買專利賣專利找龍圖騰，真高效！ 查專利查商標(biāo)用IPTOP,全免費！專利年費監(jiān)控用IP管家,真方便！

龍圖騰網(wǎng)恭喜南京航空航天大學(xué)申請的專利一種基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)增量動態(tài)逆的飛翼飛行器姿態(tài)控制方法獲國家發(fā)明授權(quán)專利權(quán)，本發(fā)明授權(quán)專利權(quán)由國家知識產(chǎn)權(quán)局授予，授權(quán)公告號為：CN115220467B 。

龍圖騰網(wǎng)通過國家知識產(chǎn)權(quán)局官網(wǎng)在2025-05-06發(fā)布的發(fā)明授權(quán)授權(quán)公告中獲悉：該發(fā)明授權(quán)的專利申請?zhí)?專利號為：202211016430.3，技術(shù)領(lǐng)域涉及：G05D1/495；該發(fā)明授權(quán)一種基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)增量動態(tài)逆的飛翼飛行器姿態(tài)控制方法是由李一航;雷仲魁設(shè)計研發(fā)完成，并于2022-08-24向國家知識產(chǎn)權(quán)局提交的專利申請。

本一種基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)增量動態(tài)逆的飛翼飛行器姿態(tài)控制方法在說明書摘要公布了：本發(fā)明公開了一種基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)增量動態(tài)逆的飛翼飛行器姿態(tài)控制方法，步驟包括：以時標(biāo)分離為原則建立飛翼飛行器姿態(tài)角和角速率回路非線性模型；基于動態(tài)逆方法設(shè)計姿態(tài)角回路控制律，基于增量動態(tài)逆方法設(shè)計角速度回路控制律；引入單隱層神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在線補償由于傳感器延遲、外界干擾和建模不準(zhǔn)確造成的逆誤差影響，確保飛行器姿態(tài)角能夠達(dá)到期望動態(tài)性能。本發(fā)明利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在線擬合未知動態(tài)的特性，解決了傳統(tǒng)逆控制方法由于傳感器延時造成的逆誤差，在保證控制器對飛翼飛行器動力學(xué)和外界干擾不敏感的前提下進(jìn)一步提高了控制器魯棒性，改善了飛行姿態(tài)的動態(tài)性能和穩(wěn)態(tài)性能。

