CN107608385B - 无人直升机编队控制方法及控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种无人直升机编队控制方法，以给定的长机飞行指令作为状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统的输入，从而得到长机的飞行控制机构的控制输入量，并利用所得控制输入量对长机的飞行控制机构进行控制；同时，根据长机的实际飞行状态和僚机的实际飞行状态，计算出僚机相对于长机的相对位置误差，然后将相对位置误差输入编队保持控制器中，得到僚机的飞行指令；接着以僚机的飞行指令作为状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统的输入，从而得到僚机的飞行控制机构的控制输入量，并利用所得到的控制输入量对僚机的飞行控制机构进行控制。本发明还公开了一种无人直升机编队控制系统。本发明可快速准确地实现无人直升机的编队飞行。

Description

无人直升机编队控制方法及控制系统

技术领域

本发明涉及航空航宇推进控制技术领域，尤其涉及一种无人直升机编队控制方法及控制系统。

背景技术

无人直升机是指通过无线电地面遥控飞行或者自主控制飞行的可垂直起降不载人飞行器，它具备垂直起飞、空中悬停以及前后左右飞行等特点。无人直升机的高机动性和轻便隐蔽性使得世界各国将其列为军事发展的一个重要内容，在军事战场中的用途十分广泛，主要包括军事侦察和和军事通信两个方面；在民用方面，主要应用于勘测、航拍、巡线、灭火救灾等方面。

无人直升机诸多的新特性如：垂直起降、空中悬停和侧飞后飞等使其在在控制方面与固定翼飞机存在着很大的差异，从而对飞控系统提出了更高的要求。对于无人直升机飞控系统的研究是以在保证飞机安全的前提下提升其飞行的性能为目的的。因此，性能优秀且设计简便的PID反馈控制一直作为无人直升机飞控系统设计的主要采用方法。

然而，无人直升机的模型参数不确定性对飞控系统的设计带来了很多技术上的难点。首先，无人直升机的数学模型复杂而且阶次高，飞控系统在内部参数变化要求下必须具有较强的稳定性和鲁棒性。其次，在产生不同模态之间切换情况下，飞控系统反应时间不能过长，要保证实时性。无人直升机在飞行时由于受到飞行环境的影响，其模型参数可能会产生不确定性，导致不能得到其精确的模型。如果根据已知的模型参数设计固定的控制增益，会使得无人直升机的自动驾驶仪控制系统难以工作在最优状态。因此，采用先进的控制方法设计无人直升机的自动驾驶仪控制系统对提高无人直升机的自主飞行能力有极大的作用。

此外，在无人直升机编队控制时，各僚机需要保持与长机的相对位置，这对于编队飞行来说非常重要。在编队飞行时，长机实时将自己的飞行状态传送给各架僚机，僚机在编队控制器的作用下，通过调整自身速度、高度、航向等保持与长机的相对位置。

综上，针对含有不确定性的无人直升机编队，目前尚未有行之有效的控制方案被公开。因此，有必要提出新的无人直升机编队控制方法，以快速准确地实现无人直升机在编队过程中编队队形的飞行控制效果。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术不足，提供一种无人直升机编队控制方法，可快速准确地实现无人直升机在编队过程中编队队形的飞行控制效果。

本发明无人直升机编队控制方法，以给定的长机飞行指令作为状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统的输入，从而得到长机的飞行控制机构的控制输入量，并利用所得到的控制输入量对长机的飞行控制机构进行控制；同时，根据长机的实际飞行状态和僚机的实际飞行状态，计算出僚机相对于长机的相对位置误差，然后将所述相对位置误差输入编队保持控制器中，得到僚机的飞行指令；接着以僚机的飞行指令作为状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统的输入，从而得到僚机的飞行控制机构的控制输入量，并利用所得到的控制输入量对僚机的飞行控制机构进行控制。

根据相同的发明思路还可以得到以下技术方案：

一种无人直升机编队控制系统，包括：

状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统，用于以给定的长机飞行指令作为输入，输出长机的飞行控制机构的控制输入量；以及，以僚机的飞行指令作为输入，输出僚机的飞行控制机构的控制输入量；

相对位置误差计算单元，用于根据长机的实际飞行状态和僚机的实际飞行状态，计算出僚机相对于长机的相对位置误差；

编队保持控制器，用于以相对位置误差计算单元所输出的相对位置误差作为输入，输出僚机的飞行指令。

优选地，所述编队保持控制器的表达式具体如下：

u_x＝u_L*cos(ψ_e)+k_xe_x

u_y＝u_L*sin(ψ_e)+k_ye_y

其中，u_wc,ψ_wc分别为给僚机沿x轴方向的飞行速度指令和航向角指令，u_L为长机沿x轴方向的飞行速度，ψ_e＝ψ_L-ψ_W为长机与僚机的航向误差，e_x,e_y为长机、僚机之间的相对位置误差，k_x,k_y为编队保持控制器参数。

