復合式雙旋翼微型飛行器設計

宋煜

摘 要：近些年來垂直起降飛行器因對起降場地要求低而受到廣泛關注。結合旋翼飛行器和固定翼飛行器的優點，提出一種復合式雙旋翼微型飛行器的設計方案。該飛行器既具有垂直起降和懸停性能，又具有較快的飛行速度，具有轉換過渡穩定平滑，可控性強，易于實現的特點。通過試制原理驗證機，并對各飛行狀態及轉換過渡飛行進行飛行實驗，驗證了該方案的可行性和實用性。

關鍵詞：微型飛行器；旋翼；固定翼；垂直起降飛行器；復合式飛行器

中圖分類號：V279+.2；V275+.2 文獻標識碼：A 文章編號：1671-2064（2018）05-0054-02

由于固定翼飛行器和旋翼飛行器具有互補的優缺點，人們希望能融合這兩種飛行器的優點，從而發展出了垂直起降（VTOL）飛行器這種新型航空器，能夠同時兼有旋翼飛行器的垂直起降能力和固定翼飛行器的高速平飛能力[1]。其中復合式飛行器、傾轉旋翼飛行器和旋轉機翼飛行器是垂直起降飛行器中的典型代表，近年來獲得了很多突破性進展[2]。但傾轉旋翼飛行器和旋轉機翼飛行器都有成本高、結構復雜、可靠性差等問題，尤其是動力轉換問題和過段價段的穩定性問題是制約它們進一步發展的難題[3]。相對來說，復合式飛行器盡管飛行速度不如傾轉旋翼飛行器和旋轉機翼飛行器，但成本比較低，結構相對簡單，可靠性更好，因而被廣泛研究。根據國外數據統計，在垂直起降飛行器中，復合式飛行器的類型最多，占50%以上。

對無人飛行器來說，成本和技術復雜性無疑是對其最大的阻礙，因而可垂直起降的高速無人飛行器主要是復合式無人飛行器，通常是在固定翼飛行器平臺上附加安裝提供垂直升力的旋翼系統。

本文綜合旋翼飛行器和固定翼飛行器的優點，以垂直起降能力為目標，同時兼有較高的平飛速度，提出一種復合式雙旋翼微型飛行器。與一般的旋翼固定翼復合式飛行器方案不同，本方案中動力完全由旋翼提供，固定翼飛行器平臺不提供動力，平飛時的前進動力由旋翼傾斜所產生的分力提供。本文提出的方案具有成本低，技術可實現性好，可控性強等特點。

1 總體方案概述

本文提出的復合式雙旋翼微型飛行器布局方案為固定翼和旋翼復合構型，其中固定翼選用中單翼布局，旋翼選用橫列式共軸雙旋翼布局。機體中部布置固定式機翼，并在左右機翼上各布置一個剛性共軸雙旋翼，機身尾部布置尾翼。

機翼是平飛模式下產生升力的主要部件，同時為旋翼提供結構支撐。在機翼的布局上，使重心盡量布置在機體坐標系的中心線X軸上，并且機翼的弦平面通過重心，所以選擇了中單翼的布局。在氣動方面，總體設計原則是根據總體參數選定的翼載荷、翼面積等參數，結合平飛模式下的性能要求和垂直起降模式下旋翼的干擾情況，來選擇翼型和設計展弦比、后掠角等。

尾翼設計時的主要考量是：在垂直起降模式下，尾翼的作用較??；在平飛模式下，尾翼作用原理與常規固定翼飛機相同，即保證飛機的安定性和操縱性，故主要根據平飛模式的飛行需求進行設計，采用水平尾加雙垂尾常規布局以提供可操縱性。

與一般的旋翼固定翼復合式飛行器方案不同，本文方案中動力完全由旋翼提供，固定翼飛行器平臺不提供推力發動機。在垂直起降飛行時，旋翼提供升力。在巡航飛行時，旋翼槳盤傾斜，其拉力的部分分力作為升力，和機翼產生的升力一起平衡飛行器重力。

兩副剛性共軸旋翼分別安裝在機翼的翼端，旋翼軸的扭矩通過萬向節傳遞給旋翼，同時可設計相關裝置來控制萬向節以改變旋翼槳盤平面的傾角。每個旋翼機構都為單發共軸同步對稱反轉設計，采用一部電機為雙槳提供動力。上下旋翼反向旋轉，可使上下旋翼產生的滾轉及偏航干擾力矩基本上相互抵消。同時左右旋翼的轉向也是相反的，它們之間也可以相互抵消反扭矩，從而提高了飛行的穩定性和可靠性。

兩個電機在機翼的兩端對稱安裝，由電機控制旋翼轉速，改變旋翼轉速從而改變飛行器升力。通過兩個電機的轉速差動控制就可以控制飛行時的滾轉力矩，使飛行器形成不同的飛行姿態。電機可以直接驅動，此驅動系統無需復雜的傳動裝置，有利于穩定航行和產品小型化。

獨立尾槳位于水平尾翼中間位置，用以平衡左右旋翼旋轉時產生的微小偏航力矩，同時也可為飛行器主動偏航提供力矩。因此垂尾可取消舵面，僅作為提高航向穩定性作用，采用位于尾翼兩端的雙垂尾方式。

