1.一种多伞翼无人机半实物仿真系统，其特征在于，包括上位机和多个伞翼无人机控制器；所述上位机与每个伞翼无人机控制器相连；

所述上位机包括航迹规划模块、无人机状态获取模块和第一通信模块；所述航迹规划模块用于对多伞翼无人机组成的编队进行航迹规划，输出每个伞翼无人机的期望航迹；所述无人机状态获取模块用于根据伞翼无人机控制器输出的控制量和无人机动力学模型计算无人机状态的更新值；所述第一通信模块用于将期望航迹、无人机状态的更新值发送至对应的伞翼无人机控制器；

所述伞翼无人机控制器用于根据期望航迹和无人机状态计算控制量。

2.根据权利要求1所述的多伞翼无人机半实物仿真系统，其特征在于，所述航迹规划模块对多伞翼无人机组成的编队中领航伞翼无人机进行航迹规划；编队中的跟随伞翼无人机的期望航迹为领航伞翼无人机的期望航迹与跟随伞翼无人机位置偏置之和；所述跟随伞翼无人机位置偏置为编队中领航伞翼无人机到跟随伞翼无人机的相对位移。

3.根据权利要求1所述的多伞翼无人机半实物仿真系统，其特征在于，所述航迹规划模块将期望航迹使用高斯正反算转换为经纬度坐标，并在电子地图上进行展示。

4.根据权利要求1所述的多伞翼无人机半实物仿真系统，其特征在于，所述无人机状态获取模块将控制量输入伞翼无人机动力学方程，得到无人机状态的更新值；

所述控制量包括伞翼无人机左后缘下偏量δLeft和右后缘下偏量δRight、电机推力Thrust；

所述伞翼无人机动力学方程为6自由度模型，具体为：

其中M为单个伞翼无人机系统的总质量，MF为表观质量矩阵， 为翼伞‑载荷系统质心b b1速度， 为切向加速度；W为总重力， W 为伞翼无人机载荷重力；

和 分别代表作用于伞衣和载荷的气动力；ω为转动角速度，为转动角加速度；Ω为角速度叉乘矩阵， ω(1)、ω(2)、ω(3)分别为转动角速度ω的三个分量， 为法向加速度；

Xgp为伞衣质心的距离矢量，Xgp(1)、Xgp(2)、Xgp

(3)分别为Xgp的三个分量；I表示伞体惯量矩阵；IF为表观惯量矩阵； 为气动力矩，Vp为伞衣质心速度，Vp(1)、Vp(2)、Vp(3)分别为Vp的三个分量； 和 均为计算中间变量，计算式如下：

其中ρ为空气密度，Sp为伞衣面积，sign(·)为符号函数， 分别表示由非对称下偏量诱导产生的升力系数和阻力系数， 分别表示由对称下偏量诱导产生的升力系数和阻力系数； 分别表示由非对称下偏量诱导产生的滚转和偏航力矩系数，b为翼伞展长，t是翼伞厚度；

对称后缘偏转δs＝(δLeft+δRight)/2，非对称后缘偏转δa＝δLeft‑δRight。

5.根据权利要求1所述的多伞翼无人机半实物仿真系统，其特征在于，所述伞翼无人机控制器采用双闭环PID飞行控制算法计算控制量。

6.根据权利要求1所述的多伞翼无人机半实物仿真系统，其特征在于，所述伞翼无人机控制器采用ADRC算法计算控制量。

7.根据权利要求1所述的多伞翼无人机半实物仿真系统，其特征在于，所述上位机与伞翼无人机控制器通过多口高速拓展坞连接。

8.根据权利要求1所述的多伞翼无人机半实物仿真系统，其特征在于，所述航迹规划模块采用分段归航算法或最优归航规划算法对多伞翼无人机组成的编队进行航迹规划。

9.根据权利要求1所述的多伞翼无人机半实物仿真系统，其特征在于，所述伞翼无人机控制器采用STM32F103C8T6微处理器芯片作为处理器芯片。

10.根据权利要求7所述的多伞翼无人机半实物仿真系统，其特征在于，所述多口高速拓展坞为USB七口高速拓展坞。