王 悅，張少卿，王言偉，王振宇，王 玥，劉志軍，張 濤

(1. 沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所綜合航電部，沈陽 110035；2. 北京理工大學(xué)機(jī)電學(xué)院，北京 100081；3. 中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院，太原 030051)

0 引言

當(dāng)前，隨著科技發(fā)展以及大國間競爭的加劇，傳統(tǒng)攻擊模式已經(jīng)不能滿足未來復(fù)雜的作戰(zhàn)場景，在信息化、網(wǎng)絡(luò)化、智能化和體系對抗環(huán)境下，有人—無人戰(zhàn)斗機(jī)聯(lián)合編組,實(shí)施智能決策、協(xié)同攻擊的作戰(zhàn)方式已成為未來的主要發(fā)展方向，主要軍事強(qiáng)國都提出了自己對未來空戰(zhàn)的理解。美國國防部公開的《無人系統(tǒng)綜合路線圖(2017—2042)》中，人機(jī)協(xié)同被列為四個(gè)關(guān)鍵主題之一，并在2020年開始正式應(yīng)用成熟的帶有戰(zhàn)術(shù)意義的有/無人機(jī)多機(jī)編隊(duì)技術(shù)。

自2015年以來，美國提出了分布式作戰(zhàn)、聯(lián)合全域戰(zhàn)、自主空戰(zhàn)等新作戰(zhàn)概念，協(xié)同與智能技術(shù)是未來空戰(zhàn)的關(guān)鍵技術(shù)。因此，對協(xié)同與智能技術(shù)的試飛驗(yàn)證也是快速實(shí)現(xiàn)關(guān)鍵能力的重要組成部分。

在美國空戰(zhàn)演進(jìn)(Air Combat Evolution，ACE)項(xiàng)目實(shí)現(xiàn)途徑中，為實(shí)施和驗(yàn)證自主平臺(tái)機(jī)動(dòng)算法，推進(jìn)人工智能技術(shù)在單機(jī)和編隊(duì)?wèi)?zhàn)術(shù)行為中的自主空戰(zhàn)機(jī)動(dòng)應(yīng)用,開發(fā)了近距離格斗算法。美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室(Air Force Research Laboratory，AFRL)空天博格(Skyborg)項(xiàng)目主要面向空中格斗、情報(bào)監(jiān)視偵察和態(tài)勢感知等任務(wù)，希望利用人工智能實(shí)現(xiàn)無人僚機(jī)的自主飛行以及控制、管理部分戰(zhàn)斗任務(wù)，提出先在小型但具有代表性的高速替代飛機(jī)應(yīng)用自主飛行控制系統(tǒng)，最終至2023年前創(chuàng)造一型堪比有人戰(zhàn)斗機(jī)的自主無人作戰(zhàn)飛機(jī)；法、德“未來空戰(zhàn)系統(tǒng)”(Future Combat Air System，F(xiàn)CAS)項(xiàng)目在研制進(jìn)程中，進(jìn)行了包含5架由空中客車公司制造的Do-DT25無人機(jī)和1架有人駕駛的指控飛機(jī)的飛行試驗(yàn)；美國國防部高級研究計(jì)劃局(Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)辦公室(Tactical Technology Office，TTO)啟動(dòng)拒止環(huán)境中協(xié)同作戰(zhàn)(Collaborative Operations in Denied Environment，CODE)項(xiàng)目,研發(fā)先進(jìn)的自主協(xié)同算法和監(jiān)督控制技術(shù),旨在增強(qiáng)無人機(jī)在拒止環(huán)境下的作戰(zhàn)能力；波音澳大利亞公司提出了空中力量編組系統(tǒng)(Airpower Teaming System，ATS)忠誠僚機(jī)概念，可與E-7A預(yù)警機(jī)、EA-18G電子戰(zhàn)飛機(jī)、F/A-18E/F和F-15E多功能戰(zhàn)斗機(jī)等編組協(xié)同作戰(zhàn)。

