變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)研究進(jìn)展

趙 勃，徐豐羽，岳 東，蔣國(guó)平

(南京郵電大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院、人工智能學(xué)院，江蘇南京 210023)

作為近年來(lái)無(wú)人機(jī)中發(fā)展最快的分支，多旋翼無(wú)人機(jī)以其簡(jiǎn)單緊湊的結(jié)構(gòu)、靈巧多變的行動(dòng)能力、極強(qiáng)的機(jī)動(dòng)性和較高的操控性能，在現(xiàn)代軍事作戰(zhàn)和偵查任務(wù)中擔(dān)任了至關(guān)重要的角色［1－5］。在商業(yè)領(lǐng)域，無(wú)人機(jī)公司如法國(guó)Parrot、中國(guó)大疆創(chuàng)新等也在針對(duì)不同人群與行業(yè)需要推出越來(lái)越多的多旋翼無(wú)人機(jī)產(chǎn)品。甚至許多全球大型的互聯(lián)網(wǎng)公司如美國(guó)亞馬遜、谷歌及Facebook等也在多旋翼無(wú)人機(jī)的應(yīng)用上投入了大量的研發(fā)工作。與此同時(shí)，國(guó)內(nèi)外高校與科研機(jī)構(gòu)也一直未停下對(duì)多旋翼無(wú)人機(jī)研究的腳步［6－9］。伴隨著微處理器、新型材料與動(dòng)力電池技術(shù)的進(jìn)步，多旋翼無(wú)人機(jī)迎來(lái)了其發(fā)展的黃金時(shí)期。

不同于傳統(tǒng)的單旋翼直升機(jī)，目前投產(chǎn)與廣泛應(yīng)用的多旋翼無(wú)人機(jī)為降低機(jī)身復(fù)雜度與控制復(fù)雜度，其旋翼構(gòu)形被普遍設(shè)置為“固定槳距”樣式，即槳葉的攻角不可調(diào)節(jié)，使得每個(gè)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的推力僅依賴于槳葉的轉(zhuǎn)速，其與單旋翼無(wú)人機(jī)變槳距結(jié)構(gòu)的主要區(qū)別如圖1所示。

圖1 旋翼式無(wú)人飛行器的槳距區(qū)別

這種“定槳距”方式雖然顯著降低了多旋翼無(wú)人機(jī)的操作門檻與維護(hù)成本，但也帶來(lái)了如下問(wèn)題：

（1）由于旋翼沒(méi)有負(fù)向攻角，無(wú)法反向存儲(chǔ)自旋下降過(guò)程中的動(dòng)能，故而在執(zhí)行機(jī)構(gòu)出現(xiàn)故障或電池續(xù)航不足時(shí)（又稱“動(dòng)力失效”狀態(tài)），飛行器完全不具備挽救墜機(jī)的能力，這會(huì)對(duì)飛行器本體與機(jī)載設(shè)備造成摧毀性的沖撞［10］；

（2）由于每個(gè)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的推力僅依賴于槳葉的轉(zhuǎn)速，而轉(zhuǎn)速的變化又受限于旋翼與電機(jī)的慣性，這使得動(dòng)力輸出存在時(shí)滯，且飛行動(dòng)態(tài)越大，時(shí)滯影響越嚴(yán)重，這極大限制了飛行器的飛行能力與飛行品質(zhì)；

（3）由于缺少槳距變化，旋翼的動(dòng)力效率無(wú)法得到優(yōu)化，這對(duì)飛行器的續(xù)航時(shí)間造成了極大影響。

若將變槳距特性引入多旋翼無(wú)人機(jī)則可以很好地解決上述問(wèn)題，使飛行器的執(zhí)行機(jī)構(gòu)響應(yīng)更迅速，提升飛行控制品質(zhì)，并可通過(guò)轉(zhuǎn)速與槳距的匹配實(shí)現(xiàn)能效的最大化，提升續(xù)航時(shí)間。此外，利用負(fù)槳距特性，多旋翼無(wú)人機(jī)可有效應(yīng)對(duì)飛行器動(dòng)力失效情況，從而極大程度保護(hù)飛行器的本體和機(jī)載設(shè)備，提升飛行安全系數(shù)，降低事故損失，具有重要的理論與實(shí)踐意義。

