222. 智能系统学报 第4卷 量.若维持其平衡，则该水平分力应等于飞机转弯时 设计，外环控制律基于式(26)和式(27)进行设计. 的离心力，飞机升力在垂直方向上的分量应等于其 因此内环控制律为 重力，其关系可表述如下： 8'gw=-K9w-K,(0w-0) (28) Lsin o mVww, 外环控制律为 Lcos o mg. (19) 8gw =SgL +8'gw Kih.-Ki.h (29) 由式(19)可得 是nr民r 式中：δ瓢δm、0、0,分别为长、僚机的升降舵偏角 Xv=V (20) 和长、僚机的俯仰角，6，和0，的数值由通信系统传 利用长机做平直飞行的条件（化=0），可得 输到僚机的控制系统中. 4蚁=Xw-X=Xw (21) 式(28)和式(29)中参数值可以利用根轨迹法 而且式(15)可以简化为 确定如下： Kg=0.2,Kg=0.2, L。=Vwssin(Xg-）= K,=0.01,K,=0.005. Vwssin(4）=VwAx (22) 由式(20)、(21)和(22)可得到以下航迹动态方程： 4仿真结果与分析 L,=Vw到以， 4.1两机队形保持 (23) 采用长-僚机编队模式，利用Matlab/Simulink 在以下5个假设条件和边界条件下进行仿真 因此，完整的无人机横侧向线性模型为式(12)和 1)飞行速度保持在20m/s; 式(23)，其中内环控制律基于式(12)进行设计，外 2)垂直面上采用“平飞一爬升一平飞”的航迹， 环控制律基于式(23)进行设计 708时开始爬升，飞行高度由100m爬升到150m; 因此可以得到内环控制律为 3)队形参数设定为 8'Aw=-K,Pw-K(pg-P）, f。=-25m,L。=25m,h。=0; 8RW 6RL -K,rw (24) 4)初始位置误差为 外环控制律为 f。=-25m,L。=50m,h。=0; 8Aw=6u+84w-K,L。-K,L。 (25) 5)仿真时间为1208. 式中：δu、6AwδL、6w、P红、Pm分别为长、僚机副翼偏 仿真结果如图3~5所示，图3表示僚机位置误 角，长、僚机方向舵偏角和长、僚机滚转角.64L、δu、 差变化曲线；图4、图5分别表示两机水平面和垂直 P:的数值由通信系统传输到僚机的控制系统中. 面的轨迹，其中实线代表长机，虚线代表僚机 利用根轨迹法，可以确定式(24)和式(25)中的 50[ 参数值为 E -50 K2=0.15,K。=1.2,K.=0.2, 20 406080100120 飞行时间/s K.=0.13,K,=0.4. (a)而向误差变化 3.3垂直距离控制律 50 垂直距离控制的目标是使垂直距离误差h,最 -50 小，垂直距离控制的逻辑关系为：升降舵→俯仰角速 20 406080.100120 飞彳时问间/s 度→俯仰角+垂直速度+垂直距离。 化)侧向误差变化 飞行高度与俯仰角之间满足关系式 iw=Vw=Vwin0w≈Vw0g (26) 俯仰角与俯仰角速率之间满足关系式 20 4060.80100120 飞行时问/ 0=q (27) ()垂直误差变化 所以完整的无人机垂直方向线性模型为式(13)、 图3位置误差变化曲线 (26)和(27)所示，其中内环控制律基于式(13)进行 Fig.3 Change curve of distance error