專利名稱：一種存在網(wǎng)絡(luò)隨機(jī)延遲的微小型無(wú)人飛行器控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及存在網(wǎng)絡(luò)隨機(jī)延遲的微小型無(wú)人飛行器控制，屬于飛行控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種存在網(wǎng)絡(luò)隨機(jī)延遲的微小型無(wú)人飛行器控制方法。
背景技術(shù)：
當(dāng)前已經(jīng)有多達(dá)三十多個(gè)國(guó)家投入大量人力和財(cái)力從事無(wú)人機(jī)的研究和生產(chǎn)。經(jīng)過(guò)二十年的發(fā)展，該項(xiàng)技術(shù)已經(jīng)比較成熟，在軍民各個(gè)領(lǐng)域發(fā)揮著作用，盡管如此，單架無(wú)人機(jī)在遂行任務(wù)時(shí)存在著一些問(wèn)題，例如單架無(wú)人機(jī)可能受到傳感器的數(shù)量限制，不能從多角度全方位的對(duì)目標(biāo)區(qū)域進(jìn)行觀察，面臨大面積搜索任務(wù)時(shí)，不能有效的覆蓋整個(gè)搜索區(qū)域；如果執(zhí)行的是救援任務(wù)，單架無(wú)人機(jī)在載荷方面受到限制，往往影響整個(gè)救援的效
能，帶來(lái)更大損失，另外，一旦單架無(wú)人機(jī)出現(xiàn)故障，必須立即中斷任務(wù)返回，可能會(huì)延誤救援時(shí)機(jī)。針對(duì)單架無(wú)人機(jī)的上述缺點(diǎn)，近些年提出了編隊(duì)飛行控制的概念并取得了一定得研究成果，其中網(wǎng)絡(luò)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)是編隊(duì)飛行控制是否成功的決定性因素，目前無(wú)人機(jī)群編隊(duì)控制主要采用集中式控制結(jié)構(gòu)將編隊(duì)成員分成一個(gè)長(zhǎng)機(jī)和若干僚機(jī)，長(zhǎng)機(jī)將自身的制導(dǎo)回路信息通過(guò)無(wú)線通信網(wǎng)絡(luò)發(fā)送給僚機(jī)，僚機(jī)接收到長(zhǎng)機(jī)的信息后與自身的制導(dǎo)回路信息比較，按照某種隊(duì)形結(jié)構(gòu)計(jì)算自身的制導(dǎo)指令進(jìn)而與長(zhǎng)機(jī)以一定隊(duì)形結(jié)構(gòu)飛行。由于無(wú)人機(jī)制導(dǎo)回路的慣性大，帶寬較窄，而按照最優(yōu)隨機(jī)控制的觀點(diǎn)，網(wǎng)絡(luò)延遲往往可以等效為頻率相對(duì)較高的白噪聲，因此集中式控制體制下的網(wǎng)絡(luò)延遲對(duì)編隊(duì)隊(duì)形控制的影響不大。近些年來(lái)，隨著分布式編隊(duì)控制的發(fā)展，要求編隊(duì)成員不僅要在制導(dǎo)回路進(jìn)行協(xié)調(diào)，甚至是控制回路也要進(jìn)行協(xié)調(diào)，這就對(duì)網(wǎng)絡(luò)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)提出了較高的要求，由于控制回路的帶寬相對(duì)制導(dǎo)回路寬，很有可能將網(wǎng)絡(luò)延遲近似的噪聲納入到帶寬之內(nèi)，故網(wǎng)絡(luò)延遲可能導(dǎo)致飛控系統(tǒng)控制品質(zhì)惡化。網(wǎng)絡(luò)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的概念是針對(duì)無(wú)人機(jī)編隊(duì)飛行過(guò)程中的無(wú)線通信網(wǎng)絡(luò)延遲、丟包和時(shí)序錯(cuò)亂情況，設(shè)計(jì)飛行控制系統(tǒng)，滿足系統(tǒng)對(duì)超調(diào)量和調(diào)節(jié)時(shí)間等性能指標(biāo)的要求。