1 變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)原理、特點(diǎn)及應(yīng)用

變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)的工作原理與普通多旋翼無(wú)人機(jī)相似，以六旋翼無(wú)人機(jī)為例，6只螺旋槳以正反交替的旋轉(zhuǎn)方向均勻分布于幾何對(duì)稱的機(jī)臂末端，如圖2所示。

圖2 六旋翼無(wú)人機(jī)的動(dòng)力分配及飛行原理

6個(gè)旋翼能夠?yàn)轱w行器的動(dòng)力學(xué)帶來(lái)1個(gè)總推力及繞機(jī)體坐標(biāo)系3個(gè)軸的轉(zhuǎn)矩作用。令螺旋槳的推力f＝［f1，f2，f3，f4，f5，f6］T，總推力F即為

所產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩為

其中，l為每個(gè)電機(jī)中軸至飛行器幾何中軸的距離，κ為升力-轉(zhuǎn)矩系數(shù)。由于旋翼數(shù)量比動(dòng)力學(xué)狀態(tài)多，故而在實(shí)際的飛行控制中需要求解式（2）中矩陣的偽逆才能夠獲得較為均衡的動(dòng)力分配方案。

不同于傳統(tǒng)固定槳距多旋翼無(wú)人機(jī)的是，由于變槳距結(jié)構(gòu)的加入，在某種程度上增加了原有機(jī)身結(jié)構(gòu)的復(fù)雜度，而其動(dòng)力輸出控制也由單一轉(zhuǎn)速控制變?yōu)檗D(zhuǎn)速-槳距攻角的協(xié)同控制。一方面，對(duì)于變槳距飛行器需要在不破壞原有電機(jī)轉(zhuǎn)速控制的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)一種盡可能簡(jiǎn)潔輕便的變距機(jī)構(gòu)，另一方面，針對(duì)槳距攻角控制的舵機(jī)及球桿需要確保足夠的安裝精度及控制精度以使多動(dòng)力機(jī)構(gòu)有較好的一致性。這種協(xié)同式的控制方式也為變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)帶來(lái)了獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)及相應(yīng)的應(yīng)用場(chǎng)景。

1.1 更高的能量利用率——更久的續(xù)航時(shí)間

在鋰聚合物電池發(fā)展尚未取得突破性進(jìn)展的當(dāng)下，傳統(tǒng)固定槳距的旋翼式無(wú)人機(jī)續(xù)航始終難以得到有效延長(zhǎng)。而當(dāng)多旋翼無(wú)人機(jī)將變槳距特性賦予旋翼后，會(huì)使得旋翼的推力控制分解為兩個(gè)自由度——轉(zhuǎn)速控制依靠電子調(diào)速器輸入電壓占空比的調(diào)整，槳距角控制依靠高速舵機(jī)執(zhí)行器的輸出轉(zhuǎn)角變化。在槳距角與控制電壓的共同作用下，電機(jī)的轉(zhuǎn)速變化與升力變化存在非線性特性，且輸入槳距角亦會(huì)影響輸出轉(zhuǎn)速。其槳升力L與轉(zhuǎn)速ω的方程描述如下

其中，I為電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，v為控制電壓，α為槳距角，KV和KQ為電機(jī)常數(shù)，R為電機(jī)內(nèi)電阻，i0為空載電流，bD1、bD2和bD3為由槳葉空氣動(dòng)力學(xué)參數(shù)計(jì)算得到的電機(jī)轉(zhuǎn)矩系數(shù)。通過(guò)調(diào)節(jié)電壓輸入與槳距角輸入關(guān)系可以優(yōu)化轉(zhuǎn)速及升力特性，以縮短系統(tǒng)暫態(tài)響應(yīng)過(guò)程。針對(duì)兩類執(zhí)行機(jī)構(gòu)，可有多種轉(zhuǎn)速-槳距的匹配方案，不同的匹配曲線下雖然可達(dá)到相同的推力輸出目標(biāo)，但旋翼總體的效率和動(dòng)態(tài)特性會(huì)有區(qū)別，如圖3所示。

