倾转旋翼式无人机及应用
倾转旋翼无人机最优过渡倾转角曲线
倾转旋翼无人机最优过渡倾转角曲
线
倾转旋翼无人机最优过渡倾转角曲线是一种合理的过渡倾转角曲线，可以保证倾转旋翼无人机在连续转弯过程中尽量减少各种不利因素对飞行性能的影响。
它具有以下特点：
1、外形平滑：最优过渡倾转角曲线使用抛物线或三次曲线来表示，外形平滑，可以减少抖动和震荡，提高飞行稳定性。
2、自适应性强：最优过渡倾转角曲线可以根据实际情况自动调整，使无人机在不同的飞行情况下都能达到最佳状态。
3、节省能量：最优过渡倾转角曲线能够有效降低无人机的操作能耗，节省资源。
4、易于控制：最优过渡倾转角曲线的控制方法简单，易于实现，可以有效提高无人机的操作效率。
一种倾转旋翼固定翼无人机的设计
Electronic Technology •电子技术Electronic Technology & Software Engineering 电子技术与软件工程• 81【关键词】倾转旋翼 复合翼无人机 垂直起降自从2015年国内工业级无人机市场出现了复合翼构型的垂直起降固定翼机型以来，固定翼垂直起降发展非常迅速。
这种复合翼构型的固定翼兼顾了固定翼和多旋翼的优点，动力系统分别独立。
复合翼构型的主要载体多采用常规布局固定翼，即水平尾翼在主翼之后，水平尾翼上有垂直尾翼，四旋翼的动力系统安装在主翼上。
垂直起降靠四旋翼动力系统垂直上升或降落，达到一定高度后切换到固定翼动力系统平飞，这种复合翼构型的飞行平台具备多旋翼的灵活机动性和固定翼的长航时作业面积大等优点，在航拍航测、电力巡检、地质勘探、应急救援等场合有较好的应用。
由于工作效率过低和成本过高，本设计提出一种三旋翼的固定翼垂直起降无人机，其中多旋翼的动力系统为Y 型拓扑结构的三旋翼，前端两个旋翼动力为多旋翼动力系统和固定翼动力系统共用，在飞行切换过程中由倾转旋翼进行过渡。
复合翼构型的载机采用常规布局V型尾翼的固定翼，具有更好的稳定性。
1 倾转旋翼固定翼无人机的工作原理从结构上来看，本设计提出的三旋翼可倾转旋翼固定翼无人机可以分为三部分，分别为V 型尾翼固定翼载机、三旋翼动力系统、倾转机构。
如果只从固定翼载机来看，它可以看成一个V 型尾翼、常规布局、双发动力的固定翼载机。
其中双发动力系统分别在主翼的两侧，动力组成部分的无刷电机安装在倾转机构上，当倾转机构将电机旋转至竖直向上时，与在固定翼载机腰部的旋翼动力系统构成三旋翼。
这样，旋翼动力系统和固定翼动力系统就有两个动力是共用的，降低了飞行器重量和成本。
从操控过程可以分解成三部分，分别为三旋翼垂直起降、悬停和空间六自由度低速位移、固定翼长航时高速巡航、三旋翼和固定翼一种倾转旋翼固定翼无人机的设计文/赵旭操控之间过渡阶段。
BA609
BA609倾转旋翼海上搜救飞机等BA609倾转旋翼海上搜救飞机由美国和意大利研制，可执行多种任务。
该机的巡航速度达510千米／小时，航程达700海里，带副油箱可增加到950海里。
与传统旋翼机相比，该机执行任务所需时间可节省44％。
BA609可由海军或海岸警卫队的水面舰艇搭载，作业范围可进一步扩大。
该机能从7600米的高空垂直降落到水面，一次可吊起6人，该能力是以往任何一种同类飞机所不具备的。
该机可搭载不同装备或改造为最多可运送12名士兵的运输机。
载人太空船设计方案俄罗斯－欧洲载人太空船的首幅设计方案公布。
它将用于替换俄目前的“联盟”号，并允许欧洲参与载人太空运送。
该太空船重约18～20吨，与美国下一代航天器“猎户座”类似，可将6名宇航员送入低地轨道或将4名宇航员送入月球轨道。
其底部推进器和着陆装置可使太空舱实现软着陆。
服务舱采用了为欧洲自动转移运载器研发的技术，如推进系统。
欧空局自2006年起与俄进行成员太空运输系统的谈判，双方达成一致，欧洲提供航天器服务舱，俄提供火箭。
创新型通用无人机英国设计出一种可垂直起降的创新型通用无人机，它能在空中悬停还可作为无人地面传感器使用。
该机由两台电动机驱动，具有良好的机动性、稳定性及续航能力。
系统中的传感器、成像设备以及通信链路等均利用了商用技术。
目前该机正进行飞行试验。
兵器新品廊JHL-40混合型运输飞艇JHL-40混合型运输飞艇正由美加联合研制，它结合了飞艇和直升机的优点。
该飞艇长90米，宽65米，高35米，充满氦气的气囊下方装有4副直升机旋翼，可产生垂直升力。
艇身上装有涵道螺旋桨，提供水平动力。
载重量达40吨，是世界上载重量最大的米26直升机的2倍，航程368千米。
目前正建造2艘样艇，首艘有望2012年前建成。
联合多任务远征艇美国正研制一种“联合多任务远征艇”，名为“木炭灰”。
该艇采用铝合金外壳，长12.5米，宽3米，重10吨，外形与老旧的挖泥船和二战时期的登陆艇类似，前甲板区的负载能力约3.4吨。
倾转旋翼无人机介绍
多旋翼无人机的优点是操 作相对简单、垂直起降、 对起降场地要求不高，可 以随时悬停，缺点是飞行 速度慢、续航时间短，控 制范围和工作效率都不高。
倾转旋翼无人机兼顾了多 旋翼机垂直起降安全便捷 和固定翼飞机航速快，航 程长的优点
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1、研究目的和意义
倾转旋翼无人机在旋翼模式下垂直起飞，达到一定高度和飞行 速度后旋翼前倾，转换成固定翼模式巡航飞行；下降阶段旋翼 回转，垂直下降，由此完成垂直起降固定翼飞行。
1、查阅文献学习，翻译英文文献，学习Adams、Proe软件。 2、完成倾转机构有限元计算以及搭建模型。 3、完成倾转机构运动学与动力学仿真 4、对仿真结果进行分析优化 5、完成论文撰写工作
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完成倾转机构的建模与仿真
中期检查
毕业答辩完成的具体 目标
完成对倾转旋翼无人机的建 模仿真与优化
完成部分文献翻译工作
气动干扰研究
为实现多种飞行模式多种飞 行状态的操纵控制，倾转旋 翼无人机的操纵控制系统可 能是世界上最复杂的飞行器 控制系统之一。除了用于普 通的固定翼螺旋桨飞机与横 列式直升机（或多旋翼）的 操纵控制系统外，倾转旋翼 无人机的操纵控制系统还须 操纵控制旋翼轴的倾转，以 实现不同飞机模式的功能。
飞行控制研究
性能分析
飞行器主要飞行模式为固定 翼巡航飞行。固定翼模式的 飞机各项 参数决定了飞机 的飞行性能，主要验证固定 翼模式下的飞行性能。
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操纵方法分析
动力系统的设计
整个任务过程可分为垂直起降阶段、 垂直起降飞机的动力系统必须能兼顾巡航性能和悬停性能 。 悬停
前飞巡航阶段和倾转过渡阶段，， 性能决定了飞机是否能够正常起飞落 ， 因此需要首先设计飞机的
总体来讲倾转旋翼无人机具有三种飞行模式：悬停/小速度前飞 的直升机（或多旋翼）飞行模式，巡航和高速前飞的固定翼飞 机飞行模式以及从直升机（或多旋翼）模式向固定翼飞机模式 转换的过渡飞行模式。过渡飞行模式是倾转旋翼技术的关键所 在。在不同飞行模式转换的过程中，旋翼的流场与尾迹都很复 杂，加之桨叶非正常变化的气动力直接影响飞行器的平衡和操 纵，使快速转换、平稳过渡成为难点。
倾转四旋翼无人机直升机模式控制方法
倾转四旋翼无人机直升机模式控制方法作者：孙立志来源：《无人机》2019年第03期随着无人机技术日趋先进，融合无人直升机和固定翼无人机优点的无人机型应运而生。
其中，倾转四旋翼无人机兼具可垂直起降、载重量大及巡航速度高等特点的无，是极具发展潜力的新型无人机种。
采用经典力学理论，对倾转四旋翼无人机进行了力学分析，建立了直升机模式下的模型，得出了其质心运动的动力学方程;确定了在直升机模式下的姿态和位置控制方法，设计了倾转四旋翼无人机各个控制回路的控制结构和控制律。
倾转四旋翼无人机具有可以倾转的旋翼，同时有水平固定机翼，因此在巡航速度、有效载荷上更加突出，在军事和商业方面具有广阔的应用前景，是未来无人无人机发展的一个重要方向。
倾转旋翼机的控制方式主要有两种，一种是直升机控制模式，另一种是固定翼无人机控制模式。
其飞行过程如下，无人机首先在直升机模式下垂直起飞达到一定高度;接着进入过渡飞行阶段，短舱发生倾转，旋翼回转面由平行于机身纵轴逐渐倾转至垂直于机身纵轴，在该阶段，旋翼逐渐转换为提供推力，而升力则由固定翼提供;完成旋翼倾转后，无人机进入平飞模式，以固定翼模式巡航飞行。
在垂直起降的过程中可以按照直升机控制方法来控制，通过改变旋翼的拉力矢量来改变飞行状态;在平飞阶段主要采用固定翼无人机控制模式，通过控制气动舵面的来控制飞行状态。
倾转四旋翼无人机力学模型坐标轴系的定义为便于对倾转四旋翼无人机进行力学分析，需要分别建立机体坐标系和地理坐标系如图1所示。
式中，θ为俯仰角，φ为横滚角，ψ为偏航角。
倾转四旋翼无人机直升机模式下的力学建模利用经典力学对倾转四旋翼无人机进行力学分析，进行以下假设以简化分析：（1）将倾转四旋翼无人机视为刚体，且质量是常数;（2）假设地面为惯性参考系;（3）忽略地球曲率，视地面为平面;（4）假设重力加速度不随飞行高度变化而变化。
由于在直升机模式下前飞速度较慢，气动舵对无人机的受力影响很小，故无人机主要受到旋翼拉力T和重力G的作用。
一种小型倾转旋翼无人机的建模与仿真
《自动化技术与应用》2021年第40卷第2期辨识建模与仿真Identification Modeling and Simulation一种小型倾转旋翼无人机的建模与仿真黄潇，陈宏，巩伟杰(深圳大学机电与控制工程学院，广东深圳518060)摘要：传统无人机多为四旋翼无人机和固定翼无人机,现设计一种小型可倾转旋翼无人机，可实现垂直起降与悬停,并能在空中高速巡航。
建立该无人机的动力学模型，对该无人机的旋翼飞行模式,设计了基于滑模控制(Sliding Mode Control)的姿态控制器和位置控制器，并通过Matlab仿真和传统的PID算法进行比较验证。
