雷達(dá)監(jiān)測協(xié)同飛行器列陣飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

王盤龍，嵇啟春

(西安建筑科技大學(xué) 信息與控制工程學(xué)院，西安 710000)

0 引言

飛行器問世以來，以其安全、靈活、輕量化、性價(jià)比高等諸多優(yōu)點(diǎn)成為航空工業(yè)發(fā)展的重點(diǎn)方向。但是由于受起飛重量、留空時(shí)間、電源控制的制約，單架飛行器可掛載的有效載荷十分有限，造成功能單一的窘迫難題，嚴(yán)重限制了飛行器的應(yīng)用。飛行器列陣飛行模式可以有效解決這一問題，但列陣飛行過程中姿態(tài)與相對(duì)位置較難控制[1]。

文獻(xiàn)[2]采用仿生蜂群的“主—從”體系架構(gòu)，在列陣中設(shè)置一架指揮機(jī)，由其控制其他列陣成員，但是復(fù)雜的機(jī)間通訊系統(tǒng)和龐大的功耗制約了其向?qū)嵱没D(zhuǎn)變。文獻(xiàn)[3]采用地面控制的技術(shù)體制，多個(gè)地面控制站分別遙控一架飛行器，人為完成飛行器列陣，雖然實(shí)現(xiàn)了列陣飛行演示，但是地面控制設(shè)備過于龐大，導(dǎo)致成本居高不下，同樣限制了其應(yīng)用。

為了以最簡化的系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)多飛行器列陣飛行的控制難題，提出一種采用地面站視頻監(jiān)測飛行器狀態(tài)的方法[4-5]，將復(fù)雜的機(jī)間協(xié)同設(shè)置在地面站執(zhí)行，列陣中各飛行器的飛行狀態(tài)、姿態(tài)信息以及控制指令都由地面站發(fā)出，大幅度地減少了飛行器上為列陣飛行配備的硬件設(shè)備，為有效任務(wù)載荷留出空間；設(shè)計(jì)了改進(jìn)型降噪目標(biāo)提取算法，改善了飛行器目標(biāo)在視頻圖像中的信噪比，降低了對(duì)光學(xué)成像設(shè)備的要求，控制了成本。以簡化、實(shí)用的系統(tǒng)組成，低成本實(shí)現(xiàn)智能化飛行器列陣控制的目的。

1 基于雷達(dá)監(jiān)測的飛行器列陣飛行智能控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)

出于對(duì)飛行器列陣飛行中飛機(jī)定位與姿態(tài)調(diào)整等關(guān)鍵技術(shù)的考慮，基于雷達(dá)監(jiān)測的飛行器列陣飛行智能控制系統(tǒng)側(cè)重于解決對(duì)飛行器空間位置的監(jiān)測和列陣隊(duì)形的智能控制問題。系統(tǒng)由雷達(dá)監(jiān)測子系統(tǒng)、飛行器位置與姿態(tài)感知子系統(tǒng)以及飛行器列陣航路控制子系統(tǒng)組成。系統(tǒng)組成框圖見圖1。

圖1 基于雷達(dá)監(jiān)測的飛行器列陣飛行智能控制系統(tǒng)組成框圖

雷達(dá)監(jiān)測子系統(tǒng)位于地面站，完成對(duì)飛行器位置的監(jiān)視及飛行器間相對(duì)位置的測量，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的位置鎖定與控制姿態(tài)檢查功能；飛行器列陣航路控制子系統(tǒng)設(shè)置于地面站控制主機(jī)中，完成對(duì)列陣中各個(gè)飛行器的航路規(guī)劃，生成對(duì)每一架飛行器的姿態(tài)調(diào)整命令，實(shí)現(xiàn)對(duì)列陣隊(duì)形的控制；飛行器位置與姿態(tài)感知子系統(tǒng)為分布式架構(gòu)，位于每一架飛行器上，完成對(duì)載機(jī)的空間定位與姿態(tài)感知。在數(shù)據(jù)鏈路組成的命令與數(shù)據(jù)傳輸平臺(tái)中，飛行器位置與姿態(tài)感知子系統(tǒng)能夠完成自身狀態(tài)的上報(bào)，雷達(dá)監(jiān)測子系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)對(duì)每一架飛行器的控制。

1.2 雷達(dá)監(jiān)測子系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.2.1 雷達(dá)監(jiān)測子系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

