压电桁架结构动力学建模与振动控制

考虑叠层压电陶瓷主动杆件的机电耦合效应，建立了压电桁架结构机电耦合有限元动力学模型，给出结构系统检测方程，并分析其动态特性，除位移模态外，得到了系统电势模态。采用独立模态空间控制方法对结构振动进行控制，并进行压电主动杆件的多目标最优配置，除控制能量最小化外，对非控模态的控制溢出和观测溢出最小化是另外两个优化配置目标函数，算例表明分析方法的有效性和可行性。     

智能结构中致动器数目与位置的优化

采用最优控制理论研究智能结构振动控制机电一体化的建模过程;通过定义输入能量相关矩阵优化了致动器的数目;基于致动器的控制效能,给出了一种简单实用的致动器位置配置方法;最后针对智能悬臂粱和大型空间智能桁架结构的振动控制仿真,表明数目与位置的优化方法是行之有效的。     

增程中程空空导弹特征结构的配置

特征结构配置适用于中程空空技术（ＥＭＲＡＡＴ）导弹自动驾驶仪的设计。通过选择一些在模型去耦基础上的理想特征矢量，来计算特征结构配置的反馈增益，并用Ａｎｄｒｙ等人建议的正交投影解法来计算特征矢量。将这种解法与Ｂｏｓｓｉ和Ｌａｎｇｅｈｏｕｇｈ提出的线性二次调节设计方法作一比较。     

基于特征结构配置的无人机多目标控制技术研究

阐述了特征结构配置法在飞行控制系统设计中的应用问题.从理论上探讨了特征结构配置的概念和根据设计指标确定特征结构的方法.应用这种方法,根据对无人机运动模态的分析,设计出结构简单的多输入多输出飞行控制器.通过对某型无人机多目标控制器的设计仿真表明:采用该控制器的飞行控制系统实现了各模态之间的解耦,且具有良好的动态性能和跟踪性能.     

振动抑制智能结构中智能材料配置和反馈增益的同时优化

针对空间挠性结构的振动抑制问题 ,提出一种对智能材料执行器 /敏感器配置 (包括位置和尺寸 )和反馈增益同时优化的新设计方法。在系统动力学模型和优化指标中 ,考虑了智能材料对被控结构的质量和刚度特性的影响 ,所得到的最优解不依赖于系统的初始状态     

航天器姿态机动的拟欧拉角反馈控制

本文采用四元数法给出了航天器姿态机动的动力学模型，通过引入一种拟欧拉角，根据最优控制理论建立了一种姿态反馈开关控制逻辑，并对闭环系统的稳定性进行了分析。仿真结果验证了所述方法的有效性。     

基于加速度测量的柔性智能桁架结构振动主动控制实验研究

本文在只能获得加速度时，通过改变Leunberger观测器的结构形式，基于模态滤波器技术、最优控制理论和计算机控制系统理论，采用独立模态空间控制策略进行了具有密集模态的空间柔性智能桁架的实时计算机振动主动控制实验研究。实验结果表明这种控制策略是行之有效的。     

智能结构及其控制系统集成优化设计

将智能结构的振动控制性能指标和集成结构的质量为目标函数，结构尺寸参数和控制系统的控制参数同时作为独立的设计变量，并施加约束条件，从而将智能结构及其控制系统集成优化设计问题转化为多目标数学规化问题，数值结果表明，利用本文方法设计出的智能结构及其控制系统，能极大地抑制系统的振动。     

考虑地球非球形摄动的固体动能拦截器助推段最优控制方案研究

针对三维空间内的高速飞行目标,提出了一种可用于固体动能拦截器助推段的精确最优控制方法。考虑了地球非球形摄动的影响,建立了有限推力拦截器最优控制问题动力学模型,并用直接配置法与SQP方法进行了数值求解,得到了更加精确的助推段控制方案。算例证明该方法有效。     

基于观测器的线性离散信息融合预见控制算法

线性离散信息融合预见控制算法本质上是一种状态反馈最优控制算法,针对实际工程中部分状态不易直接测量的问题,研究了基于状态观测器的线性离散信息融合预见控制算法,并证明了在该算法中运用观测器设计状态反馈仍然具有分离特性,控制律和观测器的设计互不影响。通过将观测器的所有极点配置到原点,可以让观测状态的初始估计误差快速收敛。基于吊车系统的仿真研究表明了运用观测器设计信息融合预见控制系统的有效性。     

