矢量旋翼无人机动力学建模及仿真分析

梅领润; 李艳杰; 张广玉

doi:10.12404/j.issn.1671-1815.2507109

科学技术与工程 ›› 2026, Vol. 26 ›› Issue (21) :8951-8959 DOI: 10.12404/j.issn.1671-1815.2507109

第二十八届中国科协年会学术论文

矢量旋翼无人机动力学建模及仿真分析

梅领润 ¹^,² ,
李艳杰 ¹^,^* ,
张广玉 ²

作者信息 +

Dynamics Modeling and Simulation of Vectored Quadrotor UAV

MEI Ling-run ¹^,² ,
LI Yan-jie ¹^,^* ,
ZHANG Guang-yu ²

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摘要

针对传统四旋翼无人机存在的欠驱动、结构复杂及续航不足等问题,设计一种基于无斜盘机构与被动铰链的矢量旋翼无人机。该无人机仅通过周期调速信号即可实现复杂的周期变距模式和拉力矢量控制,无需额外的变距驱动器,系统结构简单紧凑。基于牛顿-欧拉方法建立该无人机的动力学模型以量化所受外力与运动参数的关系,模型包含12个输入参数和12个输出参数。最后利用MATLAB/Simulink 进行动力学仿真验证,结果表明:在运动与姿态解耦实验中,无人机X方向位置波动范围不超过5 m,且姿态角保持为 0 rad;在悬停实验中,X、Y、Z三个方向的位置波动范围均不超过5 m。研究成果为微型飞行器动力学设计与控制提供技术支撑,具有重要工程价值。

Abstract

To address the limitations of conventional quadrotors, such as underactuation, structural complexity, and insufficient endurance, a novel vectored-rotor unmanned aerial vehicle (UAV) based on a swashplate-less mechanism and passive hinges was designed. Complex cyclic pitch variations and thrust-vectoring control solely were achieved through cyclic speed regulation signals, eliminating the need for additional pitch actuators and resulting in a simple and compact system architecture. Based on the Newton-Euler formulation, a dynamic model was established to quantify the relationship between external forces and motion parameters, comprising 12 inputs and 12 outputs. Finally, dynamic simulations were conducted using MATLAB/Simulink for validation. The results demonstrate that in the motion and attitude decoupling experiment, the position fluctuation in the X-direction does not exceed 5 m, while the attitude angles remain at 0 rad. In the hovering experiment, position fluctuations along the X, Y, and Z axes are all confined within 5 m. The research outcomes provide technical support for the dynamic design and control of micro aerial vehicles, holding significant engineering value.

Graphical abstract

关键词

无人机 / 矢量旋翼 / 周期变距 / 无斜盘机构 / 动力学建模 / 仿真

Key words

drones / thrust-vectored rotor / cyclic pitch change / swashplateless mechanism / dynamics modeling / simulation

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梅领润, 李艳杰, 张广玉. 矢量旋翼无人机动力学建模及仿真分析[J]. 科学技术与工程, 2026, 26(21): 8951-8959 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2507109

MEI Ling-run, LI Yan-jie, ZHANG Guang-yu. Dynamics Modeling and Simulation of Vectored Quadrotor UAV[J]. Science Technology and Engineering, 2026, 26(21): 8951-8959 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2507109

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微型飞行器(micro aerial vehicles, MAVs)凭借其低成本、高效率、易操作、多场景适用及安全友好等优势^[1-3],不仅在航空研究领域占据重要地位,更被广泛应用于军事侦察^[4]、灾害监测^[5]、环境监测^[6]和物流运输^[7]等领域。随着应用场景的不断拓展,对微型飞行器的性能要求日益严苛:既需在复杂环境中保持高机动性,又需通过轻量化设计延长续航时间,同时还需降低制造成本与系统复杂性。这些需求对传统旋翼系统的结构设计与控制策略提出了双重挑战。

