一種多機編隊飛行控制方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種多機編隊飛行控制方法，包含以下步驟：S1,根據(jù)初始隊形設計，構造初始編隊隊形矩陣；S2，在實際飛行過程中，構造實際編隊隊形矩陣；S3，根據(jù)飛機性能邊界確定策略集；S4，計算誤差矩陣，并對誤差矩陣行列式值與編隊態(tài)勢值進行關聯(lián)。S5，根據(jù)S3中的策略集，遍歷每一策略，選取最大編隊態(tài)勢值所對應的策略進行執(zhí)行；S6，將對應最大態(tài)勢值的指令傳輸?shù)阶詣语w控系統(tǒng)，控制飛機飛行狀態(tài)，完成目標隊形控制；S7，如果目標隊形出現(xiàn)擾動，使得編隊態(tài)勢值達不到最大狀態(tài)，則重復S1至S6中的過程。本發(fā)明的有益效果在于：本發(fā)明的一種多機編隊飛行控制方法在解決固定編隊飛行控制的同時，也解決了集群編隊飛行控制，增強了多機任務執(zhí)行成功率。
【專利說明】
一種多機編隊飛行控制方法
技術領域
[0001] 本發(fā)明涉及飛行控制技術領域，具體涉及一種多機編隊飛行控制方法。
【背景技術】
[0002] 編隊飛行控制的任務是控制多架飛機按照預定隊形，進行空中飛行，為有人駕駛 飛機飛行表演、無人機編隊飛行提供技術保障。
[0003] 隨著無人機技術的日益發(fā)展，目前基于多機編隊的偵查打擊作戰(zhàn)任務需求愈加明 顯。既需要一種適合偵查時使用的多機集群式飛行控制方法，同時兼顧隱蔽性需求，多機緊 密編隊飛行以降低敵方雷達發(fā)現(xiàn)的編隊飛行控制方法成為研究的一大難點，人為控制，隊 形有限，不能實現(xiàn)任意隊形的編制，如何完美的實現(xiàn)兩者功能，即固定編隊飛行控制和集群 編隊飛行控制成為一個急需解決的問題。

【發(fā)明內容】

[0004] 本發(fā)明的目的是提供一種多機編隊飛行控制方法，以解決或至少減輕【背景技術】中 所存在的至少一處的問題。
[0005] 本發(fā)明采用的技術方案是:提供一種多機編隊飛行控制方法，包含以下步驟:Sl， 根據(jù)初始隊形設計，構造初始編隊隊形矩陣；S2,在實際飛行過程中，各飛機周期獲取本機 周圍所有飛機的飛行數(shù)據(jù)，計算飛機兩兩之間的徑向距離，構造實際編隊隊形矩陣;S3,根 據(jù)飛機性能邊界，定義出標定時間之后飛機能夠達到的速度邊界、水平航跡角邊界、縱向航 跡角邊界，根據(jù)邊界確定策略集;S4,利用步驟S2中的實際編隊隊形矩陣與初始編隊隊形矩 陣構造構造誤差矩陣，利用實際編隊隊形矩陣減初始編隊隊形矩陣得到所述誤差矩陣，并 對誤差矩陣行列式值與編隊態(tài)勢值進行關聯(lián)。S5,根據(jù)S3中的策略集，遍歷每一策略，選取 每一策略執(zhí)行標定時間之后的編隊態(tài)勢值，選取最大編隊態(tài)勢值所對應的策略，進行執(zhí)行； S6，定義編隊態(tài)勢值等于誤差矩陣的絕對值，周期執(zhí)行，直到編隊態(tài)勢值達到最大，將對應 最大態(tài)勢值的指令傳輸?shù)阶詣语w控系統(tǒng)，控制飛機飛行狀態(tài)，即完成目標隊形控制；S7,如 果目標隊形出現(xiàn)擾動，使得編隊態(tài)勢值達不到最大狀態(tài)，則重復Sl至S6中的過程。
[0006] 優(yōu)選地，所述步驟Sl中需要編隊飛行的飛機包含六架，其初始編隊隊形矩陣定義 為Co, -5'〇 D0(OJ) Do(0.,2) D,,((U) D 0(M) 0,,((),5)' Do(l,0) SO D,：i(l,2) D (!(l,3) D0(l,4) D 0(l,5) ^ Do(2,0) 0,,(2,1) 50 0,,(2,3) D 0<2,4) 0,,(2,5)