圖3 旋翼組電機(jī)給定占空比、旋翼升力、旋翼轉(zhuǎn)速與功耗之間的關(guān)系

通過(guò)對(duì)變槳距機(jī)構(gòu)的建模與特性分析，可以得到能量利用的最佳區(qū)間，以及轉(zhuǎn)速與螺距匹配的最佳曲線帶，這樣便可大大提升能效及無(wú)人機(jī)的續(xù)航能力，有利于完成更特殊、更復(fù)雜、更長(zhǎng)時(shí)間的飛行任務(wù)。

1.2 更迅捷的動(dòng)力輸出——特種飛行的能力

由前面對(duì)動(dòng)力機(jī)構(gòu)的分析可知，單純電機(jī)的轉(zhuǎn)速變化會(huì)表現(xiàn)出低通濾波特性，并存在一定程度的延遲執(zhí)行效果，使得傳統(tǒng)多旋翼無(wú)人飛行器的瞬間響應(yīng)速度不夠快，飛行動(dòng)作及軌跡會(huì)存在明顯的超調(diào)量，這會(huì)大大限制飛行器的飛行能力。與此同時(shí)，由于固定槳距飛行器的推力方向?yàn)榇怪庇跈C(jī)身向下且不可反轉(zhuǎn)，因此飛行器的可控飛行角度也被限制在±90°之間，超越此范圍的飛行動(dòng)作諸如“翻跟頭”等僅能依靠慣性實(shí)現(xiàn)且停留時(shí)間極短。

在變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)上，槳距的變化可依靠高速舵機(jī)來(lái)實(shí)現(xiàn)，其對(duì)推力變化的影響顯著快于電機(jī)的轉(zhuǎn)速變化，通過(guò)此額外的控制自由度可大大提升飛行器瞬態(tài)性能。此外，由于槳距角可翻轉(zhuǎn)至負(fù)角度，使得飛行器的可控飛行角度被擴(kuò)充至±180°，且機(jī)身翻轉(zhuǎn)后的控制策略與控制性能與翻轉(zhuǎn)前無(wú)差別。變槳距的出現(xiàn)擴(kuò)充了多旋翼無(wú)人飛行器的飛行場(chǎng)景，如穿越飛行、倒立飛行、特技飛行等，這對(duì)于對(duì)特種飛行有普遍需求的軍事領(lǐng)域而言，有著極大的應(yīng)用前景，如圖4所示。

圖4 變槳距四軸飛行器可完成特級(jí)飛行動(dòng)作

1.3 正、負(fù)槳距的切換——自轉(zhuǎn)著陸的能力

負(fù)槳距的出現(xiàn)除了能擴(kuò)展特種飛行能力還能夠解決飛行器的動(dòng)力失效問(wèn)題。動(dòng)力失效是指飛行器在飛行過(guò)程中因動(dòng)力源供給耗盡、動(dòng)力機(jī)構(gòu)故障或傳動(dòng)機(jī)構(gòu)故障等原因?qū)е滦硎?dòng)力的情形。據(jù)統(tǒng)計(jì)，逾4成的旋翼式無(wú)人機(jī)事故是由動(dòng)力失效問(wèn)題引起的，平均10 000 h的飛行中就有一次動(dòng)力失效故障發(fā)生，此類飛行事故給軍用、商用及民用領(lǐng)域均帶來(lái)了較大損失。

目前解決“動(dòng)力失效”問(wèn)題的有效手段是自轉(zhuǎn)著陸技術(shù)［11－13］，這種技術(shù)在傳統(tǒng)的單旋翼直升機(jī)上取得了一定進(jìn)展。當(dāng)直升機(jī)在飛行過(guò)程中失去動(dòng)力時(shí)，駕駛員或機(jī)載飛控系統(tǒng)會(huì)迅速響應(yīng)，調(diào)整旋翼為負(fù)螺距狀態(tài)，此時(shí)飛行器在維持旋翼原旋轉(zhuǎn)方向基礎(chǔ)上吸收能量并維系槳葉的轉(zhuǎn)速，在接近地面時(shí)依靠下降過(guò)程中旋翼存儲(chǔ)的動(dòng)能和正螺距作用提供升力，以使飛行器平穩(wěn)著陸，如圖5所示。

