高速近距無(wú)人機(jī)協(xié)同編隊(duì)控制器設(shè)計(jì)研究

張佳龍, 閆建國(guó), 張普, 齊曉巧, 呂茂隆

1.西北工業(yè)大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院, 陜西 西安 710129; 2.西安電子科技大學(xué) 機(jī)電工程學(xué)院, 陜西 西安 710071; 3.空軍工程大學(xué) 裝備管理與安全工程學(xué)院, 陜西 西安 710051

自從無(wú)人機(jī)(unmanned aerial vehicle，UAV)在1991年海灣戰(zhàn)爭(zhēng)中得到成功運(yùn)用以來(lái)，經(jīng)過(guò)幾十年的發(fā)展，無(wú)人機(jī)技術(shù)已相對(duì)成熟，并在各個(gè)領(lǐng)域中發(fā)揮了其獨(dú)特的作用[1]。單架無(wú)人機(jī)在作戰(zhàn)范圍、殺傷半徑、摧毀能力以及攻擊精度等方面受到了限制，影響整個(gè)作戰(zhàn)任務(wù)的成功率；另外，一旦單架無(wú)人機(jī)中途出現(xiàn)故障，必須立即中斷任務(wù)返回，但在戰(zhàn)爭(zhēng)中有可能貽誤無(wú)人機(jī)而破壞整個(gè)作戰(zhàn)計(jì)劃。因此，多無(wú)人機(jī)協(xié)同編隊(duì)能最大限度發(fā)揮單機(jī)優(yōu)勢(shì)，實(shí)現(xiàn)多無(wú)人機(jī)協(xié)同編隊(duì)飛行(multi-UAV coordinated formation flight)控制、決策和管理，從而提高無(wú)人機(jī)完成任務(wù)的效率，拓寬無(wú)人機(jī)使用范圍，達(dá)到安全、高可靠性地執(zhí)行各種任務(wù)的目的[2]。

多無(wú)人機(jī)協(xié)同編隊(duì)在理論研究和工程應(yīng)用上具有重要的意義，并已取得了不少研究成果。目前，無(wú)人機(jī)協(xié)同編隊(duì)問(wèn)題的研究已引起國(guó)內(nèi)外學(xué)者的廣泛關(guān)注[3-6]。無(wú)人機(jī)可看作是一種空中機(jī)器人，不考慮其實(shí)際的飛行動(dòng)力學(xué)特性，可將其抽象為一種具有自主能力的智能體[7]。此時(shí)無(wú)人機(jī)協(xié)同穩(wěn)定性控制就轉(zhuǎn)化為多智能體系統(tǒng)的穩(wěn)定控制。目前，有關(guān)多智能體系統(tǒng)的研究主要集中在一致性問(wèn)題[8-12]、群集問(wèn)題[13-14]和編隊(duì)問(wèn)題[15-16]。對(duì)于多智能體系統(tǒng)的編隊(duì)控制來(lái)說(shuō)，其穩(wěn)定性是指多智能體系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)同步[17]。文獻(xiàn)[18]研究了具有非線性和隨機(jī)切換拓?fù)渲悄荏w網(wǎng)絡(luò)的分布式同步問(wèn)題，多智能單元的多無(wú)人機(jī)協(xié)同作戰(zhàn)集中式結(jié)構(gòu)。協(xié)同編隊(duì)控制中，隊(duì)形保持是一個(gè)主要問(wèn)題。為實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)群以預(yù)期的姿態(tài)，恒定的間距飛行，需要控制每架無(wú)人機(jī)速度，航向角等飛行信息，使其達(dá)到一致性目的。2012年，祁圣君等人提出一種無(wú)人機(jī)近距編隊(duì)飛行控制方法，并以雙機(jī)近距離編隊(duì)為基礎(chǔ)對(duì)控制率設(shè)計(jì)和算法實(shí)現(xiàn)研究[19]。2015年，美國(guó)"全球鷹"實(shí)現(xiàn)了兩無(wú)人機(jī)近距編隊(duì)飛行，“空中軟式加油”對(duì)接，是一個(gè)典型的近距協(xié)同編隊(duì)飛行過(guò)程。大中型固定翼無(wú)人機(jī)協(xié)同編隊(duì)高速飛行過(guò)程中，集群中單機(jī)出現(xiàn)故障，需要重新近距或超近距編隊(duì)飛行，已經(jīng)成為研究的熱點(diǎn)。故本文提出解決在多無(wú)人機(jī)高速編隊(duì)飛行中近距協(xié)同控制的問(wèn)題。

