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龙图腾网获悉中山大学申请的专利一种基于推力矢量的高机动飞机制导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：CN119045507B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-06-27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：202411170194.X，技术领域涉及：G05D1/46；该发明授权一种基于推力矢量的高机动飞机制导控制方法是由吴志刚;冯延奇;李家鑫设计研发完成，并于2024-08-26向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种基于推力矢量的高机动飞机制导控制方法在说明书摘要公布了：本发明提供一种基于推力矢量的高机动飞机制导控制方法，包括构建高机动飞机动力学系统、推力矢量对象的非线性模型；基于制导环和控制环耦合特性设计高机动制导的一体化控制器；利用设计的一体化控制器控制高机动飞机在预定的参考剖面飞行，实现速度与高度的跟踪。本发明解决了高机动飞机在推力矢量情况下，制导环与控制环无法共同加以考虑的问题，提升了高机动飞机控制稳定性与机动敏捷性；本发明通过一体化控制，减少了高机动飞机推力矢量对质心回路的影响；从而可以有效的减小高度跟踪误差和调整时间；本发明的控制器可以控制高机动飞机在预定的参考剖面内飞行，从而实现高机动飞机的速度和高度跟踪。

本发明授权一种基于推力矢量的高机动飞机制导控制方法在权利要求书中公布了：1.一种基于推力矢量的高机动飞机制导控制方法，其特征在于，包括以下步骤： S1、构建高机动飞机动力学系统； S2、构建推力矢量对象的非线性模型； S3、基于制导环和控制环耦合特性设计高机动制导的一体化控制器； 所述的一体化控制器采用基于频谱分离原理的制导子系统与姿态控制子系统的全状态联合设计，并将制导子系统视为外环慢控制环路，姿态控制子系统视为内环快控制环路；通过调整飞行器的姿态实现制导气流角指令的实现； 所述的高机动制导的一体化控制器的构建具体包括如下步骤： S31、计算高机动飞机的速度误差与高度误差；其中，所述的速度误差为当前的速度值与标称轨迹的速度值的差值；所述的高度误差为当前的高度值与标称的高度值的差值； S32、将高度误差与速度误差按照符合李雅普诺夫函数要求的方式设计控制系统；其表达式为： 式中，为李雅普诺夫函数的导数；e为速度误差，e＝V-Vr，其中，V为当前的速度；Vr为给定标称轨迹的速度值；kΦ为推力系数；Φ为燃油比；δT为推力矢量偏转角；D为阻力；m为指令；k为控制器参数；为当前速度的导数；为参考速度的导数； S33、将设计好的控制系统与输出端连接；输出端包含舵面与发动机燃油比； S4、利用设计的一体化控制器控制高机动飞机在预定的参考剖面飞行，实现速度与高度的跟踪；具体包括如下步骤： S41、根据高机动飞机作战任务获取定高机动飞机的参考高度与参考速度剖面； S42、对于速度环，将当前速度与参考速度之间的速度误差输入一体化控制器；所述的一体化控制器根据输入的速度误差输出燃油比；通过控制燃油比的输出实现对高机动飞机速度的调节；通过输入速度误差，自动调节飞机的燃油比输出；对高机动飞机作出加速或者减速操作，减少飞机速度与速度剖面的误差值；最终实现高机动飞机对飞行速度的跟踪； S43、对于高度环，将高度与参考高度之间的高度误差输入一体化控制器；所述的一体化控制器根据输入的高度误差得到升降舵偏角；并根据升降舵偏角得到控制力矩；根据控制力矩项控制高机动飞机对飞行高度的控制。

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