目前，國內(nèi)也有針對它機(jī)試飛所做的一些技術(shù)驗(yàn)證，闖家亮等提出了對機(jī)載光電雷達(dá)它機(jī)試飛技術(shù)的研究，驗(yàn)證了光電雷達(dá)在真實(shí)試飛環(huán)境下的任務(wù)效能；姜健等提出了基于它機(jī)試飛的航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)技術(shù)研究，研究了它機(jī)試飛平臺(tái)飛機(jī)搭載發(fā)動(dòng)機(jī)的選型原則、設(shè)計(jì)以及建設(shè)等問題；韓春永等提出了嵌入式采集器在它機(jī)試飛中的應(yīng)用，并驗(yàn)證了其在它機(jī)試飛中的功能實(shí)現(xiàn)；趙海剛等為滿足某型全數(shù)控渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)試飛的技術(shù)需求，搭建了它機(jī)試飛平臺(tái)并進(jìn)行試驗(yàn),驗(yàn)證了全數(shù)控渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性。

同時(shí)，基于一致性的多無人機(jī)協(xié)同編隊(duì)算法的研究，不少學(xué)者也提出了自己的見解，如任偉提出了領(lǐng)航-跟隨法、行為控制法是可以被統(tǒng)一到一致性理論的框架中；文獻(xiàn)[14]提出了一種虛擬結(jié)構(gòu)法、領(lǐng)導(dǎo)-跟隨法及基于行為法相結(jié)合的方法，提高了機(jī)間通信的可靠性；文獻(xiàn)[15]提出了基于雙模模型預(yù)測控制方法,設(shè)計(jì)了領(lǐng)導(dǎo)-跟隨的控制律；文獻(xiàn)[16]提出了一種在四旋翼無人機(jī)上驗(yàn)證基于一致性的時(shí)變編隊(duì)控制理論。

它機(jī)試飛試驗(yàn)技術(shù)論證在國內(nèi)外的項(xiàng)目中均有開展，本文提出了它機(jī)協(xié)同試飛驗(yàn)證方法,采用模塊化封裝以及分層控制的思想，由離線仿真模塊驗(yàn)證算法;執(zhí)行層根據(jù)控制指令對搭建的無人機(jī)平臺(tái)進(jìn)行控制，并且采用地面站和數(shù)據(jù)鏈保證系統(tǒng)的安全可靠；最后，在搭建的試飛平臺(tái)上對融合領(lǐng)航-跟隨以及一致性理論思想的四機(jī)協(xié)同編隊(duì)算法進(jìn)行了飛行試驗(yàn)，以驗(yàn)證設(shè)計(jì)它機(jī)試飛系統(tǒng)的可靠性。

1 它機(jī)試飛系統(tǒng)設(shè)計(jì)與搭建

1.1 系統(tǒng)總體架構(gòu)

它機(jī)試飛驗(yàn)證系統(tǒng)由仿真驗(yàn)證系統(tǒng)、無人機(jī)平臺(tái)、地面站和信息處理系統(tǒng)共同組成。為了實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)對算法的應(yīng)用性和適用性，對無人機(jī)平臺(tái)的搭建和設(shè)計(jì)分為平臺(tái)規(guī)劃和場景模擬。平臺(tái)規(guī)劃實(shí)現(xiàn)對它機(jī)平臺(tái)的改裝設(shè)計(jì)，包括飛機(jī)飛行品質(zhì)、機(jī)動(dòng)性、多功能通信能力;場景模擬實(shí)現(xiàn)對平臺(tái)運(yùn)行環(huán)境的設(shè)計(jì)、交互環(huán)境以及自然環(huán)境的融合，以盡可能地模擬真機(jī)的飛行環(huán)境。為了增強(qiáng)驗(yàn)證系統(tǒng)的穩(wěn)定性和可靠性，通過地面站實(shí)時(shí)監(jiān)控、數(shù)據(jù)鏈獨(dú)立運(yùn)行，以及信息處理系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)信息交互，控制無人機(jī)平臺(tái)，保證其安全穩(wěn)定。