本發(fā)明授權(quán)一種基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)增量動態(tài)逆的飛翼飛行器姿態(tài)控制方法在權(quán)利要求書中公布了：1.一種基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)增量動態(tài)逆的飛翼飛行器姿態(tài)控制方法，其特征在于，包括以下步驟：S1根據(jù)時標(biāo)分離原則建立飛翼飛行器姿態(tài)環(huán)和角速率環(huán)非線性模型，得到飛行器控制舵面、角速率狀態(tài)量、姿態(tài)角狀態(tài)量之間的數(shù)學(xué)關(guān)系；S2根據(jù)姿態(tài)角狀態(tài)量建立姿態(tài)環(huán)回路模型，基于動態(tài)逆方法求解姿態(tài)環(huán)回路控制律，得到穩(wěn)定姿態(tài)角回路控制器；S3根據(jù)角速率狀態(tài)量建立角速率環(huán)回路模型，選擇二階參考模型為角速率環(huán)指令模型，基于增量動態(tài)逆方法求解角速率環(huán)回路控制律，引入單隱層神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對增量動態(tài)逆控制器的逆誤差進(jìn)行在線補償，并基于李雅普諾夫穩(wěn)定性原理構(gòu)建網(wǎng)絡(luò)的自適應(yīng)學(xué)習(xí)律，得到角速率回路控制器；步驟S1所述飛翼飛行器的姿態(tài)環(huán)和角速度環(huán)非線性模型具體為：a.角速率狀態(tài)量的非線性微分方程： 上式中，p，q和r分別表示飛行器的滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航角速率，J為飛行器慣性矩陣，LA、MA和NA表示機體坐標(biāo)系下由機身和控制舵面產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航氣動力矩，MT表示由發(fā)動機推力力矩，力矩的具體表達(dá)式為： MT＝zTTmaxut上式中ua，ue和ur表示飛行器總副翼、總升降舵和總方向舵的控制輸入，ut表示飛行器油門開度，Q為飛行器動壓，Sw為機翼參考面積，b為機翼展長，cA為平均氣動弦長，zT表示推力作用點在機體軸z軸上的坐標(biāo)，Tmax表示發(fā)動機最大推力；表示與飛行器滾轉(zhuǎn)力矩有關(guān)的氣動力矩導(dǎo)數(shù)，表示與飛行器俯仰力矩有關(guān)的氣動力矩導(dǎo)數(shù)，表示與飛行器偏航力矩有關(guān)的氣動力矩導(dǎo)數(shù)，β表示飛行器側(cè)滑角；b.姿態(tài)角狀態(tài)量的非線性微分方程： 上式中，μ，α和β分別表示飛行器的滾轉(zhuǎn)角、迎角和側(cè)滑角，γ和χ分別表示航跡傾斜角和航向傾斜角，TBV表示由速度坐標(biāo)系到機體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣；步驟S2所述基于動態(tài)逆方法確定姿態(tài)角參考信號與角速率參考信號的關(guān)系，包括以下步驟：將飛行器姿態(tài)環(huán)模型改寫為仿射形式： 上式中x2＝[μαβ]T為姿態(tài)環(huán)狀態(tài)量，x1＝[pqr]T為角速率環(huán)狀態(tài)量，f2為姿態(tài)角環(huán)系統(tǒng)轉(zhuǎn)移矩陣，g2為姿態(tài)角環(huán)控制輸入矩陣；根據(jù)動態(tài)逆控制理論，當(dāng)狀態(tài)量個數(shù)等于控制量個數(shù)，且輸入控制矩陣g2可逆時，姿態(tài)角回路動態(tài)逆控制律有： 上式中為姿態(tài)環(huán)控制器解算出的角速率回路指令信號，v2＝[vμvαvβ]T為姿態(tài)回路的偽控制輸入，由線性PID控制器計算產(chǎn)生；合理選擇線性PID控制器參數(shù)，就能夠通過偽控制輸入對姿態(tài)角狀態(tài)量進(jìn)行控制；步驟S3基于增量動態(tài)逆方法確定角速率參考信號與控制輸入的關(guān)系，包括以下步驟：將飛行器角速率環(huán)模型改寫為仿射形式： 上式中表示能夠產(chǎn)生理想角速率的控制輸入量，f1為角速率環(huán)系統(tǒng)轉(zhuǎn)移矩陣，g1為控制輸入矩陣；根據(jù)動態(tài)逆控制理論，當(dāng)狀態(tài)量個數(shù)等于控制量個數(shù)，且輸入控制矩陣g1可逆時，角速率回路動態(tài)逆控制律有： 上式中v1＝[vpvqvr]T表示角速率回路的偽控制輸入，由線性PD控制器計算產(chǎn)生；由于角速率環(huán)系統(tǒng)轉(zhuǎn)移矩陣f1含有大量易受外界環(huán)境變化而變化的氣動導(dǎo)數(shù)項，動態(tài)逆控制依賴于精確的傳遞函數(shù)矩陣和控制輸入矩陣，通常采用增量動態(tài)逆方法降低控制律對f1的依賴性；將仿射形式的角速率環(huán)微分方程展開為一階泰勒級數(shù)形式，在控制器采樣時間間隔極小的情況下，忽略狀態(tài)量增量Δx，并忽略展開式中的高階項，得到其簡化形式： 上式中u為當(dāng)前時刻的控制輸入量，u0為上一時刻的控制輸入量，為上一時刻的角速率微分，將上式進(jìn)行移項并用為控制量代替當(dāng)前時刻的角速率微分后得到增量動態(tài)逆控制律： 