胡雅斯 鄧麗 朱堯,2

1(中國科學(xué)院國家空間科學(xué)中心 復(fù)雜航天系統(tǒng)電子信息技術(shù)重點實驗室 北京 100190)

2(中國科學(xué)院大學(xué) 北京 100049)

0 引言

由多架無人機組成的無人機集群可以協(xié)同完成復(fù)雜任務(wù)[1]。通過單機之間的緊密協(xié)作，可以展現(xiàn)智能無人機集群性能的優(yōu)越性，因此國際上開展了廣泛的智能無人機集群研究。美國國防高級研究局（DARPA）和海軍研究實驗室（NRL）等機構(gòu)開展了無人機集群最新技術(shù)研究。目前典型的無人機集群技術(shù)項目包括：小精靈（Gremlins），拒止環(huán)境中協(xié)同作戰(zhàn)（CODE），山鶉（Perdix）微型無人機，低成本無人機集群技術(shù)(LOCUST)等[2]。

中國的無人機技術(shù)起步較晚，但是發(fā)展迅速。2017年10月中國電子科技集團(tuán)公司完成119 架固定翼無人機集群飛行試驗，演示了編隊起飛、自主集群飛行、分布式廣域監(jiān)視、感知與規(guī)避等智能無人機集群技術(shù)[3]。中國對微型旋翼無人機的研究主要針對的是飛行控制算法和計算機仿真。國防科技大學(xué)提出了微型旋翼無人機自主控制的關(guān)鍵技術(shù)，通過對旋翼無人機動力學(xué)模型和非線性控制算法進(jìn)行研究，設(shè)計了自抗擾控制器和姿態(tài)控制器，仿真驗證了控制器效果；南京航空航天大學(xué)研究了無人機在懸停和低速飛行狀態(tài)下的飛行姿態(tài)穩(wěn)定和相關(guān)慣性導(dǎo)航技術(shù)；2013年在國際空中機器人大賽中，清華大學(xué)THRONE代表隊的無人機僅用8 min 就完成了尋找和抓取U 盤的挑戰(zhàn)任務(wù)[4-6]。

多旋翼的操控較為簡單，不需要跑道即可垂直起降，起飛后可在空中懸停。多旋翼沒有活動部件，其可靠性主要取決于無刷電機，可靠性較高。由于旋翼無人機重量輕、體積小、定位精度高、成本相對較低，在目標(biāo)獲取、識別、遙感、測繪和救援等領(lǐng)域有越來越多的應(yīng)用。因此可以采用無人機作為搭載平臺，搭建一套外場試驗平臺，作為測試基準(zhǔn)，模擬衛(wèi)星運動狀態(tài)和運動過程中衛(wèi)星之間的相對位置關(guān)系，開展地面 相對測量測試以及空間科學(xué)試驗[7-9]。

1 外場試驗平臺

1.1 需求描述

超長波射電觀測是目前直接觀測研究宇宙黑暗時代的唯一手段。由于超長波經(jīng)過地球大氣電離層時會產(chǎn)生強烈的折射和吸收，且地球上還有大量人工及自然產(chǎn)生的該頻段電磁輻射，導(dǎo)致近地空間電磁環(huán)境被嚴(yán)重污染。月球背面可以有效屏蔽來自地球的電磁干擾，為超長波天文觀測提供了最佳環(huán)境[10]。

超長波波段的電波波長為幾米到幾百米，而衛(wèi)星上能夠安裝的接收天線尺寸有限，方向性不靈活，單靠一個天線難以精確測量超長波的輻射方向。若想在超長波波段實現(xiàn)對宇宙射電信號的高分辨率成像，通常需要天線口徑達(dá)到波長的數(shù)百倍乃至數(shù)千倍以上，因此傳統(tǒng)的單天線方法不再適用。如果有多個天線接收信號，可以根據(jù)不同天線信號的干涉測量得到其獲取信號的時間差，從而精確分辨不同方向傳來的電波強度?？臻g分布式被動微波干涉成像技術(shù)是實現(xiàn)超長波波段宇宙射電信號高分辨率成像的有效方法，其主要思想是利用分布式衛(wèi)星星座在深空實現(xiàn)超長干涉測量基線，以替代大口徑天線，實現(xiàn)對宇宙射電源的高分辨率成像[11]。

經(jīng)過調(diào)研，目前還沒有支持分布式干涉測量技術(shù)驗證的試驗平臺。一方面，由于以往都是地基或單機試驗系統(tǒng)，無法模擬衛(wèi)星運動狀態(tài)和運動過程中衛(wèi)星之間的相對位置關(guān)系；另一方面，地面試驗會產(chǎn)生多徑效應(yīng)[12]，對星間時鐘同步及測距系統(tǒng)產(chǎn)生很大干擾。因此構(gòu)建無人機機載干涉試驗平臺，開展機載相對測量測試以及科學(xué)試驗是非常有必要的。

超長波天文觀測陣列（DSL）計劃利用多顆微衛(wèi)星環(huán)繞月球編隊飛行，其中有一顆主星和若干子星，每顆子星上裝有接收機，將收到的信號發(fā)給主星。主星負(fù)責(zé)測量每顆子星的相對位置，并對收到的信號數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，將結(jié)果保存在主星上。當(dāng)各星都在月球背面使得地球干擾被遮蔽時，開機進(jìn)行觀測，而當(dāng)繞到月球正面時則由主星向地球下傳觀測數(shù)據(jù)。主星與多顆子星在繞月圓軌道線性編隊飛行，形成空間分布式干涉陣列，利用編隊協(xié)同觀測和軌道演化帶來的基 線變化，實現(xiàn)對宇宙黑暗時代的空間探測。

1.2 平臺指標(biāo)

RTK（Real Time Kinematic）是實時動態(tài)測量技術(shù)，該試驗平臺以大疆無人機M600 Pro（含D-RTK GNSS 模塊）為搭載平臺[13,14]，根據(jù)衛(wèi)星高度、運動速度和基線范圍等參數(shù)信息，設(shè)置無人機的相關(guān)參數(shù)，平臺性能指標(biāo)的對比列于表1。

根據(jù)表1 中的指標(biāo)參數(shù)，該機載試驗平臺定位精度 理想狀態(tài)可達(dá)cm 級，同時姿態(tài)指向精度也滿足需求。

表1 試驗平臺性能指標(biāo)Table 1 Performance indicators for test platform

1.3 平臺能力

采用M600 Pro 無人機的機載試驗平臺初步具備如下能力。

(1) 飛行能力。無人機起飛海拔最高為2500 m，一般相對起飛地面可以上下浮動500 m，即飛行海拔最高能到3000 m。通信的信道中，電波傳播除了直射波和地面反射波之外，在傳播過程中還會受到各種障礙物引起的散射波影響，使接收信號的極化方式、相位、多普勒頻移發(fā)生變化，產(chǎn)生定位偏差甚至信號失鎖，從而形成多徑效應(yīng)[15]。通常300 m 高度以上多徑效應(yīng)大大減弱。

