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龙图腾网获悉上海航天控制技术研究所申请的专利基于快速自适应非奇异终端滑模的飞行器编队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：CN119576007B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-11-18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：202411711556.1，技术领域涉及：G05D1/46；该发明授权基于快速自适应非奇异终端滑模的飞行器编队控制方法是由谢昊;陈光山;赵长春;张晓天;黄子豪;辛颖设计研发完成，并于2024-11-27向国家知识产权局提交的专利申请。

本基于快速自适应非奇异终端滑模的飞行器编队控制方法在说明书摘要公布了：本发明的一种基于快速自适应非奇异终端滑模的飞行器编队控制方法，步骤1，考虑飞行环境中的不确定性和干扰因素，建立固定翼飞行器系统的非线性动力学模型；步骤2，采用图论知识分析飞行器间的信息拓扑，设计分布式控制架构，使每个飞行器基于自身状态和邻近飞行器的信息建立广义编队跟踪误差；步骤3，利用非奇异终端滑模控制理论，设计控制器以提高编队控制的精度和鲁棒性，减轻抖振现象；步骤4，结合快速自适应控制技术，实时调整控制参数，以适应外部扰动和系统状态变化。通过采用非奇异终端滑模控制理论，提高编队控制的精度和鲁棒性，减轻控制器输出抖振现象；结合快速自适应控制技术，实时调整控制参数，提高系统稳定性和鲁棒性。

本发明授权基于快速自适应非奇异终端滑模的飞行器编队控制方法在权利要求书中公布了：1.一种基于快速自适应非奇异终端滑模的飞行器编队控制方法，其特征在于，包括步骤如下： 步骤1，考虑飞行环境中的不确定性和干扰因素，建立固定翼飞行器系统的非线性动力学模型； 考虑由N架飞行器组成的非线性集群系统，每架飞行器的运动模型如下, 其中，pi＝[xi,yi,zi]T表示虚拟飞行器在地面系下的位置，V表示速度，θ表示弹道倾角，ψvi表示偏角； 其中，Ti是发动机推力，Di是阻力，mi是飞行器质量，g是重力加速度，Li是升力，φi是倾斜角；将推力Ti、倾斜角φi和升力Li作为控制变量；推力Ti由油门控制，倾斜角φi由方向舵和副翼控制，升力Li由升降舵控制；外部扰动考虑为div,diθ,表示系统收到的外部扰动；阻力的计算较为需要考虑迎风面积、飞行速度、攻角和空气动力学特性，为了简化分析和控制设计，将阻力视为一个非线性扰动； 通过定义间接变量可以将式2转化为 设vi＝[Vi,θi,ψvi]T,pi＝[xi,yi,zi]T分别为第i架飞行器的速度向量和位置向量，对式1进行时间求导，我们得到： 其中， 将式4插入式5，推导得到 ui＝[niT,niLcosφi,niLsinφi]T 且矩阵Mi是可逆的； 在实际飞行过程中，固定翼飞行器的模型参数可能会受到气动扰动niD的影响，参数矩阵Ni可分解成标称部分与不确定性 可将飞行器动力学模型进一步转化为以下形式： 其中，表示多源复合扰动，包括外部扰动及内部参数不确定性； 步骤2，采用图论知识分析飞行器间的信息拓扑，设计分布式控制架构，使每个飞行器基于自身状态和邻近飞行器的信息建立广义编队跟踪误差∈i； 步骤3，利用非奇异终端滑模控制理论，设计控制器以提高编队控制的精度和鲁棒性，减轻抖振现象；采用了滑模控制方法，以确保多飞行器系统在有限时间内实现编队； 考虑滑模变量，定义如下： 其中，αi和βi是控制增益矩阵，且αi＝diagαi1,αi2,αi3，βi＝diagβi1,βi2,βi3，且满足αin0,βin0,当n＝1,2,3，以及1γ2；滑模变量Si将达到零，对于任何初始值∈i0和广义编队跟踪误差∈i能在有限时间tz内收敛到零，满足以下不等式： 其中，ηi＝αi|∈i|+βi|∈i|γ；在此基础上，设计等效控制律，其公式如下， lii、lij为有向图的拉普拉斯矩阵的系数； pj为第j个飞行器在t时刻的位置；Eij表示第j个至第i个飞行器在t时刻的期望相对距离； 步骤4，结合快速自适应控制技术，实时调整控制参数，以适应外部扰动和系统状态变化。

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