CN105843256B - 一种多机编队飞行控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种多机编队飞行控制方法，包含以下步骤：S1,根据初始队形设计，构造初始编队队形矩阵；S2，在实际飞行过程中，构造实际编队队形矩阵；S3，根据飞机性能边界确定策略集；S4，计算误差矩阵，并对误差矩阵行列式值与编队态势值进行关联。S5，根据S3中的策略集，遍历每一策略，选取最大编队态势值所对应的策略进行执行；S6，将对应最大态势值的指令传输到自动飞控系统，控制飞机飞行状态，完成目标队形控制；S7，如果目标队形出现扰动，使得编队态势值达不到最大状态，则重复S1至S6中的过程。本发明的有益效果在于：本发明的一种多机编队飞行控制方法在解决固定编队飞行控制的同时，也解决了集群编队飞行控制，增强了多机任务执行成功率。
Description
技术领域
本发明涉及飞行控制技术领域，具体涉及一种多机编队飞行控制方法。
背景技术
编队飞行控制的任务是控制多架飞机按照预定队形，进行空中飞行，为有人驾驶飞机飞行表演、无人机编队飞行提供技术保障。
随着无人机技术的日益发展，目前基于多机编队的侦查打击作战任务需求愈加明显。既需要一种适合侦查时使用的多机集群式飞行控制方法，同时兼顾隐蔽性需求，多机紧密编队飞行以降低敌方雷达发现的编队飞行控制方法成为研究的一大难点，人为控制，队形有限，不能实现任意队形的编制，如何完美的实现两者功能，即固定编队飞行控制和集群编队飞行控制成为一个急需解决的问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种多机编队飞行控制方法，以解决或至少减轻背景技术中所存在的至少一处的问题。
本发明采用的技术方案是：提供一种多机编队飞行控制方法，包含以下步骤：S1,根据初始队形设计，构造初始编队队形矩阵；S2，在实际飞行过程中，各飞机周期获取本机周围所有飞机的飞行数据，计算飞机两两之间的径向距离，构造实际编队队形矩阵；S3，根据飞机性能边界，定义出标定时间之后飞机能够达到的速度边界、水平航迹角边界、纵向航迹角边界，根据边界确定策略集；S4，利用步骤S2中的实际编队队形矩阵与初始编队队形矩阵构造构造误差矩阵，利用实际编队队形矩阵减初始编队队形矩阵得到所述误差矩阵，并对误差矩阵行列式值与编队态势值进行关联。S5，根据S3中的策略集，遍历每一策略，选取每一策略执行标定时间之后的编队态势值，选取最大编队态势值所对应的策略，进行执行；S6，定义编队态势值等于误差矩阵的绝对值,周期执行，直到编队态势值达到最大，将对应最大态势值的指令传输到自动飞控系统，控制飞机飞行状态，即完成目标队形控制；S7，如果目标队形出现扰动，使得编队态势值达不到最大状态，则重复S1至S6中的过程。
优选地，所述步骤S1中需要编队飞行的飞机包含六架，其初始编队队形矩阵定义为C0，
其中，S0为保证矩阵C0正定时的任意大于零的正实数，D0(i,j)为对应的两机之间的距离。
优选地，所述步骤S2中的实际编队队形矩阵定义为C，
其中，S1为保证矩阵C正定时的任意大于零的正实数，D(i,j)为实际飞行状态下对应的两机之间的距离。
优选地，所述步骤S3中的标定时间为50ms～100ms。
优选地，所述步骤S3中的策略为，以飞机当前状态为基础，下一标定时间之后，飞机的状态在当前状态下进行增加或减小。
优选地，对于所述步骤S4中的误差矩阵，如果当前需要固定编队控制，构造固定编队误差矩阵；如果当前需要集群编队控制，构造集群编队误差矩阵。
优选地，所述集群编队误差矩阵定义为P2，
其中，m1、m2、m3、m4、m5、m6、m7、m8、m9、m10、m11、m12为大于零的任意数；S3为使矩阵正定的任意正数，E0(i,j)为两机初始距离与实际距离之差绝对值，当m1、m2、m3、m4、m5、m6、m7、m8、m9、m10、m11、m12全为1时，集群编队误差矩阵变化为固定编队矩阵P，
优选地，所述步骤S4中对误差矩阵行列式值与编队态势值进行关联具体为，F＝|P|或F＝|P2|。
本发明的有益效果在于：本发明的一种多机编队飞行控制方法在解决固定编队飞行控制的同时，也解决了集群编队飞行控制，增强了多机任务执行成功率。
附图说明
图1是本发明一实施例的多机编队飞行控制方法的流程图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
