式中：fval 为电机转速；P 为电机磁极对数；Z 为旋翼齿轮减速比；fPWM 为PWM 周期脉宽计数值。
三、旋翼倾转控制
旋翼系统倾转由伺服电机经涡轮蜗杆减速实现，倾转伺服电机控制结构如图10 所示，θc(t)为倾转角度控制指令，通过主控制器经由CAN 总线发送给倾转旋翼系统节点控制器，θs(t)为旋翼系统实际倾转角度，由数字式增量式编码器测得，并以脉冲形式反馈传输至电机驱动器，电机驱动器将获得的当前倾转角度控制值与实际测量值的差值θe(t)经控制律计算实现精确的位置或速度控制。
图10 倾转过程控制结构
旋翼系统倾转角指令随无人飞行器前飞速度变化，决定着倾转过渡飞行模式。直流伺服电机驱动控制器设置为位置控制模式，实现倾转角度位置闭环控制。同时把实时电流、倾转角速率以及倾转角度反馈给节点控制器，直至发送到主控制器，供地面站监视。
倾转旋翼系统模块化实现验证
一、验证系统组成
倾转旋翼系统模块化实现验证系统如图11 所示，其中四倾转旋翼无人飞行器的1 个节点系统用于验证系统结构、控制和通信，节点倾转旋翼系统指令来自指令操控台，经由地面站发送给主控制器，主控制器再通过CAN 总线通信发送到倾转旋翼系统的系统节点控制器，由节点控制器完成操控分配，与实际飞行器实现一致。
图11 倾转旋翼系统验证系统
验证系统由指令操控平台、地面站、倾转旋翼系统及其控制器、功率采集板、六分量天平及其数据采集器等组成。功率采集板由电压传感器、电流传感器和相关电路组成，节点控制器采集旋翼电机的电压和电流模拟信号，获取旋翼输入功率。数据采集器实现六分量天平数据的采集、调理及传输，由RS232 总线通信把数据传输给节点控制器。
地面站用户监控软件实现与主控制器的实时交互，无线数传电台传输相关数据到主控制器，控制倾转旋翼系统运动变化，用户监控软件实现旋翼电机动力电压、电流、旋翼转速、旋翼系统倾转角速率、倾转角度以及六分量天平的力和力矩等信息的实时监视。地面站用户监控软件采用Access 数据库和WPF 技术通过C#语言设计开发完成，具有数据实时通信、帧解析、存储等功能。
二、验证试验与结果分析
1、旋翼电机转速控制与电流监视
倾转旋翼无人飞行器旋翼转速在飞行过程中为额定值。为验证在机动飞行中旋翼转速控制效果，给定旋翼电机额定转速，模拟机动飞行过程中总距发生的变化，地面监控软件记录旋翼电机实时转速以及电机电流。经实验调试，最后确定旋翼电机转速控制参数T=10 ms，Kp=0.000 2，Ki=0.000 038，Kd=0.000 1，结果如图12～图13所示，可以看出：单节点倾转旋翼系统的旋翼转速控制响应在期望转速1 550 rad/min 上下波动，波动范围在2.6%以内，说明本文设计的带积分饱和位置式PID 控制律控制效果良好，具有一定的抗干扰能力，电机电流随着总距增加呈增大趋势。
图12 旋翼转速控制响应
图13 旋翼电机电流随总距变化
2、旋翼倾转控制与状态量监视
四倾转旋翼无人飞行器从直升机模式控制转变为固定翼模式，验证旋翼系统倾转控制效果。倾转电机驱动器为位置控制模式，倾转通道控制量δtil 由操控平台指令发出，通过地面监控软件发送给主控制器，节点控制器由CAN 总线通信机制接收主控制器发来的倾转通道控制量δtil，倾转状态量发送给主控制器供地面监控软件监视，一组旋翼倾转控制实际结果如图14 所示。
图14 倾转控制响应
从图14 可以看出：旋翼系统由直升机模式控制转换到固定翼模式可以在7 s 左右实现平缓匀速过渡，倾转角速率基本平稳，波动在1.8 rad/s 内，倾转角度随动闭环控制效果良好。
3、垂向通道控制与气动力测量
在直升机模式下，横向通道和纵向通道控制量为0 时，总距控制即为倾转旋翼系统垂向通道控制，其变化决定着倾转旋翼系统的功率需求和气动力变化规律。验证系统气动力测量有助于分析倾转旋翼系统的功率需求。改变垂向通道控制量，试验测量倾转旋翼系统气动力变化，垂向通道旋翼孤立试验实物图如图15 所示，两侧钢板将倾转旋翼系统固定在试验架上，底部装有六分量天平。试验时旋翼额定转速为1 600 r/min，垂向通道控制量分别为3°、6°、9°、12°、15°，试验得到旋翼输入功率与拉力的变化规律如图16 所示，图中计算值参考文献［6］计算得到，可以看出：试验测量值与理论计算值吻合度较好，说明本文设计的分布式控制系统可行，功率需求和气动性能满足系统要求。
图15 垂向通道孤立旋翼试验实物图
图16 旋翼输入功率与拉力变化
结 论
1） 应用带积分饱和的位置式离散PID 控制律设计的旋翼电机转速控制系统，总距变化情况下能保证转速控制效果，转速波动误差小于2.6%，抗干扰能力强，满足控制性能指标要求和工程实际需要。
2） 倾转角度闭环控制系统可在7 s 内实现由直升机模式到固定翼模式的平缓匀速过渡，倾转角速率平稳，控制效果良好。
