跨界 · 融合 · 服務(wù) · 創(chuàng)新
傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器多旋翼化發(fā)展趨勢明顯，傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)設(shè)計(jì)模塊化有助于集成組裝、減少設(shè)計(jì)重復(fù)性。本文以四傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器為目標(biāo)，應(yīng)用模塊化設(shè)計(jì)方法進(jìn)行傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)設(shè)計(jì)。首先，設(shè)計(jì)傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)的模塊化機(jī)械結(jié)構(gòu)、控制結(jié)構(gòu)和通信結(jié)構(gòu)，應(yīng)用CAN 總線通信機(jī)制，將傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)作為節(jié)點(diǎn)接入整機(jī)分布式控制系統(tǒng)；然后，開展傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)內(nèi)部槳距控制、旋翼轉(zhuǎn)速控制以及旋翼傾轉(zhuǎn)控制的研究；最后，搭建傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)測試平臺，驗(yàn)證傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)模塊化各組成部分設(shè)計(jì)的正確性以及模塊化設(shè)計(jì)方法的可行性。結(jié)果表明：旋翼轉(zhuǎn)速波動誤差小于2.6%，且可在7 s 內(nèi)實(shí)現(xiàn)直升機(jī)模式到固定翼模式的平緩勻速過渡，系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信實(shí)時性良好，滿足傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)應(yīng)用需求。
引言
傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器兼具旋翼飛行器和固定翼飛行器的特點(diǎn)，既擁有垂直起降的優(yōu)勢，又可以在一定程度上彌補(bǔ)旋翼類飛行器速度不足的缺點(diǎn)，已成為無人飛行器領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。研究傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器最早的是美國貝爾公司，于1993年成功研制了TR918 鷹眼無人機(jī)，屬于二傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器，最大飛行速度可達(dá)360 km/h；以色列于2010 年研制了一款三傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)“黑豹”，由前側(cè)2 個、尾部1 個電動傾轉(zhuǎn)旋翼構(gòu)成倒三角布局的三傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器；國內(nèi)航空工業(yè)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所于2013 年提出了一款四傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器“藍(lán)鯨”。縱觀國內(nèi)外傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器的研究，為了提高承載能力和性能，多旋翼化已成為傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器的發(fā)展趨勢。
傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器的傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)在其控制結(jié)構(gòu)上幾乎一致，只是安裝位置的不同使機(jī)械安裝接口存在略微差異。傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器多旋翼化發(fā)展驅(qū)使傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)設(shè)計(jì)引入模塊化設(shè)計(jì)理念，模塊化設(shè)計(jì)可使在傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)機(jī)械設(shè)計(jì)、硬件設(shè)計(jì)、軟件設(shè)計(jì)上減少設(shè)計(jì)工作重復(fù)性。模塊化設(shè)計(jì)思想在國內(nèi)外航空領(lǐng)域已有應(yīng)用先例。羅利龍等以模塊化可重構(gòu)無人機(jī)機(jī)翼為研究對象，開展針對多模型的同步優(yōu)化方法研究；李春鵬等針對多用途無人機(jī)開展了模塊化氣動布局設(shè)計(jì)，將主要?dú)鈩硬考譃楣谩Ｓ煤屯ㄓ萌惸K，選擇合適的模塊組合方案實(shí)現(xiàn)多用途無人機(jī)綜合氣動性能最優(yōu)；J.P.David 等［針對可重構(gòu)無人機(jī)，系統(tǒng)地分析了模塊化部件與無人機(jī)綜合性能之間的影響關(guān)系，采用多級優(yōu)化方法完成了模塊化無人機(jī)的優(yōu)化設(shè)計(jì)；J.C.Stephen 等提出了一種模塊化的垂直起降無人機(jī)，可由多種傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)通過磁耦合的方式進(jìn)行組建，增加了機(jī)翼展弦比，提高了飛行性能。當(dāng)前無人機(jī)模塊化設(shè)計(jì)思想主要應(yīng)用于氣動布局、機(jī)械結(jié)構(gòu)方面的優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，在傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)上的應(yīng)用還比較少，且模塊化系統(tǒng)內(nèi)部的控制結(jié)構(gòu)以及模塊化系統(tǒng)與外界的通信交互方面的研究也較少。
