1 引 言

當前，無人機軍民用技術發展越來越快，應用領域也越來越廣。雖然無人機在陸地領域的用途已日益普及，但是在廣大的海洋領域，還有巨大的應用空間。由于無人機的機動性和使用便捷性，在海岸、海洋資源、水空監視和海事監測等領域也開始運用無人機技術。

基于小型無人航行器體積小、重量輕、布放與運行方便、隱蔽性好、成本低、連續工作時間較長、可回收等優點^[1]，本文著重研究具有一定航程及任務能力的中小型固定翼無人機在海上的應用。陸上使用的中小型無人機如果直接用于海上，存在以下問題：①若無人機從海岸陸地起飛到海上執行任務，中小型無人機航程短，難于往返完成任務；②常規固定翼無人機從艦上起降有困難；③常規中小型無人機難于執行水下的監測、海洋資源探測和巡查等任務，一般水下無人航行器工作區域單一受限，也無法實現空中大范圍巡查工作。為此，本文設計出一種跨越水空兩種區域的海上無人機。

為了能適應跨水空區域作業，所設計的無人機在不同區域航行時應有不同的運行形態。圖1給出本文設計的無人機航行任務剖面框圖，并給出航行各階段無人機的基本形態。框圖包括從水下作業到空中作業的形態變化過程，以及從空中飛行到著降水面以及進入水下的形態變化過程。

圖1 本文無人機航行任務剖面框圖
Fig.1 Sectional block diagram of the UAV navigation mission

本文設計一種適應無人機跨越水空航行的“航行控制系統”。這一航行控制系統是以空中無人機飛行控制與導航結構為基礎，兼具水下航行慣性控制導航和動力控制。本文的航行控制導航硬件系統，除了包括無人機常規的慣性控制傳感器、磁傳感器、氣壓傳感器以及衛星導航傳感器之外，還設計有對水下推進螺旋槳、空氣螺旋槳混合動力裝置及其變軸線、變槳距機構的控制。圖2給出跨水空域航行“航行控制系統”的結構和運行路線，具體應用及軟件系統將在后文論述。

圖2 水空無人機航行控制系統結構框圖
Fig.2 Structure block diagram of the navigation control system of the water-air UAV

2 水下無人航行器形態與控制

本文無人航行器在水下主要執行的任務是對海洋養殖物、海洋水下環境、水雷、無人水下航行器等的監測。因此，僅要求無人航行器在水下懸停或慢速巡察。為此，本無人航行器在水下主要需控制姿態與位置，以及慢速航行，其主要應能保持浮沉穩定和克服航行阻力。鑒于此，無人航行器水下基本形態為：機身下部為弧形三角截面體，有利于橫向穩定和從空中入水穩定；機身上部為近似矩形截面體，機身前后艙為密封空倉產生一定的浮力。本無人航行器動力系統為特殊設計：機身前部有橫桿支撐兩側各一個空氣螺旋槳及其驅動電機和傾轉機構；機身后部中間設置有一個空氣螺旋槳；機身尾后設置了一個水下推進螺旋槳。機身尾部設置有方向舵和升降舵（水下與空中公用）。

從圖3可以看到，機翼設置為可折疊的上單翼；尾部有可全動垂直尾翼（方向舵）和高平尾（升降舵）。機尾設置為典型的三葉水推進螺旋槳。空氣螺旋槳安裝在機身的兩側和后部，而不是安裝在機翼上。這樣的設計不影響機翼折疊。同時，在水下航行時螺旋槳也可作為控制動力。

圖3 無人航行器水下形態三視圖
Fig.3 Three views of the underwater shape of the unmanned vehicle

水下航行主要需要克服阻力和升降控制。無人航行器在水下航行時設計兩側機翼折疊收攏在機身上表面，以減少航行水阻力。

作為水下監視或慢行的無人航行器，最主要的是根據航行阻力特性來設計水下螺旋槳推進器。首先根據阻力系數經驗參數估計阻力大小量級。

水下航行阻力

式中，ρ為水密度，V 為航行速度，CD 為阻力系數（常見水下流線型體值為0.51～0.6），S 指三個空氣螺旋槳在水下狀態時的截面積。于是，可以得到小迎角下阻力與水下航行速度之間呈拋物線增大關系：