优选地，所述状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统使用以下参考模型：

其中，Δu_m(t),ΔH_m(t),Δψ_m(t)为参考模型输出，Δu_c(t),ΔH_c(t),Δψ_c(t)为参考模型输入，Δu_c(t)为沿x轴方向速度指令信号，ΔH_c(t)为高度指令信号，Δψ_c(t)为偏航角指令信号，p₁～p₅是配置的稳定极点，s是复变量。

优选地，所述状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统使用以下标称控制器：

其中，是标称控制器参数，Δx为状态量,Δr为参考输入。

优选地，所述状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统使用以下自适应控制律：

自适应更新参数为：

式中，Δx为状态量,Δr为参考输入,Δu为控制器输入,和K₂(t)为控制器参数，自适应更新参数Θ(t)为标称控制器参数的趋近律；

所述自适应控制律包括自适应控制参数函数和误差更新函数，其中，自适应控制参数函数为：

误差更新函数为：

其中，辅助变量定义如下：

f(s)是稳定的多项式，h(s)＝1/f(s)，且h(s)ξ_m(s)为真矩阵；

ω(t)＝[Δx^T(t),Δr^T(t)]^T为新的状态量函数；

ζ(t)＝h(s)[ω](t)为自适应更新函数中间变量；

ξ(t)＝Θ^T(t)ζ(t)-h(s)[Θ^Tω](t)为自适应更新函数中间变量；

ε(t)＝K_ph(s)[Δu-Θ^*Tω](t)+Ψ(t)ξ(t)为估计误差；

为归一化函数；

S_P∈R^M×M为可调自适应增益矩阵，使得Γ＝Γ^T>0为可调自适应增益矩阵。

相比现有技术，本发明具有以下有益效果：

本发明利用基于状态方程设计的状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统来进行主机和僚机的飞行控制，该飞控系统并不依赖于控制系统本身的特性，当无人直升机本身参数存在不确定性时，本发明能够实时更新控制系统，使得系统具有对输入指令快速、精确响应的能力。同时，本发明中的无人直升机编队控制器能够较好地消除队形误差，使得编队控制系统具有良好的队形能力。

附图说明

图1为本发明无人直升机编队控制系统的结构原理示意图；

图2为本发明实施例中各僚机与长机的纵向距离曲线；

图3为本发明实施例中各僚机与长机的横向距离曲线。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案进行详细说明：

图1显示了本发明无人直升机编队控制系统的基本结构和原理。如图1所示，本发明无人直升机编队控制系统包括：相对位置误差计算单元、编队保持控制器及飞控系统。

其中，本发明的飞控系统为状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统，用于以给定的长机飞行指令作为输入，输出长机的飞行控制机构的控制输入量；以及，以僚机的飞行指令作为输入，输出僚机的飞行控制机构的控制输入量。该飞控系统包括参考模型、标称控制器和自适应控制律，输入为无人直升机的飞行指令，输出为无人直升机的舵机、发动机等执行机构的控制输入量u(t)。其中，所述飞行指令包括沿x轴方向的飞行速度指令u_c、飞行高度指令H_c和偏航角指令ψ_c。

相对位置误差计算单元用于根据长机的实际飞行状态和僚机的实际飞行状态，计算出僚机相对于长机的相对位置误差。

编队保持控制器用于以相对位置误差计算单元所输出的相对位置误差作为输入，输出僚机的飞行指令。

以某型无人直升机为例，首先利用状态反馈输出跟踪的模型参考自适应方法设计无人直升机飞控系统。将其非线性模型基于小扰动原理线性化，并进行解耦，得到关于沿x轴方向速度u、高度H和偏航角ψ的状态方程表达式。

本发明的目标是在无人直升机模型参数矩阵存在不确定性的情况下，使得无人直升机的输出能快速、准确跟踪给定的速度、高度和偏航角指令。

参考模型的输出为：

其中，Δu_m(t),ΔH_m(t),Δψ_m(t)为参考模型输出，Δu_c(t),ΔH_c(t),Δψ_c(t)为参考模型输入，Δu_c(t)为沿x轴方向速度指令信号，ΔH_c(t)为高度指令信号，Δψ_c(t)为偏航角指令信号，W_{m_lon1}(s),W_{m_lon2}(s),W_{m_lat}(s)为参考模型的传递函数，包括针对所述沿x轴方向飞行速度u的一阶环节，针对所述飞行高度H的三阶环节和针对所述偏航角ψ的一阶环节，p₁～p₅是配置的稳定极点，s是复变量，可由拉普拉斯变换将关于时间域t的微分方程变换成关于复数域s的代数方程。