系統(tǒng)總體架構(gòu)如圖1所示，驗(yàn)證系統(tǒng)包括離線仿真模塊、等效試飛模塊和信息交互與反饋模塊。離線仿真模塊為適用于不同條件下的算法驗(yàn)證，根據(jù)實(shí)際應(yīng)用需求，對算法進(jìn)行設(shè)計(jì)和編寫。等效試飛模塊根據(jù)算法模塊的輸入輸出環(huán)境采取相應(yīng)平臺(tái)的設(shè)計(jì)，對平臺(tái)正常運(yùn)行的環(huán)境進(jìn)行場景模擬，實(shí)現(xiàn)相對應(yīng)算法參數(shù)的設(shè)置，同時(shí)以信息交互環(huán)境和自然環(huán)境因素為參照，盡可能保證算法在真機(jī)環(huán)境下的仿真驗(yàn)證。信息交互與反饋模塊通過地面站對平臺(tái)提供實(shí)時(shí)定位導(dǎo)航，通過串口通信進(jìn)行數(shù)據(jù)傳輸，及時(shí)調(diào)整反饋信息，做好試驗(yàn)過程中的信息處理，同時(shí)保證試驗(yàn)結(jié)束后的平臺(tái)回收。

圖1 它機(jī)試飛驗(yàn)證系統(tǒng)總體架構(gòu)圖Fig.1 Structure chart of test flight verification system

1.2 試驗(yàn)驗(yàn)證流程

它機(jī)試飛驗(yàn)證方法具有良好的擴(kuò)展性，能夠適用于智能空戰(zhàn)環(huán)境下不同的算法，且具有很強(qiáng)的適用性，可以對不同算法做有效驗(yàn)證。本文方法提出的試驗(yàn)流程包括算法分析、平臺(tái)分析及設(shè)計(jì)、場景分析及設(shè)計(jì)、等效性分析、仿真驗(yàn)證、迭代優(yōu)化、真機(jī)驗(yàn)證以及結(jié)果評估。它機(jī)試飛試驗(yàn)驗(yàn)證流程如圖2所示。

算法分析主要對算法的搭載環(huán)境進(jìn)行分析，通過對比它機(jī)和待驗(yàn)證型飛機(jī)試飛算法運(yùn)行參數(shù)，確認(rèn)算法的輸入輸出是否具有相同的數(shù)據(jù)性質(zhì)與類型，可驗(yàn)證算法的核心運(yùn)算邏輯是否充分有效。

平臺(tái)分析針對它機(jī)試飛驗(yàn)證平臺(tái)做功能分析以及架構(gòu)設(shè)計(jì)，分析平臺(tái)下的系統(tǒng)功能在算法運(yùn)行決策和外部環(huán)境下的變化,以及分析和檢驗(yàn)平臺(tái)系統(tǒng)在各種運(yùn)行場景下的狀態(tài)特性和交互狀況。在平臺(tái)選擇過程中,應(yīng)當(dāng)充分考慮所選擇平臺(tái)的性能比對結(jié)果，使之能夠充分滿足算法對于平臺(tái)能力的要求以及平臺(tái)環(huán)境下的實(shí)現(xiàn)效果。結(jié)合平臺(tái)下的應(yīng)用場景可模擬性，對于待驗(yàn)證平臺(tái)的環(huán)境要求，充分設(shè)計(jì)正常環(huán)境與非正常環(huán)境以及自然環(huán)境，判斷所選擇平臺(tái)的環(huán)境適配能力能否達(dá)到該要求。

圖2 它機(jī)試飛試驗(yàn)驗(yàn)證流程Fig.2 Flow chart of test flight verification

等效性分析通過合理的設(shè)計(jì)使核心算法與外部環(huán)境解構(gòu)，可以在它機(jī)上完成對算法功能和性能的驗(yàn)證。

仿真驗(yàn)證是經(jīng)等效性分析后,通過建立仿真模型和仿真試驗(yàn)對算法、平臺(tái)以及場景設(shè)計(jì)的驗(yàn)證。通過仿真驗(yàn)證可以進(jìn)一步檢驗(yàn)各個(gè)功能模塊設(shè)計(jì)的合理性以及正確性，從而達(dá)到對實(shí)際環(huán)境的真實(shí)模擬和應(yīng)用，可判斷在設(shè)計(jì)環(huán)節(jié)中的優(yōu)缺點(diǎn)，并做進(jìn)一步的迭代優(yōu)化。