為了得到精確的水下航行器阻力特性，可以采用流體力學計算軟件求解不可壓縮流動控制方程（包括連續性方程和N-S 方程）：

式中，為速度矢量，ρ 為水密度，g 為重力加速度，p 為壓強，μ 為流體動力粘性系數。

本文設計模型計算結果如圖4所示。隨著航行速度的增加，阻力迅速增大，呈二次曲線加大。在小航速情況下（如小于 3 kn），最大阻力約為50 N，則水下推進器的推力應大于50 N。

圖4 水下航行阻力隨速度的變化計算結果
Fig.4 Calculation results of underwater navigation resistance as a function of speed

由于水空跨域無人機的機體重量輕，水下航行時，機身中部可進水。水下無航行器的升降控制首先通過所設計的氣囊調節。設計時，使航行器“重心”與“浮心”重合，將氣囊安置在重力線上，并設置有可調節氣囊中水、氣比例的泵控制裝置，如圖5所示。

圖5 氣囊設置與控制泵
Fig.5 Airbag setup and control pump

鑒于本文水下航行器主要任務為定點監控和慢速巡航，首先設計無人航行器應具有良好的靜穩定性。我們設計的平尾能保證水動力中心（相當于飛機的“焦點”，即縱向合力矩不變點）位于重心之后，就可以實現漂角靜穩定。設計垂尾則是實現側向靜穩定的保證。

為了實現在動態情況下的姿態穩定控制，首先建立兩個坐標系：機體坐標系O′x′y′z′（動坐標系）和地面坐標系Oxyz（靜坐標系），如圖6所示。

圖6 水下航行器坐標系與控制力矩
Fig.6 Coordinate system and control moment of underwater vehicle

圖6還給出了水下航行的控制力矩。鑒于慢速巡航運行狀態，近似認為：重力與浮力大小相等而合力為零；勻速運動時，阻力與水螺旋槳推力大小相等。于是控制力矩主要為：Mq 控制升降舵的俯仰力矩，Mr 控制方向舵的偏航力矩。水下航行器在機體坐標系上的運動模型可寫為^[2]：

式中，=[u v w p q r]T 為6 個自由度上的運動速度和角速度（見圖6）；M 為質量矩陣，包括質量和慣性質量；C()為與速度有關的慣性力系數矩陣；D()為粘性水動力矩陣；G 為重力、浮力等靜態力（矩）；T 為執行機構在六個自由度上的力與力矩。

根據上述勻速、慢運動的假設，地面坐標系下的水下航行運動的控制可簡化為如下六自由度的狀態方程控制：

也就是根據飛行控制系統中慣性傳感器與磁傳感器對航行器運動狀態（u v w p q r）的反饋，通過對升降舵俯仰力矩Mq、方向舵的偏航力矩Mr、三個空氣螺旋槳的力矩M1, M2, M3 的控制，來實現X 方向的慢勻速前進，減少側向Y 與上下Z 位移，減少航行器的俯仰、橫滾和偏航轉動。在受到大擾動時，慢速啟動三個空氣螺旋槳，產生力矩M1, M2, M3。兩個前螺旋槳作差動大小拉力控制時，可作為航向輔助控制。航行器俯仰變動較大時，后螺旋槳與升降舵PID 調節控制，可實現俯仰姿態穩定。當航行器橫向發生大偏轉時，也可以通過可變軸的兩個前螺旋槳作上下偏轉運行，實現恢復橫向穩定。

3 從水下到空中形態設計與跨域控制

本文無人航行器實現從水下到水面、再到空中飛行狀態，與其他無人機最大的不同之處在于：運用所設計可傾轉變軸向螺旋槳技術來實現多種跨域控制。這里首先介紹螺旋槳變軸傾轉機構的設計。本文目前所設計的無人航行器模型屬于中小型無人機，動力采用具有使用與控制便捷性的直流無刷電動機。傾轉機構由舵機與電機殼體側面以軸承相連。傾轉舵機與電機呈直角動態連接，可實現電機軸繞支撐桿作任意角度轉動。螺旋槳軸轉動的角度由飛行控制模塊根據飛行狀態需求作定位傾轉。目前，僅設置兩個前空氣螺旋槳，繞y 方向可作任意角度轉動和定位。螺旋槳傾轉機構如圖7所示。

