CN111580547A - 一种高超声速飞行器编队控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种高超声速飞行器编队控制方法，将飞行器的飞行过程划分为爬升段、定攻角滑翔段以及速度方向协同段，控制进入速度方向协同段的时间点，然后在速度方向协同段采用多飞行器速度方向一致性策略，即各飞行器按照指令攻角和指令倾侧角进行编队飞行，使得各飞行器的飞行速度大小和方向之间的差值均小于预设阈值，从而按照预设队形飞行，实现编队；由此可见，本发明能够有效实现高超声速再入滑翔飞行器的编队飞行，且编队飞行效果好，能满足飞行器间距离约束的效果。

Description

一种高超声速飞行器编队控制方法

技术领域

本发明属于飞行器飞行策略技术领域，尤其涉及一种高超声速飞行器编队控制方法。

背景技术

目前对于无人飞行器的编队控制问题，主要有基于领-从模式的编队方法和基于分布式通讯模式的编队方法。例如，通过建立无人飞行器编队飞行的线性化数学模型，采用PID控制方法分别对速度、航向和高度设计了控制器，通过控制编队间距实现三维编队队形的保持变换；但是以上方法的适用对象均为速度不变或可控的无人机或亚声速飞行器，对于速度大小不可控的高超声速再入滑翔飞行器而言，效果较差。

发明内容

为解决上述问题，本发明提供一种高超声速飞行器编队控制方法，能够有效实现高超声速再入滑翔飞行器的编队飞行，且编队飞行效果好，能满足飞行器间距离约束的效果。

一种飞行器编队控制方法，所述方法包括以下步骤：

S1：指定一个飞行器作为领队，爬升段各飞行器按照预设参数进行无控爬升；

S2：当各飞行器爬升至最高点时，进入定攻角滑翔段，获取各飞行器的滑翔攻角与各飞行器进入速度方向协同段的距离r_start，然后各飞行器按照所述滑翔攻角飞行；

S3：获取各飞行器的指令攻角和指令倾侧角，当领队与目标位置之间的距离为r_start时，进入速度方向协同段，各飞行器按照指令攻角和指令倾侧角进行编队飞行，使得各飞行器的飞行速度大小之间的差值与方向之间的差值均小于预设阈值，从而按照预设队形飞行，实现编队。

进一步地，所述各飞行器的滑翔攻角与进入速度方向协同段的距离r_start的获取方法具体为：

S201：构建编队优化模型J：

其中，i、j为飞行器的编号，且i＝1,2,…,n，j＝2,…,n；j>i、n为飞行器的数量、(Δx_i,Δy_i,Δz_i)为飞行器i在发射坐标系下的初始位置修正量、

为飞行器i的滑翔攻角、

为飞行器i的滑翔攻角可取的设定下限、

为飞行器i的滑翔攻角可取的设定上限、

为飞行器i在发射坐标系下的初始位置修正量可取的设定下限、

为飞行器i在发射坐标系下的初始位置修正量可取的设定上限、

为r_start可取的设定下限、

为r_start可取的设定上限、r_ij为飞行器i与飞行器j间的距离、r_min为允许的飞行器间最小距离、r_max为允许的飞行器间最大距离；

S202：采用GA遗传算法求解编队优化模型J，然后以GA遗传算法求解得到的结果为初始点，使用SQP算法进行求解得到编队优化模型J的最优解；

S203：判断最优解下的编队优化模型J是否小于设定值，若小于，则当前最优解中的各飞行器的滑翔攻角与进入速度方向协同段的距离r_start为所求；若不小于，则调整预设参数的值，重新构建并求解编队优化模型J，直到最优解下的编队优化模型J小于设定值。

进一步地，所述各飞行器的指令攻角和指令倾侧角的获取方法具体为：

S301：获取飞行器的指令升力系数C_Lcom(α,Ma)：

其中，m为飞行器的质量，L_com为飞行器当前的指令升力加速度，ρ为空气密度，V为飞行器当前的飞行速度，S为飞行器的特征面积；

S302：获取飞行器所能提供的最大升力系数C_Lmax，其中，当C_Lcom(α,Ma)≤C_Lmax时，根据当前的马赫数Ma和指令升力系数C_Lcom(α,Ma)计算飞行器的指令攻角α_com；当C_Lcom(α,Ma)>C_Lmax时，根据当前的马赫数Ma和最大升力系数C_Lmax计算飞行器的指令攻角α_com；