真機(jī)驗(yàn)證是在優(yōu)化解決仿真所暴露出的問題，保證算法、平臺(tái)以及環(huán)境穩(wěn)定性和安全性的前提下，對待驗(yàn)證平臺(tái)做進(jìn)一步的驗(yàn)證和優(yōu)化處理。

在進(jìn)行真機(jī)驗(yàn)證后,應(yīng)對驗(yàn)證結(jié)果做正確性和合理性分析，對于不滿足驗(yàn)證要求的結(jié)果以及低質(zhì)量的結(jié)果，預(yù)估導(dǎo)致結(jié)果的可能性，做更深一步的分析處理。

2 四機(jī)協(xié)同編隊(duì)算法

本文采用四機(jī)協(xié)同編隊(duì)算法以驗(yàn)證它機(jī)試飛方法的適用性。在四機(jī)協(xié)同編隊(duì)算法設(shè)計(jì)中，采用經(jīng)典的帶自動(dòng)駕駛儀的三自由度無人機(jī)數(shù)學(xué)模型。無人機(jī)根據(jù)控制指令使速度保持器、航向角保持器、航跡俯仰角保持器保持飛行，如式(1)所示

(1)

四機(jī)協(xié)同編隊(duì)算法是在集群系統(tǒng)中,采用長機(jī)-僚機(jī)控制方法，并融合一致性理論思想，以區(qū)別于目前主流的編隊(duì)控制算法。將編隊(duì)中某架無人機(jī)定義成長機(jī)，承擔(dān)領(lǐng)航任務(wù)，其他無人機(jī)定義成僚機(jī)。僚機(jī)跟隨長機(jī)運(yùn)動(dòng)，根據(jù)設(shè)置的相對于長機(jī)的位置偏移，僚機(jī)總是期望保持在長機(jī)附近的某一位置，編隊(duì)的控制問題也就轉(zhuǎn)換成了僚機(jī)的位置控制問題。僚機(jī)跟隨長機(jī)運(yùn)動(dòng)，將長機(jī)和僚機(jī)之間的位置誤差轉(zhuǎn)換為速度、偏航角、航跡俯仰角控制輸入指令，僚機(jī)接收這一指令，通過調(diào)整航向、速度以及高度改變自身飛行狀態(tài)。控制航向角和速度一致性算法，即提出一致平衡點(diǎn)為：所有無人機(jī)航向角和速度的加權(quán)平均；同時(shí)，實(shí)際編隊(duì)中根據(jù)長機(jī)提供的期望航向值和期望速度值，保證航向角以及速度的一致性。

航向控制策略如式(2)，速度控制策略如式(3)，同時(shí)式(4)給出高度控制策略，可保證各無人機(jī)之間的高度間隔，調(diào)整編隊(duì)飛行高度避障。當(dāng)長機(jī)檢測到前方有障礙物時(shí)，采取的避障策略為調(diào)整長機(jī)的飛行高度，僚機(jī)跟隨長機(jī)做高度調(diào)整且保持編隊(duì)飛行，或者也可以通過編隊(duì)變換的方式進(jìn)行避障，判斷障礙物的間距以及無人機(jī)間的最小安全距離，變換隊(duì)形直至通過障礙區(qū)。

(2)

(3)

(4)

因此，在實(shí)際編隊(duì)飛行中，通過無人機(jī)編隊(duì)的橫向平面控制以及縱向平面控制，利用無人機(jī)橫縱向解耦的特性，在多無人機(jī)空間編隊(duì)隊(duì)形中采用編隊(duì)控制策略如式(5)。通過調(diào)整、以及高度控制系數(shù)，可以同時(shí)指定編隊(duì)飛行航向、飛行速度以及飛行高度，控制無人機(jī)編隊(duì)以指定角度、指定速度和指定高度向期望位置移動(dòng)。

(5)

