傾轉(zhuǎn)變形四旋翼飛行器的設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)

劉彥偉 潘 豪 劉三娃 李淑娟 李 言

西安理工大學(xué)機(jī)械與精密儀器工程學(xué)院，西安，710048

0 引言

近年來，四旋翼飛行器由于其垂直起降、操作簡單、機(jī)動(dòng)性高等優(yōu)點(diǎn)而被廣泛應(yīng)用于航拍、植保、災(zāi)區(qū)搜救等領(lǐng)域。常規(guī)四旋翼飛行器的旋翼對(duì)稱分布在機(jī)身的四周[1]，是一類多輸入多輸出、強(qiáng)耦合的欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，這種特性迫使飛行器的位置與姿態(tài)高度耦合，無法獨(dú)立控制飛行器的位置與姿態(tài)。災(zāi)難搜救和軍事偵察等應(yīng)用場景中經(jīng)常需要面對(duì)狹窄縫隙等復(fù)雜的內(nèi)部空間，常規(guī)四旋翼無人機(jī)的強(qiáng)耦合特性限制了其在地震等災(zāi)難現(xiàn)場復(fù)雜飛行環(huán)境的應(yīng)用[2]。

近年來，國內(nèi)外研究人員開始研究可變形飛行器，希望通過增加飛行器的自由度來提高其環(huán)境適應(yīng)性。BADR等[3]通過為旋翼增加四個(gè)額外的旋轉(zhuǎn)自由度，在仿真系統(tǒng)中實(shí)現(xiàn)了飛行器以傾轉(zhuǎn)變形姿態(tài)的懸停和飛行。RYLL等[4]提出了一種超驅(qū)動(dòng)四旋翼飛行器，通過在旋翼機(jī)臂末端配置傾轉(zhuǎn)電機(jī)，實(shí)現(xiàn)空間六自由度姿態(tài)的完全可控，但其傾斜角度范圍相對(duì)較小。SEGUI-GASCO等[5]提出了一種雙軸傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器策略，利用多個(gè)伺服電機(jī)控制旋翼的旋轉(zhuǎn)和傾斜，但飛行過程中需要依賴復(fù)雜的控制方法，且飛行效率較低。KAWASAKI等[6]提出了一種共軸雙旋翼結(jié)構(gòu)，將四個(gè)旋翼分成兩個(gè)模塊，分別由一個(gè)電機(jī)驅(qū)動(dòng)傾轉(zhuǎn)。SAKAGUCHI等[7]研制了一種平行連桿結(jié)構(gòu)四旋翼飛行器，飛行器由傾斜框架和主體組成，使用一個(gè)伺服電機(jī)控制主體結(jié)構(gòu)在俯仰方向傾斜，其變形能力為連桿機(jī)構(gòu)所限制。DESBIEZ等[8]提出了一種可折疊四旋翼飛行器，飛行器呈剪刀形狀，可以在飛行過程中由伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)的剪刀叉關(guān)節(jié)實(shí)現(xiàn)平面變形，其變形能力受到旋翼的限制。FALANGA等[9]設(shè)計(jì)的可變形四旋翼由四個(gè)可以圍繞主體折疊的臂組成，由額外的四個(gè)伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)變形，可以以不對(duì)稱形態(tài)穩(wěn)定飛行，但機(jī)械系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)較復(fù)雜。BUCKI等[10]提出一種被動(dòng)變形的四旋翼飛行器，飛行器臂和中心體之間以彈性鉸鏈代替剛性連接，當(dāng)旋翼產(chǎn)生低推力時(shí)，四個(gè)機(jī)臂在慣性的作用下向下折疊，從而飛行器可以以很小的尺寸穿過狹窄空間，但是飛行器在該狀態(tài)下處于失穩(wěn)狀態(tài)，只能實(shí)現(xiàn)瞬間飛行。DERROUAOUI等[11]提出了一種非常規(guī)四旋翼飛行器設(shè)計(jì)，四個(gè)機(jī)臂可以在一個(gè)平面內(nèi)轉(zhuǎn)動(dòng)和伸縮，其尺寸減小能力為旋翼所限制。KUMAR等[12]提出了一種新型四旋翼飛行器概念設(shè)計(jì)，機(jī)臂可以沿軸向滑動(dòng)進(jìn)而改變升力與飛行器重心的相對(duì)位置，提供操控的靈活度，其整體尺寸不會(huì)減小。李斌斌等[13]提出一種正四面體結(jié)構(gòu)的四旋翼飛行器，通過為每個(gè)旋翼增加一個(gè)傾轉(zhuǎn)自由度來實(shí)現(xiàn)全向飛行，其整體尺寸受到四面體結(jié)構(gòu)的限制而難以減小。

