登月飞行器软着陆的非线性最优控制

主要考虑登月飞行器软着陆控制的问题。制导律和控制器的设计分两步完成。首先，利用一个微分同胚变换和一个非线性输入补偿，可以将登月飞行器的非线性动态模型转换成一个线性系统。然后利用经典最优控制理论中的由拉方程，标准最优制导律的解析解既可给出。第二步，利用日。控制理论，我们设计了一个最优反馈控制器保证了实际系统可以鲁棒渐进追踪最优标准轨道。最后通过仿真，可以看出飞行器实现了软着陆控制，着月速度小于给定值，说明方法的可行性和有效性。     

序列凸优化的小天体附着轨迹优化

针对小天体附着多约束轨迹优化问题，提出一种基于序列凸优化的轨迹优化方法。首先采用内球谐引力场模型对目标小天体附近的不规则引力场进行精确建模，内球谐引力场模型是对经典球谐系数法的改进，形式简单，计算量小，并且克服了经典球谐系数模型在形状不规则的小天体附近不收敛的问题。对于小天体附着多约束轨迹优化问题，通过约束松弛、线性化、离散化过程，转化为一个可以迭代求解的二阶锥规划问题（SOCP），进而采用内点法进行解算。数学仿真结果显示，优化结果符合各项约束条件，以零速度到达了目标着陆点，且符合燃耗最优的优化目标。利用序列凸优化算法进行小天体附着燃耗最优轨迹设计，推导简便，计算速度快，精度高，具有应用价值。     

应用最优经典综合设计法设计三回路BTT自动驾驶仪

应用最优经典综合控制方法设计了BTT导弹的三回路自动驾驶仪,得到的控制器结构简单、性能稳定、鲁棒性好;同时该设计过程也给出了传统三回路自动驾驶仪的结构来源。之后,将设计的自动驾驶仪应用在某BTT导弹的六自由度非线性仿真中,仿真结果表明该方法设计的自动驾驶仪跟踪速度快、稳态误差小并具有一定鲁棒性。     

月球探测器直接软着陆最优轨道设计

研究月球探测器直接软着陆最优轨道的设计问题。首先根据探测器直接软着陆的特点，提出了有限推力最省燃料的最优轨道设计问题；然后利用有限推力月面软着陆的最优推力控制方向的计算公式，研究了边值条件和计算方法；最后通过直接软着陆最优轨道的算例及结果分析，发现开始制动高度越低越省能量；推力方向可变时比不可变时节省能量；推力大小可变相当于采用了多级制动，对安全定点着陆非常有利。     

挠性航天器控制系统的最优综合

本文研究了挠笥航天器控制系统的最优综合设计问题，给出了系统最优时控制律和执行机构与传感器配置应满足的非线性方程，而且在这一设计过程中通过使用特征值灵敏度约束，明显降低了控制系统对执行机构和传感器安全误差的敏感性，克服了轨迹敏感性约束和单纯使用特征值灵敏度指标的不足。     

月球精确定点软着陆轨道设计及初始点选取

研究了一种应用参数化控制求解月球探测器精确定点软着陆最优控制问题的方法。 首 先用约束变换技术将不等式约束进行了近似处理,而后利用若干个分段的常数去逼近最优解 ,再根据强化技术通过时间轴上的变换,将每一段参数的持续时间转变为一组新的参数,于 是最优控制问题被转化为一系列参数优化问题。最后应用经典的参数优化方法即可求得最优 控制函数的一个近似解,通过增加参数个数,重复优化得到逼近连续最优解的参数化解。同 时在优化过程中考虑了制动初始点的选取对结果的影响。仿真结果表明了所提设计方法是简 单、有效的。〖JP〗     

地形跟随系统与全机地面综合试验

本文概要地介绍了最优地形跟随系统的设计，从线性规划基本理论出发，加上地形数据的预自理与平滑轨迹技术，能获得理想的最优地形轨迹。充分考虑对同上飞控系统的继承性，设计二形跟随控制系统，控制了飞机地形跟随任务，文章最后还介绍了全机地面综合试验设施的用途与功能，及地形跟随系统首飞前，在地面综合试验设施进行仿真测试的必要性。     