本文針對(duì)無(wú)人機(jī)編隊(duì)在執(zhí)行作戰(zhàn)任務(wù)時(shí)，機(jī)群中單機(jī)出現(xiàn)故障，需退出編隊(duì)飛行(如無(wú)人機(jī)目標(biāo)被擊中、單機(jī)故障不適宜繼續(xù)在編隊(duì)中，隊(duì)形被破壞需重新組隊(duì)編隊(duì))，即系統(tǒng)協(xié)同穩(wěn)定性被打破，不能完成作戰(zhàn)任務(wù)，提出了一種無(wú)人機(jī)編隊(duì)協(xié)同飛行控制器的應(yīng)急故障容錯(cuò)設(shè)計(jì)方法，提高飛行協(xié)同編隊(duì)的穩(wěn)定性，能夠及時(shí)調(diào)整編隊(duì)中無(wú)人機(jī)的重新編排和信息分配，達(dá)到多無(wú)人機(jī)協(xié)同編隊(duì)飛行的目的。

1 任務(wù)描述

假設(shè)在執(zhí)行一次作戰(zhàn)任務(wù)中，由n(n>1)架無(wú)人組成的編隊(duì)分別從不同的機(jī)場(chǎng)起飛，前往指定區(qū)域執(zhí)行作戰(zhàn)任務(wù)。在任務(wù)執(zhí)行之前，需要考慮敵方的綜合實(shí)力，如防空系統(tǒng)，對(duì)地攻擊系統(tǒng)，攔截戰(zhàn)術(shù)彈道和巡航導(dǎo)彈的能力，禁飛區(qū)以及無(wú)人機(jī)自身約束性能等，這些是我方作為出動(dòng)兵力進(jìn)行精確打擊的參考。為了提升打擊行動(dòng)的成功率，我方無(wú)人機(jī)編隊(duì)勢(shì)必要求相互配合，相互協(xié)同，而且集群間通過(guò)數(shù)據(jù)鏈共享信息，進(jìn)行統(tǒng)一決策，協(xié)同分工，保持“長(zhǎng)機(jī)-僚機(jī)”之間的距離，盡可能按比例縮減無(wú)人機(jī)之間的相對(duì)位置和速度。這對(duì)無(wú)人機(jī)在復(fù)雜戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境中安全高效、快速準(zhǔn)確執(zhí)行作戰(zhàn)任務(wù)是至關(guān)重要的。

對(duì)于垂直打擊任務(wù)中，協(xié)同編隊(duì)控制是必然且極其重要的一個(gè)環(huán)節(jié)。進(jìn)行無(wú)人機(jī)協(xié)同編隊(duì)控制器設(shè)計(jì)，首先攜帶雷達(dá)的預(yù)警機(jī)(即“長(zhǎng)機(jī)”)對(duì)無(wú)人機(jī)群進(jìn)行信息感知，并對(duì)信息進(jìn)行融合，其次在執(zhí)行任務(wù)過(guò)程中，其中一架無(wú)人機(jī)故障，無(wú)人機(jī)編隊(duì)重新編排，預(yù)警機(jī)將已感知信息進(jìn)行融合處理，(重新)分配，快速?zèng)Q策，使每架無(wú)人機(jī)生成期望的航跡進(jìn)行重新規(guī)劃，然后利用所研究的協(xié)同控制理論和隊(duì)形設(shè)計(jì)方法實(shí)現(xiàn)協(xié)同飛行。本文設(shè)計(jì)過(guò)程中，認(rèn)為“長(zhǎng)機(jī)-僚機(jī)”之間的通訊順暢，以及僚機(jī)之間信息傳遞可達(dá)到實(shí)時(shí)性。最后通過(guò)搭建無(wú)人機(jī)協(xié)同虛擬仿真平臺(tái)，驗(yàn)證所提出的控制方法在穩(wěn)定飛行中的可行性。圖1為無(wú)人機(jī)協(xié)同編隊(duì)飛行控制的流程圖。

