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式中：fval 為電機轉(zhuǎn)速；P 為電機磁極對數(shù)；Z 為旋翼齒輪減速比；fPWM 為PWM 周期脈寬計數(shù)值。

三、旋翼傾轉(zhuǎn)控制

旋翼系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)由伺服電機經(jīng)渦輪蝸桿減速實現(xiàn)，傾轉(zhuǎn)伺服電機控制結(jié)構(gòu)如圖10 所示，θc(t)為傾轉(zhuǎn)角度控制指令，通過主控制器經(jīng)由CAN 總線發(fā)送給傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)節(jié)點控制器，θs(t)為旋翼系統(tǒng)實際傾轉(zhuǎn)角度，由數(shù)字式增量式編碼器測得，并以脈沖形式反饋傳輸至電機驅(qū)動器，電機驅(qū)動器將獲得的當前傾轉(zhuǎn)角度控制值與實際測量值的差值θe(t)經(jīng)控制律計算實現(xiàn)精確的位置或速度控制。

圖10 傾轉(zhuǎn)過程控制結(jié)構(gòu)

旋翼系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)角指令隨無人飛行器前飛速度變化，決定著傾轉(zhuǎn)過渡飛行模式。直流伺服電機驅(qū)動控制器設置為位置控制模式，實現(xiàn)傾轉(zhuǎn)角度位置閉環(huán)控制。同時把實時電流、傾轉(zhuǎn)角速率以及傾轉(zhuǎn)角度反饋給節(jié)點控制器，直至發(fā)送到主控制器，供地面站監(jiān)視。

 傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)模塊化實現(xiàn)驗證 

一、驗證系統(tǒng)組成

傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)模塊化實現(xiàn)驗證系統(tǒng)如圖11 所示，其中四傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器的1 個節(jié)點系統(tǒng)用于驗證系統(tǒng)結(jié)構(gòu)、控制和通信，節(jié)點傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)指令來自指令操控臺，經(jīng)由地面站發(fā)送給主控制器，主控制器再通過CAN 總線通信發(fā)送到傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)的系統(tǒng)節(jié)點控制器，由節(jié)點控制器完成操控分配，與實際飛行器實現(xiàn)一致。

圖11 傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)驗證系統(tǒng)

驗證系統(tǒng)由指令操控平臺、地面站、傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)及其控制器、功率采集板、六分量天平及其數(shù)據(jù)采集器等組成。功率采集板由電壓傳感器、電流傳感器和相關電路組成，節(jié)點控制器采集旋翼電機的電壓和電流模擬信號，獲取旋翼輸入功率。數(shù)據(jù)采集器實現(xiàn)六分量天平數(shù)據(jù)的采集、調(diào)理及傳輸，由RS232 總線通信把數(shù)據(jù)傳輸給節(jié)點控制器。

地面站用戶監(jiān)控軟件實現(xiàn)與主控制器的實時交互，無線數(shù)傳電臺傳輸相關數(shù)據(jù)到主控制器，控制傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)運動變化，用戶監(jiān)控軟件實現(xiàn)旋翼電機動力電壓、電流、旋翼轉(zhuǎn)速、旋翼系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)角速率、傾轉(zhuǎn)角度以及六分量天平的力和力矩等信息的實時監(jiān)視。地面站用戶監(jiān)控軟件采用Access 數(shù)據(jù)庫和WPF 技術通過C#語言設計開發(fā)完成，具有數(shù)據(jù)實時通信、幀解析、存儲等功能。

二、驗證試驗與結(jié)果分析

1、旋翼電機轉(zhuǎn)速控制與電流監(jiān)視

傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器旋翼轉(zhuǎn)速在飛行過程中為額定值。為驗證在機動飛行中旋翼轉(zhuǎn)速控制效果，給定旋翼電機額定轉(zhuǎn)速，模擬機動飛行過程中總距發(fā)生的變化，地面監(jiān)控軟件記錄旋翼電機實時轉(zhuǎn)速以及電機電流。經(jīng)實驗調(diào)試，最后確定旋翼電機轉(zhuǎn)速控制參數(shù)T=10 ms，Kp=0.000 2，Ki=0.000 038，Kd=0.000 1，結(jié)果如圖12～圖13所示，可以看出：單節(jié)點傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)的旋翼轉(zhuǎn)速控制響應在期望轉(zhuǎn)速1 550 rad/min 上下波動，波動范圍在2.6%以內(nèi)，說明本文設計的帶積分飽和位置式PID 控制律控制效果良好，具有一定的抗干擾能力，電機電流隨著總距增加呈增大趨勢。 

圖12 旋翼轉(zhuǎn)速控制響應

圖13 旋翼電機電流隨總距變化

2、旋翼傾轉(zhuǎn)控制與狀態(tài)量監(jiān)視

四傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器從直升機模式控制轉(zhuǎn)變?yōu)楣潭ㄒ砟Ｊ剑炞C旋翼系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)控制效果。傾轉(zhuǎn)電機驅(qū)動器為位置控制模式，傾轉(zhuǎn)通道控制量δtil 由操控平臺指令發(fā)出，通過地面監(jiān)控軟件發(fā)送給主控制器，節(jié)點控制器由CAN 總線通信機制接收主控制器發(fā)來的傾轉(zhuǎn)通道控制量δtil，傾轉(zhuǎn)狀態(tài)量發(fā)送給主控制器供地面監(jiān)控軟件監(jiān)視，一組旋翼傾轉(zhuǎn)控制實際結(jié)果如圖14 所示。

圖14 傾轉(zhuǎn)控制響應

從圖14 可以看出：旋翼系統(tǒng)由直升機模式控制轉(zhuǎn)換到固定翼模式可以在7 s 左右實現(xiàn)平緩勻速過渡，傾轉(zhuǎn)角速率基本平穩(wěn)，波動在1.8 rad/s 內(nèi)，傾轉(zhuǎn)角度隨動閉環(huán)控制效果良好。

3、垂向通道控制與氣動力測量

在直升機模式下，橫向通道和縱向通道控制量為0 時，總距控制即為傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)垂向通道控制，其變化決定著傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)的功率需求和氣動力變化規(guī)律。驗證系統(tǒng)氣動力測量有助于分析傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)的功率需求。改變垂向通道控制量，試驗測量傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)氣動力變化，垂向通道旋翼孤立試驗實物圖如圖15 所示，兩側(cè)鋼板將傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)固定在試驗架上，底部裝有六分量天平。試驗時旋翼額定轉(zhuǎn)速為1 600 r/min，垂向通道控制量分別為3°、6°、9°、12°、15°，試驗得到旋翼輸入功率與拉力的變化規(guī)律如圖16 所示，圖中計算值參考文獻［6］計算得到，可以看出：試驗測量值與理論計算值吻合度較好，說明本文設計的分布式控制系統(tǒng)可行，功率需求和氣動性能滿足系統(tǒng)要求。

圖15 垂向通道孤立旋翼試驗實物圖

圖16 旋翼輸入功率與拉力變化

 結(jié) 論 

1） 應用帶積分飽和的位置式離散PID 控制律設計的旋翼電機轉(zhuǎn)速控制系統(tǒng)，總距變化情況下能保證轉(zhuǎn)速控制效果，轉(zhuǎn)速波動誤差小于2.6%，抗干擾能力強，滿足控制性能指標要求和工程實際需要。

2） 傾轉(zhuǎn)角度閉環(huán)控制系統(tǒng)可在7 s 內(nèi)實現(xiàn)由直升機模式到固定翼模式的平緩勻速過渡，傾轉(zhuǎn)角速率平穩(wěn)，控制效果良好。