(2) 定位精度能力。實時動態(tài)測量技術(shù)（RTK）是以載波相位觀測為根據(jù)的實時差分GPS（RTDGPS）技術(shù)，由基準(zhǔn)站接收機、數(shù)據(jù)鏈、流動站接收機三部分組成[8]。在基準(zhǔn)站上安置1 臺接收機作為參考站，對衛(wèi)星進(jìn)行連續(xù)觀測，并將其觀測數(shù)據(jù)和測站信息通過無線電傳輸設(shè)備實時發(fā)送至流動站，流動站GPS接收機在接收GPS 衛(wèi)星信號的同時，通過無線接收設(shè)備，接收基準(zhǔn)站傳輸?shù)臄?shù)據(jù)，然后根據(jù)相對定位的原理，實時解算流動站的三維坐標(biāo)及其精度（即基準(zhǔn)站和流動站坐標(biāo)差 ?x、?y、?H，加上基準(zhǔn)坐標(biāo)得到的每個點WGS-84 坐標(biāo)，通過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換得出流動站每個點的平面坐標(biāo)x、y和海拔高度H）[16]。D-RTK GNSS 通過實時動態(tài)差分技術(shù)將三維定位精度由m級提升至cm 級，集成了定位、定高和測向功能，是高精度導(dǎo)航定位系統(tǒng)。DJI D-RTK 采用GPS+Beidou或者GPS+GLONASS 雙模四頻RTK 接收機及算法，通過使用D-RTK，飛行平臺的水平和垂直定位精度均可達(dá)到cm 級。

(3) 姿態(tài)能力。定向精度為0.2°R–1，這里R為天空端兩根天線之間的距離，單位m。最大旋轉(zhuǎn)角速度：俯仰軸300(°)·s–1，航向軸150(°)·s–1。姿態(tài)穩(wěn)定度：控制精度1°。姿態(tài)指向精度角度：抖動量±1°。繞飛時無人機可以實時指向繞飛中心點，由于無人機上安裝有天線，天線對準(zhǔn)角度在3°以內(nèi)。姿態(tài)能力滿足要求。

(4) 飛行控制能力。M600 Pro 搭載專業(yè)級A3 Pro 飛行控制系統(tǒng)，配備三套IMU 和GNSS 模塊，配合軟件解析余度實現(xiàn)6 路冗余導(dǎo)航系統(tǒng)。模塊安裝進(jìn)行避震設(shè)計處理，數(shù)據(jù)更為精確，保障穩(wěn)定可靠的飛行表現(xiàn)和精準(zhǔn)操控。內(nèi)置飛行參數(shù)自適應(yīng)的功能可實現(xiàn)不同負(fù)載下參數(shù)均免調(diào)，便捷易用。

(5) 承載能力。M600 Pro 承載高達(dá)5.5 kg?？筛鶕?jù)試驗需要搭載有效載荷電子學(xué)設(shè)備。

(6) 可擴展能力。為了完成搭載試驗，平臺還需要能支持多機編隊，支持無人機位置姿態(tài)數(shù)據(jù)傳輸和存儲等。DJI M600 Pro 支持Onboard SDK 和Mobile S DK[17]二次開發(fā)，因此需進(jìn)一步進(jìn)行平臺軟件開發(fā)。

2 平臺開發(fā)

為實現(xiàn)多機編隊控制和實時數(shù)據(jù)傳輸，需要開發(fā)兩個軟件，即無人機編隊飛控軟件和機載端的實時數(shù)據(jù)傳輸軟件。飛控軟件以手持端Mobile 的形式連接無人機遙控器，主要功能是飛行軌跡設(shè)計、無人機編隊控制、飛行狀態(tài)的監(jiān)視顯示以及相關(guān)飛行位置姿態(tài)數(shù)據(jù)的存儲。實時數(shù)據(jù)傳輸軟件以機載板的形式嵌入無人機，主要功能是在飛行過程中實時向電子學(xué)設(shè)備傳輸無人機位置和姿態(tài)數(shù)據(jù)，可用于開展時鐘同步等試驗[6]。

為了支持多機協(xié)同編隊，軟件開發(fā)主要涉及編隊控 制和數(shù)據(jù)接口兩方面。

2.1 編隊控制

編隊控制主要是對多臺無人機進(jìn)行集中控制，保證多個無人機形成期望的編隊，完成指定任務(wù)。根據(jù)任務(wù)類型不同，編隊形式主要分為兩類：線性編隊和圓形繞飛編隊。無人機編隊飛行控制軟件架構(gòu)如圖1 所示。無人機編隊飛行控制軟件分為PC 端和Mobile 端。PC 端主要負(fù)責(zé)編隊飛行控制，向Mobile端發(fā)送飛行任務(wù)指令。Mobile 端負(fù)責(zé)與無人機進(jìn)行交互，控制無人機飛行，并將數(shù)據(jù)傳輸給PC 端。