飛行器位置定位方法主要有雷達(dá)法和圖像法，雷達(dá)法采用探測雷達(dá)波回波的技術(shù)實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的定位與跟蹤；圖像法采用可見光或紅外攝像機(jī)采集飛行器畫面，通過目標(biāo)識(shí)別與跟蹤，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的監(jiān)測[6]。本文采用雷達(dá)法和圖像法共同完成對(duì)飛行器監(jiān)測系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。

雷達(dá)監(jiān)測子系統(tǒng)由視頻采集模塊、通信模塊、解碼模塊、圖像存儲(chǔ)模塊、算法處理模塊以及云臺(tái)控制模塊組成。

視頻采集模塊是飛行器列陣飛行智能控制系統(tǒng)的光學(xué)前端，選用?？低旸S-2DF73301W型攝像機(jī)，實(shí)現(xiàn)可見光視頻圖像的采集功能[7]。該型攝像機(jī)采用1/2.8"CMOS光電轉(zhuǎn)換器件，最大分辨率2 048*1 536，幀頻25 fps，鏡頭焦距4.5～135 mm，視場角58.9～2.11°連續(xù)可調(diào)，可以滿足5 km距離內(nèi)對(duì)飛行器的探測與監(jiān)視需求。

通信模塊采用網(wǎng)絡(luò)交換機(jī)和以太網(wǎng)完成攝像機(jī)與計(jì)算機(jī)連通，保證兩者之間監(jiān)控畫面和控制指令的實(shí)時(shí)通信。

解碼模塊內(nèi)置于計(jì)算機(jī)中，實(shí)現(xiàn)視頻碼流解碼，并將圖像轉(zhuǎn)換為RGB格式，存入圖像存儲(chǔ)模塊待處理。

圖像存儲(chǔ)模塊作為圖像緩存中心，將解碼模塊送來的視頻碼流超低延時(shí)存儲(chǔ)，并能夠快速讀取，供算法讀取解算。

算法處理模塊是圖像采集的處理核心，負(fù)責(zé)將視頻流中的圖像根據(jù)預(yù)設(shè)規(guī)則提取并確認(rèn)，輸出脫靶量給云臺(tái)控制機(jī)模塊，同時(shí)向計(jì)算機(jī)發(fā)送跟蹤結(jié)果。

云臺(tái)控制模塊是攝像機(jī)的載體控制器，控制云臺(tái)轉(zhuǎn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)目標(biāo)置中和攝像機(jī)光軸中心調(diào)整。

以上各模塊形成一個(gè)視頻采集輸入——處理——識(shí)別——跟蹤的目標(biāo)發(fā)現(xiàn)流程，能夠?qū)α嘘囍懈鱾€(gè)飛行器的空間位置和姿態(tài)信息進(jìn)行采集。為了提高飛行器的識(shí)別概率和跟蹤精度，需要在算法處理模塊中根據(jù)飛行器的物理特征、灰度值特征、運(yùn)動(dòng)特征加以綜合，剔除背景的虛假目標(biāo)。處理流程見圖2。

圖2 地面站飛行器監(jiān)測流程圖

攝像機(jī)碼流的幀頻為25 fps，而系統(tǒng)算法的設(shè)計(jì)處理速度為10 020幀/s，如果對(duì)解碼獲得的每一幀圖像都進(jìn)行串行處理，會(huì)導(dǎo)致運(yùn)算量巨大，數(shù)據(jù)堆積，造成延時(shí)，影響系統(tǒng)的跟蹤精度。且該問題會(huì)隨著程序運(yùn)行時(shí)間的延長形成累積效應(yīng)，引發(fā)“死機(jī)”[8]。為解決這一問題，系統(tǒng)設(shè)計(jì)為多線程實(shí)時(shí)處理模式，在FPGA中以硬件語言構(gòu)建處理線程。第一個(gè)線程，負(fù)責(zé)視頻解碼并將結(jié)果存入COAST；采用算法跟蹤檢測在存儲(chǔ)模塊中調(diào)用的第二個(gè)線程。通過設(shè)置模塊定位目標(biāo)。為防止線程間數(shù)據(jù)混淆，并提高算法功能，故不設(shè)置數(shù)據(jù)交互模塊。課題所設(shè)計(jì)系統(tǒng)中，不同的線程對(duì)數(shù)據(jù)的處理速度是不同的，故此需要采用丟幀法解決鏈隊(duì)列圖像存儲(chǔ)結(jié)構(gòu)中，由于線程速率不同產(chǎn)生的圖像信息錯(cuò)誤問題。丟幀法是在檢測出鏈隊(duì)列圖像數(shù)據(jù)錯(cuò)誤時(shí)，不處理該問題圖像，直接繼續(xù)處理下一幀圖像的一種容錯(cuò)處理方法。采用丟幀法可以保證監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)的實(shí)時(shí)性，防止系統(tǒng)對(duì)圖像數(shù)據(jù)糾錯(cuò)而產(chǎn)生數(shù)據(jù)監(jiān)控延時(shí)問題。