标准多旋翼飞行器(如四旋翼、六旋翼)为典型的欠驱动系统,其总升力矢量始终与机体Z轴共线,导致平移运动与旋转运动无法完全解耦。轨迹跟踪需通过调整姿态角改变推力方向,这严重限制了其在复杂环境下的机动性能,尤其在需要保持水平姿态进行快速平移或突风干扰下维持航向等场景中,控制自由度不足的问题尤为突出^[8]。采用旋翼倾转机构虽能直驱改变升力方向,但伺服系统提高的质量与惯量会显著降低能量效率^[9-10];传统直升机采用的斜盘机构虽可通过周期变距实现高机动性,却因复杂机械联动装置导致整机重量增加,从而阻碍了无人机的微型化进程^[11]。

无斜盘机构(swashplateless mechanism)为解决上述矛盾提供了新的技术路径。已有研究表明,采用无斜盘结构的旋翼系统可实现稳定飞行,其空气动力学效率与传统斜盘机构基本相当;更重要的是,该结构省去了复杂的伺服驱动组件,不仅降低了整机质量,还减少了额外功耗,有效延长了飞行时间^[12-13]。

宾夕法尼亚大学的Paulos^[12]提出了一种无斜盘和被动铰链结构,通过调节单个电机和旋翼来控制欠驱动螺旋桨上的扭矩,并通过实验证明了该系统在实际应用中的主动稳定性和控制能力。香港大学Qin等^[14]研制的Gemini Ⅱ无人机采用无斜盘机构^[15],使用两个倾斜的被动铰链,通过调节电机转子旋转的加速脉冲来周期性地改变叶片桨距^[16],他们在被动铰链处增加了垫片,进一步减小了摩擦效应。土耳其内梅特丁埃尔巴坎大学Karasahin^[17]通过对不同非对称铰链角度进行风扰动和声压测试实验,研究了该结构不同铰链角度与控制器性能之间的关系,揭示了不同铰链角度对推力的影响机制。南京航空航天大学Wang等^[18]研究了无斜盘桨毂摆动铰链及其偏移对倾斜铰链无斜盘旋翼的影响,理论计算表明,增加扑翼铰链将扩大叶片的扑翼范围,其偏移可以提供额外扭矩,从而提高无人机的机动性。

现设计一种基于无斜盘机构与被动铰链的新型矢量旋翼机构,通过3个无驱动被动铰链的巧妙布局,实现仅靠电机周期调速即可驱动桨毂的周期变距和拉力矢量控制,省去复杂的斜盘或额外的变距驱动器,在保证功能的同时,极大简化结构,降低系统质量与复杂度。首先,阐述无斜盘桨毂的机械结构特性及周期调速的变桨距工作原理和实现机制,明确多信号间的解耦与协同作用,为实现精确的推力矢量控制提供理论基础。其次,采用牛顿-欧拉方法建立系统的动力学模型,明确矢量旋翼无人机所受拉力、阻力、力矩与运动参数之间的量化关系;并通过MATLAB/Simulink仿真验证模型的有效性与系统控制性能。以期为该类无人机的动力学设计与控制策略设计提供完备的理论依据和验证手段。突破传统结构与控制约束,为微型飞行器提供轻量化、高机动性解决方案,为其在复杂场景中的工程应用奠定理论与技术基础。

1 无斜盘桨毂结构设计

无斜盘机构桨毂是调节螺旋桨倾转的关键部件,其三维结构如图1所示。整个桨毂由3个无驱动被动铰链组成,两片桨叶分别安装在两个侧毂上,两个侧毂又通过变距铰链连接到中心挥舞毂上。这两个变距铰链相互平行,且与电机转动轴倾斜45°,每个侧毂均设有限位装置,以限制其活动范围。第三个被动铰链为挥舞铰链,将中心挥舞毂牢固地连接到支撑座上,中心挥舞毂的两侧增加了限位孔,用来限制其摆动幅度。支撑座通过4个螺栓固定到电机转子上。该机构可使两个桨叶和中心摆动毂绕各自的铰链在一定角度内自由旋转,整个机构仅由一个电机驱动。

