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龙图腾网获悉北京理工大学申请的专利考虑攻击角度约束的变增益反演机动目标拦截制导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：CN119396167B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-10-31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：202411299687.3，技术领域涉及：G05D1/46；该发明授权考虑攻击角度约束的变增益反演机动目标拦截制导方法是由孙景亮;王萌萌;龙腾;王子晗设计研发完成，并于2024-09-18向国家知识产权局提交的专利申请。

本考虑攻击角度约束的变增益反演机动目标拦截制导方法在说明书摘要公布了：考虑攻击角度约束的变增益反演机动目标拦截制导方法，属于飞行器制导控制技术领域。本发明实现方法为：考虑拦截成功必要条件和末端攻击角度约束，基于轨迹整形，通过构建以已飞行距离为自变量的多项式函数表征视线角参考剖面，实现初末端约束的消减；该剖面仅利用弹目相对信息，无需依赖目标的运动信息，因此适用于拦截各种运动形式的目标。为精准跟踪所构建的视线角参考剖面，考虑飞行器控制输入饱和约束和目标机动干扰对制导系统的不利影响，引入输入饱和补偿器和有限时间干扰估计器，基于反演控制架构设计变增益拦截制导律，使飞行器精准跟踪剖面的同时实现以期望角度对机动目标的拦截。本发明具有需用过载低、拦截精度高和鲁棒性好的优点。

本发明授权考虑攻击角度约束的变增益反演机动目标拦截制导方法在权利要求书中公布了：1.考虑攻击角度约束的变增益反演机动目标拦截制导方法，其特征在于：包括如下步骤， 步骤一：考虑二维平面中飞行器和目标的运动学和动力学特性，建立飞行器和目标动力学模型、相对视线角动力学模型，分析并构建拦截任务的约束条件，并构建机动目标的拦截制导问题；所述约束条件包括初始约束、终端约束、控制输入饱和约束； 步骤一实现方法为， 考虑二维平面内的惯性坐标系xoy，飞行器和机动目标的初始位置为xM,yM和xT,yT；飞行速度大小恒定，分别记为VM和VT，且满足VM＞VT；初始弹道倾角分别为γM和γT；加速度大小为aM和aT，方向与速度方向垂直；飞行器和目标之间的视线距离为r，视线角为λ；所有角度均定义逆时针方向为正； 建立飞行器和目标的动力学模型如下： 建立飞行器和目标的相对动力学模型如下： 其中，ηM和ηT分别为飞行器和目标的速度前置角，通过下式进行计算： 对式2进行求导，建立相对运动的视线角动力学模型如下： 所考虑的拦截制导问题的任务目标是在指定攻击角度约束下成功拦截机动目标，因此，相对距离和视线角需要满足如下式所示的初始和终端约束 其中，下标0和f分别代表初始和终端； 考虑飞行器执行机构的实际能力有限，制导指令u需要满足如下式所示的控制输入饱和约束 其中，umax表示控制输入的允许最大值，sign·为符号函数； 式1、式4以及式5至7，即为考虑攻击角度约束的机动目标拦截制导问题； 步骤二：考虑步骤一中飞行器拦截机动目标过程的初始约束和终端约束，以已飞行距离为自变量的多项式函数表征视线角参考剖面，将机动目标拦截制导问题转化成为剖面跟踪问题； 步骤二实现方法为， 定义已飞行距离re为新自变量，计算方式如下： re＝r0-r8 式5和6中的初始和终端约束重新表示为： 将视线角参考剖面λd构建成为如下式所示的三次多项式： 结合式9和10，得到各系数的计算表达式如下： 若飞行器能以式11中的视线角参考剖面飞行，则能够实现以期望攻击角度拦截机动目标，原机动目标拦截制导问题转化成为视线角参考剖面精准跟踪问题； 步骤三：将步骤一中相对视线角动力学模型转换为严格反馈形式系统，分别构建输入饱和补偿器和有限时间干扰估计器，通过输入饱和补偿器减少控制输入饱和约束制导系统的不利影响，并通过有限时间干扰估计器减少目标机动对制导系统的不利影响； 步骤三实现方法为， 将步骤一中的视线角动力学模型4写为如下严格反馈形式系统： 其中，为系统状态变量，vu为饱和约束下的控制输入，y为系统输出变量，为系统状态矩阵，为系统控制输入矩阵，d为系统所受干扰； 输入饱和补偿器由饱和近似函数和辅助控制系统构成； 饱和近似函数lu构建为一个修正双曲正切函数，用来近似式7中受到输入饱和约束的控制输入信号vu，消除其拐点并使其变得平滑： 受到输入饱和约束的控制输入信号vu变为： vu＝lu+εu15 其中，εu＝vu-lu为近似误差； 辅助控制系统用于补偿因饱和约束而产生的控制输入误差，其结构如下 其中，l为输入补偿信号，κ为待设计的正参数，Δu为因饱和约束引起的误差； 构建有限时间干扰估计器估计目标机动干扰值，如下式所示： 其中，α1，α2和L均为待设计的正参数，为目标机动干扰d的估计值，将在有限时间内实现； 步骤四：考虑步骤三中的输入饱和补偿器和有限时间干扰估计器，基于反演控制架构设计变增益拦截制导律，使飞行器精准跟踪步骤二中的视线角参考剖面，实现以指定角度对机动目标的成功拦截； 步骤四实现方法为， 为了加快误差收敛和增强系统鲁棒性，设计变增益函数GΞ如下： 其中，k1和k2均为正实数；Ξ指代函数GΞ的自变量； 为精准跟踪视线角参考剖面，即使严格反馈形式系统的输出y＝yd＝λd，设计跟踪误差面如下： 其中，x2d＝x2d,1为待设计的虚拟控制量经过下式20所示的有限时间滤波器后得到的滤波虚拟控制量； 其中β1和β2是有限时间滤波器的参数； 结合步骤三中的输入饱和补偿器和有限时间干扰估计器，基于反演控制架构，设计制导虚拟控制量和实际控制量u如下： 其中，0＜γ＜1为待设计参数，η1和η2为滤波误差补偿信号，和为补偿后的误差面； 飞行器在步骤四中制导控制指令u的作用下，将精准跟踪步骤二中视线角参考剖面，满足式5至7约束条件的情况下，实现对机动目标的成功拦截。

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