網(wǎng)絡(luò)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法的研究最早可追溯到上世紀(jì)九十年代，經(jīng)過(guò)二十多年的發(fā)展形成了以下三個(gè)主要分支最優(yōu)隨機(jī)控制方法該方法首先將網(wǎng)絡(luò)延遲考慮為系統(tǒng)噪聲，并假定該延遲小于一個(gè)采樣周期并服從某種分布，采用線性隨機(jī)系統(tǒng)模型來(lái)描述網(wǎng)絡(luò)控制系統(tǒng)的隨機(jī)延遲特性，將服從某種分布的網(wǎng)絡(luò)隨機(jī)延遲對(duì)系統(tǒng)的影響轉(zhuǎn)化為L(zhǎng)QG (Linear QuadraticGaussian)問(wèn)題,利用 LQR (Linear Quadratic Regulator)和 Kalman 濾波的分離原理設(shè)計(jì)控制器。該方法的缺陷是實(shí)際系統(tǒng)控制中采用線性隨機(jī)系統(tǒng)模型來(lái)描述網(wǎng)絡(luò)控制系統(tǒng)的隨機(jī)延遲特性，進(jìn)而設(shè)計(jì)出的控制器魯棒性較差。模糊控制方法1965年美國(guó)的L. Zadeh教授提出了模糊邏輯的概念，20世紀(jì)90年代在日本電氣控制中得到了廣泛應(yīng)用。模糊控制方法一般應(yīng)用在對(duì)象模型不確定、傳統(tǒng)控制方法難以奏效的情況下，但是對(duì)模糊控制的嚴(yán)格數(shù)學(xué)分析方法并沒(méi)有構(gòu)建，其適用的問(wèn)題也沒(méi)有嚴(yán)格界定，另外在狀態(tài)參數(shù)較多的情況下，模糊隸屬度參數(shù)的選擇存在困難。魯棒控制方法魯棒控制方法是為了解決現(xiàn)實(shí)工程中很難獲得準(zhǔn)確的被控對(duì)象模型的問(wèn)題而發(fā)展起來(lái)的，該方法首先假設(shè)網(wǎng)絡(luò)延遲存在上下界，從而將網(wǎng)絡(luò)延遲看做是系統(tǒng)的一個(gè)不確定因素，同時(shí)綜合考慮被控對(duì)象本身的不確定性，利用回路成型(LoopShaping)、線性矩陣不等式(Linear Matrix Inequation)等傳統(tǒng)魯棒控制器設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)控制律。由于沒(méi)有對(duì)網(wǎng)絡(luò)延遲分布進(jìn)行描述，導(dǎo)致該方法設(shè)計(jì)的控制律往往過(guò)于保守。除了上述的三種網(wǎng)絡(luò)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法以外，網(wǎng)絡(luò)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法還包括一些其他的控制方法，如網(wǎng)絡(luò)攝動(dòng)法、狀態(tài)增廣法和緩沖隊(duì)列法等，這些方法計(jì)算復(fù)雜，設(shè)計(jì)結(jié)果保守，相對(duì)上面介紹的三種方法應(yīng)用較少。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是為了解決上述問(wèn)題，針對(duì)無(wú)人飛行器編隊(duì)飛行過(guò)程中不可避免的 無(wú)線自組織網(wǎng)絡(luò)隨機(jī)延遲問(wèn)題，以及現(xiàn)有網(wǎng)絡(luò)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法的過(guò)分保守性的缺點(diǎn)，引入了隨機(jī)魯棒分析與設(shè)計(jì)方法，解決了傳統(tǒng)的線性二次型調(diào)節(jié)器(LQR)控制對(duì)通信質(zhì)量要求較高和魯棒性較差的缺點(diǎn)，降低了對(duì)編隊(duì)無(wú)線數(shù)據(jù)鏈更新率的要求，使飛行器在存在較大網(wǎng)絡(luò)隨機(jī)延遲的情況下控制品質(zhì)仍能滿足要求。