西北工業(yè)大學劉貞報獲國家專利權
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龍圖騰網(wǎng)獲悉西北工業(yè)大學申請的專利面向操縱面故障的飛機飛行容錯控制方法、系統(tǒng)及終端獲國家發(fā)明授權專利權,本發(fā)明授權專利權由國家知識產(chǎn)權局授予,授權公告號為:CN115598982B 。
龍圖騰網(wǎng)通過國家知識產(chǎn)權局官網(wǎng)在2025-08-29發(fā)布的發(fā)明授權授權公告中獲悉:該發(fā)明授權的專利申請?zhí)?專利號為:202211329634.2,技術領域涉及:G05B13/04;該發(fā)明授權面向操縱面故障的飛機飛行容錯控制方法、系統(tǒng)及終端是由劉貞報;鄒旭;趙聞;黨慶慶;張超設計研發(fā)完成,并于2022-10-27向國家知識產(chǎn)權局提交的專利申請。
本面向操縱面故障的飛機飛行容錯控制方法、系統(tǒng)及終端在說明書摘要公布了:本發(fā)明公開了一種面向操縱面故障的飛機飛行容錯控制方法、系統(tǒng)及終端,通過構建執(zhí)行器故障狀態(tài)下的固定翼無人機縱向動力學模型,然后在無人機模型基礎上設計狀態(tài)估計器用以實時對無人機的狀態(tài)信息進行估計,在狀態(tài)估計信號的基礎上設計L1自適應反步容錯控制器,用于俯仰姿態(tài)控制,同時通過構建的簡化型固定翼無人機縱向動力學模型,設計基于故障的控制分配策略,用于對副翼進行補償,固定翼無人機在升降舵和副翼的補償作用下,實現(xiàn)無人機在故障狀態(tài)的穩(wěn)定飛行。本發(fā)明能夠使無人機在故障狀態(tài)下對俯仰角進行控制,避免無人機發(fā)生嚴重事故。
本發(fā)明授權面向操縱面故障的飛機飛行容錯控制方法、系統(tǒng)及終端在權利要求書中公布了:1.面向操縱面故障的飛機飛行容錯控制方法,其特征在于,包括以下步驟: 基于牛頓第二定律和歐拉動力學方程,對無人機的飛行狀態(tài)進行分析,構建無人機縱向動力學模型; 基于無人機縱向動力學模型,對無人機的飛行參數(shù)進行簡化,得到簡化型無人機縱向動力學模型; 基于簡化型無人機縱向動力學模型,構建基于故障的控制分配策略; 根據(jù)狀態(tài)預測動力學公式和自適應率公式,估計無人機實時的俯仰角和俯仰角速度; 基于無人機實時的俯仰角和俯仰角速度,構建L1自適應反步姿態(tài)控制器; 基于所構建L1自適應反步姿態(tài)控制器和基于故障的控制分配策略,生成俯仰角指令,控制無人機升降舵面的偏轉; 所述基于無人機實時的俯仰角和俯仰角速度,構建L1自適應反步姿態(tài)控制器,具體為: 誤差變量z1和z2如下: 其中,θd為期望俯仰角,α1是一個穩(wěn)定函數(shù),表達形式如式18所示: α1=-K1z1+Qd18 其中,K1為系數(shù),Qd為期望俯仰角速率; 誤差變量z2的動態(tài)表達形式如式19所示: 其中,為誤差變量z2的微分形式,為穩(wěn)定函數(shù)α1的微分形式; 根據(jù)z2的動態(tài)表達形式設計L1自適應反步姿態(tài)控制器如式20所示: 其中,K2為系數(shù),L1自適應反步姿態(tài)控制器即為升降舵偏轉量δe; 所述基于簡化型無人機縱向動力學模型,構建基于故障的控制分配策略,具體為: 構建操縱面損失故障數(shù)學模型如式6所示: δat=Wtδt6 其中,δa是實際控制向量,δ是理想控制向量,Wt代表操縱面效率,t代表時間; Wt按照式7計算: 其中,w1t、w2t和w3t是對角矩陣Wt上的對角元素,I是單位矩陣,Kt是乘性故障矩陣,且Kt=diagk1t,k2t,k3t,其中k1t、k2t和k3t是對乘性故障矩陣Kt上的對角元素; 根據(jù)式3中的飛機升力L、滾轉力矩和偏航力矩忽略不確定項,三者改寫為如式8所示: 其中,cLxlon為升力系數(shù),clxlat為滾轉力矩力系數(shù),cnxlat為偏航力矩系數(shù); 對式8進行解析,得到標稱情況下操縱面期望的偏轉角,如式9所示: 其中,δe,nom為標稱情況下的升降舵舵偏角,δa,nom為標稱情況下的副翼舵偏角,δr,nom為標稱情況下的方向舵舵偏角; 將式9計算得到的各個操作面的舵偏角數(shù)值限制在規(guī)定范圍內,即: δminδe,nom,δa,nom,δr,nomδmax10 其中,δmin為最小舵偏角,δmax為最大舵偏角; 考慮升降舵發(fā)生故障時,利用副翼舵面補償發(fā)生損失的升降舵面舵效,即故障的控制分配策略,翼舵面的補償角度如式11所示: 其中,cmxlon為俯仰力矩系數(shù)。
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