雷志榮 趙超 秦瑋 左玲

摘 要：在分析目前國內(nèi)外主流垂直起降固定翼無人機近況的基礎(chǔ)上，為解決復合翼類垂直起降無人機的固有缺點，設(shè)計了一種新型鴨式布局尾座式垂直起降固定翼無人機。該無人機將四旋翼和固定翼無人機相結(jié)合，通過優(yōu)化無人機氣動方案、飛控系統(tǒng)選型、設(shè)計控制方案，尤其是在詳細研究了旋翼模式與固定翼模式相互轉(zhuǎn)換的控制方案后，完成無人機建模及控制律仿真并進行了科研試飛。試飛結(jié)果表明，本文提出的尾座式無人機在保留復合翼類無人機優(yōu)點的同時，避開了其固有的缺點，可作為垂直起降類無人機的研究方向繼續(xù)深入研究。

關(guān)鍵詞：尾座式;垂直起降;鴨翼;模態(tài)轉(zhuǎn)換;飛行控制;無人機

中圖分類號：TJ765;V279

文獻標識碼：A

文章編號：1673-5048（2020）06-0043-06

0 引? 言

近年來，隨著無人機技術(shù)的發(fā)展，垂直起降固定翼無人機憑借自身的特點吸引了國內(nèi)外眾多科研機構(gòu)、商業(yè)公司進行深入的研究[1-7]。其融合了旋翼類無人機和傳統(tǒng)固定翼無人機的優(yōu)點。旋翼模式下無需固定的起降場地，對飛行條件要求低，可實現(xiàn)垂直起降、穩(wěn)定懸停，具有良好的低速飛行能力;固定翼模式下飛行速度快、航程遠、飛行包線較旋翼類無人機優(yōu)勢明顯。基于以上特點，垂直起降固定翼無人機可部署在地理環(huán)境復雜，任務(wù)要求高的場景中，具有廣泛的應(yīng)用前景。

目前常見的垂直起降固定翼無人機一般可分為推力換向式（Convertiplane）、嵌入升力風扇式（Fan-in-wing）和尾座式（Tail-sitter）。典型代表有：貝爾與波音直升機公司推力換向類的Eagle eye;西科斯基嵌入升力風扇類的 CypherⅡ;伯明翰大學和 MLB 公司的 V-bat 尾座式無人機。

近幾年，多旋翼類無人機因開源飛控的出現(xiàn)，且其機體結(jié)構(gòu)簡單、成本低，異軍突起，已成為小型旋翼類無人機的主流，應(yīng)用于管道巡線、噴灑農(nóng)藥、航拍航測等多個領(lǐng)域。但多旋翼類無人機航時短，飛行速度低，屬于低、慢、小類飛行器。在此種條件下，嵌入升力風扇式無人機創(chuàng)新地將傳統(tǒng)的四旋翼系統(tǒng)與固定翼無人機相結(jié)合，逐漸發(fā)展為一類流行的垂直起降固定翼無人機——復合翼無人機[8-9]。與傳統(tǒng)的垂直起降固定翼無人機相比，復合翼無人機具有結(jié)構(gòu)簡單，機體設(shè)計無特殊要求;四旋翼控制簡單，技術(shù)成熟，可靠性高;旋翼與固定翼模式轉(zhuǎn)換簡單，控制難度低等優(yōu)點。

復合翼無人機在國內(nèi)外得到快速發(fā)展。美國Latitude Engineering LLC公司是目前世界上復合四旋翼技術(shù)的領(lǐng)先者，已成功研制出多種復合翼無人機，如HQ-20，HQ-50等，如圖1所示。

國內(nèi)的垂直起降固定翼無人機以復合翼無人機為主。隨著復合翼無人機的快速發(fā)展，復合翼無人機所帶來的缺點也越來越明顯。由于復合翼無人機是在固定翼飛機機體上直接加裝四旋翼系統(tǒng)，造成機身廢重大、增加飛行中阻力，廢重和阻力的增加進而會減少續(xù)航時間。

加裝四旋翼系統(tǒng)后，四旋翼系統(tǒng)惡化了無人機的重量特性，固定翼飛行階段會影響無人機的氣動性能，造成控制能力下降。如何減少上述復合翼無人機的缺點成為新型垂直起降無人機的關(guān)鍵指標。