圖5 單旋翼直升機(jī)動(dòng)力失效下的自轉(zhuǎn)著陸飛行

對(duì)于固定槳距的多旋翼無(wú)人機(jī)而言，由于螺距攻角不變，且電機(jī)在動(dòng)力失效情形下轉(zhuǎn)速急劇降低，無(wú)法實(shí)現(xiàn)直升機(jī)的能量吸收-釋放過(guò)程［14－16］。 而利用負(fù)槳距特性，多旋翼無(wú)人機(jī)也可完成原本只能在單旋翼直升機(jī)上實(shí)現(xiàn)的自轉(zhuǎn)著陸動(dòng)作，將控制過(guò)程分解為自轉(zhuǎn)建立、穩(wěn)定下滑、升力恢復(fù)及接地4個(gè)階段，合理協(xié)調(diào)分配旋翼動(dòng)能、機(jī)身重力勢(shì)能、水平與鉛直動(dòng)能，判斷與切換各著陸階段并把握關(guān)鍵的槳距變化時(shí)機(jī)。

這種技術(shù)不僅適用于多旋翼無(wú)人飛行器［17］動(dòng)力失效情況，還可用于飛機(jī)操縱失靈、振動(dòng)超標(biāo)、機(jī)身引火等緊急場(chǎng)合，可有效降低飛行事故所帶來(lái)的損失。

2 國(guó)內(nèi)外變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)研究進(jìn)展

變槳距多旋翼飛行器并非“新概念”機(jī)型，早在1922年，美國(guó)空軍服務(wù)部研制的首架四旋翼直升機(jī)便配備了可變槳距的旋翼［18］。1955年，由美國(guó)陸軍投資的Convertawings項(xiàng)目中，首個(gè)原型機(jī)同樣為變槳距型四旋翼飛行器［19］。不過(guò)，受限于當(dāng)時(shí)的研發(fā)能力和技術(shù)手段，早期大型的原型機(jī)均為“有人機(jī)”，需要駕駛員乘坐在飛機(jī)上實(shí)施操縱，無(wú)法實(shí)現(xiàn)自主飛行控制，而這些研究項(xiàng)目在若干次試飛后均以技術(shù)瓶頸和資金削減而告終，如圖6所示。1992年，美國(guó)密西根大學(xué)開發(fā)了一款變槳距小型無(wú)人四旋翼飛行器［20］，實(shí)現(xiàn)了一定程度上的自主飛行，但為了保障飛行器的安全，試驗(yàn)僅在旋轉(zhuǎn)臺(tái)上進(jìn)行，而非真正意義上的三維空間飛行。

圖6 早期大型變槳距四旋翼有人機(jī)原型機(jī)

此后，隨著微處理器、慣性導(dǎo)航單元、新材料和動(dòng)力電池技術(shù)的崛起，給結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單的“固定槳距”多旋翼飛行器提供了高速發(fā)展的溫床。變槳距多旋翼飛行器則在這場(chǎng)比拼“低成本”、“高緊湊”和“快速上手”的競(jìng)爭(zhēng)中敗下陣來(lái)。期間科學(xué)研究和無(wú)人機(jī)產(chǎn)品開發(fā)也全部圍繞定槳距多旋翼飛行器展開，變槳距多旋翼飛行器則淪為極少數(shù)業(yè)余航模愛好者的創(chuàng)新制作品［21］。

2.1 美國(guó)麻省理工學(xué)院小型變槳距四旋翼無(wú)人機(jī)

迄今為止，在小型變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)領(lǐng)域中理論深度與飛行實(shí)驗(yàn)方面成果最豐富的團(tuán)隊(duì)是美國(guó)麻省理工學(xué)院的ACL實(shí)驗(yàn)室，團(tuán)隊(duì)成員于2011—2012年對(duì)此類飛行器進(jìn)行了較為深入的研究。