1.2.2 雷達(dá)監(jiān)測子系統(tǒng)程序設(shè)計(jì)

為提高飛行器目標(biāo)檢測速度，滿足系統(tǒng)實(shí)時(shí)性需求，本文采用改進(jìn)型目標(biāo)提取算法。算法的核心是對(duì)圖像處理領(lǐng)域廣泛使用的經(jīng)典非線性各向異性擴(kuò)散方程(P-M模型)進(jìn)行改進(jìn)，優(yōu)化目標(biāo)圖像的邊緣，提高目標(biāo)與背景的分界特征。

P-M模型可以概括為兩個(gè)擴(kuò)散系數(shù)函數(shù)：

(1)

(2)

式中，▽u為梯度模，k為邊緣閾值，f(|▽u|)表示擴(kuò)散的強(qiáng)度，在邊緣區(qū)域擴(kuò)散力度小。

經(jīng)過坐標(biāo)變換后，可將P-M模型簡化為：

(3)

uηη和uξξ代表u在切線方向η與梯度方向ξ上的二階導(dǎo)數(shù)。

為降低邊緣區(qū)域的擴(kuò)散性，對(duì)P-M模型加以改進(jìn)，力求在邊緣區(qū)域的f(x)趨于0，函數(shù)只沿著切線方向擴(kuò)散，構(gòu)建改進(jìn)型目標(biāo)提取算法：

(4)

其中：k為一個(gè)設(shè)定值。當(dāng)自變量為0時(shí)，函數(shù)值為0.5，切線和梯度方向具有相同的擴(kuò)散；隨著自變量增大，函數(shù)值減小，直至趨近于0，即只沿著切線擴(kuò)散，滿足各向異性擴(kuò)散要求。

具體流程為：首先使用三幀差分法去除鬼影現(xiàn)象，檢測運(yùn)動(dòng)目標(biāo)的軌跡特征；在檢測到運(yùn)動(dòng)目標(biāo)之后，根據(jù)目標(biāo)大小設(shè)置自適應(yīng)波門，劃定運(yùn)動(dòng)目標(biāo)所在區(qū)域，對(duì)該區(qū)域使用改進(jìn)型目標(biāo)提取算法進(jìn)行識(shí)別[9]。由于這樣處理后，極大地縮小了需處理圖像的數(shù)據(jù)量，相應(yīng)地也減少了算法的計(jì)算量，能夠滿足系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性需求。

由于改進(jìn)算法提取的目標(biāo)自適應(yīng)波門并不一定能將飛行器目標(biāo)完全精確地圈定，而可能只圈定了目標(biāo)的一部分，因此需要對(duì)波門進(jìn)行中心放大，保持波門的中心位置不變，根據(jù)檢測到的飛行器圖像面積信息按比例放大波門的長和寬，再在放大后飛行器圖像中進(jìn)行檢測。

檢測結(jié)果儲(chǔ)存在類Rect中，Rect包含4個(gè)參數(shù)x、y、w和h，分別指波門的左上角坐標(biāo)(x，y)以及波門的寬w和高h(yuǎn)，Rect進(jìn)行自適應(yīng)調(diào)整的公式如式(5)所示，式中，m為自適應(yīng)調(diào)整Rect參數(shù)，x0、y0、w0、h0為原Rect參數(shù)，放大2倍。為應(yīng)對(duì)飛行器目標(biāo)超出波門界限問題以及目標(biāo)恰在圖像邊緣區(qū)形成超界，需要對(duì)檢測結(jié)果進(jìn)一步計(jì)算，實(shí)現(xiàn)根據(jù)目標(biāo)圖像大小自適應(yīng)設(shè)定波門框大小的功能，參見公式(6)，將檢測結(jié)果與原圖對(duì)應(yīng)的類Rect(0，0，2 048，1 536)求交集，計(jì)算波門大小[10]。式中，x、y、w、h為最終結(jié)果參數(shù)。

