某小型無人機(jī)編隊控制器設(shè)計及試飛驗(yàn)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(shù)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710065)

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某小型無人機(jī)編隊控制器設(shè)計及試飛驗(yàn)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(shù)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710065)

以某小型固定翼無人機(jī)作為研究平臺,按前向、側(cè)向和垂直方向3個通道設(shè)計僚機(jī)編隊控制器。利用自動駕駛儀的航路飛行模態(tài)簡化側(cè)向通道編隊控制器的設(shè)計,并采用在長機(jī)航向角發(fā)生較大變化時加入基于視線方位角的方法,使僚機(jī)保持編隊精度。試驗(yàn)結(jié)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(jī)的編隊飛行精度。

小型無人機(jī); 編隊控制器; 視線方位角; 自主編隊飛行

0　引言

無人機(jī)編隊飛行,即多架無人機(jī)為適應(yīng)任務(wù)要求而進(jìn)行的某種隊形排列和任務(wù)分配的組織模式,包括編隊飛行的隊形產(chǎn)生、保持和變換,也包括飛行任務(wù)的規(guī)劃和組織[1]。編隊控制方法通常包括“長機(jī)-僚機(jī)”方式的編隊控制、基于行為方式的編隊控制和虛擬結(jié)構(gòu)方式的編隊控制[2]。在實(shí)際應(yīng)用中,由于長-僚機(jī)編隊模式的簡便性和實(shí)用性而被廣泛采用。事實(shí)上,基于這種模式已經(jīng)設(shè)計出了多種形式的編隊控制器,但大都從仿真驗(yàn)證的角度進(jìn)行設(shè)計并取得不錯的仿真結(jié)果,而在實(shí)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(jī)作為平臺,從飛行的可實(shí)現(xiàn)性角度出發(fā),設(shè)計了一種便于實(shí)現(xiàn)的編隊算法,并針對長機(jī)出現(xiàn)航向角變化較大的情況,設(shè)計了一種基于視線方位角的編隊改進(jìn)方法。通過建立試飛環(huán)境及兩架機(jī)編隊飛行試驗(yàn),充分驗(yàn)證了算法的有效性和可實(shí)現(xiàn)性。

1　編隊算法設(shè)計與優(yōu)化

1.1編隊算法設(shè)計

以兩架機(jī)編隊飛行為研究對象,僚機(jī)與長機(jī)的相對關(guān)系如圖1所示[3-5]。,以僚機(jī)為中心,長機(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)。得到相對運(yùn)動關(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)為長機(jī)相對于僚機(jī)的位置;ψe為長、僚機(jī)的航向角誤差,且ψe≡ψL-ψW。

在OXY坐標(biāo)系中,可以通過已知的長機(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)前長機(jī)位置;(xr,yr)為僚機(jī)參考坐標(biāo)系中,給定編隊隊形中期望的僚機(jī)與長機(jī)相對位置。

由僚機(jī)期望狀態(tài)和當(dāng)前狀態(tài)，可以計算出僚機(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編隊算法實(shí)現(xiàn)

要實(shí)現(xiàn)上述控制目標(biāo),將編隊控制器按照前向、側(cè)向和垂直方向3個通道分別進(jìn)行設(shè)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(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,直接作為自動駕駛儀航路飛行模態(tài)的輸入量,通過式(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編隊算法優(yōu)化

當(dāng)長機(jī)航向角發(fā)生較大的變化(如轉(zhuǎn)彎)時,僚機(jī)為了保持編隊位置則必須快速調(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)整航向角至編隊位置。然而速度的控制是一個慢變的過程,導(dǎo)致轉(zhuǎn)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(zhuǎn)彎編隊算法[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編隊場景設(shè)計

如圖3所示,無人機(jī)編隊飛行試驗(yàn)航線設(shè)定7個航點(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小型無人機(jī)平臺

本文采用如圖4所示的小型固定翼無人機(jī),平臺相關(guān)參數(shù)為:翼展長2 m,機(jī)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(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)航時間8 min。

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

假設(shè)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(tài)信息等;

(2)已加裝通信設(shè)備,即數(shù)據(jù)鏈,僚機(jī)可接收長機(jī)實(shí)時發(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)的自動駕駛儀。

2.3試飛平臺

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計算機(jī)和自動駕駛儀為核心。計算機(jī)的主要功能為位置解算、航向估計和狀態(tài)存儲。自動駕駛儀的主要功能是由板載IMU解算姿態(tài),再根據(jù)計算機(jī)發(fā)來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)的小型無人機(jī)便攜式地面站,配有Xtend數(shù)據(jù)鏈與無人機(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,采用優(yōu)化編隊算法實(shí)現(xiàn)雙機(jī)編隊協(xié)同飛行。飛行中,僚機(jī)在長機(jī)正后方10 m的位置,試驗(yàn)過程如下:

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

(2)長機(jī)飛行高度達(dá)到30 m,雙機(jī)進(jìn)入編隊協(xié)同狀態(tài);

(3)待長機(jī)自主降落時,僚機(jī)退出編隊協(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)為編隊協(xié)同進(jìn)入點(diǎn);3點(diǎn)為編隊協(xié)同退出點(diǎn)。

圖6　雙機(jī)編隊試驗(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為長機(jī)實(shí)際飛行高度;HW,Ex為僚機(jī)的期望飛行高度,由長機(jī)實(shí)時飛行高度計算得到;HW為僚機(jī)實(shí)際飛行高度;ψL為長機(jī)實(shí)時航向;ψW為僚機(jī)實(shí)時航向;Δψ為僚機(jī)與長機(jī)之間的航向差;VL為長機(jī)實(shí)時飛行速度;VW,Ex為僚機(jī)期望的飛行速度,可根據(jù)僚機(jī)與長機(jī)之間的狀態(tài)差通過優(yōu)化編隊算法得到;VW為僚機(jī)實(shí)時飛行速度。

圖7　雙機(jī)編隊飛行試驗(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,僚機(jī)期望高度為40 m,即進(jìn)入編隊協(xié)同保持,在268 s時退出編隊系統(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,同時使僚機(jī)的航向精確地跟蹤長機(jī)航向,即迅速修正至0,但會出現(xiàn)一定的時延;速度控制是一個慢變過程,需要通過一定的調(diào)節(jié)時間才能達(dá)到期望的速度。因此,通過試驗(yàn)驗(yàn)證可以看出,優(yōu)化后的編隊算法可以很好地實(shí)現(xiàn)編隊協(xié)同飛行。

4　結(jié)束語

本文以某小型無人機(jī)為研究平臺,從實(shí)際飛行驗(yàn)證的角度出發(fā),利用自動駕駛儀的功能模態(tài)簡化編隊控制器的設(shè)計過程,同時針對轉(zhuǎn)彎航向角變化較大的情況設(shè)計基于視線方位角的編隊控制器,實(shí)現(xiàn)多無人機(jī)全流程自主編隊控制技術(shù)的研究與實(shí)現(xiàn)。通過試驗(yàn)平臺驗(yàn)證了該技術(shù)是可用的,并能夠很好地控制無人機(jī)的編隊飛行精度,為自主控制技術(shù)儲備經(jīng)驗(yàn),同時為無人機(jī)緊密編隊控制等相關(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