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龙图腾网恭喜西北工业大学申请的专利一种带有动态约束的级联非线性鲁棒轨迹跟踪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：CN115686039B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-04-22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：202211283047.4，技术领域涉及：G05D1/495；该发明授权一种带有动态约束的级联非线性鲁棒轨迹跟踪控制方法是由李煜;刘小雄;章卫国;丁瑞凰;明瑞晨;黄伟;付红坡;潘坤鹏;李肇奇设计研发完成，并于2022-10-20向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种带有动态约束的级联非线性鲁棒轨迹跟踪控制方法在说明书摘要公布了：本发明提供一种带有动态约束的级联非线性鲁棒轨迹跟踪控制方法，包括：建立飞行器的运动方程；计算角速度的控制效能矩阵，设计角速度非线性增量容错控制律；以角速度为控制量，计算气流角的控制效能矩阵，设计气流角非线性增量容错控制律；以气流角为控制量，设计航迹角和速度非线性控制律；设定航迹跟踪误差的边界，并选择性能函数进行误差变换，设计轨迹虚拟控制量；以航迹角为控制量，设计带有预设性能的轨迹容错控制律，根据轨迹指令，通过级联容错轨迹控制律来实现飞机在干扰存在时的轨迹跟踪控制。本发明设计的带有动态约束的级联非线性轨迹跟踪的控制律，不仅能够有效提高飞行轨迹控制系统的鲁棒性，而且能够保证飞行轨迹的动态跟踪性能。

本发明授权一种带有动态约束的级联非线性鲁棒轨迹跟踪控制方法在权利要求书中公布了：1.一种带有动态约束的级联非线性鲁棒轨迹跟踪控制方法，其特征在于，包括以下步骤：建立飞行器角速度、气流角、航迹角、速度和轨迹的运动方程；以舵面为控制量，计算角速度的控制效能矩阵，设计角速度非线性增量容错控制律；以角速度为控制量，计算气流角的控制效能矩阵，设计气流角非线性增量容错控制律；以气流角为控制量，设计航迹角和速度非线性控制律；设定航迹跟踪误差的边界，选择性能函数进行误差变换，从而设计轨迹虚拟控制量；以航迹角为控制量，根据轨迹虚拟控制量设计带有预设性能的轨迹容错控制律；根据角速度非线性增量容错控制律、气流角非线性增量容错控制律、航迹角和速度非线性控制律，以及带有预设性能的轨迹容错控制律，串联形成带有动态约束的级联非线性鲁棒轨迹控制律；根据轨迹指令，通过级联容错轨迹控制律，实现飞机的轨迹跟踪控制；所述建立飞行器角速度、气流角、航迹角、速度和轨迹运动方程，包括以下步骤：通过CATIA软件绘制三维飞机的模型，获取正常飞机质量m、机翼面积S、展长b、平均气动弦长以及转动惯量Ixx，Iyy，Izz，Ixz；建立飞机角速度p，q，r的微分方程： 式中，分别表示滚转、俯仰和偏航力矩；惯量系数c1～c9由转动惯量组成，具体定义如下： 建立迎角α,侧滑角β和航迹倾斜角μ的微分方程： 式中，m表示飞机质量，g表示重力加速度，GY和GZ分别表示重力在航迹系y和z方向上的分量；Va表示真空速；L，D，Y和T分别表示升力、阻力、侧力和推力；建立速度Va，航迹倾斜角γ和航迹方位角χ的微分方程： 建立前向x、侧向位置y和高度h的微分方程： 在运动方程1-4中，由气动特性产生的力和力矩的展开形式为： 式中，b和分别表示展长和平均气动弦长；δ＝[δe,δa,δr]T表示控制输入向量，由升降舵δe、副翼δa和方向舵δr组成；Q表示动压，S表示机翼面积；C**表示与状态相关的气动系数和与操纵面相关的操纵系数；所述以舵面为控制量，计算角速度的控制效能矩阵，设计角速度非线性增量容错控制律，包括以下步骤：根据离线获得的气动参数，以舵面δ为控制量，计算飞机在上一时刻状态下角速度回路的控制效能矩阵Gωx0，具体为： 采用“比例”策略设计虚拟控制律，即νω＝Kωωc-ω，其中，ω＝[p,q,r]T表示角速度，而ωc为角速度指令信号；Kω是对角元素大于零的三阶对角阵，表示角速度回路带宽；通过差分方法获得前一时刻的角加速度进而设计非线性增量式角速度容错控制律，结果如下： 所述以角速度为控制输入，计算气流角回路的控制效能矩阵，设计气流角非线性增量容错控制律，包括以下步骤：在气流角回路中，选取角速度为控制输入量，计算前一时刻状态下的气流角回路近似的控制效能矩阵具体为： 采用“比例”策略设计气流角的虚拟控制律，即其中表示气流角回路状态向量，表示航迹角回路解算的指令信号；是对角元素大于零的三阶对角阵，表示气流角回路带宽；通过差分方法获得前一时刻的气流角速度进而设计非线性增量式气流角容错控制律，具体为： 所述以气流角为控制量，设计航迹角和速度非线性控制律，包括以下步骤：在航迹角η＝[χ,γ]T回路中，选取气流角选择为控制输入；考虑到飞行品质的要求，实际飞行过程中侧滑角通常保持为零，因而βc＝0；对航迹角运动方程进行简化，通过解析法获得航迹回路的控制效能矩阵Gηx0： 其中采用“比例”策略设计航迹角虚拟控制律，即νη＝Kηηc-η；其中ηc为航迹角指令，Kη为对角元素大于零的二阶对角阵；航迹角非线性增量容错控制律设计为： 采用“比例+积分”的策略设计速度虚拟控制律νVa，具体为： 式中，Va,c表示速度指令，kV和ki分别表示比例和积分系数，则自动油门反馈逆控制律设计为： 所述设定航迹跟踪误差的边界，并选择性能函数进行误差变换，从而设计轨迹虚拟控制量，包括以下步骤：根据飞机期望的轨迹动态，设定性能边界函数τt，要求边界函数τt＞0，并且单调递减；为了保证飞机在跟踪轨迹指令的过程中的瞬态性能，即避免跟踪误差出现过激的动态，对飞机高度和侧向误差进行限制，使其满足：-Lτit＜eit＜Rτit,i＝h,y16式中，L和R表示大于零的常数，eht和eyt表示高度和侧向误差，具体表达如下：eht＝hct-ht，eyt＝yct-yt17式中，hct和yct表示高度和侧向指令由于无法直接通过式17实现对跟踪误差的约束，因此引入新的跟踪误差zt，称之为转化误差，并将转换函数表示为Γzt，则误差之间关系如下：eit＝τitΓziti＝h,y18则转换误差在满足Lyapunov稳定性要求下设计高度和侧向位移的虚拟控制量νh和νy，结果如下： 式中，kh和ky表示比例系数，通常大于0；hct和yct表示高度和侧向位移的指令信号；所述以航迹角为控制量，设计带有预设性能的轨迹容错控制律；包括以下步骤：在轨迹回路中，选择航迹角作为控制量，采用解析法设计高度和侧向位移控制律，具体设计如下： 式中，表示前向位移的导数。

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