S303：根据飞行器所能提供的最大升力系数C_Lmax计算各飞行器的指令倾侧角γ_vcom，具体的：

其中，

为指令倾侧角允许的最大幅值，

为飞行器当前弹道偏角对时间的变化率，θ为飞行器当前的弹道倾角，L_max为设定的最大升力加速度。

进一步地，所述飞行器当前的指令升力加速度L_com的获取方法具体为：

S301a：获取飞行器i当前弹道倾角对时间的变化率

其中，θ_d为期望弹道倾角、且θ_d＝θ_k、θ_k为领队的弹道倾角、

为期望弹道倾角对时间的变化率、θ_i为飞行器i的弹道倾角、k₁和k₂为设定系数；

S301b：获取飞行器i当前弹道偏角对时间的变化率

其中，ψ_d为期望弹道偏角、且ψ_d＝q_ψk、q_ψk为领队偏航方向的视线角、

为期望弹道偏角对时间的变化率、ψ_i为飞行器i的弹道偏角、k₃和k₄为设定系数；

S301c：根据飞行器i当前弹道倾角对时间的变化率

和弹道偏角对时间的变化率

获取指令升力加速度L_com：

其中，sign为符号函数。

进一步地，所述预设参数包括飞行器的初始位置、初始速度、初始弹道倾角、初始弹道偏角、初始倾侧角、阻力加速度、升力加速度、初始飞行高度、阻力系数、升力系数、空气密度、特征面积、质量以及地心距。

进一步地，将位于编队中间位置的飞行器作为领队。

有益效果：

本发明提供一种高超声速飞行器编队控制方法，将飞行器的飞行过程划分为爬升段、定攻角滑翔段以及速度方向协同段，控制进入速度方向协同段的时间点，然后在速度方向协同段采用多飞行器速度方向一致性策略，即各飞行器按照指令攻角和指令倾侧角进行编队飞行，使得各飞行器的飞行速度大小和方向之间的差值均小于预设阈值，从而按照预设队形飞行，实现编队；由此可见，本发明能够有效实现高超声速再入滑翔飞行器的编队飞行，且编队飞行效果好，能满足飞行器间距离约束的效果。

附图说明

图1为本发明提供的一种飞行器编队控制方法的流程图；

图2为本发明提供的高超声速飞行器编队方法逻辑图；

图3为本发明提供的多飞行器速度方向一致性策略设计图；

图4为本发明提供的各枚导弹的弹道曲线示意图；

图5为本发明提供的距离目标300km处编队效果图；

图6为本发明提供的距离目标200km处编队效果图；

图7为本发明提供的各枚导弹之间的距离变化曲线示意图；

图8为本发明提供的各枚导弹速度变化曲线示意图；

图9为本发明提供的各枚导弹弹道倾角变化曲线示意图；

图10为本发明提供的各枚导弹弹道偏角变化曲线示意图；

图11为本发明提供的各枚导弹攻角变化曲线示意图；

图12为本发明提供的各枚导弹倾侧角变化曲线示意图；

图13为本发明提供的各枚导弹弹目距离变化曲线示意图；

图14为本发明提供的各枚导弹高度变化曲线示意图；

图15为本发明提供的优化后的弹道曲线示意图；

图16为本发明提供的优化后距目标300km处编队效果图；

图17为本发明提供的优化后距目标200km处编队效果图；

图18为本发明提供的优化后各枚导弹之间的距离变化；

图19为本发明提供的优化后导弹速度曲线示意图；

图20为本发明提供的优化后导弹弹道倾角曲线示意图；

图21为本发明提供的优化后导弹弹道偏角曲线示意图；

图22为本发明提供的优化后导弹攻角曲线示意图；

图23为本发明提供的优化后导弹倾侧角曲线示意图。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

如图1所示，为一种飞行器编队控制方法的流程图。一种飞行器编队控制方法，其中，飞行器的飞行过程包括爬升段、定攻角滑翔段以及速度方向协同段，所述方法包括以下步骤：

S1：指定一个飞行器作为领队，爬升段各飞行器按照预设参数进行无控爬升。

需要说明的是，考虑多飞行器最终攻击目标的目的，可选取处于编队中间位置的飞行器k作为领队，实际应用过程中也可根据需要将其他飞行器作为领队。

进一步地，所述预设参数包括飞行器的初始位置、初始速度、初始弹道倾角、初始弹道偏角、初始倾侧角、阻力加速度、升力加速度、初始飞行高度、阻力系数、升力系数、空气密度、特征面积、质量以及地心距。

需要说明的是，本发明可以根据所述预设参数建立如下单个飞行器的运动模型：

h＝r-R₀ (7)

其中，r为地心距，

为r对时间的变化率；λ和φ分别为飞行器所在位置的经度和纬度，

和

分别为λ和φ对时间的变化率；V为飞行速度，

为V对时间的变化率；θ为弹道倾角(航迹角)，

为θ对时间的变化率；ψ为弹道偏角(航向角)，

为ψ对时间的变化率；D和L分别为阻力加速度和升力加速度，g为当地重力加速度，γ_v为飞行器的倾侧角，h为飞行高度，R₀为地球半径；阻力加速度和升力加速度的表达式为

式中，C_D和C_L分别为阻力系数与升力系数，与飞行器的攻角α及马赫数Ma有关，ρ为空气密度，S为飞行器的特征面积，m为飞行器的质量。

S2：当各飞行器爬升至最高点时，进入定攻角滑翔段，获取各飞行器的滑翔攻角与各飞行器进入速度方向协同段的距离r_start，然后各飞行器按照所述滑翔攻角飞行。

进一步地，所述各飞行器的滑翔攻角与进入速度方向协同段的距离r_start的获取方法具体为：

S201：构建编队优化模型J：

其中，i为飞行器的编号、j为飞行器的编号、n为飞行器的数量、(Δx_i,Δy_i,Δz_i)为飞行器i在发射坐标系下的初始位置修正量、

为飞行器i的滑翔攻角、

为飞行器i的滑翔攻角可取的设定下限、

为飞行器i的滑翔攻角可取的设定上限、

为飞行器i在发射坐标系下的初始位置修正量可取的设定下限、

为飞行器i在发射坐标系下的初始位置修正量可取的设定上限、

为r_start可取的设定下限、

为r_start可取的设定上限、r_ij为飞行器i与飞行器j间的距离、r_min为允许的弹间最小距离、r_max为允许的弹间最大距离；

S202：采用GA遗传算法求解编队优化模型J，然后以GA遗传算法求解得到的结果为初始点，使用SQP算法进行求解得到编队优化模型J的最优解；

需要说明的是，遗传算法对于求解复杂问题具有较好全局搜索能力，但是计算量较大；SQP作为古典优化方法，具有较好的收敛性，且计算量相对较小，但是会容易陷入局部最优解；因此，可使用遗传算法进行粗略的求解，在此基础上再使用SQP算法求得最优解；

S203：如图2所示，判断最优解下的编队优化模型J是否小于设定值，若小于，则当前最优解中的各飞行器的滑翔攻角与进入速度方向协同段的距离r_start为所求；若不小于，则调整预设参数的值，重新构建并求解编队优化模型J，直到最优解下的编队优化模型J小于设定值。

下面介绍编队优化模型J的构建过程：

影响各飞行器速度大小的因素有其初始位置(x_c,y_c,z_c)、滑翔时采用的攻角α_hx以及开始进行方向协同的距离r_start，故可通过优化这些变量使飞行器在要求的某一滑翔阶段编队效果最好。本发明即通过对飞行器i(i＝1,2,…,n)的初始位置

滑翔时采用的攻角

以及开始进行方向协同的距离r_start进行优化，以实现在要求的范围

(

为要求的待考察的编队开始弹目距离，r_end为要求的待考察的编队结束弹目距离)内，多飞行器以尽量好的队形飞行。

考虑n架飞行器编队飞行，为了衡量编队的效果，定义

式中，r_ij(t)表示t时刻飞行器i与飞行器j之间的距离，

表示在预期编队中飞行器i与飞行器j应保持的距离，则Δr(t)可表示t时刻时飞行器飞行编队的变形程度，如Δr(t)＝0，说明形成了严格的期望队形，Δr(t)越大，说明队形变形越严重。Δt为飞行器从

飞至r_end的时间，J表示了在此段时间内的队形平均变形程度，可衡量在某个指定阶段的编队效果，J越小编队效果越好，当飞行器严格编队飞行时J为0。

假设飞行器i在发射坐标系中的发射基准位置为

位置修正量为(Δx_i,Δy_i,Δz_i)，则飞行器真正的初始发射位置为

式中，

为修正后飞行器i的发射位置。选择飞行器i的初始位置修正量(Δx_i,Δy_i,Δz_i)、滑翔攻角

及开始进行方向协同的距离

作为设计变量。

考虑到弹间距离不能过近(容易发生碰撞)，也不能过远(超出通讯范围)，因此，对弹间的距离进行限定，有

r_min≤r_ij≤r_max,(i＝1,2,…,n；j＝2,…,n；j>i) (14)

式中，r_min、r_max分别表示允许的弹间最小距离和最大距离。

选择如式(12)所示的表示编队平均效果的量J作为性能指标函数,同时考虑对设计变量允许取值范围的约束，可得多高超声速飞行器编队优化模型为

式中，

表示在各枚飞行器某次飞行的过程中性能指标J关于各优化变量的复杂非解析函数，下标min表示该变量可取得的最小值，下标max表示该变量可取得的最大值，下标i表示编号为i的飞行器对应的设计变量。边界值均可根据具体需求给出。

下面介绍飞行器i与飞行器j间的距离r_ij的计算方法，具体如下：

以地球上某点(λ₀,φ₀,r₀)为坐标原点建立发射坐标系，发射坐标系的x轴正向指向发射方向，y轴在过x轴的铅垂面内向上为正，z轴与x轴、y轴形成右手直角坐标系。设A₀为大地方位角，则飞行器在发射坐标系的坐标可描述为：

x＝r(sin A₀ cosφsin(λ-λ₀)+cos A₀ cosφ₀ sinφ-cos A₀ sinφ₀ cosφcos(λ-λ₀)) (16)

y＝r(sinφ₀ sinφ+cosφ₀ cosφcos(λ-λ₀))-r₀ (17)

z＝r(cos A₀ cosφsin(λ-λ₀)+sin A₀ cosφ₀ sinφ+sin A₀ sinφ₀ cosφcos(λ-λ₀)) (18)

式中，x、y、z分别为飞行器在发射坐标系的坐标值，则编号为i的飞行器与编号为j的飞行器间的距离r_ij可表示为：

需要说明的是，发射坐标系为笛卡尔坐标系，笛卡尔坐标系可以更直观地表示各飞行器的相对位置，进而衡量编队效果。

S3：获取各飞行器的指令攻角和指令倾侧角，当领队与目标位置之间的距离为r_start时，进入速度方向协同段，各飞行器按照指令攻角和指令倾侧角进行编队飞行，使得各飞行器的飞行速度大小之间的差值与方向之间的差值均小于预设阈值，从而按照预设队形飞行，实现编队。

需要说明的是，高超声速滑翔飞行器在滑翔过程中的飞行速度大小不可控，该阶段速度较小的飞行器无法加速与速度较大的飞行器飞行状态保持一致，只有速度较大的飞行器通过消耗更多的能量来接近速度较小的飞行器的飞行状态；多飞行器严格的编队飞行需要速度大小和方向相同，以保持固定的相对距离；因此，对于速度大小不可控的高超声速飞行器而言难以实现严格的编队飞行，可以通过采用多飞行器速度方向一致性策略，即先控制其飞行速度方向一致，再通过调整初始发射位置、滑翔攻角等初始条件与滑翔策略，使得在要求的飞行阶段，各飞行器的速度大小差别不大，以基本实现编队。

多枚高超声速飞行器朝目标发射后，首先进行无控爬升，爬升至最高点时以攻角α_hx进行定攻角滑翔，在领队飞行器k距目标距离为r_start时各飞行器采用飞行速度方向协同策略直至领队飞行器k距目标r_end距离处。

下面介绍各飞行器的指令攻角和指令倾侧角的获取方法及推导过程：

如图3所示，假设在飞行速度方向协同过程中采用领-从模式，领队在俯仰方向以定攻角滑翔，在偏航方向向目标飞行(航向角等于其与目标的侧向视线角)，其余各从飞行器在俯仰方向与偏航方向均需与领队实现速度方向协同一致。考虑多飞行器最终攻击目标的目的，可选取处于编队中间位置的飞行器k作为领队，以其弹道倾角θ_k作为整个编队(所有飞行器)的期望弹道倾角θ_d，以其偏航方向视线角q_ψk作为整个编队(所有飞行器)的期望弹道偏角(也叫航向角)ψ_d，即

θ_d＝θ_k (20)

ψ_d＝q_ψk (21)

对其中某一飞行器i，定义

其中θ_i和ψ_i分别为飞行器i实际飞行过程中的弹道倾角与弹道偏角。令

由式(22)和式(23)得

当k₁>0,k₂>0,k₃>0和k₄>0时，系统稳定，有e₁→0和e₂→0。由此得飞行器i实现速度方向一致性的弹道倾角变化率指令

和弹道偏角变化率指令

根据指令

和

求飞行器i的控制量

和

(以下为了表述方便，省略下标i)。基于式(5)和式(6)，忽略

的影响(相对于重力加速度g影响较小)可得

经变形可得

将式(26)与式(27)分别平方后相加可得

则指令升力加速度L_com大小为

假设BTT飞行器倾侧角的允许区间为[-90°,90°]，结合式(26)可知，在此范围内，L与

同号，则考虑升力的方向，升力加速度L_com为

由式(9)可知指令升力系数C_Lcom为

假设此时飞行器所能提供的最大升力系数为C_Lmax，则当C_Lcom≤C_Lmax时，可根据当前的马赫数Ma和指令升力系数C_Lcom求得指令攻角α_com；若C_Lcom>C_Lmax，则根据最大升力系数C_Lmax与马赫数Ma求得指令攻角α_com。

设L_max为飞行器所能提供的最大升力加速度，C_Lmax为与之对应的升力系数，

为倾侧角允许的最大幅值，由式(27)可得指令倾侧角

为

由此可得飞行器i的控制量α_co_m和

同理可得其余各枚飞行器的控制量。

实施例二

下面对于上述高超声速飞行器编队飞行方法进行仿真验证。

首先进行速度方向一致编队算法性能分析：

假设三枚相同的导弹协同飞行(i＝1,2,3)，其初始高度

初始速度

初始弹道倾角

初始攻角

将式(16)-式(18)所描述的坐标系原点定在导弹1的初始位置，三枚导弹初始弹道偏角与初始侧向视线角重合。期望队形为边长为12km的正三角形队形，即

为了使三枚导弹按照期望队形飞行，初始发射位置即构成边长为12km的正三角形，则各枚导弹初始发射位置与目标的位置如表1所示

表1发射时各枚导弹与目标位置

三枚导弹采用升阻比最大的攻角

进行滑翔，并在编队(弹2)距离目标

处开始进行方向协同，距离目标r_end＝200km处停止。同时考虑三枚导弹再飞行过程中分别产生0、10％、-10％的气动摄动，飞行过程中弹间距必须满足5km≤r_ij≤20km的约束，同时攻角必须满足-8°≤α_i≤15°，倾侧角满足|γ_v|≤60°。

各枚导弹飞行的弹道曲线如图4所示，三枚导弹在距离目标300km处与200km处的编队形状(平面图)如图5和6所示；由图4-图6可知，三枚导弹在飞行过程中飞行过程中，三角形队形在不断地变形，在考察区域(距离目标300km-200km)中，Δt＝56.16s，J＝32966m。在开始编队飞行即t＝357.94s,

时，Δr＝23762m，在编队结束即t＝414.10s,r_end＝200km时，Δr＝42607m。

在编队过程中，各枚导弹之间的距离变化如图7所示，由图可知，在气动摄动等因素的影响下，三枚导弹之间的距离由起初的12km最大增加至32km，远远超出了预期的20km以内，不满足编队距离的约束要求。