本文針對(duì)狹窄空間飛行的需求，提出了一種俯仰姿態(tài)可以獨(dú)立控制的四旋翼飛行器。該飛行器由一個(gè)舵機(jī)驅(qū)動(dòng)四個(gè)旋翼同步傾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，即驅(qū)動(dòng)飛行器改變俯仰姿態(tài)，可以實(shí)現(xiàn)以俯仰的姿態(tài)懸停和飛行。

1 飛行器結(jié)構(gòu)

本文提出的飛行器總體呈“H”形，四個(gè)旋翼分為兩組分別安裝在兩個(gè)機(jī)臂上，機(jī)臂可繞各自軸線轉(zhuǎn)動(dòng)。飛行器原理樣機(jī)見圖1?？傮w尺寸為158 mm×170 mm×59 mm，整機(jī)起飛質(zhì)量為125 g。如圖2所示，飛行器由1個(gè)舵機(jī)(Hitec HS-5035HD)通過帶傳動(dòng)機(jī)構(gòu)同步傾轉(zhuǎn)四個(gè)旋翼和IMU模塊，從而實(shí)現(xiàn)飛行器俯仰姿態(tài)的獨(dú)立控制。圖中，OAxAyAz、OBxByBz分別為IMU模塊坐標(biāo)系和機(jī)架坐標(biāo)系，傾轉(zhuǎn)角θt定義為Az軸和Bz軸之間的夾角，即舵機(jī)驅(qū)動(dòng)旋翼和IMU模塊相對(duì)機(jī)架旋轉(zhuǎn)的角度。

圖1 傾轉(zhuǎn)變形四旋翼樣機(jī)

圖2 同步傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)

該飛行器可以通過傾轉(zhuǎn)變形改變自身的俯仰姿態(tài)，從而以俯仰姿態(tài)穿越狹窄空間。如圖3所示，飛行器穿越狹窄空間的過程主要分為接近過程、傾轉(zhuǎn)變形過程和恢復(fù)過程三個(gè)階段。首先飛行器以正常飛行姿態(tài)飛行接近狹窄空間，然后控制飛行器傾轉(zhuǎn)變形，以俯仰姿態(tài)穿越狹窄空間，最后恢復(fù)正常飛行姿態(tài)。飛行器在傾轉(zhuǎn)變形過程中，機(jī)架以飛行器質(zhì)心為原點(diǎn)旋轉(zhuǎn)，四個(gè)旋翼與地面保持平行，飛行器傾轉(zhuǎn)變形后，其橫向尺寸減小。同時(shí)，飛行器IMU模塊與旋翼同步傾轉(zhuǎn)，降低了控制算法的復(fù)雜性。如圖4所示，飛行器舵機(jī)驅(qū)動(dòng)四個(gè)旋翼傾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)θt角度后，機(jī)臂之間的橫向尺寸為

圖3 飛行器傾轉(zhuǎn)變形穿越狹窄空間動(dòng)作示意圖

圖4 機(jī)臂橫向尺寸示意圖

Δ=Lcosθt

(1)

式中，θt∈[0°,90°);L為兩個(gè)機(jī)臂之間的距離。

傾轉(zhuǎn)角度越大，機(jī)臂間的橫向尺寸越小，越有利于穿越狹窄空間。在傾轉(zhuǎn)角度為90°時(shí)，飛行器處于不穩(wěn)定狀態(tài)，所以傾轉(zhuǎn)角度應(yīng)小于90°。

