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龙图腾网获悉北京航空航天大学申请的专利一种火星无人机及其基于任务流形控制器的控制方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN116142497B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2026-01-27发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202310078669.1，技术领域涉及：B64U10/13；该发明授权一种火星无人机及其基于任务流形控制器的控制方法是由富立;王泽宇;王玲玲;唐宁设计研发完成，并于2023-02-08向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种火星无人机及其基于任务流形控制器的控制方法在说明书摘要公布了：本发明涉及一种火星无人机及其基于任务流形控制器的控制方法，所述火星无人机KPM‑VBLA包括两个磁控桨盘和两个旋翼桨盘，二者之间产生可控的磁场力，通过磁控浆盘与旋翼桨盘间的磁力控制上、下旋翼倾角的大小和方向；基于任务流形对上述火星无人机进行控制的方法包括：S1：定义所述火星无人机KPM‑VBLA各坐标系；S2：建立所述火星无人机KPM‑VBLA的六自由度动力学模型；S3：设计任务流形控制器的控制律，得到所述火星无人机KPM‑VBLA的输入控制力和力矩，以实现对火星无人机的控制。在虚拟仿真环境下，实现了三维轨迹跟踪和具有高阶非线性曲线特性的路径跟踪，验证了所设计火星无人机KPM‑VBLA的机动性能和控制算法的有效性。

本发明授权一种火星无人机及其基于任务流形控制器的控制方法在权利要求书中公布了：1.一种基于任务流形的火星无人机的控制方法，所述火星无人机采用微型共轴双可变倾角旋翼结构，包括：机身主体6、电池2及无线通讯模块1、上旋翼7、下旋翼8、两个磁控桨盘12、两个旋翼桨盘10、控制模块5及摄像头9、电机13、电机转轴14、弹性铰链15；其中，上、下旋翼之间设置有设备支架，在所述设备支架的外侧沿机身主体正前方向安装一个视觉传感器，控制模块5包括在所述设备支架中心的机身主体中安装的微惯性测量组件和导航控制计算机；两个旋翼桨盘10分别与电机转轴14由弹性铰链15连接，上、下旋翼分别设置在上部和下部的旋翼桨盘10上；两个磁控桨盘12分别位于与两个旋翼桨盘10同轴的一侧，两个磁控桨盘12上均等间距地嵌入电磁材料，通过电流控制电磁材料产生的磁场强度和方向；在两个旋翼桨盘10上，与所述磁控桨盘12的电磁材料相对应的等间距地嵌入铁磁性材料；在陀螺进动效应作用下，所述磁控桨盘12与旋翼桨盘10间的磁力将控制上、下旋翼倾角的大小和方向，实现对上、下双旋翼倾角的可变控制，其特征在于，包括以下步骤： S1：定义所述火星无人机各坐标系； S2：建立所述火星无人机的六自由度动力学模型； S3：设计任务流形控制器的非线性任务流形控制律Nu，得到所述火星无人机的输入控制力和力矩，以实现对火星无人机的控制； 所述步骤S1具体包括如下步骤： S1-1：定义火星无人机的地面坐标系和机体坐标系：地面坐标系Og-XgYgZg的原点Og为火星地面上的固定点，其中，OgXg轴指向北方，OgYg轴指向东方，OgZg轴指向火星中心；机体坐标系ob-xbybzb的原点ob为火星无人机的重心CG，其中，obxb轴指向前向视觉传感器，obzb轴垂直于obxb轴并指向下方，obyb轴由右手定则确定并指向机身主体右侧； S1-2：步骤S1-1所述地面坐标系中的位置和姿态运动学方程由所述机体坐标系到地面坐标系的转换得到： 其中，Y＝[PT,ΘT]T为火星无人机广义位置矢量，P＝[x,y,z]T和Θ＝[φ,θ,ψ]T分别为所述火星无人机在地面坐标系中的位置矢量和姿态角矢量，X＝[VT,ωT]T为火星无人机广义速度矢量，V＝[u,v,w]T和ω＝[p,q,r]T分别为机体坐标系中速度矢量和旋转角速度矢量，为机体坐标系和地面坐标系之间的变换矩阵，为机身主体旋转角速度从机体坐标系映射到地面坐标系的转换矩阵； 