無人機編隊控制律優(yōu)化與設(shè)計

第一章無人機編隊控制律優(yōu)化與設(shè)計

1.1引言

無人機編隊的主要飛行階段如圖3.1所示，包括各機自動飛行、編隊集結(jié)、隊形保持和編

隊解散過程。在編隊自動飛行階段，各無人機節(jié)點獨立執(zhí)行控制任務(wù)，此時編隊尚未形成，各

無人機執(zhí)行的控制律和單機飛行一樣。編隊集結(jié)為正在形成編隊的過程，目的是讓各無人機收

斂于相對近距狀態(tài)，為后階段的隊形保持創(chuàng)作有利的距離優(yōu)勢。隊形保持是編隊飛行的核心環(huán)

節(jié)，本文的編隊隊形保持的控制策略采用長僚機模式，其詳細內(nèi)容會在3.2節(jié)中介紹。在編隊

保持階段，長機依舊為自動模式飛行，僚機根據(jù)鄰居無人機信息提取需要的期望位置進行跟蹤

以保持期望的隊形。編隊解散階段屬于編隊回收部分，在這個階段，編隊內(nèi)各無人機依次退出

編隊。如果有N架無人機組成編隊，則編隊內(nèi)有1架長機和N-1架僚機，第一步從N-1僚機

中選擇離起飛點距離最近的僚機自動降落，其他僚機繼續(xù)處于隊形保持任務(wù)，依次類推，長機

最后降落。

自動飛行二）編隊集結(jié)二）隊形保持二）編隊解散

圖3.1編隊主要階段

從上述分析中可以看出，無人機編隊的主要飛行階段依然需要單無人機獨立的自主控制，

在隊形保持階段，長機也是處于單機自動模式。換言之，編隊的控制與單機控制不可分割，因

此對于單機控制律的優(yōu)化顯得非常有必要。在本章3.3節(jié)將以長機為例，設(shè)計與優(yōu)化單機控制

律。在編隊保持階段，僚機需要動態(tài)的跟蹤目標點飛行，目前傳統(tǒng)的算法大多都是對期望軌跡

的跟蹤，無法對未知軌跡的動態(tài)目標點進行完美跟隨，為解決這個問題，本章提出了一種新的

僚機編隊跟蹤算法。出于對編隊實際飛行的安全策略考慮，編隊飛機的故障診斷與處理也是不

容忽略的一部分，本章最后會介紹幾種編隊飛行的故障診斷和處理策略。

1.2基于長僚機模式的編隊策略

在編隊策略的研究方面，目前比較通用且應(yīng)用范圍比較廣的策略主要有三種，分別是虛擬

結(jié)構(gòu)法、基于行為法和長僚機（Leader-Follower）方法用1。下面對這三種方法分別進行介紹。

1.虛擬結(jié)構(gòu)法

虛擬結(jié)構(gòu)法網(wǎng)［45］通過在無人機之間設(shè)定一個虛擬點，各無人機之間通過信息共享保持與

虛擬點之間的固定距離從而保持隊形。在實際應(yīng)用中，虛擬結(jié)構(gòu)法一般會設(shè)置一個虛擬長機來

替代虛擬點的運動，虛擬結(jié)構(gòu)控制器一般通過以下三步進行：1）建立虛擬長機運動模型，設(shè)

定虛擬長機期望的路徑；2）編隊內(nèi)各無人機通過信息共享得到虛擬長機的位置、速度和姿態(tài)

等數(shù)據(jù)；3）各無人機推導(dǎo)出自身編隊保持的控制方法。這種結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性比較高，虛擬長機幾

乎不會發(fā)生故障。但在實際工程應(yīng)用中，一般虛擬結(jié)構(gòu)點或者虛擬長機的運動模型都在地面站

運行，這意味在編隊隊形保持階段，編隊通信網(wǎng)絡(luò)拓撲圖中必須包含地面站節(jié)點，這極大的限

制了編隊的作業(yè)距離，地面站節(jié)點的斷開意味著虛擬結(jié)構(gòu)被打破。這種結(jié)構(gòu)不適合固定翼無人

機長航程的作業(yè)特點。

2.基于行為法

基于行為法14句的基本思想是模仿生物群體的環(huán)境反應(yīng)機制，這種方法特別靈活。典型的生

物群體行為機制有鴿群行為機制、雁群行為機制和狼群行為機制?；谛袨榉ㄔ跓o人機編隊中

的表現(xiàn)形式為編隊內(nèi)各無人機利用傳感器實時的感知周圍環(huán)境，然后設(shè)計編隊控制策略去適應(yīng)

環(huán)境。這種方法固然靈活性強、魯棒性高。但由于群體的行為變化多樣，不好定義。因此很難

建立數(shù)學(xué)模型來分析，該方法不具有普適性，難以實現(xiàn)。

3.長僚機方法

長僚機模型［4刀定義編隊中一個飛機充當長機角色，其他飛機作為僚機。僚機追蹤相對于長

機的固定偏差以形成特定的編隊隊形。這種方法非常成熟，原理簡單且容易編程實現(xiàn)。在長僚

機策略中，最大的一個缺點就是魯棒性差，如果長機出現(xiàn)故障，會使整個編隊處于失控狀態(tài)，

但可以通過設(shè)計切換長機邏輯來避免這個缺陷。這部分內(nèi)容會在3.5節(jié)中介紹。因此本文決定

采用長僚機策略進行編隊。

1.3長機編隊飛行控制律設(shè)計

長機是在編隊中處于領(lǐng)導(dǎo)者位置，其全程處于獨立的單機控制模式，主要任務(wù)就是把自己

的姿態(tài)、速度和位置信息通過通信網(wǎng)絡(luò)發(fā)送給其他僚機。本節(jié)以長機為例介紹單機控制律的優(yōu)