2 氣動(dòng)特性分析

傾轉(zhuǎn)變形四旋翼飛行器在傾轉(zhuǎn)變形后，旋翼之間會(huì)產(chǎn)生氣流干擾。隨著飛行器傾轉(zhuǎn)角度的增大，旋翼間的氣流干擾越來越嚴(yán)重，在飛行器傾轉(zhuǎn)90°的極限狀態(tài)下，上下旋翼處于共軸狀態(tài)，氣流的影響最大，會(huì)影響飛行器的升力特性。在設(shè)計(jì)傾轉(zhuǎn)變形四旋翼飛行器時(shí)必須要考慮旋翼間的氣流干擾對(duì)氣動(dòng)力特性的影響。旋翼產(chǎn)生的流體場運(yùn)動(dòng)特征基本遵循納維-斯托克斯方程(Navier-Stokes equations)[14]，考慮傾轉(zhuǎn)過程中多旋翼氣動(dòng)干擾的復(fù)雜性，利用計(jì)算流體力學(xué)(computational fluid dynamics，CFD)進(jìn)行模擬計(jì)算[15-16]，并通過試驗(yàn)驗(yàn)證模型準(zhǔn)確性。

2.1 氣動(dòng)力特性分析

為了驗(yàn)證設(shè)計(jì)的合理性，對(duì)該飛行器傾轉(zhuǎn)變形過程進(jìn)行氣動(dòng)力特性分析。由于飛行器旋翼對(duì)稱分布，同時(shí)為了節(jié)約計(jì)算成本，提高計(jì)算效率，仿真分析模型選為雙旋翼模型，模型分析示意圖見圖5，其中兩個(gè)旋翼轉(zhuǎn)向相反。雙旋翼模型計(jì)算域和流場網(wǎng)格劃分如圖6所示，計(jì)算區(qū)域由兩個(gè)內(nèi)部旋轉(zhuǎn)域和一個(gè)外部靜態(tài)域組成。仿真模型中，兩個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速均設(shè)置為5000 r/min，傾轉(zhuǎn)角度為[0°,90°]。為了分析傾轉(zhuǎn)角度對(duì)旋翼升力和扭矩的影響，采用微分的思想將飛行器的傾轉(zhuǎn)過程分割成一系列的穩(wěn)定懸停狀態(tài)來進(jìn)行仿真計(jì)算，傾轉(zhuǎn)角度每隔7.5°仿真計(jì)算一次。

(a)飛行器三維模型 (b)雙旋翼模型分析示意圖

(a)雙旋翼計(jì)算域 (b)雙旋翼流場網(wǎng)格

圖7所示為兩個(gè)旋翼產(chǎn)生的扭矩仿真結(jié)果。傾轉(zhuǎn)角度為0°時(shí)，兩個(gè)旋翼產(chǎn)出的扭矩方向相反、大小相等。隨著傾轉(zhuǎn)角度增大，兩個(gè)旋翼產(chǎn)生的扭矩基本不變。圖8所示為兩個(gè)旋翼產(chǎn)生的升力仿真結(jié)果。當(dāng)傾轉(zhuǎn)角度為0°時(shí)，兩個(gè)旋翼產(chǎn)生的升力相等，均為0.48 N。隨著機(jī)架傾轉(zhuǎn)角度的增加，位于下方位置的1號(hào)旋翼的升力逐漸減小，位于上方位置的2號(hào)旋翼的升力基本保持不變。當(dāng)傾斜角度為52.5°時(shí)，位于下方位置的1號(hào)旋翼的升力損失驟增，當(dāng)傾斜角度為90°時(shí)，1號(hào)旋翼升力最小，約為0.38 N，損失達(dá)到峰值，升力損失最大為0.10 N，升力損失比為21%，但升力仍然大于飛行器懸停時(shí)單個(gè)旋翼需要提供的升力(0.32 N)。

