梁 琳， 葉 亮

(中仿智能科技(上海)股份有限公司，上海 201615)

近年來，隨著航空技術(shù)的發(fā)展，無人機(jī)在軍事和民用領(lǐng)域廣泛應(yīng)用，相對于單個無人機(jī)，多機(jī)編隊執(zhí)行任務(wù)能夠更合理地利用資源，解決更為復(fù)雜的問題。多機(jī)自主編隊飛行為完成工作人員不易接近或易傷亡的作戰(zhàn)任務(wù)提供了有力的手段[1]，如在環(huán)境監(jiān)測[2]、森林防火[3]、區(qū)域偵察[4-5]、目標(biāo)跟蹤[6-7]、協(xié)同作戰(zhàn)等民用和軍事領(lǐng)域中起到了重要作用。嵌入式計算、通信能力的提高和分布式或者非集中式思想的發(fā)展，使得多無人機(jī)編隊執(zhí)行任務(wù)成為可能。許多國內(nèi)外專家和學(xué)者對多機(jī)自主編隊飛行進(jìn)行了研究，并提出了多機(jī)編隊飛行的關(guān)鍵技術(shù)和難點。無人機(jī)編隊飛行的研究仍有許多難點需要攻克，如編隊航跡規(guī)劃、隊形調(diào)整與編隊機(jī)動等[8]，精確導(dǎo)航與控制作為編隊飛行的關(guān)鍵技術(shù)之一[9]，驗證該關(guān)鍵技術(shù)的可行性尤為重要。目前，對多機(jī)編隊飛行的半物理仿真研究較少。文獻(xiàn)[10]～文獻(xiàn)[11]均提出了無人機(jī)飛行控制仿真系統(tǒng)的設(shè)計和實現(xiàn)，但并未涉及多飛行器編隊飛行的仿真。文獻(xiàn)[12]～文獻(xiàn)[13]提出了編隊飛行的控制算法，但僅進(jìn)行了數(shù)字仿真。王國麗等[14]提到了多無人機(jī)編隊飛行仿真系統(tǒng)框架，但并未提到編隊飛行導(dǎo)航與控制系統(tǒng)的仿真驗證。鄒慶元等[15]提出了編隊飛行的模塊化仿真，未將真實產(chǎn)品接入閉環(huán)仿真。王勛等[16]提出了一種無人機(jī)編隊飛行快速試驗系統(tǒng)，該系統(tǒng)包括基于X-Plane 的硬件在回路(HIL)仿真系統(tǒng)和飛行試驗系統(tǒng)，但該系統(tǒng)未提到減小仿真系統(tǒng)誤差的方法。在現(xiàn)有的仿真系統(tǒng)中，均無能有效真實驗證編隊飛行的精確導(dǎo)航與控制方案，且未提出提高仿真效率的方案。

根據(jù)以上論述，以往對多機(jī)自主編隊飛行仿真的研究主要集中在數(shù)字仿真，減少導(dǎo)航與控制半物理仿真和硬件在環(huán)仿真誤差鮮有提及，智能管理仿真系統(tǒng)并未見到有相關(guān)記載。

針對多機(jī)編隊自主飛行模擬的要求和現(xiàn)有飛行模擬系統(tǒng)的局限性，如何解決飛行仿真系統(tǒng)中導(dǎo)航與控制的誤差，提高仿真效率，縮短導(dǎo)航與控制系統(tǒng)的研制周期和降低研制成本，是仿真控制領(lǐng)域需解決的問題。由于多機(jī)自主編隊飛行要求導(dǎo)航控制精度高，尤其在近距離編隊飛行時，要求導(dǎo)航的精度達(dá)到分米級，甚至厘米級，這就要求仿真系統(tǒng)誤差盡可能小。通過將時鐘源內(nèi)置于星座模擬器中，且將多個導(dǎo)航星座模擬器置于同一設(shè)備中，從時間源頭上將實時動力學(xué)平臺與多通道星座模擬器(多個模擬器)的時間同步，極大地減小了由于時間誤差帶來的導(dǎo)航誤差，提高了仿真系統(tǒng)的真實度。多機(jī)自主編隊飛行涉及同時管控幾個甚至幾十個飛行器同時飛行，依靠人工方式效率低且容易出錯，通過引入智能化管理的方法，根據(jù)飛行任務(wù)自主規(guī)劃路徑、自主發(fā)送指令、自主判讀、自主進(jìn)行數(shù)據(jù)分析處理，可以根據(jù)要求、生成仿真報告，極大地降低了仿真對人的要求，提高了仿真效率，降低了仿真的人力成本。