通過無人機(jī)的狀態(tài)控制和隊(duì)形控制,使多架無人機(jī)完成協(xié)同編隊(duì)。在編隊(duì)保持時(shí)，隊(duì)形矩陣為固定矩陣=[′,′,′];改變隊(duì)形時(shí)，隊(duì)形矩陣則需重新被定義為()=[′(),′(),′()]。按照長機(jī)與僚機(jī)之間的位置控制以及狀態(tài)控制約束，當(dāng)僚機(jī)與長機(jī)機(jī)間距離滿足式(6)，隊(duì)形可保持穩(wěn)定。當(dāng)編隊(duì)中長機(jī)出現(xiàn)故障或者檢測不到其他無人機(jī)的信號(hào)時(shí)，定義距離長機(jī)最近位置的僚機(jī)為新的長機(jī)，進(jìn)行編隊(duì)重構(gòu)；當(dāng)編隊(duì)中某個(gè)僚機(jī)出現(xiàn)故障，長機(jī)根據(jù)當(dāng)前情況調(diào)整變換組成新的隊(duì)形。

(6)

(7)

其中，、表示控制增益；=[]×，表示編隊(duì)內(nèi)無人機(jī)機(jī)間間隔信息；=[1,1，…1]∈；符號(hào)?表示Kronecker積。

令()=[(-)-diag()，()-()?]，可將式(7)表述為動(dòng)態(tài)誤差系統(tǒng)方程為

(8)

其中

定義Lyapunov-Krasovskii函數(shù)為

聯(lián)立動(dòng)態(tài)誤差系統(tǒng)方程,對其求導(dǎo)可得式(9)，其中，=(+)+(+)+τ+，并根據(jù)(Schur補(bǔ)引理)進(jìn)行判定。若存在正定的對稱矩陣、、滿足帶有時(shí)延的不等式，誤差系統(tǒng)全局漸進(jìn)穩(wěn)定，同時(shí)編隊(duì)無人機(jī)在滿足固定時(shí)延的情況下漸進(jìn)收斂至預(yù)定編隊(duì)隊(duì)形,并使編隊(duì)飛行速度趨于一致。

(9)

根據(jù)算法原理，編隊(duì)算法可實(shí)現(xiàn)控制僚機(jī)和長機(jī)之間的相對運(yùn)動(dòng)關(guān)系，在算法功能上可實(shí)現(xiàn)無人機(jī)飛行平臺(tái)的解耦，但目前該算法不能涵蓋,如通信受嚴(yán)重干擾、全球定位系統(tǒng)(Global Positioning System，GPS)拒止等情況下的編隊(duì)場景。因此，未來需要對通信信道干擾及自身定位拒止等環(huán)境下如何保持算法編隊(duì)能力進(jìn)行探索研究與試驗(yàn)。

設(shè)計(jì)它機(jī)試飛無人機(jī)成員編隊(duì)算法執(zhí)行流程如圖3所示。同時(shí)，在實(shí)際試飛過程中，設(shè)置每個(gè)無人機(jī)的初始狀態(tài)如表1所示,以及試驗(yàn)中涉及的相關(guān)參數(shù)如表2所示。

圖3 無人機(jī)成員編隊(duì)算法執(zhí)行流程圖Fig.3 Flow chart of UAV formation control algorithm

無人機(jī)編號(hào)位置/(m,m,m)飛行速度/(m/s)爬升速度/(m/s)航向角/rad6001(0,0,280)205π/66002(40,0,250)277π/76003(20,-30,300)215π/36004(0,-50,290)308π/4

表2 試驗(yàn)參數(shù)取值

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

設(shè)計(jì)它機(jī)試飛驗(yàn)證平臺(tái)由無人機(jī)編隊(duì)系統(tǒng)、目標(biāo)機(jī)以及地面指控系統(tǒng)構(gòu)成。系統(tǒng)實(shí)物如圖4所示。

(a)試飛無人機(jī)外形圖

(b)地面控制站—測控車圖4 它機(jī)試飛驗(yàn)證平臺(tái)系統(tǒng)Fig.4 The test flight verification platform

