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龍圖騰網恭喜聊城大學申請的專利基于飛行器模型的數據驅動非均勻采樣控制器設計方法獲國家發明授權專利權，本發明授權專利權由國家知識產權局授予，授權公告號為：CN117111622B 。

龍圖騰網通過國家知識產權局官網在2025-05-06發布的發明授權授權公告中獲悉：該發明授權的專利申請號/專利號為：202310962385.9，技術領域涉及：G05D1/49；該發明授權基于飛行器模型的數據驅動非均勻采樣控制器設計方法是由陳國梁;王琳淇;夏建偉;朱成龍;莊光明設計研發完成，并于2023-08-01向國家知識產權局提交的專利申請。

本基于飛行器模型的數據驅動非均勻采樣控制器設計方法在說明書摘要公布了：本發明公開了基于飛行器模型的數據驅動非均勻采樣控制器設計方法，本發明步驟為：步驟一：將飛行器模型建模為馬爾科夫跳變系統，包括模型分析、分解模型、簡化方程、平衡狀態轉化、線性狀態簡化；步驟二：提出基于數據的馬爾科夫跳變系統的未知系統矩陣表示方法；步驟三：通過構造李雅普諾夫雙邊環泛函，建立馬爾科夫跳變系統的基于數據的穩定性條件；步驟四：驗證所設計的數據驅動非均勻采樣數據控制器不僅能夠在系統遭受噪聲擾動的情況下順利實現控制，而且能夠節約通訊資源；步驟五：通過縱向和橫向模型的飛行試驗數據表明所提控制方案的有效性。