圖7 雙旋翼扭矩仿真結(jié)果

圖8 雙旋翼升力仿真結(jié)果

為進(jìn)一步分析升力損失原因，分析了不同傾轉(zhuǎn)角度下雙旋翼產(chǎn)生的流場分布。圖9a為徑向圖，圖9b為軸向圖。旋翼將上表面的空氣加速后流入下表面，形成壓力差，為飛行器提供升力。當(dāng)機(jī)架傾轉(zhuǎn)角度為0°時(shí)，1號(hào)和2號(hào)旋翼的流場在豎直方向上幾乎沒有重疊部分，兩個(gè)旋翼都能聚集周圍的空氣，所以旋翼產(chǎn)生的氣流互相擾動(dòng)小，升力幾乎沒有損失。當(dāng)傾轉(zhuǎn)角度為30°時(shí)，兩個(gè)旋翼的流場開始發(fā)生重疊，位于上方的2號(hào)旋翼產(chǎn)生的氣流開始干擾位于下方的1號(hào)旋翼，同時(shí)，2號(hào)旋翼上方的高速氣流分配區(qū)域相對(duì)較大，增加了氣流流入量，從而增加了升力，造成位于下方的1號(hào)旋翼升力相對(duì)減小，隨著機(jī)架傾轉(zhuǎn)角度的增大，兩個(gè)旋翼流場的重疊面積也逐漸增加，1號(hào)旋翼的升力損失也越來越嚴(yán)重。當(dāng)傾轉(zhuǎn)角度達(dá)到60°時(shí)，兩個(gè)旋翼的氣流重疊明顯，氣動(dòng)干擾明顯，造成位于下方旋翼的升力損失驟增，當(dāng)傾轉(zhuǎn)角度為90°時(shí)，兩個(gè)旋翼之間的氣動(dòng)干擾最強(qiáng)烈，此時(shí)，1號(hào)旋翼的升力損失達(dá)到最大。

(a)流場分布徑向圖

由仿真結(jié)果可知，飛行器的傾轉(zhuǎn)變形對(duì)旋翼的扭矩幾乎沒有影響，對(duì)位于上方位置旋翼的升力影響也很小，對(duì)位于下方位置旋翼的升力影響較大，最終造成了飛行器整體升力的損失，傾轉(zhuǎn)角度為90°時(shí)，飛行器總升力損失達(dá)到最大，約為0.2 N。綜上所述，機(jī)架傾轉(zhuǎn)時(shí)，上下旋翼存在氣動(dòng)干擾，升力損失主要由處于空間位置下方的旋翼造成，這是因?yàn)樘幱谏戏降男砭奂臍饬骷铀俸髸?huì)流向下方的旋翼，對(duì)下方的旋翼產(chǎn)生干擾，造成位于下方旋翼的升力損失。飛行器傾轉(zhuǎn)角度為90°時(shí)，四個(gè)旋翼能夠提供的總升力為1.72 N,大于飛行器的起飛重力(1.25 N)，飛行器可以正常起飛。

2.2 傾轉(zhuǎn)旋翼升力測試

為了驗(yàn)證仿真結(jié)果的正確性，搭建了圖10所示的雙旋翼傾轉(zhuǎn)實(shí)驗(yàn)平臺(tái)，測試傾轉(zhuǎn)狀態(tài)下旋翼的升力。實(shí)驗(yàn)通過非接觸式激光測速儀測量旋翼的轉(zhuǎn)速；由S型拉力傳感器(型號(hào)為JLBS-M2-0.5 kg)測量旋翼產(chǎn)生的升力；NI多功能數(shù)據(jù)采集卡(型號(hào)為USB-6002)同時(shí)采集兩個(gè)旋翼的升力信號(hào)，并利用DAQ Express數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)對(duì)NI采集卡上的信息進(jìn)行記錄和處理。

圖10 傾轉(zhuǎn)旋翼升力測試裝置

實(shí)驗(yàn)時(shí)，以激光測速儀測量的旋翼轉(zhuǎn)速作為反饋調(diào)整電機(jī)的輸入電壓，將兩個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速調(diào)整為5000 r/min。根據(jù)圖4所示上下旋翼的空間位置關(guān)系，確定不同傾轉(zhuǎn)角度下兩個(gè)旋翼的橫向距離與垂向距離。傾轉(zhuǎn)角度間隔7.5°測量一組，每組重復(fù)測量五次取平均值。