1 系統(tǒng)組成和功能

一種多飛行器自主編隊飛行仿真系統(tǒng)是一個集遙控、狀態(tài)監(jiān)測、控制系統(tǒng)測量原型樣機(jī)、控制系統(tǒng)執(zhí)行部件數(shù)字模型、飛行器自主飛行控制算法于一體的閉環(huán)仿真系統(tǒng)，主要包括以下功能模塊：動力學(xué)平臺、多通道衛(wèi)星信號模擬器、多通道信號采集與控制模塊、控制系統(tǒng)模塊和仿真控制模塊。上述模塊組成的仿真系統(tǒng)克服了人工模擬飛行器仿真時多個飛行器之間的時間難以同步的問題，能驗證多機(jī)編隊自主導(dǎo)航與控制方案的有效性和多機(jī)時間的同步性，從而能對整體編隊飛行的飛行效果進(jìn)行有效評估。系統(tǒng)組成如圖1所示，其中n表示有n個飛行器參與編隊飛行。

圖1 系統(tǒng)組成

其中，動力學(xué)平臺引入多通道導(dǎo)航星座模擬器時間控制仿真周期，減少兩者時間差值隨著時間增加而增加，降低了仿真系統(tǒng)帶來的導(dǎo)航誤差，增加了仿真系統(tǒng)的可信度；動力學(xué)平臺可同時模擬計算多個飛行器運動狀況，接收控制采集模塊的控制信號，并對外輸出產(chǎn)生的動力學(xué)信息；多通道星座模擬器可模擬GPS、格洛納斯、北斗等星座的信號。通過接收接口控制模塊輸出的各航空飛行器的動力學(xué)信息，模擬輸出該航空飛行器在該位置及姿態(tài)下的衛(wèi)星星座信號，輸出給對應(yīng)控制系統(tǒng)的GNSS接收機(jī)；控制系統(tǒng)模塊為運行各飛行器控制系統(tǒng)，包括姿態(tài)控制算法運行、軌跡控制算法運算等，并將生成控制信號輸出給動力學(xué)平臺。

2 仿真系統(tǒng)設(shè)計

2.1 動力學(xué)平臺

動力學(xué)平臺主要用于模擬計算多個飛行器的姿態(tài)與軌跡運行狀態(tài)，根據(jù)飛行器的質(zhì)量慣量特性和飛行器動力系及運動學(xué)算法，以圖形化軟件平臺(如Simulink等)作為建模工具進(jìn)行軟件建模，并利用該平臺自身的實時工作空間(RTW)生成實時代碼，并通過實時操作系統(tǒng)的RTI(Real-time Interface)代碼自動下載器將代碼下載至實時操作系統(tǒng)的實時硬件中，實現(xiàn)圖形化動力學(xué)模型在硬件條件下的實時運行。硬件平臺采用研華工控機(jī)，如圖2所示，主要參數(shù)：CPU為i7，內(nèi)存為32 G，可內(nèi)置PCI-5565反射內(nèi)存卡。