上式中v＝[vpvqvr]T表示角速率回路的偽控制輸入，由PD控制器計算產(chǎn)生，采用二階低通濾波器測量得到，其傳遞函數(shù)具體形式為： 上式中s表示拉氏變換后的傳遞函數(shù)在頻域中的自變量，ωn為濾波器自然角頻率，ξn為濾波器阻尼比；上一時刻的控制輸入量u0采用二階濾波器的積分形式測量得到，其傳遞函數(shù)具體形式為： 根據(jù)測量得到的上一時刻角速率導(dǎo)數(shù)和上一時刻控制量u0，結(jié)合控制輸入矩陣g1，得到完整的加速率環(huán)增量動態(tài)逆控制律： udes＝Δudes+u0上式中Q為飛行器動壓，Ixx為飛行器圍繞機體軸x軸的轉(zhuǎn)動慣量、Iyy為飛行器圍繞機體軸y軸的轉(zhuǎn)動慣量、Izz為為飛行器圍繞機體軸z軸的轉(zhuǎn)動慣量，通過對線性PD控制器參數(shù)進(jìn)行合理選擇，就能夠通過偽控制輸入對角速率狀態(tài)量進(jìn)行控制；步驟S3中引入單隱層神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對增量動態(tài)逆控制器的逆誤差進(jìn)行在線補償，包括以下步驟：針對角速率環(huán)控制器適當(dāng)選擇二階參考模型來限制期望指令的輸入速率： 上式中上式中ωm為參考模型自然角頻率，ξm為參考模型阻尼比，xdes為姿態(tài)環(huán)輸出的理想角速率指令，xc為二階參考模型輸出的參考角速率指令，根據(jù)二階參考模型輸出的參考角速率指令和傳感器測量得到的實際角速率，得到PD線性控制器輸出： 上式中Kp，Kd為待設(shè)計的控制器參數(shù)，令逆控制器的偽控制量跟蹤狀態(tài)量的二階微分參考指令并加入神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行補償，則進(jìn)入控制器的偽控制信號為： 上式中vad為神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)補償結(jié)果，Δ為外界干擾和傳感器延遲造成的逆誤差，將上式移項后得到角速率環(huán)控制器的誤差特性方程： 上式中為誤差向量，假設(shè)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)能夠?qū)崟r補償逆誤差，即vad＝Δ，且線性控制器的控制參數(shù)Kp和Kd使A為Hurwitz矩陣，則能保證跟蹤誤差收斂至0；設(shè)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)輸入個數(shù)為n，中間層個數(shù)為m，輸出個數(shù)為l，根據(jù)帶有偏置的單隱層神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)，寫出網(wǎng)絡(luò)輸出：vnn＝WT[bw；fVT[bv；x1；...；xn]]上式中x1,...,xn為神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)輸入向量，bv和bw為輸入層偏置量和輸出層偏置量，通常設(shè)置為1，f·為隱層sigmoid激活函數(shù)，其表達(dá)式為fx＝11+e-x，V為n+1×m的輸入層權(quán)值矩陣，W為m+1×l的輸出層權(quán)值矩陣；將神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)輸入層表示為X＝[bvx1…xn]T，則中間層激活函數(shù)輸出為Z＝VTX＝[z1…zm]T，將網(wǎng)絡(luò)中間層輸出表示為fZ＝[bwfz1…fzm]T，則網(wǎng)絡(luò)輸出層為vnn＝WTfZ＝[v1…vl]T，兩個矩陣的在線學(xué)習(xí)算法具體形式如下： 上式中kV和kW表示網(wǎng)絡(luò)學(xué)習(xí)誤差調(diào)節(jié)因子，τV和τW表示網(wǎng)絡(luò)學(xué)習(xí)速率矩陣，滿足τV＞0且τW＞0，表示中間層激活函數(shù)fZ對中間層輸入Z的導(dǎo)數(shù)矩陣；為保證補償器在逆誤差較大的時候保證補償效果，引入輸出端高增益魯棒項：vr＝-kr||Tx||ζ上式中其中||Tx||為上一時刻總權(quán)值矩陣Tx＝diagV,W的矩陣范數(shù)，kr為大于0的魯棒項系數(shù)，ζ＝eTPB為誤差動力向量，P為Lyapnov方程ATP+PA+Q＝0的正定解，若取Q＝2I，則解如下： 綜上所述，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)補償器的輸出為：vad＝vnn+vr選擇神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)輸入為則在飛行器姿態(tài)控制的計算過程中，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)權(quán)值矩陣能夠不斷調(diào)整以實時補償由于傳感器延時造成的逆誤差。

如需購買、轉(zhuǎn)讓、實施、許可或投資類似專利技術(shù)，可聯(lián)系本專利的申請人或?qū)＠麢?quán)人南京航空航天大學(xué)，其通訊地址為：210016 江蘇省南京市秦淮區(qū)御道街29號；或者聯(lián)系龍圖騰網(wǎng)官方客服，聯(lián)系龍圖騰網(wǎng)可撥打電話0551-65771310或微信搜索“龍圖騰網(wǎng)”。