些研究项目在若干次试飞后均以技术瓶颈和资金削减而告终，如图6所示。1992年，美国密西根大学开发了一款变桨距小型无人四旋翼飞行器［20］，实现了一定程度上的自主飞行，但为了保障飞行器的安全，试验仅在旋转台上进行，而非真正意义上的三维空间飞行。

图6 早期大型变桨距四旋翼有人机原型机

此后，随着微处理器、惯性导航单元、新材料和动力电池技术的崛起，给结构简单的“固定桨距”多旋翼飞行器提供了高速发展的温床。变桨距多旋翼飞行器则在这场比拼“低成本”、“高紧凑”和“快速上手”的竞争中败下阵来。期间科学研究和无人机产品开发也全部围绕定桨距多旋翼飞行器展开，变桨距多旋翼飞行器则沦为极少数业余航模爱好者的创新制作品［21］。

2.1 美国麻省理工学院小型变桨距四旋翼无人机

迄今为止，在小型变桨距多旋翼无人机领域中理论深度与飞行实验方面成果最丰富的团队是美国麻省理工学院的ACL实验室，团队成员于2011—2012年对此类飞行器进行了较为深入的研究。

ACL实验室设计的首版变桨距四旋翼无人机是在中国台湾成功大学无人机控制系统实验室的原型机基础上改造而来，即仅使用一台电机，并将其置于飞行器的几何中心，依靠皮带将旋转动力传递至每个机臂的末端。该无人机的4个螺旋桨转速始终保持一致，仅利用桨距变化来实现升力的调节。然而此种设计结构会给机身带来很大的振动，并最终导致整机的自动控制策略难以有效实现。

随后该实验室对飞行器进行了深度重构，采用了4只空心轴电机，将碳纤维控制杆穿过电机轴，在电机的顶部通过球杆控制螺距攻角，在电机的底部由舵机带动控制杆的上下移动。这种设计来源于直升机控制主桨及副翼的CCPM盘结构，如图7所示。而将舵机放置于电机的正下方会带来两个明显的好处：一是舵机所需要的控制力矩被降低，因此桨距的控制效率较高，二是4个动力执行机构的安装一致性很容易得到保证，从而大幅降低了飞行器机身的振动。

图7 麻省理工学院ACL实验室小型变桨距四旋翼无人机

ACL实验室成员对桨距与转速关系进行了详细的数学建模与分析，并结合升力实验测试获得了大量数据，找出了执行机构能量效率的最佳区间，提出了相应的飞行控制策略与轨迹规划算法，并在其搭建的小型变桨距四旋翼无人机上实现了包括倒飞在内的高机动性动作［22－25］。但是，该实验室忽略了外界复杂扰动与空气动力学因素，在控制策略方面缺少鲁棒性；而在自转着陆方面，该团队并没有展开相关研究。自2012年项目组核心成员 Mark Johnson Cutler博士毕业后，ACL实验室没有再发表变桨距多旋翼无人机方面的文献。

2.2 新加坡国立大学油动变桨距四旋翼无人机

新加坡国立大学于2016—2017年期间针对油动引擎的四旋翼无人机进行设计并研制了变桨距机构。该课题组将传统直升机尾桨单元的齿轮－皮带结构引入，通过发动机带动4个旋翼组以相同的角速度旋转［26－27］。为使其中的两组桨翼能够反向旋转，该课题组设计了两套皮带传送机构用以抵消机身自旋运动，如图8所示。

图8 新加坡国立大学油动变桨距四旋翼无人机皮带转动机构

与麻省理工学院类似，新加坡国立大学团队亦对旋翼的几何属性、雷诺数、升力－转矩系数以及桨叶的其他空气动力参数做了详细严谨的测定与拟合。该课题组根据旋翼半径（360 mm）选取了2 500 r／min为其工作转速，并以此测算得到发动机期望功率和旋翼转矩与桨距角的关系曲线，从而完成了实体发动机的选型（Zenoah 270RC）。

得益于发动机功率高、螺旋桨叶尺寸大，该变桨距无人机的起飞质量设计为10 kg，相比于电动多旋翼无人机有极大的负载优势。由于油动发动机的燃料载重效率高于锂电池，加之变桨距结构对能耗有优化作用，故其飞行器可持续飞行2～3 h，相比于普通定桨距电动多旋翼无人机续航时间获得了极为可观的延长。

但受限于发动机数量，该飞行器旋翼机构的升力仅能依靠桨距调节，无法实现转速与桨距的协同控制；此外，该团队所采用姿态环控制方法为线性状态反馈法，并未考虑实时的外部扰动因素。

2.3 国内变桨距无人机研究进展

在国内，北京航空航天大学在变桨距四旋翼飞行器的建模与控制问题上做了相关研究［28］，并通过仿真对算法进行验证，但没有对动力机构作相应的优化分析，也没有实体飞行器做实验支撑。北京理工大学和中航维拓科技有限责任公司于2014—2016年期间分别申请了油动变距四旋翼无人机专利［29－31］，其侧重点在于机身结构设计和动力传动系统的连接。中航工业直升机所国防科技重点实验室创新团队在2015年12月研制并成功试飞了变桨距四旋翼飞行器，并于2016年和易瓦特科技股份公司签订战略合作协议，重点探索旋翼结构对于长航时负荷的影响。此外，由创新工厂于2015年投资的浩恒征途大学生创业团队开发了用于农业植保的油动变距多旋翼产品［32］。可以说，国内成体系的针对变桨距多旋翼无人机的研究成果较少，且多数研究和开发集中在动力系统的协调问题，在自主控制问题上相对薄弱。