标称控制器的表达式如下：

其中，上标“T”表示矩阵的转置，带“*”的参数表示假设模型参数已知的情况下的理想控制参数，即是标称控制器参数，可由模型参数矩阵和系统的相对阶l_i＝ρ_i得到，ρ_i为第i个输入输出传递函数中分母和分子阶次之差。

将标称控制律代入系统中，得到闭环系统：

输出跟踪误差为

式中，为高频增益矩阵,为标称控制器参数,为自适应控制器参数,ω(t)＝[Δx^T(t),Δr^T(t)]^T为新的状态量函数,为参数误差。

为得到自适应控制器的参数向量Θ^T(t)的控制律，令Ψ^*＝K_p，相对阶ρ_M的稳定多项式为f(s)，h(s)＝1/f(s)且h(s)ξ_m(s)为真矩阵，定义估计误差为

ε(t)＝K_ph(s)[Δu-Θ^*Tω](t)+Ψ(t)ξ(t) (7)

式中，Ψ(t)是Ψ^*的估计误差，并且

ζ(t)＝h(s)[ω](t)

ξ(t)＝Θ^T(t)ζ(t)-h(s)[Δu](t)

估计误差还可以写成

式中，

选择以下自适应控制律

式中，Γ＝Γ^T>0,且

得到自适应控制器如下：

式中，K₂(t)为标称控制参数的自适应估计量。

定义跟踪误差e(t)＝Δy(t)-Δy_m(t)，可以找到一个正定方程，求其对时间的导数，根据Lyapunov稳定性定理可得，实际输出能够渐进跟踪参考输出。

接着，设计无人直升机编队队形控制器。根据编队中的队形误差趋向于零，设计以下控制律消除僚机实际位置与期望位置之间的误差：

u_x＝u_L*cos(ψ_e)+k_xe_x

u_y＝u_L*sin(ψ_e)+k_ye_y

其中，u_wc,ψ_wc分别为给僚机沿x轴方向的飞行速度指令和航向角指令，u_L为长机沿x轴方向的飞行速度，ψ_e＝ψ_L-ψ_W为长机与僚机的航向误差，e_x,e_y为长机、僚机之间的相对位置误差，k_x,k_y为控制器参数。

本实施例的数值仿真验证如下，由一架长机和四架僚机形成编队，进行队形重构。无人直升机沿x轴方向的速度u＝15m/s，航向角ψ＝0°。各无人直升机由初始队形变换成新的队形结构。仿真结果如图2、图3所示，分别为编队坐标系下X轴和Y轴方向的位置误差。

从上述仿真结果看出，各僚机的位置误差最终收敛于零，能够精准地跟踪长机的位置，与长机期望队形稳定飞行。此外，基于自适应控制的无人直升机飞控系统能够使各僚机快速精确地跟踪其速度指令u_c、高度指令H_c、偏航角指令ψ_c，说明该自适应控制系统拥有较好的跟踪性和鲁棒性。

Claims (2)

1.一种无人直升机编队控制方法，其特征在于，以给定的长机飞行指令作为状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统的输入，从而得到长机的飞行控制机构的控制输入量，并利用所得到的控制输入量对长机的飞行控制机构进行控制；同时，根据长机的实际飞行状态和僚机的实际飞行状态，计算出僚机相对于长机的相对位置误差，然后将所述相对位置误差输入编队保持控制器中，得到僚机的飞行指令；接着以僚机的飞行指令作为状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统的输入，从而得到僚机的飞行控制机构的控制输入量，并利用所得到的控制输入量对僚机的飞行控制机构进行控制；

所述编队保持控制器的表达式具体如下：

u_x＝u_L*cos(ψ_e)+k_xe_x

u_y＝u_L*sin(ψ_e)+k_ye_y

其中，u_wc,ψ_wc分别为给僚机沿x轴方向的飞行速度指令和航向角指令，u_L为长机沿x轴方向的飞行速度，ψ_e＝ψ_L-ψ_W为长机与僚机的航向误差，e_x,e_y为长机、僚机之间的相对位置误差，k_x,k_y为编队保持控制器参数；