其中，c·＝cos·，s·＝sin·，t·＝tan·； S1-3：定义火星无人机的旋翼i固连坐标系oi-xiyizi，i＝1为上旋翼，i＝2为下旋翼，其原点oi位于旋翼i旋转中心；oixi轴平行于旋翼i旋转平面的平面内指向摄像头方向；oiyi轴平行于旋翼i旋转平面的平面内垂直oixi轴，指向左侧；oizi轴由右手定则可判断其指向旋翼i旋转平面的法线方向，向上为正； 所述步骤S2具体包括如下步骤： S2-1：在步骤S1-1所述机体坐标系下，基于牛顿-欧拉方程得到所述火星无人机中的速度和角速度动力学方程分别为： 其中，Fb和Mb分别为机体坐标系下作用在火星无人机重心上的三轴合外力和合外力矩，{Ix,Iy,Iz}为火星无人机绕obxb、obyb和obzb轴的转动惯量，m为火星无人机质量； S2-2：由火星无人机结构可知，机身主体所受合外力包括火星重力矢量FG，上、下旋翼旋转产生的升力矢量FT和冲压阻力矢量FR；机身主体所受合外力矩包括上、下旋翼旋转产生的反扭矩矢量MQ、陀螺力矩矢量MG和上、下旋翼升力在机体坐标系下obxb轴和obyb轴的分力产生的力矩矢量MT；因此，作用在火星无人机上的合外力和合外力矩表示为： Fb＝FG+FT+FR Mb＝MQ+MG+MT S2-3：基于步骤S2-1和步骤S2-2，在机体坐标系下，得到火星无人机完整六自由度动力学方程模型： 其中，M＝diag[m,m,m,Ix,Iy,Iz]为火星无人机质量矩阵，Nd为与火星无人机广义速度矢量X相关力与力矩，Nd＝[mvr-wq,mwp-ur,muq-vp,Iy-Izrq,Iz-Ixpr,Ix-Iypq]T；Nf为外力作用在机身主体上力与力矩，Nu为任务流形控制器产生的力与力矩，即，任务流控制器的控制律， 所述步骤S3具体包括如下步骤： S3-1：考虑到火星无人机飞行轨迹或路径可由三维空间中一对曲面的交线描述，定义火星无人机期望轨迹为关于位置P的隐函数，得到： 其中，t为时间，jA1t,jA2t均为根据飞行轨迹预先设计的三维行向量，bt为根据飞行轨迹预先设计的一维向量，jP＝[xj,yj,zj]T为关于火星无人机的位置坐标分量j次幂组成的向量，j代表描述期望轨迹或路径的阶数，eN1和eN2为轨迹跟踪误差分量；当NP,t＝[eN1eN20]T≠03×1时，则存在轨迹跟踪误差分量eN1和eN2，需设计相应所述控制律Nu，使得轨迹跟踪误差分量eN1→0且eN2→0； S3-2：考虑到火星无人机飞行过程中姿态稳定，定义姿态误差ΦP,Θ,t为火星无人机姿态Θ与期望姿态Θ*P,Θ,t的差，得到： ΦP,Θ,t＝Θ-Θ*P,Θ,t 需设计相应所述控制律Nu，使得姿态误差ΦP,Θ,t→03×1； S3-3：结合步骤S3-1和步骤S3-2，定义轨迹流形Ψtr＝06×1，得到： 最终火星无人机广义位置矢量Y需要收敛到轨迹流形Ψtr＝06×1，以确保火星无人机沿期望轨迹以稳定姿态飞行； 由于Ψtr对所有自变量至少一阶可导，则Ψtr关于时间t的全微分表示为： 其中， e＝{N,Φ},f＝{P,Θ}； S3-4：考虑到为减少飞行过程中的能量消耗，约束火星无人机沿期望轨迹飞行时的广义速度矢量X，定义速度流形为： 其中，为速度平方误差矢量，Vc为期望飞行速度矢量；最终火星无人机的广义速度矢量X需要收敛到速度流形Ψv＝06×1，使得火星无人机以期望速度矢量Vc保持空间几何稳定状态飞行； S3-5：为保证火星无人机沿探测任务期望姿态和速度飞行，利用轨迹流形Ψtr＝0和速度流形Ψv＝0合成任务流形Ψ＝0，得到： Ψ＝Ψtr+AΨv＝0 其中，A为6阶对角加权系数矩阵，设计矩阵A使得当且仅当Ψtr→0和Ψv→0，才有Ψ→0，因此，也能够使得步骤S3-1的所述轨迹跟踪误差分量eN1→0且eN2→0和步骤S3-2中的姿态误差ΦP,Θ,t→03×1； S3-6：为保证火星无人机的广义位置矢量Y，广义速度矢量X及其一阶导数收敛到任务流形Ψ＝0，设计6阶常系数矩阵T，使其满足如下公式： S3-7：基于步骤S2-3得到火星无人机动力学方程，结合步骤S3-5和S3-6，得到非线性任务流形控制律Nu为： 其中，K0＝J1J∑PX+JΘJΣΘX，K1＝TAK11+K12，K11＝[06×3J1JΣPΘ+JΘJΣΘΘ]，K12＝T+AJs+TAГs，J1＝JP+JV，m＝{P,Θ},n＝{X,Θ}； 所述非线性任务流形控制律Nu可以保证所有状态变量渐近收敛到任务流形Ψ＝0上，即基于所述非线性任务流形控制律Nu，即可得到任务流形控制器产生的力与力矩。

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