变结构陆空无人机设计与验证

Design and Verification of Variable-Structure Land-Air Unmanned Aerial Vehicle

摘要: 针对现有陆空无人机驱动冗余与模式切换稳定性不足的瓶颈问题，本文提出一种蜗轮自锁倾转机构与单电机双模式动力复用系统的新型变结构无人机。通过锥齿轮组同步控制机臂倾角，实现0˚~60˚动态调节，结合减速齿轮组实现旋翼与车轮的协同驱动，减少两栖无人机驱动冗余。基于SolidWorks构建参数化模型，推导模式切换过程的运动学方程，揭示倾转关节扭矩与机臂角度的非线性关系；MATLAB仿真结果表明，动力系统可完全满足旋翼与车轮的协同驱动需求，验证了协同驱动方案的可行性；通过样机实验验证了无人机在陆空模态下的稳定运动能力，其创新的机构设计与动力系统展现出良好的工程适用性，为复杂环境作业装备的轻量化设计提供了新思路。

Abstract: Aiming at the bottleneck problems of existing land-air drones, such as drive redundancy and unstable mode switching, this study proposes a novel reconfigurable UAV featuring a worm-gear self-locking tilt mechanism and a single-motor dual-mode power reuse system. The synchronized control of arm tilt angles (0˚~60˚ dynamic adjustment) is achieved through bevel gear sets, while a reduction gear group enables cooperative drive of rotors and wheels, effectively mitigating drive redundancy in amphibious UAVs. A parametric model was constructed in SolidWorks, and kinematic equations for mode switching were derived, revealing the nonlinear relationship between tilt joint torque and arm angles. MATLAB simulations demonstrate that the power system fully meets the cooperative drive requirements of rotors and wheels, validating the feasibility of the integrated drive solution. Prototype tests confirm stable motion performance in both aerial and terrestrial modes, with the innovative mechanism design and power system exhibiting excellent engineering applicability, providing new insights for lightweight design of complex-scenario operational equipment.

1. 引言

随着无人机在灾害救援、管道检测等复杂场景的应用深化，传统单模态无人机面临环境适应性壁垒[1] [2]：固定翼机型受起降场地制约，旋翼无人机在狭小空间机动性不足，地面机器人则难以跨越障碍。陆空两栖无人机通过模态切换突破单一环境限制，成为解决多场景协同作业的关键技术方向[3] [4]。

然而，现有研究存在驱动冗余、切换稳定性不足两大瓶颈[5]。钟地长[6]研发的陆空两栖机器人通过一体化控制算法实现双模式稳定运行，但采用独立电机驱动旋翼与车轮，导致系统重量增加，续航能力降低；杨展等[7]研发的陆空两栖机器人采用旋翼倾转机构实现模态转换，虽减轻了系统重量，但在陆空切换过程中存在动态稳定性不足的问题，尤其在复杂地形下易出现姿态失稳。

针对上述问题，本文设计的陆空两栖无人机采用蜗轮自锁倾转机构，通过锥齿轮组同步控制机臂倾角，结合自锁特性大大提高模式切换的稳定性；采用单电机双模式动力复用系统，利用减速齿轮组协同驱动旋翼与车轮，有效解决驱动冗余问题。

2. 总体方案设计

2.1. 总体功能要求

当前陆空两栖无人机普遍存在驱动冗余导致质量增加、模式切换动态失稳等问题。针对上述瓶颈，本设计提出以下核心功能要求：

1) 设定空中续航时间 ≥ 10 min，负载能力 ≥ 100 g，以满足灾害救援等场景需求。

2) 通过单电机动力复用设计，将整机质量控制在1.5 kg以内，地面模式下整机尺寸(长 × 宽 ×高) ≤ 450 mm × 350 mm × 200 mm，确保狭小空间通过性。

3) 无人机需具备稳定的地面行驶模式与空中飞行模式，能够适应常见公路及较为平坦的野外路面环境。其关键在于实现两种运动模态间快速、稳定、无缝的模式切换功能。

2.2. 总体结构设计

为实现上述目标，无人机采用蜗轮自锁倾转机构与单电机双模式动力复用系统的变结构陆空无人机总体方案，如图1所示。无人机整体结构包括轻量化机身、飞行部件、地面行驶部件以及车轮。飞行部件包括产生升力的旋翼系统(螺旋桨、无刷电机)及其驱动控制组件，地面行驶部件包括倾转机构、摆动机构以及地面驱动组件。