仿真结果表明:基于滑模鲁棒控制的无人机，其姿态收敛过程和位置收敛过程都远快于传统控制方法。
关键词：可倾转旋翼;动力学模型;滑模控制；Matlab仿真中图分类号:TP273；V212.4文献标识码:A文章编号：1003-7241(2021)002-0104-05Modeling and Simulaton of a Small Scale Tilt-Rotor UAVHUANG Xiao,CHEN Hong,GONG Wei-jie(School of Mechanical and Control Engineering,Shenzhen University,Shenzhen518060China)Abstract:Traditional UAV are mostly quad rotor UAV and fixed wing UAV.A small scale tilt-rotor UAV is designed to achieve vertical takeoff and landing and hovering,and can cruise at high speed in the air.The dynamic model of the UAV is established.The attitude control and position controller based on the sliding mode robust control are designed for the tilting transition state of the UAV.The matlab simulation and the traditional pid algorithm are compared and verified.The simulation results show that the attitude convergence process and position convergence process of UAV based on sliding mode robust control are much faster than the traditional control method.Key words:tilt-rotor UAV;sliding mode control;dynamic model1引言随着科技的发展，无人机已经广泛运用到诸多领域。
倾转旋翼机的设计原理及其发展应用
倾转旋翼机的设计原理及其发展应用摘要：随着现代科学及军事力量的发展，人们对飞行器机动性及续航能力的需求日益增长。
倾转旋翼机的出现，弥补了已有直升机的续航能力及固定翼飞机机动性的不足。
倾转旋翼机作为特种机型，融合了直升机和固定翼飞行器的性能特点，能满足对特种作战、中长距离运输、物流等方面的需求，具有重要研究意义。
关键词：倾转旋翼机；设计原理；发展应用倾转旋翼机是兼有直升机和固定翼飞机优点的飞行器，具有直升机垂直起降的特点，同时又有固定翼飞机飞行速度快的特点；倾转旋翼是直升机旋翼和固定翼飞机螺旋桨的综合和折衷，旋翼直径、桨叶的翼型及负扭转的确定和选择既要满足直升机模式的要求，又要满足飞机模式的要求。
由于倾转旋翼机可以实现直升机和固定翼飞机之间的模式转换，所以其扩大了直升机与固定翼飞机的速度包线。
与有人倾转旋翼机相比，无人倾转旋翼机的发展起步较晚，但是，随着现代电子技术和控制理论的迅速发展，无人倾转旋翼机也得到了巨大的进步。
同时，由于无人倾转旋翼机具有无人员伤亡风险等优势，使其在军民领域都具有广阔的应用前景。
因此，对于无人倾转旋翼机的研究具有十分重要的意义。
一、倾转旋翼机发展现状倾转旋翼机概念的最早提出大约是在二十世纪三十年代左右，但直至1947年，由Transcendental公司研指的Model1-G倾转旋翼机才实现首飞，这也是世界上第一架成功完成飞行试验的倾转旋翼机，但是由于后期飞行中的坠机事故，该项目最终被中止。
倾转旋翼原理样机XV-3首次完成了垂直起降的试飞工作，该原理试验机在机翼两端分别安装有一套可以倾转的旋翼短舱系统，并通过倾转机构驱动旋翼短舱系统的转动。
1958年XV-3倾转旋翼机在试飞时成功实现了直升机模式与固定翼模式的转换。
该试验的成功，不仅表明倾转旋翼机概念的可行性，也为未来的研究和发展提供了坚实的技术基础，是倾转旋翼机发展历程中的重要里程碑。
倾转旋翼机是一种兼具直升机和固定翼飞机性能的混合机型。
无人倾转旋翼机飞行力学建模与姿态控制技术研究
无人倾转旋翼机飞行力学建模与姿态控制技术研究一、本文概述随着无人驾驶技术的快速发展，无人倾转旋翼机作为一种新型的飞行器，在军事侦察、民用救援、环境监测等领域展现出巨大的应用潜力。
本文旨在深入研究无人倾转旋翼机的飞行动力学建模与姿态控制技术，以提高其飞行性能、安全性和任务执行效率。
本文将首先介绍无人倾转旋翼机的结构特点和工作原理，分析其飞行动力学特性。
在此基础上，建立无人倾转旋翼机的飞行动力学模型，该模型将包括飞行器的运动方程、动力学方程以及约束条件等。
通过该模型，可以全面描述无人倾转旋翼机的飞行状态，为后续的姿态控制技术研究提供基础。
随后，本文将重点研究无人倾转旋翼机的姿态控制技术。
分析无人倾转旋翼机在飞行过程中面临的姿态控制问题，如飞行稳定性、抗风干扰等。
设计相应的姿态控制算法，如PID控制、模糊控制、神经网络控制等，以提高无人倾转旋翼机的姿态控制精度和稳定性。
同时，还将探讨如何结合无人倾转旋翼机的飞行动力学模型，对姿态控制算法进行优化和改进，以进一步提升其飞行性能。
本文将通过仿真实验和实地飞行测试，对所建立的飞行动力学模型和设计的姿态控制算法进行验证和评估。
通过对比分析实验结果，评估无人倾转旋翼机的飞行性能和姿态控制效果，为进一步优化设计和实际应用提供有力支持。
本文旨在通过深入研究无人倾转旋翼机的飞行动力学建模与姿态控制技术，为其在实际应用中的性能提升和安全保障提供理论支持和技术指导。
二、无人倾转旋翼机概述无人倾转旋翼机是一种独特的垂直起降（VTOL）飞行器，结合了固定翼飞机和直升机的优点，能够在垂直起降和高速飞行之间实现无缝切换。
这种飞行器通过改变旋翼的倾转角度，实现从垂直起降到水平飞行的过渡，反之亦然。
这种灵活性使得无人倾转旋翼机在军事侦察、民用救援、环境监测、农业喷洒等众多领域具有广阔的应用前景。
无人倾转旋翼机的设计和控制比传统固定翼飞机或直升机更为复杂。
它需要在保证垂直起降的稳定性和安全性的同时，还要确保在高速飞行时的性能。
小型倾转旋翼无人机建模与仿真文献翻译
旋翼器无人机有两个螺旋桨，位于机身的两侧。每个螺旋桨都有一个发电机， 倾斜角 Bθ1，2（度），根据机身和转速 n1,2（RPM），均为独立可控变量。其中一个螺 旋桨顺时针转动，而另一个螺旋桨逆时针转动，以平衡螺旋桨产生的力矩。
螺旋桨机翼的空速和攻角都是根据机翼模型计算出来的，并增加了角位置， 转速和流入风速的影响，如图 7 所示。
在这项研究中，我们的目标是确定一个小型倾转旋翼无人机的初步概念设计，
1
北京理工大学本科生毕业设计（文献翻译）
验证其动力学要求，并确定一个可实现模型的控制策略和要求。飞机的几何设计 是通过单独建模所有组件，然后将它们组合在一起，以形成完整的飞机模型。空 气动力学模型基于几何模型，用于模拟飞行中的飞机，以获得使用叶片元素产生 的力和力矩 2，为封装整个飞行包线的导航状态计算配平点。分析和利用数值线 性化技术，得到了修剪点附近的线性化状态空间模型。利用线性化模型，研究了 飞机的稳定特性。设计了一个最优跟踪控制器 3，能够对倾转旋翼无人机进行全 飞行包线控制。增益调度方法实现微调点之间的转换通过。
8
北京理工大学本科生毕业设计（文献翻译）
LHS=RHS
然后，修剪条件要求满足等式 LHS=RHS。水平飞行的修剪算法首先是将横向变 量分配为零，并根据导航变量初始化纵向变量。通过计算，粗略地确定了机身螺 距角、螺旋桨倾斜，和螺旋桨角速度的可行搜索区域 RHS。然后，使用 GPS9 进行更好的搜索（详见第 3.3.4 节）。最终，根据修剪算法（图 8）计算修剪点的 空气动力学变量的值，其中下标“e”表示平衡。
其中，NB 是叶片的数量，PRIPR（kgm2）为螺旋桨的惯性张量，PRRAF 为变换矩 阵，rroot(m)为叶片根长度，Re=0：95rtip(m)为具有叶片损失系数的有效叶片跨度。
倾转旋翼无人机介绍及应用现状分析
倾转旋翼无人机介绍及应用现状分析无人直升机可以垂直起降不受场地限制，但是续航时间和速度却相对受限。
固定翼无人机续航时间长、速度高但却需要起飞跑道。
自上个世纪，技术人员就开始在二者之间不断探索，旨在寻找一种既可以垂直起降又能保障高航速和长航时的整合型技术。
上世纪末，倾转旋翼无人机技术应运而生。
倾转旋翼无人机结合了直升机机和固定翼的优点，既有旋翼又有固定机翼，而且旋翼可以从垂直位置转向水平位或者从水平位置转到垂直位置，因此这种无人机兼具垂直/短距离起降和高速巡航的特点。
目前从世界范围来看，倾转旋翼技术还处于起步阶段，只有少数国家技术相对成熟。
领跑全球：美国和以色列倾旋翼无人机技术世界领先最具代表性的倾转旋翼无人机当属美国的“鹰眼”无人机。
该无人机由美国贝尔公司研制，于2006年进入海军现役，主要用于执行侦察、监视、搜索、战损评估、通信中继和电子对抗等操作。
“鹰眼”由复合材料制造，机身结构紧凑，整体呈扁豆型，具有防腐蚀、防霉菌和防盐雾的能力。
机体由前机身、中机身、尾机身、机翼襟副翼和短舱组成，而且机体大部分可以拆卸，便于运输和维护。
该无人机最为显著的特点就是其旋翼可以倾转。
无人机起飞和着陆时，旋翼轴处于垂直状态，因此可以保障无人机的垂直起降。
成功飞机后，旋翼轴会转变为水平状态，使无人机由直升机模式成功过渡到飞行模式。
“鹰眼”无人机长18英尺3英寸（约5.56米）、翼展24英尺2英寸（约7.37米）、高6英尺2英寸（约1.88米）。
空机质量为590千克，整机总重2250千克。
