一种连接式无人机编队及其控制方法与流程
本发明属于飞行器设计领域，具体涉及一种连接式无人机编队及其控制方法，用于固定翼无人机编队装置及其控制方法的设计。
背景技术：
固定翼无人机编队飞行具有众多单机飞行所不具备的优点：1.近距编队可利用前机飞行所产生的翼尖涡，从而增加飞行升力，减小飞行阻力，提升飞机的航程和航时。2.编队飞行可实现分布式载荷搭载，执行单机所不能执行的任务。
然而，现有的无人机编队由于传感器精度问题难以实现近距编队，一般市面上常见的gps系统在短时间内精度仅有10m左右，即使加入昂贵的rtk作为精度补充，短时间内的定位精度对体型较小的无人机来说，依旧不能满足其利用编队气动优势达到增升减阻的目的。
此外，由于固定翼飞机飞行速度较高，在近距飞行条件下，若外界或自身存在扰动，就很容易发生飞机之间的碰撞，导致任务失败。因此，现有技术不能很好地支持固定翼飞机利用编队的空气动力学优势。
《一种用于无人机编队飞行的控制系统》，授权公告号cn105223964b，授权公告日2018.03.09，介绍了一种用于无人机编队飞行的控制系统，其无人机之间不存在任何连接，通过地面装置对无人机预先进行任务规划，长机接收地面控制站的控制指令，并分发给每个僚机。僚机根据长机的控制指令飞行，完成飞行过程中的编队队形变换或保持。该发明的控制系统中，长机和僚机通过选择市场上的卫星导航模块，再通过作差分算法，来获取长机和僚机的位置信息，其精度远不能满足近距编队来利用编队气动优势的需要；此外，无人机之间通过通讯电台在编队内组网通信，来实现编队任务的协调实现，存在抗干扰能力差的缺点，在外界环境不佳时编队效果差，甚至发生碰撞。
技术实现要素：
要解决的技术问题：
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种连接式无人机编队及其控制方法，主要解决了现有无人机编队方式中所存在的以下问题：1.传感器精度不足导致无人机编队的机间安全距离不能满足有效利用气动好处的需要，且传感器的误差将使编队队形无法保存稳定；2.自由编队飞行时，飞机需面临外界风干扰、通信不同步等干扰因素所带来的姿态和轨迹上的扰动，由于固定翼飞机飞行速度快，这些干扰将会大大增加无人机编队队形的保持难度，增加编队保持控制的能量消耗和系统调节时间，甚至增加飞机之间碰撞的风险。3.传统固定翼编队方式对飞行控制系统的复杂程度、硬件设备的精确程度要求极高，导致成本高昂，目前不具备实现大规模有效应用的可能。
本发明的技术方案是：一种连接式无人机编队，其特征在于：包括多个固定翼无人机，相邻无人机之间通过连接机构固定连接；所述连接机构包括碳管和连接部件；所述连接部件一侧固定于其中一个无人机机翼翼尖，另一侧与所述碳管的一端固定，用于与相邻无人机机翼翼尖的固定连接，实现多个无人机的固定编队。
本发明的进一步技术方案是：所述连接部件为三通接头，其一端出口固定于其中一个无人机机翼翼尖，另两端出口均同轴固定有所述碳管。
本发明的进一步技术方案是：所述三通接头由多个带有插槽的木板拼接而成，通过螺钉或胶粘将所述碳管同轴固定于其出口处。
本发明的进一步技术方案是：所述连接部件为旋转件，包括外筒、内筒、长方体插销和圆柱体插销；所述外筒和内筒均为两端开口的管状结构，所述外筒的高度小于内筒的高度，同轴套装于内筒的上端能够相对旋转，并保证上端平齐；内筒下端与无人机机翼翼尖固定，两根所述碳管分别垂直固定于外筒周面上和内筒下端的周面上；
所述内筒上端沿周向开有半环形槽，在半环形槽的下方开有第一圆形通孔，在内筒下端与半环形槽相对的周面上沿轴向设置有矩形凸起；所述外筒周面上相对开有两个矩形通孔，与所述半环形槽位置相对，用于插入长方体插销，实现外筒相对内筒旋转时的轴向定位；在第二矩形通孔的下方开有第二圆形通孔，与所述第一圆形通孔相对，用于插入圆柱体插销，对所述外筒和内筒的旋转位置进行固定；所述外筒的下端面开有卡槽，所述卡槽底面与内筒的矩形凸起上表面贴合，卡槽槽壁与矩形凸起的侧壁面配合，用于限定外筒的旋转角度。
本发明的进一步技术方案是：还包括固定板，所述固定板为框架式的板状结构，贴合安装于无人机机翼翼尖的上下表面，将所述连接部件一侧固定于无人机机翼翼尖外的固定板侧壁上，用于避免三通接头与机翼翼尖连接处向机身传递集中载荷。
本发明的进一步技术方案是：所述内筒上的半环形槽圆心角为225°-270°。
一种连接式无人机编队装置的控制方法，其特征在于具体步骤如下：
步骤一：主机飞控获取由地面站发送的整个无人机编队的控制指令；