圖2 動力學(xué)軟件(含實時平臺)運行硬件

動力學(xué)平臺構(gòu)成如圖3所示，飛行器的姿態(tài)和軌道動力學(xué)運行于實時平臺，執(zhí)行部件模型接收控制信號，產(chǎn)生相應(yīng)控制力/控制力矩輸出給姿態(tài)軌跡/大氣擾動模型，從而使飛行器按照設(shè)計的軌跡和對應(yīng)的姿態(tài)飛行，姿態(tài)軌跡模型運算產(chǎn)生的姿態(tài)信息和軌跡信息(主要有WGS84坐標(biāo)系下的位置、速度、經(jīng)度、緯度、高度等)根據(jù)需求預(yù)處理后，作為圖形化動力學(xué)模型的輸出。硬件實時環(huán)境通過接收星座模擬器輸出的時鐘頻率信號，作為軟件實時平臺的運行周期，實現(xiàn)動力學(xué)平臺與星座模擬器時間的同步，減小兩者間的時間誤差，進(jìn)而減少仿真系統(tǒng)的誤差，增強(qiáng)仿真系統(tǒng)可信度。飛行中不同的飛行器有不同的性能和飛行軌跡，本文對不同的飛行器分別建模，達(dá)到多飛行器同時建模/編譯、同步運行的目的。

圖3 動力學(xué)平臺

2.2 多通道導(dǎo)航星座模擬器

多通道導(dǎo)航星座模擬器可同時根據(jù)多顆飛行器的運動軌跡信息，給出相應(yīng)的射頻信號到相應(yīng)GNSS接收機(jī)，每一通道主要包括上位機(jī)模塊和射頻生成模塊。上位機(jī)模塊是基于工業(yè)用圖形化軟件平臺設(shè)計的，用戶通過界面輸入每個運動目標(biāo)的運動初始值信息，根據(jù)運動目標(biāo)運動特性生成相應(yīng)目標(biāo)載體的運動狀態(tài)。上位機(jī)模塊根據(jù)目標(biāo)載體的運動狀態(tài)和某時刻導(dǎo)航星座星歷參數(shù)，計算該時刻的可見星數(shù)量?？梢娦堑母鱾€參數(shù)包括軌道要素、慣性系位置、速度、仰角、方位角、偽距、多普勒、鐘差等信息，生成當(dāng)前可見星的導(dǎo)航電文，發(fā)送給射頻信號生成模塊。

在射頻信號生成模塊中，擴(kuò)頻調(diào)制、載波調(diào)制單元將數(shù)字中頻信號上變頻與數(shù)模轉(zhuǎn)換，生成模擬中頻信號后，輸出到射頻調(diào)制模塊。每一路擴(kuò)頻調(diào)制、載波調(diào)制單元在信號調(diào)制過程中通過引入同一時鐘信息，保證時鐘中頻信號生成的同步性，可以減少由于時間偏移產(chǎn)生的載波和相位誤差。

射頻調(diào)制模塊通過變頻將中頻信號轉(zhuǎn)化成相應(yīng)頻點的射頻信號，并通過天線或電纜輸出，進(jìn)而，完成衛(wèi)星導(dǎo)航信號模擬器的信號生成。

同時時鐘模塊還將時鐘信號輸出給動力學(xué)平臺，從硬件上實現(xiàn)多通道星座模擬器與動力學(xué)平臺之間的時間同步，極大地減少了仿真系統(tǒng)引起的誤差，增強(qiáng)了仿真效果的可信度。射頻芯片采用AD9361芯片，時鐘芯片用RX-8035SA，多通道星座模擬器設(shè)計框圖如圖4所示，實物圖如圖5所示。

圖4 多通道星座模擬器設(shè)計框圖

圖5 多通道導(dǎo)航星座實物圖

2.3 導(dǎo)航與控制系統(tǒng)

自主編隊飛行各飛行器控制系統(tǒng)主要包括GNSS接收機(jī)、高度計、加速度計、陀螺儀等真實飛行產(chǎn)品，還包括導(dǎo)航融合算法、軌跡規(guī)劃算法、軌跡控制算法、姿態(tài)控制算法、控制輸出融合算法模塊等。編隊中每個飛行器都有獨立的控制系統(tǒng)，設(shè)計仿真系統(tǒng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)為軟件模型，嵌入在動力學(xué)平臺中。導(dǎo)航與控制系統(tǒng)如圖6所示。

