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龙图腾网获悉北京理工大学申请的专利一种导弹的敏捷转弯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：CN116772663B 。

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：202310859834.7，技术领域涉及：F42B10/60；该发明授权一种导弹的敏捷转弯控制方法是由于剑桥;李政;牛康;李佳讯;王春辉;杨迪;陈曦设计研发完成，并于2023-07-13向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种导弹的敏捷转弯控制方法在说明书摘要公布了：本发明提出一种新型导弹敏捷转弯控制方法，在导弹的基础上引入减速伞，为导弹提供柔性阻力；导弹在降落伞、侧向RCS和气动舵提供的气动力以及主发动机推力等多源力的作用下向目标方向转弯，减速伞作用引起导弹速度减小，使得导弹攻角的变化速率显著增大，在敏捷转弯过程中体现为导弹弹道倾角的快速增大，从而使得转弯半径相较于传统敏捷导弹更小，因此机动能力更强。本发明根据减速伞的释放与脱离时刻将敏捷转弯过程分为减速段和机动转弯段，对每一阶段进行受力分析，建立新型导弹的动力学模型，并基于该动力学模型构建分段滑模控制器，采用该分段滑模控制器对侧向RCS和气动舵进行实时控制，适用于不同攻角下的敏捷转弯过程，能够避免滑模控制的奇异现象。

本发明授权一种导弹的敏捷转弯控制方法在权利要求书中公布了：1.一种导弹的敏捷转弯控制方法，导弹包括侧向反作用喷气装置和带有气动舵、主发动机的导弹本体，其特征在于，所述导弹上设置减速伞；所述敏捷转弯控制方法包括： 将导弹的敏捷转弯过程按照减速伞是否作用划分为减速段和机动转弯段，其中减速段时减速伞释放，机动转弯段时减速伞已脱落； 根据减速伞、侧向反作用喷气装置、气动舵和主发动机对导弹的控制效果，构建关于俯仰角、攻角和俯仰角加速度的动力学方程，具体为：减速段的导弹在减速伞、气动舵、侧向反作用喷气装置的控制下减速并转弯，机动转弯段的导弹在侧向反作用喷气装置以及舵面气动力复合控制下转弯；在两个阶段中，若俯仰角达到120°，则开启主发动机，主发动机开启后不关闭； 根据动力学方程构建分段滑模控制器，设置参数并解算气动舵控制指令及侧向反作用喷气装置控制指令； 当俯仰角跟踪误差信号绝对值大于等于1时，滑模控制器s1的表达式为： s1＝x2+β1vsignx1|x1|w|x1|≥1 相应的气动舵控制指令的表达式为： 相应的侧向反作用喷气装置控制指令的表达式为： δrcs1＝-βv-1signx2|x2|2-v-f-ks1-δsigns1-uδ 其中，为俯仰角误差，为俯仰角的目标值；x2＝ωz为俯仰角速度；k、β、v、w为分段滑模控制器的预设的参数；sign·为符号函数，Q为动压，S为特征面积，L为特征长度，Cmδ为俯仰力矩系数对气动舵偏角δ的一阶导数，JZ为导弹绕弹体坐标系Z轴的转动惯量，uδ为舵控效果，f1为减速段时分段滑模控制器中的已知量，δ为气动舵偏角；弹体坐标系以导弹的质心为原点O，x轴为导弹的飞行方向，y轴正向为导弹的俯仰方向，z轴由右手螺旋定律得到； 当俯仰角跟踪误差信号绝对值小于1时，非奇异滑模控制器s2的表达式为： 相应的气动舵控制指令δc2的表达式为： 相应的侧向反作用喷气装置控制指令δrcs2的表达式为： δrcs2＝-wβ1v|x1|w-1x2-f-ks2-δsigns2 其中，f为分段滑模控制器中的已知量。

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