圖1 多機編隊飛行軟件架構(gòu)Fig.1 Software architecture for Drones’ formation flight control

表現(xiàn)層構(gòu)建了用戶界面，用于呈現(xiàn)無人機編隊飛行控制及數(shù)據(jù)處理軟件的使用界面，主要負(fù)責(zé)無人機編隊參數(shù)設(shè)置、無人機信息實時顯示、實時飛行圖像繪制、數(shù)據(jù)可視化功能。

業(yè)務(wù)層是負(fù)責(zé)表現(xiàn)層的頁面數(shù)據(jù)以及調(diào)用下面幾層的服務(wù)，其他包含了多機編隊管理、多機編隊飛行控制、單機飛行控制、數(shù)據(jù)分析處理功能，其中PC 端負(fù)責(zé)多機編隊部分，Mobile 端負(fù)責(zé)單機飛行控制部分。業(yè)務(wù)層與數(shù)據(jù)文件的交互和PC 端與Mobile端之間的通信是通過下面的數(shù)據(jù)層進(jìn)行的。

數(shù)據(jù)層主要內(nèi)容是PC 端與Mobile 端之間的數(shù)據(jù)傳輸及試驗飛行數(shù)據(jù)的管理，在飛行試驗中實現(xiàn)PC 端與Mobile 端之間的通信和控制，并在操作系統(tǒng)中讀取或保存飛行數(shù)據(jù)文件。在運行時需要在Windows 和Android 系統(tǒng)中同時啟動PC 端和Mobile端程序，目前該軟件運行穩(wěn)定。多機編隊控制流程如圖2 所示。

圖2 編隊控制流程Fig.2 Flow chart for formation control

服務(wù)端部署在PC 上，以網(wǎng)站形式顯示，首先將任務(wù)參數(shù)寫入一個XML 文件中，服務(wù)端從本地讀取該任務(wù)文件，并將文件解析為任務(wù)參數(shù)，利用web socket 將任務(wù)參數(shù)同時發(fā)送給三個Mobile 端，Mobile端和遙控器用USB 線連接，Mobile 端收到任務(wù)后，同時給對應(yīng)的無人機遙控器發(fā)送指令，遙控器接著發(fā)信號給無人機，控制無人機開始執(zhí)行編隊任務(wù)，實現(xiàn)三機同步編隊。根據(jù)試驗需求，可支持線性編隊和圓形繞 飛編隊。

2.2 數(shù)據(jù)接口

機載端需獲取無人機的時間、位置、姿態(tài)數(shù)據(jù)，并實時發(fā)送給電子學(xué)設(shè)備，用于設(shè)備開展時鐘同步。

發(fā)送數(shù)據(jù)接口要求為LVTTL 接口。數(shù)據(jù)傳輸格式為：包頭+包計數(shù)（16 位）+具體數(shù)據(jù)。具體數(shù)據(jù)包括：時間（單位s），速度（單位m·s–1），角速度（單位(°)·s–1），GPS 經(jīng)緯高度，GPS 位置（x,y,z），姿態(tài)角四元數(shù)，RTK 經(jīng)緯高度，RTK 位置（x,y,z）。通信協(xié)議中 奇校驗，1 位停止位。另外，波特率為115200 bit·s–1。

2.3 平臺擴展能力

該試驗平臺可支持多個無人機搭載平臺的協(xié)同編隊，現(xiàn)以3 個無人機（Drone 1、Drone 2、Drone 3）為 例進(jìn)行說明，其具備如下能力。

