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龙图腾网获悉南京航空航天大学申请的专利具有性能约束的可重复使用运载火箭姿态容错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：CN118092137B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-07-04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：202410163930.2，技术领域涉及：G05B11/42；该发明授权具有性能约束的可重复使用运载火箭姿态容错控制方法是由齐瑞云;施棋;王燚华;孟亦真;魏启钊设计研发完成，并于2024-02-05向国家知识产权局提交的专利申请。

本具有性能约束的可重复使用运载火箭姿态容错控制方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种具有性能约束的可重复使用运载火箭姿态容错控制方法，属于自动控制领域，针对可重复使用运载火箭动力着陆段的姿态模型，在考虑实际工程应用的前提下设计了一个多变量自适应PI容错控制器来实现性能约束。在整个控制器设计过程中，考虑了不确定性、外部干扰和发动机故障所带来的复杂性。首先，设计性能约束限制包含姿态角误差和姿态角速度误差的过渡变量；其次，利用性能转换技术推导出新的变量，通过控制该变量的稳定来限制过渡变量在性能函数之内；最后，设计了多变量自适应PI容错控制器来稳定该变量。本发明能够处理火箭动力着陆过程中的性能约束问题，从而提高了火箭软着陆的成功率。

本发明授权具有性能约束的可重复使用运载火箭姿态容错控制方法在权利要求书中公布了：1.一种具有性能约束的可重复使用运载火箭姿态容错控制方法，其特征在于，包括以下步骤： 步骤1，建立可重复使用运载火箭动力着陆段的姿态控制模型； 步骤2，将不确定性和内外干扰考虑在内，得到箭体坐标系下火箭动力着陆段的刚体姿态控制模型，以可重复使用运载火箭的姿态角和姿态角速度作为系统的输出，俯仰、偏航和滚转通道的发动机摆角作为控制系统输入； 步骤3，考虑所述刚体姿态控制模型中发动机发生故障的情况，建立发动机故障模型，根据所述发动机故障模型得到在故障下的可重复使用运载火箭的姿态控制模型； 步骤4，基于姿态角误差和姿态角速度误差定义过渡变量，对包含姿态角和姿态角速度误差的过渡变量设计性能约束； 步骤5，根据所述过渡变量，通过性能转换技术构造新的误差变量，新的误差变量包含约束信息、姿态角和姿态角速度误差信息； 步骤6，根据新的误差变量，设计多变量自适应PI容错控制器来稳定新的误差变量，并得到在对应情况下的发动机摆角输入； 在步骤1中，建立的可重复使用运载火箭动力着陆段的姿态控制模型为： 式中，为着陆坐标下的姿态角；ωb＝[ωbxωbyωbz]T为箭体坐标下的三轴姿态角速度；J为火箭在箭体坐标系下的转动惯量矩阵；矩阵J、σ、B和控制向量u分别为： 其中，xR代表火箭变推力摇摆发动机摆动点到火箭理论尖点的距离；xT代表火箭质心到火箭理论尖点的距离；T代表火箭总推力；lRCS为姿控喷管在滚转通道上的作用力臂；δγ、δψ和分别为滚转、偏航和俯仰通道的发动机摆角； 在步骤2中，箭体坐标系下火箭动力着陆段的刚体姿态控制模型为： 式中，Δd＝[d1d2d3]T为火箭燃料消耗等引起的转动惯量的变化和火箭遇到的外部干扰；Δf＝[f1f2f3]T包括了火箭执行任务返回后模型的偏差导致的不确定性； 在步骤3中，所述发动机故障模型为： ut＝ρutu+ρrt 式中，ut为故障后系统的真实输入；ρut为发动机的损伤比例，代表了故障的严重程度，为发动机摆角发生偏置型故障时的等效偏置向量； 根据所述发动机故障模型得到在故障下的可重复使用运载火箭的姿态控制模型为： 在步骤4中，基于姿态角误差和姿态角速度误差定义的过渡变量为： οt＝aε1t+ε2t 式中，ε1＝η-ηd为姿态角误差；ε2＝ωb-ωd为角速度误差；为期望姿态角；ωd为期望姿态角速度； 性能约束为： 式中，μ＝[μ 1 μ 2 μ 3]T和分别代表了性能约束的上限和下限，并始终为正；t表示时间； 在步骤5中，新的误差变量ζ＝[ζ1ζ2ζ3]T为： 式中，i＝1，2，3分别代表滚转、偏航和俯仰通道的误差变量； 在步骤6中，多变量自适应PI容错控制器为： 式中，运算符号的定义为：如果α＝[α1α2α3]T,β＝[β1β2β3]T，那么kο＝[kο1kο2kο3]T，任意元素表示为： kp和kI分别能够表示为： kI＝βkp 式中，和β为自由选择的正数，并且Δkp和ΔkI根据自适应律自动更新，自适应律为： 式中， 是辅助参数变量b的估计值，的自适应律为： 式中，κ和γb都是可以自由选择的正数；ι＝[ι1ι2ι3]T，ι的任意元素均为正数。

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