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。     

飞行模拟器的洗出算法研究

应用最优控制理论并引入人体前庭模型设计出最优洗出算法。该算法使飞行员在模拟器上和在真实飞机上的感觉误差极小化。计算机仿真结果表明，如果合理选择权重矩阵，最优洗出算法能够使飞行模拟器提供高逼真度的动感模拟。     

飞机着陆导引中的随机最优控制问题

论述了应用随机最优控制理论的基本原理和方法，解决飞机在大气紊流中着陆的控制问题。用协方法分析法，推导出可直接计算机飞机着陆精度的线性离散随机系统的误差方差的传播方程，并进一步分析了滤波灵敏度对飞机着陆控制的影响。     

最优调节器的一个逆问题

 最优调节器的逆问题,是指已知某个具有未知定常扰动的线性定常系统和相对稳定性要求,寻求某个二次型性能指标,使得由相对稳定性要求确定的控制律对所构造的性能指标是最优的。1984年,Juang J C和Lee TT提出在规定域内进行极点最优配置的方法;1986年,Lee TT和Liaw G T在此基础上提出了一种不唱求解Riccati方程就能确定逆调节器权阵Q和R的新方法。     

空间站伴随卫星的最优轨道机动

介绍了空间站伴随卫星的概念和轨道机动过程，给出了伴随卫星的轨道构型；建立了伴随轨道的最优机动模型，并对脉冲轨道机动进行了仿真计算，得出了伴随轨道最优机动轨迹、方位角和释放时间等的变化规律,研究结果对伴随卫星控制具有一定的参考价值。     

H∞最优控制理论在发动机控制中的应用：上篇：理论简介

航空发动机是一个非线性时变的多变量控制对象。但是,目前绝大部分发动机控制系统设计方法都隐含一个假定,即是完全已知的线性模型。一般人们用闭环控制来克服建模的不确定性和不可测干扰。经验证明,只有当模型结构完全已知且参数变化范围较小时,闭环控制才可能有较满意的结果;而当参数变化范围较大时,闭环系统将失去稳定性。因此,设计控制器时,必须考虑模型的不确定性。这种方法称为鲁棒设计方法。其中,H_∞最优控制是近年来最活跃的前沿课题。本文将对H_∞最优控制作一简单介绍,并描述H_∞设计过程。     

定常幅值小推力登月飞行器轨道研究

 进行了基于平面三体模型的登月飞行器轨道控制方法的研究;研究了从近地低轨道到近月低轨道的飞行轨道;给出了在地球逃逸段、惯性漂移段和月球捕获段的运动轨迹和关键点的参数。提出使用“远地点可达”概念完成了地球逃逸段发动机推力终点的选择和使用飞行器相对月心能量完成了在月球捕获段止推发动机工作初始点的选择。     

多级航天器在有限推力情况下的最优变轨问题探讨

与航天运载器类似,航天器也可以有单级与多级之分。一个多级航天器是由几个具有动力装置的航天器经串联而成的组合体。本文研究这类航天器的最优变轨问题。多级航天器在有限推力情况下的最优变轨问题,实质上属于多级最优控制问题。本文应用多级最优控制问题的求解原理,讨论有限推力情况下,两级航天器在两共面圆轨道之间的两类最优转移问题,给出了确定最优推力程序和最优转移轨迹的定解方程和定解条件,特别考察了级间分离时刻应满足的条件。本文给出的原理同样适用于非圆形、非共面轨道之间的最优转移问题。     

交流伺服系统最优内模滑模控制器设计与应用

为了实现某火箭炮交流伺服系统的高速、高精度位置控制,针对实际系统中存在的转动惯量和负载力矩变化大、冲击力矩强等特性,提出了一种最优内模滑模控制方法。由基于线性二次型最优控制设计的内模系统来满足交流永磁伺服系统位置环对工作性能的要求,由滑模控制来抑制模型参数摄动和外界干扰的影响,实现高性能位置控制。实验结果表明,该控制方法设计简单,与PID控制相比,具有更好的性能。该方法被证明满足火箭炮交流伺服系统的要求。     

天线罩误差下基于ADP的机动目标拦截制导策略

针对导弹导引头存在的天线罩误差,提出了一种基于自适应动态规划(ADP)的制导策略。不同于传统处理天线罩误差的估计与补偿方式,避免了估计过程中产生的误差影响。在导弹拦截机动目标的场景下,将拦截问题转化为鲁棒最优控制问题。设计了一种既可以消除天线罩误差和目标机动影响,又可以保证控制能量最小的代价函数。通过构造评价网络,利用自适应动态规划来求解近似鲁棒最优制导策略,并附加鲁棒控制项得到最终的机动目标拦截制导策略。采用李雅普诺夫稳定性理论证明了权值误差的一致最终有界和闭环系统的渐近稳定。仿真结果验证了所提出制导策略对天线罩误差下拦截机动目标的有效性。