[0007] Crt 二 0 D0 (3,0) 0,,(3,1) D"(3,2) 50 D 0(3,4) 0,,(3,5) D0 (4,0) D0 (4,1) D0 (4,2) D0 (4,3) 50 Di,(4,5) D0 (5,0) D()<5J) 0,,(5,2) D 0 (5,3) 0,,(5,4) 50 _
[0008] 其中，SO為保證矩陣Co正定時的任意大于零的正實數(shù)，Do(iJ)為對應的兩機之間 的距離。
[0009] 優(yōu)選地，所述步驟S2中的實際編隊隊形矩陣定義為C，
[0010]
[0011]其中，SI為保證矩陣C正定時的任意大于零的正實數(shù)，D(i，j)為實際飛行狀態(tài)下對 應的兩機之間的距離。
[0012] 優(yōu)選地，所述步驟S3中的標定時間為50ms~100ms。
[0013] 優(yōu)選地，所述步驟S3中的策略為，以飛機當前狀態(tài)為基礎，下一標定時間之后，飛 機的狀態(tài)在當前狀態(tài)下進行增加或減小。
[0014] 優(yōu)選地，對于所述步驟S4中的誤差矩陣，如果當前需要固定編隊控制，構造固定編 隊誤差矩陣;如果當前需要集群編隊控制，構造集群編隊誤差矩陣。
[0015] 優(yōu)選地，所述集群編隊誤差矩陣定義為p2，
[0016]

[0017]其中，1111、1112、1113、1114、1115、1116、1117、1118、1119、1111。、1]111、1]112為大于零的任意數(shù)；33為使矩陣正定 的任意正數(shù)，E〇(i，j)為兩機初始距離與實際距離之差絕對值，當mi、m2、m3、m4、m5、m6、m7、m8、 Π 19、mi 〇、m 11、m 191 力 1 日汁 隹 _ β人 ?呈 ΦΕ? ISi 亦仆,力 Ι?Π _ β人 ΦΕ? ISi P _
[0018] O
[0019] 優(yōu)選地，所述步驟S4中對誤差矩陣行列式值與編隊態(tài)勢值進行關聯(lián)具體為，F(xiàn)=|P I 或 F= Al。
[0020] 本發(fā)明的有益效果在于:本發(fā)明的一種多機編隊飛行控制方法在解決固定編隊飛 行控制的同時，也解決了集群編隊飛行控制，增強了多機任務執(zhí)行成功率。
【附圖說明】
[0021] 圖1是本發(fā)明一實施例的多機編隊飛行控制方法的流程圖。
【具體實施方式】
[0022]為使本發(fā)明實施的目的、技術方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結合本發(fā)明實施例中 的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明 一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用 于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實施例，本領域普通技術人 員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。下 面結合附圖對本發(fā)明的實施例進行詳細說明。
[0023]在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術語"中心"、"縱向"、"橫向"、"前"、"后"、 "左"、"右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底" "內"、"外"等指示的方位或位置關系為基于附圖所 示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝 置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護 范圍的限制。