ACL實(shí)驗(yàn)室設(shè)計(jì)的首版變槳距四旋翼無(wú)人機(jī)是在中國(guó)臺(tái)灣成功大學(xué)無(wú)人機(jī)控制系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室的原型機(jī)基礎(chǔ)上改造而來(lái)，即僅使用一臺(tái)電機(jī)，并將其置于飛行器的幾何中心，依靠皮帶將旋轉(zhuǎn)動(dòng)力傳遞至每個(gè)機(jī)臂的末端。該無(wú)人機(jī)的4個(gè)螺旋槳轉(zhuǎn)速始終保持一致，僅利用槳距變化來(lái)實(shí)現(xiàn)升力的調(diào)節(jié)。然而此種設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)會(huì)給機(jī)身帶來(lái)很大的振動(dòng)，并最終導(dǎo)致整機(jī)的自動(dòng)控制策略難以有效實(shí)現(xiàn)。

隨后該實(shí)驗(yàn)室對(duì)飛行器進(jìn)行了深度重構(gòu)，采用了4只空心軸電機(jī)，將碳纖維控制桿穿過(guò)電機(jī)軸，在電機(jī)的頂部通過(guò)球桿控制螺距攻角，在電機(jī)的底部由舵機(jī)帶動(dòng)控制桿的上下移動(dòng)。這種設(shè)計(jì)來(lái)源于直升機(jī)控制主槳及副翼的CCPM盤結(jié)構(gòu)，如圖7所示。而將舵機(jī)放置于電機(jī)的正下方會(huì)帶來(lái)兩個(gè)明顯的好處：一是舵機(jī)所需要的控制力矩被降低，因此槳距的控制效率較高，二是4個(gè)動(dòng)力執(zhí)行機(jī)構(gòu)的安裝一致性很容易得到保證，從而大幅降低了飛行器機(jī)身的振動(dòng)。

圖7 麻省理工學(xué)院ACL實(shí)驗(yàn)室小型變槳距四旋翼無(wú)人機(jī)

ACL實(shí)驗(yàn)室成員對(duì)槳距與轉(zhuǎn)速關(guān)系進(jìn)行了詳細(xì)的數(shù)學(xué)建模與分析，并結(jié)合升力實(shí)驗(yàn)測(cè)試獲得了大量數(shù)據(jù)，找出了執(zhí)行機(jī)構(gòu)能量效率的最佳區(qū)間，提出了相應(yīng)的飛行控制策略與軌跡規(guī)劃算法，并在其搭建的小型變槳距四旋翼無(wú)人機(jī)上實(shí)現(xiàn)了包括倒飛在內(nèi)的高機(jī)動(dòng)性動(dòng)作［22－25］。但是，該實(shí)驗(yàn)室忽略了外界復(fù)雜擾動(dòng)與空氣動(dòng)力學(xué)因素，在控制策略方面缺少魯棒性；而在自轉(zhuǎn)著陸方面，該團(tuán)隊(duì)并沒(méi)有展開相關(guān)研究。自2012年項(xiàng)目組核心成員 Mark Johnson Cutler博士畢業(yè)后，ACL實(shí)驗(yàn)室沒(méi)有再發(fā)表變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)方面的文獻(xiàn)。

2.2 新加坡國(guó)立大學(xué)油動(dòng)變槳距四旋翼無(wú)人機(jī)

新加坡國(guó)立大學(xué)于2016—2017年期間針對(duì)油動(dòng)引擎的四旋翼無(wú)人機(jī)進(jìn)行設(shè)計(jì)并研制了變槳距機(jī)構(gòu)。該課題組將傳統(tǒng)直升機(jī)尾槳單元的齒輪－皮帶結(jié)構(gòu)引入，通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)帶動(dòng)4個(gè)旋翼組以相同的角速度旋轉(zhuǎn)［26－27］。為使其中的兩組槳翼能夠反向旋轉(zhuǎn)，該課題組設(shè)計(jì)了兩套皮帶傳送機(jī)構(gòu)用以抵消機(jī)身自旋運(yùn)動(dòng)，如圖8所示。

圖8 新加坡國(guó)立大學(xué)油動(dòng)變槳距四旋翼無(wú)人機(jī)皮帶轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)

