展开式变体垂直起降飞行器气动布局与控制策略设计及飞行验证

陈其昌，史志伟，张维源，姚灵珑，童晟翔

南京航空航天大学 航空学院，南京 210016

近年来无人飞行器任务需求日趋复杂，其中垂直起降飞行器综合了固定翼和旋翼飞行器的优点，其不受起降场地限制，既可以完成垂直起降，又能完成远距离巡航［1］，因此受到了众多研究者的关注。

目前已经出现的垂直起降飞行器根据其悬停与平飞模式之间的过渡方式不同，可以大致分为复合翼式、倾转旋翼式、推力矢量式、尾座式等类型［2］。其中复合翼式垂直起降构型将升力旋翼与固定翼飞行器的机翼简单复合，结构与控制策略简单［3］；但由于升力旋翼引入了较大的结构重量与阻力，因此其存在巡航效率较低的缺点。倾转旋翼式垂直起降构型的代表飞行器为美军V-22“鱼鹰”运输机，其旋翼方向可在水平和垂直状态之间相互转换，以实现从垂直起降到水平巡航之间的过渡飞行［4］；该类飞行器机械结构较为复杂、对飞控系统的设计提出了较高的要求［5］，因此不适用于小型垂直起降无人机。尾座式垂直起降构型在悬停阶段机身呈竖直状态，依靠由动力旋翼产生的直接推力升空，在过渡飞行过程中其全机逐渐向前倾转并水平加速，直至转换到固定翼飞行状态［6］。尾座式垂直起降飞行器结构简单，垂直-水平模态转换加速快，并且其铅垂飞行和水平飞行使用同一套固连于机体上的动力系统，可靠性高且结构质量轻［7］，因此在中小型垂直起降无人机中受到了愈发广泛的关注与应用。

目前大多数的尾座式垂直起降飞行器采用以悉尼大学的T-Wing［8］和杨百翰大学的Mini Tail-Sitter［9］为首的双旋翼飞翼式布局设计，在悬停模态下利用双旋翼的动力差动控制飞行器滚转，利用处于旋翼滑流影响中的升降-副翼舵面控制飞行器的俯仰与偏航姿态。Oosedo 等设计了一种使用四旋翼布局的尾座式垂直起降飞行器，利用旋翼差动推力和反扭矩控制飞行器的悬停姿态［10］。

由于垂直起降飞行器需要同时满足旋翼和固定翼飞行器的设计需求，其往往需要对不同飞行模式间的设计参数进行权衡与取舍，因此现有的垂直起降构型难以在所有飞行模式间取得较好的飞行性能［11］。对固定翼飞行器而言，更大的机翼面积和展弦比通常意味着平飞状态下更好的飞行性能与更高的飞行效率［12］。但Lyu 等［13］指出，具有较大翼面积的尾座式垂直起降飞行器悬停阶段对横风较为敏感，将影响其悬停精度。Stone［14］和Verling［15］等均在尾座式垂直起降飞行器的飞行试验中指出，抗风性是影响尾座式飞行器悬停精度的问题之一。为此Lyu 等［13］提出了一种基于干扰观测器（DOB）的控制方法，以提高尾座式飞行器在外界干扰（如横风）下的悬停精度。

来自明尼苏达大学的D′Sa 等提出了SUAVQ［16-18］和MIST-UAV［19］飞行器，这是一种机翼可展开变体的尾座式垂直起降飞行器：当机翼折叠时作为四旋翼飞行器垂直起降，并在机翼展开后作为大展弦比固定翼水平巡航，其中SUAV-Q［16-18］还具有太阳能增程飞行功能。D′Sa 在［16，18］中给出了一种具有4 个可展开翼段的该构型飞行器总体设计方案，并给出了一种基于3D 打印的变体铰链机构设计方案［16-17］。由于该变体铰链机构的强度和驱动力矩有限，D′Sa 等［16］提出了一种使铰链力矩最小化的变体过渡策略，该策略令飞行器在旋翼模态下先展开机翼，再以常规滑流舵控制的尾座式垂直起降构型进行前倾过渡。

D′Sa 等对该构型飞行器的研究主要聚焦于太阳能技术在该类飞行器中的应用［16-18］，对其气动特性和飞行控制策略研究较少，仅在文献［16］中利用涡格法估算了SUAV-Q 飞行器固定翼巡航状态下干净构型的纵向气动力系数。目前还缺乏该类展开式变体尾座式垂直起降飞行器，在前倾加速、变体展开、固定翼改平、水平巡航等各飞行阶段的精确气动特性数据。且尚未对该构型飞行器在各飞行阶段中的飞行控制策略开展针对性研究。

D′Sa 等在文献［19］中对MIST-UAV 飞行器进行了变体飞行试验，飞行器成功在悬停-巡航-悬停模态间完成了变体过渡飞行。但试验结果显示，飞行器在向固定翼及向四旋翼过渡的过程中，过渡耗时较长，且均存在明显的高度损失；在从固定翼变体过渡至四旋翼后，还存在着较为严重的操纵饱和问题。