[0024] 本發(fā)明采用射頻陣列控制技術，搭建電臺與天線之間的射頻傳輸通道，將機腹天 線和背鰭天線聯(lián)合起來進行使用，不僅充分利用了裝機方向圖好、不易受載機電子設備干 擾的機腹天線，提高了電臺的通信質量；同時，通過射頻陣列的通道隔離性能，還使得第一 電臺4和第二電臺5的工作頻率能夠任意選取，兼容工作。
[0025] 如圖1所示，一種多機編隊飛行控制方法，包含以下步驟:Sl，根據(jù)初始隊形設計， 構造初始編隊隊形矩陣;S2,在實際飛行過程中，各飛機周期獲取本機周圍所有飛機的飛行 數(shù)據(jù)，計算飛機兩兩之間的徑向距離，構造實際編隊隊形矩陣;S3,根據(jù)飛機性能邊界，定義 出標定時間之后飛機能夠達到的速度邊界、水平航跡角邊界、縱向航跡角邊界，根據(jù)邊界確 定策略集;S4,利用步驟S2中的實際編隊隊形矩陣與初始編隊隊形矩陣構造構造誤差矩陣， 利用實際編隊隊形矩陣減初始編隊隊形矩陣得到所述誤差矩陣，并對誤差矩陣行列式值與 編隊態(tài)勢值進行關聯(lián)。S5，根據(jù)S3中的策略集，遍歷每一策略，選取每一策略執(zhí)行標定時間 之后的編隊態(tài)勢值，選取最大編隊態(tài)勢值所對應的策略，進行執(zhí)行；S6,定義編隊態(tài)勢值等 于誤差矩陣的絕對值，周期執(zhí)行，直到編隊態(tài)勢值達到最大，將對應最大態(tài)勢值的指令傳輸 到自動飛控系統(tǒng)，控制飛機飛行狀態(tài)，即完成目標隊形控制;S7，如果目標隊形出現(xiàn)擾動，使 得編隊態(tài)勢值達不到最大狀態(tài)，則重復Sl至S6中的過程。
[0026] 本發(fā)明的一種多機編隊飛行控制方法在解決固定編隊飛行控制的同時，也解決了 集群編隊飛行控制，增強了多機任務執(zhí)行成功率。
[0027] 在本實施例中，步驟Sl中需要編隊飛行的飛機包含六架，其初始編隊隊形矩陣定 義為Co，
[0028]
[0029] 其中，SO為保證矩陣Co正定時的任意大于零的正實數(shù)，Do(i，j)為對應的兩機之間 的距離。
[0030] 下面根據(jù)本實施例中的初始編隊隊形矩陣按照實際初始設計數(shù)據(jù)給出實際矩陣， 例如，在一個實施例中，飛機01之間、02之間，23之間、15之間、45之間、43之間、14之間、24之 間12之間的相對距離為40m，04之間、13之間、25之間的距離為69.28m，05之間、03之間、35之 間的距離為80m，則構造的初始隊形矩陣如下：
[0031；
[0032；
[0033；
[0034]其中，Sl為保證矩陣C正定時的任意大于零的正實數(shù)，D(i，j)為實際飛行狀態(tài)下對 應的兩機之間的距離。
[0035] 飛機的實際飛行過程中，每架飛機利用其自身的ADS-B技術，來周期獲取編隊內飛 機的位置信息，計算出飛機兩兩之間的實際徑向距離，距離計算按照兩點之間距離公式來 進行：
[0036] 同時根據(jù)Sl中的拓撲關系，構造出實際隊形矩陣。例如，在一個實施例中，在某一 時亥丨」，飛機0的位置為(31〇11，41〇11，51(111)，飛機1的位置為(3.11(111，41(111，5.11(111)，飛機2的位置為 (2.91〇11，3.91〇11，4.81(111)，飛機3的位置為（3.021(111，4.11(111，4.91(111)，飛機4的位置為（3.31(111， 4Km，5Km)，飛機5的位置為（3. 12Km，4. lKm，5.05Km);距離計算公式為：
[0038] 在本實施例中，步驟S3中的標定時間為50ms~100ms。步驟S3中的策略為，以飛機 當前狀態(tài)為基礎，下一標定時間之后，飛機的狀態(tài)在當前狀態(tài)下進行增加或減小。飛機當前 狀態(tài)下進行增加或減小包含包含速度增加或減少指令、縱向航跡角增加或減小指令以及水 平航跡角增加或減小指令。例如，在一個實施例中，指令增量按照50ms為度量：