综上，现有的国内外针对变桨距多旋翼飞行器及其自转着陆的研究中存在的主要问题归纳如下：

（1）对变桨距多旋翼无人机的研究尚处于起步阶段，鲜有实际飞行结果；

（2）旋翼空气动力学分析欠缺，在飞行控制算法方面缺少鲁棒性；

（3）针对小型电动多旋翼无人机的自转着陆问题的研究尚处于空白。

3 变桨距多旋翼无人机关键问题及研究趋势

现如今，变桨距多旋翼无人机相关的技术和理论已获得了实质性的进步。但此类特殊飞行器真正走向成熟以及实际应用尚有部分关键性问题需要解决，其解决方法及未来的发展趋势概括如下。

3.1 旋翼组机构的动态模型建立与分析

对于变桨距多旋翼无人机而言，在桨距角与控制电压的共同作用下，电机的转速变化与升力变化存在明显的非线性特性，且输入桨距角亦会影响输出转速。与此同时，桨距的瞬态变化也会干扰当前旋翼的期望转速，从而影响最终的推力输出值。因此，如何建立推力输出下转速与桨距的匹配关系，并分析得出能耗的最佳执行区间至关重要，这不仅是变桨距多旋翼无人机正常飞行的基础，也能够为特种飞行及自转着陆飞行提供理论与技术保障。

此外，针对飞行器还应建立较完备的变桨距多旋翼无人机的运动学模型和动力学模型，其中包括非线性外部干扰因素及其飞行器自身的非线性特性。与此同时，对比与分析不同作业环境中非结构化干扰作用下多旋翼无人机的动力学模型与理想环境或微风扰环境下飞行器的动力学模型，为抗扰非线性鲁棒控制设计做好模型分析上的准备。

3.2 时变扰动下变桨距无人机的鲁棒自适应控制理论与方法研究

对于已准确获得变桨距执行机构的动力学特性的飞行器，应对飞行器的整体系统做基本的飞行控制方法研究，以确保飞行器飞行状态下的任意时刻能够实时完成镇定或跟踪的控制目标。此类问题目前有三方面研究趋势。

（1）充分考虑因变桨距结构的引入而带来的对机身对称性的影响，以及考虑机载传感器无法提供高可靠性的三维线速度的情况。分析无人机输入输出的耦合关系，设计非线性速度滤波器／观测器，提供不可测量的线速度的估计值，为实现扰动和参数摄动下多旋翼无人机的姿态稳定与航迹跟踪控制打下基础。

（2）研究在建模不确定性和外界非结构化扰动存在的情况下，设计稳定性高、鲁棒能力强、动态性能好、并能有效抗扰的非线性控制器，实现精确姿态和轨迹跟踪的非线性鲁棒控制方法，对位置控制与姿态控制进行联合设计，以获得更好的飞行控制效果。

（3）从非线性控制系统理论的角度出发，对所设计的多旋翼无人机的控制策略进行严格完整的稳定性和收敛性分析，保证飞行控制的安全性和可靠性。

3.3 动力失效状态下变桨距多旋翼无人机的自转着陆控制策略研究

针对变桨距多旋翼无人机飞行过程中不可避免的非线性扰动的影响，设计具有较强抗扰能力的非线性鲁棒控制算法，以实现多种复杂环境下飞行器的高品质飞行与控制系统的稳定运行，并在数学上严格证明其稳定性。此类问题目前可分解为3个研究方向与研究趋势。

（1）悬停状态下变桨距多旋翼无人机的垂直自转着陆控制策略研究，即在初始下降速度为零的条件下，仅通过旋翼总桨距的变化完成机身降速、旋翼转速的协调和动能势能的转换，以微调各个旋翼桨距维系飞行器姿态的稳定，而不产生明显的水平速度着陆飞行。

（2）具有水平速度的变桨距多旋翼无人机的自转着陆控制策略研究，即研究带有前飞运动的变桨距多旋翼无人机的自转着陆过程，讨论水平速度与垂直速度的协调问题以及前飞滑行的姿态控制问题，以进一步完善和优化自转着陆的控制策略。

（3）分析研究不同初始高度、初始速度、初始旋翼转速对自转着陆影响。因多旋翼无人机的体量较小，对下降过程的控制时机要求较高，初始条件的改变会使着陆过程产生较大的差异，特别是初始高度的变化会直接影响到自转着陆飞行是否能安全执行。故变桨距多旋翼无人机安全着陆下初始高度的边界问题也是一个极具实际意义的研究发力点。

4 结束语

变桨距无人机融入了传统单旋翼直升机的机构特性，在一定程度上能够突破当前旋翼式无人机发展的若干瓶颈。此类无人机一方面借鉴了固定桨距的多旋翼无人机的控制算法和传统单旋翼直升机的自转着陆技术，另一方面也利用了多旋翼无人机的结构特点优化与调整了控制策略，达到取长补短优势互补的效果。其能够进一步增强多旋翼无人机在不同环境下的适应能力，拓展飞行器在更多前沿领域的应用。其研究问题亦是多旋翼无人机实际发展过程中亟待解决的前沿问题，并可在一定程度上促进旋翼式无人机控制科学的进一步发展，在无人机理论创新上特别是多旋翼无人机的发展与应用方面具有一定的挑战性。有助于提升旋翼式无人机的应用水平，或成为新的研究方向与研究热点。