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申请/专利权人：成都飞机工业(集团)有限责任公司

摘要：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。

主权项：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；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： 其中，为僚机表速目标值，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： 其中，Rw为僚机转弯半径；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： 其中，为僚机表速微分目标值，为僚机表速，为步骤S21中得到的僚机表速目标值，为表速偏差比例项控制参数；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： 其中，δp为僚机发动机油门指令，为僚机表速微分，为步骤S22中得到的僚机表速微分目标值，为表速微分阻尼项控制参数，为表速微分控制积分项控制参数；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-1Rl其中，yg为僚机侧向距离目标值；Rl为长机转弯半径；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： 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僚机侧向距离目标值，为侧向距离比例项控制参数；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： 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，为滚转角偏差比例项控制参数；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： 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，为滚转角速率阻尼项控制参数，为滚转角速率偏差积分项控制参数；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-1Rltanφlg其中，Hwg为僚机高度控制目标值，Hlg为长机高度控制目标值；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： 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，为高向距离比例项控制参数，为高向距离积分项控制参数；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： 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，为俯仰角偏差比例项控制参数；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： 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，为俯仰角速率阻尼项控制参数，为俯仰角速率偏差积分项控制参数。

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