[0039] 策略0:飛機下一周期水平航跡角減小3度；
[0040] 策略1:飛機下一周期水平航跡角增大3度；
[0041] 策略2:飛機下一周期縱向航跡角減小2度；
[0042] 策略3:飛機下一周期縱向航跡角增大2度；
[0043]策略4:飛機下一周期指示空速減小5m/s;
[0044] 策略5:飛機下一周期指示空速增大5m/s;
[0045] 策略6:飛機下一周期指示空速減小5m/s，水平航跡角增大3度；
[0046] 策略7:飛機下一周期指示空速減小5m/s，水平航跡角減小3度；
[0047]策略8:飛機下一周期指示空速減小5m/s，縱向航跡角增大2度；
[0048]策略9:飛機下一周期指示空速減小5m/s，縱向航跡角減小2度；
[0049] 策略10:飛機下一周期指示空速增大5m/s，縱向航跡角增大2度；
[0050] 策略11:飛機下一周期指示空速增大5m/s，縱向航跡角減小2度；
[0051] 策略12:飛機下一周期水平航跡角增大3m/s，縱向航跡角增大2度；
[0052]策略13:飛機下一周期水平航跡角增大3m/s，縱向航跡角減小2度；
[0053]策略14:飛機下一周期水平航跡角減小3m/s，縱向航跡角增大2度；
[0054]策略15:飛機下一周期水平航跡角減小3m/s，縱向航跡角增大2度；
[0055]對于所述步驟S4中的誤差矩陣，如果當前需要固定編隊控制，構造固定編隊誤差 矩陣;如果當前需要集群編隊控制，構造集群編隊誤差矩陣。
[0056]所述集群編隊誤差矩陣定義為P2，
[0058] 其中，mi、m2、m3、m4、m5、m6、m7、m8、m9、miQ、mii、mi2為大于零的任意數(shù)；S3為使矩陣正定 的任意正數(shù)，E〇(i，j)為兩機初始距離與實際距離之差絕對值，當mi、m2、m3、m4、m5、m6、m7、m8、 1119、1111()、1]111、1]112全為1時，集群編隊誤差矩陣變化為固定編隊矩陣？，
[0060] 所述步驟S4中對誤差矩陣行列式值與編隊態(tài)勢值進行關聯(lián)具體為，F(xiàn)= |P|或F=p2|〇
[0059] O
[0061] 例如，在本實施例中，如果需要固定隊形控制，nu至m12均取值I，如果矩陣元素小于 〇，則取絕對其值，得到誤差矩陣
[0062]
[0063]為計算方便，將矩陣變形為編隊態(tài)勢值F計算:F= |P' I。
[0064]在步驟S5中，從S3策略集中遍歷每一策略，按照S4中編隊態(tài)勢值F，計算執(zhí)行此策 略50ms之后所對應的編隊態(tài)勢值，同時將此策略和編隊態(tài)勢值存儲在數(shù)組中，等待遍歷計 算完成之后，尋找最大的編隊態(tài)勢值所對應的策略編號，將該策略作為此周期的最優(yōu)策略， 送入自動飛控系統(tǒng)的自動油門系統(tǒng)，縱向航跡角保持系統(tǒng)、水平航跡角保持系統(tǒng)。周期計算 態(tài)勢值，直到編隊態(tài)勢值達到最大，停止計算，此時實現(xiàn)多機編隊控制。
[0065] 計算分別在執(zhí)行策略0到策略15時候每一策略對應的編隊態(tài)勢值，此時經(jīng)過計算， 得到策略3對應的編隊態(tài)勢值最大F= 15096.753，此時執(zhí)行策略3 .其它飛機依次執(zhí)行Sl-S6,直到編隊態(tài)勢值達到15625,15625為矩陣P'的對角線元素的乘積。如果由于擾動導致隊 形變化，則所有飛機周期執(zhí)行S7。