圖6 導(dǎo)航與控制系統(tǒng)組成

圖6中，GNSS接收機(jī)通過射頻口接收模擬星座信號，并根據(jù)星座導(dǎo)航算法，得到飛行器當(dāng)前位置；加速度計和高度計通過RS422口接收動力學(xué)輸出數(shù)據(jù)，實現(xiàn)加速度和高度的模擬；導(dǎo)航融合算法采用卡爾曼濾波算法，實現(xiàn)三種導(dǎo)航信息的融合，在GNSS接收機(jī)接收信號正常的情況下，采用GNSS接收機(jī)與加速度計融合，在GNSS接收機(jī)信號不正常的情況下，為保證安全，采用加速度計與高度計融合，融合算法見文獻(xiàn)[17](362～377頁)，同時由于編隊飛行過程中飛行器一般飛行距離較近，消除了GNSS接收機(jī)系統(tǒng)誤差，在一定程度上提高了導(dǎo)航精度；軌跡規(guī)劃由仿真控制中心注入；軌跡控制算法根據(jù)軌跡規(guī)劃和導(dǎo)航信息計算出飛行器運行所需要的控制力；陀螺儀通過422口接收動力學(xué)姿態(tài)信息，姿態(tài)控制算法模塊根據(jù)陀螺儀計算姿態(tài)角，并根據(jù)姿態(tài)控制算法計算控制力矩；控制輸出處理模塊根據(jù)飛行器質(zhì)量特性、飛行器執(zhí)行機(jī)構(gòu)布局等得到相關(guān)參數(shù)，依據(jù)姿態(tài)優(yōu)先原則，計算每個執(zhí)行機(jī)構(gòu)的實際輸出。

2.4 多通道信息采集模塊設(shè)計

多通道信息采集模塊各類型通信接口可選用市場上標(biāo)準(zhǔn)化產(chǎn)品，并將硬件集成于同一工控機(jī)中?；诠δ馨弪?qū)動程序和實時操作系統(tǒng)提供的頭文件和庫函數(shù)，利用C++創(chuàng)建實時操作系統(tǒng)環(huán)境下的功能板卡的驅(qū)動程序，并封裝成實時動態(tài)鏈接庫；圖形化軟件平臺可調(diào)用動態(tài)鏈接庫，并將其封裝至圖形化庫。在使用時，將封裝好的圖形庫通過圖形化軟件平臺編譯/加載至實時操作系統(tǒng)中，從而實現(xiàn)驅(qū)動程序的實時運行。通過采用功能板卡集成與封裝驅(qū)動并模塊化的方法，實現(xiàn)各飛行器動力學(xué)平臺與控制系統(tǒng)之間的通信。通道信息采集模塊設(shè)計如圖7所示。

圖 7 多通道信息采集模塊設(shè)計圖

多通道信息采集模塊實物圖如圖8所示。圖8中共有7通道采集板卡，可供7個飛行器同時進(jìn)行編隊飛行仿真，每一個通道中工作有1路CAN,1路LVDS，4路RS22、A/D及D/A各2路和8路I/O，可根據(jù)需求對接口類型及路數(shù)自制板卡，板卡可全部運行于PCI機(jī)箱中，采用機(jī)箱為NI PXIe-1082。

圖8 多通道信息采集模塊實物圖

2.5 仿真控制模塊設(shè)計

本仿真系統(tǒng)涉及多機(jī)編隊飛行，需建立有效的機(jī)制對分布式協(xié)同仿真進(jìn)行控制與監(jiān)控,以實現(xiàn)智能化測試。仿真控制模塊通過光纖網(wǎng)絡(luò)介入閉環(huán)仿真系統(tǒng)中，實現(xiàn)閉環(huán)控制系統(tǒng)與仿真控制模塊的信息交互。