本文首先提出了一种与D′Sa 等类似的三段展开式变体垂直起降飞行器总体布局设计，并为该构型飞行器设计了一种具有自锁功能的机翼变体驱动机构；随后对该构型飞行器进行了缩比风洞测力实验，评估了其在不同飞行模态下及变体过渡过程中的气动参数、飞行性能与操稳特性；接着给出了针对该构型飞行器悬停模态的航向增强控制策略，以缓解悬停航向控制饱和问题；提出了基于空速的分步变体过渡控制策略，以提升飞行器变体过渡过程的稳定性；最后对该构型飞行器进行了典型任务剖面飞行试验验证，分析了垂直悬停、水平飞行、模态过渡过程中的飞行数据。

1 飞行器总体构型设计

1.1 总体布局设计

本文所提出的飞行器是一种机翼可展开的尾座式变体垂直起降飞行器，其机体主要结构包括中段机翼、外段机翼、变体转换机构，该飞行器的相关参数如表1 所示。其中变体转换机构由变体折叠转轴和变体作动机构组成：飞行器的外段机翼根部和中段机翼梢部利用变体折叠转轴相连，转轴轴向与机翼弦向平行；变体作动机构可驱动两侧的外段机翼分别绕变体折叠转轴展开与折叠，以实现飞行器机体构型在悬停模态和巡航模态间变体转换。为方便表示气动力系数，将外段机翼完全展开时的全机翼展与机翼面积定义为参考翼展和参考面积。

表1 飞行器参数Table 1 Parameters of aircraft

当飞行器处于多旋翼悬停模态时，其机体构型如图1 所示：两侧的外段机翼在变体转换机构的驱动下向下转动以进行变体折叠，外段机翼与中段机翼近似构成一个“凵”形。分别布置于外段机翼根部和梢部的动力旋翼构成矩形，以四旋翼构型提供升力并操纵飞行器。

当飞行器处于固定翼巡航模态时，两侧的外段机翼在变体转换机构的驱动下向上转动以进行变体展开，外段机翼与中段机翼近似构成一个“一”形，以固定翼构型巡航。在该模态下，飞行器利用机翼产生的气动升力以克服重力，利用位于外段机翼后缘、弦长占外段机翼平均气动弦长25%的升降-副翼舵面对飞行器进行俯仰操纵与滚转操纵，利用位于飞行器中央对称面两侧的动力旋翼差动进行航向操纵。机体构型如图2所示。

图2 飞行器巡航模态机体构型Fig.2 Aircraft cruising mode configuration

为了协调飞行器在不同模态下的重心位置，使飞行器在悬停模态下的重心位置尽可能接近飞行器4 组动力旋翼所构成矩形的几何中心，中段机翼设计为20°的固定上反角；外段机翼变体展开后具有10°下反角，使飞行器构成鸥式飞翼布局，在此布局下位于机翼前缘的4 组动力旋翼的平均推力线接近于该模态下飞行器的垂直重心位置，降低了巡航模态下推力附加的俯仰力矩，以提升飞行器巡航模态下的配平效率。飞行器在不同模态下的重心位置示意如图3 所示。

图3 飞行器不同模态重心位置示意图Fig.3 Aircraft center of gravity in different modes

1.2 变体转换机构设计

为了提高该飞行器在各飞行模态及模态过渡飞行过程中的操稳特性及结构稳定性，其机翼的变体转换机构需要使外段机翼按指令快速展开与折叠，并在折叠与展开状态下提供较强的连接刚度与强度，以抵抗飞行中的气动载荷，是该构型飞行器的设计要点之一。

本文设计了一种基于多连杆的变体转换机构，包括变体折叠转轴和变体作动机构两部分。变体折叠转轴的设计如图4（a）所示，由分别固连于内外段机翼前墙、主梁、后墙上的3 个共轴布置的轴承构成；变体转换动作的驱动机构如图4（b）所示，包括固连于内段机翼主梁腹板的变体驱动伺服、固连于外段机翼主梁腹板的从动耳片、驱动连杆、从动连杆。

图4 变体转换机构设计图Fig.4 Design of variant mechanism

当飞行器处于四旋翼悬停模态下时，变体转换机构如图5 所示。此时变体折叠转轴与重力方向基本平行，外段机翼基本不受绕转轴的常态力矩，变体驱动伺服所受的载荷较小，驱动功率较低。

图5 四旋翼悬停模态变体转换机构位置图Fig.5 Variant mechanism of quadrotor hover mode

当飞行器处于固定翼巡航模态时，变体转换机构如图6 所示。此时外段机翼的升力会产生绕变体折叠转轴的常态力矩；当飞行器承受较大过载时，外段机翼相对转轴的转矩也将很大。如果仅利用变体伺服器提供反向转矩机加以克服，由于变体转换机构存在不可避免的机械虚位，将显著降低飞行器在固定翼巡航模态下的机翼刚度，并可能致使变体伺服器过热烧毁。

