梁瑾, 宋棟梁, 李嘉

(西安飛行自動(dòng)控制研究所 飛行器控制一體化技術(shù)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710065)

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某小型無(wú)人機(jī)編隊(duì)控制器設(shè)計(jì)及試飛驗(yàn)證

梁瑾, 宋棟梁, 李嘉

(西安飛行自動(dòng)控制研究所 飛行器控制一體化技術(shù)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710065)

以某小型固定翼無(wú)人機(jī)作為研究平臺(tái),按前向、側(cè)向和垂直方向3個(gè)通道設(shè)計(jì)僚機(jī)編隊(duì)控制器。利用自動(dòng)駕駛儀的航路飛行模態(tài)簡(jiǎn)化側(cè)向通道編隊(duì)控制器的設(shè)計(jì),并采用在長(zhǎng)機(jī)航向角發(fā)生較大變化時(shí)加入基于視線方位角的方法,使僚機(jī)保持編隊(duì)精度。試驗(yàn)結(jié)果表明，所提出的編隊(duì)算法是可用的,并能夠很好地控制無(wú)人機(jī)的編隊(duì)飛行精度。

小型無(wú)人機(jī); 編隊(duì)控制器; 視線方位角; 自主編隊(duì)飛行

0　引言

無(wú)人機(jī)編隊(duì)飛行,即多架無(wú)人機(jī)為適應(yīng)任務(wù)要求而進(jìn)行的某種隊(duì)形排列和任務(wù)分配的組織模式,包括編隊(duì)飛行的隊(duì)形產(chǎn)生、保持和變換,也包括飛行任務(wù)的規(guī)劃和組織[1]。編隊(duì)控制方法通常包括“長(zhǎng)機(jī)-僚機(jī)”方式的編隊(duì)控制、基于行為方式的編隊(duì)控制和虛擬結(jié)構(gòu)方式的編隊(duì)控制[2]。在實(shí)際應(yīng)用中,由于長(zhǎng)-僚機(jī)編隊(duì)模式的簡(jiǎn)便性和實(shí)用性而被廣泛采用。事實(shí)上,基于這種模式已經(jīng)設(shè)計(jì)出了多種形式的編隊(duì)控制器,但大都從仿真驗(yàn)證的角度進(jìn)行設(shè)計(jì)并取得不錯(cuò)的仿真結(jié)果,而在實(shí)際飛行中仍存在一些問(wèn)題尚未解決。

本文以某小型固定翼無(wú)人機(jī)作為平臺(tái),從飛行的可實(shí)現(xiàn)性角度出發(fā),設(shè)計(jì)了一種便于實(shí)現(xiàn)的編隊(duì)算法,并針對(duì)長(zhǎng)機(jī)出現(xiàn)航向角變化較大的情況,設(shè)計(jì)了一種基于視線方位角的編隊(duì)改進(jìn)方法。通過(guò)建立試飛環(huán)境及兩架機(jī)編隊(duì)飛行試驗(yàn),充分驗(yàn)證了算法的有效性和可實(shí)現(xiàn)性。

1　編隊(duì)算法設(shè)計(jì)與優(yōu)化

1.1編隊(duì)算法設(shè)計(jì)

以兩架機(jī)編隊(duì)飛行為研究對(duì)象,僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)的相對(duì)關(guān)系如圖1所示[3-5]。,以僚機(jī)為中心,長(zhǎng)機(jī)速度方向?yàn)閤軸,y軸在水平面上,與x軸垂直且在x軸右側(cè)。得到相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系式:

(1)

圖1　僚機(jī)的參考坐標(biāo)系Fig.1　Reference coordinate system of the wing

式中:(x,y)為長(zhǎng)機(jī)相對(duì)于僚機(jī)的位置;ψe為長(zhǎng)、僚機(jī)的航向角誤差,且ψe≡ψL-ψW。

在OXY坐標(biāo)系中,可以通過(guò)已知的長(zhǎng)機(jī)位置得到僚機(jī)的期望位置:

(2)

