【技术实现步骤摘要】
uncertain MIMO aircraft model F
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18
；页码：
1127
‑
1141)。
综上所述，基于建模为马尔科夫跳变系统的飞行器的数学模型，本专利技术相对于上述方法考虑了如何设计数据驱动非均匀采样控制器使得在受到有界噪声的情况下，系统能够达到稳定同时又能节约通讯资源
、
提高鲁棒性的核心问题
。
技术实现思路
[0003]本专利技术的目的是针对现有研究的热点问题，提出了带有有界噪声的飞行器模型的数据驱动非均匀采样控制器设计方法
。
首先该方法根据飞行器模型，在考虑有界噪声的情况下，将其建模成更贴合实际的系统
。
其次，借助数据驱动方法以及李雅普诺夫意义下稳定性理论，利用自由权矩阵方法
、
积分不等式的放缩方法以及双环泛函技术，对所考虑的系统设计了数据驱动非均匀采样控制器，使得在受到有界噪声的情况下，系统能够达到稳定同时又能节约通讯资源
、
提高鲁棒性的核心问题
。
不仅能够在系统遭受有界噪声的情况下顺利实现控制，而且能够节约通讯资源，减轻通讯负担
。
[0004]本专利技术基于带有有界噪声的飞行器模型提供了一种数据驱动非均匀采样控制器设计方法，包含以下步骤：
[0005](a)
建立飞行器系统的状态空间模型；利用牛顿第二运动定律，建立了飞机模型的非线性模型，其中平移运动方程为
:
[0006][0007][00
【技术保护点】
【技术特征摘要】 【专利技术属性】
1.
一种基于飞行器模型的数据驱动非均匀采样控制器设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
(a)
建立飞行器系统的状态空间模型；利用牛顿第二运动定律，建立飞机模型的非线性模型，其中平移运动方程为
:::
转动运动方程为
:::
当飞机水平直线飞行时，这六个方程分解为三个纵向方程和三个横向方程；首先考虑飞机模型的纵向运动方程，对于该系统，只考虑
X、Z
和
M
的干扰；由于
V
＝
P
＝
R
＝
Φ
＝0，其余的方程简化了，得到飞机模型的纵向运动方程为：的方程简化了，得到飞机模型的纵向运动方程为：的方程简化了，得到飞机模型的纵向运动方程为：假设飞机处于平衡状态，总的外力和力矩写成它们的平衡值和摄动值的和：
U
＝
U0+u
，
Z
＝
Z0+dZ
，
W
＝
W0+w
，
X
＝
X0+dX
，
Θ
＝
Θ0+
θ
，
M
＝
M0+dM
，
Q
＝
Q0+q
，其中假设
W0＝0，
Q0＝0，
M0＝0，则得：，则得：，则得：因此，得到的飞机模型纵向线性方程简化为：其中，另外，只考虑干扰
Y,L
和
N
；因此，横向运动方程的三个方程分别为
:::
假设飞机处于直线水平平衡状态，则总线速度和角速度
、
欧拉角
、
总外力和力矩均表示
为其平衡点和摄动值之和：
P
＝
P0+p
，
R
＝
R0+r
，
V
＝
V0+v
，
Y
＝
Y0+dY
，
L
＝
L0+dL
，
N
＝
N0+dN
，
Φ
＝
Φ0+
φ
，
Ψ
＝
Ψ0+
ψ
，飞行器模型的横向运动方程为：，飞行器模型的横向运动方程为：，飞行器模型的横向运动方程为：因此，得到的飞机模型横向线性方程简化为：其中，其中
g
是重力，
I
X
是飞机
x
轴的惯性，
I
Y
是飞机
y
轴的惯性，
I
Z
是飞机
z
轴的惯性，
I
XZ
是惯性叉积，
L
是侧倾力矩，
L
β
是侧倾力矩对侧滑角的导数，
L
p
是侧倾力矩对滚转角速度的导数，
L
r
是是侧倾力矩对偏航率的导数，
M
是俯仰力矩，
M
α
是俯仰力矩对攻击角度的导数，
M
q
是俯仰力矩对俯仰率的导数，
m
是质量，
N
是偏航力矩，
N
β
是偏航力矩对对侧滑角的导数，
N
p
是偏航力矩对滚转角速度的导数，
N
r
是偏航力矩对偏航率的导数，
P
是总滚动率，
p
是扰动总滚动率，
Q
是总俯仰率，
q
是扰动俯仰率，
R
是总偏航率，
r
是扰动偏航率，
U
是沿
x
轴的总速度，
u
是沿
x
轴的扰动速度，
V
是沿
y
轴的总速度，
v
是沿
y
轴的扰动速度，
W
是沿
z
轴的总速度，
w
是沿
z
轴的扰动速度，
X
是沿
x
轴的总力，
Y
是沿
y
轴的总力，
Y
β
是沿
y
轴的力对侧滑角的导数，
Z
是沿
z
轴的总力，
Z
α
是沿
z
轴的力对攻击角度的导数，
Z
q
是沿
z
轴的力对俯仰率的导数，
α
是攻击角度，
β
是倾斜角度，
Φ
是滚动欧拉角，
φ
是扰动滚动欧拉角，
Ψ
是偏航欧拉角，是扰动偏航欧拉角，
Θ
是俯仰欧拉角，
θ
是扰动俯仰欧拉角，
δ
A
技术研发人员：陈国梁，王琳淇，夏建伟，朱成龙，庄光明，
申请(专利权)人：聊城大学，
类型：发明
国别省市：
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