在3个铰链处均采用了一对推力球轴承和一对法兰球轴承,并在轴承之间加装了轴套和垫片。该设计显著降低了接触表面的摩擦,即使在螺旋桨高速旋转和非对称铰链周期性扭转引起的高应力条件下,仍能保持机械系统的性能并提高稳定性。该旋翼桨毂的整体尺寸为82.5 mm×28 mm×46 mm,质量为35.6 g(包含轴承、垫圈和螺栓螺母)。

2 变桨距工作原理

桨叶通过侧毂连接到一个变距铰链上,该变距铰链上没有任何原动机控制,由于变距铰链本身具有可转动自由度,桨叶可在此铰链上自由摆动。当转子加速转动时,在惯性作用下,此时连接桨叶的侧毂会滞后于电机转子。如图2所示,在电机转子处于位置Ⅰ(即角度α)时施加加速指令信号,电机转子加速至位置Ⅱ(即角度α+β),而桨叶滞后于电机转子一个角度δ。因此加速后桨叶的实际位置为位置角α+β-δ,此时桨叶的桨距角会增大,该桨叶产生的推力也随之增大。而与之相对的另一侧桨叶,同样在惯性作用下,也滞后于电机转子一个角度δ,加速后的桨叶实际位置角为α+β-δ,由于倾斜的非对称铰链设计,电机转子的滞后将使该桨叶的桨距角减小,此时该桨叶产生的推力也随之减小。电机转子的滞后将导致黄色叶片的桨距角增大,紫色叶片的桨距角从红色指示的角度减小。不同的桨距角变化导致两个桨叶产生的升力不同。

如果在电机某个方向施加高油门信号以增加转速,两个桨叶都会略微滞后,如图3所示,一侧桨距角增大,而另一侧桨距角减小。当对电机施加制动指令信号,桨叶螺距会发生快速反转变化。当电机在一个正弦波信号下,按照一定的周期转动,电机转子不断地致动、制动,桨叶的螺距就会按照周期反转切换,在某一方向上,一侧桨叶的桨距角一直比另一侧大。由于中心的挥舞毂通过变距铰链与两侧的侧毂连接,在两个桨叶推力差产生的力矩作用下,侧毂可以绕各自的变距铰链在一定角度内自由旋转,这种特殊的设计能够周期性地调节两个桨叶的桨距,周期性俯仰角的变化会在螺旋桨盘平面内产生一个垂直于实际叶片位置圆盘平面方向的净力矩M_T(即角度η)。该力矩可以用于控制螺旋桨产生推力的方向和位置。

3 控制输入

通过对电机施加周期循环油门信号,获得不同的桨距角,以实现螺旋桨产生特定方向的推力。周期循环油门信号的构成公式为

(1)

${T}_{\mathrm{x}}={T}_{\mathrm{s}}+{T}_{\mathrm{q}}\mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}(\theta -{T}_{\alpha })$

式(1)中:T_x为周期循环油门信号;T_s为产生升力的标称油门信号,后文称油门信号;T_q为所施加的正弦信号的幅值,后文称幅值信号;T_α为加速运动开始的角位置,后文称相位信号;θ为转子的当前位置。

油门信号(T_s)与螺旋桨推力F_s及幅值信号(T_q)与螺旋桨平面产生倾转的静力矩M_T之间关系如式(2)所示。

(2)

$\left\{\begin{array}{l}{F}_{\mathrm{s}}={K}_{\mathrm{f}}{T}_{\mathrm{s}}\\ {M}_{\mathrm{T}}={K}_{\mathrm{m}}{T}_{\mathrm{q}}\end{array}\right.$

式(2)中:F_s为螺旋桨推力;M_T为螺旋桨平面产生的净力矩;参数K_f、K_m为实验中获得的近似参数。其可用性已在应用中得到证实^[13]。根据施加到无斜盘机构的周期控制信号,可以确定力矩的定向角即螺旋桨平面倾斜的角度,如式(3)所示。

(3)