一種存在網(wǎng)絡(luò)隨機(jī)延遲的微小型無(wú)人飛行器控制方法，包括以下幾個(gè)步驟步驟一建立無(wú)人飛行器系統(tǒng)模型并確定控制律；步驟二 存在網(wǎng)絡(luò)隨機(jī)延遲的系統(tǒng)隨機(jī)魯棒性分析；步驟三確定網(wǎng)絡(luò)更新周期、優(yōu)化指標(biāo)與指標(biāo)權(quán)值；步驟四利用隨機(jī)魯棒設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)魯棒控制律；步驟五閉環(huán)六自由度非線性蒙特卡洛仿真驗(yàn)證；本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于(I)本發(fā)明在一定程度上緩解了網(wǎng)絡(luò)延遲導(dǎo)致的飛行控制系統(tǒng)品質(zhì)惡化，能夠增強(qiáng)分布式系統(tǒng)的穩(wěn)定性；其次控制系統(tǒng)的隨機(jī)魯棒分析與設(shè)計(jì)針對(duì)的網(wǎng)絡(luò)傳輸模式是事件驅(qū)動(dòng)的，這種傳輸模式有以下兩個(gè)優(yōu)點(diǎn)，一是降低了數(shù)據(jù)鏈設(shè)計(jì)的難度與成本，二是能較好的與現(xiàn)有民用網(wǎng)絡(luò)協(xié)議兼容。(2)將網(wǎng)絡(luò)隨機(jī)時(shí)延全部按照上界等效進(jìn)而采用傳統(tǒng)魯棒控制方法設(shè)計(jì)的控制律的方法能夠確保系統(tǒng)的魯棒穩(wěn)定性，但魯棒性能一般不好，相對(duì)于時(shí)延按上界等效的魯棒控制方法，本發(fā)明能夠更好的對(duì)系統(tǒng)的魯棒穩(wěn)定性和魯棒性能進(jìn)行折中；(3)在分析控制系統(tǒng)的同時(shí)，能夠同時(shí)給出對(duì)分布式無(wú)人機(jī)編隊(duì)自組織網(wǎng)絡(luò)更新率的最低要求，對(duì)分布式無(wú)人機(jī)編隊(duì)數(shù)據(jù)鏈的設(shè)計(jì)有一部分借鑒意義；( 4 )本發(fā)明沒(méi)有繁瑣的數(shù)學(xué)推導(dǎo)，而是充分利用了計(jì)算機(jī)高速處理數(shù)據(jù)的能力，相對(duì)于以往的針對(duì)線性時(shí)滯系統(tǒng)依靠數(shù)學(xué)推導(dǎo)獲得控制律的方法，該方法在線性系統(tǒng)LQR方法的基礎(chǔ)上直接對(duì)非線性系統(tǒng)利用蒙特卡洛仿真與現(xiàn)代優(yōu)化算法兩種隨機(jī)方法進(jìn)行隨機(jī)魯棒分析與設(shè)計(jì)，工程性與可操作性較強(qiáng)。


圖I :網(wǎng)絡(luò)飛行控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖2 :基于事件驅(qū)動(dòng)的均值μ d為1000ms,方差σ d為500ms的正態(tài)分布網(wǎng)絡(luò)延遲效果圖；圖3 :隨機(jī)魯棒分析與設(shè)計(jì)方法的流程圖；圖4 :利用LQR方法設(shè)計(jì)的控制律對(duì)無(wú)網(wǎng)絡(luò)延遲的非線性系統(tǒng)的控制效果圖；圖5 :均值μ d為1000ms，方差σ d為500ms的網(wǎng)絡(luò)隨機(jī)延遲蒙特卡洛仿真結(jié)果圖；圖6 :均值μ d為500ms，方差σ d為250ms的網(wǎng)絡(luò)隨機(jī)延遲蒙特卡洛仿真結(jié)果圖；圖7 :等效上界魯棒控制設(shè)計(jì)保守性原因說(shuō)明示意圖；圖8 :標(biāo)準(zhǔn)粒子群算法尋優(yōu)代價(jià)收斂曲線；
圖9 :控制隨機(jī)延遲、觀測(cè)隨機(jī)延遲同時(shí)存在的網(wǎng)絡(luò)延遲效果圖；圖10:利用隨機(jī)魯棒分析與設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)后的控制律對(duì)無(wú)人飛行器控制的蒙特卡洛仿真驗(yàn)證圖。
