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龍圖騰網(wǎng)獲悉大連理工大學(xué)申請的專利基于物理信息神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的高速飛行器模型預(yù)測控制方法獲國家發(fā)明授權(quán)專利權(quán)，本發(fā)明授權(quán)專利權(quán)由國家知識產(chǎn)權(quán)局授予，授權(quán)公告號為：CN120428580B 。

龍圖騰網(wǎng)通過國家知識產(chǎn)權(quán)局官網(wǎng)在2025-08-29發(fā)布的發(fā)明授權(quán)授權(quán)公告中獲悉：該發(fā)明授權(quán)的專利申請?zhí)?專利號為：202510941617.1，技術(shù)領(lǐng)域涉及：G05B13/04；該發(fā)明授權(quán)基于物理信息神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的高速飛行器模型預(yù)測控制方法是由劉凱;王冠;陳性敏;李澤;楊峰;安帥斌設(shè)計(jì)研發(fā)完成，并于2025-07-09向國家知識產(chǎn)權(quán)局提交的專利申請。

本基于物理信息神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的高速飛行器模型預(yù)測控制方法在說明書摘要公布了：本發(fā)明屬于高超聲速飛行器控制技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種基于物理信息神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的高速飛行器模型預(yù)測控制方法。該方法包括構(gòu)建高超聲速飛行器的姿態(tài)動力學(xué)模型、設(shè)計(jì)物理信息神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)設(shè)計(jì)與訓(xùn)練、面向控制的高超聲速飛行器模型轉(zhuǎn)換、考慮輸入輸出約束的模型預(yù)測控制。本方法在處理飛行器的控制問題時表現(xiàn)出更高的精確度和適應(yīng)性，特別是在面對飛行器設(shè)計(jì)和控制中的復(fù)雜和不確定因素時，提供了一種更為高效和實(shí)用的解決方案。

