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(diǎn)實(shí)驗(yàn)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(jī)組成的無人機(jī)集群可以協(xié)同完成復(fù)雜任務(wù)[1]。通過單機(jī)之間的緊密協(xié)作，可以展現(xiàn)智能無人機(jī)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(jī)集群研究。美國國防高級研究局（DARPA）和海軍研究實(shí)驗(yàn)室（NRL）等機(jī)構(gòu)開展了無人機(jī)集群最新技術(shù)研究。目前典型的無人機(jī)集群技術(shù)項(xiàng)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(jī)，低成本無人機(jī)集群技術(shù)(LOCUST)等[2]。

中國的無人機(jī)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(jī)集群飛行試驗(yàn)，演示了編隊(duì)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(jī)集群技術(shù)[3]。中國對微型旋翼無人機(jī)的研究主要針對的是飛行控制算法和計(jì)算機(jī)仿真。國防科技大學(xué)提出了微型旋翼無人機(jī)自主控制的關(guān)鍵技術(shù)，通過對旋翼無人機(jī)動力學(xué)模型和非線性控制算法進(jìn)行研究，設(shè)計(jì)了自抗擾控制器和姿態(tài)控制器，仿真驗(yàn)證了控制器效果；南京航空航天大學(xué)研究了無人機(jī)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(jī)器人大賽中，清華大學(xué)THRONE代表隊(duì)的無人機(jī)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(jī)，可靠性較高。由于旋翼無人機(jī)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(jī)作為搭載平臺，搭建一套外場試驗(yàn)平臺，作為測試基準(zhǔn)，模擬衛(wèi)星運(yùn)動狀態(tài)和運(yùn)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(yàn)[7-9]。

1 外場試驗(yàn)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(shí)代的唯一手段。由于超長波經(jīng)過地球大氣電離層時(shí)會產(chǎn)生強(qiáng)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(shí)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(shí)間差，從而精確分辨不同方向傳來的電波強(qiáng)度?？臻g分布式被動微波干涉成像技術(shù)是實(shí)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(shí)現(xiàn)超長干涉測量基線，以替代大口徑天線，實(shí)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(yàn)證的試驗(yàn)平臺。一方面，由于以往都是地基或單機(jī)試驗(yàn)系統(tǒng)，無法模擬衛(wèi)星運(yùn)動狀態(tài)和運(yùn)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(yàn)會產(chǎn)生多徑效應(yīng)[12]，對星間時(shí)鐘同步及測距系統(tǒng)產(chǎn)生很大干擾。因此構(gòu)建無人機(jī)機(jī)載干涉試驗(yàn)平臺，開展機(jī)載相對測量測試以及科學(xué)試驗(yàn)是非常有必要的。

超長波天文觀測陣列（DSL）計(jì)劃利用多顆微衛(wèi)星環(huán)繞月球編隊(duì)飛行，其中有一顆主星和若干子星，每顆子星上裝有接收機(jī)，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(shí)，開機(jī)進(jìn)行觀測，而當(dāng)繞到月球正面時(shí)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(duì)飛行，形成空間分布式干涉陣列，利用編隊(duì)協(xié)同觀測和軌道演化帶來的基 線變化，實(shí)現(xiàn)對宇宙黑暗時(shí)代的空間探測。

1.2 平臺指標(biāo)

RTK（Real Time Kinematic）是實(shí)時(shí)動態(tài)測量技術(shù)，該試驗(yàn)平臺以大疆無人機(jī)M600 Pro（含D-RTK GNSS 模塊）為搭載平臺[13,14]，根據(jù)衛(wèi)星高度、運(yùn)動速度和基線范圍等參數(shù)信息，設(shè)置無人機(jī)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(jī)載試驗(yàn)平臺定位精度 理想狀態(tài)可達(dá)cm 級，同時(shí)姿態(tài)指向精度也滿足需求。

表1 試驗(yàn)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(jī)的機(jī)載試驗(yàn)平臺初步具備如下能力。