Rect(x1,y1,w1,h1)=Rect(x0-m*w0/2,

y0-m*h0/2,m*w0,m*h0)

(5)

Rect(x,y,w,h)=Rect(x1,y1,w1,h1)&

Rect(0,0,2048,1536)

(6)

在飛行器列陣距離攝像機(jī)約480 m情況下，攝像機(jī)放大倍數(shù)選取為30倍，單架飛行器在畫面中的分辨率計(jì)算大小約為24×12，此情況下飛行器監(jiān)測的處理速度約為5.71 fps，對(duì)列陣中有效區(qū)分距離為0.5 m，滿足飛行器列陣飛行中的安全距離設(shè)定值，因此雷達(dá)監(jiān)測子系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)飛行器列陣精密監(jiān)控的功能需求。雷達(dá)監(jiān)測子系統(tǒng)流程如圖3所示。

圖3 雷達(dá)監(jiān)測子系統(tǒng)流程圖

1.3 飛行器位置與姿態(tài)感知子系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.3.1 飛行器位置與姿態(tài)感知子系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

根據(jù)雷達(dá)監(jiān)測子系統(tǒng)完成對(duì)飛行器列陣的空間定位監(jiān)控，飛行器位置與姿態(tài)感知子系統(tǒng)完成單架飛行器自身定位測量和姿態(tài)感知功能，實(shí)現(xiàn)機(jī)上數(shù)據(jù)與地面數(shù)據(jù)的相互印證與支持，并為列陣中飛行器間距提供準(zhǔn)確數(shù)據(jù)。

飛行器的姿態(tài)解算需要對(duì)陀螺儀、加速度計(jì)、磁力計(jì)3個(gè)傳感器的信息綜合解算。由于傳感器的靈敏度高易受噪聲干擾特點(diǎn)，為提高姿態(tài)測量的精度，采用數(shù)字濾波方法對(duì)傳感器原始數(shù)據(jù)加以處理，經(jīng)過數(shù)據(jù)融合、姿態(tài)解算等處理后，計(jì)算出飛行器的俯仰角、橫滾角、偏航角三軸姿態(tài)數(shù)據(jù)[11]。本文中飛行器的陀螺儀和加速度計(jì)選用的是集成的六軸傳感器MPU6050，磁力計(jì)選用的HMC5883L芯片，傳感器均采用IIC總線與飛控通信互聯(lián)。

1.3.2 飛行器位置與姿態(tài)感知子系統(tǒng)程序設(shè)計(jì)

考慮到陀螺儀工作的實(shí)時(shí)性要求以及噪聲干擾源主要為機(jī)上電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)帶來的高頻振蕩，因此選擇了低通濾波。

低通濾波的原理為：將每一次的輸出值與上一次的輸出值建立關(guān)聯(lián)，減緩信號(hào)的跳變，起到平滑信號(hào)的作用[12]。低通濾波算法如式(7)所示：

y(n)=ax(n)+(1-a)y(n-1)

(7)

式中,a為濾波系數(shù)。通過調(diào)節(jié)a來平衡靈敏度和平穩(wěn)度，a的值越小，表示對(duì)信號(hào)跳變的限定越嚴(yán)格，得到濾波器輸出越平穩(wěn)，但同時(shí)靈敏度會(huì)越低；相反，a的值越大，對(duì)信號(hào)跳變的限定能力越差，輸出變得不穩(wěn)定，但電路靈敏度會(huì)變高。合理選取低通濾波系數(shù)a，會(huì)兼顧靈敏度和實(shí)時(shí)性要求，適于機(jī)上陀螺儀的信號(hào)濾波降噪。

針對(duì)加速度計(jì)輸出信號(hào)的周期性特點(diǎn)，以及干擾源同樣為機(jī)上電機(jī)的高頻振蕩，選擇了滑動(dòng)窗口濾波?；瑒?dòng)窗口濾波是綜合設(shè)定時(shí)間長度的輸出均值，當(dāng)前輸出受窗口內(nèi)輸出歷史的影響?；瑒?dòng)窗口濾波算法由于每次只需采樣一次數(shù)據(jù)，大大縮短了濾波時(shí)間，且該算法采集的最近的N次數(shù)據(jù)使得算法有較高的響應(yīng)速度[13]。公式見(8)：