步骤二：由惯性导航系统或gps获取主机位置信息为信任位置信息，然后根据连接部件的角度和碳管的长度计算出其他无人机的位置信息；
步骤三：根据步骤二计算得到的无人机编队实时位置信息，主机飞控将控制指令通过外环的位置控制系统进行计算，从而得到无人机编队内环具体的角速度指令和速度指令；
步骤四：对无人机编队内环的角速度控制指令和速度指令进行统一的协调计算和再分配，得到单个无人机角速度控制指令和速度指令；
单个无人机控制指令的计算和分配公式如下：
ωi＝ω+ωi
其中，v为外环控制律计算得到的整个无人机编队的速度指令，ω为外环控制律计算得到的整个无人机编队的角速度指令。选取主机的轴系为整个无人机编队的机体坐标轴系，ωi为当连接机构为可转动时第i(i＝1,2,3…)号僚机绕主机旋转的角速度在体轴系下的分量，
ωi即为给到第i号僚机控制系统的最终角速度指令，vi为给到第i号僚机控制系统的最终速度指令；
步骤五：根据步骤四的单个无人机控制指令的控制律计算，进而分配到各个单机的控制舵面进行执行，以使单机之间姿态和轨迹的运动参数相互协调，使连接部件和碳管不发生拉压、扭转和弯曲。
有益效果
本发明的有益效果在于：本发明通过采用一种固定编队队形的连接装置，将无人机连接在一起，实现了无人机的稳定编队飞行。根据计算流体力学软件的计算结果，通过多无人机近距编队飞行，单架无人机升力阻力之比提升20％，有效提升了无人机的航程和航时。此外，通过整体编队控制指令的二次分配，将连接机构所受载荷降低45％，有效降低了对连接机构的结构强度和刚度需求，减少结构重量。
连接机构的设计可为相邻飞机提供了多种连接角度，以充分拓展连接机构在不同飞行状态下的适用情况，充分利用气动优势。相邻飞机能够充分保证所设计的编队位置关系，连接机构不会对机翼翼尖传递集中载荷，避免了机翼结构受到损伤。
与现有无人机编队方式相比，本发明实现性强，实际效果好，成本低，达到了预期编队目标。
附图说明
图1为连接式无人机编队示意图；
图2为连接机构受力最小化的控制原理；
图3为固定式连接机构示意图；
图4(a)为翼稍处连接机构俯视图；(b)为翼稍处连接机构立体图；
图5为旋转件装配图；
图6为旋转件外筒；
图7为旋转件内筒；
图8为kt板无人机连接式编队实例示意图。
附图标记说明：1.旋转件的外筒，2.旋转件的内筒，3.长方体插销，4.圆柱体插销，5、第一矩形通孔，6.第二矩形通孔，7.第二圆形通孔，8.卡槽，9.第一圆形通孔，10.半环形槽，11.矩形凸起。
具体实施方式
下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
本发明连接式无人机编队装置通过在固定翼无人机的翼尖之间加装连接机构，固定多架无人机在编队飞行时的相对位置和距离，从而实现无人机的稳定近距编队飞行。连接机构一方面可以是不含任何转动部件和活动部件的，从而使无人机编队形成一个整体，在飞行过程中队形始终保持不变，多架无人机姿态保持一致，此外，再通过采用特定的控制方法(见二)，合理调配单架无人机的操纵舵面和机构，起到减少连接机构的受力的目的。
另一方面，连接机构也可以是含有转动—锁死部件的，从而可以使无人机在飞行过程中，可在垂直于机身对称面的平面内绕连接机构改变相对航向方位，仅保持俯仰角和滚转角的同步，从而使无人机在飞行过程中可实现编队队形的变换，以充分利用不同飞行状态下的最佳气动优势。
以下为不可转动的硬连接机构的一个设计实例，以及一种可变角度的旋转件设计实例，其与不可转动的硬连接机构配合使用，即可组装成一种可转动的硬连接机构。
本发明一种连接式无人机编队包括多个固定翼无人机，相邻无人机之间通过连接机构固定连接；所述连接机构包括碳管和连接部件；所述连接部件一侧固定于其中一个无人机机翼翼尖，另一侧与所述碳管的一端固定，用于与相邻无人机机翼翼尖的固定连接，实现多个无人机的固定编队。
本实施例在三架由kt板制作完成的无人机上，如图8所示。单架无人机由两个前拉螺旋桨和升降舵、副翼作为控制执行机构，且均配备完整的传感器与飞行控制系统。
连接式无人机编队装置：
所使用的连接机构将三架无人机连接在一起，保持飞机之间相对位置；同时实现了无人机之间可在垂直于机身对称面的平面内，随实时飞行状态改变编队角度，从而使飞机在不同的速度和机动动作等情况时，均可以最大程度地利用前机所产生的翼尖涡来达到增加气动升力、减少气动阻力的作用，减少飞机能耗，延长航程和航时；