图6 固定翼巡航模态变体转换机构位置图Fig.6 Variant mechanism of fixed-wing cruise mode

为此，本文为该飞行器的固定翼巡航模态设计了一种变体限位机构，如图5（b）、图6（b）所示。变体限位器由位于外段机翼上的变体限位销与位于内段机翼上的U 形变体限位槽所组成。当外段机翼完全展开并承受正过载时，变体限位销将与U 形变体限位槽相接触，由变体限位销所受的压应力与变体折叠转轴所受的拉应力组成力偶，以抵消外段机翼所受的气动转矩。当外段机翼完全展开并承受负过载时，位于驱动连杆与转动连杆上的3 个转轴基本共线，如图6（a）所示，将外翼的绕轴转矩转化为对变体伺服器输出轴的剪切载荷。

2 飞行器风洞测力实验

2.1 实验模型与方法

实验在南京航空航天大学1 m 低速回流式开口风洞中进行。开口实验段截面为矩形截面，尺寸是1.5 m×1.0 m，实验段长度为1.9 m，自由来流的湍流度为0.07%。

测力实验使用的仪器是∅14 mm 六分量杆式天平，天平载荷和校准精度如表2所示，X、Y、Z分别代表轴向力、法向力和侧向力；L、M、N分别代表滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。

表2 杆式天平校准精度Table 2 Calibration accuracy of rod balance

如图7 所示，风洞实验模型在原模型基础上进行3∶2 缩比，以匹配1 m 风洞实验段尺寸。风洞实验大纲如表3 所示，由于该风洞配套攻角机构的动作范围限制，将实验根据迎角范围分为3 组进行。实验各气动力和力矩均以雷诺相似后风速为参考进行无量纲化［20］，力矩参考点位于=20%。

图7 风洞实验模型Fig.7 Wind tunnel test model

表3 风洞测力实验大纲Table 3 Wind tunnel test program

1 号实验分组用以评估飞行器固定翼巡航模态的飞行性能与操稳特性，并为后续的变体过渡控制策略研究提供机翼变体展开与折叠过程的准静态气动力数据。实验模型迎角的变化范围是-4°～36°。实验标称风速为分别为15、22.5 m/s，以雷诺相似原模型的10、15 m/s飞行速度。

2 号、3 号实验分组用以为后续的变体过渡控制策略研究提供飞行器悬停模态下前倾加速过程的气动力数据。实验模型迎角的变化范围分别是30°～66°、60°～96°。实验标称风速为7.5、15 m/s，以雷诺相似原模型的5、10 m/s飞行速度。

2.2 固定翼巡航模态风洞实验

选取实验风速V=15 m/s；实验雷诺数Re≈3.7×105。当升降舵偏角δE=0°，且外段机翼折角f=10°，即外段机翼完全展开的情况下，对飞行器本体的固定翼巡航模态进行了5 次重复性实验，其结果如图8 所示。

图8 巡航模态干净构型纵向测力实验结果Fig.8 Longitudinal force test results of clean construction in cruise mode

飞行器巡航模态下最大升力系数CLmax=0.883，临界迎角αmax=14°；在临界迎角前飞行器俯仰具有静稳定性，但静稳定裕度仅为1.04%，须引入闭环控制。迎角在-4°～14°范围内阻力、升力和俯仰力矩系数的精度分别为0.003 1、0.002 3、0.002 3［21］，满足后续分析的精度需要。

将实验结果与文献［22］中给出的传统四旋翼尾座式垂直起降飞行器的风洞测力数据进行对比，结果如图9 所示。图中，传统四旋翼尾座式垂直起降构型的最大升阻比为5.58；而本文给出的该展开式变体垂直起降飞行器最大升阻比Kmax=9.25，有利迎角αopt=8°。相较于传统的尾座式垂直起降飞行器，展开式变体垂直起降飞行器利用可变体展开的外段机翼提升了机翼巡航模态下的展弦比，使巡航最大升阻比提升了65.7%。

图9 巡航模态升阻比与传统尾座式飞行器对比Fig.9 Comparison of cruise mode lift-to-drag ratio between wing-foldable tail-sitter and traditional tail-sitter

对外段机翼折角f=10°的飞行器固定翼模态进行研究，绘制各迎角下的“舵偏角-俯仰力矩”曲线，插值取得俯仰力矩系数Cm=0 时对应的升降舵偏角，即为飞行器该迎角下的配平舵偏角δE-Level。截取配平舵偏-40°≤δE-Level≤40°范围内的数据点，即可得到该飞行器在巡航模态下的最大可配平迎角αlevel-max=28°，模态过渡过程中机翼变体展开时的姿态角应当小于该角度。进而对可配平迎角下的气动力-舵角曲线进行插值，即可取得飞行器配平状态气动特性曲线，如图10 所示。图中，飞行器在巡航模态下最大配平升力系数CLmax-level=0.844 35，最大配平升阻比Kmax-level=8.89，临界迎角和有利迎角与本体一致。

图10 巡航模态配平状态气动特性随迎角变化曲线Fig.10 Curves of trim state aerodynamic characteristics with angle of attack in cruise mode