本發明授權基于飛行器模型的數據驅動非均勻采樣控制器設計方法在權利要求書中公布了：1.一種基于飛行器模型的數據驅動非均勻采樣控制器設計方法，其特征在于，包括以下步驟：a建立飛行器系統的狀態空間模型；利用牛頓第二運動定律，建立飛機模型的非線性模型，其中平移運動方程為: 轉動運動方程為: 當飛機水平直線飛行時，這六個方程分解為三個縱向方程和三個橫向方程；首先考慮飛機模型的縱向運動方程，對于該系統，只考慮X、Z和M的干擾；由于V＝P＝R＝Φ＝0，其余的方程簡化了，得到飛機模型的縱向運動方程為： 假設飛機處于平衡狀態，總的外力和力矩寫成它們的平衡值和攝動值的和：U＝U0+u，Z＝Z0+dZ，W＝W0+w，X＝X0+dX，Θ＝Θ0+θ，M＝M0+dM，Q＝Q0+q，其中假設W0＝0，Q0＝0，M0＝0，則得： 因此，得到的飛機模型縱向線性方程簡化為： 其中，另外，只考慮干擾Y,L和N；因此，橫向運動方程的三個方程分別為: 假設飛機處于直線水平平衡狀態，則總線速度和角速度、歐拉角、總外力和力矩均表示為其平衡點和攝動值之和：P＝P0+p，R＝R0+r，V＝V0+v，Y＝Y0+dY，L＝L0+dL，N＝N0+dN，Φ＝Φ0+φ，Ψ＝Ψ0+ψ，飛行器模型的橫向運動方程為： 因此，得到的飛機模型橫向線性方程簡化為： 其中，其中g是重力，IX是飛機x軸的慣性，IY是飛機y軸的慣性，IZ是飛機z軸的慣性，IXZ是慣性叉積，L是側傾力矩，Lβ是側傾力矩對側滑角的導數，Lp是側傾力矩對滾轉角速度的導數，Lr是是側傾力矩對偏航率的導數，M是俯仰力矩，Mα是俯仰力矩對攻擊角度的導數，Mq是俯仰力矩對俯仰率的導數，m是質量，N是偏航力矩，Nβ是偏航力矩對對側滑角的導數，Np是偏航力矩對滾轉角速度的導數，Nr是偏航力矩對偏航率的導數，P是總滾動率，p是擾動總滾動率，Q是總俯仰率，q是擾動俯仰率，R是總偏航率，r是擾動偏航率，U是沿x軸的總速度，u是沿x軸的擾動速度，V是沿y軸的總速度，v是沿y軸的擾動速度，W是沿z軸的總速度，w是沿z軸的擾動速度，X是沿x軸的總力，Y是沿y軸的總力，Yβ是沿y軸的力對側滑角的導數，Z是沿z軸的總力，Zα是沿z軸的力對攻擊角度的導數，Zq是沿z軸的力對俯仰率的導數，α是攻擊角度，β是傾斜角度，Φ是滾動歐拉角，φ是擾動滾動歐拉角，Ψ是偏航歐拉角，是擾動偏航歐拉角，Θ是俯仰歐拉角，θ是擾動俯仰歐拉角，δA是副翼偏轉，δDT是差異水平尾偏轉，δE是差異水平尾偏轉，δPTV是俯仰推力矢量噴口偏轉，δR是舵偏轉，δRTV是差異俯仰力矩推力矢量噴口偏轉，δYTV是偏航推力矢量噴口偏轉T＜0；由于飛機的速度和高度不同，系統的參數也不同；以飛行試驗數據為基礎，將飛行器橫向模型和縱向模型分別建模為馬爾科夫跳變系統，其中不同飛行速度和高度之間的跳變服從馬爾可夫鏈，則飛行器模型表示為： 其中是狀態向量，是輸入向量，rt是定義在完備概率空間上右連續的馬爾可夫鏈，在有限集中取值；轉移率矩陣具有如下轉移概率：其中，σ＞0，如果i≠j，χij≥0是在時刻t的模態i跳到時刻t+σ的模態j的轉移率；b設定采樣條件：t＝tk是系統采樣時刻，并且滿足控制輸入ut＝Krtxtk，t∈[tk,tk+1；采樣周期tk+1-tk＝hk∈[hmin,hmax]，其中hmin表示采樣數據周期的下界，hmax表示采樣數據周期的上界；c設計反饋輸入，將系統模型轉換為閉環系統：定義控制輸入ut＝Krtxtk，t∈[tk,tk+1，其中Krt是模態依賴狀態反饋控制器；將Art，Brt和Crt簡寫為Ai，Bi和Ci進而得到閉環系統 d為研究基于模型的數據驅動控制問題提出以下假設：假設1：矩陣Ai和Bi都是未知的；e考慮測量數據和噪聲數據：基于假設1，通過考慮測量數據和噪聲數據研究系統的穩定性和鎮定性問題；在離散時刻Hl∈[0,t]，假設帶有擾動的系統的測量是可行的，其中是一個已知的列滿秩矩陣；假設測量數據受到未知噪聲的破壞，其中∈t捕獲未知噪聲；定義矩陣X和U是可行的，E∈Γ是未知的且有界，具體的形式如下所示：E:＝[∈H1∈H2…∈Hγ], X:＝[xH1xH2…xHγ],U:＝[uH1uH2…uHγ],則直接得到: 噪音數據有以下具體約束: 其中，是已知的；該噪聲數據約束是有界加性噪聲建模形式；定義一個經典的噪聲，Qd＝-I，Sd＝0，Rd＝∈2γI，其中∈＞0，則上述約束轉換為： f定義關于AiBi的集合:根據測量數據和噪聲數據，定義關于AiBi的集合Σe: g給定基于數據的未知矩陣Ai和Bi的表示: 其中，h做出關于集合Σe的假設:假設2：矩陣Ξe是不可逆的并且有q個正特征值；i定義飛行器系統能夠達到漸進穩定性的采樣控制器表述條件：存在正定矩陣Pi,H1,H2,對稱矩陣F,和任意矩陣E1,E2,G,Y1i，Y2i，Z1i,Z2i,Qi,hk∈{hmin,hmax},且滿足以下線性矩陣不等式: 其中， 通過上述步驟，得到了讓飛行器系統達到漸進穩定性的采樣控制器。

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