與麻省理工學(xué)院類似，新加坡國(guó)立大學(xué)團(tuán)隊(duì)亦對(duì)旋翼的幾何屬性、雷諾數(shù)、升力－轉(zhuǎn)矩系數(shù)以及槳葉的其他空氣動(dòng)力參數(shù)做了詳細(xì)嚴(yán)謹(jǐn)?shù)臏y(cè)定與擬合。該課題組根據(jù)旋翼半徑（360 mm）選取了2 500 r／min為其工作轉(zhuǎn)速，并以此測(cè)算得到發(fā)動(dòng)機(jī)期望功率和旋翼轉(zhuǎn)矩與槳距角的關(guān)系曲線，從而完成了實(shí)體發(fā)動(dòng)機(jī)的選型（Zenoah 270RC）。

得益于發(fā)動(dòng)機(jī)功率高、螺旋槳葉尺寸大，該變槳距無(wú)人機(jī)的起飛質(zhì)量設(shè)計(jì)為10 kg，相比于電動(dòng)多旋翼無(wú)人機(jī)有極大的負(fù)載優(yōu)勢(shì)。由于油動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料載重效率高于鋰電池，加之變槳距結(jié)構(gòu)對(duì)能耗有優(yōu)化作用，故其飛行器可持續(xù)飛行2～3 h，相比于普通定槳距電動(dòng)多旋翼無(wú)人機(jī)續(xù)航時(shí)間獲得了極為可觀的延長(zhǎng)。

但受限于發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量，該飛行器旋翼機(jī)構(gòu)的升力僅能依靠槳距調(diào)節(jié)，無(wú)法實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)速與槳距的協(xié)同控制；此外，該團(tuán)隊(duì)所采用姿態(tài)環(huán)控制方法為線性狀態(tài)反饋法，并未考慮實(shí)時(shí)的外部擾動(dòng)因素。

2.3 國(guó)內(nèi)變槳距無(wú)人機(jī)研究進(jìn)展

在國(guó)內(nèi)，北京航空航天大學(xué)在變槳距四旋翼飛行器的建模與控制問(wèn)題上做了相關(guān)研究［28］，并通過(guò)仿真對(duì)算法進(jìn)行驗(yàn)證，但沒(méi)有對(duì)動(dòng)力機(jī)構(gòu)作相應(yīng)的優(yōu)化分析，也沒(méi)有實(shí)體飛行器做實(shí)驗(yàn)支撐。北京理工大學(xué)和中航維拓科技有限責(zé)任公司于2014—2016年期間分別申請(qǐng)了油動(dòng)變距四旋翼無(wú)人機(jī)專利［29－31］，其側(cè)重點(diǎn)在于機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和動(dòng)力傳動(dòng)系統(tǒng)的連接。中航工業(yè)直升機(jī)所國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室創(chuàng)新團(tuán)隊(duì)在2015年12月研制并成功試飛了變槳距四旋翼飛行器，并于2016年和易瓦特科技股份公司簽訂戰(zhàn)略合作協(xié)議，重點(diǎn)探索旋翼結(jié)構(gòu)對(duì)于長(zhǎng)航時(shí)負(fù)荷的影響。此外，由創(chuàng)新工廠于2015年投資的浩恒征途大學(xué)生創(chuàng)業(yè)團(tuán)隊(duì)開發(fā)了用于農(nóng)業(yè)植保的油動(dòng)變距多旋翼產(chǎn)品［32］?？梢哉f(shuō)，國(guó)內(nèi)成體系的針對(duì)變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)的研究成果較少，且多數(shù)研究和開發(fā)集中在動(dòng)力系統(tǒng)的協(xié)調(diào)問(wèn)題，在自主控制問(wèn)題上相對(duì)薄弱。

綜上，現(xiàn)有的國(guó)內(nèi)外針對(duì)變槳距多旋翼飛行器及其自轉(zhuǎn)著陸的研究中存在的主要問(wèn)題歸納如下：

（1）對(duì)變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)的研究尚處于起步階段，鮮有實(shí)際飛行結(jié)果；