应用变速控制力矩陀螺的航天器姿态机动最优路径规划

针对应用变速控制力矩陀螺VSCMG为姿态控制执行机构的微小卫星，提出了一种姿态机动最优路径规划方法。从冗余金字塔构型VSCMGs系统的姿态机动任务和考虑VSCMGs系统故障失效的姿态机动任务两类问题出发，综合考虑VSCMG在实际工程应用中的各种约束条件(框架角约束、框架角速度约束、转子转速约束和奇异度量约束等)以及充分发挥VSCMG的力矩输出优势，采用Gauss伪谱法规划了相应性能指标最优的姿态机动最优路径。仿真结果表明设计的应用VSCMG的航天器姿态机动最优路径规划算法能够满足提出的约束条件和最优路径规划策略，可以顺利完成航天器姿态机动任务。而且相比于传统的VSCMGs系统操纵律，设计的算法具有更高的实用性和有效性。     

自适应卡尔曼滤波在激光陀螺信号处理中的应用

各种随机噪声是激光陀螺误差的主要来源。为了减小激光陀螺的随机误差，建立了激光陀螺随机漂移数据的时间序列模型，设计了基于激光陀螺随机漂移数据时间序列模型的经典卡尔曼滤波器，对激光陀螺随机漂移数据进行了卡尔曼滤波，并针对经典卡尔曼滤波的不足，利用简化Sage—Husa自适应滤波算法对激光陀螺漂移数据进行处理，取得了较好的结果。滤波结果表明，简化的Sage—Husa自适应滤波优于经典卡尔曼滤波，并验证了简化的合理性。     

静不稳定BTT导弹飞控系统的设计与分析

本文给出了倾斜转弯导弹简化的数学模型，研究了航向静不稳定弹体的气动特性，应用经典控制理论，提出了这类导弹飞控系统的设计方法和设计目标，并以某型ＢＴＴ－９０导弹为对象，给出了整个控制系统的设计过程，进行了非线性数字仿真，仿真结果表明，设计达到了ＢＴＴ导弹战术技术指标的要求。     

高超声速飞行器上升段最优制导间接法研究

高超声速飞行器的机身－推进一体化设计使得气动和推进之间存在强非线性耦合,本文针对高超声速飞行器的特点,提出了求解最优上升轨迹的一种可行方案。在零侧滑角和力矩瞬间平衡假设下对上升段飞行问题进行最优建模,将质量引入为状态量,以最省燃料为指标,以推力方向为最优控制量,根据极大值原理推导一阶最优条件。为数值求解两点边值问题,以解析解作为初始猜想,应用经典的有限差分方法和改进的牛顿法,在满足攻角过程约束下,通过同伦算法迭代求解最优轨迹。仿真在给定的初始约束和终端约束下进行,结果表明该制导算法能够实现对高超声速飞行器上升轨迹的优化,以参考面积为同伦参数的迭代方法,能够保证算法的收敛性和快速性。
     

最优调节器设计的应用实例

本文对某飞行器航向通道设计了最优调节器,给出了现代控制理论具体应用的一个实例。1.最优调节器的设计设某飞行器的航向质心运动微分方程如下     

航天器热设计中的系统性和鲁棒性

从航天器系统设计最优的角度,讨论了热设计应关注的几个问题:系统最优而非分系统指标最优的热设计原则,合理并充分利用航天器资源的热管理思路,解决航天器研制问题的热设计最小重构手段,适应航天器在轨意外故障的鲁棒性热设计方法。提出了现阶段航天器热设计应适当增加主动热控比例的设计原则;结合卫星应用实例,给出了充分利用电加热这种简单可靠的主动热控手段,来提高热设计鲁棒性,从而提升热设计系统性的方案和流程。     