本發(fā)明授權(quán)基于物理信息神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的高速飛行器模型預(yù)測控制方法在權(quán)利要求書中公布了：1.基于物理信息神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的高速飛行器模型預(yù)測控制方法，其特征在于，具體步驟如下： 步驟（1）構(gòu)建高超聲速飛行器的姿態(tài)動力學(xué)模型 1，其中，是攻角，是側(cè)滑角，是傾側(cè)角，是滾轉(zhuǎn)角速度，是偏航角速度，是俯仰角速度，是物體繞x軸的轉(zhuǎn)動慣量，是物體繞y軸的轉(zhuǎn)動慣量，是表示物體繞z軸的轉(zhuǎn)動慣量，表示x軸和y軸的慣性積，是飛行器所受滾轉(zhuǎn)力矩，是飛行器所受偏航力矩，是飛行器所受俯仰氣動力矩，表達(dá)式為 2，其中，是動壓，是參考面積，是參考長度；是滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)，是偏航力矩系數(shù)，是俯仰力矩系數(shù)，關(guān)系式表示為 3，其中，是飛行器在零舵偏狀態(tài)下與滾轉(zhuǎn)力矩有關(guān)的氣動系數(shù)，是飛行器在右升降舵影響下與滾轉(zhuǎn)力矩有關(guān)的氣動增量，是飛行器在左升降舵影響下與滾轉(zhuǎn)力矩有關(guān)的氣動增量，是飛行器在方向舵影響下與滾轉(zhuǎn)力矩有關(guān)的氣動增量；是飛行器在零舵偏狀態(tài)下與偏航力矩有關(guān)的氣動系數(shù)，是飛行器在右升降舵影響下與偏航力矩有關(guān)的氣動增量，是飛行器在左升降舵影響下與偏航力矩有關(guān)的氣動增量，是飛行器在方向舵影響下與偏航力矩有關(guān)的氣動增量；是飛行器在零舵偏狀態(tài)下與俯仰力矩有關(guān)的氣動系數(shù)，是飛行器在右升降舵影響下與俯仰力矩有關(guān)的氣動增量，是飛行器在左升降舵影響下與俯仰力矩有關(guān)的氣動增量，是飛行器在方向舵影響下與俯仰力矩有關(guān)的氣動增量； 步驟（2）物理信息神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)設(shè)計(jì)與訓(xùn)練 通過物理信息神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)PINN對飛行器姿態(tài)的狀態(tài)值和狀態(tài)變化值進(jìn)行預(yù)測；損失函數(shù)表示為 4，其中，為數(shù)據(jù)損失函數(shù)，為物理信息損失函數(shù)；和為平衡數(shù)據(jù)損失函數(shù)和物理信息損失函數(shù)的權(quán)重； 數(shù)據(jù)損失函數(shù)表達(dá)式如下： 5，其中，表示計(jì)算數(shù)據(jù)驅(qū)動損失函數(shù)的數(shù)據(jù)個數(shù)，表示通過數(shù)值方法求解高超聲速飛行器姿態(tài)動力學(xué)方程1得到的真實(shí)狀態(tài)值，具體包含狀態(tài)量，而是PINN的預(yù)測值，具體包含狀態(tài)量； 物理信息損失函數(shù)表達(dá)式如下： 6，其中，表示計(jì)算物理約束損失的數(shù)據(jù)個數(shù)，表示實(shí)際狀態(tài)變化與預(yù)測狀態(tài)變化的差值，其中表示動力學(xué)方程（1）計(jì)算得到的結(jié)果，即實(shí)際狀態(tài)變化值，表示PINN預(yù)測得到的預(yù)測狀態(tài)變化值； 步驟（3）面向控制的高超聲速飛行器模型轉(zhuǎn)換 選擇飛行器三通道氣動力矩、、作為控制輸入，姿態(tài)角矢量Ω作為控制輸出，則面向控制的非線性姿態(tài)動力學(xué)寫為 7，式中：為系統(tǒng)狀態(tài)矢量，通過步驟（2）的PINN網(wǎng)絡(luò)預(yù)測獲得，為控制矢量，為輸出，，d為系統(tǒng)外部干擾項(xiàng)； ， ； 對輸出向量y微分兩次后，控制輸入u顯示表達(dá)； 8，式中：為聚合不確定項(xiàng)；K和B分別表示為 9， 10，其中：為輸出函數(shù)對、的李導(dǎo)數(shù)；為輸出函數(shù)對的二階李導(dǎo)數(shù)，i=1、2或3，j=1、2或3； 通過反饋線性化，將原始控制輸入氣動力矩、、對應(yīng)的控制矢量轉(zhuǎn)化為虛擬控制量v；設(shè)計(jì)如下形式反饋控制律： 11，式中：，、和分別表示x、y和z軸對應(yīng)的虛擬控制量；與表示為 12， 13，通過精確反饋線性化，原非線性系統(tǒng)被轉(zhuǎn)化為布魯諾夫斯基標(biāo)準(zhǔn)型式，表示如下： 14，式中：為飛行器狀態(tài)量；A是狀態(tài)矩陣，C是輸出矩陣，表示如下： ， 步驟（4）考慮輸入輸出約束的模型預(yù)測控制 將反饋線性化后系統(tǒng)以采樣時間Ts進(jìn)行離散，得預(yù)測模型： 15，式中：和為第k和k+1時刻的飛行器狀態(tài)量，為第k時刻的飛行器虛擬控制量，，、為矩陣A、B在第k時刻的系統(tǒng)矩陣，表示為 16，式中：I為單位矩陣，T s 為采樣時間；結(jié)合PINN的輸出按式16更新離散狀態(tài)矩陣和； 定預(yù)測時域?yàn)镹p，控制時域?yàn)镹c，預(yù)測時域內(nèi)系統(tǒng)狀態(tài)量由下式計(jì)算獲得： 17，式中：為控制量矩陣；F和為系統(tǒng)的遞歸矩陣，表示為 18， 19， 設(shè)計(jì)如下的目標(biāo)函數(shù)： 20，式中：為參考輸出軌跡；和分別為系統(tǒng)輸出與控制量；為控制量權(quán)重對角矩陣； 考慮舵機(jī)性能引入執(zhí)行機(jī)構(gòu)舵偏角約束與舵偏角速率約束，設(shè)為角速度向量，為舵偏角向量，為舵偏角速度向量，各項(xiàng)約束表示為 21，式中：和分別為角速度約束的最小值和最大值，和分別為舵偏角向量約束的最小值和最大值，和分別舵偏角速度向量約束的最小值和最大值； 通過矩陣運(yùn)算整理，并寫作標(biāo)準(zhǔn)二次規(guī)劃形式： 22， 通過對不等式約束下的二次規(guī)劃問題進(jìn)行求解，即可求得當(dāng)前狀態(tài)下與控制時域所對應(yīng)的控制量，在下一控制周期重復(fù)進(jìn)行模型預(yù)測控制量求解，通過滾動優(yōu)化形式實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行器姿態(tài)最優(yōu)控制。

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