2.3.1 編隊能力

通過Mobile SDK（Software Development Kit）二次開發(fā)，平臺支持兩種編隊方式：線性編隊和圓形編隊。以3 個無人機的編隊為例，具體描述如下。

（1）線性編隊。三個無人機在同一個飛行高度（例如300 m），Drone 1、Drone 2、Drone 3 形成一條直線，如圖3 所示。

圖3 線性編隊的飛行幾何Fig.3 Flight geometry of linear formation

（2）圓形編隊。中間無人機懸停，另外兩個在同一平面繞中間無人機做同心圓繞飛，如圖4 所示。Drone 1 為中心懸停，Drone 2、Drone 3 以同樣的角速度繞Drone 1 做圓形飛行。繞飛的無人機Drone 2、Drone 3 姿態(tài)實時指向中心無人機Drone 1，原理類似于衛(wèi)星姿態(tài)中的對物穩(wěn)定。三個無人機同時繞飛，并且Drone 1、Drone 3 和Drone 2 位于不同的高度，如圖5 所示。

圖4 圓形編隊1 的飛行幾何Fig.4 Flight geometry of circular formation 1

圖5 圓形編隊2 的飛行幾何Fig.5 Flight geometry of circular formation 2

2.3.2 數(shù)據(jù)存儲和傳輸能力

M600 Pro 承載質(zhì)量達(dá)到5.5 kg。通過 Onboard SDK 二次開發(fā)可以將獲取的無人機姿態(tài)及定位數(shù)據(jù)實時傳輸給搭載的有效載荷電子學(xué)設(shè)備，并保存在本地存儲設(shè)備中。同時提供靈活的載荷接口、硬件接口，支持無線通信，數(shù)據(jù)可通過無線WiFi 下傳。

綜上所述，盡管衛(wèi)星運動速度（1 km·s–1）比無人機飛行速度（18 m·s–1）快，但是采用無人機可以模擬衛(wèi)星的運動特性。無人機姿控系統(tǒng)與衛(wèi)星姿控原理一致，配置陀螺儀進(jìn)行姿態(tài)穩(wěn)定，機載平臺的控制精度與衛(wèi)星平臺基本一致。無人機定位精度為cm 級。

基于該試驗平臺的定位精度和動態(tài)特性，該平臺可應(yīng)用于DSL 的試驗驗證，擬采用多個無人機搭載有效載荷電子學(xué)設(shè)備，模擬多星編隊飛行，形成不同尺度的干涉基線，通過制定合理的系統(tǒng)地面試驗方案，以等效驗證的方式對系統(tǒng)關(guān)鍵指標(biāo)進(jìn)行驗證。通過開展干涉陣列外場試驗，驗證技術(shù)指標(biāo)，促進(jìn)方案優(yōu)化。該平臺可測試分布式系統(tǒng)被動微波成像的相關(guān)能力，包括有效載荷設(shè)備的通信測距、測角、時間同 步能力以及有效載荷設(shè)備的干涉測量和定標(biāo)能力。

3 試驗案例

3.1 試驗方案

通過無人機編隊飛行，模擬多星探測系統(tǒng)，形成不同尺度的干涉基線。根據(jù)試驗需求，針對現(xiàn)有的三個無人機搭載平臺，開展三機圓形編隊繞飛，具體試驗方案如下：Drone 1、Drone 2、Drone 3 在100 m 高度以（116.8990753°，40.3543671°）坐標(biāo)點為圓心，保持2(°)·s–1的角速度，分別以100 m、60 m、30 m 為半 徑同時進(jìn)行圓形繞飛。

3.2 數(shù)據(jù)分析

圖9 Drone 1～3 無人機繞飛的速度(a)及已繞飛角度(b)Fig.9 Diagram for the velocity (a) and passed angle (b) of Drone 1～3