该无人机最大航行速度达到225英里/小时（约360千米/小时），续航时间6小时，最高可飞至6096米。
与固定翼无人机相比，“鹰眼”可垂直起降、空中悬停、操作灵活。
与无人直升机相比，“鹰眼”巡航速度快、航时长、飞行包线大。
以色列无人机在全球一直处于领先地位，在倾转旋翼技术领域亦不逊色。
在2010年，以色列航空工业公司（IAI）研发的“黑豹”（panther）正式亮相。
倾转变形四旋翼飞行器的设计和实现
第３２卷第１６期中国机械工程V o l ．３２㊀N o ．１６２０２１年８月C H I N A M E C HA N I C A LE N G I N E E R I N Gp p．１９３０Ｇ１９３６倾转变形四旋翼飞行器的设计和实现刘彦伟㊀潘㊀豪㊀刘三娃㊀李淑娟㊀李㊀言西安理工大学机械与精密仪器工程学院,西安,７１００４８摘要:针对灾难搜救㊁军事侦察等应用中的狭窄空间飞行需求,提出一种俯仰姿态可以独立控制的四旋翼飞行器.该飞行器在普通四旋翼飞行器的基础上增加了一个倾转自由度,由一个驱动来独立控制飞行器的俯仰姿态,实现指定倾转角的悬停和飞行.建立了飞行器气动力仿真模型,仿真分析了倾转状态下旋翼间气流干扰对气动力特性的影响.搭建了气动力特性测试平台,通过实验验证了气动力仿真模型的有效性.最后,研制了飞行器原理样机,进行了倾转悬停和倾转飞行实验.研究结果表明,飞行器可以实现接近９０ʎ的倾转悬停,同时可以以倾转６０ʎ的俯仰姿态稳定飞行,验证了倾转变形四旋翼飞行器穿越狭窄空间的可行性.关键词:四旋翼飞行器;倾转变形;狭窄空间飞行;气动力特性中图分类号:V ２７９D O I :１０．３９６９/j．i s s n ．１００４ １３２X．２０２１．１６．００５开放科学(资源服务)标识码(O S I D ):D e s i g na n d I m pl e m e n t a t i o no f aT i l t Ｇd e f o r m a b l e Q u a d r o t o r L I U Y a n w e i ㊀P A N H a o ㊀L I US a n w a ㊀L I S h u ju a n ㊀L IY a n S c h o o l o fM e c h a n i c a l a n dP r e c i s i o n I n s t r u m e n tE n g i n e e r i n g ,X i a nU n i v e r s i t y o fT e c h n o l o g y,X i a n ,７１００４８A b s t r a c t :T om e e t t h e n e e d s o f n a r r o ws p a c e f l i g h t i n d i s a s t e r r e s c u e a n dm i l i t a r yr e c o n n a i s s a n c e ,a q u a d r o t o rw i t hi n d e p e n d e n t p i t c ha t t i t u d ec o n t r o lw a s p r o p o s e d ．At i l t i n g d e gr e eo f f r e e d o m w a s a d d e do n t h e o r d i n a r y q u a d r o t o r ,a n du s i n g o n l y o n e s e r v om o t o r ,t h e q u a d r o t o r s p i t c h a t t i t u d e c o u l d b e c o n t r o l l e d i n d e p e n d e n t l y ,s o t h a t i tm i g h t h o v e r a n d f l y w i t h i n a s pe c if i e d p i t c h a t t i t u d e ．T h e a e r o Ｇd yn a m i c s s i m u l a t i o nm o d e l o f t h e q u a d r o t o rw a s e s t a b l i s h e d ,a n d t h e i n f l u e n c e s o f a i r f l o w i n t e r f e r e n c e a m o n g r o t o r s o n a e r o d y n a m i c s c h a r a c t e r i s t i c s i n t i l t i n g s t a t e sw a s s i m u l a t e d a n d a n a l y z e d ．At e s t pl a t Ｇf o r mf o r a e r o d y n a m i c s c h a r a c t e r i s t i c sw a s b u i l t ,a n d t h e e f f e c t i v e n e s s o f t h e a e r o d yn a m i c s s i m u l a t i o n m o d e lw a s v e r i f i e db y t h e t e s t s ．F i n a l l y ,a p r o t o t y p eo f t h e q u a d r o t o rw a sd e v e l o p e d ,a n d t h e t i l t i n gh o v e r a n d t i l t i n g f l i g h t e x p e r i m e n t sw e r e c a r r i e do u t ．T h ee x pe r i m e n t a l r e s u l t sd e m o n s t r a t e t h a t t h e q u a d r o t o r i s a b l e t oh o v e rw i t ha p i t c h i n g a n g l en e a r l y ９０ʎ,a n di t m a y a c h i e v es t a b l ef l i gh tw i t ha p i t c h i n g a n g l e o f ６０ʎ,w h i c hv e r i f y t h e f e a s i b i l i t y o f t h e t i l t Ｇd e f o r m a b l e q u a d r o t o r t o f l y t h r o u ght h e n a r r o ws pa c e s ．K e y wo r d s :q u a d r o t o r ;t i l t Ｇd e f o r m a t i o n ;n a r r o ws p a c e f l i g h t ;a e r o d y n a m i c s c h a r a c t e r i s t i c s 收稿日期:２０２１０４１５基金项目:陕西省自然科学基础研究计划(２０１８J Q ５０６２);中国博士后科学基金(２０１８M ６４３６９５)０㊀引言近年来,四旋翼飞行器由于其垂直起降㊁操作简单㊁机动性高等优点而被广泛应用于航拍㊁植保㊁灾区搜救等领域.常规四旋翼飞行器的旋翼对称分布在机身的四周[１],是一类多输入多输出㊁强耦合的欠驱动系统,这种特性迫使飞行器的位置与姿态高度耦合,无法独立控制飞行器的位置与姿态.灾难搜救和军事侦察等应用场景中经常需要面对狭窄缝隙等复杂的内部空间,常规四旋翼无人机的强耦合特性限制了其在地震等灾难现场复杂飞行环境的应用[２].近年来,国内外研究人员开始研究可变形飞行器,希望通过增加飞行器的自由度来提高其环境适应性.B A D R 等[３]通过为旋翼增加四个额外的旋转自由度,在仿真系统中实现了飞行器以倾转变形姿态的悬停和飞行.R Y L L 等[４]提出了一种超驱动四旋翼飞行器,通过在旋翼机臂末端配置倾转电机,实现空间六自由度姿态的完全可控,但其倾斜角度范围相对较小.S E G U I ＧG A S C O等[５]提出了一种双轴倾转四旋翼飞行器策略,利用多个伺服电机控制旋翼的旋转和倾斜,但飞行过程中需要依赖复杂的控制方法,且飞行效率较低.K AWA S A K I 等[６]提出了一种共轴双旋翼结构,将四个旋翼分成两个模块,分别由一个电机驱０３９１ Copyright©博看网 . All Rights Reserved.动倾转.S A K A G U C H I等[７]研制了一种平行连杆结构四旋翼飞行器,飞行器由倾斜框架和主体组成,使用一个伺服电机控制主体结构在俯仰方向倾斜,其变形能力为连杆机构所限制.D E SＧB I E Z等[８]提出了一种可折叠四旋翼飞行器,飞行器呈剪刀形状,可以在飞行过程中由伺服电机驱动的剪刀叉关节实现平面变形,其变形能力受到旋翼的限制.F A L A N G A等[９]设计的可变形四旋翼由四个可以围绕主体折叠的臂组成,由额外的四个伺服电机驱动变形,可以以不对称形态稳定飞行,但机械系统的结构较复杂.B U C K I 等[１０]提出一种被动变形的四旋翼飞行器,飞行器臂和中心体之间以弹性铰链代替刚性连接,当旋翼产生低推力时,四个机臂在惯性的作用下向下折叠,从而飞行器可以以很小的尺寸穿过狭窄空间,但是飞行器在该状态下处于失稳状态,只能实现瞬间飞行.D E R R O U A O U I等[１１]提出了一种非常规四旋翼飞行器设计,四个机臂可以在一个平面内转动和伸缩,其尺寸减小能力为旋翼所限制.K UMA R等[１２]提出了一种新型四旋翼飞行器概念设计,机臂可以沿轴向滑动进而改变升力与飞行器重心的相对位置,提供操控的灵活度,其整体尺寸不会减小.