该飞行器的动力由4 台朗宇X2212 KV1400无刷电机，驱动APC 9×6 螺旋桨提供，每台电机分别由一块11.1 V 1 500 mah 3S1P 锂电池供电。在12 V 直流供电条件下，利用风洞对动力旋翼的速度特性曲线进行测定，并结合飞行器设计起飞重量WTO=2.6 kg，即可得到该飞行器在固定翼巡航模态下的定常平飞性能包线，如图11 所示。该飞行器最大平飞速度Vmax=30.6 m/s，最小平飞速度Vmin=9.7 m/s，久航速度Vt.max=11.3 m/s，久航需用推力Tt.max=2.92 N。

图11 巡航模态定常平飞性能包线Fig.11 Steady-state performance envelope of aircraft in cruise mode

2.3 变体过渡过程风洞实验

在飞行器从悬停模态向巡航模态过渡的过程中，飞行器初始以悬停模态前倾加速，此时外段机翼完全折叠。在实验风速15 m/s、升降舵偏角-40°≤δE≤40°、外段机翼折角f=90°，即 外段机翼完全折叠时，对飞行器悬停模态的气动特性进行了风洞实验，实验迎角范围-4°～96°，实验结果如图12 所示。为方便对比，选取机翼完全展开时的几何参数作为参考状态。图中，在机翼完全折叠的悬停模态下，飞行器升降舵偏δE=0°时本体状态的最大升力系数CLmax=0.354，临界迎角αmax=16°。在临界迎角之前，全机升力系数随升降舵面下偏而增加；由于升降舵面位于外段机翼，进而可知在机翼完全折叠的状态下，外段仍可贡献部分升力。同时，在临界迎角之前，全机俯仰力矩系数随升降舵面下偏而减小，随升降舵面上偏先增加后减小；进而在机翼完全折叠的状态下，升降舵面对飞行器俯仰操纵的线性度较差，飞行器在悬停模态及前倾加速过程中应当使用旋翼差动作为主要的俯仰操纵源。

图12 悬停模态气动特性随迎角变化曲线Fig.12 Curves of aerodynamic characteristics with angle of attack of aircraft in hover mode

为了进一步研究飞行器机翼变体展开过程中的气动力变化，在15 m/s 实验风速下，舵偏角δE=0°时，巡航模态有利迎角αopt=8°、临界迎角αmax=14°、最大可配平迎角αlevel-max=28°下，对飞行器气动特性随机翼折角f变化关系进行了实验，结果如图13 所示。为方便对比，选取机翼完全展开时的几何参数作为参考状态。图中，在α=8°及α=14°状态下，此时机翼尚未失速，随着机翼的变体展开，升力系数快速增加，分别提升了271.34%和258.36%；升阻比也快速增加，分别提升了210.47%和155.07%。因此可以认为，在从悬停模态向巡航模态过渡的过程中，机翼的变体展开能有效提升飞行器的飞行性能与飞行效率。

图13 气动特性随机翼折角变化曲线Fig.13 Curves of aerodynamic characteristics with wing folding angle

在α=28°状态下，飞行器的升力系数先随着机翼的变体展开而快速增加，当展开到机翼折角f=50°时升力系数变化率迅速减小。而飞行器的升阻比则随着机翼的变体展开呈现先增大后减小的变化趋势。这可能是由于当机翼折角f较大时，机翼的等效展弦比较小，三维效应较为显著，从而延后了机翼的失速。因此当机翼从f=90°的完全折叠位置开始变体展开时，升力系数及升阻比首先随着翼面积和展弦比的增加而增加；随着机翼展开，展弦比逐渐增大，f≤70°后机翼开始出现失速，进而升阻比开始下降，升力系数增加的斜率逐渐减小。

图14 中给出了不同机翼折角f下，飞行器升力系数随迎角变化曲线。图中，随着折角f的增大，机翼失速的临界迎角有逐渐延后的趋势，符合前文的假设。

图14 不同机翼折角升力系数随迎角变化曲线Fig.14 Curves of lift coefficient with angle of attack for different wing folding angles

3 飞行器控制策略设计

3.1 飞行器控制系统概述

为了方便研究工作的进行，软件部分选择了基于PX4 开源飞行控制代码进行二次开发，硬件部分采用了基于Pixhawk 开源平台的CUAV Pixhack V3X 自动驾驶仪。

除自动驾驶仪内置的陀螺仪、加速度计、地磁传感器、气压高度计等传感器外，为了使飞控程序能更加全面的掌握感知飞行器运行状态，该飞行器还外置有皮托空速计、GPS、外置地磁传感器、电流电压传感器等模块。其中由于在变体转换过程中机体需绕俯仰轴倾转90°，无法保证在整个飞行任务剖面中始终保持单一GPS 模块的天线处于最佳接收角度，故使用双GPS 的设计。飞控系统的硬件布局图如图15 所示。