如图1所示，一种多机编队飞行控制方法，包含以下步骤：S1,根据初始队形设计，构造初始编队队形矩阵；S2，在实际飞行过程中，各飞机周期获取本机周围所有飞机的飞行数据，计算飞机两两之间的径向距离，构造实际编队队形矩阵；S3，根据飞机性能边界，定义出标定时间之后飞机能够达到的速度边界、水平航迹角边界、纵向航迹角边界，根据边界确定策略集；S4，利用步骤S2中的实际编队队形矩阵与初始编队队形矩阵构造构造误差矩阵，利用实际编队队形矩阵减初始编队队形矩阵得到所述误差矩阵，并对误差矩阵行列式值与编队态势值进行关联。S5，根据S3中的策略集，遍历每一策略，选取每一策略执行标定时间之后的编队态势值，选取最大编队态势值所对应的策略，进行执行；S6，定义编队态势值等于误差矩阵的绝对值,周期执行，直到编队态势值达到最大，将对应最大态势值的指令传输到自动飞控系统，控制飞机飞行状态，即完成目标队形控制；S7，如果目标队形出现扰动，使得编队态势值达不到最大状态，则重复S1至S6中的过程。
本发明的一种多机编队飞行控制方法在解决固定编队飞行控制的同时，也解决了集群编队飞行控制，增强了多机任务执行成功率。
在本实施例中，步骤S1中需要编队飞行的飞机包含六架，其初始编队队形矩阵定义为C0，
其中，S0为保证矩阵C0正定时的任意大于零的正实数，D0(i,j)为对应的两机之间的距离。
下面根据本实施例中的初始编队队形矩阵按照实际初始设计数据给出实际矩阵，例如，在一个实施例中，飞机01之间、02之间，23之间、15之间、45之间、43之间、14之间、24之间12之间的相对距离为40m，04之间、13之间、25之间的距离为69.28m，05之间、03之间、35之间的距离为80m，则构造的初始队形矩阵如下：
在本实施例中，步骤S2中的实际编队队形矩阵定义为C，
其中，S1为保证矩阵C正定时的任意大于零的正实数，D(i,j)为实际飞行状态下对应的两机之间的距离。
飞机的实际飞行过程中，每架飞机利用其自身的ADS-B技术，来周期获取编队内飞机的位置信息，计算出飞机两两之间的实际径向距离，距离计算按照两点之间距离公式来进行：
同时根据S1中的拓扑关系，构造出实际队形矩阵。例如，在一个实施例中，在某一时刻，飞机0的位置为(3Km，4km，5Km)，飞机1的位置为(3.1Km，4Km，5.1Km)，飞机2的位置为(2.9Km，3.9km,4.8Km),飞机3的位置为(3.02Km，4.1Km，4.9Km)，飞机4的位置为(3.3Km，4Km，5Km)，飞机5的位置为(3.12Km，4.1Km，5.05Km)；距离计算公式为：则计算出实际队形矩阵为：
在本实施例中，步骤S3中的标定时间为50ms～100ms。步骤S3中的策略为，以飞机当前状态为基础，下一标定时间之后，飞机的状态在当前状态下进行增加或减小。飞机当前状态下进行增加或减小包含包含速度增加或减少指令、纵向航迹角增加或减小指令以及水平航迹角增加或减小指令。例如，在一个实施例中，指令增量按照50ms为度量：
策略0：飞机下一周期水平航迹角减小3度；
策略1：飞机下一周期水平航迹角增大3度；
策略2：飞机下一周期纵向航迹角减小2度；
策略3：飞机下一周期纵向航迹角增大2度；
策略4：飞机下一周期指示空速减小5m/s；
策略5：飞机下一周期指示空速增大5m/s；
策略6：飞机下一周期指示空速减小5m/s，水平航迹角增大3度；
策略7：飞机下一周期指示空速减小5m/s，水平航迹角减小3度；
策略8：飞机下一周期指示空速减小5m/s，纵向航迹角增大2度；
策略9：飞机下一周期指示空速减小5m/s，纵向航迹角减小2度；
策略10：飞机下一周期指示空速增大5m/s，纵向航迹角增大2度；
策略11：飞机下一周期指示空速增大5m/s，纵向航迹角减小2度；
策略12：飞机下一周期水平航迹角增大3m/s，纵向航迹角增大2度；
策略13：飞机下一周期水平航迹角增大3m/s，纵向航迹角减小2度；
策略14：飞机下一周期水平航迹角减小3m/s，纵向航迹角增大2度；
策略15：飞机下一周期水平航迹角减小3m/s，纵向航迹角增大2度；
对于所述步骤S4中的误差矩阵，如果当前需要固定编队控制，构造固定编队误差矩阵；如果当前需要集群编队控制，构造集群编队误差矩阵。
所述集群编队误差矩阵定义为P2，