李斌斌等[１３]提出一种正四面体结构的四旋翼飞行器,通过为每个旋翼增加一个倾转自由度来实现全向飞行,其整体尺寸受到四面体结构的限制而难以减小.本文针对狭窄空间飞行的需求,提出了一种俯仰姿态可以独立控制的四旋翼飞行器.该飞行器由一个舵机驱动四个旋翼同步倾转运动,即驱动飞行器改变俯仰姿态,可以实现以俯仰的姿态悬停和飞行.１㊀飞行器结构本文提出的飞行器总体呈 H 形,四个旋翼分为两组分别安装在两个机臂上,机臂可绕各自轴线转动.飞行器原理样机见图１.总体尺寸为１５８mmˑ１７０mmˑ５９mm,整机起飞质量为１２５g.如图２所示,飞行器由１个舵机(H i t e c H SＧ５０３５H D)通过带传动机构同步倾转四个旋翼和I MU模块,从而实现飞行器俯仰姿态的独立控制.图中,O A x A y A z㊁O B x B y B z分别为I MU模块坐标系和机架坐标系,倾转角θt定义为A z轴和B z轴之间的夹角,即舵机驱动旋翼和I MU模块相对机架旋转的角度.该飞行器可以通过倾转变形改变自身的俯仰姿态,从而以俯仰姿态穿越狭窄空间.如图３所图１㊀倾转变形四旋翼样机F i g．１㊀T h e p r o t o t y p e o f t i l tＧd e f o r m a b l e q u a d r o t or图２㊀同步倾转机构F i g．２㊀S y n c h r o n o u s t i l t i n g m e c h a n i s m示,飞行器穿越狭窄空间的过程主要分为接近过程㊁倾转变形过程和恢复过程三个阶段.首先飞行器以正常飞行姿态飞行接近狭窄空间,然后控制飞行器倾转变形,以俯仰姿态穿越狭窄空间,最后恢复正常飞行姿态.飞行器在倾转变形过程中,机架以飞行器质心为原点旋转,四个旋翼与地面保持平行,飞行器倾转变形后,其横向尺寸减小.同时,飞行器I MU模块与旋翼同步倾转,降低了控制算法的复杂性.如图４所示,飞行器舵机驱动四个旋翼倾转运动θt角度后,机臂之间的横向尺寸为Δ＝L c o sθt(１)式中,θtɪ[０ʎ,９０ʎ);L为两个机臂之间的距离.图３㊀飞行器倾转变形穿越狭窄空间动作示意图F i g．３㊀S c h e m a t i c d i a g r a mo f t h e a i r c r a f t t i l t i n g a n dd e f o r m i n g t h r o u g h t h e n a r r o ws p a c e倾转角度越大,机臂间的横向尺寸越小,越有利于穿越狭窄空间.在倾转角度为９０ʎ时,飞行器处于不稳定状态,所以倾转角度应小于９０ʎ.１３９１倾转变形四旋翼飞行器的设计和实现 刘彦伟㊀潘㊀豪㊀刘三娃等Copyright©博看网 . All Rights Reserved.图４㊀机臂横向尺寸示意图F i g．４㊀D i a g r a mo f t h e h o r i z o n t a l s i z e b e t w e e na r m s ２㊀气动特性分析倾转变形四旋翼飞行器在倾转变形后,旋翼之间会产生气流干扰.随着飞行器倾转角度的增大,旋翼间的气流干扰越来越严重,在飞行器倾转９０ʎ的极限状态下,上下旋翼处于共轴状态,气流的影响最大,会影响飞行器的升力特性.在设计倾转变形四旋翼飞行器时必须要考虑旋翼间的气流干扰对气动力特性的影响.旋翼产生的流体场运动特征基本遵循纳维斯托克斯方程(N a v i e rＧS t o k e s e q u a t i o n s)[１４],考虑倾转过程中多旋翼气动干扰的复杂性,利用计算流体力学(c o m p u t aＧt i o n a l f l u i dd y n a m i c s,C F D)进行模拟计算[１５Ｇ１６],并通过试验验证模型准确性.２．１㊀气动力特性分析为了验证设计的合理性,对该飞行器倾转变形过程进行气动力特性分析.由于飞行器旋翼对称分布,同时为了节约计算成本,提高计算效率,仿真分析模型选为双旋翼模型,模型分析示意图见图５,其中两个旋翼转向相反.双旋翼模型计算域和流场网格划分如图６所示,计算区域由两个内部旋转域和一个外部静态域组成.仿真模型中,两个旋翼的转速均设置为５０００r/m i n,倾转角度为[０ʎ,９０ʎ].为了分析倾转角度对旋翼升力和扭矩的影响,采用微分的思想将飞行器的倾转过程分割成一系列的稳定悬停状态来进行仿真计算,倾转角度每隔７．５ʎ仿真计算一次.(a)飞行器三维模型㊀㊀(b)双旋翼模型分析示意图图５㊀双旋翼模型分析示意图F i g．５㊀S c h e m a t i c d i a g r a mo f d o u b l eＧr o t o rm o d e l a n a l y s i s㊀㊀(a)双旋翼计算域㊀㊀㊀㊀(b)双旋翼流场网格图６㊀双旋翼计算域和流场网格F i g．６㊀D o u b l eＧr o t o rm o d e l c a l c u l a t i o nd o m a i na n df l o wf i e l dg r i d图７所示为两个旋翼产生的扭矩仿真结果.倾转角度为０ʎ时,两个旋翼产出的扭矩方向相反㊁大小相等.随着倾转角度增大,两个旋翼产生的扭矩基本不变.图８所示为两个旋翼产生的升力仿真结果.当倾转角度为０ʎ时,两个旋翼产生的升力相等,均为０．４８N.随着机架倾转角度的增加,位于下方位置的１号旋翼的升力逐渐减小,位于上方位置的２号旋翼的升力基本保持不变.当倾斜角度为５２．５ʎ时,位于下方位置的１号旋翼的升力损失骤增,当倾斜角度为９０ʎ时,１号旋翼升力最小,约为０．３８N,损失达到峰值,升力损失最大为０．１０N,升力损失比为２１％,但升力仍然大于飞行器悬停时单个旋翼需要提供的升力(０．３２N).图７㊀双旋翼扭矩仿真结果F i g．７㊀D o u b l eＧr o t o r t o r q u e s i m u l a t i o n r e s u l ts图８㊀双旋翼升力仿真结果F i g．８㊀D o u b l eＧr o t o r l i f t f o r c e s i m u l a t i o n r e s u l t s为进一步分析升力损失原因,分析了不同倾转角度下双旋翼产生的流场分布.图９a为径向图,图９b为轴向图.旋翼将上表面的空气加速后２３９１中国机械工程第３２卷第１６期２０２１年８月下半月Copyright©博看网 . All Rights Reserved.流入下表面,形成压力差,为飞行器提供升力.当机架倾转角度为０ʎ时,１号和２号旋翼的流场在竖直方向上几乎没有重叠部分,两个旋翼都能聚集周围的空气,所以旋翼产生的气流互相扰动小,升力几乎没有损失.当倾转角度为３０ʎ时,两个旋翼的流场开始发生重叠,位于上方的２号旋翼产生的气流开始干扰位于下方的１号旋翼,同时,２号旋翼上方的高速气流分配区域相对较大,增加了气流流入量,从而增加了升力,造成位于下方的１号旋翼升力相对减小,随着机架倾转角度的增大,两个旋翼流场的重叠面积也逐渐增加,１号旋翼的升力损失也越来越严重.当倾转角度达到６０ʎ时,两个旋翼的气流重叠明显,气动干扰明显,造成位于下方旋翼的升力损失骤增,当倾转角度为９０ʎ时,两个旋翼之间的气动干扰最强烈,此时,１号旋翼的升力损失达到最大.(a)流场分布径向图(b)流场分布轴向图图９㊀悬停状态下不同倾转角度的流场F i g．９㊀F l o wf i e l dw i t hd i f f e r e n t t i l t a n g l e s i nh o v e r i n g s t a t e由仿真结果可知,飞行器的倾转变形对旋翼的扭矩几乎没有影响,对位于上方位置旋翼的升力影响也很小,对位于下方位置旋翼的升力影响较大,最终造成了飞行器整体升力的损失,倾转角度为９０ʎ时,飞行器总升力损失达到最大,约为０．２N.综上所述,机架倾转时,上下旋翼存在气动干扰,升力损失主要由处于空间位置下方的旋翼造成,这是因为处于上方的旋翼聚集的气流加速后会流向下方的旋翼,对下方的旋翼产生干扰,造成位于下方旋翼的升力损失.飞行器倾转角度为９０ʎ时,四个旋翼能够提供的总升力为１．７２N,大于飞行器的起飞重力(１．２５N),飞行器可以正常起飞.２．２㊀倾转旋翼升力测试为了验证仿真结果的正确性,搭建了图１０所示的双旋翼倾转实验平台,测试倾转状态下旋翼的升力.实验通过非接触式激光测速仪测量旋翼的转速;由S型拉力传感器(型号为J L B SＧM２Ｇ０．５k g)测量旋翼产生的升力;N I多功能数据采集卡(型号为U S BＧ６００２)同时采集两个旋翼的升力信号,并利用D A Q E x p r e s s数据采集系统对N I采集卡上的信息进行记录和处理.图１０㊀倾转旋翼升力测试装置F i g．１０㊀T i l t r o t o r l i f t f o r c e t e s t d e v i c e实验时,以激光测速仪测量的旋翼转速作为反馈调整电机的输入电压,将两个旋翼的转速调整为５０００r/m i n.根据图４所示上下旋翼的空间位置关系,确定不同倾转角度下两个旋翼的横向距离与垂向距离.倾转角度间隔７．５ʎ测量一组,每组重复测量五次取平均值.不同倾转角度下两个旋翼的升力测量结果与仿真结果对比分别如表１和表２所示.旋翼的升力实验结果总体来说较仿真结果偏小,这是因为仿真模型中气流不会受到其他障碍物的干扰,而在实验中气流会受到实验装置的干扰.图１１为位于上方的２号旋翼升力实验结果与仿真结果对比分析图.位于上方的２号旋翼升力随倾转角度的增大变化较小,升力值比较稳定,与仿真结果一致,仿真结果与实验结果之间的绝对误差较小,最大值误差为０．０２６N.图１２为位于下方的１号旋翼的仿真与实验结果对比分析图.位于下方的１号旋翼的升力随倾转角度的增大逐渐减小,与仿３３９１倾转变形四旋翼飞行器的设计和实现 刘彦伟㊀潘㊀豪㊀刘三娃等Copyright©博看网 . All Rights Reserved.