图15 自动驾驶仪硬件布置图Fig.15 Autopilot hardware layout diagram

3.2 飞行器悬停控制策略

当飞行器处于垂直起降与悬停状态时，机翼前缘各旋翼的连线构成一个矩形，如图16 所示。此时飞行器左右、前后相临的旋翼转向相反，对角相对的旋翼转向相同，旋翼间的陀螺效应和反扭矩相互抵消。

图16 悬停模态旋翼布置与坐标系定义Fig.16 Rotor arrangement and coordinate system definition of aircraft in hover mode

此时，该飞行器利用旋翼所产生的推力平衡重力，并利用旋翼间转速差所引起的推力差与扭矩差进行姿态控制。飞行器在该模态下采用与传统四旋翼相类似的姿态控制策略［23］：

式中：T1～T4为4 组旋翼转速的归一化控制指令；δT.sp、δR.sp、δP.sp、δY.sp为飞行姿态PID 控制器归一化输出的推力、滚转、俯仰和偏航控制指令。

通过实际试飞测试发现，尾座式垂直起降飞行器侧面积较大，航向阻尼较强，且受侧风扰动影响大，使得飞行器在悬停模态下的航向操纵较为迟缓。图17为飞行器悬停状态下的作动器指令曲线（PWM 指令曲线，范围为1 000～2 000 μs），图中0～3 号输出曲线分别对应1～4 号旋翼推力的控制信号。从图中可知，在输入较大的航向角速度期望值时，位于左下方的2 号电机（绿色）和左上方的3 号电机（蓝色）已经达到了控制量极值，出现了航向控制饱和的问题，飞行器将发生航向失控。由此可见，仅依靠对角旋翼差速产生反扭矩差以进行航向控制的传统四旋翼控制策略已经不能满足本飞行器的悬停模态控制需要。

图17 悬停模态试飞旋翼控制量输出曲线Fig.17 Curve of rotor control output in hover mode flight test

为了进一步提升飞行器在悬停模态下的航向控制效能，本文提出了一种升降副翼-旋翼协调航向增强控制策略。在悬停模态下，位于外段机翼后部的两片升降-副翼舵面处于动力旋翼的旋翼滑流中；当气动舵面在旋翼滑流中偏转时，当地翼型对旋翼滑流迎角改变，产生局部的附加侧力。同时，当飞行器按式（1）所述的传统四旋翼控制策略进行航向操纵时，位于同一对角线上的动力旋翼会成对加减速，造成两侧升降-副翼舵面上旋翼滑流速度的展向不均匀分布，从而产生沿外段机翼展向不均匀分布的附加侧力，进而产生绕飞行器悬停模态z轴的偏航力矩。当气动舵面按航向控制指令以一定规律偏转时可与旋翼差动产生的展向不均匀滑流相耦合，进一步增强飞行器的航向控制效能。

本文使用∅14 mm 六分量杆式天平对该飞行器缩比模型在外段机翼折角f=90°的悬停状态下的航向力矩进行了测力实验，对不同角度升降-副翼舵面偏转与旋翼差动航向控制的耦合效果进行了评估。实验中，两升降-副翼舵面均向同侧进行偏转，升降-副翼舵面偏角按固定翼巡航模态下的副翼偏向记载，正方向定义如图18所示。

图18 悬停模态升降-副翼舵面偏角方向定义Fig.18 Definition of elevon direction when aircraft in hover mode

在悬停模态，且推力控制指令δT.sp=50%的条件下，当两升降-副翼舵面同步偏转不同角度时，其与不同输入比例的旋翼差动航向控制指令δY.sp相耦合，产生的偏航力矩曲线如图19 所示。由曲线可知，负的舵面偏转方向，即与目标航向相反的升降-副翼舵面偏转，可与旋翼差动控制相协调，产生较大的偏航控制力矩。例如，在右偏航控制时升降副翼应共同左偏以和旋翼差动控制相协调，产生较大的右偏航控制力矩。

图19 航向力矩系数随旋翼航向控制量变化曲线Fig.19 Curve of yaw moment coefficient with rotor yaw control input

因此，在式（1）给出的传统四旋翼控制策略的基础上，进一步给出该飞行器悬停模态下的升降副翼-旋翼增强航向控制策略：

式中：δElevon即为升降-副翼舵面偏角，其正方向定义如图18 所示。

该升降副翼-旋翼协调航向增强控制策略的航向力矩系数曲线如图20 所示。与仅采用旋翼差动航向控制的传统四旋翼控制策略相比，本文提出的升降副翼-旋翼协调航向增强控制策略，可使该飞行器悬停模态的航向控制效能提升177.2%。

图20 升降副翼-旋翼航向增强控制策略航向力矩曲线Fig.20 Curves of yaw moment coefficient using elevonrotor coordinated yaw enhancement control

同时，尾座式飞行器由于悬停模态的偏航轴与巡航模态的滚转轴相互平行且方向相反，故悬停模态下的右偏航对应了巡航模态下的左滚转。根据该升降副翼-旋翼协调航向增强控制策略，在悬停模态下右偏航控制中的舵面偏向，与巡航模态下左滚转控制中的副翼偏转方向一致，使得飞行器在变体过渡过程中气动舵面的偏转方向不发生跃变；从而可以使飞行器在不同模态间变体过渡时连续可控，使飞行器变体过渡过程平稳可靠进行。

