某小型無人機編隊控制器設計及試飛驗證

梁瑾, 宋棟梁, 李嘉

(西安飛行自動控制研究所 飛行器控制一體化技術國防科技重點實驗室, 陜西 西安 710065)

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某小型無人機編隊控制器設計及試飛驗證

梁瑾, 宋棟梁, 李嘉

(西安飛行自動控制研究所 飛行器控制一體化技術國防科技重點實驗室, 陜西 西安 710065)

以某小型固定翼無人機作為研究平臺,按前向、側向和垂直方向3個通道設計僚機編隊控制器。利用自動駕駛儀的航路飛行模態簡化側向通道編隊控制器的設計,并采用在長機航向角發生較大變化時加入基于視線方位角的方法,使僚機保持編隊精度。試驗結果表明，所提出的編隊算法是可用的,并能夠很好地控制無人機的編隊飛行精度。

小型無人機; 編隊控制器; 視線方位角; 自主編隊飛行

0　引言

無人機編隊飛行,即多架無人機為適應任務要求而進行的某種隊形排列和任務分配的組織模式,包括編隊飛行的隊形產生、保持和變換,也包括飛行任務的規劃和組織[1]。編隊控制方法通常包括“長機-僚機”方式的編隊控制、基于行為方式的編隊控制和虛擬結構方式的編隊控制[2]。在實際應用中,由于長-僚機編隊模式的簡便性和實用性而被廣泛采用。事實上,基于這種模式已經設計出了多種形式的編隊控制器,但大都從仿真驗證的角度進行設計并取得不錯的仿真結果,而在實際飛行中仍存在一些問題尚未解決。

本文以某小型固定翼無人機作為平臺,從飛行的可實現性角度出發,設計了一種便于實現的編隊算法,并針對長機出現航向角變化較大的情況,設計了一種基于視線方位角的編隊改進方法。通過建立試飛環境及兩架機編隊飛行試驗,充分驗證了算法的有效性和可實現性。

1　編隊算法設計與優化

1.1編隊算法設計

以兩架機編隊飛行為研究對象,僚機與長機的相對關系如圖1所示[3-5]。,以僚機為中心,長機速度方向為x軸,y軸在水平面上,與x軸垂直且在x軸右側。得到相對運動關系式:

(1)

圖1　僚機的參考坐標系Fig.1　Reference coordinate system of the wing

式中:(x,y)為長機相對于僚機的位置;ψe為長、僚機的航向角誤差,且ψe≡ψL-ψW。

在OXY坐標系中,可以通過已知的長機位置得到僚機的期望位置:

(2)

式中:(XW,Ex,YW,Ex,VW,Ex,ψW,Ex)為當前僚機期望位置;(XL,YL,V,ψL)為當前長機位置;(xr,yr)為僚機參考坐標系中,給定編隊隊形中期望的僚機與長機相對位置。

由僚機期望狀態和當前狀態，可以計算出僚機的狀態誤差(在O′X′Y′坐標系中)，如圖2所示。

(3)

圖2　僚機期望狀態和僚機當前狀態示意圖Fig.2　Expected state and current state of the wing

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

控制目標是使僚機當前狀態與其期望狀態重疊,即:

(4)

1.2編隊算法實現

要實現上述控制目標,將編隊控制器按照前向、側向和垂直方向3個通道分別進行設計[6-7]。

(1)前向通道:控制量為Δx和ΔV,即整體誤差為:

(5)

VWC作為自動駕駛儀速度保持模態的給定值,即可實現前向通道的控制:

(6)

(2)側向通道:控制量為Δy和Δψ,直接作為自動駕駛儀航路飛行模態的輸入量,通過式(7)的組合轉化為滾轉角保持模態的給定值,即可實現側向通道的控制。

(7)

(3)垂直通道:控制量為ΔH,HWC作為自動駕駛高度保持模態的給定值,即可實現垂直通道的控制。

(8)

1.3編隊算法優化

當長機航向角發生較大的變化(如轉彎)時,僚機為了保持編隊位置則必須快速調整航向和速度;轉彎結束后,僚機又需要快速減速并重新調整航向角至編隊位置。然而速度的控制是一個慢變的過程,導致轉彎時的編隊效果很不理想;因此提出一種基于視線方位角的轉彎編隊算法[8-9],具體為:

(9)

式中:ρWL為僚機當前狀態到期望狀態的水平距離;?WL∈(-π,π]為僚機當前狀態與期望狀態的視線方位角,逆向為正。

進而得到速度指令及航跡偏航角指令:

(10)

2　試飛驗證系統

2.1編隊場景設計

如圖3所示,無人機編隊飛行試驗航線設定7個航點:1為起飛點,也是飛機的著陸點;2為平飛段進入點,飛機要滿足一定高度;3為巡航段進入點,依次飛過航點4,5,6;7為著陸段進入點,飛行高度逐漸下降。

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

2.2小型無人機平臺

本文采用如圖4所示的小型固定翼無人機,平臺相關參數為:翼展長2 m,機長1.8 m;動力部分電源采用3 s/2 200 mAh鋰電池,2個980 kV電機,槳直徑20 cm,槳距45°;空機重量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,續航時間8 min。

圖4　小型固定翼無人機Fig.4　The small fixed-wing UAV

假設平臺已具備以下能力:

(1)已加裝DGPS裝置,用于測量自身的位置信息和姿態信息等;

(2)已加裝通信設備,即數據鏈,僚機可接收長機實時發送的狀態信息;

(3)已具備全流程自主飛行能力,即全模態的自動駕駛儀。

2.3試飛平臺

驗證機系統的整體架構如圖5所示。

圖5　驗證機系統架構Fig.5　System frame on tested aircraft

驗證機系統分為機載系統與地面系統兩部分:

(1)機載系統以MIO-2261N計算機和自動駕駛儀為核心。計算機的主要功能為位置解算、航向估計和狀態存儲。自動駕駛儀的主要功能是由板載IMU解算姿態,再根據計算機發來的位置信息生成控制指令,控制飛機飛行。機載系統通過XTend數據鏈與地面站實現雙向交互。

(2)地面系統包括地面站和遙控器兩部分。地面站采用自主研發的小型無人機便攜式地面站,配有Xtend數據鏈與無人機實現數據互聯。地面站安裝Mission Planner 軟件,可實時監控飛行狀態和參數遙調等任務,保障飛機飛行。遙控器采用日本FUTABA公司的十通道遙控器。

3　試驗結果及分析

基于上述平臺,采用優化編隊算法實現雙機編隊協同飛行。飛行中,僚機在長機正后方10 m的位置,試驗過程如下:

(1)起飛階段,長機、僚機分別按照預定航線自主飛行;

(2)長機飛行高度達到30 m,雙機進入編隊協同狀態;

(3)待長機自主降落時,僚機退出編隊協同狀態,回到自主飛行狀態。

試驗結果如圖6所示。圖中:圓點表示長機實際飛行軌跡;圓圈表示僚機實際飛行軌跡;1點為起飛點;2點為編隊協同進入點;3點為編隊協同退出點。

圖6　雙機編隊試驗結果Fig.6　Results of double aircraft formation flight test

記錄的飛行數據如圖7所示。圖中:HL為長機實際飛行高度;HW,Ex為僚機的期望飛行高度,由長機實時飛行高度計算得到;HW為僚機實際飛行高度;ψL為長機實時航向;ψW為僚機實時航向;Δψ為僚機與長機之間的航向差;VL為長機實時飛行速度;VW,Ex為僚機期望的飛行速度,可根據僚機與長機之間的狀態差通過優化編隊算法得到;VW為僚機實時飛行速度。

圖7　雙機編隊飛行試驗數據Fig.7　Datas of double aircraft formation flight test

由圖7可以看出:大約在152 s時,僚機期望高度為40 m,即進入編隊協同保持,在268 s時退出編隊系統保持;控制系統能夠很好地控制僚機的高度保持在期望高度上,同時使僚機的航向精確地跟蹤長機航向,即迅速修正至0,但會出現一定的時延;速度控制是一個慢變過程,需要通過一定的調節時間才能達到期望的速度。因此,通過試驗驗證可以看出,優化后的編隊算法可以很好地實現編隊協同飛行。

4　結束語

本文以某小型無人機為研究平臺,從實際飛行驗證的角度出發,利用自動駕駛儀的功能模態簡化編隊控制器的設計過程,同時針對轉彎航向角變化較大的情況設計基于視線方位角的編隊控制器,實現多無人機全流程自主編隊控制技術的研究與實現。通過試驗平臺驗證了該技術是可用的,并能夠很好地控制無人機的編隊飛行精度,為自主控制技術儲備經驗,同時為無人機緊密編隊控制等相關技術做好前期驗證工作。

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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; 網絡出版時間:2016-02-29 16:37

梁瑾(1985-)，女，山東肥城人，工程師，碩士，研究方向為導航、制導與控制。

V249.1

A

1002-0853(2016)04-0073-04