不同傾轉(zhuǎn)角度下兩個(gè)旋翼的升力測量結(jié)果與仿真結(jié)果對(duì)比分別如表1和表2所示。旋翼的升力實(shí)驗(yàn)結(jié)果總體來說較仿真結(jié)果偏小，這是因?yàn)榉抡婺Ｐ椭袣饬鞑粫?huì)受到其他障礙物的干擾，而在實(shí)驗(yàn)中氣流會(huì)受到實(shí)驗(yàn)裝置的干擾。圖11為位于上方的2號(hào)旋翼升力實(shí)驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果對(duì)比分析圖。位于上方的2號(hào)旋翼升力隨傾轉(zhuǎn)角度的增大變化較小，升力值比較穩(wěn)定，與仿真結(jié)果一致，仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果之間的絕對(duì)誤差較小，最大值誤差為0.026 N。圖12為位于下方的1號(hào)旋翼的仿真與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比分析圖。位于下方的1號(hào)旋翼的升力隨傾轉(zhuǎn)角度的增大逐漸減小，與仿真結(jié)果趨勢一致，實(shí)驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果的最大誤差為0.087 N。在傾轉(zhuǎn)角度達(dá)到60°時(shí)，位于下方的1號(hào)旋翼升力的實(shí)驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果均發(fā)生驟降，而實(shí)驗(yàn)結(jié)果中升力損失更加嚴(yán)重，這是因?yàn)榘惭b2號(hào)旋翼的支架結(jié)構(gòu)會(huì)造成1號(hào)旋翼的升力損失。

表1 2號(hào)旋翼升力實(shí)驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果對(duì)比

表2 1號(hào)旋翼升力實(shí)驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果對(duì)比

圖11 2號(hào)旋翼升力實(shí)驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果

圖12 1號(hào)旋翼升力實(shí)驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果

圖13為雙旋翼總升力對(duì)比曲線?？偵Φ姆抡娼Y(jié)果和實(shí)驗(yàn)結(jié)果在傾轉(zhuǎn)過程中都隨著傾轉(zhuǎn)角度的增大而減小，傾轉(zhuǎn)90°時(shí)，升力損失最大，仿真結(jié)果為0.101 N，升力損失比為10%，實(shí)驗(yàn)結(jié)果為0.20 N，升力損失比21%。傾轉(zhuǎn)90°時(shí)，飛行器四個(gè)旋翼提供最小升力最小，仿真值約為1.716 N，實(shí)驗(yàn)值約為1.49 N，均大于飛行器自重1.25 N，可以為飛行器提供足夠的升力，表明該飛行器設(shè)計(jì)合理有效。

圖13 雙旋翼總升力實(shí)驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果

對(duì)比分析旋翼的實(shí)驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果可知，仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果隨傾轉(zhuǎn)角度的變化趨勢一致，實(shí)驗(yàn)結(jié)果相比仿真結(jié)果偏小，這是因?yàn)閷?shí)驗(yàn)中旋翼的升力受到了實(shí)驗(yàn)裝置的干擾。飛行器在傾轉(zhuǎn)90°的狀態(tài)下，四個(gè)旋翼能夠?yàn)轱w行器飛行提供足夠的升力，但傾轉(zhuǎn)角度大于75°時(shí)，位于下方的兩個(gè)旋翼提供的升力不能平衡飛行器自重的一半，會(huì)引起飛行器飛行高度的下降。

3 飛行實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

為了驗(yàn)證所述傾轉(zhuǎn)變形四旋翼飛行器設(shè)計(jì)的可行性，基于上述設(shè)計(jì)與仿真分析研制了飛行器原理樣機(jī)(圖1)。針對(duì)傾轉(zhuǎn)變形功能與傾轉(zhuǎn)狀態(tài)飛行功能開展了實(shí)驗(yàn)測試。

3.1 傾轉(zhuǎn)變形實(shí)驗(yàn)