為了提高復合翼類垂直起降的性能，國內(nèi)外研究人員提出新的氣動構(gòu)型，如圖2所示。但目前未見有可實際使用的工程化產(chǎn)品。

尾座式無人機可作為一種有效方案，但其最大的缺點是飛行中控制難度大。借鑒復合翼無人機的思路，本文提出將尾座式無人機與四旋翼無人機相結(jié)合，設(shè)計一種新的尾座式無人機。與復合翼無人機相比，該方案的優(yōu)點有：（1）結(jié)構(gòu)件減少，純電動力飛行時可減少一套動力裝置，有效減少廢重，增加續(xù)航時間。（2）飛機結(jié)構(gòu)基本無改變，氣動影響小;四個電機可智能工作，旋翼狀態(tài)時四個電機同時工作，固定翼模式下僅使用機翼兩個電機，另外兩個電機處于熱備份狀態(tài)，可根據(jù)需求，實時參與綜合控制。

為了增加俯仰軸的控制能力，機體考慮采用鴨式布局來提高控制效果。對于此種小型固定翼無人機，為增大無人機的升阻比，增加鴨翼控制面成為了一種理想的選擇[13]。采用鴨翼布局，可有效增加無人機的升力，增強了俯仰軸的控制能力，提高巡航速度、延長飛行時間。同時減少副翼舵面的使用，給橫滾通道留出了足夠的控制余量，大大增強了無人機空中受擾時的安全性。

尾座式無人機飛行時要經(jīng)歷垂直起飛、轉(zhuǎn)平飛、固定翼飛行、拉起、著陸等不同的飛行階段。轉(zhuǎn)平飛和拉起是尾座式無人機特有的飛行階段。該階段無人機狀態(tài)變化較大，俯仰角可經(jīng)歷90°的大姿態(tài)變化，氣動特性復雜，極大增加了控制律設(shè)計的復雜度[14]。而綜合四旋翼及鴨翼的尾座式垂直起降無人機，由于氣動性能的提高以及四旋翼出色的穩(wěn)定控制能力，可有效減少控制律的設(shè)計難度，從而提高無人機系統(tǒng)的穩(wěn)定性和安全性。

1 10 kg尾座式垂直起降固定翼無人機系統(tǒng)

通過選取無人機指標、初步設(shè)計無人機外形方案后，試制一款起飛重量10 kg純電動尾座式垂直起降固定翼無人機。該無人機具有軍民兩用、航時長的特點。其采用純電動力，操作簡單、背包式設(shè)計、輕便易攜，適合單人/單兵攜帶、環(huán)境適應(yīng)能力強，可作為便攜式無人機的首選。

1.1 無人機平臺

無人機外形方案確定后，經(jīng)過多輪CFD仿真計算，對無人機外形進行適當修正，最終生產(chǎn)完成的10 kg尾座式垂直起降固定翼無人機如圖3所示。其采用鴨翼結(jié)構(gòu)，有效提高了俯仰通道的控制能力，同時可增加橫滾通道舵面的控制能力，有利于無人機的穩(wěn)定飛行，主要參數(shù)如表1所示。巡航速度為20 m/s，最大馬赫數(shù)為0.1，飛行高度2 500 m，最大升阻比約為10，失速迎角約為18°。

1.2 AF813飛控系統(tǒng)

AF813小型無人機飛控系統(tǒng)是一款面向多行業(yè)、可適應(yīng)不同無人機的工業(yè)級飛控產(chǎn)品。該產(chǎn)品主要傳感器為雙余度設(shè)計，結(jié)構(gòu)相較傳統(tǒng)的無人機飛控系統(tǒng)簡單、便于安裝、飛行控制效果好。該飛控系統(tǒng)的組成如下：

（1） 主控：內(nèi)部集成STM32F407處理器、藍牙、MEMS陀螺/加速度計/氣壓計，運行FreeRTOS，支持Simulink自動代碼生成，可完成系統(tǒng)調(diào)度、控制律/制導律解算、輸入輸出管理、飛參存儲等功能。

（2） IMU：內(nèi)部集成工業(yè)級陀螺/加速度計/氣壓計，可完成導航及姿態(tài)解算。

（3） GPS天線：內(nèi)部集成了STM32F106處理器、GPS芯片/天線、MEMS磁力計，可完成GPS和磁場信息獲取。

（4） 數(shù)據(jù)鏈：采用Microhard的P840系列工業(yè)產(chǎn)品，具有信號穩(wěn)定、傳輸距離遠的特點。

該飛控系統(tǒng)已在小型直升機、多旋翼、固定翼無人機等多類型、多平臺上應(yīng)用多年，軟硬件系統(tǒng)穩(wěn)定可靠，可作為10 kg尾座式垂直起降固定翼無人機的飛行控制系統(tǒng)搭載使用。