式中:(XW,Ex,YW,Ex,VW,Ex,ψW,Ex)為當(dāng)前僚機(jī)期望位置;(XL,YL,V,ψL)為當(dāng)前長(zhǎng)機(jī)位置;(xr,yr)為僚機(jī)參考坐標(biāo)系中,給定編隊(duì)隊(duì)形中期望的僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)相對(duì)位置。

由僚機(jī)期望狀態(tài)和當(dāng)前狀態(tài)，可以計(jì)算出僚機(jī)的狀態(tài)誤差(在O′X′Y′坐標(biāo)系中)，如圖2所示。

(3)

圖2　僚機(jī)期望狀態(tài)和僚機(jī)當(dāng)前狀態(tài)示意圖Fig.2　Expected state and current state of the wing

式中:(XW,Ex,YW,Ex,VW,Ex,ψW,Ex,HW,Ex)為當(dāng)前僚機(jī)期望狀態(tài);(XW,YW,VW,ψW,HW)為當(dāng)前僚機(jī)狀態(tài);(Δx,Δy,ΔH)為僚機(jī)參考系中僚機(jī)與其期望的位置差。

控制目標(biāo)是使僚機(jī)當(dāng)前狀態(tài)與其期望狀態(tài)重疊,即:

(4)

1.2編隊(duì)算法實(shí)現(xiàn)

要實(shí)現(xiàn)上述控制目標(biāo),將編隊(duì)控制器按照前向、側(cè)向和垂直方向3個(gè)通道分別進(jìn)行設(shè)計(jì)[6-7]。

(1)前向通道:控制量為Δx和ΔV,即整體誤差為:

(5)

VWC作為自動(dòng)駕駛儀速度保持模態(tài)的給定值,即可實(shí)現(xiàn)前向通道的控制:

(6)

(2)側(cè)向通道:控制量為Δy和Δψ,直接作為自動(dòng)駕駛儀航路飛行模態(tài)的輸入量,通過(guò)式(7)的組合轉(zhuǎn)化為滾轉(zhuǎn)角保持模態(tài)的給定值,即可實(shí)現(xiàn)側(cè)向通道的控制。

(7)

(3)垂直通道:控制量為ΔH,HWC作為自動(dòng)駕駛高度保持模態(tài)的給定值,即可實(shí)現(xiàn)垂直通道的控制。

(8)

1.3編隊(duì)算法優(yōu)化

當(dāng)長(zhǎng)機(jī)航向角發(fā)生較大的變化(如轉(zhuǎn)彎)時(shí),僚機(jī)為了保持編隊(duì)位置則必須快速調(diào)整航向和速度;轉(zhuǎn)彎結(jié)束后,僚機(jī)又需要快速減速并重新調(diào)整航向角至編隊(duì)位置。然而速度的控制是一個(gè)慢變的過(guò)程,導(dǎo)致轉(zhuǎn)彎時(shí)的編隊(duì)效果很不理想;因此提出一種基于視線方位角的轉(zhuǎn)彎編隊(duì)算法[8-9],具體為:

(9)

式中:ρWL為僚機(jī)當(dāng)前狀態(tài)到期望狀態(tài)的水平距離;?WL∈(-π,π]為僚機(jī)當(dāng)前狀態(tài)與期望狀態(tài)的視線方位角,逆向?yàn)檎?/p>

進(jìn)而得到速度指令及航跡偏航角指令:

(10)

2　試飛驗(yàn)證系統(tǒng)

2.1編隊(duì)場(chǎng)景設(shè)計(jì)

如圖3所示,無(wú)人機(jī)編隊(duì)飛行試驗(yàn)航線設(shè)定7個(gè)航點(diǎn):1為起飛點(diǎn),也是飛機(jī)的著陸點(diǎn);2為平飛段進(jìn)入點(diǎn),飛機(jī)要滿足一定高度;3為巡航段進(jìn)入點(diǎn),依次飛過(guò)航點(diǎn)4,5,6;7為著陸段進(jìn)入點(diǎn),飛行高度逐漸下降。