真结果趋势一致,实验结果与仿真结果的最大误差为０．０８７N .在倾转角度达到６０ʎ时,位于下方的１号旋翼升力的实验结果与仿真结果均发生骤降,而实验结果中升力损失更加严重,这是因为安装２号旋翼的支架结构会造成１号旋翼的升力损失.表１㊀２号旋翼升力实验结果与仿真结果对比T a b ．１㊀C o m pa r i s o no f t e s t r e s u l t s a n d s i m u l a t i o n r e s u l t s o fN o ．２r o t o r s l i f t f o r c e倾转角度(ʎ)２号旋翼升力实验值(N )仿真值(N )绝对误差(N )相对误差(％)００．４８２０．４７９０．００３０．６２７．５０．４７４０．４７９０．００５１．０５１５．００．４８１０．４７７０．００４０．８３２２．５０．４８６０．４７８０．００８１．６４３０．００．４８１０．４７９０．００２０．４１３７．５０．４７３０．４８００．００７１．４８４５．００．４８６０．４７８０．００８１．６４５２．５０．４６８０．４７８０．０１０２．１３６０．００．４８５０．４７５０．０１０２．０６６７．５０．４５６０．４７４０．０１８３．９５７５．００．４６９０．４７８０．００９１．９２８２．５０．４７５０．４７９０．００４０．８４９０．００．４５６０．４８２０．０２６５．７０表２㊀１号旋翼升力实验结果与仿真结果对比T a b ．２㊀C o m pa r i s o no f t e s t r e s u l t s a n d s i m u l a t i o n r e s u l t s o fN o ．１r o t o r s l i f t f o r c e倾转角度(ʎ)１号旋翼升力实验值(N )仿真值(N )绝对误差(N )相对误差(％)００．４６７０．４８００．０１３２．７８７．５０．４６１０．４８４０．０２３４．８９１５．００．４６４０．４７９０．０１５３．２３２２．５０．４７００．４７６０．００６１．２７３０．００．４６５０．４７３０．００８１．７２３７．５０．４５９０．４６８０．００９１．９６４５．００．４３６０．４６４０．０２８６．４２５２．５０．４２６０．４６２０．０３６８．４５６０．００．３７７０．４３８０．０６１１６．１８６７．５０．３５５０．４２５０．０７０１９．７１７５．００．３１９０．３９６０．０７７２４．１３８２．５０．２９６０．３８８０．０９２３１．０８９０．００．２８９０．３７６０．０８７３０．１０图１１㊀２号旋翼升力实验结果与仿真结果F i g ．１１㊀S i m u l a t e da n d e x pe r i m e n t a l r e s u l t s of t h e N o ．２r o t o r l i f t f o r c e㊀㊀图１３为双旋翼总升力对比曲线.总升力的仿真结果和实验结果在倾转过程中都随着倾转角度的增大而减小,倾转９０ʎ时,升力损失最大,仿图１２㊀１号旋翼升力实验结果与仿真结果F i g ．１２㊀S i m u l a t e da n d e x pe r i m e n t a l r e s u l t s of t h e N o ．１r o t o r l i f t f o r c e图１３㊀双旋翼总升力实验结果与仿真结果F i g ．１３㊀S i m u l a t e da n d e x pe r i m e n t a l r e s u l t s of t h e t o t a l l i f t f o r c e o f t h e d o u b l e r o t o r s真结果为０．１０１N ,升力损失比为１０％,实验结果为０．２０N ,升力损失比２１％.倾转９０ʎ时,飞行器四个旋翼提供最小升力最小,仿真值约为１．７１６N ,实验值约为１．４９N ,均大于飞行器自重１．２５N ,可以为飞行器提供足够的升力,表明该飞行器设计合理有效.对比分析旋翼的实验结果与仿真结果可知,仿真结果与实验结果随倾转角度的变化趋势一致,实验结果相比仿真结果偏小,这是因为实验中旋翼的升力受到了实验装置的干扰.飞行器在倾转９０ʎ的状态下,四个旋翼能够为飞行器飞行提供足够的升力,但倾转角度大于７５ʎ时,位于下方的两个旋翼提供的升力不能平衡飞行器自重的一半,会引起飞行器飞行高度的下降.３㊀飞行实验结果与分析为了验证所述倾转变形四旋翼飞行器设计的可行性,基于上述设计与仿真分析研制了飞行器原理样机(图１).针对倾转变形功能与倾转状态飞行功能开展了实验测试.３．１㊀倾转变形实验在倾转变形实验中,飞行器实现稳定悬停后,控制旋翼转速不变,保持一定高度悬停,缓慢增加４３９１ 中国机械工程第３２卷第１６期２０２１年８月下半月Copyright©博看网 . All Rights Reserved.倾转角度,使其发生倾转变形,每次倾转角度增加５ʎ.图１４所示为飞行器倾转变形过程,飞行器机架俯仰角由０ʎ逐渐变为９０ʎ(图１４a ~f ),然后逐渐恢复为０ʎ(图１４f ~i ).飞行器倾转变形过程中,其机架绕其质心倾转,四个旋翼始终保持平行状态,且平行于地面.在倾转角度较小时,飞行器飞行高度基本不变(图１４a ~d );当倾转角度大于６０ʎ时,飞行器高度开始下降(图１４d ~f ),当倾转角度接近９０ʎ时(图１４f ),飞行高度骤然下降.这与旋翼间的气动干扰相关,当飞行器倾转角θt ＜３０ʎ时,这类小角度倾转悬停时,旋翼之间的气动干扰较小,升力几乎无损失;随着倾转角度的增加,气动干扰开始对旋翼升力造成影响,当倾转角度大于６０ʎ时,升力损失明显,导致飞行高度有所下降,与上一节旋翼气动力实验分析一致,尤其是当倾转角度接近９０ʎ时,飞行器升力损失严重,导致飞行高度骤然下降.实验结果与图１３所示升力分析结果一致,验证了飞行器气动力分析结果的有效性.(a )θt ＝０ʎ㊀㊀㊀㊀(b )θt ＝３０ʎ㊀㊀㊀(c )θt ＝４５ʎ㊀(d )θt ＝６０ʎ㊀㊀㊀㊀(e )θt ＝７５ʎ㊀㊀㊀(f )θt ＝９０ʎ㊀(g )θt ＝５５ʎ㊀㊀㊀㊀(h )θt ＝３０ʎ㊀㊀㊀(i )θt ＝０ʎ图１４㊀倾转变形过程F i g ．１４㊀T i l t i n g de f o r m a t i o n p r o c e s s ３．２㊀倾转飞行实验为了验证飞行器在倾转状态下的飞行能力,对飞行器进行了前后㊁左右飞行实验.图１５所示为飞行器以６０ʎ俯仰角姿态沿＋x 方向飞行动作序列.飞行过程中,飞行器四个旋翼面平行,与地面成微小角度,使旋翼升力产生＋x方向上的力分量,为飞行器沿＋x 方向飞行提供动力.图１６所示为飞行器以６０ʎ俯仰角的姿态沿＋y 方向飞行动作序列.飞行过程中,飞行器四个旋翼面平行,位于外侧的旋翼面略高于位于内侧的旋翼面,使旋翼产生＋y 方向上的力分量,为飞行㊀㊀㊀㊀(a )㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀(b)㊀㊀㊀㊀(c )㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀(d)图１５㊀四旋翼飞行器倾转姿态下向前飞行F i g ．１５㊀F o r w a r d f l i gh t o f t h e q u a d r o t o r u n d e r t i l t i n g at t i t u de ㊀㊀㊀㊀(a )㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀(b )㊀㊀㊀㊀(c )㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀(d)图１６㊀四旋翼飞行器倾转姿态下向外飞行F i g ．１６㊀O u t w a r d f l i gh t o f t h e q u a d r o t o r u n d e r t i l t i n g at t i t u d e 器沿＋y 方向飞行提供动力.该飞行过程与图３所示飞行器以俯仰姿态穿越狭窄缝隙的过程一致,表明该飞行器具备穿越狭窄缝隙的能力.飞行实验结果表明飞行器可以在机架俯仰角度为６０ʎ的状态下稳定飞行,倾转角度较大时飞行高度会下降,实验结果与气动仿真结果一致,验证了双旋翼仿真模型的准确性.４㊀结论本文针对普通四旋翼无人机位置和姿态强耦合导致难以适应狭窄飞行环境的问题,提出了一种倾转变形四旋翼飞行器.该飞行器可以独立控制俯仰姿态,能够以大俯仰角的姿态穿越狭窄缝隙.建立了飞行器气动力仿真模型,分析了倾转姿态下飞行器的气动力特性,并通过实验进一步验证了飞行器在倾转姿态下能够提供足够的升力.研制了倾转变形四旋翼飞行器原理样机,开展了飞行实验,飞行器可以倾转变形为近９０ʎ俯５３９１ 倾转变形四旋翼飞行器的设计和实现刘彦伟㊀潘㊀豪㊀刘三娃等Copyright©博看网 . All Rights Reserved.仰姿态,并且能够以倾转变形为６０ʎ的俯仰姿态稳定飞行.仿真和实验结果验证了本文提出的四旋翼飞行器通过倾转变形穿越狭窄空间的可行性.该飞行器在灾难搜救㊁军事侦察等领域具有广泛的应用前景.参考文献:[１]㊀MA HO N Y R,K UMA R V,C O R K EP．M u l t i r o t o rA e r i a lV e h i c l e s:M o d e l i n g,E s t i m a t i o n,a n dC o n t r o lo fQ u a d r o t o r[J]．I E E E R o b o t i c sa n d A u t o m a t i o nM a g a z i n e,２０１２,１９(３):２０Ｇ３２．[２]㊀E L F E K Y M,E L S HA F E IM,S A I FA W A,e t a l．