化，長機控制律可以分為姿態(tài)環(huán)和軌跡環(huán)兩部分。姿態(tài)環(huán)也稱為內(nèi)環(huán)，包括滾轉(zhuǎn)角控制器、俯

仰角控制器和偏航角控制器。軌跡環(huán)亦稱為外環(huán)，具體還包括橫側(cè)向控制律和縱向控制律，其

控制帶寬較小。外環(huán)的輸出作為內(nèi)環(huán)的輸入，內(nèi)環(huán)運行完控制算法后輸出期望的PWM給執(zhí)行

機構(gòu)。圖3.2為本文的控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖。

外環(huán)：內(nèi)環(huán)

hveq

Hcq

俯仰角控制器

e

縱向控制器V

△3,從

h

縱向

側(cè)向

y4：電

c橫側(cè)向控制器滾轉(zhuǎn)角控制器y

yp

P

航向角控制器B

.=。r

圖3.2控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

1.3.1姿態(tài)環(huán)控制律設(shè)計

本文中長機和僚機都運行相同的內(nèi)環(huán)控制律，內(nèi)回路為姿態(tài)控制系統(tǒng)，包括滾轉(zhuǎn)、俯仰和

偏航三個控制器，本文姿態(tài)環(huán)采用經(jīng)典的PID控制算法，下面分別進行介紹。

1、滾轉(zhuǎn)控制器：

圖3.3給出了滾轉(zhuǎn)角的控制框圖，以為期望的滾轉(zhuǎn)角輸入，為滾轉(zhuǎn)角配平量，配平量的

目的為消除姿態(tài)傳感器與機體平面的安裝誤差，區(qū)代表期望的滾轉(zhuǎn)角速率。圖中的舵效人，根

據(jù)速度計算得到。兒的值與飛機空速成負相關(guān)。

無

人

機

假設(shè)系統(tǒng)姿態(tài)環(huán)滾轉(zhuǎn)通道的響應(yīng)時間常數(shù)為7；,則圖中，k3r=1工,a為積分分離開關(guān)

系數(shù)，滾轉(zhuǎn)角的控制律輸出如下：

Pe=左°『-(4+0—0)(3.1)

ep=P/P(32)

k

=kv?(A-kPpc+a^ep-kv-kiepM+ep-kv-)(3.3)

z=0

2、俯仰控制器：

圖3.4給出了俯仰角控制框圖，q為期望的俯仰角輸入，。為俯仰角配平量，必代表期

望的俯仰角速率。(2p為滾轉(zhuǎn)角補償系數(shù)，默認情況為1，若在姿態(tài)模式下，轉(zhuǎn)彎出現(xiàn)掉高現(xiàn)

象，該值可以調(diào)大，反之減小。圖中滾轉(zhuǎn)角補償計算方式如下：

qc=cos0—tan勿sin。?kr2p(3.4)

無

人

機

定義俯仰通道的響應(yīng)時間常數(shù)為7；，一般和滾轉(zhuǎn)通道相同，俯仰角的控制律輸出如下：

%=%，(Q+Q-e)+%35)

eq=q「q36)

k

=kv?(qc-kPv+a^eq-kv-AT+eq-kv-)(3.7)

，二0

3、偏航角控制器：

圖3.5為航向角控制器框圖，航向控制采用協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的形式進行。航向控制系統(tǒng)對航向的

控制機理是，航向指令使得滾轉(zhuǎn)控制系統(tǒng)控制飛機滾轉(zhuǎn)傾斜，速度矢量轉(zhuǎn)動而出現(xiàn)側(cè)滑，然后

側(cè)滑角控制系統(tǒng)為了保持零側(cè)滑角，使得機體軸轉(zhuǎn)動并與速度矢量重合，從而航向得以改變，

控制結(jié)束后速度矢量和機體軸都在所要求的航向上。這樣的控制方式，必須在協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制系

統(tǒng)的基礎(chǔ)上才能實現(xiàn)。圖中為期望的方向舵輸入，4為飛機機體系下y軸加速度，廠為測

量航向角速率。一般穩(wěn)定情況下期望的輸入為0,航向控制器處于航向鎖定模式。

無

人

機

器

角控制

5偏航

圖3.

計

制律設(shè)

跡環(huán)控

2軌

1.3.

制律的

跡環(huán)控

介紹軌

部分來

設(shè)計兩

控制律

向通道

計和縱

制律設(shè)

通道控

側(cè)向控

將分橫

本小節(jié)

。

設(shè)計

計：

律設(shè)

控制

通道

側(cè)向

1、橫

rk、

ukPa

nghy

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MIT

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改進

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制律

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長機

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產(chǎn)生一

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引導(dǎo)

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示。

3.6所

如圖

選擇

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［49］。

度指令

的加速

?V

.，——

7

a

A

s

cmd

參考點

R

R

跡'一

期望軌

2〃

選擇

考點的

算法參

6L1

圖3.

：

計算

下式

通過

可以

指令

速度

向加

橫側(cè)

2

V

(3.8)

sinr1

=2-