(1) 飛行能力。無人機(jī)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(shí)時(shí)動態(tài)測量技術(shù)（RTK）是以載波相位觀測為根據(jù)的實(shí)時(shí)差分GPS（RTDGPS）技術(shù)，由基準(zhǔn)站接收機(jī)、數(shù)據(jù)鏈、流動站接收機(jī)三部分組成[8]。在基準(zhǔn)站上安置1 臺接收機(jī)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(shí)時(shí)發(fā)送至流動站，流動站GPS接收機(jī)在接收GPS 衛(wèi)星信號的同時(shí)，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(shí)時(shí)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(diǎn)WGS-84 坐標(biāo)，通過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換得出流動站每個點(diǎn)的平面坐標(biāo)x、y和海拔高度H）[16]。D-RTK GNSS 通過實(shí)時(shí)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(jī)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(shí)無人機(jī)可以實(shí)時(shí)指向繞飛中心點(diǎn)，由于無人機(jī)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(shí)現(xiàn)6 路冗余導(dǎo)航系統(tǒng)。模塊安裝進(jìn)行避震設(shè)計(jì)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(shí)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(yàn)需要搭載有效載荷電子學(xué)設(shè)備。

(6) 可擴(kuò)展能力。為了完成搭載試驗(yàn)，平臺還需要能支持多機(jī)編隊(duì)，支持無人機(jī)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(shí)現(xiàn)多機(jī)編隊(duì)控制和實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)傳輸，需要開發(fā)兩個軟件，即無人機(jī)編隊(duì)飛控軟件和機(jī)載端的實(shí)時(shí)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(jī)遙控器，主要功能是飛行軌跡設(shè)計(jì)、無人機(jī)編隊(duì)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(shí)時(shí)數(shù)據(jù)傳輸軟件以機(jī)載板的形式嵌入無人機(jī)，主要功能是在飛行過程中實(shí)時(shí)向電子學(xué)設(shè)備傳輸無人機(jī)位置和姿態(tài)數(shù)據(jù)，可用于開展時(shí)鐘同步等試驗(yàn)[6]。

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

2.1 編隊(duì)控制

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

圖1 多機(jī)編隊(duì)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(jī)編隊(duì)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(jī)編隊(duì)參數(shù)設(shè)置、無人機(jī)信息實(shí)時(shí)顯示、實(shí)時(shí)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(jī)編隊(duì)管理、多機(jī)編隊(duì)飛行控制、單機(jī)飛行控制、數(shù)據(jù)分析處理功能，其中PC 端負(fù)責(zé)多機(jī)編隊(duì)部分，Mobile 端負(fù)責(zé)單機(jī)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(yàn)飛行數(shù)據(jù)的管理，在飛行試驗(yàn)中實(shí)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(yùn)行時(shí)需要在Windows 和Android 系統(tǒng)中同時(shí)啟動PC 端和Mobile端程序，目前該軟件運(yùn)行穩(wěn)定。多機(jī)編隊(duì)控制流程如圖2 所示。

圖2 編隊(duì)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(shí)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(shí)給對應(yīng)的無人機(jī)遙控器發(fā)送指令，遙控器接著發(fā)信號給無人機(jī)，控制無人機(jī)開始執(zhí)行編隊(duì)任務(wù)，實(shí)現(xiàn)三機(jī)同步編隊(duì)。根據(jù)試驗(yàn)需求，可支持線性編隊(duì)和圓形繞 飛編隊(duì)。

2.2 數(shù)據(jù)接口

機(jī)載端需獲取無人機(jī)的時(shí)間、位置、姿態(tài)數(shù)據(jù)，并實(shí)時(shí)發(fā)送給電子學(xué)設(shè)備，用于設(shè)備開展時(shí)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(jì)數(shù)（16 位）+具體數(shù)據(jù)。具體數(shù)據(jù)包括：時(shí)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(yàn)，1 位停止位。另外，波特率為115200 bit·s–1。

2.3 平臺擴(kuò)展能力

該試驗(yàn)平臺可支持多個無人機(jī)搭載平臺的協(xié)同編隊(duì)，現(xiàn)以3 個無人機(jī)（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(duì)能力