圖3　飛行試驗(yàn)航線二維示意圖Fig.3　Two dimensional map of flight test route

2.2小型無(wú)人機(jī)平臺(tái)

本文采用如圖4所示的小型固定翼無(wú)人機(jī),平臺(tái)相關(guān)參數(shù)為:翼展長(zhǎng)2 m,機(jī)長(zhǎng)1.8 m;動(dòng)力部分電源采用3 s/2 200 mAh鋰電池,2個(gè)980 kV電機(jī),槳直徑20 cm,槳距45°;空機(jī)重量1.2 kg,最大起飛重量2.1 kg;離地速度6 m/s,平飛速度10 m/s,續(xù)航時(shí)間8 min。

圖4　小型固定翼無(wú)人機(jī)Fig.4　The small fixed-wing UAV

假設(shè)平臺(tái)已具備以下能力:

(1)已加裝DGPS裝置,用于測(cè)量自身的位置信息和姿態(tài)信息等;

(2)已加裝通信設(shè)備,即數(shù)據(jù)鏈,僚機(jī)可接收長(zhǎng)機(jī)實(shí)時(shí)發(fā)送的狀態(tài)信息;

(3)已具備全流程自主飛行能力,即全模態(tài)的自動(dòng)駕駛儀。

2.3試飛平臺(tái)

驗(yàn)證機(jī)系統(tǒng)的整體架構(gòu)如圖5所示。

圖5　驗(yàn)證機(jī)系統(tǒng)架構(gòu)Fig.5　System frame on tested aircraft

驗(yàn)證機(jī)系統(tǒng)分為機(jī)載系統(tǒng)與地面系統(tǒng)兩部分:

(1)機(jī)載系統(tǒng)以MIO-2261N計(jì)算機(jī)和自動(dòng)駕駛儀為核心。計(jì)算機(jī)的主要功能為位置解算、航向估計(jì)和狀態(tài)存儲(chǔ)。自動(dòng)駕駛儀的主要功能是由板載IMU解算姿態(tài),再根據(jù)計(jì)算機(jī)發(fā)來(lái)的位置信息生成控制指令,控制飛機(jī)飛行。機(jī)載系統(tǒng)通過(guò)XTend數(shù)據(jù)鏈與地面站實(shí)現(xiàn)雙向交互。

(2)地面系統(tǒng)包括地面站和遙控器兩部分。地面站采用自主研發(fā)的小型無(wú)人機(jī)便攜式地面站,配有Xtend數(shù)據(jù)鏈與無(wú)人機(jī)實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)互聯(lián)。地面站安裝Mission Planner 軟件,可實(shí)時(shí)監(jiān)控飛行狀態(tài)和參數(shù)遙調(diào)等任務(wù),保障飛機(jī)飛行。遙控器采用日本FUTABA公司的十通道遙控器。

3　試驗(yàn)結(jié)果及分析

基于上述平臺(tái),采用優(yōu)化編隊(duì)算法實(shí)現(xiàn)雙機(jī)編隊(duì)協(xié)同飛行。飛行中,僚機(jī)在長(zhǎng)機(jī)正后方10 m的位置,試驗(yàn)過(guò)程如下:

(1)起飛階段,長(zhǎng)機(jī)、僚機(jī)分別按照預(yù)定航線自主飛行;

(2)長(zhǎng)機(jī)飛行高度達(dá)到30 m,雙機(jī)進(jìn)入編隊(duì)協(xié)同狀態(tài);

(3)待長(zhǎng)機(jī)自主降落時(shí),僚機(jī)退出編隊(duì)協(xié)同狀態(tài),回到自主飛行狀態(tài)。

試驗(yàn)結(jié)果如圖6所示。圖中:圓點(diǎn)表示長(zhǎng)機(jī)實(shí)際飛行軌跡;圓圈表示僚機(jī)實(shí)際飛行軌跡;1點(diǎn)為起飛點(diǎn);2點(diǎn)為編隊(duì)協(xié)同進(jìn)入點(diǎn);3點(diǎn)為編隊(duì)協(xié)同退出點(diǎn)。