圖1 多無(wú)人機(jī)協(xié)同編隊(duì)飛行結(jié)構(gòu)圖

2 模型建立

該無(wú)人機(jī)長(zhǎng)約5 m，翼展寬約2 m，起飛重量約30 kg，包括航電系統(tǒng)設(shè)備，PC-104飛行計(jì)算機(jī)，傳感器，定位接收器，數(shù)據(jù)交換器等。該無(wú)人機(jī)使用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，提供最大起飛重量250 N，巡航速度大約為42 m/s，大迎角失速臨界值為30 m/s，最大燃油量為10 L，最大巡航時(shí)間為20 min。按“長(zhǎng)機(jī)-僚機(jī)”編隊(duì)飛行[20]。無(wú)人機(jī)協(xié)同編隊(duì)幾何模型如圖2所示：

圖2 無(wú)人機(jī)協(xié)同編隊(duì)幾何模型

2.1 無(wú)人機(jī)縱向氣動(dòng)力模型

具有推力矢量的連續(xù)性數(shù)學(xué)模型參數(shù)，通過(guò)系統(tǒng)辨識(shí)技術(shù)進(jìn)行參數(shù)估計(jì)。在氣動(dòng)模型參數(shù)識(shí)別研究中，該無(wú)人機(jī)縱向連續(xù)數(shù)學(xué)模型如(1)式和(2)式所示：

0-4.1170.7780

0-33.884-3.5730

0010·

V

α

q

θ+20.168

0.554

-39.085

0iH

(1)

-67.334-4.117-7.9490

20.533-0.655-1.9960

0100·

β

p

r

φ+0.272-0.774

-101.84533.474

-6.261-24.363

00δA

δB

(2)

式中，iH表示失速角;V表示無(wú)人機(jī)相對(duì)于空氣的速度;α,q和θ分別表示無(wú)人機(jī)的迎角,俯仰角速度以及俯仰角;δA和δB為舵偏角。

該數(shù)學(xué)模型描述無(wú)人機(jī)編隊(duì)縱向機(jī)動(dòng)以恒定速度Vo=42 m/s飛行,飛行高度為500 m,αo≈3°。這種模型為單機(jī)模型,是建立在無(wú)人機(jī)非線性模型簡(jiǎn)化后(小擾動(dòng)假設(shè)后的線性化后)的模型。

2.2 無(wú)人機(jī)非線性模型

無(wú)人機(jī)非線性動(dòng)態(tài)系統(tǒng)模型的控制理論設(shè)計(jì)分析是比較困難的,大多數(shù)非線性系統(tǒng)模型參數(shù)采用最小二程法估計(jì)。無(wú)人機(jī)非線性模型如下[21-23]:

=f(x,δ,G,FA(x,δ),MA(x,δ))

(3)

式中，x為無(wú)人機(jī)狀態(tài)矢量,y和δ均為輸出矢量,G為慣性坐標(biāo)系下的幾何參數(shù)矢量,f和y為剛體坐標(biāo)系下的函數(shù)模型。氣動(dòng)力FA和氣動(dòng)力矩MA通常用氣動(dòng)參數(shù)表示:CD為阻力系數(shù)、CY為側(cè)向力系數(shù)、CL為升力系數(shù)、Cl為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、Cm為俯仰力矩系數(shù)、Cn為偏航力矩系數(shù)。

FA=SCD(x,δ)

CY(x,δ)

CL(x,δ)MA=SCl(x,δ)

Cm(x,δ)

Cn(x,δ)

3 控制器設(shè)計(jì)

編隊(duì)飛行控制包括兩方面的問(wèn)題:縱向和橫向控制器設(shè)計(jì),本文針對(duì)縱向控制器設(shè)計(jì)。在慣性坐標(biāo)系下“長(zhǎng)機(jī)-僚機(jī)”的相對(duì)位置如圖3所示:

圖3 “長(zhǎng)機(jī)-僚機(jī)”編隊(duì)飛行位置幾何模型

3.1 內(nèi)環(huán)控制設(shè)計(jì)

內(nèi)環(huán)控制設(shè)計(jì)是為了盡可能的增大反饋增益實(shí)現(xiàn)預(yù)期的航跡,同時(shí)保持較合理的航姿,它基于(1)式和(2)式。縱向內(nèi)環(huán)控制器是對(duì)期望的滾轉(zhuǎn)角來(lái)設(shè)計(jì)的,它被擴(kuò)展到外環(huán)控制器,有以下關(guān)系:

iH=Kqq+Kθq(θ-θd)

(4)

這些參數(shù)通過(guò)根軌跡的方法辨識(shí)。Kq=0.12,Kθ=0.50,允許閉環(huán)系統(tǒng)的阻尼比ξ=0.54,閉環(huán)系統(tǒng)增益裕度GM=15.98 dB,相裕度PM=870。

由此產(chǎn)生的橫側(cè)向內(nèi)環(huán)控制器是一種線性控制器用來(lái)追蹤所設(shè)定的迎角,通過(guò)外環(huán)控制器來(lái)控制,增加無(wú)人機(jī)橫側(cè)向穩(wěn)定,使用以下的關(guān)系:

δA=Kpp+Kφ(φ-φd)

(5)

δR(s)=Krss+ωor(s)

(6)

根據(jù)根軌跡方法,滾轉(zhuǎn)角反饋增益Kp=0.04,Kφ=0.35,使得閉環(huán)增益ξ=0.35,閉環(huán)系統(tǒng)增益裕度GM=13.4 dB,相裕度PM=78°,偏航角反饋增益Kr=0.16。機(jī)翼負(fù)扭矩常數(shù)ωo=1.8,閉環(huán)滾轉(zhuǎn)阻尼ξ=0.70,增益裕度GM=20.30 dB,相裕度PM=95.1°。

3.2 外環(huán)控制器設(shè)計(jì)

外環(huán)控制器包括兩部分,垂直和水平兩部分。垂直方向是一個(gè)線性控制器,通過(guò)控制高度誤差和導(dǎo)數(shù),調(diào)節(jié)飛機(jī)的操穩(wěn)性。控制器提供預(yù)期的螺旋角θd輸入內(nèi)環(huán)控制器中:

θd=Khh+Khs

(7)

水平是一種非線性動(dòng)態(tài)反演控制器,基于控制器使用前向和后向誤差作為輸入,該控制器要求滾轉(zhuǎn)角和迎角指令作為內(nèi)環(huán)控制器指標(biāo):

δT

θd=f(x-xL,f

L)

(8)

非線性動(dòng)態(tài)反演控制方法,在平面動(dòng)力學(xué)范疇取消非線性,通過(guò)使用反饋線性化模型。在一些特定的假設(shè)條件下,這種控制方法可以使用一種簡(jiǎn)單的線性技術(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)。對(duì)于特定問(wèn)題,非線性系統(tǒng)的特征是以前向和后向距離誤差f和l作為輸出,設(shè)定的迎角θd和滾轉(zhuǎn)角δT作為輸入。根據(jù)反饋線性化理論,直到輸入有確定的信號(hào)后,才有輸出。輸入和輸出導(dǎo)數(shù)是可逆的,針對(duì)此問(wèn)題,一階和二階導(dǎo)數(shù)輸出如下:

VLxy-Vxy(cos(x-xL))+ΩLf

-l

(9)

Vxysin(x-xL)-VxyVω1cos(x-xL)×

qVtan(φd)