$\gamma =\alpha +\beta -\delta $

式(3)中:δ由无斜盘机构中确定的非对称铰链角度而变化,采用的非对称铰链角度为45°。

通过使用连接桨叶的铰链中的周期性挥舞响应来控制螺旋桨产生推力方向,即改变周期循环油门信号中产生升力的标称油门信号(T_s),幅值信号(T_q)和相位信号(T_α),实现推力矢量控制,如图4所示。

如图5所示,利用已搭建的基于六维力传感器平台的测试平台,对无斜盘机构进行了推力矢量控制稳定性的实验验证。实验结果表明,幅值信号主要调节推力矢量倾角(γ)对倾斜方位角(α)影响可忽略。相位信号主导调节X-Y平面内的倾斜方位角(α)对倾角(γ)影响甚微。油门信号直接控制推力大小(F_s)与倾角(γ)存在耦合关系。推力矢量控制系统中不同信号对各个控制参数的影响具有显著差异,该实验明确了振幅、相位与油门信号在旋翼动力学中的独立控制作用,揭示了多信号交互对推力矢量指向与大小的协同调控机制。

4 动力学建模

矢量旋翼无人机的受力分析简图如图6所示,机体坐标系B到惯性坐标系E的线速度转换矩阵R(Θ)∈R^3×3是按照Z_E、Y_E、X_E的顺序将机体坐标系B旋转得到的。其数学表达式为

(4)

${R}_{E}=R({X}_{E},\varphi )R({Y}_{E},\theta )R({Z}_{E},\psi )$

根据欧拉角的定义,欧拉角的变化速率

$\stackrel{·}{\Theta }={\left(\begin{array}{lll}\stackrel{·}{\varphi }& \stackrel{·}{\theta }& \stackrel{·}{\psi }\end{array}\right)}^{\mathrm{T}}$

与角速度ω=(ω₁ ω₂ ω₃)^T的关系如式(5)所示。

(5)

$\stackrel{·}{\Theta }={R}^{\mathrm{T}}\omega $

可以得到角速度转换矩阵R^T(Θ)∈R^3×3,其数学表达式如式(6)所示。

(6)

${R}^{\mathrm{T}}=\left[\begin{array}{lll}1& \mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}\varphi \mathrm{t}\mathrm{a}\mathrm{n}\theta & \mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}\varphi \mathrm{t}\mathrm{a}\mathrm{n}\theta \\ 0& \mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}\varphi & -\mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}\varphi \\ 0& \mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}\varphi /\mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}\theta & \mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}\theta /\mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}\varphi \end{array}\right]$

推力坐标系F到旋翼坐标系W的旋转矩阵R_W是按照先绕Z_W轴转动θ₁、再绕着转动后的Y_W轴转动θ₂的顺序旋转得到的。其数学表达式为

(7)

${R}_{W}=R({Z}_{W},{\theta }_{1})R({Y}_{W},{\theta }_{2})$

在上述假设下,矢量旋翼无人机的运动可分为:重心沿惯性坐标系X_E轴、Y_E轴、Z_E轴的直线运动以及绕惯性坐标系3个坐标轴的转动,即滚转、俯仰、偏航。

根据牛顿第二定律,建立矢量旋翼无人机的动力学方程如式(8)所示。

(8)

$\frac{\mathrm{d}\left(mv\right)}{\mathrm{d}t}=F$

式(8)中:m为整个矢量旋翼无人机的总质量,包括供电设备(锂电池)、机架、螺旋桨和电机等的质量;F和v分别为无人机运动过程中所受的合外力和平均速度。

矢量旋翼无人机所受的合外力F包括升力F_T、阻力F_f、重力F_G。

在机体坐标系中,单个螺旋桨所产生的升力示意图如图7所示,其产生升力为

(9)

${F}_{W}={c}_{\Omega }{\left[\begin{array}{lll}0& 0& {\Omega }_{i}^{2}\end{array}\right]}^{\mathrm{T}}$

(10)F_i=R_WF_W

式中:c_Ω为螺旋桨拉力系数;Ω_i为螺旋桨的转速,i=1,2,3,4。

矢量旋翼无人机受到总升力为

(11)