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

（1）線性編隊(duì)。三個無人機(jī)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(duì)的飛行幾何Fig.3 Flight geometry of linear formation

（2）圓形編隊(duì)。中間無人機(jī)懸停，另外兩個在同一平面繞中間無人機(jī)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(jī)Drone 2、Drone 3 姿態(tài)實(shí)時(shí)指向中心無人機(jī)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(jī)同時(shí)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(duì)1 的飛行幾何Fig.4 Flight geometry of circular formation 1

圖5 圓形編隊(duì)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(jī)姿態(tài)及定位數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)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(shí)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(yùn)動速度（1 km·s–1）比無人機(jī)飛行速度（18 m·s–1）快，但是采用無人機(jī)可以模擬衛(wèi)星的運(yùn)動特性。無人機(jī)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(jī)載平臺的控制精度與衛(wèi)星平臺基本一致。無人機(jī)定位精度為cm 級。

基于該試驗(yàn)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(yàn)驗(yàn)證，擬采用多個無人機(jī)搭載有效載荷電子學(xué)設(shè)備，模擬多星編隊(duì)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(yàn)方案，以等效驗(yàn)證的方式對系統(tǒng)關(guān)鍵指標(biāo)進(jìn)行驗(yàn)證。通過開展干涉陣列外場試驗(yàn)，驗(yàn)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(shí)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(yàn)案例

3.1 試驗(yàn)方案

通過無人機(jī)編隊(duì)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(yàn)需求，針對現(xiàn)有的三個無人機(jī)搭載平臺，開展三機(jī)圓形編隊(duì)繞飛，具體試驗(yàn)方案如下：Drone 1、Drone 2、Drone 3 在100 m 高度以（116.8990753°，40.3543671°）坐標(biāo)點(diǎn)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(shí)進(jìn)行圓形繞飛。

3.2 數(shù)據(jù)分析

圖9 Drone 1～3 無人機(jī)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(yàn)方案，開展外場飛行試驗(yàn)，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(jī)的飛行數(shù)據(jù)，經(jīng)分析，繞飛時(shí)段三個無人機(jī)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(jì)繞飛時(shí)段三個無人機(jī)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(jì)繞飛時(shí)段三個無人機(jī)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(jī)飛行軌跡Fig.6 Diagram for the flight path of Drone 1～3

圖7 Drone 1～3 無人機(jī)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(jī)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(jī)的誤差統(tǒng)計(jì)Table 2 Statistics of parameter errors of Drone 1～3

定義角度ai為某時(shí)刻無人機(jī)、中心點(diǎn)、飛行起始點(diǎn)三個點(diǎn)的夾角；ei(a)為某時(shí)刻i對應(yīng)的角度誤差，有ei(a)=ai ?ωt；eyaw,i為某時(shí)刻偏航角誤差，eyaw,i=ayaw,i ?ωt，其中，ω為無人機(jī)繞飛角速度，t為經(jīng)過的時(shí)間，ayaw,i為某時(shí)刻無人機(jī)實(shí)測偏航角。記xi為某個時(shí)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(jī)誤差，

圖10 Drone 1～3 無人機(jī)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(yàn)飛行數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)，實(shí)際飛行中，無人機(jī)高度偏差為cm 級，半徑偏差為dm 級；角度隨機(jī)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(shí)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(shí)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(yàn)，對空間分布式干涉測量系統(tǒng)的各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行驗(yàn)證。本文搭建了無人機(jī)機(jī)載干涉陣列外場試驗(yàn)平臺，其具有如下優(yōu)點(diǎn)：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(yàn)中通信測距系統(tǒng)的多徑效應(yīng)；支持多個無人機(jī)編隊(duì)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(jī)載板實(shí)時(shí)傳輸。該平臺通過無人機(jī)搭載有效載荷設(shè)備，模擬衛(wèi)星繞月編隊(duì)飛行，形成不同尺度的干涉基線，可在DSL 項(xiàng)目中開展測距測角等原理性試驗(yàn)，包括有效載荷設(shè)備的通信測距、測角、時(shí)間同步試驗(yàn)以及有效載荷設(shè)備的干涉測量試驗(yàn)等。

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