多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊的一致性控制方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊的一致性控制方法，包括：獲取多無人機間的關(guān)于氣動耦合的參數(shù)，基于該參數(shù)建立無人機間氣動耦合模型，并根據(jù)氣動耦合模型和多機動力學模型建立多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊運動模型；基于多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊運動模型的受控變量，提取所述多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊運動模型的受控模型,并運用動態(tài)逆控制器將該受控模型化簡為弱非線性的受控模型；建立一致性控制器，并基于一致性控制器對該弱非線性的受控模型進行一致性控制。本發(fā)明在無人機編隊建模時考慮到機間氣動耦合的影響，使得編隊模型更加符合實際情況；采用動態(tài)逆和一致性控制降低模型的復(fù)雜性和非線性，實現(xiàn)了一致性控制的需求。
【專利說明】多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊的一致性控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及飛行控制【技術(shù)領(lǐng)域】，尤其涉及一種多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊的一致性控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002]作為未來戰(zhàn)場的主導力量，無人機的研究和發(fā)展倍受各國關(guān)注。隨著信息化作戰(zhàn)向一體化聯(lián)合作戰(zhàn)發(fā)展，單架無人機已很難滿足任務(wù)需求，無人駕駛飛行器編隊飛行(Coordinated Formation Flight, CFF)逐漸受到重視。相對于單機飛行而言，多無人編隊飛行可提高執(zhí)行任務(wù)時的成功率和抗突發(fā)事件的能力，也可實現(xiàn)對目標全方位立體化拍照，提高信息的逼真度，具有單機飛行無法比擬的一系列優(yōu)點，由此它成為各國軍事專家研究的焦點問題之一。
[0003]編隊飛行控制需要解決的主要問題包括機群中無人機狀態(tài)一致性的保持以及運動模型中無人機間翼尖渦的影響。
[0004]現(xiàn)有多無人機編隊控制方法所采用的數(shù)學模型大多數(shù)屬于非線性，且一般僅包括編隊飛機的動力學模型，其在控制階段應(yīng)用的自動駕駛儀模型或小擾動線性化等線性控制方法已難以滿足控制設(shè)計要求。因此，越來越多地嘗試傾向于非線性控制方法，其中包括反饋控制、滑?？刂啤⒎床娇刂?、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)和魯棒控制等。神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)和魯棒控制方法均是一種比較新的現(xiàn)代控制方法，雖然已經(jīng)過理論研究和仿真實驗，但其具體的實際應(yīng)用還需要大量的實驗驗證，且在實踐中，滑?？刂频拇嬖谛?、能達性和穩(wěn)定性等條件的驗證將比較困難，而反步控制中Lyapunov函數(shù)也不易找到。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題之一是需要提供一種多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊的一致性控制方法，其在進行無人機運動編隊建模時考慮到無人機間的氣動耦合，更加切合實際情況。
[0006]為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明提供了一種多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊的一致性控制方法，包括:建模步驟，獲取多無人機間的關(guān)于氣動耦合的參數(shù)，基于所述參數(shù)建立無人機間的氣動耦合模型，并根據(jù)所述氣動耦合模型和多機動力學模型建立多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊運動模型；第一控制步驟，基于所述多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊運動模型的受控變量，提取所述多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊運動模型的受控模型，以所述多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊運動模型中的多個參數(shù)作為動態(tài)逆控制器的輸入變量，運用所述動態(tài)逆控制器將所述受控模型化簡為弱非線性的受控模型；第二控制步驟，建立一致性控制器，并基于所述一致性控制器對所述弱非線性的受控模型進行一致性控制。
[0007]在一個實施例中，在所述建模步驟中，基于渦流誘導半徑獲取多無人機間的關(guān)于氣動耦合的參數(shù)。
[0008]在一個實施例中，使用勾股定理利用以下表達式計算所述渦流誘導半徑rp:[0009]rp=^j(yp±Av)2 +(zp+A^)，
[0010]其中，yp+ Δ y代表無人機i受無人機j左側(cè)潤線作用，yp- Δ y代表無人機i受無人機j右側(cè)渦線作用，P是受渦流作用的點，(Xp，yp, Zp)作為向量OjP I Wj的坐標,亦是P點在
無人機j氣流坐標系中的坐標，Ay和Λζ是無人機j的渦線分別在xoy|r;面和XozUi面上的
投影與 X 軸之間的垂直距離，Al' = ~ cos/(./2 , Az = (bi lan Ian ζ, see Aj / 2 + zoj) cos a:ι，bj 為
無人機j等效翼展，^ j為無人機j的反角，β j為無人機j側(cè)滑角，Aj為無人機j四分之一弦處的后掠角，a j為無人機j迎角，Zoj分別為無人機j的翼跟在機坐標系中的坐標，Wj為無人機j的氣流坐標系。
[0011]在一個實施例中,通過如下表達式求解所述向量Ui:
[0012]O1-PI11 ； = OjOi |w.+RuieRmOiP Ia
[0013]其中，R為轉(zhuǎn)換矩陣，R力由地坐標系E轉(zhuǎn)化為無人機j的氣流坐標系的轉(zhuǎn)換矩陣Kb力由無人機i的機坐標系Bi轉(zhuǎn)化為地坐標系E的轉(zhuǎn)換矩陣ο P U為機坐標系Bi下原點Oj到受渦流作用的點P的向量，k通過如下表達式計算:
[0014]°j°i \wj ~ ^-W1E (°E°i \e ~°E°j L.)
[0015]其中，O15Oi |E為地坐標系E下原點Oi到oE的向量，0E0j|E為地坐標系E下原點Oj到Oe的向量。
[0016]在一個實施例中，在P點位于無人機i的機翼時，通過如下表達式計算H U:.r()/ - a cos cos Ci sin sin Ai
【權(quán)利要求】
1.一種多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊的一致性控制方法，包括: 建模步驟，獲取多無人機間的關(guān)于氣動耦合的參數(shù)，基于所述參數(shù)建立無人機間的氣動耦合模型，并根據(jù)所述氣動耦合模型和多機動力學模型建立多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊運動模型； 第一控制步驟，基于所述多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊運動模型的受控變量，提取所述多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊運動模型的受控模型，以所述多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊運動模型中的多個參數(shù)作為動態(tài)逆控制器的輸入變量，運用所述動態(tài)逆控制器將所述受控模型化簡為弱非線性的受控模型； 第二控制步驟，建立一致性控制器，并基于所述一致性控制器對所述弱非線性的受控模型進行一致性控制。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一致性控制方法，其特征在于，在所述建模步驟中， 基于渦流誘導半徑獲取多無人機間的關(guān)于氣動耦合的參數(shù)。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一致性控制方法，其特征在于，使用勾股定理利用以下表達式計算所述渦流誘導半徑rp:
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一致性控制方法，其特征在于，通過如下表達式求解所述向量 OjP I Wj:
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的一致性控制方法，其特征在于， 在P點位于無人機i的機翼時，通過如下表達式計算0:
6.根據(jù)權(quán)利要求1至5中任一項所述的一致性控制方法，其特征在于，所述無人機間氣動耦合模型如下符號表達式表示:
g(x) = [dvidxidYid1Ji0...0]τ 其中，dv1、dx1、dYi和Cllii分別表示無人機i的參數(shù)V1、Χρ、和UiK受鄰機渦流的影響,且V1、X 1、Y i和Ui為受控變量,Vi為無人機i的速度，為各姿態(tài)角，X i為無人機i的航跡偏轉(zhuǎn)角，Y i為無人機i飛行航跡角，μ i為無人機i的繞飛行速度矢量的滾轉(zhuǎn)角；速度和各姿態(tài)角是基于有效渦流誘導速度分別得到，所述有效渦流誘導速度是根據(jù)所述渦流誘導半徑和Burhamn模型得到。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的一致性控制方法，其特征在于，通過如下表達式計算dv1、dx1、
8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的一致性控制方法，其特征在于，通過如下表達式表示多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊運動模型:
X’ i = f (Xi) +g (X) i = I, 2...η
其中，4 = (?...1 J = [Vi X1Y, μ, u’'A u;^ \v_H CCi Pi Xi Vi ],在 i 的取值為 1，2…η時，f(Xi)表示多機動力學模型，Vi, Xi, Y i和μ i為受控變量,H 3和％4.為無人機i在機坐標系Bi下的角速度，a i為無人機i迎角，β i為無人機i側(cè)滑角，X1、y1、Zi為無人機i質(zhì)心在地坐標系中的坐標。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的一致性控制方法，其特征在于，在第一控制步驟中，以多無人機網(wǎng)絡(luò)編隊運動模型中的升降舵Se1、副翼Sa1、方向舵δ Yi以及油門開度Sti這些參數(shù)作為動態(tài)逆控制器的輸入變量時，通過以下表達式表示所提取的受控模型:
Z1, j = fl (X) +f4 (xi) u/ i = I, 2,...η 其中，ζΛ為受控變量導數(shù)的矩陣，f\(X)為與控制輸入無關(guān)的項的集合，f4(Xi)為控制輸入矩陣，Ui’為待確定的動態(tài)逆控制器。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的一致性控制方法，其特征在于， 在&“^可逆時，對Ui'進行驗證，建立動態(tài)逆控制器Ui:
Ui = f4 (Xi)-1 [_f3 (Z2i)I1 (X)+Vj] 其中，f3(z2i)為非控制變量函數(shù)矩陣，Vj為新的控制輸入，gl(x)為所述無人機間氣動耦合模型中受控變量的符號表達式； 通過如下表達式計算(xi): Z4(^1)=^-[/?(.?,) I4Kxi) /Ux,) /?)]' 通過以下表達式分另I!計算 F41(Xi)J42(Xi)J43(Xi) ^tJf44(Xi):
11.根據(jù)要求I所述的一致性控制方法，其特征在于， 所述一致性控制器采用多智能體中基于局部信息的線性控制協(xié)議。
【文檔編號】G05D1/08GK103777638SQ201410038188
【公開日】2014年5月7日 申請日期:2014年1月26日 優(yōu)先權(quán)日:2014年1月26日
【發(fā)明者】王磊 申請人:北京航空航天大學