(8)

磁力計(jì)濾波因其數(shù)據(jù)較為穩(wěn)定但容易受磁場影響的特性，同樣選擇了濾波系數(shù)a較大、輸出穩(wěn)定的低通濾波。

通過以上濾波取得原始數(shù)據(jù)后，由于傳感器自身漂移等問題，這些數(shù)據(jù)還不能直接使用，需要進(jìn)一步采用互補(bǔ)濾波的方法進(jìn)行處理。

(9)

式中，q為歐拉公式中的四元數(shù)，T為周期，t為時(shí)間。將濾波后的數(shù)據(jù)帶入公式(9)，可求得三軸歐拉角[14]。

(10)

式中，φ為飛行器的橫滾角，θ為飛行器的俯仰角，φ為飛行器的偏航角。列陣中各架飛行器的三軸歐拉角通過數(shù)據(jù)鏈路傳送到地面站，作為列陣的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)，以便后續(xù)列陣調(diào)整時(shí)的位置依據(jù)。飛行器位置與姿態(tài)感知系統(tǒng)流程如圖4所示。

圖4 飛行器位置與姿態(tài)感知系統(tǒng)流程

1.4 飛行器列陣航路控制子系統(tǒng)設(shè)計(jì)

飛行器列陣航路控制子系統(tǒng)為地面站控制的核心設(shè)備，硬件形式為一臺(tái)高性能工業(yè)控制計(jì)算機(jī)，操作系統(tǒng)平臺(tái)為Windows7。

經(jīng)過上述兩個(gè)子系統(tǒng)的數(shù)據(jù)采集，已經(jīng)為飛行器列陣的航跡規(guī)劃和隊(duì)形排布提供了數(shù)據(jù)基礎(chǔ)，飛行器列陣航路控制子系統(tǒng)可根據(jù)采集到的數(shù)據(jù)，對(duì)每一架飛行器的動(dòng)作進(jìn)行規(guī)劃設(shè)計(jì)，發(fā)出動(dòng)作調(diào)整指令。

航跡規(guī)劃是列陣飛行控制的核心步驟，即根據(jù)給定任務(wù)的預(yù)設(shè)目標(biāo)進(jìn)行解算分解，生成列陣中每一架飛行器的飛行航跡規(guī)劃[15]。為簡化操控，飛行器列陣的飛行路線作為一個(gè)整體設(shè)定，具體隊(duì)形變換預(yù)設(shè)幾組程序。單架飛行器一次的飛行航線由若干個(gè)有序的控制航點(diǎn)組成，地面站根據(jù)隊(duì)形的設(shè)置要求解算出每一架飛行器距離隊(duì)形中心的相對(duì)位置，自動(dòng)發(fā)送給飛行器，由多個(gè)飛行器演示列陣飛行功能。解算的流程為：

首先，添加規(guī)劃的航跡點(diǎn)。針對(duì)每一架飛行器生成規(guī)劃航跡點(diǎn)的序號(hào)、經(jīng)度、緯度和高度序列信息。規(guī)劃飛行器飛行的偏航角，這樣呈現(xiàn)出來的飛機(jī)朝向即為規(guī)定的飛行器飛行朝向。

其次，列表顯示為每一架飛行器生成一個(gè)列表控件，用來規(guī)劃和記錄航跡點(diǎn)的信息。

再次，修改航跡點(diǎn)。根據(jù)飛行器列陣航路控制子系統(tǒng)計(jì)算出的規(guī)劃數(shù)據(jù)，對(duì)比雷達(dá)監(jiān)測子系統(tǒng)測得的飛行器空間位置數(shù)據(jù)和機(jī)上下傳的三軸角信息，自動(dòng)計(jì)算偏離量，并實(shí)時(shí)做出調(diào)整指令。

2 飛行器列陣飛行測試實(shí)驗(yàn)