圖7 螺旋槳傾轉機構
Fig.7 Propeller tilting mechanism

3.1 無人航行器從水下到水面的過渡形態與控制

無人航行器從水下上升到水面，如果僅僅依靠排出氣囊中水由浮力升到水面，速度慢，穩定性難控制。為此，本無人航行器從水下上升時，啟動前后三個空氣螺旋槳，其中前面兩個空氣螺旋槳將槳軸轉動90°垂直向上。根據飛控模塊的姿態反饋，控制三個空氣螺旋槳的拉力，使得對航行器重心的合力矩為零。

這時，航行器上升的總合力為：

式中，F 為浮力；W 為重力；D垂直水阻力為航行器上升時的水阻力。

通過對航行器的姿態平衡和上升拉力的控制可以實現加速上升。無人航行器從水下到水面的過渡形態與控制力如圖8所示。

圖8 無人航行器從水下到水面的過渡形態與控制力
Fig.8 Transition form and control force of UAV from underwater to surface

3.2 無人航行器水面滑行到起飛的形態與控制

經試驗，無人航行器從水下上升到水面后，由于水面波浪和兩種環境介質跨域狀態，如果直接起飛升空，脫水過程存在不穩定現象。為此，我們設計本無人航行器具有水面滑行功能，除了更有利于從水面升空控制之外，還可將本無人機設置有水上降落和水上滑行的飛行性能。

無人航行器水面滑行形態設計如圖9所示。兩個前螺旋槳由垂直狀態轉為前傾可變角度狀態，后空氣螺旋槳垂直向上不變，機尾的水推進螺旋槳在離水前仍可運行產生一定推力。這時，機翼升出水面，當航行器以一定速度前進時，會產生一定的升力。

圖9 無人航行器水面滑行形態和控制力
Fig.9 Shape and control force of the unmanned vehicle on the water surface

這里，ρ是大氣密度，V 是航行速度，CL 是機翼升力系數，S機翼是機翼面積。

對于一部分在水中、一部分在水上的航行器，其精確的流體動力分析需要求解水氣兩相流的流體動力學方程。總的方程形式都仍然是流體連續性方程和不可壓守恒形式的雷諾平均N-S 方程。

式中：U 為速度矢量；ρ為控制體內的流體密度；g 為重力加速度；ρ為壓強；μ 為動力粘性系數；μt 為湍流動力粘性系數。式(8)與式(2)的不同之處在于隱含兩相流的參數區別。

本文采用 VOF(Volume of Fluid）動態重疊網技術^[3]來計算水氣兩相流流體動力。首先，將N-S方程寫成求解體積分數的α 隨著速度場U 運動的輸運方程形式。

式中：α為水氣分界附近單元中水相分體積與單元總體積之比。

于是流體單元空間內的密度和粘性系數可分別由下面兩式表示：

通過求解上述含兩相流特征的N-S 方程，其數值計算網格生成如圖10所示，計算可以得到無人航行器的升力系數、阻力系統和三個空氣螺旋槳對重心的縱向與橫向力矩系數，以及升降舵和方向舵的力矩系數。

圖10 無人航行器兩相流計算網格示意圖
Fig.10 Schematic diagram of two-phase flow calculation grid for the UAV

無人航行器的速度控制通過水推進槳和兩個前空氣螺旋槳拉力水平分量控制。無人航行器的姿態穩定控制，可類似于對航行器六自由度動力學方程(3)和狀態函數方程(4)分析，通過對升降舵、方向舵、空氣螺旋槳拉力對重心的力矩（圖9）控制來實現無人航行器滑行時的穩定。無人航行器主要的俯仰控制是由下式的力矩來實現的。