具有频域指标约束的BTT导弹自动驾驶仪二次型法设计

本文研究了线性二次型最优控制系统的加权阵与频域指标间的对应关系，基于回路成形理论给出了加权阵选择方法，并将其应用于ＢＴＴ导弹的自动驾驶仪设计。在建立了无静差控制模型的基础上，获得了满足预定频域指标的设计结果，并通过自动驾驶仪系统的非线性仿真验证了设计方法的有效性。     

组合发动机微细通道氦加热器设计与流动换热

氦加热器是预冷组合发动机中重要的换热器之一,其原理是利用燃气燃烧的热量提高氦气做功能力,进而提升整个循环系统运行效率。研究中首先设计了蛇形管式、瓦片式、辐射式三种微细通道氦加热器。其次,基于FLUENT15.0软件对微细通道氦加热器管内外的对流换热系数和流动阻力进行了研究。对比模拟结果和经典关联式的计算结果,确定了适用于微细通道氦加热器管内外换热和流阻的关联式。结果表明:对于管内流动换热,经典关联式预测准确,平均误差小于8%。对于管外流动换热,经典关联式对流阻的预测依然准确,但是对换热系数的预测有较大偏差,最大偏差接近50%。基于数值模拟结果拟合了新的微细通道氦加热器管外对流换热关联式,平均误差小于5%。此外,对比分析发现蛇形管式微细通道氦加热器对流换热系数最大,综合性能最优。     

基于遗传算法的小推力空间液体发动机参数优化

基于连续型遗传算法，与空间液体火箭发动机系统质量模型和长度模型相结合，建立了空间发动机系统优化模型。以发动机系统的质量为目标函数，对燃烧室压力和喷管扩张比进行了优化设计。计算结果表明，采用遗传算法能够有效地得到最小质量下设计变量的最优解。     

再入飞行器自适应最优姿态控制

针对再入飞行器姿态控制问题，应用自适应动态规划（ADP）理论设计了姿态控制器。将再入飞行器的姿态控制建模为非线性系统的最优控制问题，提出单网络积分型强化学习（SNIRL）算法进行求解，该算法简化了积分型强化学习（IRL）算法在迭代计算中的执行-评价双网络结构，只需要采用评价网络估计值函数就可以求得最优控制律，其收敛性得到了理论证明。基于SNIRL算法设计了自适应最优控制器，并证明了闭环系统的稳定性。通过数值仿真校验了SNIRL算法比IRL算法计算效率更高，收敛速度更快，并校验了自适应最优姿态控制器的有效性 。     

逆轨拦截机动目标的三维最优制导律

以大气层内导弹逆轨拦截高速机动目标为背景，本文运用最优控制和双曲正切函数设计带角度约束的三维最优制导律。分别假设导弹弹道倾角和弹道偏角保持瞬时恒定，将三维制导分解为两个相互垂直平面内的二维制导。考虑导弹速度时变的情况，建立带角度约束的制导方程。设计一种双曲正切函数的变种，并将其设为脱靶量和角度约束的权重系数，根据极小值原理推导了最优制导律的解析表达式。双曲正切函数变种的引入，使得制导律对脱靶量和角度约束的要求是逐渐增强的，可以解决传统最优制导律初始段过载指令过大的问题。仿真结果表明了该制导律的有效性。     

挠性陀螺仪最优位置试验设计

采用二次曲面复合设计的试验设计思想,在D－最优准则条件下,研究了挠性陀螺仪最优位置试验设计方法。在此基础上,提出了一种最优的八位置试验方案。试验结果表明,采用该八位置试验方案估计一次项漂移系数的精度比IEEE Std 813-1988中规定的八位置试验方案估计的精度高。
     

数字化宽捕捉带载波锁相环的研制

在卫星应用系统中，锁相环有着广泛的用途。经典的模拟方法体积大，稳定性差，调试困难。目前数字电路及集成组件的发展为我们的设计工作提供了有益的选择。本文阐述了用数字电路及组件设计而成的性能优越、具有宽的捕捉带及大的ＡＧＣ范围的载波跟踪环的电路方案和设计原理，对环路参数设计做了具体说明，并给出了锁相环的指标测试结果。