Tb+KTδT+VxyVω2-sin(x-xL)

cos(x-xL)-

ΩLVxycos(x-xL)

sin(x-xL)+Lf

l+ΩL

(10)

式中

ω1=1mcosαcosβ

ω2=Sm(CDcosβ-CYsinβ)+gsinγ

編隊(duì)在飛行過(guò)程中,協(xié)同轉(zhuǎn)彎的條件為:

Ω=?=gVtanφ

(11)

由此2×2矩陣相關(guān)的輸入和二階導(dǎo)數(shù)的輸出是可逆的,由此產(chǎn)生的逆關(guān)系:

qVtan(φd)

T+KTδT=

1Vxycos(x-xL)sin(x-xL)

Vω1sin(x-xL)-Vω1sin(x-xL)d

ΩL

ω2ω1+lsin(x-xL)-cos(x-xL)

-Vω1lcos(x-xL)-Vω1lsin(x-xL)×

ΩLVxy+lsin(x-xL)-fcos(x-xL)

-Vω1lcos(x-xL)-Vω1lsin(x-xL)×LVxy

(12)

φd=arctan

1gcosγ[dcos(x-xL)+dsin(x-xL)]+VgΩL

(13)

非線性動(dòng)力學(xué)前饋通道描述為:

δT=mKTcosγ[dsin(x-xL)-dcos(x-xL)]+

1KT12ρoV2S(CDo+CDααo)+msinγ-Tb-

mKTcosγΩL[cos(x-xL)+sin(x-xL)]

(14)

輸入信號(hào)為δTφT,忽略非線性特性,得出以下關(guān)系:

(15)

上述系統(tǒng)本質(zhì)是一個(gè)線性系統(tǒng)組成的2個(gè)通道,每個(gè)通道都有集成串聯(lián)的通道,這種系統(tǒng)可使用線性控制補(bǔ)償器,對(duì)于這種特殊的控制器,設(shè)計(jì)如下控制律:

d=-ls-ll

(16)

選擇以上的增益以便與之前設(shè)計(jì)的控制器等效,由此產(chǎn)生3個(gè)通道的增益值為:

Kh=3.225,Khs=1.759

(17)

4 仿真分析

4.1 無(wú)人機(jī)飛行動(dòng)態(tài)特性仿真

無(wú)人機(jī)編隊(duì)飛行過(guò)程中,仿真初始條件設(shè)置為:H=2 000 m;V=100 m/s;α=8°;γ=0°;δe=4°;δz=0°;T=50 kN[24];Iy=205 130 kgm2;m=15 000 kg;S=37.14 m2;=3.35 m;xT=7.2 m;-25°≤δe≤25°;-20°≤δz≤20°。仿真曲線如圖4所示:

由圖4a)～f)可知,無(wú)人機(jī)以100 km/h的速度進(jìn)入機(jī)動(dòng),隨著迎角的增加,無(wú)人機(jī)高度增加,速度下降很快。約5.3 s時(shí),無(wú)人機(jī)迎角達(dá)到55°,遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過(guò)常規(guī)無(wú)人機(jī)機(jī)動(dòng)中最大限制迎角30°,無(wú)人機(jī)速度降到最小,約為42 km/h,高度增加到2.07 km。此后操控?zé)o人機(jī)減小迎角,減小速度,無(wú)人機(jī)高度下降,速度增加,約在8.3 s時(shí),無(wú)人機(jī)迎角改變44°,速度恢復(fù)到58 km/h,隨后無(wú)人機(jī)逐漸增大速度,恢復(fù)到正常穩(wěn)定飛行狀態(tài),與實(shí)際機(jī)動(dòng)基本接近。

