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龍圖騰網(wǎng)獲悉沈陽飛機設(shè)計研究所揚州協(xié)同創(chuàng)新研究院有限公司申請的專利一種基于L₁自適應(yīng)動態(tài)逆的變體飛行器控制方法獲國家發(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：CN116300992B 。

龍圖騰網(wǎng)通過國家知識產(chǎn)權(quán)局官網(wǎng)在2025-08-08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：202211475942.6，技術(shù)領(lǐng)域涉及：G05D1/495；該發(fā)明授權(quán)一種基于L₁自適應(yīng)動態(tài)逆的變體飛行器控制方法是由林鵬;馬青原;王業(yè)光;劉長秀設(shè)計研發(fā)完成，并于2022-11-23向國家知識產(chǎn)權(quán)局提交的專利申請。

本一種基于L₁自適應(yīng)動態(tài)逆的變體飛行器控制方法在說明書摘要公布了：本發(fā)明公開了一種基于L1自適應(yīng)動態(tài)逆的變體飛行器控制方法，屬于變體飛行器飛行控制領(lǐng)域。具體步驟如下：建立變體飛行器六自由度非線性動力學(xué)模型；根據(jù)奇異攝動理論對飛行器非線性動力學(xué)模型的12個狀態(tài)變量進(jìn)行時標(biāo)分離；根據(jù)變體飛行器角速度和姿態(tài)角回路微分方程，基于非線性動態(tài)逆方法分別設(shè)計角速度和姿態(tài)角回路控制律；基于動態(tài)逆和線性反饋與L1自適應(yīng)結(jié)合的方法設(shè)計機動產(chǎn)生器控制律。本發(fā)明能夠提升控制系統(tǒng)在不確定性存在情況下的性能，提升跟蹤控制的精度，提高系統(tǒng)的魯棒性,使得變體飛行器能夠在輸入擾動、氣動參數(shù)不確定性、參數(shù)變化等情況下仍舊能夠保持穩(wěn)定飛行。

本發(fā)明授權(quán)一種基于L₁自適應(yīng)動態(tài)逆的變體飛行器控制方法在權(quán)利要求書中公布了：1.一種基于L1自適應(yīng)動態(tài)逆的變體飛行器控制方法，其特征在于，包括以下步驟： 1建立變體飛行器非線性動力學(xué)模型，該模型能夠表征飛行器變體過程中的動力學(xué)特性； 2根據(jù)奇異攝動理論對飛行器非線性動力學(xué)模型的12個狀態(tài)變量進(jìn)行時標(biāo)分離； 3根據(jù)變體飛行器角速度回路的微分方程，基于非線性動態(tài)逆方法設(shè)計角速度回路控制律； 4根據(jù)變體飛行器姿態(tài)角回路的微分方程，基于非線性動態(tài)逆方法設(shè)計姿態(tài)角回路控制律； 5根據(jù)變體飛行器機動狀態(tài)量的微分方程，基于線性反饋非線性動態(tài)逆和L1自適應(yīng)方法設(shè)計機動產(chǎn)生器控制律； 在步驟1中，所描述的變體飛行器非線性動力學(xué)模型包括： A、飛行器質(zhì)心移動的動力學(xué)方程組 其中，分別為飛行器的飛行加速度、迎角加速度和側(cè)滑角加速度，V,α,β分別為飛行器的飛行速度、迎角和側(cè)滑角，m為飛行器的質(zhì)量，p,q,r分別為飛行器滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航角速度，F(xiàn)x,Fy,Fz分別為飛行器所受合外力在體軸系下的分量，F(xiàn)ix,Fiy,Fiz分別為飛行器因質(zhì)心位置變化而產(chǎn)生的附加力在體軸系下的分量，其計算公式為： 其中，T為發(fā)動機推力，D,Y,L分別為飛行器所受的阻力、升力和側(cè)力，g為重力加速度，φ,θ分別為飛行器滾轉(zhuǎn)角和俯仰角，分別是滾轉(zhuǎn)角加速度、俯仰角加速度和偏航角加速度；Sx,Sy,Sz代表飛機機體軸下的靜力矩，分別是靜力矩隨時間的一階導(dǎo)，分別是靜力矩隨時間的二階導(dǎo)； B、繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的動力學(xué)方程 根據(jù)多剛體動力學(xué)理論知識可知，與常規(guī)飛機不同，變體飛行器會因變形而產(chǎn)生的附加力和附加力矩，經(jīng)推導(dǎo)，變體飛行器繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的動力學(xué)方程為： 其中，為飛機的轉(zhuǎn)動慣量矩陣，Ix、Iy、Iz為飛機的轉(zhuǎn)動慣量，Ixy、Ixz、Iyz為慣性積；M,N分別為滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩和偏航力矩；分別代表飛行加速度在機體軸上的分量，b1,b2,b3的表達(dá)式分別為： 其中，u,v,w分別代表飛行速度在機體軸上的分量，mi代表第i飛機第i個機翼的重量， 為飛機的轉(zhuǎn)動慣量隨時間的一階導(dǎo)，為慣性積隨時間的一階導(dǎo)，Six,Siy,Siz分別代表飛機第i個機翼的靜力矩，分別代表飛機第i個機翼的靜力矩隨時間的一階導(dǎo)，分別代表飛機第i個機翼的靜力矩隨時間的二階導(dǎo)； C.質(zhì)心移動的運動學(xué)方程 其中x,y,z為飛行器在地面坐標(biāo)系下的位置，ψ為飛行器的偏航角； D.繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的運動學(xué)方程 從機體軸系的形成過程可以寫出飛機旋轉(zhuǎn)角速度在機體軸系上的投影為： 求解可得飛機繞質(zhì)心的運動學(xué)方程為：

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