2 飛行控制方案

尾座式垂直起降固定翼無人機放置在地面準備飛行時，機頭向上、機尾向下。無人機飛行時的典型飛行階段如圖4所示。

垂直起飛，此階段為旋翼控制階段，無人機按照指令高度自動起飛;垂平轉(zhuǎn)換，起飛到達指令高度后，無人機低頭加速，實現(xiàn)旋翼模式向固定翼模式的轉(zhuǎn)換，旋翼控制與固定翼控制共同作用的綜合控制;航線飛行，此階段為固定翼航線飛行階段，旋翼控制轉(zhuǎn)為監(jiān)控狀態(tài);平垂轉(zhuǎn)換，此階段無人機將在固定翼模式下，控制無人機抬頭，飛機拉起，通過旋翼與固定翼綜合控制將無人機由固定翼模式轉(zhuǎn)換為旋翼模式;定點著陸，平垂過渡完成后，無人機以旋翼模式飛向著陸點，完成定點著陸。

針對上述典型任務(wù)階段，結(jié)合制導控制要求，本文設(shè)計無人機控制方案應(yīng)實現(xiàn)如下功能：

（1） 旋翼模式下具備人工操作與各種穩(wěn)定控制模態(tài)的無縫結(jié)合，實現(xiàn)無憂操縱。

（2） 固定翼具有人工操縱（姿態(tài)模式）模式。

（3） 固定翼航線飛行中可利用自動駕駛儀模態(tài)完成航線穩(wěn)定飛行。

（4） 空中飛行過程中，固定翼模式和旋翼模式具備一鍵切換功能。

依據(jù)控制方案，尾座式垂直起降固定翼無人機控制部分可分為旋翼控制、固定翼控制、模式轉(zhuǎn)換三個部分。

2.1 旋翼控制

旋翼模式主要在人工飛行（旋翼模式）、起飛、垂平轉(zhuǎn)換、平垂轉(zhuǎn)換、著陸階段使用。選用朗宇電機，具有高KV值、拉力大的特點，每個電機最大可提供5.0 kg的拉力，可有效保證試飛驗證階段的飛行安全。4個電機旋轉(zhuǎn)方向如圖5所示。

旋翼控制采用改進的PID控制策略[15]。與傳統(tǒng)的PID控制相比，其結(jié)構(gòu)簡單，物理意義相對明確，參數(shù)整定容易，具有較強的魯棒性。

無人機內(nèi)回路姿態(tài)穩(wěn)定控制包括俯仰、橫滾、偏航三個通道，結(jié)構(gòu)如圖6所示。

無人機的外回路控制包括了位置控制和速度控制，控制結(jié)構(gòu)如圖7所示。

根據(jù)上述控制結(jié)構(gòu)，設(shè)計了多種控制模態(tài)：（1）GPS姿態(tài)模式，無人機姿態(tài)指令為期望姿態(tài)角，同時具有位置保持（包括高度保持）功能;（2）自動起飛;（3）自動著陸;（4）速度保持，無人機可按照指令速度飛行;（5）航線模式，無人機可按照設(shè)計航線飛行。

2.2 固定翼控制

本方案涉及的垂直起降無人機在固定翼模式飛行時，其固定翼的控制方案與傳統(tǒng)的固定翼無人機控制類似，根據(jù)實際的任務(wù)需求初步設(shè)計了以下控制模態(tài)：人工操縱（姿態(tài)模式）、速度保持、高度保持、航向保持、航線飛行。

2.3 模式轉(zhuǎn)換

尾座式垂直起降固定翼無人機在模式轉(zhuǎn)換階段，俯仰角在很短時間內(nèi)需要完成大角度機動，此過程中空速信號也處于不穩(wěn)定狀態(tài)。此階段無人機的強非線性導致獲取無人機的動力學模型極為困難，按照常規(guī)方法建立的數(shù)學模型存在較大誤差，增加了此階段控制器設(shè)計的難度。因此，如何設(shè)計控制方案保證無人機能夠在旋翼和固定翼之間平穩(wěn)、安全的轉(zhuǎn)換，是此類無人機能否取得成功的關(guān)鍵。