其中，m1、m2、m3、m4、m5、m6、m7、m8、m9、m10、m11、m12为大于零的任意数；S3为使矩阵正定的任意正数，E0(i,j)为两机初始距离与实际距离之差绝对值，当m1、m2、m3、m4、m5、m6、m7、m8、m9、m10、m11、m12全为1时，集群编队误差矩阵变化为固定编队矩阵P，
所述步骤S4中对误差矩阵行列式值与编队态势值进行关联具体为，F＝|P|或F＝|P2|。
例如，在本实施例中，如果需要固定队形控制，m1至m12均取值1，如果矩阵元素小于0，则取绝对其值，得到误差矩阵
为计算方便，将矩阵变形为：编队态势值F计算：F＝|P'|。
在步骤S5中，从S3策略集中遍历每一策略，按照S4中编队态势值F，计算执行此策略50ms之后所对应的编队态势值，同时将此策略和编队态势值存储在数组中，等待遍历计算完成之后，寻找最大的编队态势值所对应的策略编号，将该策略作为此周期的最优策略，送入自动飞控系统的自动油门系统，纵向航迹角保持系统、水平航迹角保持系统。周期计算态势值，直到编队态势值达到最大，停止计算，此时实现多机编队控制。
计算分别在执行策略0到策略15时候每一策略对应的编队态势值，此时经过计算，得到策略3对应的编队态势值最大F＝15096.753，此时执行策略3.其它飞机依次执行S1-S6，直到编队态势值达到15625，15625为矩阵P'的对角线元素的乘积。如果由于扰动导致队形变化，则所有飞机周期执行S7。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (7)
1.一种多机编队飞行控制方法，其特征在于，包含以下步骤：
S1,根据初始队形设计，构造初始编队队形矩阵；具体的为：需要编队飞行的飞机包含六架，其初始编队队形矩阵定义为C0，
其中，S0为保证矩阵C0正定时的任意大于零的正实数，D0(i,j)为对应的两机之间的距离；
S2，在实际飞行过程中，各飞机周期获取本机周围所有飞机的飞行数据，计算飞机两两之间的径向距离，构造实际编队队形矩阵；
S3，根据飞机性能边界，定义出标定时间之后飞机能够达到的速度边界、水平航迹角边界、纵向航迹角边界，根据所述飞机性能边界确定策略集；
S4，利用步骤S2中的实际编队队形矩阵与初始编队队形矩阵构造误差矩阵，利用实际编队队形矩阵减初始编队队形矩阵得到所述误差矩阵，并对误差矩阵行列式值与编队态势值进行关联；
S5，根据S3中的策略集，遍历每一策略，选取每一策略执行标定时间之后的编队态势值，选取最大编队态势值所对应的策略，进行执行；
S6，定义编队态势值等于误差矩阵的绝对值,周期执行，直到编队态势值达到最大，将对应最大态势值的指令传输到自动飞控系统，控制飞机飞行状态，即完成目标队形控制；
S7，如果目标队形出现扰动，使得编队态势值达不到最大状态，则重复S1至S6中的过程。
2.如权利要求1所述的多机编队飞行控制方法，其特征在于：所述步骤S2中的实际编队队形矩阵定义为C，
其中，S1为保证矩阵C正定时的任意大于零的正实数，D(i,j)为实际飞行状态下对应的两机之间的距离。
3.如权利要求1所述的多机编队飞行控制方法，其特征在于：所述步骤S3中的标定时间为50ms～100ms。
4.如权利要求3所述的多机编队飞行控制方法，其特征在于：所述步骤S3中的策略为，以飞机当前状态为基础，下一标定时间之后，飞机的状态在当前状态下进行增加或减小，所述当前状态包括飞机的当前速度以及飞机的纵向航迹角。
5.如权利要求1所述的多机编队飞行控制方法，其特征在于：对于所述步骤S4中的误差矩阵，如果当前需要固定编队控制，构造固定编队误差矩阵；如果当前需要集群编队控制，构造集群编队误差矩阵。
6.如权利要求5所述的多机编队飞行控制方法，其特征在于：所述集群编队误差矩阵定义为P2，
其中，m1、m2、m3、m4、m5、m6、m7、m8、m9、m10、m11、m12为大于零的任意数；S3为使矩阵正定的任意正数，E0(i,j)为两机初始距离与实际距离之差绝对值，当m1、m2、m3、m4、m5、m6、m7、m8、m9、m10、m11、m12全为1时，集群编队误差矩阵变化为固定编队误差矩阵P，
7.如权利要求6所述的多机编队飞行控制方法，其特征在于：所述步骤S4中对误差矩阵行列式值与编队态势值进行关联具体为，编队态势值F＝|P|或F＝|P2|。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |