CN115639833A - 一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法 - Google Patents

一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法 Download PDF

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CN115639833A CN202210867004.4A CN202210867004A CN115639833A CN 115639833 A CN115639833 A CN 115639833A CN 202210867004 A CN202210867004 A CN 202210867004A CN 115639833 A CN115639833 A CN 115639833A
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unmanned aerial
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CN202210867004.4A
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普应金
程家林
赵创新
赵东宏
王振华
李照宏
刘国强
赵子杰
李锦平
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Abstract

本发明公开的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，步骤为:确定长机与僚机距离；设计编队前向队形保持控制器；设计编队侧向队形保持控制器；设计编队高向队形保持控制器。本方法对新构型飞机原有设计和机载软件改动小，缩短了设计周期，降低了设计风险，工程应用价值高；编队飞行过程中机间交互信息量少，长机仅需向僚机发送经纬高、长机表速目标值、长机高度控制目标值、长机滚转角指令、转弯半径等几个状态量，对机间通信信道容量要求低，机间信息交互可靠性高；不需要额外增加视觉感知等传感器，利用单机飞行原本所配备的传感器即可实现编队控制，降低了无人机系统的复杂度和机载设备成本。

Description

一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法
技术领域
本发明属于无人机自主控制领域，具体的说，是一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法。
背景技术
随着无人机技术的发展，多无人机协同编队成为各无人机研发强国和科研工作者的研究热点。多无人机协同编队具有诸多好处：采用多机协同侦察、联合作战的模式，可以在一定程度上提高单机单次飞行的任务执行成功率；在目标打击、突击突防方面，编队飞行可以提高单次飞行完成任务的效率；多无人机协同编队还能够实现“蜂群”、“编组”、“忠诚僚机”和诱饵等多种应用场景。
在实际任务执行中，多无人机以不同的队形形成编队，如楔形、梯形、横队、纵队和V形等，可以实现协同侦察、防御和进攻等复杂任务。在直线航段飞行时，多无人机保持速度一致即可实现队形保持，而在转弯阶段，多无人机的飞行速度、转弯半径、高度都是不同的。显然，转弯阶段队形保持控制要比直线航段复杂得多，不仅要保持多无人机速度的协调，还要保持多无人机滚转姿态的协调，使多无人机的前向运动及侧向运动能够保持良好的编队队形。
目前，业内专家学者提出了许多多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，例如，基于行为法、虚拟结构法、图论法、基于一致性方法、模型预测控制、模糊逻辑、神经网络技术、信息感知视觉传感器控制等，人们对这些方法进行了很多探索研究与试验，并得到了不少可喜的成果。然而，这些方法存在以下不足：利用的算法较为复杂，甚至还结合了智能算法、仿生学等内容，不易于工程实现；机间传输数据量大，对编队飞行过程中机间信息交互的可靠性和信息吞吐容量要求较高；还有的算法需要依托于复杂的传感器系统才能实现编队控制，提高了无人机系统的复杂度和设备成本；另外，算法复杂使得编队控制与单机控制耦合严重，不便于飞行控制律设计和机载软件开发，当需要将算法推广至新构型飞机时，需要对飞行控制律和机载软件进行大量改动，增加了设计风险，增长了设计周期。
发明内容
为了克服现有技术中存在的上述问题，本申请提出一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法。
为实现上述技术效果，本申请的技术方案如下：
一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，包括如下步骤：
步骤一、确定长机与僚机距离；
步骤S11：建立地面坐标系；
步骤S12：计算长机重心在地面坐标系中的坐标值；
步骤S13：计算僚机重心在地面坐标系中的坐标值；
步骤S14：计算长机方位角；
步骤S15：计算僚机方位角；
步骤S16：计算长机与僚机的前向距离；
步骤S17：计算长机与僚机的侧向距离；
步骤二、设计编队前向队形保持控制器；
步骤S21：设计僚机前向距离控制回路，该回路的输出量为僚机表速目标值；
步骤S22：基于步骤S21得到的僚机表速目标值，设计僚机表速控制回路，该回路的输出量为僚机表速微分目标值；
步骤S23：基于步骤S22得到的僚机表速微分目标值，设计僚机表速微分控制回路，该回路的输出量为僚机发动机油门指令；
步骤三、设计编队侧向队形保持控制器；
步骤S31：计算僚机侧向距离目标值；
步骤S32：设计僚机侧向距离控制回路，该回路的输出量为僚机滚转角指令；
步骤S33：基于步骤S32得到的僚机滚转角指令，设计僚机滚转角控制回路，该回路的输出量为僚机滚转角速率指令；
步骤S34：基于步骤S33得到的僚机滚转角速率指令，设计僚机滚转角速率内环控制回路，该回路的输出量为僚机副翼舵指令；
步骤四、设计编队高向队形保持控制器；
步骤S41：计算僚机高度控制目标值；
步骤S42：设计僚机高度控制回路，该回路的输出量为僚机俯仰角指令；
步骤S43：基于步骤S42得到的僚机俯仰角指令，设计僚机俯仰角控制回路，该回路的输出量为僚机俯仰角速率指令；
步骤S44：基于步骤S43得到的僚机俯仰角速率指令，设计僚机俯仰角速率内环控制回路，该回路的输出量为僚机升降舵指令。
进一步地，步骤S11中地面坐标系定义为：以编队转弯的圆弧圆心O为坐标原点，地理北向为坐标轴OX轴的正方向，地理东向为坐标轴OY轴的正方向。
进一步地，步骤S12中计算长机重心在地面坐标系中的坐标值的具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000031
其中，(Xl,Yl)为长机重心在地面坐标系中的坐标值，R为地球赤道平均半径，e为地球扁率，Hl为长机高度，LONl为长机经度，LATl为长机纬度，LONo为编队转弯圆弧圆心O的经度，LATo为编队转弯圆弧圆心O的纬度。
进一步地，步骤S13中计算僚机重心在地面坐标系中的坐标值的具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000032
其中，(Xw,Yw)为僚机重心在地面坐标系中的坐标值，Hw为僚机高度，LONw为僚机经度，LATw为僚机纬度。
进一步地，步骤S14中计算长机方位角的具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000033
其中，
Figure BDA0003759003500000034
为长机方位角，即编队转弯圆弧圆心O与长机重心的连线与地理北向的夹角，单位为弧度。
进一步地，步骤S15中计算僚机方位角的具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000041
其中，
Figure BDA0003759003500000042
为僚机方位角，即编队转弯圆弧圆心O与僚机重心的连线与地理北向的夹角，单位为弧度。
进一步地，步骤S16中计算长机与僚机的前向距离的具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000043
其中，x为长机与僚机的前向距离，Rw为僚机转弯半径。
进一步地，步骤S17中计算长机与僚机的侧向距离的具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000044
其中，y为长机与僚机的侧向距离，Rl为长机转弯半径。
进一步地，步骤S21中僚机前向距离控制回路以长机表速目标值作为基准控制目标，采用前向距离偏差的比例控制结构，具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000045
其中，
Figure BDA0003759003500000046
为僚机表速目标值，
Figure BDA0003759003500000047
为长机表速目标值，x为长机与僚机的前向距离，xg为前向距离控制目标，Kt为编队队形协调参数，其表达式为：
Figure BDA0003759003500000048
进一步地，步骤S22中僚机表速控制回路采用表速偏差比例控制，其数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000049
其中，
Figure BDA00037590035000000410
为僚机表速微分目标值，
Figure BDA00037590035000000411
为僚机表速，
Figure BDA00037590035000000412
为步骤S21中得到的僚机表速目标值，
Figure BDA00037590035000000413
为表速偏差比例项控制参数。
进一步地，步骤S23中僚机表速微分控制回路采用表速微分偏差的积分项加表速微分阻尼项的控制结构，其数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000051
其中，δp为僚机发动机油门指令，
Figure BDA0003759003500000052
为僚机表速微分，
Figure BDA0003759003500000053
为步骤S22中得到的僚机表速微分目标值，
Figure BDA0003759003500000054
为表速微分阻尼项控制参数，
Figure BDA0003759003500000055
为表速微分控制积分项控制参数。
进一步地，步骤S31中计算僚机侧向距离目标值的具体数学表达式为：
yg＝(Kt-1)Rl
其中，yg为僚机侧向距离目标值。
进一步地，步骤S32中僚机侧向距离控制回路以长机滚转角指令作为基准控制目标，，采用侧向距离偏差的比例控制结构，具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000056
其中，φwg为僚机滚转角指令，φlg为长机滚转角指令，y为长机与僚机间的侧向距离，yg为侧向距离控制目标，
Figure BDA0003759003500000057
为侧向距离比例项控制参数。
进一步地，步骤S33中僚机滚转角控制回路采用滚转角偏差比例控制，其数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000058
其中，pwg为僚机滚转角速率指令，φw为僚机滚转角，φwg为步骤S32中得到的僚机滚转角指令，
Figure BDA0003759003500000059
为滚转角偏差比例项控制参数。
进一步地，步骤S34中僚机滚转角速率内环控制回路采用滚转角速率偏差的积分项加滚转角速率阻尼项的控制结构，其数学表达式为：
Figure BDA00037590035000000510
其中，δa为僚机副翼舵指令，pw为僚机滚转角速率，pwg为步骤S33中得到的僚机滚转角速率指令，
Figure BDA00037590035000000511
为滚转角速率阻尼项控制参数，
Figure BDA00037590035000000512
为滚转角速率偏差积分项控制参数。
进一步地，步骤S41中计算僚机高度控制目标值的具体数学表达式为：
Hwg＝Hlg+(Kt-1)Rl tanφlg
其中，Hwg为僚机高度控制目标值，Hlg为长机高度控制目标值。
进一步地，步骤S42中僚机高度控制回路以僚机配平俯仰角作为基准控制目标，采用高度偏差的比例控制加积分控制结构，具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000061
其中，θwg为僚机俯仰角指令，θref为僚机配平俯仰角，Hw为僚机高度，Hwg为僚机高度控制目标值，
Figure BDA0003759003500000062
为高向距离比例项控制参数，
Figure BDA0003759003500000063
为高向距离积分项控制参数。
进一步地，步骤S43中僚机俯仰角控制回路采用俯仰角偏差比例控制，其数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000064
其中，qwg为僚机俯仰角速率指令，θw为僚机俯仰角，θwg为步骤S42中得到的僚机俯仰角指令，
Figure BDA0003759003500000065
为俯仰角偏差比例项控制参数。
进一步地，步骤S44中僚机俯仰角速率内环控制回路采用俯仰角速率偏差的积分项加俯仰角速率阻尼项的控制结构，其数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000066
其中，δe为僚机升降舵指令，qw为僚机俯仰角速率，qwg为步骤S43中得到的僚机俯仰角速率指令，
Figure BDA0003759003500000067
为俯仰角速率阻尼项控制参数，
Figure BDA0003759003500000068
为俯仰角速率偏差积分项控制参数。
本发明有益效果是：
1、本方法算法简单。本发明公开的方法采用PID控制结构，飞行控制律算法简单，易于设计人员掌握，机载软件开发便利，能够快速向新构型飞机进行设计移植，对新构型飞机原有设计和机载软件改动小，缩短设计周期，降低设计风险，工程应用价值高。
2、本方法机间信息交互少。编队飞行过程中机间交互信息量少，长机仅需向僚机发送经纬高、长机表速目标值、长机高度控制目标值、长机滚转角指令、转弯半径等几个状态量，对机间通信信道容量要求低，机间信息交互可靠性高。
3、本方法编队系统简单、成本低。为实现编队飞行不需要额外增加视觉感知等传感器，利用单机飞行所具有的传感器即可实现编队控制，降低了无人机系统的复杂度和机载设备成本。
附图说明
图1是长机与僚机的前向距离、侧向距离示意图；。
图2是编队前向队形保持控制器结构示意图。
图3是编队侧向队形保持控制器结构示意图。
图4是编队高向队形保持控制器结构示意图。
图5是多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制器结构示意图。
具体实施方式
实施例1
一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，包括如下步骤：
步骤一、确定长机与僚机距离；
步骤S11：建立地面坐标系；
步骤S12：计算长机重心在地面坐标系中的坐标值；
步骤S13：计算僚机重心在地面坐标系中的坐标值；
步骤S14：计算长机方位角；
步骤S15：计算僚机方位角；
步骤S16：计算长机与僚机的前向距离；
步骤S17：计算长机与僚机的侧向距离；
步骤二、设计编队前向队形保持控制器；
步骤S21：设计僚机前向距离控制回路，该回路的输出量为僚机表速目标值；
步骤S22：基于步骤S21得到的僚机表速目标值，设计僚机表速控制回路，该回路的输出量为僚机表速微分目标值；
步骤S23：基于步骤S22得到的僚机表速微分目标值，设计僚机表速微分控制回路，该回路的输出量为僚机发动机油门指令；
步骤三、设计编队侧向队形保持控制器；
步骤S31：计算僚机侧向距离目标值；
步骤S32：设计僚机侧向距离控制回路，该回路的输出量为僚机滚转角指令；
步骤S33：基于步骤S32得到的僚机滚转角指令，设计僚机滚转角控制回路，该回路的输出量为僚机滚转角速率指令；
步骤S34：基于步骤S33得到的僚机滚转角速率指令，设计僚机滚转角速率内环控制回路，该回路的输出量为僚机副翼舵指令；
步骤四、设计编队高向队形保持控制器；
步骤S41：计算僚机高度控制目标值；
步骤S42：设计僚机高度控制回路，该回路的输出量为僚机俯仰角指令；
步骤S43：基于步骤S42得到的僚机俯仰角指令，设计僚机俯仰角控制回路，该回路的输出量为僚机俯仰角速率指令；
步骤S44：基于步骤S43得到的僚机俯仰角速率指令，设计僚机俯仰角速率内环控制回路，该回路的输出量为僚机升降舵指令。