式中：X1, X2 分別表示兩個前螺旋槳旋轉中心到無人機重心的水平距離；φ表示兩個前螺旋槳向前傾轉的角度。

本節分析與控制方法既適合于無人航行器從水中到水面起飛前滑行階段的特性設計分析，也適合無人航行器從空中降落到水面滑行階段的特性設計分析。同時，適于本無人航行器在水面作低速滑行執行有關任務的狀態分析。

隨著無人航行器在水面滑行的不斷加速，機翼升力和空氣螺旋槳的垂直力不斷加大，無人航行器將完全脫離水面飛向空中（圖11）。

圖11 無人航行器從水面起飛的狀態
Fig.11 State of the UAV taking off from the water

4 空中無人飛行器形態與控制

上述無人航行器從水面起飛到空中的狀態，雖然可以前飛，但還是屬于“旋翼模式”為主的飛行形態。這時的前飛速度比較慢，耗能也比較大。本無人航行器設計在海上空中執行任務時，應具有較遠的航程和較快的飛行速度能力。為此，我們設計了前空氣螺旋槳軸線可傾轉的功能（圖7）。在一定的飛行高度時，將前空氣螺旋槳軸線從斜角度傾轉到水平角度，實現像普通固定翼無人機一樣作快速飛行。由于螺旋槳前傾過程中，螺旋槳的垂直升力會迅速下降，如何穩定實現傾轉螺旋槳的整個無人機空中飛行是關鍵。

4.1 可傾轉螺旋槳無人機的受力分析與運動建模

已升空的無人航行器不再受到水的浮力和阻力，可折疊水槳也收起，全部受到空氣動力的作用，實際已成為一架無人飛行器。本無人飛行器與常規固定翼飛行器一樣，除了設計有平尾及升降舵、垂尾及方向舵外，還設計有機翼后緣左右各一個副翼，起橫向控制作用。不同的是，本無人機設計有三個空氣螺旋槳，前兩個螺旋槳可以傾轉。設三個螺旋槳拉力分別為T1，T2，T3，前螺旋槳向前傾轉角度為φ；飛行器氣動升力為L,氣動阻力為D；則整個無人機受力為

整個無人機對重心的受力矩為

式中：（X1,Y1），（X2,Y2），（X3,Y3）分別表示三個螺旋槳旋轉中心相對于無人機重心的坐標。

如圖12所示，無人機的螺旋槳傾轉過渡過程主要是在傾轉螺旋槳無人機的縱向對稱平面內完成^[4]。因此過渡運動特征分析可以忽略無人機的橫航向運動，通過將6 自由運動模型中所有的橫航向變量置零，可以得到簡化的 3 自由度運動模型如下。

圖12 無人飛行器傾轉過渡狀態的受力示意圖
Fig.12 Schematic diagram of force in the transition state of UAV tilting

式中：上標“1”表示機體坐標系；q 為對機體坐標系y 軸的角速度；IY 是對y 軸的轉動慣量。

4.2 可傾轉螺旋槳無人機過渡狀態的俯仰控制

姿態穩定是飛行器實現穩定飛行的前提。因此，在螺旋槳傾轉過程中，無人機俯仰穩定是保證無人機穩定過渡的前提^[5]。

對于本無人機傾轉狀態問題，俯仰控制動力學模型可進一步寫為

這里將俯仰力矩分解為MY機體，即升降舵控制下的全機氣動俯仰力矩；MY傾轉螺旋槳，即前置可傾轉的兩個螺旋槳拉力所產生的全機俯仰力矩；?M干擾表示外部干擾力矩（包括持續干擾或臨時干擾）。

針對式(15)所示的本無人機傾轉過渡過程的俯仰角系統，給定參考信號俯仰角θd 設計輸入δ，在給定的旋翼傾轉策略φ=φ(t)以及外部干擾ΔM(t)存在的情況下，使得系統的俯仰角θ（即系統的輸出）滿足|θ-θd|≤ξ（容許誤差）。利用參考文獻[6]提供的干擾估計預測控制器方法，通過圖13所示流程，可以得到傾轉過渡過程的俯仰穩定控制。

圖13 帶有干擾補償的俯仰角預測控制流程
Fig.13 Pitch angle prediction control process with interference compensation