本文以四傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器為研究對象，采用模塊化設(shè)計(jì)方法，對傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)從機(jī)械結(jié)構(gòu)、控制結(jié)構(gòu)和通信結(jié)構(gòu)方面進(jìn)行模塊化設(shè)計(jì)；將傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)作為四傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器的一個節(jié)點(diǎn)系統(tǒng)進(jìn)行節(jié)點(diǎn)控制器設(shè)計(jì)，應(yīng)用CAN 總線通信機(jī)制使其成為整機(jī)分布式飛行控制系統(tǒng)的一個子系統(tǒng)；構(gòu)建傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)模塊化部件測試驗(yàn)證系統(tǒng)，開展傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)模塊化部件設(shè)計(jì)測試和驗(yàn)證。
結(jié)構(gòu)模塊化設(shè)計(jì)方法
一、機(jī)械結(jié)構(gòu)模塊
四傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器的基本構(gòu)件是4
套傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)，作為動力部件承載著直升機(jī)模式、固定翼模式和過渡模式三種飛行模式的切換與功能實(shí)現(xiàn)。傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)三維設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)圖如圖1
所示，機(jī)械部分由旋翼系統(tǒng)和傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)組成。旋翼系統(tǒng)為傳統(tǒng)的三槳旋翼系統(tǒng)，由3 個變距舵機(jī)和1
個旋翼轉(zhuǎn)速電機(jī)進(jìn)行操控，經(jīng)由自動傾斜器實(shí)現(xiàn)旋翼總距和縱、橫向周期變距改變，可使旋翼氣動力大小和方向發(fā)生變化，旋翼系統(tǒng)所用槳葉參數(shù)如表1所示。傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)由渦輪蝸桿、伺服電機(jī)及其驅(qū)動器構(gòu)成，可改變傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)的整體氣動力方向。四傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器由4
組相同部件構(gòu)成，飛行器通道控制律經(jīng)操控策略分配作用于傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)部件的操縱機(jī)構(gòu)，使飛行器產(chǎn)生左右、前后及上下運(yùn)動變化。
圖1 傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖
表1 旋翼參數(shù)
二、控制結(jié)構(gòu)模塊
1、分布式控制系統(tǒng)
四傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器除了配備4 組傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)外，還有垂尾和襟副翼等執(zhí)行機(jī)構(gòu)，整機(jī)執(zhí)行機(jī)構(gòu)共有25 個，用單一控制器設(shè)計(jì)整機(jī)飛行控制系統(tǒng)，連接執(zhí)行機(jī)構(gòu)的操控信號走線龐雜，會帶來安全隱患。嵌入式飛控計(jì)算機(jī)主頻在100～200 MHz，單一控制器運(yùn)算量大，難以兼顧多傳感器數(shù)據(jù)采集、融合與通信、控制律計(jì)算、控制信號輸出等。
綜合考慮各因素，四傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器整機(jī)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)為分布式結(jié)構(gòu)。4
組傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)各自擁有一套節(jié)點(diǎn)控制器，各節(jié)點(diǎn)操控策略依據(jù)飛行模式和所處的節(jié)點(diǎn)位置自行決策，控制旋翼系統(tǒng)相關(guān)執(zhí)行機(jī)構(gòu)。四傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器共設(shè)計(jì)有1
個主控制器和4
個節(jié)點(diǎn)控制器，主控制器負(fù)責(zé)飛行狀態(tài)采集、地面站數(shù)據(jù)交互、通道控制律計(jì)算等任務(wù)。節(jié)點(diǎn)控制器與主控制器通過CAN總線相連，整機(jī)系統(tǒng)控制器位置結(jié)構(gòu)布局如圖2
所示。4 組傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)按順時針順序定義為節(jié)點(diǎn)1、節(jié)點(diǎn)2、節(jié)點(diǎn)3 和節(jié)點(diǎn)4，各配置1 個節(jié)點(diǎn)控制器，實(shí)現(xiàn)傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)模塊化設(shè)計(jì)。