各枚导弹的速度变化曲线如图8所示，由图8可知，在气动摄动的影响下，各枚导弹的飞行速度随着时间的推移差异逐渐增大，进而对队形产生影响。由于开始进行编队时各枚导弹的速度差异已经较大，故其Δr在编队过程中进一步变大。

此外，编队飞行过程中，各枚导弹的弹道倾角、弹道偏角、攻角、倾侧角、弹目距离及高度变化曲线如图9-图14所示；由图10-图13可知，当t＝144s，即编队距离目标800km时，编队开始进行速度方向协同。由图9和图10可知，在速度方向协同的作用下，各枚导弹的速度方向基本一致。由图11可知，各枚导弹首先进行0攻角无控爬升，然后进行定攻角滑翔，之后根据速度方向一致策略产生相应的指令攻角，当弹体无法提供所需大小升力或所需攻角超过预定值时即以最大可用攻角飞行。图12中倾侧角的变化也说明了各枚导弹的飞行状态，其中倾侧角从0开始变化就是编队开始进行速度方向协同的时候。图13展示了各枚导弹与目标距离随时间的变化。图14表明了各枚导弹在滑翔过程中的高度变化，由于气动摄动引起了各枚导弹速度大小的不同，进而对其飞行产生影响，使其飞行高度也产生了差别。

下面进行编队优化仿真：

对于三枚导弹而言，调整其中两枚导弹即可实现调整三枚导弹的相对位置，故优化变量为导弹2与导弹3的位置修正量Δx₂,Δy₂,Δz₂,Δx₃,Δy₃,Δz₃，滑翔攻角α_hx及进行方向协同的距离r_start，性能指标为J。

采用GA-SQP算法对于式(15)所述的优化模型进行求解，得到优化结果如表2所示：

表2优化结果

该优化结果对应的弹道曲线按如图15-17所示。由图15-图17对比图4-6可知，优化后，三枚导弹在考察区域中队形的变形明显小于优化前。

优化后各枚导弹的距离变化如图18所示，由图18可知，各枚导弹之间的距离式中保持在8km到20km之间，满足5km到20km的距离约束。

在整个飞行过程中，Δt＝52.03s，J＝11924m。在开始编队飞行即t＝339.15s,

时，Δr＝8318.2m，在编队结束即t＝391.18s,r_end＝200km时，Δr＝14981m，进一步说明优化后的队形变化更小，编队效果更好。

各枚导弹的速度、弹道倾角、弹道偏角、攻角及倾侧角变化曲线如图19-图22所示；由图19可知，优化后的策略各枚导弹飞行的末速度更大，且各枚导弹的速度差更小，这也是使队形变化更小的重要原因。由图21-图23可知，当t＝332.7s，即编队距离目标315km时各枚导弹进入速度方向协同。由图21可知，进入编队飞行后，各弹都要以弹2与目标的视线连线在水平面内的投影所在方向飞行，故其弹道偏角发生了突变。由图9可知，执行速度方向协同策略后约100s各枚导弹的弹道倾角基本完全一致。由图20可知，各枚导弹的弹道倾角已经基本一致，若是继续执行该策略，各枚导弹弹道倾角将会保持一致。由图22及图23可知，进行编队后，各枚导弹所需攻角变大，且倾侧角开始发挥作用，调配升力在横向和纵向的投影，从而使各枚导弹的速度方向趋于一致。

由以上结果可知，通过优化获得了较好的编队飞行效果。

当然，本发明还可有其他多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，熟悉本领域的技术人员当然可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。

Claims (6)

1.一种飞行器编队控制方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

S1：指定一个飞行器作为领队，爬升段各飞行器按照预设参数进行无控爬升；

S2：当各飞行器爬升至最高点时，进入定攻角滑翔段，获取各飞行器的滑翔攻角与各飞行器进入速度方向协同段的距离r_start，然后各飞行器按照所述滑翔攻角飞行；

S3：获取各飞行器的指令攻角和指令倾侧角，当领队与目标位置之间的距离为r_start时，进入速度方向协同段，各飞行器按照指令攻角和指令倾侧角进行编队飞行，使得各飞行器的飞行速度大小之间的差值与方向之间的差值均小于预设阈值，从而按照预设队形飞行，实现编队。