圖6　雙機(jī)編隊(duì)試驗(yàn)結(jié)果Fig.6　Results of double aircraft formation flight test

記錄的飛行數(shù)據(jù)如圖7所示。圖中:HL為長(zhǎng)機(jī)實(shí)際飛行高度;HW,Ex為僚機(jī)的期望飛行高度,由長(zhǎng)機(jī)實(shí)時(shí)飛行高度計(jì)算得到;HW為僚機(jī)實(shí)際飛行高度;ψL為長(zhǎng)機(jī)實(shí)時(shí)航向;ψW為僚機(jī)實(shí)時(shí)航向;Δψ為僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)之間的航向差;VL為長(zhǎng)機(jī)實(shí)時(shí)飛行速度;VW,Ex為僚機(jī)期望的飛行速度,可根據(jù)僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)之間的狀態(tài)差通過(guò)優(yōu)化編隊(duì)算法得到;VW為僚機(jī)實(shí)時(shí)飛行速度。

圖7　雙機(jī)編隊(duì)飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)Fig.7　Datas of double aircraft formation flight test

由圖7可以看出:大約在152 s時(shí),僚機(jī)期望高度為40 m,即進(jìn)入編隊(duì)協(xié)同保持,在268 s時(shí)退出編隊(duì)系統(tǒng)保持;控制系統(tǒng)能夠很好地控制僚機(jī)的高度保持在期望高度上,同時(shí)使僚機(jī)的航向精確地跟蹤長(zhǎng)機(jī)航向,即迅速修正至0,但會(huì)出現(xiàn)一定的時(shí)延;速度控制是一個(gè)慢變過(guò)程,需要通過(guò)一定的調(diào)節(jié)時(shí)間才能達(dá)到期望的速度。因此,通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證可以看出,優(yōu)化后的編隊(duì)算法可以很好地實(shí)現(xiàn)編隊(duì)協(xié)同飛行。

4　結(jié)束語(yǔ)

本文以某小型無(wú)人機(jī)為研究平臺(tái),從實(shí)際飛行驗(yàn)證的角度出發(fā),利用自動(dòng)駕駛儀的功能模態(tài)簡(jiǎn)化編隊(duì)控制器的設(shè)計(jì)過(guò)程,同時(shí)針對(duì)轉(zhuǎn)彎航向角變化較大的情況設(shè)計(jì)基于視線方位角的編隊(duì)控制器,實(shí)現(xiàn)多無(wú)人機(jī)全流程自主編隊(duì)控制技術(shù)的研究與實(shí)現(xiàn)。通過(guò)試驗(yàn)平臺(tái)驗(yàn)證了該技術(shù)是可用的,并能夠很好地控制無(wú)人機(jī)的編隊(duì)飛行精度,為自主控制技術(shù)儲(chǔ)備經(jīng)驗(yàn),同時(shí)為無(wú)人機(jī)緊密編隊(duì)控制等相關(guān)技術(shù)做好前期驗(yàn)證工作。

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(編輯：李怡)

Design and flight test for formation control laws based on small UAVs

LIANG Jin, SONG Dong-liang, LI Jia

(National Key Laboratory of Science and Technology on Flight Control Integration, Xi’an Flight Automatic Control Research Institute, Xi’an 710065, China)

The research is based on the small fixed-wing unmanned air vehicles in this paper. Three types of formation control laws are designed, covering forward, lateral and vertical motion respectively. The route flight mode in autopilot system is used in the lateral motion to simplify formation control laws. When leader’s yaw changes a lot, a promoted method on line-of-sight guidance laws are proposed. Flight tests show that the formation control laws promoted in this paper are valid and useful for keeping the accuracy in formation flight.

small UAV; formation control laws; line-of-sight; autonomous formation flight

2015-09-11;

2016-02-18; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2016-02-29 16:37

梁瑾(1985-)，女，山東肥城人，工程師，碩士，研究方向?yàn)閷?dǎo)航、制導(dǎo)與控制。

V249.1

A

1002-0853(2016)04-0073-04