M o d e l i n g a n dS i m u l a t i o no fQ u a d r o t o r U A V w i t hT i l t i n g R o t o r s[J]．I n t e r n a t i o n a l J o u r n a l o fC o n t r o l,A u t o m a t i o na n dS y s t e m s,２０１６,１４(４):１０４７Ｇ１０５５．[３]㊀B A D RS,M E H R E Z O,K A B E E L A E．A D e s i g n M o d i f i c a t i o n f o r aQ u a d r o t o rU A V:M o d e l i n g,C o nＧt r o la n dI m p l e m e n t a t i o n[J]．A d v a n c e d R o b o t i c s,２０１９,３３(１):１３Ｇ３２．[４]㊀R Y L L M,BÜL T HO F FH H,G I O R D A N OPR．A N o v e l O v e r a c t u a t e d Q u a d r o t o r U A V:M o d e l l i n g,C o n t r o la n d E x p e r i m e n t a l V a l i d a t i o n[J]．I E E ET r a n s a c t i o n so n C o n t r o lS y s t e m s T e c h n o l o g y,I nＧs t i t u t e o f E l e c t r i c a l a n d E l e c t r o n i c s E n g i n e e r s,２０１５,２３(２):５１０Ｇ５５６．[５]㊀S E G U IＧG A S C O P,A LＧR I HA N IY,S H I N HS,e ta l．A N o v e lA c t u a t i o n C o n c e p tf o ra M u l t iR o t o rU A V[J]．J o u r n a l o f I n t e l l i g e n t&R o b o t i c S y s t e m s,２０１４,７４(１):１７３Ｇ１９１．[６]㊀K AWA S A K I K,MO T E G I Y,Z HA O M,e ta l．D u a l C o n n e c t e dB iＧc o p t e rw i t hN e w W a l lT r a c eL oＧc o m o t i o nF e a s i b i l i t y t h a tC a nF l y a tA r b i t r a r y T i l tA n g l e[C]ʊ２０１５I E E E/R S JI n t e r n a t i o n a lC o n f e rＧe n c eo nI n t e l l i g e n t R o b o t sa n d S y s t e m s(I R O S)．P i s c a t a w a y,２０１５:５２４Ｇ５３１．[７]㊀S A K A G U C H IA,T A K I MO T O T,U S H I O T．A N o v e lQ u a d c o p t e rw i t haT i l t i n g F r a m eU s i n g P a rＧa l l e l L i n k M e c h a n i s m[C]ʊ２０１９I n t e r n a t i o n a lC o nＧf e r e n c eo n U n m a n n e d A i r c r a f tS y s t e m s(I C U A S)．A t l a n t a,２０１９:６７４Ｇ６８３．[８]㊀D E S B I E Z A,E X P E R T F,B O Y R O N M,e ta l．XＧM o r f:a C r a s hＧs e p a r a b l e Q u a d r o t o r T h a t M o r f sI t sXＧg e o m e t r y i nF l i g h t[C]ʊ２０１７W o r k s h o p o nR e s e a r c h,E d u c a t i o n a n d D e v e l o p m e n t o f U nＧm a n n e d A e r i a lS y s t e m s(R E DＧU A S)．P i s c a t a w a y,２０１７:２２２Ｇ２２７．[９]㊀F A L A N G A D,K L E B E RK,M I N T C H E VS,e t a l．T h eF o l d a b l e D r o n e:a M o r p h i n g Q u a d r o t o r T h a tC a nS q u e e z e a n dF l y[J]．I E E E R o b o t i c sa n dA u t oＧm a t i o nL e t t e r s,２０１８,４(２):２０９Ｇ２１６．[１０]㊀B U C K IN,MU E L L E R M W．D e s i g na n dC o n t r o l o f aP a s s i v e l y M o r p h i n g Q u a d c o p t e r[C]ʊ２０１９I nＧt e r n a t i o n a lC o n f e r e n c eo n R o b o t i c sa n d A u t o m aＧt i o n(I C R A)．P i s c a t a w a y,２０１９:９１１６Ｇ９１２２．[１１]㊀D E R R O U A O U I SH,B O U Z I DY,G U I A T N IM,e ta l．D e s i g n a n d M o d e l i n g of U n c o n v e n t i o n a lQ u a d r o t o r s[C]ʊ２０２０２８t h M e d i t e r r a n e a nC o n f e rＧe n c e o nC o n t r o l a n d A u t o m a t i o n(M E D)．P i s c a tＧa w a y,２０２０:７２１Ｇ７２６．[１２]㊀K UMA RR,D E S H P A N D EA M,W E L L S J Z,e ta l．F l i g h tC o n t r o l o fS l i d i n g A r m Q u a d c o p t e rw i t hD y n a m i cS t r u c t u r a lP a r a m e t e r s[C]ʊ２０２０IE E E/R S J I n t e r n a t i o n a l C o n f e r e n c e o n I n t e l l i g e n tR o b o t sa n d S y s t e m s(I R O S)．P i s c a t a w a y,２０２０:１３５８Ｇ１３６３．[１３]㊀李斌斌,马磊,孙小通,等．一种多旋翼飞行器的设计及实验验证[J]．机器人,２０２０,４２(３):２５７Ｇ２６６．L IB i n b i n,MA L e i,S U N X i a o t o n g,e t a l．D e s i g na n dE x p e r i m e n t a lV e r i f i c a t i o no f a M u l t i r o t o rA i rＧc r a f t[J]．R o b o t,２０２０,４２(３):２５７Ｇ２６６．[１４]㊀伍咏成,陈自力,季近健．一种倾转四旋翼无人机气动特性研究[J]．兵器装备工程学报,２０２０,４１(３):７８Ｇ８１．WU Y o n g c h e n g,C H E N Z i l i,J I J i n j i a n．Q u a dＧt i l tR o t o rU A V A e r o d y n a m i cC h a r a c t e r i s t i c s[J]．J o u rＧn a l o fO r d n a n c eE q u i p m e n tE n g i n e e r i n g,２０２０,４１(３):７８Ｇ８１．[１５]㊀L E IY a o,WA N G H e n g d a．A e r o d y n a m i cO p t i m iＧz a t i o no f aM i c r oQ u a d r o t o rA i r c r a f tw i t hD i f f e r e n tR o t o rS p a c i n g si n H o v e r[J]．A p p l i e d S c i e n c e s,２０２０,１０(４):１２７２．[１６]㊀Y A N GF e n g b o,X U EX i n y u,Z HA N GL i n g,e t a l．N u m e r i c a lS i m u l a t i o na n d E x p e r i m e n t a lV e r i f i c aＧt i o no nD o w n w a s h A i rF l o wo fS i xＧr o t o rA g r i c u lＧt u r a lU n m a n n e dA e r i a l V e h i c l e i nH o v e r[J]．I n t e rＧn a t i o n a l J o u r n a l o fA g r i c u l t u r a l a n dB i o l o g i c a lE nＧg i n e e r i n g,２０１７,１０(４):４１Ｇ５３．(编辑㊀袁兴玲)作者简介:刘彦伟,男,１９８７年生,讲师.研究方向为机器人仿生设计与制造.EＧm a i l:l i u y w＠x a u t．e d u．c n.６３９１中国机械工程第３２卷第１６期２０２１年８月下半月Copyright©博看网 . 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混合双电源系统倾转旋翼无人机的设计