进一步地，步骤S11中地面坐标系定义为：以编队转弯的圆弧圆心O为坐标原点，地理北向为坐标轴OX轴的正方向，地理东向为坐标轴OY轴的正方向。
进一步地，步骤S12中计算长机重心在地面坐标系中的坐标值的具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000081
其中，(Xl,Yl)为长机重心在地面坐标系中的坐标值，R为地球赤道平均半径，e为地球扁率，Hl为长机高度，LONl为长机经度，LATl为长机纬度，LONo为编队转弯圆弧圆心O的经度，LATo为编队转弯圆弧圆心O的纬度。
进一步地，步骤S13中计算僚机重心在地面坐标系中的坐标值的具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000082
其中，(Xw,Yw)为僚机重心在地面坐标系中的坐标值，Hw为僚机高度，LONw为僚机经度，LATw为僚机纬度。
进一步地，步骤S14中计算长机方位角的具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000091
其中，
Figure BDA0003759003500000092
为长机方位角，即编队转弯圆弧圆心O与长机重心的连线与地理北向的夹角，单位为弧度。
进一步地，步骤S15中计算僚机方位角的具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000093
其中，
Figure BDA0003759003500000094
为僚机方位角，即编队转弯圆弧圆心O与僚机重心的连线与地理北向的夹角，单位为弧度。
进一步地，步骤S16中计算长机与僚机的前向距离的具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000095
其中，x为长机与僚机的前向距离，Rw为僚机转弯半径。
进一步地，步骤S17中计算长机与僚机的侧向距离的具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000096
其中，y为长机与僚机的侧向距离，Rl为长机转弯半径。
进一步地，步骤S21中僚机前向距离控制回路以长机表速目标值作为基准控制目标，采用前向距离偏差的比例控制结构，具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000097
其中，
Figure BDA0003759003500000098
为僚机表速目标值，
Figure BDA0003759003500000099
为长机表速目标值，x为长机与僚机的前向距离，xg为前向距离控制目标，Kt为编队队形协调参数，其表达式为：
Figure BDA0003759003500000101
进一步地，步骤S22中僚机表速控制回路采用表速偏差比例控制，其数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000102
其中，
Figure BDA0003759003500000103
为僚机表速微分目标值，
Figure BDA0003759003500000104
为僚机表速，
Figure BDA0003759003500000105
为步骤S21中得到的僚机表速目标值，
Figure BDA0003759003500000106
为表速偏差比例项控制参数。
进一步地，步骤S23中僚机表速微分控制回路采用表速微分偏差的积分项加表速微分阻尼项的控制结构，其数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000107
其中，δp为僚机发动机油门指令，
Figure BDA0003759003500000108
为僚机表速微分，
Figure BDA0003759003500000109
为步骤S22中得到的僚机表速微分目标值，
Figure BDA00037590035000001010
为表速微分阻尼项控制参数，
Figure BDA00037590035000001011
为表速微分控制积分项控制参数。
进一步地，步骤S31中计算僚机侧向距离目标值的具体数学表达式为：
yg＝(Kt-1)Rl
其中，yg为僚机侧向距离目标值。
进一步地，步骤S32中僚机侧向距离控制回路以长机滚转角指令作为基准控制目标，，采用侧向距离偏差的比例控制结构，具体数学表达式为：
Figure BDA00037590035000001012
其中，φwg为僚机滚转角指令，φlg为长机滚转角指令，y为长机与僚机间的侧向距离，yg为侧向距离控制目标，
Figure BDA00037590035000001013
为侧向距离比例项控制参数。
进一步地，步骤S33中僚机滚转角控制回路采用滚转角偏差比例控制，其数学表达式为：
Figure BDA00037590035000001014
其中，pwg为僚机滚转角速率指令，φw为僚机滚转角，φwg为步骤S32中得到的僚机滚转角指令，
Figure BDA0003759003500000111
为滚转角偏差比例项控制参数。
进一步地，步骤S34中僚机滚转角速率内环控制回路采用滚转角速率偏差的积分项加滚转角速率阻尼项的控制结构，其数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000112
其中，δa为僚机副翼舵指令，pw为僚机滚转角速率，pwg为步骤S33中得到的僚机滚转角速率指令，
Figure BDA0003759003500000113
为滚转角速率阻尼项控制参数，
Figure BDA0003759003500000114
为滚转角速率偏差积分项控制参数。
进一步地，步骤S41中计算僚机高度控制目标值的具体数学表达式为：
Hwg＝Hlg+(Kt-1)Rl tanφlg
其中，Hwg为僚机高度控制目标值，Hlg为长机高度控制目标值。
进一步地，步骤S42中僚机高度控制回路以僚机配平俯仰角作为基准控制目标，采用高度偏差的比例控制加积分控制结构，具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000115
其中，θwg为僚机俯仰角指令，θref为僚机配平俯仰角，Hw为僚机高度，Hwg为僚机高度控制目标值，
Figure BDA0003759003500000116
为高向距离比例项控制参数，
Figure BDA0003759003500000117
为高向距离积分项控制参数。
进一步地，步骤S43中僚机俯仰角控制回路采用俯仰角偏差比例控制，其数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000118
其中，qwg为僚机俯仰角速率指令，θw为僚机俯仰角，θwg为步骤S42中得到的僚机俯仰角指令，
Figure BDA0003759003500000119
为俯仰角偏差比例项控制参数。
进一步地，步骤S44中僚机俯仰角速率内环控制回路采用俯仰角速率偏差的积分项加俯仰角速率阻尼项的控制结构，其数学表达式为：
Figure BDA00037590035000001110
其中，δe为僚机升降舵指令，qw为僚机俯仰角速率，qwg为步骤S43中得到的僚机俯仰角速率指令，
Figure BDA0003759003500000121
为俯仰角速率阻尼项控制参数，
Figure BDA0003759003500000122
为俯仰角速率偏差积分项控制参数。
实施例2
本发明提供的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，具体为：
长机对预先规划的航线进行跟踪，僚机通过控制其与长机间的前向距离、侧向距离，以及跟踪高度控制目标值，实现转弯阶段队形保持控制；前向距离控制通过编队前向队形保持控制器实现；侧向距离控制通过编队侧向队形保持控制器实现；高度控制目标值跟踪通过编队高向队形保持控制器实现。
所述前向距离、侧向距离如图1所示，并通过如下步骤计算得到：
步骤S1：建立地面坐标系，具体方法为：
以编队转弯的圆弧圆心O为坐标原点，地理北向为坐标轴OX轴的正方向，地理东向为坐标轴OY轴的正方向，依此建立地面坐标系。
步骤S2：计算长机重心在地面坐标系中的坐标值，具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000123
其中，(Xl,Yl)为长机重心在地面坐标系中的坐标值，R为地球赤道平均半径，e为地球扁率，Hl为长机高度，LONl为长机经度，LATl为长机纬度，LONo为编队转弯圆弧圆心O的经度，LATo为编队转弯圆弧圆心O的纬度。
步骤S3：计算僚机重心在地面坐标系中的坐标值，具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000124
其中，(Xw,Yw)为僚机重心在地面坐标系中的坐标值，Hw为僚机高度，LONw为僚机经度，LATw为僚机纬度。
步骤S4：计算长机方位角，具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000131
其中，
Figure BDA0003759003500000132
为长机方位角，即编队转弯圆弧圆心O与长机重心的连线与地理北向的夹角，单位为弧度。
步骤S5：计算僚机方位角，具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000133
其中，
Figure BDA0003759003500000134
为僚机方位角，即编队转弯圆弧圆心O与僚机重心的连线与地理北向的夹角，单位为弧度。
步骤S6：计算长机与僚机的前向距离，具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000135
其中，x为长机与僚机的前向距离，Rw为僚机转弯半径。
步骤S7：计算长机与僚机的侧向距离，具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000136
其中，y为长机与僚机的侧向距离，Rl为长机转弯半径。
所述编队前向队形保持控制器结构如图2所示，具体包括：
1、僚机前向距离控制回路
僚机前向距离控制回路以长机表速目标值作为基准控制目标，采用前向距离偏差的比例控制结构，具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000137
其中，
Figure BDA0003759003500000138
为僚机表速目标值，
Figure BDA0003759003500000139
为长机表速目标值，x为长机与僚机的前向距离，xg为前向距离控制目标，Kt为编队队形协调参数，其表达式为：
Figure BDA0003759003500000141
2、僚机表速控制回路
僚机表速控制回路采用表速偏差比例控制，其数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000142
其中，
Figure BDA0003759003500000143
为僚机表速微分目标值，
Figure BDA0003759003500000144
为僚机表速，
Figure BDA0003759003500000145
为僚机表速目标值，
Figure BDA0003759003500000146
为表速偏差比例项控制参数。
3、僚机表速微分控制回路
僚机表速微分控制回路采用表速微分偏差的积分项加表速微分阻尼项的控制结构，其数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000147
其中，δp为僚机发动机油门指令，
Figure BDA0003759003500000148
为僚机表速微分，
Figure BDA0003759003500000149
为僚机表速微分目标值，
Figure BDA00037590035000001410
为表速微分阻尼项控制参数，
Figure BDA00037590035000001411
为表速微分控制积分项控制参数。
所述编队侧向队形保持控制器结构如图3所示，具体包括：
1、僚机侧向距离制导回路
僚机侧向距离制导回路的功能是计算僚机侧向距离目标值，具体数学表达式为：
yg＝(Kt-1)Rl
其中，yg为僚机侧向距离目标值。
2、僚机侧向距离控制回路
僚机侧向距离控制回路以长机滚转角指令作为基准控制目标，，采用侧向距离偏差的比例控制结构，具体数学表达式为：
Figure BDA00037590035000001412
其中，φwg为僚机滚转角指令，φlg为长机滚转角指令，y为长机与僚机间的侧向距离，yg为侧向距离控制目标，
Figure BDA00037590035000001413
为侧向距离比例项控制参数。
3、僚机滚转角控制回路
僚机滚转角控制回路采用滚转角偏差比例控制，其数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000151
其中，pwg为僚机滚转角速率指令，φw为僚机滚转角，φwg为僚机滚转角指令，
Figure BDA0003759003500000152
为滚转角偏差比例项控制参数。
4、僚机滚转角速率内环控制回路
僚机滚转角速率内环控制回路采用滚转角速率偏差的积分项加滚转角速率阻尼项的控制结构，其数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000153
其中，δa为僚机副翼舵指令，pw为僚机滚转角速率，pwg为僚机滚转角速率指令，
Figure BDA0003759003500000154
为滚转角速率阻尼项控制参数，
Figure BDA0003759003500000155
为滚转角速率偏差积分项控制参数。
所述编队高向队形保持控制器结构如图4所示，具体包括：
1、僚机高度制导回路
僚机高度制导回路的功能是计算僚机高度控制目标值，具体数学表达式为：
Hwg＝Hlg+(Kt-1)Rl tanφlg
其中，Hwg为僚机高度控制目标值，Hlg为长机高度控制目标值。
2、僚机高度控制回路
僚机高度控制回路以僚机配平俯仰角作为基准控制目标，采用高度偏差的比例控制加积分控制结构，具体数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000156
其中，θwg为僚机俯仰角指令，θref为僚机配平俯仰角，Hw为僚机高度，Hwg为僚机高度控制目标值，
Figure BDA0003759003500000157
为高向距离比例项控制参数，
Figure BDA0003759003500000158
为高向距离积分项控制参数。
3、僚机俯仰角控制回路
僚机俯仰角控制回路采用俯仰角偏差比例控制，其数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000161
其中，qwg为僚机俯仰角速率指令，θw为僚机俯仰角，θwg为僚机俯仰角指令，
Figure BDA0003759003500000162
为俯仰角偏差比例项控制参数。
4、僚机俯仰角速率内环控制回路
僚机俯仰角速率内环控制回路采用俯仰角速率偏差的积分项加俯仰角速率阻尼项的控制结构，其数学表达式为：
Figure BDA0003759003500000163
其中，δe为僚机升降舵指令，qw为僚机俯仰角速率，qwg为僚机俯仰角速率指令，
Figure BDA0003759003500000164
为俯仰角速率阻尼项控制参数，
Figure BDA0003759003500000165
为俯仰角速率偏差积分项控制参数。
长机对预先规划的航线进行跟踪，僚机通过控制其与长机间的前向距离、侧向距离，以及跟踪高度控制目标值，实现转弯阶段队形保持控制；前向距离控制通过编队前向队形保持控制器实现；侧向距离控制通过编队侧向队形保持控制器实现；高度控制目标值跟踪通过编队高向队形保持控制器实现。
编队前向队形保持控制器输出的是僚机发动机油门指令，控制僚机发动机油门；编队侧向队形保持控制器输出的是僚机副翼舵指令，控制僚机副翼；编队高向队形保持控制器输出的是僚机升降舵指令，控制僚机升降舵；如图5所示，这三个控制器共同组成了多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制器，实现多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。
本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (19)

1.一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤一、确定长机与僚机距离；
步骤S11：建立地面坐标系；
步骤S12：计算长机重心在地面坐标系中的坐标值；
步骤S13：计算僚机重心在地面坐标系中的坐标值；
步骤S14：计算长机方位角；