具體實(shí)施例方式下面將結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說(shuō)明。本發(fā)明是一種存在網(wǎng)絡(luò)隨機(jī)延遲的微小型無(wú)人飛行器控制方法，流程如圖3所示，包括以下幾個(gè)步驟步驟一建立無(wú)人飛行器系統(tǒng)模型并確定控制律；具體為(I)根據(jù)風(fēng)洞吹風(fēng)獲得無(wú)人飛行器動(dòng)力學(xué)參數(shù)和物理參數(shù)；無(wú)人飛行器動(dòng)力學(xué)參數(shù)和物理參數(shù)可以根據(jù)實(shí)際風(fēng)洞吹風(fēng)得到，采用英美坐標(biāo)系，具體為①獲取縱向力和力矩系數(shù)包括升力系數(shù)CLQ、CLa，阻力系數(shù)CDQ、Cda、CDq、cD，俯仰力矩系數(shù)CmQ、Cma、C胃、，其中，Cl。為攻角為O度時(shí)的升力系數(shù)，Cl。為升力關(guān)于攻角的升力系數(shù)，Clq為升力關(guān)于俯仰角速度的升力系數(shù)，為升力關(guān)于升降舵的升力系數(shù)，Cdci為攻角為O度時(shí)的阻力系數(shù)，CDa為阻力關(guān)于攻角的阻力系數(shù)，Cdq為阻力關(guān)于俯仰角速度的阻力系數(shù)，cM.為阻力關(guān)于升降舵的阻力系數(shù)，Cffl0為攻角為O度時(shí)的俯仰力矩系數(shù)，Cma為俯仰力矩關(guān)于攻角的力矩系數(shù)，C胃為俯仰力矩關(guān)于俯仰角速度的力矩系數(shù)、為俯仰力矩關(guān)于升降舵的力矩系數(shù)；②獲取橫側(cè)向力和力矩系數(shù)包括側(cè)力系數(shù)CYe、CYp、CYr、q,、·、G、'，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cie、Clp、Clr、·^、C1Sr，偏航力矩系數(shù)Cne、Cnp、Cnr、Cn4i、Ctn5r，其中，Cy0為側(cè)力關(guān)于側(cè)滑角的側(cè)力系數(shù)，CypS側(cè)力關(guān)于滾轉(zhuǎn)角速度的側(cè)力系數(shù)，Cft為側(cè)力關(guān)于偏航角速度的側(cè)力系數(shù)，C力側(cè)力關(guān)于副翼的側(cè)力系數(shù)C、力側(cè)力關(guān)于方向舵的側(cè)力系數(shù)，C10為滾轉(zhuǎn)力矩關(guān)于側(cè)滑角的力矩系數(shù)，Clp為滾轉(zhuǎn)力矩關(guān)于滾轉(zhuǎn)角速度的力矩系數(shù)，Clr為滾轉(zhuǎn)力矩關(guān)于偏航角速度的力矩系數(shù)q為滾轉(zhuǎn)力矩關(guān)于副翼的力矩系數(shù)為滾轉(zhuǎn)力矩關(guān)于方向舵的力矩系數(shù)，Cne為偏航力矩關(guān)于側(cè)滑角的力矩系數(shù)，Cnp為偏航力矩關(guān)于滾轉(zhuǎn)角速度的力矩系數(shù)，Cnr為偏航力矩關(guān)于偏航角速度的力矩系數(shù)，Cm5fj為偏航力矩關(guān)于副翼的力矩系數(shù)為偏航力矩關(guān)于方向舵的力矩系數(shù)；
③獲取無(wú)人飛行器的質(zhì)量m (kg)、平均幾何弦長(zhǎng)Ca U)、翼展b U)、飛行器參考面積3￥ (m2)、X軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量Ix (kg*m2)、Y軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量Iy (kg ·πι2)、Ζ軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量Iz (kg ·πι2)、慣量積Ixz (kg · m2)、舵機(jī)時(shí)間常數(shù)Ts (S)、舵機(jī)放大系數(shù)Ks、發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)間常數(shù)Tt (S)、發(fā)動(dòng)機(jī)放大系數(shù)Kt、怠速推力tA (N)、最大推力tmax (N)和最小推力tmin (N)。(2)建立非線性六自由度動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)方程；