2019年05月/May.2019 67混合双电源系统倾转旋翼无人机的设计摘要：针对复合翼构型的倾转旋翼无人机的缺点和不足，设计了一种氢锂混合能源倾转旋翼无人机。
文章详细介绍了整体设计、可倾转旋翼动力系统、混合双电源系统和飞行控制系统等内容。
这种无人机克服了现有复合翼构型的倾转旋翼无人机的缺点和不足，具有垂直起降、空中悬停、高速巡航、续航能力增强、载重能力增加、环保的优点。
关键词：倾转旋翼机；氢燃料电池；垂直起降；飞行控制；设计Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａｉｍｉｎｇ ａｔ ｔｈｅ ｓｈｏｒｔｃｏｍｉｎｇｓ ｏｆ ｔｉｌｔ－ｒｏｔｏｒ ＵＡＶ ｗｉｔｈ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｗｉｎｇ ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ， ａ ｌｉｔｈｉｕｍ－ｈｙｄｒｏｇｅｎ ｈｙｂｒｉｄ ｔｉｌｔ－ｒｏｔｏｒ ＵＡＶ ｉｓ ｄｅｓｉｇｎｅｄ． Ｔｈｅ ｏｖｅｒａｌｌ ｄｅｓｉｇｎ， ｔｉｌｔｉｎｇ ｒｏｔｏｒ ｐｏｗｅｒ ｓｙｓｔｅｍ， ｈｙｂｒｉｄ ｄｕａｌ ｐｏｗｅｒ ｓｙｓｔｅｍ ａｎｄ ｆｌｉｇｈｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍ ａｒｅ ｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄ ｉｎ ｄｅｔａｉｌ． Ｔｈｅ ＵＡＶ ｏｖｅｒｃｏｍｅｓ ｔｈｅ ｓｈｏｒｔｃｏｍｉｎｇｓ ｏｆ ｔｈｅ ｔｉｌｔｉｎｇ ｒｏｔｏｒ ＵＡＶ ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｅｘｉｓｔｉｎｇ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｗｉｎｇ ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ． Ｉｔ ｈａｓ ｔｈｅ ａｄｖａｎｔａｇｅｓ ｏｆ ｖｅｒｔｉｃａｌ ｔａｋｅｏｆｆ ａｎｄ ｌａｎｄｉｎｇ， ｈｏｖｅｒｉｎｇ ｉｎ ｔｈｅ ａｉｒ， ｈｉｇｈ ｓｐｅｅｄ ｃｒｕｉｓｅ， ｅｎｈａｎｃｅｄ ｅｎｄｕｒａｎｃｅ， ｉｎｃｒｅａｓｅｄ ｌｏａｄ ｃａｐａｃｉｔｙ ａｎｄ ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔａｌ ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｔｉｌｔ－ｒｏｔｏｒ ａｉｒｃｒａｆｔ； ｈｙｄｒｏｇｅｎ ｆｕｅｌ ｃｅｌｌ； ｖｅｒｔｉｃａｌ ｔａｋｅｏｆｆ ａｎｄ ｌａｎｄｉｎｇ； ｆｌｉｇｈｔ ｃｏｎｔｒｏｌ； ｄｅｓｉｇｎＤｅｓｉｇｎ ｏｆ Ｔｉｌｔｉｎｇ Ｒｏｔｏｒ ＵＡＶ ｗｉｔｈ Ｈｙｂｒｉｄ Ｄｕａｌ Ｐｏｗｅｒ Ｓｕｐｐｌｙ Ｓｙｓｔｅｍ程 欣 杨泽夏 睢辰萌（河北科技大学 石家庄 050018）引言随着无人机技术的发展和经济建设的需要，无人机已经逐渐渗透到多个领域。
倾转旋翼evtol技术原理
倾转旋翼evtol技术原理全文共四篇示例，供读者参考第一篇示例：随着城市化进程的加速和人口密度的增加，交通拥堵和空气污染等问题也日益凸显。
人们对新型、高效、环保的交通工具的需求日益增加。
在这个背景下，倾转旋翼EVTOL技术应运而生，成为人们关注的焦点。
EVTOL全称为Electric Vertical Take-Off and Landing，即电垂直起降。
它是一种采用电力驱动的垂直起降飞行器。
倾转旋翼EVTOL技术是一种新型的垂直起降飞行器，具有垂直起降和水平飞行的双重功能。
其主要特点是具有无人驾驶、节能环保、低噪音和高效率等优点，成为未来城市空中交通的重要发展方向之一。
倾转旋翼EVTOL技术的原理是利用电动机驱动旋翼旋转产生升力，实现飞机的垂直起降；通过改变旋翼的倾斜角度，实现飞机的水平飞行。
在垂直起降时，旋翼处于垂直状态，产生向上的升力；在水平飞行时，旋翼倾斜角度改变，产生向前的推力，使飞机前进。
倾转旋翼EVTOL技术具有垂直起降和水平飞行的双重功能，能够灵活应对城市中狭小的空间和复杂的交通环境。
倾转旋翼EVTOL技术的核心是电动驱动系统，它采用高效、低噪音的电动机作为动力源，通过控制电动机旋转速度和旋翼倾斜角度实现飞机的起降和飞行。
电动驱动系统具有节能环保、运行稳定、维护成本低等优点，成为未来城市空中交通的重要发展方向。
倾转旋翼EVTOL技术还具有无人驾驶的特点，可以通过地面控制中心进行遥控操作，实现自动起降和飞行。
无人驾驶技术可以提高飞行安全性，减少人为操作失误的风险，降低交通事故发生的可能性，是未来城市空中交通发展的重要方向之一。
倾转旋翼EVTOL技术的发展还面临一些挑战，例如电池能量密度不足、续航里程有限、飞行高度受限等问题。
为了克服这些挑战，需要同时发展高效率的电池技术、轻量化结构设计和优化飞行控制算法，提高飞行器的续航里程和飞行性能。
倾转旋翼EVTOL技术是一种新型、高效、环保的空中交通工具，具有巨大的发展潜力。
倾转旋翼飞机 应用场景
倾转旋翼飞机应用场景1.引言1.1 概述倾转旋翼飞机是一种结合了直升机和固定翼飞机特点的新型飞行器。
它通过在机身上安装可倾斜的旋翼，既可以实现垂直起降和悬停的特性，又可以在高速飞行时利用固定翼带来的高效率和较大航程。
倾转旋翼飞机的设计原理基于旋翼和机身之间的相互作用，通过可调整旋翼倾斜角度来改变飞行状态。
在过去的几十年里，倾转旋翼飞机得到了广泛的关注和研究。
它在军事、民用和特殊领域都具有重要的应用价值。
在军事领域，倾转旋翼飞机可以用作侦察、打击和运输等任务，其灵活性和多功能性使得其成为军方的重要选择。
在民用领域，倾转旋翼飞机的垂直起降能力能够克服传统固定翼飞机的起降场地要求，满足特定区域的运输需求。
同时，倾转旋翼飞机还可以应用于应急救援、地质勘探和科学研究等特殊领域。
随着航空技术的不断发展，倾转旋翼飞机正逐渐成为未来飞行器的重要发展方向。
其独特的飞行性能和多功能特点使得其在各个领域都能发挥重要作用。
然而，倾转旋翼飞机的设计与控制依然面临着许多挑战，如飞行稳定性和安全性等方面的问题。
因此，对于倾转旋翼飞机的深入研究和应用场景的探索仍然是一个值得关注的课题。
1.2 文章结构文章结构部分的内容可以包括以下信息：文章结构：本文将围绕倾转旋翼飞机的应用场景展开，共分为引言、正文和结论三个部分。
引言：在引言部分，将对倾转旋翼飞机的概述进行说明，介绍该飞机的基本定义和原理，并说明本文的目的。
正文：正文部分将重点探讨倾转旋翼飞机的应用场景。
首先，将对倾转旋翼飞机的定义和原理进行详细解释，包括其基本构造、工作原理等。
接着，将逐个介绍倾转旋翼飞机的应用场景，包括但不限于以下几个方面：1. 军事应用：倾转旋翼飞机在军事领域具有广泛的应用，如充当无人侦察机、救援运输机、突击武器等，能够快速适应不同任务需求。
2. 民用应用：倾转旋翼飞机在民用领域也有许多应用场景，如消防救援、物流运输、旅游观光等，能够在山区、海域等复杂地形中执行各种任务。
倾转机翼无人机气动设计与分析
1引言垂直起降固定翼无人机是一种新型的无人机，既具有类似多旋翼的垂直起降能力，又具有固定翼的高速巡航能力，在航拍航测、电力巡线、森林灭火等领域均有广泛应用。
倾转机翼无人机是一种特殊的垂直起降固定翼无人机，其能够同时倾转机翼和安装在机翼上的动力装置。
2014年，NASA 研制了一款新型电动倾转机翼无人机GL-10，完成了首飞试验并进行了不断的测试改进，研究人员称其效率能够达到普通直升机的4倍。
本文以GL-10的构型为基础，设计一款采用分布式推进方式倾转机翼无人机。
a.倾转机翼无人机倾转过程b.NASA GL-10倾转机翼无人机图1倾转机翼无人机2无人机气动设计2.1机翼设计①翼载荷。
一般来说，要求机动性好、起飞着陆速度小的飞机，采用小的翼载荷，本项目计划设计的无人机为一款低速无人机重量W =7kg ，巡航飞行速度为V =16.5m/s ，因此翼载荷应选取小值。
经统计重量在10kg 以内、巡航速度小于20m/s 的多款小型无人机的设计参数，取其翼载荷为11kg/m 2。
②机翼面积。
确立了无人机重量及机翼载荷，即可计算求得无人机的机翼面积：S=W W/S=0.63m 2。
③翼展。
翼展为机翼的总长度，考虑机翼拆装及转场装箱方便，初定无人机翼展为L =2.2m 。
④机翼平均几何弦长。
机翼前后缘的距离称为弦长，机翼平均几何弦长为：b =S L =0.28m 。
⑤机翼展弦比。
展弦比为机翼翼展和平均几何弦之比，λ=L b=7.8。
⑥机翼根梢比。
机翼根梢比为翼根弦长和翼梢弦长的比值，一个合适的根梢比能够有效地提高机翼的重量效率[1]，本文选择根梢比为1.3的梯形机翼。
⑦后掠角。
此型无人机由于需要兼顾垂飞和平飞两种飞行状态，需要设置较小的后掠角匹配垂飞和平飞时的重心及压力中心的关系，设计一个小的后掠角11°。
