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龍圖騰網獲悉大連理工大學申請的專利基于物理信息神經網絡的高速飛行器模型預測控制方法獲國家發明授權專利權，本發明授權專利權由國家知識產權局授予，授權公告號為：CN120428580B 。

龍圖騰網通過國家知識產權局官網在2025-08-29發布的發明授權授權公告中獲悉：該發明授權的專利申請號/專利號為：202510941617.1，技術領域涉及：G05B13/04；該發明授權基于物理信息神經網絡的高速飛行器模型預測控制方法是由劉凱;王冠;陳性敏;李澤;楊峰;安帥斌設計研發完成，并于2025-07-09向國家知識產權局提交的專利申請。

本基于物理信息神經網絡的高速飛行器模型預測控制方法在說明書摘要公布了：本發明屬于高超聲速飛行器控制技術領域，涉及一種基于物理信息神經網絡的高速飛行器模型預測控制方法。該方法包括構建高超聲速飛行器的姿態動力學模型、設計物理信息神經網絡設計與訓練、面向控制的高超聲速飛行器模型轉換、考慮輸入輸出約束的模型預測控制。本方法在處理飛行器的控制問題時表現出更高的精確度和適應性，特別是在面對飛行器設計和控制中的復雜和不確定因素時，提供了一種更為高效和實用的解決方案。

本發明授權基于物理信息神經網絡的高速飛行器模型預測控制方法在權利要求書中公布了：1.基于物理信息神經網絡的高速飛行器模型預測控制方法，其特征在于，具體步驟如下： 步驟（1）構建高超聲速飛行器的姿態動力學模型 1，其中，是攻角，是側滑角，是傾側角，是滾轉角速度，是偏航角速度，是俯仰角速度，是物體繞x軸的轉動慣量，是物體繞y軸的轉動慣量，是表示物體繞z軸的轉動慣量，表示x軸和y軸的慣性積，是飛行器所受滾轉力矩，是飛行器所受偏航力矩，是飛行器所受俯仰氣動力矩，表達式為 2，其中，是動壓，是參考面積，是參考長度；是滾轉力矩系數，是偏航力矩系數，是俯仰力矩系數，關系式表示為 3，其中，是飛行器在零舵偏狀態下與滾轉力矩有關的氣動系數，是飛行器在右升降舵影響下與滾轉力矩有關的氣動增量，是飛行器在左升降舵影響下與滾轉力矩有關的氣動增量，是飛行器在方向舵影響下與滾轉力矩有關的氣動增量；是飛行器在零舵偏狀態下與偏航力矩有關的氣動系數，是飛行器在右升降舵影響下與偏航力矩有關的氣動增量，是飛行器在左升降舵影響下與偏航力矩有關的氣動增量，是飛行器在方向舵影響下與偏航力矩有關的氣動增量；是飛行器在零舵偏狀態下與俯仰力矩有關的氣動系數，是飛行器在右升降舵影響下與俯仰力矩有關的氣動增量，是飛行器在左升降舵影響下與俯仰力矩有關的氣動增量，是飛行器在方向舵影響下與俯仰力矩有關的氣動增量； 步驟（2）物理信息神經網絡設計與訓練 通過物理信息神經網絡PINN對飛行器姿態的狀態值和狀態變化值進行預測；損失函數表示為 4，其中，為數據損失函數，為物理信息損失函數；和為平衡數據損失函數和物理信息損失函數的權重； 數據損失函數表達式如下： 5，其中，表示計算數據驅動損失函數的數據個數，表示通過數值方法求解高超聲速飛行器姿態動力學方程1得到的真實狀態值，具體包含狀態量，而是PINN的預測值，具體包含狀態量； 物理信息損失函數表達式如下： 6，其中，表示計算物理約束損失的數據個數，表示實際狀態變化與預測狀態變化的差值，其中表示動力學方程（1）計算得到的結果，即實際狀態變化值，表示PINN預測得到的預測狀態變化值； 步驟（3）面向控制的高超聲速飛行器模型轉換 選擇飛行器三通道氣動力矩、、作為控制輸入，姿態角矢量Ω作為控制輸出，則面向控制的非線性姿態動力學寫為 7，式中：為系統狀態矢量，通過步驟（2）的PINN網絡預測獲得，為控制矢量，為輸出，，d為系統外部干擾項； ， ； 對輸出向量y微分兩次后，控制輸入u顯示表達； 8，式中：為聚合不確定項；K和B分別表示為 9， 10，其中：為輸出函數對、的李導數；為輸出函數對的二階李導數，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、、對應的控制矢量轉化為虛擬控制量v；設計如下形式反饋控制律： 11，式中：，、和分別表示x、y和z軸對應的虛擬控制量；與表示為 12， 13，通過精確反饋線性化，原非線性系統被轉化為布魯諾夫斯基標準型式，表示如下： 14，式中：為飛行器狀態量；A是狀態矩陣，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測控制 將反饋線性化后系統以采樣時間Ts進行離散，得預測模型： 15，式中：和為第k和k+1時刻的飛行器狀態量，為第k時刻的飛行器虛擬控制量，，、為矩陣A、B在第k時刻的系統矩陣，表示為 16，式中：I為單位矩陣，T s 為采樣時間；結合PINN的輸出按式16更新離散狀態矩陣和； 定預測時域為Np，控制時域為Nc，預測時域內系統狀態量由下式計算獲得： 17，式中：為控制量矩陣；F和為系統的遞歸矩陣，表示為 18， 19， 設計如下的目標函數： 20，式中：為參考輸出軌跡；和分別為系統輸出與控制量；為控制量權重對角矩陣； 考慮舵機性能引入執行機構舵偏角約束與舵偏角速率約束，設為角速度向量，為舵偏角向量，為舵偏角速度向量，各項約束表示為 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； 通過矩陣運算整理，并寫作標準二次規劃形式： 22， 通過對不等式約束下的二次規劃問題進行求解，即可求得當前狀態下與控制時域所對應的控制量，在下一控制周期重復進行模型預測控制量求解，通過滾動優化形式實現高超聲速飛行器姿態最優控制。

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