3.3 飞行器变体过渡过程控制策略

为了使该飞行器的变体过渡过程平稳可靠进行，结合前文给出的风洞测力数据、变体驱动机构驱动特性，对该飞行器的变体过渡过程控制策略进行研究。

为减轻飞行器结构重量、便于飞行器内结构布置，需尽可能选用较小型号的变体驱动伺服器，从而需要尽可能减小机翼变体展开与折叠过程中变体转换机构的驱动载荷。因此对最低平飞速度向上取整，给定由旋翼向固定翼过渡的水平变体过渡临界空速VFT=10 m/s。

为了进一步确定执行变体过渡机动的临界俯仰姿态角，对实验风速15 m/s，升降舵偏角δE=0°，外段机翼折角f=90°，即外段机翼完全折叠时，飞行器本体悬停模态的风洞测力数据进行研究。理想状态下飞行器过渡转换过程维持高度不变，飞行器迎角即为此时的俯仰姿态角。飞行器升力系数与纵向最大推力随俯仰姿态角变化曲线如图21 所示。图中，纵向最大推力为水平变体过渡临界空速VFT=10 m/s 下的旋翼最大推力乘以俯仰姿态角的正弦函数计算得出。

图21 升力系数与纵向最大推力随迎角变化曲线Fig.21 Curves of lift coefficient and maximum longitudinal thrust with angle of attack

将飞行器在外段机翼完全折叠的悬停模态下，水平变体过渡临界空速VFT=10 m/s 时，机翼所受气动升力与旋翼纵向最大推力之和定义为飞行器该速度下的总升力，其随俯仰姿态角的变化如图22 所示。图中，当俯仰姿态角θ≥27°时，飞行器在VFT=10 m/s 下的总升力大于自身所受重力。同时，机翼变体展开时的俯仰姿态角θ应不大于巡航模态下的最大可配平迎角αlevel-max=28°。故选定水平变体过渡临界俯仰姿态角θFT=28°。从而给出飞行器的变体过渡过程控制策略和变体转换过程示意图如图23 和图24 所示。

图22 悬停模态总升力随俯仰姿态角变化曲线Fig.22 Curve of total lift with pitch attitude angle in hover mode

图23 变体过渡过程控制策略流程图Fig.23 Flowchart of variant transition process control strategy

图24 变体过渡过程示意图Fig.24 Schematic of variant transition process

当飞行器在多旋翼悬停模态下收到“向固定翼巡航模态过渡”的控制指令后，飞行器进入平飞过渡模态。飞行控制器逐步改变飞行器的目标俯仰角，使飞行器在多旋翼控制策略的操控下，按照预定的过渡角速度缓慢前倾并逐渐加速。同时飞行控制器不断从皮托空速计与惯性测量单元IMU读取数据，并比较当前是否达到预设的水平变体过渡临界空速VFT=10 m/s 与水平变体过渡临界俯仰姿态角θFT=28°。当飞行器同时满足上述两项水平变体过渡临界参数后，外段机翼在变体转换机构的驱动下向上展开，飞行器进入固定翼巡航模态。随即转由固定翼控制策略控制飞行器继续前倾加速直至达到平飞状态。

当飞行器在固定翼巡航模态下收到“向多旋翼悬停模态过渡”的控制指令后，飞行控制器从固定翼控制策略切换至多旋翼控制策略，并控制外段机翼变体折叠进入悬停过渡模态。此时飞行器在多旋翼控制策略的操控下，通过旋翼差动产生俯仰力矩，使飞行器机头持续上扬，在空气阻力的作用下自然减速，直至飞行器弦线基本竖直，俯仰角大于垂直过渡临界俯仰姿态角θBT=80°，随即切换进入多旋翼悬停模态。

4 飞行试验验证与分析

为进一步验证该构型飞行器的飞行性能、操稳特性与变体过渡过程控制策略，在风洞实验评估的基础上进行了该展开式变体布局垂直起降飞行器的自由飞飞行试验。图25 为飞行器的实物图，其主要参数符合表1 给出的飞行器总体设计参数。

图25 试飞试验模型实物图Fig.25 Flight test model

本次飞行试验中，飞行控制器工作在增稳模式下。飞行器目标推力在飞行全程中由地面操控手直接遥控控制。飞行器姿态在多旋翼悬停模态与固定翼巡航模态下由地面操控手遥控给出目标姿态角（航向轴为目标角速率），由飞行控制器自主对目标姿态角进行追踪控制。飞行器变体过渡指令由地面操控手遥控下达，控制模态切换和机翼变体展开与折叠动作由飞行控制器依据变体过渡过程控制策略自主执行。在变体过渡过程中，飞行器姿态由飞行控制器经变体过渡过程控制策略自主测算给出。