${F}_{B}=\stackrel{4}{\sum _{i=1}}{F}_{i}$

将矢量旋翼无人机所产生的升力转换到惯性坐标系下

(12)F_T=R_EF_B

矢量旋翼无人机在运动的过程中受到的阻力为

(13)

${F}_{\mathrm{f}}={\left[\begin{array}{lll}-{\mu }_{x}{\stackrel{·}{x}}^{2}& -{\mu }_{y}{\stackrel{·}{y}}^{2}& -{\mu }_{z}{\stackrel{·}{z}}^{2}\end{array}\right]}^{\mathrm{T}}$

式(13)中:μ_x、μ_y、μ_z分别为3个方向的空气阻力系数。

矢量旋翼无人机在运动的过程中受到的重力为

(14)

${F}_{\mathrm{G}}={\left[\begin{array}{lll}0& 0& -mg\end{array}\right]}^{\mathrm{T}}$

式(14)中:g为重力加速度。

将升力F_T、阻力F_f、重力F_G代入式(8)中,可得到

(15)

$\frac{\mathrm{d}\left(mv\right)}{\mathrm{d}t}={F}_{\mathrm{T}}+{F}_{\mathrm{f}}+{F}_{\mathrm{G}}$

根据角动量守恒定律,惯性坐标系下矢量旋翼无人机的转动方程式为

(16)

$J\stackrel{··}{\Theta }=M$

式(16)中:J为矢量旋翼无人机的转动惯性矩阵,是常量矩阵;M为作用在矢量旋翼无人机上的合外力矩。式(16)是在惯性坐标系下建立的方程式,而矢量旋翼无人机的转动是相对于机体坐标系的,需将式(16)转换到机体坐标系下。

矢量旋翼无人机的角速度向量和矢量旋翼无人机的姿态向量有如式(5)的关系,式(17)化为刚体转动欧拉动力学方程为

(17)

$J\stackrel{·}{\omega }=-\omega \times J\omega +{M}_{B}$

式(17)中:M_B为机体坐标系下的合外力矩。

矢量旋翼无人机在运动过程中,螺旋桨的旋转除了给矢量旋翼无人机提供一个垂直于桨面向上的升力外,每个螺旋桨还产生一个反力矩。设旋翼到重心的距离大小为l,且4个旋翼到重心的距离相等。每个旋翼所产生的反力矩为

(18)

${\tau }_{i}={f}_{i}\lambda $

式(18)中:λ为比例系数,其大小由旋翼半径、空气密度、叶片数等决定。

由矢量旋翼无人机的飞行原理可知,滚转力矩τ_ϕ、俯仰力矩τ_θ和偏航力矩τ_ψ如式(19)~式(21)所示。

(19)

$\begin{array}{l}{\tau }_{\varphi }=(-{f}_{1x}+{f}_{2x}-{f}_{3x}+{f}_{4x})\lambda +\\ (-{f}_{1z}+{f}_{2z}+{f}_{3z}-{f}_{4z})l\end{array}$

(20)

$\begin{array}{l}{\tau }_{\theta }=(-{f}_{1y}+{f}_{2y}-{f}_{3y}+{f}_{4y})\lambda +\\ (-{f}_{1z}-{f}_{2z}+{f}_{3z}+{f}_{4z})l\end{array}$

(21)

$\begin{array}{l}{\tau }_{\psi }=(-{f}_{1z}+{f}_{2z}-{f}_{3z}+{f}_{4z})\lambda +\\ ({f}_{1x}-{f}_{2x}-{f}_{3x}+{f}_{4x})l+\\ ({f}_{1y}+{f}_{2y}-{f}_{3y}-{f}_{4y})l\end{array}$

则矢量旋翼无人机的总合外力矩为

(22)

${M}_{B}={\left[\begin{array}{lll}{\tau }_{\varphi }& {\tau }_{\theta }& {\tau }_{\psi }\end{array}\right]}^{\mathrm{T}}$

综上所述,矢量旋翼无人机的动力学方程为

(23)