無人機(jī)編隊(duì)試飛系統(tǒng)由4架改裝民用無人機(jī)、2架目標(biāo)機(jī)和一套地面站設(shè)備組成。其中，試飛無人機(jī)載重能力不小于30kg，起飛總質(zhì)量在120～150kg。目標(biāo)機(jī)起飛總質(zhì)量在20～25kg。試飛樣機(jī)平臺(tái)由固定翼無人機(jī)機(jī)體、動(dòng)力裝置、燃油系統(tǒng)、電源系統(tǒng)、飛行器管理系統(tǒng)、導(dǎo)航系統(tǒng)、大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)、機(jī)載通信系統(tǒng)、機(jī)載有效載荷(機(jī)載雷達(dá)、機(jī)載光電探測設(shè)備)和起落架等系統(tǒng)或設(shè)備組成。地面指控系統(tǒng)由地面控制站和地面保障系統(tǒng)組成，其中地面控制站主要由測控車和控制站組成；地面保障系統(tǒng)主要由地面檢測供電、轉(zhuǎn)場運(yùn)輸、常務(wù)保障等三部分組成。

試飛試驗(yàn)選取4架無人機(jī)，以6001號(hào)為長機(jī)，6002、6003、6004號(hào)為僚機(jī)，主機(jī)按程控航路飛行，以長機(jī)為基準(zhǔn)，僚機(jī)由協(xié)同編隊(duì)算法進(jìn)行控制。為檢驗(yàn)算法功能，驗(yàn)證協(xié)同編隊(duì)隊(duì)形變換的能力，流程為：起飛盤旋集結(jié)→楔隊(duì)飛行→菱隊(duì)飛行→橫隊(duì)飛行→返場解散降落。協(xié)同編隊(duì)隊(duì)形變換如圖5所示。

(a) 楔隊(duì)隊(duì)形

(b) 菱隊(duì)隊(duì)形

(c) 橫隊(duì)隊(duì)形圖5 協(xié)同編隊(duì)隊(duì)形變換(楔隊(duì)—菱隊(duì)—橫隊(duì))Fig.5 Collaborative control of formation change(Wedge team-Diamond team-Transverse team)

無人機(jī)編隊(duì)飛行有多種實(shí)現(xiàn)方式，戰(zhàn)斗機(jī)采用集中長僚式編隊(duì)的管理通過長機(jī)實(shí)現(xiàn)。地面站模擬有人機(jī)下發(fā)指令，長/僚機(jī)的角色和位置可以進(jìn)行變換和調(diào)整。由于每架飛機(jī)均存儲(chǔ)本次任務(wù)航線信息，該信息可以視為橫航向上的基準(zhǔn)信息，大大提高編隊(duì)控制精度，同時(shí)減少編隊(duì)內(nèi)飛機(jī)傳輸?shù)男畔ⅰ?/p>

建立編隊(duì)坐標(biāo)系，以長機(jī)質(zhì)心為坐標(biāo)原點(diǎn)，軸為長機(jī)航跡坐標(biāo)系，軸垂直指向大地，軸在軸右側(cè)，符合右手坐標(biāo)系定義。編隊(duì)實(shí)際飛行過程中，與存儲(chǔ)的導(dǎo)航信息間的位置誤差定義為編隊(duì)導(dǎo)航誤差，即：在隊(duì)形保持階段，當(dāng)長機(jī)勻速定高平飛時(shí)，以僚機(jī)期望位置為起點(diǎn)，指向僚機(jī)實(shí)際位置的向量。將其投影到編隊(duì)坐標(biāo)系時(shí)，分解出、、三個(gè)方向的誤差。圖6所示為各編隊(duì)飛行時(shí)不同飛機(jī)的導(dǎo)航誤差。

根據(jù)飛行數(shù)據(jù)記錄以及誤差分析采集方法，分析圖6中不同編隊(duì)隊(duì)形下無人機(jī)飛行導(dǎo)航誤差曲線。由于在同一編隊(duì)隊(duì)形下，不同飛機(jī)的機(jī)載計(jì)算機(jī)開關(guān)機(jī)時(shí)間存在差異，所以表現(xiàn)為飛機(jī)的綜合誤差曲線中不同飛機(jī)的開機(jī)時(shí)間與關(guān)機(jī)時(shí)間不同，但是不同飛機(jī)的飛行時(shí)間區(qū)間均保持一致。觀察圖6(a ～ c)發(fā)現(xiàn)，楔形編隊(duì)飛行保持時(shí)間在111s，在飛行保持時(shí)間內(nèi)，各無人機(jī)的飛行綜合誤差均小于等于5m；由圖6(d ～ f)發(fā)現(xiàn),菱形編隊(duì)飛行保持時(shí)間在74s，隊(duì)形保持期間各無人機(jī)的飛行綜合誤差均小于等于3m；由圖6(g ～ i)發(fā)現(xiàn)，橫形編隊(duì)飛行保持時(shí)間在90s，隊(duì)形保持期間各無人機(jī)的飛行綜合誤差均小于等于4.5m。由此可知,在不同編隊(duì)隊(duì)形保持下，各無人機(jī)的綜合誤差曲線均小于等于5m，說明通過算法驗(yàn)證能夠?qū)崿F(xiàn)無人機(jī)編隊(duì)控制的穩(wěn)定性以及無人機(jī)編隊(duì)成員狀態(tài)的一致性。