情况一：连接机构中采用固定式的连接部件三通接头，三通接头一端出口固定于其中一个无人机机翼翼尖，另两端出口均同轴固定有所述碳管。所述三通接头由多个带有插槽的木板拼接而成，碳管与三通接头之间采用螺丝固定，便于在起飞前调整不同飞机之间的距离；用框架式的固定板对翼尖的包裹性设计，避免了由于连接机构的存在而对机翼翼稍传递集中载荷，从而防止了无人机编队在受到突风等干扰下可能对机翼翼稍结构带来损伤。三通管的角度和碳管长度是根据无人机的气动外形和巡航状态点通过计算流体动力学(cfd)相关理论和软件的计算结果来确定。
情况二：连接机构中采用的连接部件为旋转件，包括外筒1、内筒2、长方体插销3和圆柱体插销4；所述外筒和内筒均为两端开口的管状结构，所述外筒1的高度小于内筒2的高度，同轴套装于内筒2的上端能够相对旋转，并保证上端平齐；内筒2下端与无人机机翼翼尖固定，两根所述碳管分别垂直固定于外筒1周面上和内筒2下端的周面上；所述内筒2上端沿周向开有半环形槽10，在半环形槽10的下方开有第一圆形通孔9，在内筒2下端与半环形槽10相对的周面上沿轴向设置有矩形凸起11；所述外筒1周面上相对开有两个矩形通孔5和6，与所述半环形槽10位置相对，用于插入长方体插销3，实现外筒1相对内筒2旋转时的轴向定位；在第二矩形通孔6的下方开有第二圆形通孔7，与所述第一圆形通孔9相对，用于插入圆柱体插销4，对所述外筒1和内筒2的旋转位置进行固定；所述外筒1的下端面开有卡槽8，所述卡槽8底面与内筒的矩形凸起11上表面贴合，卡槽8槽壁与矩形凸起11的侧壁面配合，用于限定外筒的旋转角度。采用旋转件作为连接部件，通过旋转连接部件的内、外筒，对分别固定于内筒、外筒的碳管的夹角进行调整，碳管的旋转角度和长度是根据无人机的气动外形和巡航状态点通过计算流体动力学(cfd)相关理论和软件的计算结果来确定。所述内筒上的半环形槽10圆心角为225°-270°。
相应控制方法：
连接式无人机编队在飞行过程中，由主机(一般为中间无人机)飞控接受来自地面站发出的动作指令，并进入图2所示的连接式无人机编队控制方法实时流程中：
首先对两架僚机自身的位置信息进行欺骗，以主机位置信息结合连接机构的角度和长度计算得到僚机位置，替代自身传感器所融合估计的位置，从而避免了三机相互之间位置精度不够所造成的位置计算误差。其余状态数据取各单机自身飞控传感器所测量并融合估计后的数值。
根据前面计算得到的无人机编队实时位置信息，接下来由主机飞控对获取的地面站指令进行外环解算，通过飞行模式和外环位置控制律等计算，得到整个无人机编队的角速度指令和速度指令。
接下来是协调控制的重点，主机飞控进一步对整个无人机编队的角速度指令和速度指令，按照多刚体动力学关系，依据发明内容中的公式，进行各个无人机单体的二级控制指令的计算和分配，得到供各个无人机最内环控制计算来使用的角速度指令和速度指令，并通过数据链发送给各机飞控。这是因为：连接式无人机编队从整体上来看，是一个由多架独自具备飞行控制系统和完善控制舵面的无人机单刚体组成的大尺寸多刚体动力学系统，因此，为减少连接机构受力，在无人机编队飞行时，需将整个无人机编队的姿态和速度指令，依照多刚体系统的动力学关系，按照连接机构不受力、不变形、各机协调运动的要求，计算得到各个单刚体无人机的姿态指令和速度指令：
ω2＝ω+ω2
ω3＝ω+ω3
其中，v为外环控制律计算得到的整个无人机编队的速度指令，ω为外环控制律计算得到的整个无人机编队的角速度指令。选取主机的轴系为整个无人机编队的机体坐标轴系，ω2为当连接机构为可转动时右僚机绕主机旋转的角速度在体轴系下的分量，ω3为当连接机构为可转动时左僚机绕主机旋转的角速度在体轴系下的分量，
ω2即为给到右僚机控制系统的最终角速度指令，ω3为给到左僚机控制系统的最终角速度指令，v2给到右僚机控制系统的最终速度指令，v3为给到左僚机控制系统的最终速度指令。
此时，各机的控制系统开始发挥作用，按照最内环控制律对角速度与速度指令进行控制律计算，从而最终得到各单机的执行机构作动量，进行控制操纵。
正是由于按照多体动力学系统原理，对整个无人机编队的多体系统控制指令向单体系统的二级控制指令的计算和分配，以及部分传感器数据和控制信息的转换和替代，保证了连接式无人机编队可以在正常完成任务指令的同时，整体实现协调运动，使连接机构的受力最小化，达到各方面性能的最优。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
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