$\left[\begin{array}{l}m\stackrel{··}{p}\\ {J}_{B}{\stackrel{·}{\omega }}_{B}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{l}{F}_{\mathrm{G}}+{\mathrm{F}}_{\mathrm{f}}\\ -{\mathrm{\omega }}_{B}\times \left({J}_{B}{\omega }_{B}\right)\end{array}\right]+\left[\begin{array}{ll}{R}_{E}& 0\\ 0& I\end{array}\right]\left[\begin{array}{l}{F}_{B}\\ {M}_{B}\end{array}\right]$

矢量旋翼无人机的运动学方程为

(24)

$\left\{\begin{array}{l}{v}_{x}=\stackrel{·}{x}\\ {v}_{y}=\stackrel{·}{y}\\ {v}_{z}=\stackrel{·}{z}\\ \stackrel{·}{\varphi }={\omega }_{1}+{\omega }_{2}\mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}\varphi \mathrm{t}\mathrm{a}\mathrm{n}\theta +{\omega }_{3}\mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}\varphi \mathrm{t}\mathrm{a}\mathrm{n}\theta \\ \stackrel{·}{\theta }={\omega }_{2}\mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}\varphi -{\omega }_{3}\mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}\varphi \\ \stackrel{·}{\psi }={\omega }_{2}\mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}\varphi /\mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}\theta +{\omega }_{3}\mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}\varphi /\mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}\theta \end{array}\right.$

5 仿真实验

为了验证矢量旋翼无人机动力学模型的正确性及其动力学性能,基于MATLAB/Simulink软件搭建仿真实验系统,使用S-function编写矢量旋翼无人机动力学模型。矢量旋翼无人机动力学模型的输入为4个旋翼的转速Ω_i、幅值α_i、相位β_i,即[Ω₁,Ω₂,Ω₃,Ω₄,α₁,α₂,α₃,α₄,β₁,β₂,β₃,β₄],共计12个输入参数;其输出为无人机重心的空间位置、空间速度、空间姿态及空间角速度,即[x,y,z,v_x,v_y,v_z,ϕ,θ,ψ,

$\dot{\varphi }$

$\dot{\theta }$

$\dot{\psi }$

],共计12个输出参数。

通过给定控制信号分析不同运动状态下无人机位置与姿态响应。矢量旋翼无人机的整机质量和转动惯量参数是在Solidworks三维软件中测量得到的,整机质量近似取整。仿真所用矢量旋翼无人机相关物理参数如表1所示。

为模拟矢量旋翼无人机飞行过程中可能受到噪声干扰,在相位信号和幅值信号中引入Band-Limited White Noise模块添加噪声。参数设置如下:噪声功率(noise power)为0.000 1,采样时间(sample time)为0.01,随机数种子(seed)为4 000。

5.1 矢量旋翼无人机运动与姿态解耦仿真实验

为验证矢量旋翼无人机可实现运动与姿态解耦的工作特性,进行矢量旋翼无人机运动与姿态解耦仿真实验,即仅通过倾转桨叶改变位置而保持姿态不变。

实验中4个旋翼采用相同的控制信号:油门信号如图8所示,转速在初始时刻阶跃至4 100 r/min,12 s时开始减速,15 s时减速至3 600 r/min,20 s时开始加速,加速至25 s后保持为3 800 r/min;相位信号如图9所示,其值恒为0;幅值信号如图10所示,前10 s为π/8,10 s后保持为0 rad。

仿真结果如图11~图14所示。由图11可知,矢量旋翼无人机在幅值信号作用下沿X轴正方向位移逐渐增大,20 s后稳定于60 m附近;Y轴方向位置变化幅度小于1 m,基本保持稳定;Z轴正方向位置逐渐增加后维持定高飞行。由图12可知,矢量旋翼无人机的油门信号从0 r/min加速到4 100 r/min时,其X向速度先逐渐增大到5 m/s,保持匀速飞行,在10 s时开始减速,逐渐减速到0 m/s;Z向速度在22 s后稳定于0 m/s。由图13和图14可知,整个过程中矢量旋翼无人机的姿态角与角速度均保持为0 rad,这一现象验证了运动与姿态的解耦特性。