尾座式垂直起降固定翼無人機的模式轉(zhuǎn)換包括垂平轉(zhuǎn)換和平垂轉(zhuǎn)換。模式轉(zhuǎn)換是尾座式無人機飛行最關(guān)鍵的階段，因為整個階段需要有足夠的升力來支撐無人機的重量，所以需要精心設(shè)計俯仰姿態(tài)曲線。垂平轉(zhuǎn)換階段俯仰姿態(tài)指令可分為初始過渡階段和最終過渡階段。在初始過渡階段，無人機俯仰姿態(tài)從懸停線性降低到低頭階段，該姿態(tài)的選擇取決于無人機的失速迎角。當達到失速迎角時，可從旋翼模式切換到固定翼模式。而平垂轉(zhuǎn)換階段在結(jié)束前一直處于混合控制階段，對俯仰姿態(tài)曲線的設(shè)計要求主要考察轉(zhuǎn)換的快速性[16]。

綜合以上分析，模式轉(zhuǎn)換階段的控制律采用姿態(tài)控制加高度控制的方案進行控制器的設(shè)計[17]。

2.3.1 垂平轉(zhuǎn)換

垂平轉(zhuǎn)換指無人機在起飛完成后由旋翼模式向固定翼模式轉(zhuǎn)換的階段，如圖8所示。主要包括：

（1） 低頭加速：在旋翼模式下，以無人機可穩(wěn)定控制的最大俯仰角為期望值，利用旋翼模式控制無人機低頭加速;該階段為初始過渡階段，其設(shè)計中間俯仰低頭姿態(tài)為-40°。

（2） 混合控制：無人機在俯仰姿態(tài)以及前飛速度達到轉(zhuǎn)換條件后，即可轉(zhuǎn)換到混合控制階段，此階段無人機的速度已經(jīng)產(chǎn)生部分升力，可綜合利用旋翼控制和固定翼控制讓無人機姿態(tài)改平，并持續(xù)加速到設(shè)計的巡航速度;該階段轉(zhuǎn)換條件設(shè)計為：速度大于15 m/s;高度大于30 m。

（3） 轉(zhuǎn)換完成：在無人機姿態(tài)改平后且飛行速度達到巡航速度，并穩(wěn)定飛行一段時間后，無人機旋翼模式退出，進入監(jiān)控狀態(tài)，無人機以固定翼模式繼續(xù)飛行。

2.3.2 平垂轉(zhuǎn)換

平垂轉(zhuǎn)換指無人機返航結(jié)束后由固定翼模式向旋翼模式轉(zhuǎn)換的階段，如圖9所示。主要包括：

（1） 轉(zhuǎn)換準備：無人機在返航結(jié)束到達著陸航點前，進行減速、降高控制，防止平垂轉(zhuǎn)換過于劇烈，增加系統(tǒng)的穩(wěn)定性;通過轉(zhuǎn)換準備，無人機速度應(yīng)低于巡航速度而大于失速速度，高度降低至離地高度30 m。

（2） 混控拉起：達到轉(zhuǎn)換條件后，無人機執(zhí)行拉起動作，拉起時期望俯仰姿態(tài)角為0°（旋翼模式）;此階段采用旋翼控制與固定翼控制相結(jié)合的方式，可實現(xiàn)快速穩(wěn)定拉起。

（3） 旋翼控制：拉起完成后，固定翼模式退出，由旋翼模式繼續(xù)控制無人機穩(wěn)定飛行。

（4） 轉(zhuǎn)換完成：無人機姿態(tài)角、速度達到轉(zhuǎn)化指標。

（5） 定點著陸：轉(zhuǎn)換完成后，無人機以旋翼模式飛向著陸點，執(zhí)行定點著陸。

垂平轉(zhuǎn)換和平垂轉(zhuǎn)換過程充分考慮了旋翼模式的穩(wěn)定控制能力，采用綜合控制的理念，實現(xiàn)旋翼模式和固定翼模式之間的穩(wěn)定可靠轉(zhuǎn)換。

2.4 數(shù)學仿真

建立無人機的六自由度數(shù)學模型，如圖10所示。本無人機屬于傳統(tǒng)構(gòu)型，其力和力矩的計算按照CFD獲取的無人機氣動參數(shù)可直接進行計算。

無人機動力學方程：

繞無人機質(zhì)心轉(zhuǎn)動的動力學方程：

無人機質(zhì)心的運動學方程：

建立繞無人機質(zhì)心轉(zhuǎn)動的運動學方程：

利用MATLAB搭建無人機數(shù)學模型，設(shè)計控制律。仿真條件：4個航路點，飛行速度25 m/s;航路點高度650 m;起飛高度550 m。仿真結(jié)果如圖11～13所示。