飞行试验当日，起降场地环境风力约3～4 级。飞行器以四旋翼悬停模态垂直起飞，飞行姿态如图26 所示，各轴姿态角跟踪曲线如图27 所示。该飞行器在悬停模态下，滚转、俯仰、航向各轴的姿态角均能较为准确地跟踪姿态角控制指令，姿态角变化趋势与控制信号一致，未明显受环境风扰动，也未见航向操纵饱和问题发生。飞行器在四旋翼悬停模态下具有良好的操纵性与抗风能力。

图26 悬停模态飞行姿态Fig.26 Flight attitude of aircraft in hover mode

图27 悬停模态飞行姿态角跟踪曲线Fig.27 Flight attitude angle of aircraft in hover mode

飞行器以四旋翼悬停模态飞行至预定空域并转至机头指向迎风方向后悬停，等待地面操控手遥控下达变体过渡的开关指令。当“向固定翼巡航模态过渡” 指令发出后，飞行器进入平飞过渡模态。飞行器平飞过渡过程如图28 所示，平飞过渡过程飞行数据曲线如图29 所示。

图28 从多旋翼向固定翼变体过渡Fig.28 Variant transition from multi-rotor to fixed-wing

图29 向固定翼变体过渡数据曲线Fig.29 Data curves for variant transition to fixed-wing

当水平过渡指令发布后，飞行器依据变体过渡控制策略，以约22 (°)/s 的角速率程控匀速前倾，并向前加速。前倾加速过程总历时约3.5 s，平均加速度约1.95 m/s2。当飞行器同时满足空速V≥VFT=10 m/s、俯仰姿态角θ≤θFT=28°的变体过渡临界条件后，变体驱动机构驱动机翼变体展开，飞行器切换进入固定翼控制策略，机翼展开过程历时1.0 s。当机翼完全变体展开后，飞行器进入固定翼巡航模态。从发布变体过渡指令直至飞行器机翼完全变体展开进入固定翼巡航模态，共历时4.5 s。

将该飞行器与MIST-UAV 飞行器［19］平飞过渡过程的垂直速度曲线按过渡指令下达时刻对齐，对比如图30 所示。图中，在过渡指令发布前，两飞行器均提高了旋翼推力，用以弥补机体前倾产生的推力垂直分量减小，因此均呈正上升率。过渡指令发布后，随着飞行器机体逐渐前倾，旋翼推力的垂直分量减小，两飞行器的垂直速度都呈下降趋势，并在本文所给定的过渡临界点附近穿过零点。随后该飞行器按本文所给出的变体过渡控制策略，控制外段机翼变体展开以增加升力，使该飞行器迅速脱离下沉，进而继续获得了正上升率。而MIST-UAV 飞行器则继续下沉加速，直至约4 s 后才脱离下沉。因此证明本文给出的基于空速值和俯仰角的分步变体过渡控制策略能有效抑制该类构型的尾座式垂直起降飞行器在平飞过渡过程中的高度损失；且分析所得的过渡临界空速与过渡临界俯仰角基本准确。

图30 向固定翼过渡过程垂直速度对比Fig.30 Comparison of vertical velocity during transition to fixed-wing

飞行器在固定翼巡航模态下的飞行姿态如图31 所示，各轴姿态角跟踪曲线如图32 所示。该飞行器在固定翼巡航模态下，滚转、俯仰各轴的姿态角均能较为准确地跟踪姿态角控制指令，由于飞行器具有偏航安定性，本次试飞中未对固定翼巡航模态下的航向轴施加闭环控制。飞行器整体具有较好的操稳特性。

图31 巡航模态飞行姿态Fig.31 Flight attitude of aircraft in cruise mode

图32 巡航模态飞行姿态角跟踪曲线Fig.32 Flight attitude angle of aircraft in cruise mode

飞行器以固定翼巡航模态完成椭圆航线飞行后，在逆风定速平飞状态下，向飞行器发布“向四旋翼悬停模态过渡”指令。飞行器垂直过渡过程如图33 所示，垂直过渡过程飞行数据曲线如图34 所示。

图33 从固定翼向多旋翼变体过渡Fig.33 Variant transition from fixed-wing to multi-rotor

图34 向多旋翼变体过渡数据曲线Fig.34 Data curves for variant transition to multi-rotor

当垂直过渡指令发布后，飞行器依据变体过渡控制策略，以约22 (°)/s 的角速率程控匀速仰起机头，并同时驱动机翼变体折叠，机翼折叠过程历时1.0 s，随后飞行器切换进入多旋翼控制策略。控制策略切换后飞行器继续程控匀速仰起机头，并在阻力作用下自然减速，平均减速度约2.99 m/s2。当飞行器满足俯仰姿态角θ≥θBT=80°的变体过渡临界条件后，飞行器进入四旋翼悬停模态，目标俯仰姿态角切换至悬停模态的水平位置，并受操控手遥控。从发布变体过渡指令直至飞行器机翼折叠并完全进入四旋翼悬停模态，共历时3.62 s。