该实验结果成功验证了矢量旋翼无人机的运动与姿态解耦能力。通过周期调速控制桨叶倾转,无人机实现了沿X轴的平移运动(在噪声作用下,位置响应波动范围≤5 m),同时姿态角(ϕ、θ、ψ)始终保持为零。这表明无斜盘机构通过惯性滞后效应实现的周期变距机制,能独立控制推力方向而不影响机体姿态,解决了传统四旋翼欠驱动问题的核心局限。

5.2 矢量旋翼无人机悬停仿真实验

为考察矢量旋翼无人机实现在某一姿态下悬停的工作特点,进行矢量旋翼无人机悬停仿真实验,即通过控制矢量旋翼无人机桨叶,使其姿态发生改变,而位置不发生改变。

实验中前两旋翼与后两旋翼分别采用相同的油门信号,所有旋翼幅值信号与相位信号一致。油门信号如图15所示;相位信号如图16所示,是一个为0的恒定信号;幅值信号如图17所示,是一个为-π/9的恒定信号。

实验结果如图18~图21所示。由图18可知,矢量旋翼无人机在X轴负方向的位置逐渐增大,Y轴方向位置基本不变,Z轴方向位置逐渐增大然后定高飞行。由图19可知,矢量旋翼无人机在控制信号作用下,其X轴方向速度先沿着负方向增大后减小,最后逐渐减小至0 m/s;其Y轴方向速度基本保持为0 m/s。其Z轴方向速度先增大后减小再增大,在14 s时开始减小,22 s时达到0 m/s,并保持恒定。由图20可知,矢量旋翼无人机的俯仰角在10 s时开始增大逐渐增大到0.35 rad附近,然后保持恒定。由图21可知,矢量旋翼无人机的俯仰角速度在10 s时开始增大,达到0.18 rad/s后随即减小,在15 s时达到0 rad/s,并保持恒定。

该实验结果证明了无人机在姿态调整下的悬停稳定性。通过调节前后旋翼的油门和幅值信号,无人机实现了俯仰角变化(增至0.35 rad),同时在噪声作用下,在X、Y、Z 3个方向的位置响应波动范围都在5 m以内。这表明推力矢量控制能有效抵消姿态变化带来的位移扰动。

6 结论

通过简化结构和降低成本,促进了无人机产业链的自主化,符合我国“智能制造”战略。针对传统四旋翼无人机在结构复杂性、控制自由度及机动性能上的局限性,围绕无斜盘机构与被动铰链设计的矢量旋翼无人机展开研究,通过分析机械结构、阐述变桨距原理、动力学建模及仿真验证,系统揭示了该型无人机的技术优势与工程应用价值,主要研究结论如下。

(1) 采用了无斜盘非对称铰链机构,通过周期调速进行周期变距,进而有效实现了拉力的矢量调控。显著简化了结构、降低了质量与成本。

(2) 基于牛顿-欧拉方法建立了包含12个状态参数的非线性动力学模型,量化了无人机所受外力、力矩与运动参数之间的关系,为系统仿真与控制策略设计提供了可靠理论依据。

(3) 通过MATLAB/Simulink仿真平台进行了验证。仿真结果表明:在运动-姿态解耦实验中,无人机仅通过桨叶倾转即可实现位置调整(位置响应波动范围≤5 m),且滚转、俯仰、偏航姿态角始终保持为 0 rad,验证了解耦控制能力;在悬停实验中,通过调控前后旋翼油门信号和幅值信号,可实现无人机定姿态悬停,且X、Y、Z方向位置响应波动范围≤5 m,证明模型可支撑复杂姿态下的定点悬停控制,且具有一定自抗干扰能力,为后续控制器设计提供了可靠的动力学基础。

后续研究可进一步优化动力学模型中的实验参数,提升推力与力矩计算精度;同时,结合实际飞行测试数据,开发基于该模型的自适应抗干扰控制器,进一步拓展矢量旋翼无人机在复杂环境中的应用边界,例如,在军事领域,该设计可提升侦察无人机的隐蔽性和适应性;在物流运输中,能优化路径规划效率。

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