選取無(wú)人機(jī)飛行狀態(tài)向量為X{t) = [V α β ρ q r φ θ ψ X y h m δα δε dtf其中，V表示速度、α表示攻角、β表示側(cè)滑角、P表示滾轉(zhuǎn)角速度、q表示俯仰角速度、r表示偏航角速度、Φ表示滾轉(zhuǎn)角、Θ表示俯仰角、ψ表示偏航角、X表示東向位置、y表示南向位置、h表示高度、m表示質(zhì)量、33表示副翼偏角、表示升降舵偏角、δ ^表示方向舵偏角、31表不發(fā)動(dòng)機(jī)推力。建立無(wú)人飛行器非線性六自由度運(yùn)動(dòng)學(xué)與動(dòng)力學(xué)方程如下
權(quán)利要求
1.一種存在網(wǎng)絡(luò)隨機(jī)延遲的微小型無(wú)人飛行器控制方法，其特征在于，包括以下幾個(gè)步驟 步驟一建立無(wú)人飛行器系統(tǒng)模型并確定控制律； 具體為 (1)根據(jù)風(fēng)洞吹風(fēng)獲得無(wú)人飛行器動(dòng)力學(xué)參數(shù)和物理參數(shù)； 無(wú)人飛行器動(dòng)力學(xué)參數(shù)和物理參數(shù)可以根據(jù)實(shí)際風(fēng)洞吹風(fēng)得到，采用英美坐標(biāo)系，具體為 ①獲取縱向力和力矩系數(shù)包括升力系數(shù)CuiXlq、(^、，阻力系數(shù)CD(l、CDaXmSdsc，俯仰力矩系數(shù)，其中，Cui為攻角為O度時(shí)的升力系數(shù)，Qa為升力關(guān)于攻角的升力系數(shù)，Clq為升力關(guān)于俯仰角速度的升力系數(shù)，Q,為升力關(guān)于升降舵的升力系數(shù)，CD。為攻角為O度時(shí)的阻力系數(shù)，CDa為阻力關(guān)于攻角的阻力系數(shù)，Cdq為阻力關(guān)于俯仰角速度的阻力系數(shù)，Cz 為阻力關(guān)于升降舵的阻力系數(shù)，Cmtl為攻角為O度時(shí)的俯仰力矩系數(shù)，Cma為俯仰力矩關(guān)于攻角的力矩系數(shù)，Cfflq為俯仰力矩關(guān)于俯仰角速度的力矩系數(shù)、€喊為俯仰力矩關(guān)于升降舵的力矩系數(shù)； ②獲取橫側(cè)向力和力矩系數(shù)包括側(cè)力系數(shù)Cye、CYp、CYr、Q-J7、^Ysr，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)C10、ClpA1 C1、CWr，偏航力矩系數(shù)Cne、Cnp、Cm、q,，其中，Cy0為側(cè)力關(guān)于側(cè)滑角的側(cè)力系數(shù)，CypS側(cè)力關(guān)于滾轉(zhuǎn)角速度的側(cè)力系數(shù)，Cft為側(cè)力關(guān)于偏航角速度的側(cè)力系數(shù)，( 為側(cè)力關(guān)于副翼的側(cè)力系數(shù)，Cy4為側(cè)力關(guān)于方向舵的側(cè)力系數(shù)，C10為滾轉(zhuǎn)力矩關(guān)于側(cè)滑角的力矩系數(shù)，Clp為滾轉(zhuǎn)力矩關(guān)于滾轉(zhuǎn)角速度的力矩芊數(shù)，Clr為滾轉(zhuǎn)力矩關(guān)于偏航角速度的力矩系數(shù)，為滾轉(zhuǎn)力矩關(guān)于副翼的力矩系數(shù)，C,力滾轉(zhuǎn)力矩關(guān)于方向舵的力矩系數(shù)，Cne為偏航力矩關(guān)于側(cè)滑角的力矩系數(shù)，Cnp為偏航力矩關(guān)于滾轉(zhuǎn)角速度的力矩系數(shù)，Cnr為偏航力矩關(guān)于偏航角速度的力矩系數(shù)，Cm5a為偏航力矩關(guān)于副翼的力矩系數(shù)，Clrf,.