所述状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统使用以下参考模型：

其中，Δu_m(t),ΔH_m(t),Δψ_m(t)为参考模型输出，Δu_c(t),ΔH_c(t),Δψ_c(t)为参考模型输入，Δu_c(t)为沿x轴方向速度指令信号，ΔH_c(t)为高度指令信号，Δψ_c(t)为偏航角指令信号，p₁～p₅是配置的稳定极点，s是复变量；

所述状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统使用以下标称控制器：

其中，是标称控制器参数，Δx为状态量,Δr为参考输入；

所述状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统使用以下自适应控制律：

自适应更新参数为：

式中，Δx为状态量，Δr为参考输入，Δu为控制器输入，和K₂(t)为控制器参数，自适应更新参数Θ(t)为标称控制器参数的趋近律；

所述自适应控制律包括自适应控制参数函数和误差更新函数，其中，自适应控制参数函数为：

误差更新函数为：

其中，辅助变量定义如下：

f(s)是稳定的多项式，h(s)＝1/f(s)，且h(s)ξ_m(s)为真矩阵，ξ_m(s)为h(s)的关联矩阵；

ω(t)＝[Δx^T(t),Δr^T(t)]^T为新的状态量函数；

ζ(t)＝h(s)[ω](t)为自适应更新函数中间变量；

ξ(t)＝Θ^T(t)ζ(t)-h(s)[Θ^Tω](t)为自适应更新函数中间变量；

ε(t)＝K_ph(s)[Δu-Θ^*Tω](t)+Ψ(t)ξ(t)为估计误差，K_p为h(s)的高频增益矩阵；

为归一化函数；

S_P∈R^M×M为可调自适应增益矩阵，使得Γ＝Γ^T＞0为可调自适应增益矩阵。

2.一种无人直升机编队控制系统，其特征在于，包括：

状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统，用于以给定的长机飞行指令作为输入，输出长机的飞行控制机构的控制输入量；以及，以僚机的飞行指令作为输入，输出僚机的飞行控制机构的控制输入量；

相对位置误差计算单元，用于根据长机的实际飞行状态和僚机的实际飞行状态，计算出僚机相对于长机的相对位置误差；

编队保持控制器，用于以相对位置误差计算单元所输出的相对位置误差作为输入，输出僚机的飞行指令；

所述编队保持控制器的表达式具体如下：

u_x＝u_L*cos(ψ_e)+k_xe_x

u_y＝u_L*sin(ψ_e)+k_ye_y

其中，u_wc,ψ_wc分别为给僚机沿x轴方向的飞行速度指令和航向角指令，u_L为长机沿x轴方向的飞行速度，ψ_e＝ψ_L-ψ_W为长机与僚机的航向误差，e_x,e_y为长机、僚机之间的相对位置误差，k_x,k_y为编队保持控制器参数；

所述状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统使用以下参考模型：

其中，Δu_m(t),ΔH_m(t),Δψ_m(t)为参考模型输出，Δu_c(t),ΔH_c(t),Δψ_c(t)为参考模型输入，Δu_c(t)为沿x轴方向速度指令信号，ΔH_c(t)为高度指令信号，Δψ_c(t)为偏航角指令信号，p₁～p₅是配置的稳定极点，s是复变量；

所述状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统使用以下标称控制器：

其中，是标称控制器参数，Δx为状态量,Δr为参考输入；

所述状态反馈输出跟踪的模型参考自适应飞控系统使用以下自适应控制律：

自适应更新参数为：

式中，Δx为状态量,Δr为参考输入,Δu为控制器输入,和K₂(t)为控制器参数，自适应更新参数Θ(t)为标称控制器参数的趋近律；

所述自适应控制律包括自适应控制参数函数和误差更新函数，其中，自适应控制参数函数为：

误差更新函数为：

其中，辅助变量定义如下：

f(s)是稳定的多项式，h(s)＝1/f(s)，且h(s)ξ_m(s)为真矩阵，ξ_m(s)为h(s)的关联矩阵；

ω(t)＝[Δx^T(t),Δr^T(t)]^T为新的状态量函数；

ζ(t)＝h(s)[ω](t)为自适应更新函数中间变量；

ξ(t)＝Θ^T(t)ζ(t)-h(s)[Θ^Tω](t)为自适应更新函数中间变量；

ε(t)＝K_ph(s)[Δu-Θ^*Tω](t)+Ψ(t)ξ(t)为估计误差，K_p为h(s)的高频增益矩阵；

为归一化函数；

S_P∈R^M×M为可调自适应增益矩阵，使得Γ＝Γ^T＞0为可调自适应增益矩阵。