Figure 1. Overall structural design of UAV

图1. 无人机总体结构设计

3. 关键结构设计

3.1. 蜗轮自锁倾转机构设计

针对现有倾转机构在切换过程中易失稳的问题，本设计采用蜗轮自锁倾转机构，如图2所示。其核心是由单舵机驱动的蜗轮蜗杆传动系统(模数1 mm，自锁角4˚)，通过锥齿轮组同步控制双侧机臂倾角，确保螺旋桨离地间隙 > 50 mm，显著提升复杂地形通过性。

Figure 2. Tilting mechanism design

图2. 倾转机构设计

倾转机构通过蜗轮自锁特性确保高扭矩输出与静态稳定性，倾转过程动态调节质心高度，进一步增强其越障能力。这种设计使其在复杂环境中兼具灵活性与稳定性，为搜索救援、管道探测等场景提供了多功能解决方案。

3.2. 摆动机构设计

为解决复杂地形适应性不足的缺陷，摆动机构采用“两杆同轴”蜗轮蜗杆传动，实现同侧机臂同步调节，如图3所示。该结构既避免了不对称运动导致的失衡，又通过蜗轮自锁性确保了结构稳定性。

Figure 3. Oscillating mechanism design

图3. 摆动机构设计

摆动机构核心功能是通过调整机臂与机身的夹角，调节无人机高度与质心位置，从而增强复杂地形中的通过性。与倾转机构构成“二维调节系统”，前者负责水平扩展，后者调控垂直倾转角度，二者联动可重构无人机地面模式形态。例如，在松软地面，扩展机臂与机身的夹角，可降低压强，减少下陷风险。

3.3. 动力复用系统设计

飞行动力系统是陆空两栖无人机的核心子系统，直接决定其跨模态作业能力。针对旋翼高速低扭矩(飞行模式)与车轮低速高扭矩(地面模式)的差异化需求，传统双电机独立驱动方案存在显著的重量与效率冗余问题。本设计采用单无刷电机通过减速齿轮组实现动力复用，如图4所示。

机臂主体采用铝合金3D打印成型(厚4 mm)，保证轻量化的同时具备较高强度。每侧机臂前端装有蜗轮，与摆动机构相配合；末端集成后轴无刷电机直接驱动螺旋桨旋转，同时电机后轴经减速齿轮组连接车轮，实现动力复用设计，消除独立驱动单元导致的冗余问题。

Figure 4. Drone arm design

图4. 机臂设计

无人机能够实现稳定飞行的核心，在于无刷电机驱动桨叶旋转所产生的升力。电机的数学模型可表示为：

$\{\begin{array}{l}U=r\cdot I+K_e\cdot \omega \\ M=K_t\cdot I\end{array}$ (1)

式中：$U$ 为电机的电压；$r$ 为电机电阻；$I$ 为通过电机的电流；$K_e$ 为反电动势常数；$\omega$ 为电机转速；$M$ 为电机的输出扭矩；$K_t$ 为转矩常数。

电机的输出扭矩$M$ 应能够克服桨叶的阻力矩$M_j$ ，即$M\ge M_j$ 。桨叶的阻力矩为$M_j$ ：

$M_j=\frac{1}{2}{C}_d{\rho }_k{v}^{2}rA$ (2)

式中：$C_d$ 为阻力系数；${\rho }_k$ 为空气密度；$v$ 为桨叶的线速度；$r$ 为桨叶的半径；$A$ 为桨叶的扫风面积。

桨叶产生的升力$F$ 可表示为：

$F=C_L{\rho }_k{n}^2{D}^4$ (3)

式中：$C_L$ 为桨叶的升力系数；$n$ 为旋翼转速；$D$ 为桨叶直径。

针对动力复用设计，为了探究电机在不同驱动工况下的响应特性，依托MATLAB/Simulink仿真平台构建仿真模型，针对朗宇2212KV980电机配置8038桨与80 mm直径塑料车轮，对两类典型驱动工况展开研究：仅驱动桨叶、驱动桨叶和车轮，分析两种驱动工况下无刷电机的升力、扭矩与转速的动态关系，如图5、图6所示。

Figure 5. Torque-speed relationship curves under different driving conditions

图5. 不同驱动工况下扭矩与转速的关系图线

Figure 6. Lift-speed relationship curves under different driving conditions

图6. 不同驱动工况下升力与转速的关系图线

从图5可以看出，同时驱动桨叶和车轮的工况下，电机能够在增加负载下稳定运行。尽管输出扭矩较仅驱动桨叶增大，但未出现失速或剧烈波动。从图6可以看出，在相同电机转速下，同时驱动桨叶和车轮的工况产生的旋翼升力与仅驱动桨叶工况高度重合，甚至有所增大，可能是车轮旋转时产生的气流扰动，间接改善了桨叶周围的空气流动，让桨叶能更有效地产生升力。

同时，无人机整机重量接近1.5 kg，在稳定飞行工况下，整机需克服的重力为14.7 N，每个电机至少需提供3.68 N的升力。由图6可知，当电机转速达到6200 r/min时，其输出升力能够稳定满足无人机的飞行需求，确保飞行器实现可靠悬停与平稳操控。

这一仿真结果至关重要，它直接证明动力复用系统在驱动车轮的同时，并未牺牲旋翼的核心气动性能，确保了无人机在飞行模式下的升力生成能力未受显著影响，验证了动力复用系统的有效性。

3.4. 控制系统设计

控制系统设计是保障无人机稳定飞行、地面机动及模态无缝切换的核心[8] [9]。硬件层以轻量化ABS机身集成关键组件：主控单元采用STM32F765 (Cortex-M7内核)负责高速姿态解算及核心控制律计算，协处理器STM32F100 (Cortex-M3内核)负责遥控信号采集与PWM输出，板载高精度陀螺仪、磁力计、加速度计及气压计，为姿态控制提供精确数据支撑。动力系统则由朗宇2212KV980无刷电机(经电调驱动)和舵机构成，14.8 V锂电池供电并集成电压监控。

切换时，倾转舵机采用闭环PID位置控制实现机臂0˚~60˚精确、平滑倾转；动力协调上，倾转初期维持旋翼基础转速以提供姿态稳定力矩，随倾角增大动态降低旋翼推力并同步提升车轮扭矩输出，最终在地面模式完全切换至轮式驱动；姿态稳定方面，飞控实时依据IMU数据解算姿态角，通过动态调整四旋翼电机差速(姿态环PID控制)补偿因机臂运动引起的重心偏移和干扰力矩[10]。

4. 陆空两栖无人机的运动学分析

为简化分析无人机的模式切换过程，将机臂倾转轨迹用xyz表示：飞行模式切换为地面模式时，在倾转机构的作用下，机臂绕传动轴倾转特定角度；地面模式切换为飞行模式时，机臂复位，如图7所示。

Figure 7. UAV mode switching process

图7. 无人机模式切换过程

Figure 8. Kinematic model for UAV mode switching

图8. 无人机模式切换的运动学模型

根据图7模式切换过程构建简化运动学模型，如图8所示。定义无人机从地面模式转换为飞行模式为正向切换过程，并将其简化为xoy平面内的旋转变形，在该模型坐标系中，以无人机质心作为原点，x轴指向机体正前方，y轴指向机体右侧，z轴垂直向下。

为简化对陆空两栖无人机模式切换过程的分析，现选取机臂转动过程作为研究对象。处于地面模式时，机臂末端的位置矩阵$P_1$ 可表示为：

$P_1=\left(\begin{array}{cccc}{l}_1+\frac{\sqrt{2}}{2}l& l_1+\frac{\sqrt{2}}{2}l& -l_1-\frac{\sqrt{2}}{2}l& l_1-\frac{\sqrt{2}}{2}l\\ -l_1-\frac{\sqrt{2}}{2}l\cos \rho & l_1+\frac{\sqrt{2}}{2}l\cos \rho & -l_1-\frac{\sqrt{2}}{2}l\cos \rho & l_1+\frac{\sqrt{2}}{2}l\cos \rho \\ \left(l_2+\frac{\sqrt{2}}{2}l\right)\cos \rho & \left(l_2+\frac{\sqrt{2}}{2}l\right)\cos \rho & \left(l_2+\frac{\sqrt{2}}{2}l\right)\cos \rho & \left(l_2+\frac{\sqrt{2}}{2}l\right)\cos \rho \end{array}\right)$ (4)

式中：$l$ 为从倾转关节到地面，平行于机臂的距离；$l_1$ 为从质心至倾转关节，在x轴、y轴投影的距离；$l_2$ 为从倾转关节到地面，垂直于机臂的距离；$\rho$ 为机臂的倾转角。

无人机正向切换过程的旋转变换矩阵$R$ 为：

$R=\left(\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \frac{l_1+\frac{\sqrt{2}}{2}l}{l_1+\frac{\sqrt{2}}{2}l\cos \rho }& 0\\ 0& 0& \frac{l_2}{\left(l_2+\frac{\sqrt{2}}{2}l\right)\cos \rho }\end{array}\right)$ (5)

结合式(5)和式(6)，可得飞行模式下无人机机臂末端位置矩阵$P_2$ ：

$P_2=R\cdot P_1$ (6)

当无人机由飞行模式切换至地面模式时，无人机倾转角度增大，从而抬起其质心。用$F_f$ 、$F_c$ 表示作用在一侧机臂上的法向力和侧向力，如图9所示。

Figure 9. Force analysis of UAV mode switching process

图9. 无人机模式切换过程受力分析

当无人机增加倾转角度时，$F_c$ 向外，当减小倾转角度时，$F_c$ 向内。则作用在一侧机臂上的法向力$F_f$ 与侧向力$F_c$ (假设加速度较低)可表示为：

$\{\begin{array}{l}{F}_f=\frac{mg}{2}-2F_s\cdot \cos \rho \\ F_c=\mu \left(\frac{mg}{2}-2F_s\cdot \cos \rho \right)\end{array}$ (7)

式中：$F_s$ 为单个电机提供的拉力；$\mu$ 为车轮与地面的摩擦系数；$m$ 为无人机的质量。

则作用在倾转关节上的扭矩$T$ 为：

$T=\left(\frac{mg}{2}-2F_s\cos \rho \right)\times \left[l\cos \rho +\mu \left(l\cos \rho +l_2\sin \rho \right)\right]$ (8)

随着电机转速的增加，螺旋桨产生的升力不断增大，如果总升力超过重量，机器人将开始飞行。总升力$F_z$ 与倾转角度$\rho$ 的函数关系为：

$F_z=4F_s\cdot \cos \rho$ (9)

反之，仍允许在地面移动的最大倾转角度也可以通过以下公式计算：

$\rho =\arccos \frac{mg}{4F_{s\max }}$ (10)

5. 陆空两栖无人机仿真试验

5.1. 无人机性能测试试验

为全面评估所设计的陆空两栖无人机的实际性能与设计目标的符合性，本节基于搭建的实体样机(如图10所示，基本参数见表1)开展了一系列户外与室内性能测试，重点验证其模式切换能力、地面运动性能及续航能力。

Figure 10. UAV physical prototype

图10. 无人机实体样机

Table 1. Basic parameters of UAV prototype

表1. 无人机样机的基本参数

系统类别	名称	尺寸参数
整机	飞行模式(mm)	440 × 440 × 100
	地面模式(mm)	440 × 335 × 168
	质量(kg)	1.5
飞行系统	机臂长度(mm)	182
	轴距(mm)	450
	螺旋桨直径(mm)	205
地面系统	车轮直径(mm)	80

5.1.1. 户外测试试验

为验证无人机在陆、空两种模态间转换的功能实现性、过程稳定性及切换时间，在开阔户外场地进行完整任务流程测试，如图11所示。样机首先以地面模式移动至指定起飞点，触发模式切换指令，由地面模式转换为飞行模式，完成预定空中机动动作(悬停、小范围移动等)，最后降落至指定落点。样机成功实现了从地面模式到飞行模式以及从飞行模式返回地面模式的无缝转换，验证了蜗轮自锁倾转机构及控制算法的有效性。但在实际测试过程中，无人机切换模式时机臂转动的响应速度比理论上慢。可能是由装配误差等干扰因素导致的，仍可以按照设定轨迹完成运动，满足预期设计的要求。

Figure 11. UAV outdoor testing

图11. 无人机户外测试

5.1.2. 室内测试试验

在地面模式下，通过遥控器输出不同占空比的PWM信号，精确控制舵机以实现机臂的摆动角度(如图12所示)与倾转角度(如图13所示)调节。全程使用高清摄像机(1080 P/30 fps)记录切换过程及无人机状态。

Figure 12. Drone arm oscillation testing

图12. 机臂摆动测试

Figure 13. Drone arm tilting testing

图13. 机臂倾转测试

测试结果表明，所设计的蜗轮自锁与舵机驱动机构能够实现对机臂摆动角度与倾转角的灵活、精确调节。该机构确保了无人机在地面移动中可根据地形需求动态调整车身姿态与离地间隙，有效增强了其在复杂环境下的通过性与适应性。

5.2. 地面直行测试试验

为验证无人机在地面模式下的直线行驶稳定性与方向控制精度，在平坦的室内走廊地面进行直线行驶测试，利用纸张手绘50 cm间隔的参考线标记运动路径，并在机器人前端固定激光笔(垂直照射地面)作为轨迹标识点。共进行6组独立测试(每组间隔3分钟以确保电机和电子设备散热)，每组测试中，操控无人机沿参考线方向进行直线行驶约5米距离。使用高精度秒表计时，并采用固定机位高清摄像机俯拍全程，使用Tracker视频分析软件处理视频数据，基于地面标记设定真实比例尺及坐标系原点，逐帧追踪激光光斑中心点的像素坐标，并换算为实际物理坐标。最后，计算实际行驶值与理论值的偏差百分比。

Figure 14. Straight trajectory map of UAV in ground mode

图14. 无人机地面模式直行轨迹图

图14展示了6组测试中无人机激光光斑中心点的运动轨迹(叠加显示)，所有轨迹均以出发点为原点。由轨迹图可知，6组轨迹均以出发点为起始，均存在不同程度的路径偏离现象，但偏离角度均控制在5˚以内。轨迹呈现轻微发散，可能由于车轮的装配误差、地面标记缝隙等因素干扰。

综合而言，在当前控制算法下，无人机地面模式具备良好的基础直线行驶能力和方向稳定性，能够满足常规地面移动需求。

5.3. 续航性能测试试验

续航性能测试旨在量化对比无人机在飞行与地面模式下的续航能力及能耗效率。测试设定了明确的工况：飞行模式为10 m高度、4 m/s匀速巡航，地面模式为1.5 m/s匀速直线行驶。在开阔场地中，分别进行两种模式下的持续运行测试，直至电池电量耗尽，过程中采用秒表记录续航时间，并借助GPS模块获取运动轨迹以计算行驶距离。测试前确保电池处于相同初始状态。测试结果如表2所示。

Table 2. Endurance parameters of UAV prototype

表2. 无人机样机续航参数

续航参数	飞行模式	地面模式
续航时长	12 min	35 min
运动距离	2810 m	3150 m

测试结果表明，地面模式的续航时长显著优于飞行模式，续航里程也略高于飞行里程。这主要源于地面移动克服地面摩擦所需的能量远低于空中飞行克服重力所需的升力功率。该结果验证了蜗轮自锁倾转机构与单电机双模式动力复用系统的设计优势：利用高效的轮式移动进行长距离、长时间的地面作业或转移，利用飞行能力快速抵达复杂地形或执行空中任务，这种互补模式有效扩展了无人机的任务范围和作业效率。

6. 结束语

针对现有陆空两栖无人机普遍存在的驱动冗余与模式切换稳定性不足两大瓶颈问题，本研究提出并验证了一种融合蜗轮自锁倾转机构与单电机双模式动力复用系统的新型变结构无人机设计方案，主要结论如下：

1) 设计的蜗轮自锁倾转机构实现了机臂倾角的动态调节与自锁，提升了模式切换过程的稳定性，解决了切换失稳问题。单电机双模式动力复用系统有效消除了传统独立驱动方案的冗余重量和能耗。

2) 参数化建模与运动学分析，揭示了倾转关节扭矩与机臂角度之间的非线性关系，并通过MATLAB/Simulink仿真进一步说明，动力复用方案的可行性。

3) 样机测试成功实现陆空模态的转换，验证了无人机结构的合理性。相比飞行模式，地面模式的续航时长优于飞行模式，有力验证了该陆空混合架构设计的互补价值。

本研究通过蜗轮自锁倾转机构与单电机双模式动力复用系统的创新设计，在确保模态切换稳定性的同时，显著降低了系统复杂度和重量，解决了驱动冗余问题。样机验证了陆空双模态下的稳定运动能力。该方案为复杂场景作业装备的轻量化、高效能与高适应性提供了可行路径。

致 谢

本研究工作得到了沈阳理工大学机械工程学院与装备工程学院的大力支持，在此谨向所有提供指导与帮助的教师和同事表示衷心的感谢。特别感谢刘凤丽教授、郝永平教授在课题设计思路、实验方案及论文撰写过程中给予的悉心指导与专业建议，在动力系统建模与实验验证环节提供的宝贵意见。同时，对在研究过程中提供文献资料、数据资源及技术支持的沈阳理工大学实验教学中心的同仁表示感谢。此外，感谢在样机制作与测试阶段协助完成硬件加工、仿真模型搭建及实验数据采集的团队成员。

本论文部分图表及理论基础参考了国内外相关研究成果，特此对原作者及相关文献资料的所有者表示诚挚谢意。

NOTES

^*通讯作者。