2.1 測試環(huán)境與列陣飛行實(shí)驗(yàn)方案

為驗(yàn)證本文設(shè)計(jì)的正確性和有效性，開展飛行器列陣飛行測試實(shí)驗(yàn)。飛行器選用大疆精靈3型，數(shù)量設(shè)置為50架，飛行空域限定在城市周邊空曠場地，保證方圓5 km之內(nèi)具有良好通視條件，飛行器飛行高度不超過150 m。本次實(shí)驗(yàn)主要考察飛行器列陣飛行智能控制系統(tǒng)對(duì)飛行器的控制和列陣規(guī)劃能力，在預(yù)設(shè)一字形、“S”形、“矩陣”列陣中，飛行器位置信息、距離信息、橫滾角、俯仰角、偏航角測量值與預(yù)設(shè)值的偏差。

實(shí)驗(yàn)中，第一階段設(shè)定50架飛行器呈一字形等間距靜態(tài)懸停，持續(xù)5 min；第二階段設(shè)定50架飛行器呈“S”形，保持50 m飛行高度自南向北勻速飛行；第三階段設(shè)定50架飛行器呈矩陣隊(duì)形，高度分別在50～60 m之間依次升降。

在控制系統(tǒng)軟件界面中輸入隊(duì)形策略為“矩陣”隊(duì)形。如圖5所示。

圖5 飛行器列陣飛行智能控制系統(tǒng)操作界面

實(shí)驗(yàn)場景照片見圖6。

圖6 飛行器列陣飛行智能控制實(shí)驗(yàn)場景圖

2.2 監(jiān)測數(shù)據(jù)與實(shí)測效果

分別采集50架飛行器在3個(gè)階段穩(wěn)定狀態(tài)下的參數(shù)瞬時(shí)值與預(yù)設(shè)值比較，觀察數(shù)值的偏差情況，以此分析智能控制系統(tǒng)的控制精細(xì)度。

圖7 橫滾角、俯仰角、偏航角準(zhǔn)確率統(tǒng)計(jì)圖

通過實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)分析可知，采用所設(shè)計(jì)智能控制系統(tǒng)對(duì)列陣中各飛行器進(jìn)行控制，其中，俯仰角偏差率較大，平均偏差值約為2%；橫滾角偏差率平均值為1.5%，偏航角偏差率平均值約為1%。分析可知該智能控制系統(tǒng)的偏差維持在2%以下，偏差率較低，說明各機(jī)能夠按照預(yù)定的飛行軌跡完成飛行動(dòng)作，且隊(duì)形保持基本穩(wěn)定，無論在靜態(tài)懸停還是在交替升降的機(jī)動(dòng)過程中，智能控制系統(tǒng)均能夠可靠控制列陣中各架飛行器。實(shí)驗(yàn)結(jié)果證明本文設(shè)計(jì)的飛行器列陣飛行智能控制系統(tǒng)有效，精度可接受。

以文獻(xiàn)[2]、文獻(xiàn)[3]方法作為實(shí)驗(yàn)對(duì)比方法，測試3種方法的飛行器列陣飛行智能控制所需時(shí)間，得到對(duì)比結(jié)果如圖8所示。

圖8 橫滾角、俯仰角、偏航角準(zhǔn)確率統(tǒng)計(jì)圖

如圖8可知，在50次實(shí)驗(yàn)中，文獻(xiàn)[2]方法的控制時(shí)間為25 s，文獻(xiàn)[3]方法的控制時(shí)間為22 s，而所提方法的控制時(shí)間為15 s。對(duì)比結(jié)果可知，所提方法的控制耗時(shí)較短，控制效率高。

3 結(jié)束語

本文設(shè)計(jì)的飛行器列陣飛行智能控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了對(duì)50架飛行器自由編輯飛行路線、個(gè)性化任務(wù)分配的全自動(dòng)操作流程，將監(jiān)測與控制部分設(shè)置在地面站中，減小了飛行器的載荷負(fù)擔(dān)，提升了應(yīng)用潛能，規(guī)避了飛行器載荷有限導(dǎo)致使用受限的難題。在設(shè)計(jì)原理和理論分析中，飛行智能控制系統(tǒng)可支配的飛行器是沒有限制的，但是考慮到位置解算與圖像處理的數(shù)據(jù)量問題，系統(tǒng)還不能無限擴(kuò)展。隨著運(yùn)算系統(tǒng)硬件升級(jí)，處理速度提升后，可對(duì)飛行智能控制系統(tǒng)進(jìn)一步擴(kuò)展升級(jí)，探索飛行器控制的新應(yīng)用。