為偏航力矩關(guān)于方向舵的力矩系數(shù)； ③獲取無(wú)人飛行器的質(zhì)量m、平均幾何弦長(zhǎng)Ca、翼展b、飛行器參考面積Sw、X軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量IX、Y軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量ΙΥ、Ζ軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量Ιζ、慣量積Ixz、舵機(jī)時(shí)間常數(shù)Ts (s)、舵機(jī)放大系數(shù)Ks、發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)間常數(shù)Tt (s)、發(fā)動(dòng)機(jī)放大系數(shù)Kt、怠速推力tA (N)、最大推力tmax (N)和最小推力tmin (N); (2)建立非線性六自由度動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)方程； 選取無(wú)人機(jī)飛行狀態(tài)向量為 Ι(/) = [ , α β P q r φ β υ/ X y h m Se Sr ] 其中,V表示速度、α表示攻角、β表示側(cè)滑角、P表示滾轉(zhuǎn)角速度、q表示俯仰角速度、r表示偏航角速度、Φ表示滾轉(zhuǎn)角、Θ表示俯仰角、V表示偏航角、X表示東向位置、y表示南向位置、h表示高度、m表示質(zhì)量、Sa表示副翼偏角、表示升降舵偏角、表示方向舵偏角、δ t表示發(fā)動(dòng)機(jī)推力； 建立無(wú)人飛行器非線性六自由度運(yùn)動(dòng)學(xué)與動(dòng)力學(xué)方程如下
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的一種存在網(wǎng)絡(luò)隨機(jī)延遲的微小型無(wú)人飛行器控制方法，其特征在于，還包括步驟五，閉環(huán)六自由度非線性蒙特卡洛仿真驗(yàn)證，具體為 在同時(shí)存在傳感器觀測(cè)延遲τ。和執(zhí)行器控制延遲τ。的條件下，且
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種存在網(wǎng)絡(luò)隨機(jī)延遲的微小型無(wú)人飛行器控制方法，屬于飛行控制技術(shù)領(lǐng)域，包括建立無(wú)人飛行器系統(tǒng)模型并設(shè)計(jì)控制律，存在網(wǎng)絡(luò)隨機(jī)延遲的系統(tǒng)隨機(jī)魯棒性分析，確定網(wǎng)絡(luò)更新周期、優(yōu)化指標(biāo)與指標(biāo)權(quán)值，利用隨機(jī)魯棒設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)魯棒控制律，閉環(huán)六自由度非線性蒙特卡洛仿真驗(yàn)證。其中步驟二中的網(wǎng)絡(luò)隨機(jī)延遲包括傳感器觀測(cè)延遲、執(zhí)行器控制延遲以及觀測(cè)與控制疊加的混合延遲。本發(fā)明解決了傳統(tǒng)的線性二次型調(diào)節(jié)器控制對(duì)通信質(zhì)量要求較高和魯棒性較差的缺點(diǎn)，將基于隨機(jī)魯棒分析與設(shè)計(jì)的控制方法引入到基于網(wǎng)絡(luò)的無(wú)人飛行器的控制當(dāng)中，降低了對(duì)無(wú)人機(jī)編隊(duì)無(wú)線數(shù)據(jù)鏈更新率的要求，進(jìn)而能夠增強(qiáng)無(wú)人機(jī)群編隊(duì)的魯棒性。
文檔編號(hào)G05D1/08GK102880182SQ20121033781
公開(kāi)日2013年1月16日 申請(qǐng)日期2012年9月12日 優(yōu)先權(quán)日2012年9月12日
發(fā)明者吳森堂, 孫健, 胡楠希, 杜陽(yáng) 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)