步骤S15：计算僚机方位角；
步骤S16：计算长机与僚机的前向距离；
步骤S17：计算长机与僚机的侧向距离；
步骤二、设计编队前向队形保持控制器；
步骤S21：设计僚机前向距离控制回路，该回路的输出量为僚机表速目标值；
步骤S22：基于步骤S21得到的僚机表速目标值，设计僚机表速控制回路，该回路的输出量为僚机表速微分目标值；
步骤S23：基于步骤S22得到的僚机表速微分目标值，设计僚机表速微分控制回路，该回路的输出量为僚机发动机油门指令；
步骤三、设计编队侧向队形保持控制器；
步骤S31：计算僚机侧向距离目标值；
步骤S32：设计僚机侧向距离控制回路，该回路的输出量为僚机滚转角指令；
步骤S33：基于步骤S32得到的僚机滚转角指令，设计僚机滚转角控制回路，该回路的输出量为僚机滚转角速率指令；
步骤S34：基于步骤S33得到的僚机滚转角速率指令，设计僚机滚转角速率内环控制回路，该回路的输出量为僚机副翼舵指令；
步骤四、设计编队高向队形保持控制器；
步骤S41：计算僚机高度控制目标值；
步骤S42：设计僚机高度控制回路，该回路的输出量为僚机俯仰角指令；
步骤S43：基于步骤S42得到的僚机俯仰角指令，设计僚机俯仰角控制回路，该回路的输出量为僚机俯仰角速率指令；
步骤S44：基于步骤S43得到的僚机俯仰角速率指令，设计僚机俯仰角速率内环控制回路，该回路的输出量为僚机升降舵指令。
2.根据权利要求1所述的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：步骤S11中地面坐标系定义为：以编队转弯的圆弧圆心O为坐标原点，地理北向为坐标轴OX轴的正方向，地理东向为坐标轴OY轴的正方向。
3.根据权利要求2所述的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：步骤S12中计算长机重心在地面坐标系中的坐标值的具体数学表达式为：
Figure RE-FDA0003975193290000021
其中，(Xl,Yl)为长机重心在地面坐标系中的坐标值，R为地球赤道平均半径，e为地球扁率，Hl为长机高度，LONl为长机经度，LATl为长机纬度，LONo为编队转弯圆弧圆心O的经度，LATo为编队转弯圆弧圆心O的纬度。
4.根据权利要求3所述的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：步骤S13中计算僚机重心在地面坐标系中的坐标值的具体数学表达式为：
Figure RE-FDA0003975193290000022
其中，(Xw,Yw)为僚机重心在地面坐标系中的坐标值，Hw为僚机高度，LONw为僚机经度，LATw为僚机纬度。
5.根据权利要求4所述的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：步骤S14中计算长机方位角的具体数学表达式为：
Figure RE-FDA0003975193290000023
其中，
Figure RE-FDA0003975193290000024
为长机方位角，即编队转弯圆弧圆心O与长机重心的连线与地理北向的夹角，单位为弧度。
6.根据权利要求5所述的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：步骤S15中计算僚机方位角的具体数学表达式为：
Figure RE-FDA0003975193290000031
其中，
Figure RE-FDA0003975193290000032
为僚机方位角，即编队转弯圆弧圆心O与僚机重心的连线与地理北向的夹角，单位为弧度。
7.根据权利要求6所述的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：步骤S16中计算长机与僚机的前向距离的具体数学表达式为：
Figure RE-FDA0003975193290000033
其中，x为长机与僚机的前向距离，Rw为僚机转弯半径。
8.根据权利要求7所述的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：步骤S17中计算长机与僚机的侧向距离的具体数学表达式为：
Figure RE-FDA0003975193290000034
其中，y为长机与僚机的侧向距离，Rl为长机转弯半径。
9.根据权利要求1所述的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：步骤S21中僚机前向距离控制回路以长机表速目标值作为基准控制目标，采用前向距离偏差的比例控制结构，具体数学表达式为：
Figure RE-FDA0003975193290000035
其中，
Figure RE-FDA0003975193290000036
为僚机表速目标值，
Figure RE-FDA0003975193290000037
为长机表速目标值，x为长机与僚机的前向距离，xg为前向距离控制目标，Kt为编队队形协调参数，其表达式为：
Figure RE-FDA0003975193290000038
10.根据权利要求9所述的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：步骤S22中僚机表速控制回路采用表速偏差比例控制，其数学表达式为：
Figure RE-FDA0003975193290000041
其中，
Figure RE-FDA0003975193290000042
为僚机表速微分目标值，
Figure RE-FDA0003975193290000043
为僚机表速，
Figure RE-FDA0003975193290000044