4.3 可傾轉螺旋槳無人機過渡狀態的高度控制

可傾轉旋翼無人機在整個傾轉過渡過程中，旋翼為主維持升力狀態飛行時，旋翼傾轉角度小但前飛速度小；而機翼為主維持升力狀態飛行時，旋翼傾轉角度大，在前飛速度不足的情況下則機翼升力（機翼升力與速度平方成正比）仍然很小，旋翼升力已迅速下降，會出現掉高強烈振蕩甚至失速墜落的現象。如何分配旋翼推力和升降舵偏轉角控制，保持無人機的飛行高度穩定在期望值附近是一個具有挑戰性的難題。

如圖14所示， 導航的傳統視線法（Conventional Line-of-Sight，CLOS）具有簡潔的算法流程和易于在硬件上實現等優點，被廣泛應用于無人機等移動物體的直線導航任務中。該算法將平面運動物體的位置誤差轉換為期望的姿態角，通過調整姿態角讓物體沿著期望的直線運動。直接運用CLOS 方法來做可傾轉螺旋槳無人機的過渡狀態的高度控制導航，通過控制升降舵保持俯仰角恒定不變來實現期望高度值。由于傾轉過程中升力與阻力都在不斷變化，會發生俯仰振蕩和高度振蕩。

圖14 傳統視線跟蹤法
Fig.14 Traditional gaze tracking method

針對平面運動的飛行器設計了一種改進型視線法（Modified Line-of-Sight，MLOS）算法，它是一種具有自適應性的新型二維平面位置控制算法。該算法可實現平面運動物體的曲線路徑跟蹤。將該算法引入可傾轉旋翼無人機的傾轉過渡過程飛行高度控制系統設計中，可在無須任何位置動力學模型信息情形下，將位置跟蹤誤差轉化為無人機期望的俯仰角控制。圖15中，OEXEZE 表示慣性（地面）坐標系{E}，OE 固結在水（地）平面上任一點處；P 表示無人機當前時刻質心位置，記為(x,z)；Pp 為無人機在指定軌跡上的期望路徑向量，Pp=[(xp(ω ), yp(ω )]T；PpXp 和PpZp 分別表示曲線在Pp 點的切向和法向，兩者構成一個曲線坐標系{N}；e1 和e2 分別表示無人機在曲線坐標系{N}下的位置跟蹤誤差；Δ表示視前距離。速度坐標系{V}下，VVI=[Vd,0]T為無人機在期望位置相對于慣性坐標系下的速度在{V}下的表達式。

圖15 改進的曲線跟蹤法
Fig.15 Improved curve tracing method

期望路徑的俯仰角可以由下式計算：

于是由下列方程組就可以實現MLOS 方法的高度保持曲線跟蹤：

式中，誤差變量e =[e1 , e2]T ；下標r 表示速度坐標系，下標p 表示自然曲線坐標系，下標d 表示慣性坐標系。詳細控制流程如圖16所示，可參考文獻[5]。

圖16 可傾轉旋翼無人機過渡階段高度保持控制流程
Fig.16 Altitude holding control process in the transition phase of the tilt-rotor UAV

4.4 無人機巡航飛行形態

本文無人航行器在空中執行巡航飛行任務時，其形態等同一架前置雙螺旋槳的固定翼無人機。飛行控制方式與常規固定翼無人機一樣，分別通過升降舵、方向舵和副翼來控制無人機的俯仰、航向和橫向姿態與運動軌跡，這里不再描述。無人飛行器空中巡航形態三視圖如圖17所示。

圖17 無人飛行器空中巡航形態三視圖
Fig.17 Three views of the aerial cruising form of the unmanned aerial vehicle

無人航行器在空中巡航時，飛行速度大大增加，升力全部由機翼提供，兩個前置螺旋槳工作，后置螺旋槳停止工作，水推螺旋槳折疊收起。無人機以固定翼模式巡航時耗能小，因此，所設計的無人航行器能夠在空中執行速度快、航程遠的任務。

5 樣機研制與試驗

為了驗證跨域水空無人航行器如何實現多種形態的飛行域控制技術，我們研制了兩架無人航行器試驗樣機，翼展2.2 m，總長2.0 m。無人機布局與前述基本一樣，總體設計為三空氣螺旋槳和一個水推螺旋槳布局，并在內部設計有氣囊控制系統。前面兩個螺旋槳可作繞Y 軸的轉動。控制硬件系統設計如圖18所示。