⑧安装角。
安装角指机翼安装在机身上时翼根剖面弦线与机身轴线之间的夹角主要由巡航状态的升力系数决定，设计一个小的安装角1°。
简述倾转旋翼固定翼无人机的工作原理
简述倾转旋翼固定翼无人机的工作原理倾转旋翼固定翼无人机，通常也被称为垂直起降和水平飞行模式转换无人机，是一种结合了直升机和飞机特性的航空器。
它的工作原理是利用倾转旋翼机构实现从垂直起降到水平飞行的转换，具备垂直起降的灵活性和高速巡航的长航程能力。
1. 倾转旋翼固定翼无人机的结构组成倾转旋翼固定翼无人机通常由以下几个主要部分组成：机翼、垂直尾翼、尾横舵、倾转旋翼机构、导航系统、推进系统等。
机翼是实现水平飞行的主要组件，通过控制舵面和襟翼来控制飞机的姿态和飞行性能。
垂直尾翼和尾横舵用于维持航向稳定和进行转弯等操作。
倾转旋翼机构是实现垂直起降和水平飞行模式转换的关键部件，它可以将旋翼从垂直向下推力状态转变为水平飞行状态。
2. 倾转旋翼固定翼无人机的工作原理倾转旋翼固定翼无人机的工作原理基于两种不同飞行模式之间的转换。
在垂直起降模式下，飞机的倾转旋翼机构使旋翼以垂直向下的方式提供向上的推力，产生升力以支持飞机悬停或垂直起降。
同时，推进系统提供额外推力以维持平衡和完成航向调整。
当飞机需要进行水平飞行时，倾转旋翼机构将旋翼倾斜并锁定为水平姿态，使其提供水平向前的推力。
这时，机翼提供主要的升力和推力，倾转旋翼机构则协同水平推进系统提供辅助推力。
通过调整机翼和尾部舵面，飞机可以完成转弯、上升和下降等操作。
3. 倾转旋翼固定翼无人机的优势和应用倾转旋翼固定翼无人机相比传统飞机和无人直升机，具有以下几个重要优势：（1）垂直起降能力：倾转旋翼固定翼无人机可以像直升机一样实现垂直起降，不需要长跑道或者起降场所，能够在狭小或复杂环境中起降。
这使得它适用于一些需要快速部署、紧急响应或者空间受限的任务。
（2）高速巡航能力：倾转旋翼固定翼无人机可以在水平飞行模式下以飞机的高速进行巡航。
相比直升机，它具备较长的续航能力和更高的飞行效率，能够快速响应和迅速到达目的地。
（3）灵活多变：倾转旋翼固定翼无人机能够根据任务需求在垂直起降和水平飞行模式之间自由转换，既可以满足需求高效垂直起降的场景，又能够在水平飞行时迅速覆盖更大的范围。
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倾转旋翼式无人机
一．研究背景及发展现状：
无人机的起源并不算晚，早在1914 年，英国军事航空学会就批准了当时世界上第一个无人机计划，准备用于第一次世界大战。
1935 年，DH.82B 蜂王号的诞生给无人机历史上留下了浓墨重彩的一笔，这种飞机采用导航技术，可以自主返回起飞点，使得无人机可以重复飞行，大大提高了无人机的实用价值。
此后，一些高精密以及昂贵的设备开始在无人机设计中越来越多的应用，无人机的性能得到大幅度提高。
随着航空技术的变革，无人机自主控制程度越来越高，也越来越智能。
不仅如此，无人机的结构也不再局限于早期的固定翼结构，随着人们对无人机的应用需求日益增多，许多新型无人机应运而生。
由于倾转旋翼无人机机既有旋翼又有机翼,在旋翼倾转过程中气动特性比较复杂,存在着动力学分析、旋翼/机翼耦合动载荷和稳定性等技术难题,因此其研制周期较长、研制费用高等缺点。
此外,由于倾转旋翼机采用双旋翼,其飞机设计结构上存在欠缺,在操纵与控制上存在一定困难。
其过渡过程的稳定控制是目前最迫在眉睫的问题。
国外：目前美国贝尔直升机公司研制出鱼鹰系列的倾转旋翼式直升机并成功试飞，投入使用，但在使用期间也并不是一帆风顺，曾出现过重大事故，欧洲航空工业界也在积极研制倾转旋翼机。
1987 年初,“尤洛法”(EuroFAR)的倾转旋翼运输机在欧洲委员会资助下进行了可行性方案论证。
1999 年多家欧洲公司联合研究名为“尤洛泰特”(Eurotilt)的倾转旋翼机制造实验台,设计巡航速度556 千米/小时、航程1481 千米和使用升限7620 米。
与此同时,意大利阿古斯塔公司宣布一款名为“尤利卡”(Erica)的倾转旋翼机。
1999 年10 月欧洲委员会将“尤利卡”与“尤洛泰特”合并成“第二代欧洲高效倾转旋翼机”。
国：倾转旋翼机在国的发展起步较晚,而且主要是对于倾转双旋翼机理论技术方面进行研究。
其中航空航天大学研究成果比较显著,主要有飞行力学建模、旋翼/短舱/机翼耦合结构气弹响应、过渡过程姿态控制等方面的研究;西北工业大学对倾转旋翼机机构多状态响应及效率进行了研究。
中航工业直升机研究所得出了过渡阶段短舱倾转规律。
航工业直升机研究所展出了正在研发的一款新概念直升机“蓝鲸”旋翼机，但都处于试验期，没有真正投入使用。
二．无人机制造材料：
通过各种材料强度，刚度，重量，耐腐蚀性，以及价格的考察。
我们发现玻璃钢具有轻质高强，耐化学腐蚀，抗微生物作用，成型方便，价格较低的优点。
故将玻璃钢作为制作无人机机身及螺旋桨的材料。
三．短舱旋转传动系统：
图一
图二
如图所示为短舱的旋转机构原理图（初步设计）。
图中1构件为主动件，2构件为短舱的旋转控制构件。
当舵机收到控制系统传来的转动信号时，舵机启动输出转矩。
1构件绕机架相对转动带动2构件运动，2构件的上下端点以移动副的形式与3构件和机架相连，在2个移动副的作用下使得2构件可以绕水平位置转动一定的角度，通过调整构件3与机架的滑槽长度可以实现0度至90度的角度偏转，通过在滑槽添加的气动设置可将反馈信号传输给控制系统，使舵机停止工作，同时帮助构件2实现自锁。
从而实现了直升模式到固定翼模式的转换。
四．短舱旋转控制系统：
控制简图如下：
图四
倾转旋翼无人机具有直升机模式、过渡模式、固定翼模式三种飞行模式。
倾转旋翼无人机起飞和降落时,短舱垂直于地面,升力完全由一对旋翼提供;当上升到一定高度,倾转旋翼无
人机以直升机模式达到初始转换速度后,短舱倾转90°到达水平状态。
在此过程中,升力由
旋翼拉力在重力方向的分力和机翼的升力提供,旋翼拉力在水平方向的分量提供了机体向前
的加速度;当短舱倾转90°时,倾转旋翼无人机进入固定翼模式,升力完全由机翼升力提供,
旋翼当作拉力提供飞机的前飞速度。
倾转旋翼机过渡模式包括直升机阶段和短舱倾转阶段短仓在本设计中,需要确定机体的
转动惯量和力臂。
测试时,为防止基座因螺旋桨高速旋转而产生震荡,将电机固定在一个质量较大的基座上,保证测量的精确性。
反向安装螺旋桨,使螺旋桨排开空气的速度向上,从而产生向下的推力,因此,不同的输入电压对应不同的电机转速和向下的推力,
舵机是一套带反馈的伺服机,电机通过多级齿轮减速后传给输出轴,输出轴的下面连着
一个同步转动的反馈电位器,电路通过检测电位器的阻值和舵机输入信号作比较,就能确定
蓝色构件为1构件
绿色构件为2构件
黄色构件为3构件
灰色构件为机架
舵机应该停留的位置。
因此舵机本身是一个闭环系统,其输入信号为PWM 信号的脉冲宽度,输出信号为舵机的转动角度
舵机本身部集成有驱动器,其相当于比例环节。
在直升机模式下调整俯仰角获得初始转换速度;当达到初始转换速度之后,进入短舱倾转模式。
倾转旋翼机可以通过改变旋翼拉力和气动舵面进行操纵。
在直升机阶段时,机体前飞速度较慢,气动舵面产生的力较小,操纵的作用不明显,此时主要靠旋翼拉力矢量进行操纵,通过控制螺旋桨的转速,实现倾转旋翼机的前飞方向加速。
短舱倾转模式时,随着前飞速度逐渐加快,方向舵、升降舵以及机翼等气动舵面操纵越来越明显,此时主要依靠气动舵面进行操纵。
由于过渡阶段是在直升机阶段到平飞阶段的过渡,在此期间会存在两种操纵方式。
在过渡阶段,倾转四旋翼机过渡阶段操纵系统分为直升机模式和短舱倾转模式。
具体可分为俯仰操纵、滚转操纵、偏航操纵和拉力操纵：俯仰操纵:在直升机模式,俯仰操纵采用前后螺旋桨转速差动的操纵方式;在短舱倾转模式,俯仰操纵采用改变升降舵倾角的操纵方式。
通过俯仰操纵将俯仰角调整到期望的角度。
滚转操纵:在直升机模式,滚转操纵采用左右螺旋桨转速差动的操纵方式,左右旋翼间存在拉力差,从而产生滚转的力矩;在短舱倾转模式,滚转操纵采用副翼倾角差动,副翼差动偏转会产生左右两侧的拉力差。
因此通过滚转操纵可以调整滚转角到期望值。
偏航操纵:通过控制左右两侧舵机反向倾转,这样旋翼的水平分力会产生一个绕z 轴的力矩,进而控制偏航姿态。
从而可以达到调整偏航角的作用
拉力操纵:在过渡阶段,拉力操纵通过改变螺旋桨的转速和短舱倾角达到改变前飞拉力
的效果。
螺旋桨机翼的升力在前飞方向上的分力克服阻力产生飞机向前飞行的加速度。
[1]
倾旋翼式飞机大体外观图
五．应用模拟：
监测系统
1简介：我们的飞机采用红外和航拍组成的监测系统，采用实时传输的特性进行实时森林火灾监测；当数据和图像传输回来后，用专门的图像采集设备进行采集，再在电脑上进行matlab编程处理，把采集的图像进行灰度处理，设定阈值进行图像二值化处理，再进行边缘检测，得出区域火灾的方位和蔓延趋势。
2系统组成
2.1硬件组成：红外线传感器，航拍摄像头，实时传输信号器，图像采集设备，电脑
2.2软件组成：图像采集软件，MATLAB
3具体检测流程如下：
4MATLAB 图像处理
4.1我先在计算机上模拟了一下森林火灾现场的区域着火图，即飞机的采集图像。
注：红色部分代表火；绿色部分代表森林；黑色部分代表被火烧掉的部分或者没有树的部分
4.2用MATLAB 进行图像灰度处理
图像采集 数据传输 数据采集
飞机在指定空域
进行图像采集
实时图像数据传输
图像数据接收 电脑MATLAB 进行数据处理 传输到电脑 检测过程示意图
4.3设定阈值，进行图像二值化处理，白色为1，黑色为0；
4.4设计智能深度搜索优化算法，标记未着火区域全部为1
4.5设计边界搜索算法，并进行特性标记，标记为0.5红色，为了看图方便，并把标记元素图转化后标记为红色，最后输出图像。
4.6设计算法对标记元素位置进行统计，可以分析出火灾方位和蔓延趋势，从而制定灭火最优方案，
参考文献：
[1] 宋殿成倾转四旋翼机过渡阶段控制系统研究2014.6。