仿真控制模塊支持單飛行器的單條指令以及指令序列的發(fā)送，也支持向多飛行器廣播指令(如飛行軌跡注入，飛行啟動時間等)，以實現(xiàn)對多飛行器的飛行控制；支持接收多飛行器下行數(shù)據(jù)，對飛行器飛行狀態(tài)進(jìn)行實時監(jiān)控。同時，也可以對整個測試網(wǎng)絡(luò)的網(wǎng)絡(luò)連接、硬件連接和軟件運行的狀況進(jìn)行監(jiān)控，確保測試系統(tǒng)的正常運行。

仿真控制模塊基于專家經(jīng)驗，具有指令自主發(fā)送，自主實時判讀飛行器工程參數(shù)，自主識別飛行故障與處理等功能；并根據(jù)自動判讀結(jié)果，對測試狀態(tài)、測試數(shù)據(jù)進(jìn)行后處理，并自動生成測試報告。對測試過程中指令發(fā)送記錄、參數(shù)原始記錄等按時間存入測試數(shù)據(jù)庫中，后續(xù)可根據(jù)測試時間段來選擇回放數(shù)據(jù)。圖9為控制界面圖，在試驗開始前，可根據(jù)試驗計劃和經(jīng)驗算法生成腳本文件，然后導(dǎo)入控制界面中，點擊啟動按鈕，試驗自主進(jìn)行，并對飛行參數(shù)進(jìn)行監(jiān)控，若發(fā)現(xiàn)狀態(tài)異常，根據(jù)經(jīng)驗數(shù)據(jù)自主進(jìn)入故障模式、發(fā)出警告、退出試驗；如需要人工干預(yù)，可通過單條指令發(fā)送區(qū)域注入指令。

圖9 仿真控制界面

2.6 應(yīng)用舉例

以三架四旋翼無人機(jī)編隊飛行為例，坐標(biāo)系定義北向為+x軸，東向為y軸，朝地為z軸，開始三架無人機(jī)全部在同一位置，初始經(jīng)度121°，緯度31°，海拔為50 m；S1先垂直起飛160 m(-z)，再側(cè)向飛行90 m(-y)，到位后懸停等待；S1懸停后，S2垂直起飛160 m(-z)，在側(cè)向飛行10 m(-y)，到位后懸停等待；S2懸停后，S3垂直起飛160 m(-z)，側(cè)向飛行90 m(y)，到位后懸停等待。三架飛行器全部就位后，同時延x向飛行600 m(x)，并懸停。試驗結(jié)果如圖10～圖12所示，展示了試驗過程中三架無人機(jī)之間的飛行距離，三架飛行器全部就位并開始沿x軸飛行后，相對位置誤差不超過3 m，懸停飛行時間達(dá)到1400 s后，相對位置誤差<1 m，滿足自主特定任務(wù)編隊飛行要求。地面控制中心根據(jù)飛行任務(wù)設(shè)計三架飛行器的飛行軌跡、飛行時序等，并上注給三架飛行器，后發(fā)送任務(wù)開始指令，三架飛行器即可根據(jù)既定程序完成飛行。

圖10 S1及S2相對位置

圖11 S1及S3相對位置

圖12 S2及S3相對位置

3 結(jié)束語

自主編隊飛行是當(dāng)前和未來無人飛行器執(zhí)行任務(wù)的方向，筆者提出的仿真系統(tǒng)可以有效地驗證導(dǎo)航與控制系統(tǒng)方案，實現(xiàn)軟件、硬件、設(shè)備的同步開發(fā)，降低研制成本，縮短了研制周期。還通過采用將多通道星座模擬器與動力學(xué)平臺時鐘同步的方案，降低了仿真系統(tǒng)的誤差，增強(qiáng)了仿真系統(tǒng)的真實度。