李倩，雷仲魁

（南京航空航天大學(xué) 江蘇 南京　210016）

無人機飛行控制器及模糊編隊控制器的設(shè)計

李倩，雷仲魁

（南京航空航天大學(xué) 江蘇 南京210016）

文章對無人機編隊控制系統(tǒng)中的單機飛行控制器與編隊飛行控制器分別進行了設(shè)計。在單機飛行控制器中加入了加速度控制模塊，將模糊PID控制算法應(yīng)用于編隊控制器，針對"長機-僚機"模式2架無人機進行了編隊設(shè)計仿真。仿真結(jié)果表明，單機飛行器通過控制加速度大小可模擬仿真出無人機真實加速情況；編隊控制器通過控制相對距離可實現(xiàn)跟隨編隊以及合理的隊形變化，保持穩(wěn)定飛行。這種控制方法切合實際，超調(diào)量小，系統(tǒng)穩(wěn)定，滿足設(shè)計要求。

無人機；編隊飛行；單機飛行器；模糊PID控制

無人機的編隊飛行主要解決編隊控制［1］的問題，根據(jù)特定飛行任務(wù)對編隊隊形的要求，需要控制隊形在整個飛行過程中保持不變或在一定誤差范圍內(nèi)變化。近年來，科學(xué)研究者基于仿生學(xué)研究，進行了很多關(guān)于無人機編隊的研究。比如，利用常規(guī)的PID控制方法進行設(shè)計的編隊系統(tǒng)［2］，用于雙機編隊飛行的自適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制［3］，用于多無人機編隊的分布式控制［4］等 。本文結(jié)合前述研究與無人機實際飛行條件，在原來理想仿真狀態(tài)的基礎(chǔ)上，考慮了無人機飛行性能限制，使無人機編隊飛行控制器與實際情況更加吻合，對無人機單機飛行控制器和編隊控制器進行了設(shè)計與仿真。

1　無人機飛行控制器設(shè)計

假設(shè)編隊系統(tǒng)中采用相同的長機和僚機的自動駕駛儀。速度和航向一般采用一階保持器，高度采用二階保持器，則自動駕駛儀［5～6］數(shù)學(xué)模型表達如下:

可見，此模型的速度控制模塊不考慮無人機的加速度，而是假設(shè)其加速度上限為無限大，而但實際情況是達不到的。因此，為完善設(shè)計，需要在無人機速度駕駛模型增加一個加速度模塊。由于MATLAB中的Simulink具有使用方便，調(diào)制參數(shù)便捷的特點，因此本文采用Simulink模型進行仿真，其速度改進控制模型如圖1所示?？梢娫谠詣玉{駛儀基礎(chǔ)上增加了限幅模塊，當加速度需要過大時，仍然使其保持在設(shè)定的最大值，以達到仿真要求。

圖1　改進的速度控制模塊

2　無人機模糊編隊控制器設(shè)計

兩架無人機在編隊飛行過程中，存在相對運動。本文考慮的編隊模式為“長機—僚機”模式。假設(shè)兩架編隊飛行的無人機中，長機為L，僚機為W。在慣性參考坐標系下，長機位置坐標記為L（x1，y1，z1，ψ1），僚機的位置坐標記為W（x2，y2，z2，ψ2），ψ1、ψ2分別為長機和僚機的航向角。同時，在僚機參考坐標系下，長機與僚機實際間隔表示為xr與yr。根據(jù)編隊飛行中兩架無人機的幾何關(guān)系［5～6］，可推出其編隊飛行的相對運動方程，將1節(jié)自動駕駛儀模型代入到該相對運動方程中，再利用小擾動原理對該方程進行簡化，即可得系統(tǒng)的狀態(tài)方程為

PID控制律是應(yīng)用廣泛的一種控制方法，但由于實際的無人機編隊系統(tǒng)常容易受到各種復(fù)雜因素的影響，傳統(tǒng)的PID控制方法參數(shù)整定出來以后就不會再改變，難以適應(yīng)編隊系統(tǒng)內(nèi)部參數(shù)的隨時變化［7］。而模糊控制屬于自適應(yīng)控制，能夠很好地適應(yīng)這種變化，適合處理無人機編隊這種復(fù)雜的非線性系統(tǒng)問題。因此本文采取基于自適應(yīng)模糊PID控制算法設(shè)計的控制器。在模糊編隊控制器系統(tǒng)中，線型混合器由速度通道、航向通道和高度通道構(gòu)成，數(shù)學(xué)表達為:

基于模糊 PID算法的控制器是以系統(tǒng)反饋誤差及其變化率為輸入，然后利用模糊規(guī)則和控制算法實現(xiàn)PID參數(shù)［8］的在線調(diào)整。針對無人機編隊控制系統(tǒng)，對速度、航向和高度通道分別設(shè)計其基于模糊PID算法的控制器。模糊PID控制器的輸入為誤差e和e′，輸出為 PID參數(shù)的增量Δkp，Δki，Δkd。設(shè)計時選用高斯函數(shù)作為模糊控制器的隸屬度函數(shù)，定義各個通道的參數(shù)論域，將權(quán)值設(shè)置為 1，再對模糊推理結(jié)果反模糊化即可得到精確的Δkp，Δki，Δkd值。最終結(jié)合系統(tǒng)動態(tài)設(shè)計指標，反復(fù)調(diào)整控制器中PID的3個參數(shù)以達到最優(yōu)，即可得到各通道控制器的參數(shù)。數(shù)學(xué)表達為

3　仿真結(jié)果分析

3.1無人機單機飛行器加速度仿真

本文采用某型號無人機，單機加速度仿真以無人機真實飛行狀態(tài)為背景［9］，假設(shè)該機加速度為27.7 m/s2（約10 s內(nèi)速度由0增加到100 km/h），單機飛行器不考慮其他變量，只關(guān)注速度變化。仿真時間取60 s，輸入初始速度與控制速度（希望飛機達到速度）。由仿真圖2可知從0加速到100 km/h，約耗時10 s，之后便保持平穩(wěn)運行；從80 km/h加速到100 km/h，系統(tǒng)約在3 s左右達到響應(yīng)速度，之后保持平穩(wěn)運行。由此可見，所設(shè)計的單架飛機加速度模型符合設(shè)計要求，較好的對無人機自動駕駛儀進行了模型仿真，可用于整個編隊系統(tǒng)。

圖2　加速度仿真

3.2無人機編隊仿真

3.2.1仿真初始條件

根據(jù)前文整定的控制參數(shù)，假設(shè)長機與僚機采用同一駕駛儀模型，對編隊控制器采用左菱形編隊隊形進行仿真。由于本文編隊過程適用范圍為松散編隊到緊密編隊的過程，松散集結(jié)已完成高度的調(diào)整［10］。因此編隊飛行仿真假設(shè)2架無人機已飛到同一水平面并保持同一高度飛行，不考慮其高度的變化。仿真初始條件設(shè)置為，長僚機X方向初始間隔xrc0=100 m，Y方向初始間隔yrc0=30 m；長僚機最大加速度a=100 m/s2，初始速度都為80 km/h，初始航向角都設(shè)置為0。

3.2.2長僚機跟隨狀態(tài)仿真

取仿真時間為100 s，編隊時兩機處于同一水平面內(nèi)，初始條件同上設(shè)置。對長機速度v1突然從80 km/h變?yōu)?00 km/h，航向角ψ1偏轉(zhuǎn)0.3 rad，進行機動仿真。仿真結(jié)果如圖3所示。

圖3　長僚機跟隨機動仿真

由圖可知，當長機發(fā)生機動時，僚機的速度、航向角也隨之發(fā)生機動，并且能在短時間內(nèi)達到穩(wěn)定收斂狀態(tài)。對于xr，yr，在最初幾秒內(nèi)偏離設(shè)定編隊間距，但在短時間內(nèi)調(diào)整后，迅速回到穩(wěn)定狀態(tài)，調(diào)整到期望額定間距。由仿真可知，在設(shè)定最大加速度值后，速度變化要求滿足實際仿真情況，且整個系統(tǒng)調(diào)制時間短，超調(diào)量小，可滿足編隊跟隨要求。

3.2.3編隊隊形變化仿真

取仿真時間100 s，要求無人機從左菱形變化到右菱形進行編隊飛行。設(shè)定左菱形相對距離為xr=100 m，yr=30 m，右菱形為xr=100 m，yr=-30 m。編隊變換時假設(shè)長機速度v1=100 km/h，航向角ψ1=0.3 rad。得到的仿真結(jié)果如圖4所示。

圖4　長僚機編隊變換仿真圖

由仿真圖4可知，僚機是在穩(wěn)定飛行前進的同時，按設(shè)定要求向右進行隊形的調(diào)制與變化，速度和航向角都隨之經(jīng)歷了一些變換并最終回到設(shè)定值的過程，完成了y方向間隔的變換調(diào)整，實現(xiàn)了左菱形到右菱形的變換。圖5所示為長僚機隊形變化時的間距變化和實時軌跡，更加直觀地表明了僚機能夠較好地完成左菱形到右菱形的隊形變換任務(wù)。

圖5　左菱形變?yōu)橛伊庑蔚膶崟r軌跡圖

4　結(jié)束語

由仿真結(jié)果可以看出，單無人機控制器能夠在設(shè)定加速度值基礎(chǔ)上模擬實際飛行情況，完成速度的控制；在編隊隊形保持過程中，僚機能夠穩(wěn)定地跟隨長機機動并保持期望的相對位置；而在編隊隊形變換過程中，僚機依然能夠迅速地跟隨長機的機動動作以及航跡，按照長機與僚機之間的新的期望相對位置指令，迅速地變換編隊隊形并保持指定的隊形繼續(xù)飛行，從而實現(xiàn)了行進間的編隊隊形變換。由此表明，該單機控制器以及編隊控制器能夠較好的完成2架無人機的編隊跟隨控制以及飛行過程中隊形變化的控制要求，具有一定參考價值。

［1］田八林，葉正寅，張中荃.無人機自由編隊飛行的補償模糊神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制［J］.中國民航學(xué)院學(xué)報，2005，23（6）:10-13.