（2）旋翼空氣動(dòng)力學(xué)分析欠缺，在飛行控制算法方面缺少魯棒性；

（3）針對(duì)小型電動(dòng)多旋翼無(wú)人機(jī)的自轉(zhuǎn)著陸問(wèn)題的研究尚處于空白。

3 變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)關(guān)鍵問(wèn)題及研究趨勢(shì)

現(xiàn)如今，變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)相關(guān)的技術(shù)和理論已獲得了實(shí)質(zhì)性的進(jìn)步。但此類特殊飛行器真正走向成熟以及實(shí)際應(yīng)用尚有部分關(guān)鍵性問(wèn)題需要解決，其解決方法及未來(lái)的發(fā)展趨勢(shì)概括如下。

3.1 旋翼組機(jī)構(gòu)的動(dòng)態(tài)模型建立與分析

對(duì)于變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)而言，在槳距角與控制電壓的共同作用下，電機(jī)的轉(zhuǎn)速變化與升力變化存在明顯的非線性特性，且輸入槳距角亦會(huì)影響輸出轉(zhuǎn)速。與此同時(shí)，槳距的瞬態(tài)變化也會(huì)干擾當(dāng)前旋翼的期望轉(zhuǎn)速，從而影響最終的推力輸出值。因此，如何建立推力輸出下轉(zhuǎn)速與槳距的匹配關(guān)系，并分析得出能耗的最佳執(zhí)行區(qū)間至關(guān)重要，這不僅是變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)正常飛行的基礎(chǔ)，也能夠?yàn)樘胤N飛行及自轉(zhuǎn)著陸飛行提供理論與技術(shù)保障。

此外，針對(duì)飛行器還應(yīng)建立較完備的變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型和動(dòng)力學(xué)模型，其中包括非線性外部干擾因素及其飛行器自身的非線性特性。與此同時(shí)，對(duì)比與分析不同作業(yè)環(huán)境中非結(jié)構(gòu)化干擾作用下多旋翼無(wú)人機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型與理想環(huán)境或微風(fēng)擾環(huán)境下飛行器的動(dòng)力學(xué)模型，為抗擾非線性魯棒控制設(shè)計(jì)做好模型分析上的準(zhǔn)備。

3.2 時(shí)變擾動(dòng)下變槳距無(wú)人機(jī)的魯棒自適應(yīng)控制理論與方法研究

對(duì)于已準(zhǔn)確獲得變槳距執(zhí)行機(jī)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)特性的飛行器，應(yīng)對(duì)飛行器的整體系統(tǒng)做基本的飛行控制方法研究，以確保飛行器飛行狀態(tài)下的任意時(shí)刻能夠?qū)崟r(shí)完成鎮(zhèn)定或跟蹤的控制目標(biāo)。此類問(wèn)題目前有三方面研究趨勢(shì)。

（1）充分考慮因變槳距結(jié)構(gòu)的引入而帶來(lái)的對(duì)機(jī)身對(duì)稱性的影響，以及考慮機(jī)載傳感器無(wú)法提供高可靠性的三維線速度的情況。分析無(wú)人機(jī)輸入輸出的耦合關(guān)系，設(shè)計(jì)非線性速度濾波器／觀測(cè)器，提供不可測(cè)量的線速度的估計(jì)值，為實(shí)現(xiàn)擾動(dòng)和參數(shù)攝動(dòng)下多旋翼無(wú)人機(jī)的姿態(tài)穩(wěn)定與航跡跟蹤控制打下基礎(chǔ)。

（2）研究在建模不確定性和外界非結(jié)構(gòu)化擾動(dòng)存在的情況下，設(shè)計(jì)穩(wěn)定性高、魯棒能力強(qiáng)、動(dòng)態(tài)性能好、并能有效抗擾的非線性控制器，實(shí)現(xiàn)精確姿態(tài)和軌跡跟蹤的非線性魯棒控制方法，對(duì)位置控制與姿態(tài)控制進(jìn)行聯(lián)合設(shè)計(jì)，以獲得更好的飛行控制效果。