飞行器在垂直过渡指令发出前后的旋翼指令曲线，如图35 所示。图中，在垂直过渡指令发出后，飞行器机翼折叠进入多旋翼控制策略，并发生了一系列持续时间很短的控制饱和现象。在过渡指令发出后1.5 s内，控制饱和现象基本消除。

图35 变体过渡前后的旋翼控制量输出曲线Fig.35 Curves of rotor control outputs before and after variant transition

作为对比，图36 引用了MIST-UAV 飞行器［19］试飞过程中的变体指令曲线与旋翼指令曲线。从图中可知，在发布垂直过渡指令后，飞行器在多旋翼控制策略下出现了长约6 s的连续控制饱和现象，此时飞行器航向控制处于失控状态。

图36 MIST-UAV 变体与旋翼控制量输出曲线［19］Fig.36 Curves of MIST-UAV variant command and rotor control outputs［19］

因此，可以认为本文提出的悬停模态航向增强控制策略，能有效提升该类布局飞行器在悬停模态下的航向控制效能，明显缓解控制饱和现象的发生，进而提升了该类布局飞行器悬停模态的操稳特性。

5 结论

本文提出了一种展开式变体垂直起降飞行器总体与变体驱动机构设计方案，对飞行器的各飞行模态进行了风洞测力实验，分析了该飞行器的气动特性与飞行性能，并针对该构型给出了其悬停模态的航向增强控制策略与变体过渡过程的控制策略，同时对该飞行器全飞行任务剖面进行了飞行试验验证。得出如下结论：

1）相比于传统的尾座式垂直起降飞行器，可展开与折叠机翼的变体尾座式垂直起降构型能显著提升尾座式垂直起降飞行器在固定翼巡航模态下的展弦比与翼面积，并在多旋翼悬停模态下减小飞行器的几何尺寸与回转半径；通过机翼折叠后将旋翼构成四旋翼布局，利用旋翼差动控制悬停姿态，还有助于提高飞行器垂直起降阶段的操纵性。相比于传统的四旋翼尾座式垂直起降布局，该构型将巡航模态下的最大升阻比提升了65.7%。

2）设计了一种基于多连杆的变体驱动机构，通过变体伺服器驱动外段机翼展开与折叠。利用变体限位机构与合理的连杆长度配置，在固定翼巡航模态下可实现外段机翼的限位与自锁，并传递外段机翼所受的气动载荷，降低变体伺服器在巡航阶段所受常态扭矩，提高飞行器在固定翼巡航模态下的机翼刚度。

3）针对该构型飞行器，设计了一种悬停模态航向增强控制策略。利用传统四旋翼的旋翼差动航向控制所产生的沿展向不均匀滑流，同气动舵面偏转相耦合，进一步增强飞行器的悬停航向控制效能。风洞测力试验证明，采用舵面偏向与目标航向相反的线性升降副翼-旋翼协调航向增强控制策略，可使飞行器悬停模态的航向控制力矩提升达177.2%。飞行试验证明，悬停模态航向增强控制策略的加入，成功缓解了飞行器在垂直起降及向悬停模态过渡过程中所诱发的航向控制饱和问题，显著增强了飞行器悬停模态的操稳特性。

4）针对该构型飞行器，设计了一种基于空速值和俯仰姿态角的分步变体过渡控制策略。定义了过渡临界倾角、过渡临界空速，及其确定方法。飞行器向固定翼巡航模态过渡时，先以四旋翼构型前倾加速，在同时满足上述过渡临界参数后机翼变体展开，并以固定翼构型改平，即可实现在变体过渡过程中升力来源及控制策略的平稳过渡。飞行试验证明，利用本文给出的变体过渡控制策略，按给定的过渡临界参数执行变体过渡，飞行器过渡飞行全过程姿态连续可控，几乎未出现高度损失。

基于本文对展开式变体垂直起降飞行器构型开展的上述研究工作，目前在该类构型飞行器的悬停-巡航-悬停过渡过程中还存在着部分问题有待后续进一步研究：

1）针对该飞行器变体过渡过程的气动特性研究中，将变体过渡过程简化为准静态过程，针对不同迎角、舵偏角和机翼展开角度分别进行了静态测力试验。在后续研究工作中，应当对机翼变体展开与折叠过程的非定常动态特性开展详细研究，进一步分析该动态过程对飞行器气动参数、飞行性能和操稳特性的影响。

2）由于该飞行器的变体过渡过程中，涉及大迎角飞行阶段与复杂的动态变体过程，其气动特性非线性、非定常效应显著，因此对该类构型飞行器变体过渡过程的精确动力学建模与仿真存在一定困难，应当在后续工作中继续加以研究。并依据动力学模型，进一步优化此类飞行器的变体过渡过程控制策略。

3）本文主要针对该构型飞行器的纵向特性进行了研究，尚未涉及横航向扰动在变体过渡过程中对飞行器影响。在后续工作中应进一步完善相关研究，并给出对应的控制策略，以提升飞行器变体过渡过程的鲁棒性。