在傾轉(zhuǎn)變形實(shí)驗(yàn)中，飛行器實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定懸停后，控制旋翼轉(zhuǎn)速不變，保持一定高度懸停，緩慢增加傾轉(zhuǎn)角度，使其發(fā)生傾轉(zhuǎn)變形，每次傾轉(zhuǎn)角度增加5°。圖14所示為飛行器傾轉(zhuǎn)變形過程，飛行器機(jī)架俯仰角由0°逐漸變?yōu)?0°(圖14a～f)，然后逐漸恢復(fù)為0°(圖14f～i)。飛行器傾轉(zhuǎn)變形過程中，其機(jī)架繞其質(zhì)心傾轉(zhuǎn)，四個(gè)旋翼始終保持平行狀態(tài)，且平行于地面。在傾轉(zhuǎn)角度較小時(shí)，飛行器飛行高度基本不變(圖14a～d)；當(dāng)傾轉(zhuǎn)角度大于60°時(shí)，飛行器高度開始下降(圖14d～f)，當(dāng)傾轉(zhuǎn)角度接近90°時(shí)(圖14f)，飛行高度驟然下降。這與旋翼間的氣動(dòng)干擾相關(guān)，當(dāng)飛行器傾轉(zhuǎn)角θt<30°時(shí)，這類小角度傾轉(zhuǎn)懸停時(shí)，旋翼之間的氣動(dòng)干擾較小，升力幾乎無損失；隨著傾轉(zhuǎn)角度的增加，氣動(dòng)干擾開始對(duì)旋翼升力造成影響，當(dāng)傾轉(zhuǎn)角度大于60°時(shí)，升力損失明顯，導(dǎo)致飛行高度有所下降，與上一節(jié)旋翼氣動(dòng)力實(shí)驗(yàn)分析一致，尤其是當(dāng)傾轉(zhuǎn)角度接近90°時(shí)，飛行器升力損失嚴(yán)重，導(dǎo)致飛行高度驟然下降。實(shí)驗(yàn)結(jié)果與圖13所示升力分析結(jié)果一致，驗(yàn)證了飛行器氣動(dòng)力分析結(jié)果的有效性。

(a)θt=0° (b)θt=30° (c)θt=45°

3.2 傾轉(zhuǎn)飛行實(shí)驗(yàn)

為了驗(yàn)證飛行器在傾轉(zhuǎn)狀態(tài)下的飛行能力，對(duì)飛行器進(jìn)行了前后、左右飛行實(shí)驗(yàn)。

圖15所示為飛行器以60°俯仰角姿態(tài)沿+x方向飛行動(dòng)作序列。飛行過程中，飛行器四個(gè)旋翼面平行，與地面成微小角度，使旋翼升力產(chǎn)生+x方向上的力分量，為飛行器沿+x方向飛行提供動(dòng)力。

(a) (b)

圖16所示為飛行器以60°俯仰角的姿態(tài)沿+y方向飛行動(dòng)作序列。飛行過程中，飛行器四個(gè)旋翼面平行，位于外側(cè)的旋翼面略高于位于內(nèi)側(cè)的旋翼面，使旋翼產(chǎn)生+y方向上的力分量，為飛行器沿+y方向飛行提供動(dòng)力。該飛行過程與圖3所示飛行器以俯仰姿態(tài)穿越狹窄縫隙的過程一致，表明該飛行器具備穿越狹窄縫隙的能力。

(a) (b)

飛行實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明飛行器可以在機(jī)架俯仰角度為60°的狀態(tài)下穩(wěn)定飛行，傾轉(zhuǎn)角度較大時(shí)飛行高度會(huì)下降，實(shí)驗(yàn)結(jié)果與氣動(dòng)仿真結(jié)果一致，驗(yàn)證了雙旋翼仿真模型的準(zhǔn)確性。

4 結(jié)論

本文針對(duì)普通四旋翼無人機(jī)位置和姿態(tài)強(qiáng)耦合導(dǎo)致難以適應(yīng)狹窄飛行環(huán)境的問題，提出了一種傾轉(zhuǎn)變形四旋翼飛行器。該飛行器可以獨(dú)立控制俯仰姿態(tài)，能夠以大俯仰角的姿態(tài)穿越狹窄縫隙。建立了飛行器氣動(dòng)力仿真模型，分析了傾轉(zhuǎn)姿態(tài)下飛行器的氣動(dòng)力特性，并通過實(shí)驗(yàn)進(jìn)一步驗(yàn)證了飛行器在傾轉(zhuǎn)姿態(tài)下能夠提供足夠的升力。研制了傾轉(zhuǎn)變形四旋翼飛行器原理樣機(jī)，開展了飛行實(shí)驗(yàn)，飛行器可以傾轉(zhuǎn)變形為近90°俯仰姿態(tài)，并且能夠以傾轉(zhuǎn)變形為60°的俯仰姿態(tài)穩(wěn)定飛行。仿真和實(shí)驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了本文提出的四旋翼飛行器通過傾轉(zhuǎn)變形穿越狹窄空間的可行性。該飛行器在災(zāi)難搜救、軍事偵察等領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景。