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公开(公告)号：CN117519183A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311593483.6
申请日：2023-11-27
Applicant: 大连海事大学
IPC: G05D1/43 , G05D109/30
Abstract: 本发明公开了一种切换无人船动态记忆事件触发模糊动力定位控制方法，包括构建非线性切换无人船数学模型，所述非线性切换无人船数学模型包括非线性无人船运动学方程和非线性无人船动力学方程，根据非线性切换无人船数学模型构建质量切换数学模型，将质量切换数学模型的非线性部分利用T‑S模糊技术进行处理，在所设计的非线性切换无人船数学模型的基础上，设计事件触发控制器，建立动态记忆事件触发协议，基于事件触发控制器和动态记忆事件触发协议对无人船的动力定位进行控制。不仅有效节省了通信传输资源，而且触发阈值的调整更灵活，有效完成了非线性切换无人船的动力定位任务。
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公开(公告)号：CN116224804A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202310381209.6
申请日：2023-04-11
Applicant: 大连海事大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于切换模型的航空发动机事件触发平滑切换控制系统与方法，包括控制器单元用于根据航空发动机的状态计算控制信号；事件触发机制单元用于获取控制信号，根据事件触发律判断是否满足触发条件，当满足触发条件时，更新控制信号；执行器用于获取事件触发机制单元的控制信号，根据控制信号控制航空发动机；切换信号单元用于根据采样器获取航空发动机的状态，通过所述状态和切换律计算切换信号，根据切换信号控制航空发动机；采样器用于对航空发动机的状态进行采样；航空发动机切换单元根据控制信号和切换信号对航空发动机的子系统进行平滑切换。该控制系统有效地抑制了子系统切换时刻控制信号的颠簸，实现了控制信号的平滑切换水平。
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公开(公告)号：CN115451243A
公开(公告)日：2022-12-09
申请号：CN202211161487.2
申请日：2022-09-23
Abstract: 本发明公开了一种复杂管道内壁高速行进的智能软体机器人的气压控制系统，包括姿态传感器、控制器、真空泵、打气泵、气压装置和气压传感器；姿态传感器与控制器相连，控制器分别连接真空泵和打气泵，通过真空泵和打气泵的协调配合实现气压装置内气压升高或降低；真空泵和打气泵与气压装置相连，气压传感器分别连接控制器和气压装置。本发明通过智能软体机器人姿态连续变化对应连续变化的气压值，利用控制器控制真空泵和打气泵的流量差，实现了气压装置内气压连续变化，并且可达到真空泵和打气泵工作范围内的任意气压值；此气压控制系统也可用于攀爬机器人，工业吸盘等设备，具有良好的工程应用前景。
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公开(公告)号：CN118759932A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202410860051.5
申请日：2024-06-28
Applicant: 大连海事大学
IPC: G05B19/042
Abstract: 本发明公开了一种基于切换Q学习欺骗攻击检测的网络化切换系统的安全控制方法，包括：构建切换系统模型与控制器模型，得到状态信号和模态信号；构建基于欺骗攻击检测的事件触发机制，包括误差检测条件，模态匹配条件和攻击检测条件；根据Q学习算法构建基于切换Q学习的欺骗攻击检测机制，使用事件触发机制和欺骗攻击检测机制处理模态信号和状态信号，得到状态估计值、模态估计值、状态估计残差范数和模态估计残差范数，确定攻击的检测结果；将状态估计值和控制器模态代入控制器，得到安全控制器，联立安全控制器、状态估计器、模态估计器和切换系统，得到闭环系统；构建基于欺骗攻击检测的切换规则，根据攻击检测结果分析欺骗攻击下闭环系统切换行为，得到系统安全稳定的判断条件，本发明能够确定最优评估阈值，从而分别判断系统传输给控制器的状态信号和模态值是否被欺骗攻击篡改，给出确保切换系统在欺骗攻击下的安全控制判别条件，实现切换系统的安全控制。
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公开(公告)号：CN118759931A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202410860014.4
申请日：2024-06-28
Applicant: 大连海事大学
IPC: G05B19/042
Abstract: 本发明公开了一种基于加解密切换Q学习重放攻击检测的网络化切换系统的安全控制方法，包括：构建切换系统模型与控制器模型，得到状态信号和模态信号；构建基于重放攻击检测的事件触发机制，包括误差检测条件，模态匹配条件和攻击检测条件；根据Q学习算法构建基于切换Q学习的重放攻击检测机制，使用事件触发机制和重放攻击检测机制处理触发时刻子系统模态信号和状态信号，得到状态估计值、模态估计值和状态估计残差范数，确定攻击的检测结果；将状态估计值和模态估计值代入控制器模型，得到安全控制器，联立安全控制器、切换系统模型、状态估计器和模态估计器的方程，得到闭环系统的方程；构建基于重放攻击检测的切换规则，根据重放攻击检测结果分析重放攻击下的闭环系统的切换行为，得到系统安全稳定的判断条件，本发明能够对是否进行重放攻击进行准确的分析，并给出确保切换系统在重放攻击下的安全控制判别条件，实现切换系统的安全控制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118011825A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410193955.7