［2］Pachter M，Azzo J J D，Dargan J L.Automatic Formation Flight Control.J Guidance［C］//AIAA，1994:1380-1383.

［3］劉小雄，武燕，李廣文，等.雙機編隊飛行自適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制設(shè)計與仿真［J］.系統(tǒng)仿真學(xué)報，2009，21（22）:7211-7214.

［4］李廣文，蔣正雄，賈秋玲.分布式多無人機編隊控制系統(tǒng)仿真［J］.計算機仿真，2010，2（27）:101-103.

［5］S McCamish，M Pachter，J J D'Azzo.Optimal formation flight control［C］.AIAA，1995：1-17.

［6］W Proud Andrew，M Pachter，J J D'Azzo.Close formation flight control［C］//AIAA Guidance，Navigation，and Control Conference and Exhibit Portland:AIAA，1999:1231-1246.

［7］肖笑.基于BCC算法的多機系統(tǒng)PSS參數(shù)優(yōu)化設(shè)計［J］.陜西電力，2012（12）：51-54.

［8］周云端，何志勇，趙瑞國.基于遺傳算法的加速度控制PID參數(shù)自整定研究［J］.火箭推進，2012（4）：68-71.

［9］張蒙正，鄒宇.美國典型高超飛行器項目研發(fā)及啟示［J］.火箭推進，2012（2）：1-8，37.

［10］邱進.一種應(yīng)用于多斷口光控真空斷路器的同步控制系統(tǒng)的設(shè)計與實現(xiàn)［J］.供用電，2015（5）：69-73.

【相關(guān)參考文獻鏈接】

［1］楊蕊姣，李志宇，陳喆.雙口RAM在無人機三余度飛控計算機數(shù)據(jù)交換中的應(yīng)用［J］.2015，23（11）:102-104.

［2］王文旭，李立，李儼.無人機覆蓋航跡規(guī)劃中子區(qū)域合并方法設(shè)計［J］.2015，23（11）:115-118.

［3］張文博，王惠林，呂勃龍，等.無人機載光電任務(wù)設(shè)備升降機構(gòu)的控制器設(shè)計［J］.2015，23（14）:152-154.

［4］雷金奎，原丹丹，李海生.基于ARM的雙冗余微小型無人機飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計［J］.2016，24（1）:162-164.

［5］郭昱津，王道波，路引.某型無人機飛行控制計算機硬件設(shè)計［J］.2016，24（3）:50-52.

［6］馬陽.基于改進型Smith預(yù)估器的超臨界機組主汽溫模糊控制系統(tǒng)［J］.2014，22（6）:17-19.

［7］毛亮，周成剛，張煜昕，等.模糊AHP在船載測控系統(tǒng)效能評估中應(yīng)用研究［J］.2014，22（8）:85-88.

［8］陳軒，程月華，姜斌，等.衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)的模糊控制和容錯控制分配［J］.2014，22（9）:62-64.

［9］程權(quán)成，常曉恒.T-S模糊系統(tǒng)非脆弱跟蹤控制器設(shè)計［J］. 2014，22（17）:1-4.

［10］曹詩林，王安.吹塑機壁厚控制系統(tǒng)的模糊PID控制器的設(shè)計［J］.2014，22（21）:84-87.

Controller design of single UAV and UAVs formation keeping based on fuzzy PID

LI Qian，LEI Zhong-kui
（Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China）

The article studied for the controller design of single UAV and formation keeping.For the single UAV controller，the controller added the acceleration control module，then，the formation keeping controller based on the fuzzy PID algorithm. Considering two UAVs formation flight in a"leader-follower"configuration，the simulation result shows that the single UAV flight controller can imitate the true flight speed change by controlling the acceleration module，and the formation keeping controller can realize formation keeping and changing by controlling the formation separation distances.The controller is practical，less overshoot and stable，which can meet the design requirements.

UAV；formation flight；single UAV controller；fuzzy PID control

TN03

A

1674－6236（2016）16-0086-03

2015-08-20稿件編號：201508111

李倩（1991—），女，江蘇南京人，碩士。研究方向：無人機編隊控制。