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式中：fval 為電機轉速；P 為電機磁極對數；Z 為旋翼齒輪減速比；fPWM 為PWM 周期脈寬計數值。
三、旋翼傾轉控制
旋翼系統傾轉由伺服電機經渦輪蝸桿減速實現，傾轉伺服電機控制結構如圖10 所示，θc(t)為傾轉角度控制指令，通過主控制器經由CAN 總線發送給傾轉旋翼系統節點控制器，θs(t)為旋翼系統實際傾轉角度，由數字式增量式編碼器測得，并以脈沖形式反饋傳輸至電機驅動器，電機驅動器將獲得的當前傾轉角度控制值與實際測量值的差值θe(t)經控制律計算實現精確的位置或速度控制。
圖10 傾轉過程控制結構
旋翼系統傾轉角指令隨無人飛行器前飛速度變化，決定著傾轉過渡飛行模式。直流伺服電機驅動控制器設置為位置控制模式，實現傾轉角度位置閉環控制。同時把實時電流、傾轉角速率以及傾轉角度反饋給節點控制器，直至發送到主控制器，供地面站監視。
傾轉旋翼系統模塊化實現驗證
一、驗證系統組成
傾轉旋翼系統模塊化實現驗證系統如圖11 所示，其中四傾轉旋翼無人飛行器的1 個節點系統用于驗證系統結構、控制和通信，節點傾轉旋翼系統指令來自指令操控臺，經由地面站發送給主控制器，主控制器再通過CAN 總線通信發送到傾轉旋翼系統的系統節點控制器，由節點控制器完成操控分配，與實際飛行器實現一致。
圖11 傾轉旋翼系統驗證系統
驗證系統由指令操控平臺、地面站、傾轉旋翼系統及其控制器、功率采集板、六分量天平及其數據采集器等組成。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。數據采集器實現六分量天平數據的采集、調理及傳輸，由RS232 總線通信把數據傳輸給節點控制器。
地面站用戶監控軟件實現與主控制器的實時交互，無線數傳電臺傳輸相關數據到主控制器，控制傾轉旋翼系統運動變化，用戶監控軟件實現旋翼電機動力電壓、電流、旋翼轉速、旋翼系統傾轉角速率、傾轉角度以及六分量天平的力和力矩等信息的實時監視。地面站用戶監控軟件采用Access 數據庫和WPF 技術通過C#語言設計開發完成，具有數據實時通信、幀解析、存儲等功能。
二、驗證試驗與結果分析
1、旋翼電機轉速控制與電流監視
傾轉旋翼無人飛行器旋翼轉速在飛行過程中為額定值。為驗證在機動飛行中旋翼轉速控制效果，給定旋翼電機額定轉速，模擬機動飛行過程中總距發生的變化，地面監控軟件記錄旋翼電機實時轉速以及電機電流。經實驗調試，最后確定旋翼電機轉速控制參數T=10 ms，Kp=0.000 2，Ki=0.000 038，Kd=0.000 1，結果如圖12～圖13所示，可以看出：單節點傾轉旋翼系統的旋翼轉速控制響應在期望轉速1 550 rad/min 上下波動，波動范圍在2.6%以內，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 旋翼轉速控制響應
圖13 旋翼電機電流隨總距變化
2、旋翼傾轉控制與狀態量監視
四傾轉旋翼無人飛行器從直升機模式控制轉變為固定翼模式，驗證旋翼系統傾轉控制效果。傾轉電機驅動器為位置控制模式，傾轉通道控制量δtil 由操控平臺指令發出，通過地面監控軟件發送給主控制器，節點控制器由CAN 總線通信機制接收主控制器發來的傾轉通道控制量δtil，傾轉狀態量發送給主控制器供地面監控軟件監視，一組旋翼傾轉控制實際結果如圖14 所示。
圖14 傾轉控制響應
從圖14 可以看出：旋翼系統由直升機模式控制轉換到固定翼模式可以在7 s 左右實現平緩勻速過渡，傾轉角速率基本平穩，波動在1.8 rad/s 內，傾轉角度隨動閉環控制效果良好。
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，總距控制即為傾轉旋翼系統垂向通道控制，其變化決定著傾轉旋翼系統的功率需求和氣動力變化規律。驗證系統氣動力測量有助于分析傾轉旋翼系統的功率需求。改變垂向通道控制量，試驗測量傾轉旋翼系統氣動力變化，垂向通道旋翼孤立試驗實物圖如圖15 所示，兩側鋼板將傾轉旋翼系統固定在試驗架上，底部裝有六分量天平。試驗時旋翼額定轉速為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可行，功率需求和氣動性能滿足系統要求。
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 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速控制系統，總距變化情況下能保證轉速控制效果，轉速波動誤差小于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） 傾轉角度閉環控制系統可在7 s 內實現由直升機模式到固定翼模式的平緩勻速過渡，傾轉角速率平穩，控制效果良好。