圖18 無人航行器試驗樣機之一和受力分析
Fig.18 Unmanned aerial vehicle test prototypes and force analysis

5.1 水下航行試驗

本文無人航行器水下航行試驗是在水池中進行的，主要通過對機體內的電動泵控制氣囊的進排水，調節浮力大小，以控制無人航行器的沉浮。

水下航行時控制尾部水槳推力，以控制前進速度。試驗航行速度為2 kn 時，航行穩定正常。無人航行器水下航行的姿態控制主要利用升降舵和方向舵，大干擾時可以利用空氣螺旋槳控制姿態穩定。無人航行器從水下升到水面，主要依靠斜上傾轉的前螺旋槳和垂直向上的后螺旋槳控制。當升到水面后，無人航行器可滑行。滑行一段后，無人航行器主要依靠螺旋槳拉力離開水面升入空中。圖19和圖20分別給出從水下即將升到水面的航行截圖和從水面滑行升起的鏡頭。

圖19 無人航行器從水下前行到水面狀態
Fig.19 State of unmanned vehicle moving from underwater to surface

圖20 無人機從水面升空
Fig.20 Drone lifts off from the water

5.2 空中傾轉螺旋槳飛行控制試驗

首先，我們作空中傾轉旋翼過渡階段控制的有外部干擾（如氣流或風）的仿真分析。一種是當無人機的進入速度不小于最小平飛速度后再進行過渡控制。計算仿真表明，用本文方法，僅依靠升降舵的偏轉就能實現傾轉過渡過程中飛行高度的保持，無人機很快達到穩定狀態。二是當無人機飛行速度尚小于最小平飛速度時進行過渡控制。這是利用本文依靠升降舵偏轉和推力融合的控制方法，也可以實現傾轉過渡過程中飛行高度的穩定。只是，因開始的平飛速度較低，傾轉控制的初始階段無人機高度波動稍大，但是很快就能達到穩定（圖21）。

圖21 有干擾情況下空中傾轉過渡階段的高度穩定控制仿真
Fig.21 Simulation of altitude stability control in the transitional phase of air-tilt in the presence of interference

實際飛行試驗，本文研制的三螺旋槳無人飛行器，成功實現了螺旋槳傾轉過渡階段的高度保持穩定飛行控制（圖22）。由于飛行時外部干擾風較小，無人機傾轉過渡階段幾乎看不出有高度波動。傾轉過渡階段完成后，無人機進入快速巡航階段（圖23）。

圖22 傾轉過渡階段高度保持飛行試驗
Fig.22 Altitude hold flight test during tilt transition

圖23 固定翼模式的巡航飛行
Fig.23 Cruise flight in fixed-wing mode

6 結束語

本文提出一種多螺旋槳可變軸傾轉的水空跨域無人航行器，給出了跨域和飛行模式轉換的多種形態設計和相應的飛行控制技術。這種無人航行器既不同于常規水下、水面航行器，也不同于空中航行的常規無人機。本方案給出可折疊和可展開的機翼設計，從布局方面適應了兩種不同介質環境下的航行流體動力學需求。控制策略是本文的重點，尤其是過渡階段的控制。一個重點是從水下航行向水面滑行的過渡控制，除了涉及到兩相流，還運用了傾轉螺旋槳技術。另一個重點是從可垂直起飛旋翼模式到螺旋槳轉至水平位置的固定翼飛行模式的過渡控制。本文還給出了我們研制的試驗樣機及其飛行控制航行，驗證了本文的設計和控制方法的有效性。由于篇幅有限，本文沒有給出更詳細的技術細節，讀者可從提供的相關參考文獻獲取。文章重點在于提供一種新型跨域無人機的總體設想和布局設計，并提供了從水中到水面、從水面到空中、從旋翼模式到固定翼模式的過渡控制技術策略要點。本文設計的無人航行器可以垂直起降，它不但能從水面起降，也可在體積小的普通艦船上起降，具有廣闊的應用前景。