2.如权利要求1所述的一种飞行器编队控制方法，其特征在于，所述各飞行器的滑翔攻角与进入速度方向协同段的距离r_start的获取方法具体为：

S201：构建编队优化模型J：

r_min≤r_ij≤r_max

其中，i、j为飞行器的编号，且i＝1,2,…,n,j＝2,…,n；j>i、n为飞行器的数量、(Δx_i,Δy_i,Δz_i)为飞行器i在发射坐标系下的初始位置修正量、

为飞行器i的滑翔攻角、

为飞行器i的滑翔攻角可取的设定下限、

为飞行器i的滑翔攻角可取的设定上限、

为飞行器i在发射坐标系下的初始位置修正量可取的设定下限、

为飞行器i在发射坐标系下的初始位置修正量可取的设定上限、

为r_start可取的设定下限、

为r_start可取的设定上限、r_ij为飞行器i与飞行器j间的距离、r_min为允许的飞行器间最小距离、r_max为允许的飞行器间最大距离；

S202：采用GA遗传算法求解编队优化模型J，然后以GA遗传算法求解得到的结果为初始点，使用SQP算法进行求解得到编队优化模型J的最优解；

S203：判断最优解下的编队优化模型J是否小于设定值，若小于，则当前最优解中的各飞行器的滑翔攻角与进入速度方向协同段的距离r_start为所求；若不小于，则调整预设参数的值，重新构建并求解编队优化模型J，直到最优解下的编队优化模型J小于设定值。

3.如权利要求1所述的一种飞行器编队控制方法，其特征在于，所述各飞行器的指令攻角和指令倾侧角的获取方法具体为：

S301：获取飞行器的指令升力系数C_Lcom(α,Ma)：

其中，m为飞行器的质量，L_com为飞行器当前的指令升力加速度，ρ为空气密度，V为飞行器当前的飞行速度，S为飞行器的特征面积；

S302：获取飞行器所能提供的最大升力系数C_Lmax，其中，当C_Lcom(α,Ma)≤C_Lmax时，根据当前的马赫数Ma和指令升力系数C_Lcom(α,Ma)计算飞行器的指令攻角α_com；当C_Lcom(α,Ma)>C_Lmax时，根据当前的马赫数Ma和最大升力系数C_Lmax计算飞行器的指令攻角α_com；

S303：根据飞行器所能提供的最大升力系数C_Lmax计算各飞行器的指令倾侧角

具体的：

其中，

为指令倾侧角允许的最大幅值，

为飞行器当前弹道偏角对时间的变化率，θ为飞行器当前的弹道倾角，L_max为设定的最大升力加速度。

4.如权利要求3所述的一种飞行器编队控制方法，其特征在于，所述飞行器当前的指令升力加速度L_com的获取方法具体为：

S301a：获取飞行器i当前弹道倾角对时间的变化率

其中，θ_d为期望弹道倾角、且θ_d＝θ_k、θ_k为领队的弹道倾角、

为期望弹道倾角对时间的变化率、θ_i为飞行器i的弹道倾角、k₁和k₂为设定系数；

S301b：获取飞行器i当前弹道偏角对时间的变化率

其中，ψ_d为期望弹道偏角、且

为领队偏航方向的视线角、

为期望弹道偏角对时间的变化率、ψ_i为飞行器i的弹道偏角、k₃和k₄为设定系数；

S301c：根据飞行器i当前弹道倾角对时间的变化率

和弹道偏角对时间的变化率

获取指令升力加速度L_com：

其中，sign为符号函数。

5.如权利要求1所述的一种飞行器编队控制方法，其特征在于，所述预设参数包括飞行器的初始位置、初始速度、初始弹道倾角、初始弹道偏角、初始倾侧角、阻力加速度、升力加速度、初始飞行高度、阻力系数、升力系数、空气密度、特征面积、质量以及地心距。

6.如权利要求1所述的一种飞行器编队控制方法，其特征在于，将位于编队中间位置的飞行器作为领队。

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