小型倾转旋翼无人机成本低,能够以固定翼模态高效、高速、长航时飞行,同时又能以旋翼模态垂直起降、悬停、低速飞行,在多个领域具有很好的应用前景。小型倾转旋翼无人机之所以有这些优势是因为其过渡模态通过倾转旋翼实现了固定翼模态和旋翼模态之间切换。然而过渡模态的建模和飞行控制存在很多难题。在建模方面,需要同时考虑旋翼模态的拉力矢量作用和固定翼模态的机体气动力学特性,并且随着旋翼的倾转,旋翼与机翼之间存在时变的气流相互干扰,机体重心位置改变。在控制方面,过渡模态的倾转旋翼无人机由于拉力的矢量作用呈现非线性、多通道耦合特性和输入非仿射性,并且旋翼模态和固定翼模态的控制逻辑不同甚至相互矛盾、执行机构种类数量不同更加大了控制系统实现状态和控制逻辑平稳过渡的难度。此外与普通旋翼无人机和固定翼无人机只对系统状态进行运动控制不同,过渡模态还需要制定策略以规划旋翼的倾转运动确保飞行安全,控制系统需要根据制定的策略进行设计才能保证过渡模态的平稳飞行。本文以集群作战平台研制和倾转旋翼无人机关键技术研究等项目为背景,开展了小型倾转旋翼无人机设计、非线性动力学建模和过渡模态控制方法的研究,主要的研究工作和创新点如下:1、优化设计了小型倾转旋翼无人机系统,减小了旋翼与固定翼之间气流的相互干扰,消除了旋翼电机装配体倾转引起整机重心和转动惯量的变化。首先对倾转旋翼无人机系统的固定翼构型、旋翼构型、倾转机构和电池进行了优化设计,减小了旋翼与固定翼之间气流的相互干扰,消除了旋翼电机装配体倾转引起整机重心和转动惯量的变化并满足航时载荷总重指标,进而从系统设计构建环节就降低了建模和控制器设计的难度。然后采用开源飞控和商用高性能传感器构成的飞控系统以及采用扩展卡尔曼滤波算法融合处理多传感器数据,为系统辨识和控制系统设计提供可靠的数据保障。针对系统特点设计了各模态下的操纵逻辑和全模态飞行的任务剖面。构建的系统相对于现有其他倾转旋翼无人机拥有更高的航时重量比以及满意的有效载荷重量比,为本文后续建模、控制方法设计和策略设计奠定了基础。2、采用动力学建模和系统辨识相结合的方法针对小型倾转旋翼无人机实现建模,动力学模型与实际系统响应曲线一致性验证了模型的准确性。本文借鉴固定翼无人机建模方法,采用了动力学建模与系统辨识相结合的建模方法。首先利用牛顿欧拉方法对机体和旋翼的力和力矩建模,结合刚体动力学建模方法,不同模态动力学建模实现用同一模型统一表示。然后对模型中的未知非气动和气动系数采用系统辨识方法分别确定。非气动系数确定过程中采用改进复摆法改善了转动惯量测量对摆线长度敏感问题,采用标定舵机方法解决了无法安装传感器的问题;采用测量拟合的方法获得了旋翼拉力和力矩系数。再以非气动系数测量结果为基础对气动系数进行辨识。辨识模型的未知气动系数中,设计输入信号和实验流程,预处理统一了数据采样频率、去除了高频噪声、采用全局平滑结合多项式拟合求导方法获取了角加速度数据,采用方程误差方法对气动系数进行辨识。辨识结果显示气动系数偏导数相近,且符合实际机体设计。验证结果显示拟合度较高、误差均方根较小,验证了气动系数辨识的准确性。最后用动力学模型与实际系统响应曲线的一致性进一步验证了建立的模型可以表示系统动力学特性,为控制方法研究奠定了基础。3、优化完善了倾转角跳变策略,设计了基于该策略的旋翼和固定翼控制逻辑权重系数,提出了过渡模态迭代控制分配方法,实现了快速的过渡模态飞行。开源飞控广泛使用的倾转角跳变策略用于本系统时存在引起姿态、高度振荡问题,无法保证本系统飞行安全,并且由于倾转角的倾转作用,开源飞控广泛采用的固定分配矩阵不适用于过渡模态。针对这两个问题,本文保留了开源飞控控制器设计以及控制系统框架,在此基础上首先对倾转角跳变策略进行重新优化完善,然后设计了旋翼和固定翼控制逻辑的权重系数并提出了旋翼转速和倾转角分别计算的基于过渡模态动力学的迭代分配方法。倾转过程姿态控制仿真和实际实验结果验证了迭代分配与采用固定分配矩阵相比,能够保证系统稳定,姿态跟踪更加准确。过渡模态仿真和实际飞行实验显示小型倾转旋翼无人机系统实现了过渡模态飞行,解决了两种执行机构并存、控制机构冗余和输入非仿射的问题,用时6s,高度变化6m,验证了迭代分配和完善优化的策略的有效性。4、提出了基于倾转角渐变策略的级联控制系统,系统的位置环、速度环、角度环控制器和控制分配根据空速的不同按高速段和低速段分别进行了设计,增强了过渡模态的抗干扰能力和横向位置控制能力,保证用时少的同时显著提高了过渡模态的平稳性。针对采用倾转角跳变策略实验中出现的抗干扰能力差,过渡模态姿态存在较大波动、横向位置发散问题。首先采用倾转角渐变策略设计了由位置控制、速度控制、角度控制、角速度控制和分配器构成的级联控制系统。在位置、速度和角度环分别为横向和径向动力学设计了高速段和低速段的控制器,角速度和速度环采用基于干扰观测器的滑模控制方法进行控制。控制分配通过调节以空速为变量的权重系数实现了旋翼和固定翼模态两种操纵逻辑和执行机构的过渡,通过变量替换的方式解决了输入非仿射系统的控制分配问题。最后对倾转角渐变策略的倾转过程终止条件和俯仰角期望进行了设计,以实现更平稳的过渡,避免执行机构饱和。分别进行了无干扰和有由重心、气动系数、转动惯量、风构成的干扰仿真实验,结果显示过渡模态用时不到10s,高度变化不超过0.6m,姿态平稳,执行机构基本无饱和,增强了过渡模态的抗干扰能力和横向位置控制能力,保证了过渡模态的快速性的同时显著提高了过渡模态飞行的平稳性,验证了控制系统和控制策略的有效性。