針對以上試驗方案，開展外場飛行試驗，該次飛行沒有使用RTK，飛行過程如圖6 所示。圖6 中由外向內(nèi)依次為Drone 1、Drone 2、Drone 3 的飛行軌跡。飛控軟件PC 端獲取了三個無人機的飛行數(shù)據(jù)，經(jīng)分析，繞飛時段三個無人機經(jīng)緯度數(shù)據(jù)如圖7 所示。Drone 1、Drone 2、Drone 3 的高度、半徑、速度、角度、姿態(tài)角如圖8～10 所示。針對Drone 1、Drone 2、Drone 3 的數(shù)據(jù)，統(tǒng)計繞飛時段三個無人機的高度、繞飛半徑、角度以及俯仰、偏航、橫滾三個姿態(tài)角的誤差（見表2）。針對Drone 1、Drone 2、Drone 3的數(shù)據(jù)，統(tǒng)計繞飛時段三個無人機的高度、繞飛半徑、角度以及俯仰、偏航、橫滾三個姿態(tài)角的誤差（見表2）。

圖6 Drone 1～3 無人機飛行軌跡Fig.6 Diagram for the flight path of Drone 1～3

圖7 Drone 1～3 無人機的經(jīng)度(a)和緯度(b)Fig.7 Diagram for the longitude (a) and latitude (b) of Drone 1～3

圖8 Drone 1～3 無人機繞飛的高度(a)及半徑(b)Fig.8 Diagram for the height (a) and radius (b) of Drone 1～3

表2 Drone 1～3 無人機的誤差統(tǒng)計Table 2 Statistics of parameter errors of Drone 1～3

定義角度ai為某時刻無人機、中心點、飛行起始點三個點的夾角；ei(a)為某時刻i對應(yīng)的角度誤差，有ei(a)=ai ?ωt；eyaw,i為某時刻偏航角誤差，eyaw,i=ayaw,i ?ωt，其中，ω為無人機繞飛角速度，t為經(jīng)過的時間，ayaw,i為某時刻無人機實測偏航角。記xi為某個時刻的誤差，xi=xreal?xtheory。Μ為系統(tǒng)誤差，是xi的平均值；Ν為數(shù)據(jù)個數(shù)。σ為隨機誤差，

圖10 Drone 1～3 無人機繞飛的俯仰、偏航和橫滾角度Fig.10 Diagram for pitch,yaw,and roll angles of Drone 1～3

該次飛行未使用RTK，使用的是GPS。根據(jù)試驗飛行數(shù)據(jù)統(tǒng)計，實際飛行中，無人機高度偏差為cm 級，半徑偏差為dm 級；角度隨機誤差Drone 3 最大，為3.9°，Drone 1 最小，為–0.6°。Drone 3 的俯仰角和橫滾角均小于0.7°，理論上定位精度能達(dá)到c m 級，但實際飛行中稍有偏差。

4 結(jié)論

為了對超長波天文觀測陣列的技術(shù)方案實現(xiàn)進(jìn)一步優(yōu)化，衛(wèi)星在軌部署前需開展充分的地面試驗，對空間分布式干涉測量系統(tǒng)的各項關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行驗證。本文搭建了無人機機載干涉陣列外場試驗平臺，其具有如下優(yōu)點：平臺距離地面飛行高度高達(dá)500 m，能夠有效解決地面試驗中通信測距系統(tǒng)的多徑效應(yīng)；支持多個無人機編隊與控制；使用差分技術(shù)定位精度可達(dá)cm 級；觀測數(shù)據(jù)可通過機載板實時傳輸。該平臺通過無人機搭載有效載荷設(shè)備，模擬衛(wèi)星繞月編隊飛行，形成不同尺度的干涉基線，可在DSL 項目中開展測距測角等原理性試驗，包括有效載荷設(shè)備的通信測距、測角、時間同步試驗以及有效載荷設(shè)備的干涉測量試驗等。

此外，該平臺可推廣用于其他分布式無人機機載試驗，經(jīng)濟(jì)可行，有很好的應(yīng)用前景。