在大迎角機(jī)動(dòng)過(guò)程中,平尾偏角、推力矢量舵偏角均未超過(guò)23°。剛開始,無(wú)人機(jī)速度逐漸增大,平尾偏角和推力矢量舵偏角緩慢增大,3 s時(shí),推力矢量舵偏角達(dá)到最大30°,此時(shí)無(wú)人機(jī)速度也達(dá)到最大,處于臨界失速狀態(tài)。7 s后,無(wú)人機(jī)做大機(jī)動(dòng),平尾偏角和推力矢量舵偏角處于動(dòng)態(tài)變化,最后逐漸趨于0°,說(shuō)明無(wú)人機(jī)在機(jī)動(dòng)過(guò)程中保持良好的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性。俯仰角速度q達(dá)到最大至30°/s,在剛開始的1 s,無(wú)人機(jī)處于水平狀態(tài),俯仰角速度為0,隨著速度增大,3.2 s時(shí)達(dá)到最大;之后逐漸減小,7 s時(shí)速度最小,無(wú)人機(jī)處于失速狀態(tài),7 s之后,速度逐漸恢復(fù)到穩(wěn)定飛行狀態(tài),俯仰角速度也逐漸趨向于零。此過(guò)程說(shuō)明無(wú)人機(jī)在機(jī)動(dòng)過(guò)程中能夠保持航向穩(wěn)定。

圖4 無(wú)人機(jī)編隊(duì)飛行過(guò)程姿態(tài)變化動(dòng)態(tài)特性

仿真結(jié)果顯示,無(wú)人機(jī)在做大迎角縱向機(jī)動(dòng)過(guò)程中,隨著俯仰角、迎角的增大,飛行速度降低,當(dāng)達(dá)到最大迎角時(shí),速度從100 m/s降到了42 km/s,在7 s時(shí)俯仰角和迎角恢復(fù),速度也開始增加。可見,現(xiàn)代無(wú)人機(jī)在縱向大迎角機(jī)動(dòng)過(guò)程中能量損失非常大,損失率約75.93%,此時(shí)迎角必須及時(shí)恢復(fù)到穩(wěn)定飛行狀態(tài)時(shí)的大小,因此現(xiàn)代無(wú)人機(jī)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能提出了更高要求,要求發(fā)動(dòng)機(jī)具有較大的推重比,同時(shí)協(xié)同飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)也同樣重要。

4.2 編隊(duì)飛行動(dòng)態(tài)特性分析

無(wú)人機(jī)編隊(duì)穩(wěn)定性控制器在設(shè)計(jì)階段是非常關(guān)鍵的,但仿真研究表明閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性和追蹤效果,是由測(cè)量和模型誤差所引起的。下面對(duì)編隊(duì)協(xié)同飛行進(jìn)行穩(wěn)定性進(jìn)行分析:

其中編隊(duì):lc=-20 m,fc=20 m,hc=20 m

仿真初始數(shù)據(jù)[20]:

CDo=0.009,CDα=0.508,CDq=0

CDiH=-0.034,CLo=-0.049,CLα=3.258

CLq=-0.001,CLiH=0.190,Cmo=0.027

CDα=-0.474,Cmq=-3.449,CmiH=-0.364

(18)

本文所設(shè)計(jì)的控制對(duì)于穩(wěn)態(tài)誤差具有很好的魯棒性。對(duì)于閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定評(píng)估,在允差±5%范圍內(nèi)選取6個(gè)參數(shù),分別為τTd,CLo,CLα,Cmα,Clα和Cnβ。在以下仿真圖中,仿真結(jié)果和實(shí)際飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行比較,尤其“長(zhǎng)機(jī)”的飛行參數(shù)對(duì)于“僚機(jī)”作為參考,僚機(jī)仿真的初始條件設(shè)置相同,此時(shí)編隊(duì)控制幾乎接近真實(shí)僚機(jī)。仿真圖如圖5所示:

圖5 無(wú)人機(jī)編隊(duì)飛行誤差仿真圖

在飛行過(guò)程,長(zhǎng)機(jī)和僚機(jī)之間的垂直高度誤差,呈現(xiàn)一種顫振趨勢(shì),之后趨于穩(wěn)態(tài)。在剛開始,長(zhǎng)機(jī)和僚機(jī)之間存在信息傳遞堵塞,曲線的振蕩幅度較大,而后趨于固定值。在無(wú)人機(jī)編隊(duì)執(zhí)行任務(wù)過(guò)程,為防止無(wú)人機(jī)之間因距離過(guò)小而發(fā)生碰撞,所設(shè)計(jì)的控制器使無(wú)人機(jī)之間的橫側(cè)向距離誤差處于安全范圍內(nèi)某一固定值。由圖5b)可知,在剛開始,長(zhǎng)機(jī)和僚機(jī)之間的橫側(cè)向距離不一致,呈現(xiàn)一種偏差幅度較大的趨勢(shì),通過(guò)反饋調(diào)節(jié)偏差逐漸減小,而后緩慢趨于穩(wěn)定。在無(wú)人機(jī)編隊(duì)協(xié)同飛行過(guò)程中,前向反饋和后向反饋調(diào)節(jié)對(duì)無(wú)人機(jī)的穩(wěn)定性起著重要的作用,它可以保持無(wú)人機(jī)編隊(duì)幾何隊(duì)形不變,同時(shí)每架無(wú)人機(jī)具有相同位置和姿態(tài)。如圖5c)可知,在剛開始,后向反饋偏振幅值較小,同時(shí)后向反饋比前向反饋能夠在較短時(shí)間達(dá)到姿態(tài)穩(wěn)定。在無(wú)人機(jī)近距編隊(duì)控制過(guò)程中,所設(shè)計(jì)的閉環(huán)系統(tǒng)控制器,能夠使無(wú)人機(jī)之間的相對(duì)誤差呈現(xiàn)一種先增大后逐漸減小,最終緩慢趨于穩(wěn)定的趨勢(shì)。由圖5d)可知,編隊(duì)飛行前向反饋和后向反饋,在剛開始出現(xiàn)小幅度的振蕩,這是由于攜有雷達(dá)的“長(zhǎng)機(jī)”從接受“僚機(jī)”距離誤差信號(hào),到進(jìn)行信號(hào)處理然后分配僚機(jī),在此期間,會(huì)出現(xiàn)信息傳遞堵塞現(xiàn)象,則“長(zhǎng)機(jī)-僚機(jī)”和“僚機(jī)-僚機(jī)”出現(xiàn)協(xié)同飛行中距離不一致。表1為文獻(xiàn)[20]和本文提出高速近距控制器仿真數(shù)據(jù)對(duì)比。

表1 仿真數(shù)據(jù)對(duì)比分析

從文獻(xiàn)仿真數(shù)據(jù)和本文仿真數(shù)據(jù)對(duì)比可知：在無(wú)人機(jī)高速近距重編隊(duì)過(guò)程中，平均前向距離誤差，平均后向距離誤差以及平均垂直距離誤差均比文獻(xiàn)仿真誤差小，而且前向距離誤差減小了36.217%，后向距離誤差減小了5.2%，以及平均垂直距離誤差減小了47.155%，說(shuō)明本文所設(shè)計(jì)的控制器可使得無(wú)人機(jī)編隊(duì)協(xié)同飛行過(guò)程中，能夠快速近距編隊(duì)重組，完成作戰(zhàn)任務(wù)。

5 結(jié) 論

本文所設(shè)計(jì)的控制器是基于非線性動(dòng)態(tài)反演對(duì)非線性數(shù)學(xué)模型進(jìn)行控制，通過(guò)內(nèi)外環(huán)協(xié)同控制，使得無(wú)人機(jī)編隊(duì)從集結(jié)隊(duì)形，到松散編隊(duì)再到編隊(duì)集結(jié)后收斂于穩(wěn)定飛行狀態(tài)，而且具有良好的魯棒性。通過(guò)選取合適的反饋增益，無(wú)人機(jī)能夠按照預(yù)期的軌跡和幾何編隊(duì)飛行，但對(duì)近距離或超近距離協(xié)同飛行而言，內(nèi)環(huán)控制器在靈敏度稍微有些遲緩，下一步需要繼續(xù)進(jìn)行研究。

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