圖2 節(jié)點(diǎn)控制器位置分布圖
2、操控策略
節(jié)點(diǎn)控制器根據(jù)其所在的節(jié)點(diǎn)位置按操控策略得到節(jié)點(diǎn)傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)各執(zhí)行機(jī)構(gòu)的操控量，即節(jié)點(diǎn)旋翼總距、縱向周期變距、橫向周期變距、傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)角度等操控變量，如表2 所示，4 組傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)旋翼操控量如表3 所示。過渡模式中的操縱權(quán)重系數(shù)依據(jù)傾轉(zhuǎn)角三角函數(shù)計(jì)算分配得到。
節(jié)點(diǎn)控制器所采集到的相關(guān)狀態(tài)量可通過CAN 總線發(fā)送給主控制器，供地面監(jiān)控軟件進(jìn)行工況監(jiān)測與數(shù)據(jù)記錄。
表2 四傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)操控策略
表3 旋翼操縱量與通道控制量關(guān)系
3、節(jié)點(diǎn)控制器
綜合考慮傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)控制結(jié)構(gòu)后，節(jié)點(diǎn)控制器應(yīng)具備：
1） 計(jì)算處理和中斷響應(yīng)要快速；
2） 傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)多執(zhí)行機(jī)構(gòu)多通道控制輸出；
3）與主控制器間數(shù)據(jù)傳輸實(shí)時通信。
據(jù)此功能要求，選用STM32F407VGT6
嵌入式處理器自研節(jié)點(diǎn)控制器。所選處理器主頻為168 MHz，計(jì)算精度32 位，具有FPU
能力和豐富的外設(shè)資源，能夠滿足需求。自研的節(jié)點(diǎn)控制器實(shí)物圖如圖4 所示，含有PWM
輸出模塊、串口通信模塊、輸入輸出引腳接口模塊等，用于與外部設(shè)備相連。
圖4 節(jié)點(diǎn)控制器功能示意圖
三、CAN 總線通信模塊
CAN 總線是一種以差分信號進(jìn)行數(shù)據(jù)通信的串行數(shù)據(jù)總線。由位填充、報(bào)文格式檢查以及硬件CRC 校驗(yàn)等方式確保總線信息傳輸正確，具有抗干擾強(qiáng)、實(shí)時性好、靈活性高、成本低等特點(diǎn)。節(jié)點(diǎn)控制器以CAN 總線方式接入系統(tǒng)網(wǎng)絡(luò)，整機(jī)系統(tǒng)控制器拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)如圖5 所示。
圖5 基于CAN 總線節(jié)點(diǎn)控制器拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)
1、CAN 通信電平轉(zhuǎn)換
CAN 總線協(xié)議收發(fā)信號為差分電平，處理器內(nèi)嵌的CAN 控制器收發(fā)信號為TTL 電平，需設(shè)計(jì)電平轉(zhuǎn)換電路。基于TJA1050 芯片的電平轉(zhuǎn)換電路如圖6 所示，節(jié)點(diǎn)控制器可直接與轉(zhuǎn)換電路掛接在一起。
圖6 CAN 總線電平轉(zhuǎn)換電路
2、 CAN 通信機(jī)制
CAN 總線通信協(xié)議有標(biāo)準(zhǔn)幀和擴(kuò)展幀兩類。擴(kuò)展幀標(biāo)志符有29 位，即ID28～I(xiàn)D0，將此標(biāo)志符位按數(shù)據(jù)基地址、收發(fā)節(jié)點(diǎn)號、讀/寫判斷進(jìn)行位分組，如表4 所示。
表4 CAN 擴(kuò)展幀標(biāo)識符位分組
數(shù)據(jù)基地址由ID7～I(xiàn)D0 組成，主控制器和節(jié)點(diǎn)控制器數(shù)據(jù)區(qū)地址編址相同，數(shù)據(jù)基地址指通信數(shù)據(jù)的首地址，數(shù)據(jù)域長度由數(shù)據(jù)幀控制域DLC 定義，擴(kuò)展幀ID 中不包含數(shù)據(jù)長度信息。數(shù)據(jù)域數(shù)據(jù)為主控制器或者節(jié)點(diǎn)控制器數(shù)據(jù)區(qū)的一組連續(xù)變量。
接收節(jié)點(diǎn)號由ID15～I(xiàn)D8 組成，發(fā)送者節(jié)點(diǎn)號由ID23～I(xiàn)D16 組成，每幀通信數(shù)據(jù)需要指定接收者節(jié)點(diǎn)號和發(fā)送者節(jié)點(diǎn)號。主控制器節(jié)點(diǎn)號為0，節(jié)點(diǎn)控制器節(jié)點(diǎn)號分別為1、2、3、4。
讀寫判斷標(biāo)識由ID27～I(xiàn)D24 組成，讀寫操作相對于節(jié)點(diǎn)控制器，標(biāo)識0000 表示寫入數(shù)據(jù)，按數(shù)據(jù)基地址更新節(jié)點(diǎn)控制器相應(yīng)數(shù)據(jù)變量；標(biāo)識0001 表示讀取數(shù)據(jù)，即節(jié)點(diǎn)控制器相應(yīng)狀態(tài)量數(shù)據(jù)讀取回送給主控制器。
節(jié)點(diǎn)控制器接收一幀CAN 數(shù)據(jù)幀的處理流程如圖7 所示，數(shù)據(jù)由主控制器發(fā)送，為按飛行模式計(jì)算得到的通道控制律數(shù)據(jù)，由節(jié)點(diǎn)控制器接收并執(zhí)行。節(jié)點(diǎn)控制器發(fā)送的CAN 幀數(shù)據(jù)為工況及狀態(tài)信息，由主控制器接收。
圖7 CAN 數(shù)據(jù)幀接收處理流程圖
傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)操縱控制
一、旋翼槳距控制
傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)變槳距控制結(jié)構(gòu)與直升機(jī)相同。節(jié)點(diǎn)控制器收到主控器發(fā)來的通道控制量后，按操控策略分配處理得到旋翼的總距、縱橫向周期變槳距，協(xié)同作用于自動傾斜器不動環(huán)下的3個舵機(jī)，使自動傾斜器十字斜盤產(chǎn)生左右、前后及上下運(yùn)動，帶動動環(huán)上的變距拉桿，致使旋翼槳距改變，旋翼氣動力大小和方向發(fā)生變化，四傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器由此產(chǎn)生運(yùn)動變化。
傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)自動傾斜器舵機(jī)布局為120°均布。以1 號節(jié)點(diǎn)傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)為例，0 號舵機(jī)在Y軸上，1 號、2 號舵機(jī)位于前后兩側(cè)。旋翼總距、縱橫向周期變距與3 個執(zhí)行舵機(jī)槳距當(dāng)量值關(guān)系為
式中：δ0，δ1，δ2 為0～2 號舵機(jī)的槳距控制當(dāng)量值；δc，δe，δa 為總距、縱向周期變距、橫向周期變距。
舵機(jī)槳距當(dāng)量值與PWM 脈寬控制量間關(guān)系由槳距標(biāo)定得到，根據(jù)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)經(jīng)線性擬合處理得到標(biāo)定公式的斜率和截距參數(shù)。某一標(biāo)定實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)樣例如圖8 所示，對應(yīng)標(biāo)定結(jié)果參數(shù)如表5 所示。
圖8 槳距標(biāo)定實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)
表5 槳距標(biāo)定參數(shù)
二、旋翼轉(zhuǎn)速控制
旋翼轉(zhuǎn)速控制系統(tǒng)閉環(huán)控制結(jié)構(gòu)方塊圖如圖9 所示，其中r（t） 為給定目標(biāo)轉(zhuǎn)速，n（t）為實(shí)際轉(zhuǎn)速，c（t）為測量轉(zhuǎn)速，e（t）為轉(zhuǎn)速誤差量，帶積分飽和的位置式離散PID 控制律控制，公式如式（2）所示。
圖9 轉(zhuǎn)速閉環(huán)控制結(jié)構(gòu)
式中：N 為積分飽和極限值；T 為控制周期。
傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)節(jié)點(diǎn)控制器輸出PWM 信號至電子調(diào)速器控制電機(jī)轉(zhuǎn)速，旋翼測量轉(zhuǎn)速作為負(fù)反饋信號實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)速閉環(huán)控制。旋翼轉(zhuǎn)速測量信號取自電機(jī)輸入信號激磁電壓信號頻率，由Hobbywing 轉(zhuǎn)速傳感器感應(yīng)。經(jīng)三極管導(dǎo)通截止得到激磁電壓方波信號，由嵌入式處理器的外部中斷機(jī)制捕獲方波信號跳變沿，并記錄跳變沿周期內(nèi)的脈沖數(shù)，結(jié)合電機(jī)參數(shù)轉(zhuǎn)換為旋翼電機(jī)轉(zhuǎn)速，如式（3）所示。
式中：fval 為電機(jī)轉(zhuǎn)速；P 為電機(jī)磁極對數(shù)；Z 為旋翼齒輪減速比；fPWM 為PWM 周期脈寬計(jì)數(shù)值。
三、旋翼傾轉(zhuǎn)控制
旋翼系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)由伺服電機(jī)經(jīng)渦輪蝸桿減速實(shí)現(xiàn)，傾轉(zhuǎn)伺服電機(jī)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(diǎn)控制器，θs(t)為旋翼系統(tǒng)實(shí)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(jī)驅(qū)動器，電機(jī)驅(qū)動器將獲得的當(dāng)前傾轉(zhuǎn)角度控制值與實(shí)際測量值的差值θe(t)經(jīng)控制律計(jì)算實(shí)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(jī)驅(qū)動控制器設(shè)置為位置控制模式，實(shí)現(xiàn)傾轉(zhuǎn)角度位置閉環(huán)控制。同時把實(shí)時電流、傾轉(zhuǎn)角速率以及傾轉(zhuǎn)角度反饋給節(jié)點(diǎn)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(shí)現(xiàn)驗(yàn)證
一、驗(yàn)證系統(tǒng)組成
傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)模塊化實(shí)現(xiàn)驗(yàn)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(diǎn)系統(tǒng)用于驗(yàn)證系統(tǒng)結(jié)構(gòu)、控制和通信，節(jié)點(diǎn)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(diǎn)控制器，由節(jié)點(diǎn)控制器完成操控分配，與實(shí)際飛行器實(shí)現(xiàn)一致。
圖11 傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)驗(yàn)證系統(tǒng)
驗(yàn)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(guān)電路組成，節(jié)點(diǎn)控制器采集旋翼電機(jī)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(shí)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(diǎn)控制器。