申请日：2024-02-21
Applicant: 大连海事大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种用于切换T‑S模糊系统的事件触发可达集估计方法，包括：根据ST‑SFS系统模型，采用模糊混合方法构建ST‑SFS全局模型；构建ST‑SFS全局模型的近似可达集区域；构建与ST‑SFS全局模型匹配的记忆事件触发机制SFDMET机制；根据ST‑SFS系统模型的切换模糊规则，构建切换控制器的全局模型；将ST‑SFS的全局模型代入到切换控制器的全局模型，获得ST‑SFS的全局闭环模型；根据ST‑SFS系统模型构建ST‑SFS全局模型的切换规律；在切换规律下，对ST‑SFS全局闭环模型进行可达集估计。解决切换系统没有关于动态事件触发机制的研究，确保系统状态维持在可达集内，更有效地节省系统通信资源；通过满足可达集估计和避免芝诺行为的充分条件，确保所有信号的有界性。
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公开(公告)号：CN117289606A
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202311382776.X
申请日：2023-10-24
Applicant: 大连海事大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了基于切换T‑S模糊模型的航空发动机输出调节控制方法，包括构建在建模扰动和未建模扰动影响下的基于切换T‑S模糊模型的航空发动机系统模型，设计事件触发机制，基于事件触发机制设计事件触发切换模糊输出反馈控制器，根据传感器数据、航空发动机子系统活跃时间区间、事件触发机制以及事件触发切换模糊输出反馈控制器生成调节输出信号与控制器状态信息，并根据调节输出信号与控制器状态信息生成控制输入信号，根据控制输入信号控制航空发动机。不仅实现了对复杂系统的良好控制还提高了系统的鲁棒性。在切换模糊反馈控制器中引入事件触发机制，有效地节省了通信资源。
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公开(公告)号：CN117270401A
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202311419644.X
申请日：2023-10-30
Applicant: 大连海事大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种质量切换无人艇复合抗干扰动力定位无扰控制方法，S1：建立考虑不可测有模型干扰和可测的无模型干扰的质量切换无人艇系统模型；S2：基于质量切换无人艇系统模型，设计用于估计所述不可测有模型干扰的干扰观测器；S3：设计包括H∞状态反馈控制器的无扰控制器，补偿所述可测的无模型干扰，并对质量切换无人艇系统模型在切换时产生的跳变进行消抖处理；S4：设计质量切换无人艇的复合抗干扰动力定位无扰模型，并求解增益矩阵以达成设定的动力定位目标，对有模型不可测干扰和无模型可测干扰进行估计与补偿，并且能够对质量切换无人艇系统模型在切换时产生的跳变进行消抖处理，从而实现对质量切换无人艇系统模型的复合抗干扰的无扰控制。
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公开(公告)号：CN119783529A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202411916345.1
申请日：2024-12-24
Applicant: 大连海事大学
IPC: G06F30/27 , G06N3/0464 , G06N3/084
Abstract: 本发明公开了一种有限不平衡数据下航空发动机气路数字孪生故障诊断方法，包括获取航空发动机气路的机理模型；通过航空发动机气路的机理模型，模拟并获取不同工况下的航空发动机气路故障的有限不平衡数据；构建有限不平衡数据的数据驱动模型；根据数据训练集对数据驱动模型进行模型训练，获取训练后的数据驱动模型；基于构建的模型损失函数，根据数据验证集判断训练后的数据驱动模型是否训练至收敛，以获取数字孪生故障诊断模型；将数据测试集输入数字孪生故障诊断模型，获得航空发动机气路故障诊断结果。本发明解决了现有航空发动机气路系统故障检测方法，在有限不平衡数据下气路系统故障诊断精度差的问题。
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公开(公告)号：CN119511695A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411438732.9
申请日：2024-10-15
Applicant: 大连海事大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于切换仿射模型的航空发动机滑模输出调节控制方法，S1：建立航空发动机切换仿射模型；S2：建立增广动力学模型，并基于增广动力学模型设计航空发动机误差模型；S3：设计滑模鲁棒输出调节控制器，其中，采用积分滑模控制方法设计滑模鲁棒输出调节控制器的非线性部分；S4：确定一个安全集，验证滑模鲁棒输出调节控制器的稳定性，基于验证通过后的滑模鲁棒输出调节控制器对航空发动机系统进行滑模输出调节控制。本发明所提出的滑模输出调节控制方法保证了航空发动机的切换仿射模型在状态约束、输入饱和以及外部扰动影响的条件下，系统输出渐进收敛于零，从而避免系统超出边界运行导致设备损坏或系统故障，保证了安全性。
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