为步骤S21中得到的僚机表速目标值，
Figure RE-FDA0003975193290000045
为表速偏差比例项控制参数。
11.根据权利要求10所述的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：步骤S23中僚机表速微分控制回路采用表速微分偏差的积分项加表速微分阻尼项的控制结构，其数学表达式为：
Figure RE-FDA0003975193290000046
其中，δp为僚机发动机油门指令，
Figure RE-FDA0003975193290000047
为僚机表速微分，
Figure RE-FDA0003975193290000048
为步骤S22中得到的僚机表速微分目标值，
Figure RE-FDA0003975193290000049
为表速微分阻尼项控制参数，
Figure RE-FDA00039751932900000410
为表速微分控制积分项控制参数。
12.根据权利要求1所述的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：步骤S31中计算僚机侧向距离目标值的具体数学表达式为：
yg＝(Kt-1)Rl
其中，yg为僚机侧向距离目标值。
13.根据权利要求12所述的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：步骤S32中僚机侧向距离控制回路以长机滚转角指令作为基准控制目标，，采用侧向距离偏差的比例控制结构，具体数学表达式为：
Figure RE-FDA00039751932900000411
其中，φwg为僚机滚转角指令，φlg为长机滚转角指令，y为长机与僚机间的侧向距离，yg为侧向距离控制目标，
Figure RE-FDA00039751932900000412
为侧向距离比例项控制参数。
14.根据权利要求13所述的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：步骤S33中僚机滚转角控制回路采用滚转角偏差比例控制，其数学表达式为：
Figure RE-FDA00039751932900000413
其中，pwg为僚机滚转角速率指令，φw为僚机滚转角，φwg为步骤S32中得到的僚机滚转角指令，
Figure RE-FDA0003975193290000051
为滚转角偏差比例项控制参数。
15.根据权利要求14所述的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：步骤S34中僚机滚转角速率内环控制回路采用滚转角速率偏差的积分项加滚转角速率阻尼项的控制结构，其数学表达式为：
Figure RE-FDA0003975193290000052
其中，δa为僚机副翼舵指令，pw为僚机滚转角速率，pwg为步骤S33中得到的僚机滚转角速率指令，
Figure RE-FDA0003975193290000053
为滚转角速率阻尼项控制参数，
Figure RE-FDA0003975193290000054
为滚转角速率偏差积分项控制参数。
16.根据权利要求1所述的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：步骤S41中计算僚机高度控制目标值的具体数学表达式为：
Hwg＝Hlg+(Kt-1)Rltanφlg
其中，Hwg为僚机高度控制目标值，Hlg为长机高度控制目标值。
17.根据权利要求16所述的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：步骤S42中僚机高度控制回路以僚机配平俯仰角作为基准控制目标，采用高度偏差的比例控制加积分控制结构，具体数学表达式为：
Figure RE-FDA0003975193290000055
其中，θwg为僚机俯仰角指令，θref为僚机配平俯仰角，Hw为僚机高度，Hwg为僚机高度控制目标值，
Figure RE-FDA0003975193290000056
为高向距离比例项控制参数，
Figure RE-FDA0003975193290000057
为高向距离积分项控制参数。
18.根据权利要求17所述的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：步骤S43中僚机俯仰角控制回路采用俯仰角偏差比例控制，其数学表达式为：
Figure RE-FDA0003975193290000058
其中，qwg为僚机俯仰角速率指令，θw为僚机俯仰角，θwg为步骤S42中得到的僚机俯仰角指令，
Figure RE-FDA0003975193290000061
为俯仰角偏差比例项控制参数。
19.根据权利要求18所述的一种多无人机协同编队转弯阶段队形保持控制方法，其特征在于：步骤S44中僚机俯仰角速率内环控制回路采用俯仰角速率偏差的积分项加俯仰角速率阻尼项的控制结构，其数学表达式为：
Figure RE-FDA0003975193290000062
其中，δe为僚机升降舵指令，qw为僚机俯仰角速率，qwg为步骤S43中得到的僚机俯仰角速率指令，
Figure RE-FDA0003975193290000063
为俯仰角速率阻尼项控制参数，
Figure RE-FDA0003975193290000064
为俯仰角速率偏差积分项控制参数。
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Title
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