(a) 楔隊(duì)隊(duì)形中6002號(hào)機(jī)飛行綜合誤差

(b) 楔隊(duì)隊(duì)形中6003號(hào)機(jī)飛行綜合誤差

(c) 楔隊(duì)隊(duì)形中6004號(hào)機(jī)飛行綜合誤差

(d) 菱隊(duì)隊(duì)形中6002號(hào)機(jī)飛行綜合誤差

(e) 菱隊(duì)隊(duì)形中6003號(hào)機(jī)飛行綜合誤差

(f) 菱隊(duì)隊(duì)形中6004號(hào)機(jī)飛行綜合誤差

(g) 橫隊(duì)隊(duì)形中6002號(hào)機(jī)飛行綜合誤差

(h) 橫隊(duì)隊(duì)形中6003號(hào)機(jī)飛行綜合誤差

(i)橫隊(duì)隊(duì)形中6004號(hào)機(jī)飛行綜合誤差圖6 不同編隊(duì)飛機(jī)飛行時(shí)的導(dǎo)航誤差曲線Fig.6 Navigation error curves of aircraft in different formations

同時(shí)，對比圖6中各編隊(duì)隊(duì)形下不同無人機(jī)的綜合誤差曲線可知，在不同編隊(duì)飛行情況下，各無人機(jī)的飛行誤差均在設(shè)計(jì)的算法指標(biāo)內(nèi)，可實(shí)現(xiàn)算法對于不同編隊(duì)飛行條件下的功能要求。所以，由上述數(shù)據(jù)分析表明，它機(jī)試飛驗(yàn)證方法可以達(dá)到對于自主協(xié)同控制算法的有效驗(yàn)證。

4 結(jié)論

針對智能空戰(zhàn)環(huán)境，本文提出了一種高適用性的它機(jī)協(xié)同試飛驗(yàn)證方法，并用四機(jī)協(xié)同編隊(duì)算法進(jìn)行了驗(yàn)證，運(yùn)行結(jié)果表明：

1)系統(tǒng)完整度高，可實(shí)現(xiàn)從地面站指揮系統(tǒng)、無人機(jī)到戰(zhàn)場態(tài)勢的完整展現(xiàn)。

2)系統(tǒng)運(yùn)行穩(wěn)定可靠，能夠和仿真系統(tǒng)形成閉環(huán)，提升算法開發(fā)迭代的速度與效率，加速算法成熟。

3)系統(tǒng)架構(gòu)開放性更好，自包含的算法模塊設(shè)計(jì)，使模塊間實(shí)現(xiàn)了完全解耦，可以方便地進(jìn)行模塊替換，對不同算法的驗(yàn)證效率有明顯提升。

它機(jī)試飛驗(yàn)證方法因其迭代速度快、安全性高、穩(wěn)定性高、成本低等特點(diǎn)，可用作中間階段算法的提前試飛驗(yàn)證，為算法的開發(fā)迭代提供有效經(jīng)驗(yàn)。但面向空戰(zhàn)環(huán)境下不同集群協(xié)同控制任務(wù)的提出，下一步工作將進(jìn)一步擴(kuò)大驗(yàn)證系統(tǒng)的驗(yàn)證范圍，解決在平臺(tái)設(shè)計(jì)中針對更多復(fù)雜環(huán)境下的協(xié)同編隊(duì)控制試驗(yàn)研究，為驗(yàn)證無人機(jī)自主與協(xié)同關(guān)鍵技術(shù)提供有力支撐。