垂平轉(zhuǎn)換過程中，設(shè)定旋翼模式的俯仰角指令為-40°，無人機低頭加速飛行。在姿態(tài)角達到期望指令后，設(shè)定15°的固定翼俯仰角指令，利用混合控制模式繼續(xù)控制無人機低頭，轉(zhuǎn)換過程約5.4 s。平垂轉(zhuǎn)換過程中，無人機固定翼俯仰角按照無人機拉起性能設(shè)計抬頭角速度，采用混合控制模式快速控制無人機拉起。在旋翼模式俯仰角大于-10°后，固定翼模式退出，無人機切換至旋翼控制，轉(zhuǎn)換過程約3.5 s。結(jié)果表明，該方案模式轉(zhuǎn)換階段無人機姿態(tài)可跟蹤期望指令，完成穩(wěn)定飛行。

3 試飛驗證

試飛條件：4個航路點，飛行速度25 m/s，飛行高度500 m。某次外場試飛的飛行數(shù)據(jù)如圖14～15所示。

垂平轉(zhuǎn)換階段，無人機旋翼俯仰角和固定翼俯仰角的變化趨勢一致，轉(zhuǎn)換過程中姿態(tài)變化穩(wěn)定，飛行速度線性增加，轉(zhuǎn)換過程約7 s。與仿真相比較，實際飛行時無人機低頭加速后有將近2 s的時間無俯仰角保持在40°，這是因為無人機速度未達到設(shè)定的轉(zhuǎn)換條件。若去除該時間，轉(zhuǎn)換時間與數(shù)學仿真基本一致。平垂轉(zhuǎn)換階段，無人機固定翼俯仰角快速線性拉起，飛行速度快速降低，轉(zhuǎn)換過程約3.5 s，與垂平轉(zhuǎn)換階段相比，轉(zhuǎn)換速度更快，這與該階段無人機的任務(wù)屬性和轉(zhuǎn)換過程的氣動特性有關(guān)。與數(shù)學仿真相比，轉(zhuǎn)換時間一致。

另外，針對無人機的高度控制性能進行了多次試飛測試，結(jié)果如圖16所示。該無人機高度控制精度高，具有良好的控制能力。

通過多次試飛驗證，該尾座式垂直起降固定翼無人機系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)起飛、模式轉(zhuǎn)換、航線飛行、定點著陸的穩(wěn)定飛行，驗證了該方案的可行性和系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

4 結(jié)? 論

本文無人機系統(tǒng)有效改善了復合翼無人機的缺點，為垂直起降固定翼無人機提供了一種新的解決方案。經(jīng)過多次試飛，結(jié)果表明該構(gòu)型無人機系統(tǒng)穩(wěn)定可靠。后續(xù)將在以下幾個方面展開進一步的研究工作。

（1） 繼續(xù)優(yōu)化無人機平臺。該無人機平臺初步驗證了小型鴨式布局無人機飛行平臺的可行性，但無人機的升阻比仍有進一步提升的空間，升阻比的提高將有效延長無人機續(xù)航時間。

（2）繼續(xù)優(yōu)化模式轉(zhuǎn)換的控制方案。進一步研究從起飛階段執(zhí)行垂平轉(zhuǎn)換和無人機拉起時的平垂轉(zhuǎn)換，實現(xiàn)模式轉(zhuǎn)換的智能控制，減少轉(zhuǎn)換時間、拉起時的上沖高度，提升轉(zhuǎn)換的穩(wěn)定性。

（3） 嘗試將四旋翼控制方案改為機身雙電機控制，取消上下垂尾電機，降低無人機重量。

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10 kg Tail-Sitter VTOL UAV System

Lei Zhirong1，2*，Zhao Chao2，Qin Wei2，Zuo Ling2

（1.School of Automation，Northwestern Polytechnical University，Xian 710072，China;

2.AVIC Xian Flight Automatic Control Research Institute，Xian 710065，China）

Abstract：Based on the analysis of the current status of VTOL UAVs at home and abroad，a new type of tail-sitter VTOL UAV with canard configuration and four rotors is proposed to avoid disadvantages of the quad-plane UAVs. Through optimizating aerodynamic design，selecting the flight control system，designing control method，especially discussing the conversion of rotor mode and the fixed-wing mode，the UAV modeling and control law simulation are completed，and the scientific research flight test is carried out. The flight results show that this type of UAV keeps the advantages of quad-plane UAV and avoids its inherent disadvantages. It can be further studied in the future as an important research direction of the VTOL UAVs.

Key words：tail-sitter;VTOL;canard wing;mode convert;flight control; UAV

收稿日期：2020-05-26

基金項目：國防科技重點實驗室基金項目（WDZC2019601A105）

作者簡介：雷志榮（1980-），男，陜西合陽人，高級工程師，研究方向是飛行控制。

*E-mail：kyj_37@163.com