[0066] 最后需要指出的是：以上實施例僅用以說明本發(fā)明的技術方案，而非對其限制。盡 管參照前述實施例對本發(fā)明進行了詳細的說明，本領域的普通技術人員應當理解:其依然 可以對前述各實施例所記載的技術方案進行修改，或者對其中部分技術特征進行等同替 換;而這些修改或者替換，并不使相應技術方案的本質脫離本發(fā)明各實施例技術方案的精 神和范圍。
【主權項】
1. 一種多機編隊飛行控制方法，其特征在于，包含W下步驟： S1，根據(jù)初始隊形設計，構造初始編隊隊形矩陣； 52, 在實際飛行過程中，各飛機周期獲取本機周圍所有飛機的飛行數(shù)據(jù)，計算飛機兩兩 之間的徑向距離，構造實際編隊隊形矩陣； 53, 根據(jù)飛機性能邊界，定義出標定時間之后飛機能夠達到的速度邊界、水平航跡角邊 界、縱向航跡角邊界，根據(jù)邊界確定策略集； 54, 利用步驟S2中的實際編隊隊形矩陣與初始編隊隊形矩陣構造構造誤差矩陣，利用 實際編隊隊形矩陣減初始編隊隊形矩陣得到所述誤差矩陣，并對誤差矩陣行列式值與編隊 態(tài)勢值進行關聯(lián)； 55, 根據(jù)S3中的策略集，遍歷每一策略，選取每一策略執(zhí)行標定時間之后的編隊態(tài)勢 值，選取最大編隊態(tài)勢值所對應的策略，進行執(zhí)行； 56, 定義編隊態(tài)勢值等于誤差矩陣的絕對值，周期執(zhí)行，直到編隊態(tài)勢值達到最大，將 對應最大態(tài)勢值的指令傳輸?shù)阶詣语w控系統(tǒng)，控制飛機飛行狀態(tài)，即完成目標隊形控制； 57, 如果目標隊形出現(xiàn)擾動，使得編隊態(tài)勢值達不到最大狀態(tài)，則重復S1至S6中的過 程。2. 如權利要求1所述的多機編隊飛行控制方法，其特征在于:所述步驟S1中需要編隊飛 行的飛機包含六架，其初始編隊隊形矩陣定義為Co，其中，SO為保證矩陣Co正定時的任意大于零的正實數(shù)，Do( i，j)為對應的兩機之間的距 離。3. 如權利要求2所述的多機編隊飛行控制方法，其特征在于:所述步驟S2中的實際編隊 隊形矩陣定義為C，其中，S1為保證矩陣C正定時的任意大于零的正實數(shù)，D(i，j)為實際飛行狀態(tài)下對應的 兩機之間的距離。4. 如權利要求1所述的多機編隊飛行控制方法，其特征在于:所述步驟S3中的標定時間 為50ms ~100ms。5. 如權利要求4所述的多機編隊飛行控制方法，其特征在于:所述步驟S3中的策略為， w飛機當前狀態(tài)為基礎，下一標定時間之后，飛機的狀態(tài)在當前狀態(tài)下進行增加或減小。6. 如權利要求1所述的多機編隊飛行控制方法，其特征在于:對于所述步驟S4中的誤差 矩陣，如果當前需要固定編隊控制，構造固定編隊誤差矩陣；如果當前需要集群編隊控制， 構造集群編隊誤差矩陣。7. 如權利要求6所述的多機編隊飛行控制方法，其特征在于:所述集群編隊誤差矩陣定 義為P2，其中，1111、1]12、1]13、1]14、1]1日、1]16、1]17、1]18、1]19、1]11日、1]111、1]112為大于零的任意數(shù)；53為使矩陣正定的任 意正數(shù)，E〇(i , j)為兩機初始距離與實際距離之差絕對值，當mi、m2、m3、m4、m5、m6、m7、m8、m9、 mio、虹1、虹途為1時，集群編隊誤差矩陣變化為固定編隊矩陣P，〇·8. 如權利要求7所述的多機編隊飛行控制方法，其特征在于:所述步驟S4中對誤差矩陣 行列式值與編隊態(tài)勢值進行關聯(lián)具體為，F(xiàn)= IP I或F= IP21。
【文檔編號】G05D1/10GK105843256SQ201610318072
【公開日】2016年8月10日
【申請日】2016年5月13日
【發(fā)明人】張帥, 劉峰, 王鴻翔, 周濤, 何坤
【申請人】中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設計研究所