地面站用戶監(jiān)控軟件實(shí)現(xiàn)與主控制器的實(shí)時交互，無線數(shù)傳電臺傳輸相關(guān)數(shù)據(jù)到主控制器，控制傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)運(yùn)動變化，用戶監(jiān)控軟件實(shí)現(xiàn)旋翼電機(jī)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(shí)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(shù)通過C#語言設(shè)計(jì)開發(fā)完成，具有數(shù)據(jù)實(shí)時通信、幀解析、存儲等功能。
二、驗(yàn)證試驗(yàn)與結(jié)果分析
1、旋翼電機(jī)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(yàn)證在機(jī)動飛行中旋翼轉(zhuǎn)速控制效果，給定旋翼電機(jī)額定轉(zhuǎn)速，模擬機(jī)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(jī)實(shí)時轉(zhuǎn)速以及電機(jī)電流。經(jīng)實(shí)驗(yàn)調(diào)試，最后確定旋翼電機(jī)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(diǎn)傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)的旋翼轉(zhuǎn)速控制響應(yīng)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(shè)計(jì)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(jī)電流隨著總距增加呈增大趨勢。
圖12 旋翼轉(zhuǎn)速控制響應(yīng)
圖13 旋翼電機(jī)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(jī)模式控制轉(zhuǎn)變?yōu)楣潭ㄒ砟Ｊ剑?yàn)證旋翼系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)控制效果。傾轉(zhuǎn)電機(jī)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(diǎn)控制器由CAN 總線通信機(jī)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(shí)際結(jié)果如圖14 所示。
圖14 傾轉(zhuǎn)控制響應(yīng)
從圖14 可以看出：旋翼系統(tǒng)由直升機(jī)模式控制轉(zhuǎn)換到固定翼模式可以在7 s 左右實(shí)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(jī)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(yàn)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(yàn)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(yàn)實(shí)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(yàn)架上，底部裝有六分量天平。試驗(yàn)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(yàn)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(jì)算值參考文獻(xiàn)［6］計(jì)算得到，可以看出：試驗(yàn)測量值與理論計(jì)算值吻合度較好，說明本文設(shè)計(jì)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(yàn)實(shí)物圖
圖16 旋翼輸入功率與拉力變化
結(jié) 論
1） 應(yīng)用帶積分飽和的位置式離散PID 控制律設(shè)計(jì)的旋翼電機(jī)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(qiáng)，滿足控制性能指標(biāo)要求和工程實(shí)際需要。
2） 傾轉(zhuǎn)角度閉環(huán)控制系統(tǒng)可在7 s 內(nèi)實(shí)現(xiàn)由直升機(jī)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。
3） 垂向通道控制量直接影響著傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)輸入功率要求和拉力變化，尤其是直升機(jī)模式。準(zhǔn)確的槳距控制系統(tǒng)及其操縱策略能滿足四傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器通道控制性能要求。
4） 驗(yàn)證系統(tǒng)試驗(yàn)有效驗(yàn)證了基于CAN 總線通信機(jī)制的可行性。主控制器與節(jié)點(diǎn)控制器間的高速實(shí)時通信，保證了四傾轉(zhuǎn)旋翼無人飛行器各部件間可靠數(shù)據(jù)通信，為成功研制提供了技術(shù)手段和途徑。同時，本文采用的模塊化設(shè)計(jì)方法可行，滿足傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)的應(yīng)用需求。
［6］ 周攀， 陳仁良， 俞志明. 傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器直升機(jī)模式操縱策略研究［J］. 航空動力學(xué)報(bào)， 2021， 36（10）：2036-2051.ZHOU Pan， CHEN Renliang， YU Zhiming. Investigation of control strategy for quad-tilt-rotor aircraft in helicopter mode［J］. Journal of Aerospace Power， 2021， 36（10）：2036-2051.（in Chinese）
（本文來源于《航空工程進(jìn)展》，作者：孫曉彬， 徐錦法，作者單位：南京航空航天大學(xué)直升機(jī)旋翼動力學(xué)國家級重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室）
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