綜上所訴，本方案如下幾個顯著的優點：

（1）兩個電機安裝在機翼的兩側，分別帶動一個微型共軸雙旋翼，上下旋翼、左右旋翼的轉向相反，這樣它們之間可以相互抵消反扭矩。（2）可以垂直起飛和降落，還可以懸停，對起降條件的要求比固定翼微型飛行器低得多。（3）在巡航狀態飛行時可以像固定翼微型飛行器一樣快速前飛，進而能有更大的使用半徑和飛行效率。（4）固定翼飛行器平臺無需安裝推力發動機，因而結構更加簡單，成本更低，過渡轉換階段的控制更加簡單，技術可實現性好。

2 結構設計

結構設計的目標為，在一定重量約束條件下滿足飛行器強度和剛度指標要求，盡量減輕結構重量。為此，選用質量輕、纖度好和抗拉強度高的碳纖維材料，采用板架式結構方案；電機和螺旋槳直接相連，以減少傳動裝置；左右旋翼電機的連接采用碳纖維管，以減輕機身重量并保證機械強度。

為便于實驗室實現，飛行器的主結構和大部件未考慮氣動外形。這里的氣動布局主要關注大部件（如機身、旋翼）的相對位置，以便于飛行器獲得所要求的操控性、穩定性及飛行性能為目標。

兩個旋翼橫列布置，槳葉的運動半徑布置在主結構之外，減少主結構對氣流的擾動，同時考慮碳管的強度和剛度，又不能離主結構太遠，采用如圖1所示設計方案。

在進行結構設計時，還要進行飛行器的重量計算和重心定位，保證在各種飛行條件下，通過正常的操控，能維持飛行器的平衡。

3 硬件系統設計

飛行器主要由機體和電子設備構成。電子設備包括：飛行控制系統、動力系統、遙控器。

飛行控制系統是飛行器的大腦，控制飛行器的飛行姿態，聽從遙控器的指令進行動作。飛行控制系統以采用ARM內核的高性能處理器為運算核心，以MPU6050為姿態傳感單元，再加上FLASH存儲器、前后級接口等。ARM處理器負責完成傳感器數據濾波、四元數解算、姿態數據輸出、PID控制等任務。

動力系統包括電池、電子調速器、電機、螺旋槳等。為了減輕重量，飛行器采用鋰聚合物電池作為動力。鋰聚合物電池具有大電流放電的能力，沒有記憶效應，能量密度高，重量輕，是目前比較好的動力電池。電子調速器能夠控制電機驅動信號的輸出，實現電機轉速的可調可控。電子調速器采用PWM方式控制電機的輸入電壓，該PWM波形信號由主控芯片通過定時器來產生。電機用來驅動旋翼旋轉產生動力。本設計采用了簡單可靠的無刷直流電機作為動力產生器。無刷電機具有效率高、調速性能好、結構簡單等一系列的優點。無刷電機必須與電子調速器協調工作。

遙控器由搖桿、A/D轉換芯片、無線傳輸模塊和相應傳感器組成，能夠將控制指令發送至飛行控制系統，同時接收飛行器反饋回來的狀態信息。

4 軟件系統設計

飛控系統的核心算法程序運行在ARM內核中，主要完成飛行器的姿態解算以及PID控制等。

飛控系統上電后進行初始化，初始化完成后即進入睡眠狀態。每隔2ms被定時器中斷喚醒一次。被定時器中斷喚醒后，首先進行加速度計和陀螺儀的零偏校準，然后檢查是否收到遙控器指令；若收到遙控器指令，則飛控主程序解鎖，進入飛控主程序中；否則繼續睡眠等待下一次被喚醒。飛控主程序解鎖后，首先進行傳感器數據的讀取，對傳感器數據進行卡爾曼濾波、修正等；修正后的MPU6050傳感器數據，利用四元數法進行俯仰角（pitch）和橫滾角（roll）的解算，利用基于磁力計傾斜補償的偏航角算法進行偏航角（yaw）的解算；解算出的三個姿態角與設定的值進行作差比較，然后調整電子調速器輸出新的PWM波形信號，結束當前控制周期，繼續睡眠等待下一次被喚醒。輸出的PWM波形驅動無刷電機控制旋翼的轉速，進而實現對飛行姿態的調整。

5 飛行試驗

根據以上設計方案，制作了原理驗證機，并對各飛行狀態及轉換過渡飛行進行了飛行試驗。通過飛行試驗，驗證了該飛行器既具有優異的垂直起降和懸停性能，又具有較快的飛行速度。該飛行器操控極其簡單，甚至可以在室內靈活飛行，如圖2所示。

6 結語

本文結合旋翼飛行器和固定翼飛行器的優點，提出一種復合式雙旋翼微型飛行器。該飛行器具有優異的垂直起降和懸停性能，飛行速度卻比一般旋翼飛行器要快得多。具有結構簡單，成本低廉，轉換過渡穩定平滑，可控性強，易于實現等優點，對軍用、民用小型無人機的設計具有較大的參考借鑒價值。

參考文獻

[1]王冠林，武哲.垂直起降無人機總體方案分析及控制策略綜合研究[J].飛機設計，2006（3）：25-30.

[2]王煥瑾，高正.高速直升機方案研究[J].飛行力學，2005，23（1）：38-42.

[3]劉凱，葉賦晨.垂直起降飛行器的發展動態和趨勢分析[J].航空工程進展，2015，6（2）：127-138.