（3）從非線性控制系統(tǒng)理論的角度出發(fā)，對(duì)所設(shè)計(jì)的多旋翼無(wú)人機(jī)的控制策略進(jìn)行嚴(yán)格完整的穩(wěn)定性和收斂性分析，保證飛行控制的安全性和可靠性。

3.3 動(dòng)力失效狀態(tài)下變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)的自轉(zhuǎn)著陸控制策略研究

針對(duì)變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程中不可避免的非線性擾動(dòng)的影響，設(shè)計(jì)具有較強(qiáng)抗擾能力的非線性魯棒控制算法，以實(shí)現(xiàn)多種復(fù)雜環(huán)境下飛行器的高品質(zhì)飛行與控制系統(tǒng)的穩(wěn)定運(yùn)行，并在數(shù)學(xué)上嚴(yán)格證明其穩(wěn)定性。此類問(wèn)題目前可分解為3個(gè)研究方向與研究趨勢(shì)。

（1）懸停狀態(tài)下變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)的垂直自轉(zhuǎn)著陸控制策略研究，即在初始下降速度為零的條件下，僅通過(guò)旋翼總槳距的變化完成機(jī)身降速、旋翼轉(zhuǎn)速的協(xié)調(diào)和動(dòng)能勢(shì)能的轉(zhuǎn)換，以微調(diào)各個(gè)旋翼槳距維系飛行器姿態(tài)的穩(wěn)定，而不產(chǎn)生明顯的水平速度著陸飛行。

（2）具有水平速度的變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)的自轉(zhuǎn)著陸控制策略研究，即研究帶有前飛運(yùn)動(dòng)的變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)的自轉(zhuǎn)著陸過(guò)程，討論水平速度與垂直速度的協(xié)調(diào)問(wèn)題以及前飛滑行的姿態(tài)控制問(wèn)題，以進(jìn)一步完善和優(yōu)化自轉(zhuǎn)著陸的控制策略。

（3）分析研究不同初始高度、初始速度、初始旋翼轉(zhuǎn)速對(duì)自轉(zhuǎn)著陸影響。因多旋翼無(wú)人機(jī)的體量較小，對(duì)下降過(guò)程的控制時(shí)機(jī)要求較高，初始條件的改變會(huì)使著陸過(guò)程產(chǎn)生較大的差異，特別是初始高度的變化會(huì)直接影響到自轉(zhuǎn)著陸飛行是否能安全執(zhí)行。故變槳距多旋翼無(wú)人機(jī)安全著陸下初始高度的邊界問(wèn)題也是一個(gè)極具實(shí)際意義的研究發(fā)力點(diǎn)。

4 結(jié)束語(yǔ)

變槳距無(wú)人機(jī)融入了傳統(tǒng)單旋翼直升機(jī)的機(jī)構(gòu)特性，在一定程度上能夠突破當(dāng)前旋翼式無(wú)人機(jī)發(fā)展的若干瓶頸。此類無(wú)人機(jī)一方面借鑒了固定槳距的多旋翼無(wú)人機(jī)的控制算法和傳統(tǒng)單旋翼直升機(jī)的自轉(zhuǎn)著陸技術(shù)，另一方面也利用了多旋翼無(wú)人機(jī)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)優(yōu)化與調(diào)整了控制策略，達(dá)到取長(zhǎng)補(bǔ)短優(yōu)勢(shì)互補(bǔ)的效果。其能夠進(jìn)一步增強(qiáng)多旋翼無(wú)人機(jī)在不同環(huán)境下的適應(yīng)能力，拓展飛行器在更多前沿領(lǐng)域的應(yīng)用。其研究問(wèn)題亦是多旋翼無(wú)人機(jī)實(shí)際發(fā)展過(guò)程中亟待解決的前沿問(wèn)題，并可在一定程度上促進(jìn)旋翼式無(wú)人機(jī)控制科學(xué)的進(jìn)一步發(fā)展，在無(wú)人機(jī)理論創(chuàng)新上特別是多旋翼無(wú)人機(jī)的發(fā)展與應(yīng)用方面具有一定的挑戰(zhàn)性。有助于提升旋翼式無(wú)人機(jī)的應(yīng)用水平，或成為新的研究方向與研究熱點(diǎn)。