Swashplateless-elevon Actuation for a Dual-rotor Tail-sitter VTOL UAV

作者: Nan Chen, Fanze Kong, Haotian Li, Jiayuan Liu, Ziwei Ye, Wei Xu, Fangcheng Zhu, Ximin Lyu, Fu Zhang · IROS 2023

授權條款

• 開放取用
• 論文: CC BY 4.0

以下內容皆依據論文全文，依其 CC BY 4.0 授權條款使用；圖表已標示作者。

一句話摘要

俯仰控制從升降副翼移到由馬達轉速調變驅動的被動式無斜盤旋翼槳轂：一架 2.25 kg 的雙旋翼尾座式飛行器在起飛、追蹤與抗風上表現更好，且未增加致動器

為何重要

由於俯仰由旋翼負責，升降副翼的行程可留給偏航與抗擾，而且俯仰力矩不依賴流經升降副翼的螺旋槳氣流，因此貼近地面起飛時仍能保持穩定。這是在不增加馬達或伺服機的情況下達成的，保留了雙旋翼配置；論文指出，這種配置比四旋翼尾座式飛行器更便宜、更輕巧、更便於攜帶。

問題

雙旋翼尾座式 VTOL 無人機（UAV）通常以升降副翼同時控制俯仰與偏航（傳統升降副翼致動方式，CEA），而大面積的機翼主要在這兩個軸向受風。兩個方向上的大幅控制需求會使有限的升降副翼偏轉飽和，導致控制效能下降或飛行器失穩。貼近地面時，螺旋槳下洗氣流受到干擾，因此升降副翼在起飛時會失去控制力矩，俯仰可能變得不穩定。

提出的方法

無斜盤-升降副翼致動方式（SEA）在每具馬達上安裝一個被動式無斜盤機構：以磁性編碼器讀取的旋翼角度決定時序，對馬達轉速進行正弦調變，讓非對稱鉸接的槳葉週期性改變槳距，進而產生俯仰力矩。滾轉來自差動推力，偏航只由升降副翼產生，而加入 PX4 的自訂混控器以 1 kHz 執行，將期望的推力與力矩對應到馬達油門與伺服機角度。改良後的槳轂加入滾珠軸承與推力軸承，以降低鉸鏈摩擦。

關鍵見解

• 被動式無斜盤槳轂只靠馬達轉速調變就能產生俯仰力矩，因此俯仰控制不需增加致動器。
• 把俯仰交給旋翼槳轂、偏航交給升降副翼，可避免機翼在兩個軸向同時承受大幅擾動時升降副翼發生飽和。
• 無斜盤力矩與流經控制面的螺旋槳氣流無關，因此起飛時的地面效應不會削弱它。
• SEA 混控器以 IMU 速率執行，此速率設為 1 kHz，以免遺漏 910 Hz 的編碼器讀數；DShot600 ESC 協定 26.7 µs 的延遲夠短，足以進行高頻轉速調變。
• 鉸鏈中的滾珠軸承與推力軸承，讓力矩輸出比原本的無斜盤設計更平順、更線性，反應也更快。

主要結果

• 位置控制下的起飛：SEA 的位置誤差為 0.04 m，CEA 為 0.79 m（5.1%），CEA 的俯仰誤差達 14.7°。
• 姿態控制下的起飛：SEA 的最大俯仰誤差為 1.4°，CEA 從地面起飛時為 8.6°，從墊高的台座起飛時為 2.1°。
• 8 字形軌跡追蹤（2 m × 1 m，持續偏航），SEA 對 CEA：位置誤差中位數 14.17 cm 對 15.35 cm（最大 38.91 對 40.64 cm），偏航誤差中位數 19.5° 對 27.1°（最大 87.9° 對 119.3°）。
• 在約 4.5 m/s 的均衡風扇陣風中懸停：x 方向位置誤差中位數 1.77 cm 對 3.83 cm（最大 6.60 對 7.92 cm）；CEA 的俯仰誤差中位數略小（1.09° 對 1.32°），但最大值較大（5.78° 對 4.08°）。
• 單側風下的位置步階：在向前步階中，CEA 出現俯仰振盪，偏航誤差最高達 31.2°、滾轉誤差最高達 8.2°，SEA 則沒有振盪；在橫向步階中，CEA 的最大偏航誤差為 22.1°，SEA 為 8.4°。
• 使用 SEA 的戶外轉換與定翼飛行：轉換過程追蹤無超越量，速度達到 9.6 m/s，轉換後滾轉最大誤差為 5.3°、偏航最大誤差為 3.8°。第 IV-D 節給出定翼俯仰設定值為 -65°（機翼與水平面成 35°），之後又稱俯仰「始終維持在 65°」。

限制

• 在定翼飛行中並未對 SEA 與 CEA 進行定量比較；作者引用先前對 CEA 定翼飛行的驗證，只展示了 SEA 的可行性。
• 在定翼飛行中，滾轉（馬達）與偏航（升降副翼）在設定值附近出現輕微振動，在轉換後不久最大，作者表示這可能來自氣流擾動。
• 在懸停的均衡風條件下，CEA 的俯仰誤差中位數略小於 SEA（1.09° 對 1.32°）。
• 槳葉慣性延遲常數 γ₀ 必須事先依測試台資料校準。
• 所有結果都來自一架自製機體（Hong He），室內位置回饋來自 Vicon 動作擷取系統；論文沒有獨立的限制章節。

對領域的影響

榮獲 IROS 2023 機器人機構與設計最佳論文獎（由 ROBOTIS 贊助），並入圍 IROS 2023 最佳整體論文獎與最佳學生論文獎決選；被引用 12 次。作者公開了所有實驗的影片；論文並未釋出程式碼或設計檔案。

摘要

本文為雙旋翼尾座式垂直起降（VTOL）無人機（UAV）提出一種新穎的無斜盤-升降副翼致動方式（SEA）。傳統升降副翼致動方式（CEA）以升降副翼同時控制俯仰與偏航；相較之下，SEA 採用無斜盤機構，透過馬達轉速調變產生額外力矩來控制俯仰，升降副翼則只用於控制偏航，且不需要額外的致動器。這種解耦的控制策略緩解了大幅俯仰與偏航控制動作所需的升降副翼偏轉飽和問題，進而提升無人機在軌跡追蹤上的控制效能，以及在有大幅外部擾動時的抗擾效能。此外，SEA 克服了 CEA 在無人機貼近地面時所遭遇的致動效能衰退問題，使起飛過程更平順、更穩定。我們在多種真實世界飛行條件下驗證並比較 SEA 與 CEA 的效能，包括起飛、軌跡追蹤，以及外部擾動下的懸停飛行與位置步階。實驗結果顯示 SEA 的效能優於 CEA。此外，我們驗證了 SEA 在此 VTOL 無人機的姿態轉換過程與定翼模式飛行中的可行性。結果顯示，SEA 能在高速迎面氣流下精確控制俯仰，並在定翼模式飛行中維持穩定的姿態。所有實驗的影片請見 youtube.com/watch?v=Sx9Rk4Zf7sQ

連結

• arXiv 2309.13559: https://arxiv.org/abs/2309.13559
• DOI 10.1109/IROS55552.2023.10341861: https://doi.org/10.1109/IROS55552.2023.10341861
• PDF: https://arxiv.org/pdf/2309.13559v1