挠性航天器的鲁棒多目标姿态控制器设计

航天器挠性附件的振动难以直接测量且对航天器的姿态控制精度产生不利影响。为解决这一问题,提出一种基于观测器的鲁棒多目标姿态控制系统设计方法,借助特征结构配置的参数化方法,给出了含有自由参向量的控制器以及观测器的完整参数化形式。通过对自由参向量的多目标优化选取,使控制系统具有良好的鲁棒性和干扰抑制能力,并避免了控制输出饱和现象的发生。对一个挠性航天器的设计实例表明了方法的有效性。
     

平滑切换控制律的参数化设计及其在倾斜转弯导弹中的应用

研究了一类可以抑制切换时刻输出跳跃的多模型切换控制器的设计问题。基于参数化特征结构配置结果及模型跟踪方法,设计了满足输出跟踪性能并使多模型系统中各闭环子系统渐近稳定的多模型切换控制律集合。充分利用了参数化特征结构配置方法提供的全部自由度,协调选取各子系统控制律中的参数来抑制切换时刻的输出跳跃。将本文提出的方法应用到某型倾斜转弯导弹自动驾驶仪设计中,仿真结果表明导弹的输出过载迅速准确跟踪制导指令,并且切换抖动得到有效抑制。     

飞行器控制的伪线性系统方法——第二部分：方法与展望

针对第一部分提出的六类典型飞行器控制问题的共性伪线性系统模型，介绍了二阶伪线性系统的直接参数化设计方法：通过设计伪线性状态反馈控制律，可使闭环系统化为一个具有指定特征结构的二阶线性定常系统，并提供了控制系统设计中的所有自由度。另外，还以希望的闭环向量结构要求、闭环系统的干扰抑制要求和最小闭环特征值灵敏度要求为例，展示了通过综合优化设计自由度来实现控制系统的多目标设计思想。最后展望了伪线性系统理论的发展前景。     

基于最优控制/自抗扰控制的直/气复合控制系统设计研究

为提升控制系统的性能,对直/气复合控制导弹的控制系统设计进行了研究。以俯仰通道为例,用最优控制理论设计了基于状态反馈的导弹俯仰通道控制回路,用线性二次型调节器(LQR)获得控制律。给出了加权矩阵的选取方法:依次调整表征过载偏差、角加速度和角速度的权重,使求出的反馈增益系数满足要求。针对状态反馈控制律无法快速抑制直接力开启带来的干扰问题,用自抗扰控制(ADRC)理论改进了控制器,通过构建状态观测器在线实时估计外界干扰并予以补偿,快速抑制扰动。仿真结果表明:用最优控制/自抗扰控制设计的控制器跟踪速度快,动态过程平稳并具有较强的干扰抑制能力,提高了系统的鲁棒性。     

方块脉冲函数用于延时LQP最优控制的综合与分析

本文用方块脉冲函数把求解延时LQP(线性二次型问题)最优控制转化为求解多元函数最优化问题,避开了Riccati方程的求解,导出了状态反馈形式的分段综合控制表示式,以及最优状态轨线与最优控制的分段恒定解答和目标泛函的最优值。     

空间交会相对状态测定与控制

阐述航天器交会对接最终逼近段相对状态测定与控制算法。测定算法适用于计算机视觉系统,根据标志点构型几何特征,建立非线性测距方程组并构造加权目标函数。对非共面标志点构型（如3点T型与5点锥型）和共面标志点构型（如正方形、矩形、菱形）,目标函数均含标志点间距比率关系项;对共面构型,目标函数还包含共面条件项。按最小二乘法,采用Gauaa-Newton数值迭代法求解测距最佳值;对共面标志点四边形构型,利用对角线交点的虚影像坐标确定测距求解迭代初值。获得测距后即可应用四元数估算法确定相对姿态与相对位置。对相对姿态控制算法,给出相对姿态运动学与动力学方程,讨论相平面法与四元数反馈法的控制设计方法。相平面控制法应用常值推力,针对小姿态角机动的特点,将相对姿态通道解耦为三个独立的二阶子系统,设计相平面推力方向切换函数;四元数反馈法应用本征轴旋转的线性二阶系统瞬态响应特性,选择相对四元数与相对角速率反馈增益系数,确定控制力矩。对相对位置控制算法,将实际位移对标称位移之差作为控制变量,阐述所需速度增量最小的双冲量机动。大量模拟计算结果表明相对状态测定与控制算法是有效的。     

基于改进PEA的日地L2平动点编队飞行高精度位置保持

针对日地L2平动点相对运动拟线性变参数(QLPV)动力学模型,提出一种改进的多项式特征结构配置(PEA)方法实现日地L2平动点编队飞行高精度相对位置保持.建立日地L2平动点编队飞行相对运动QLPV动力学模型,将基于线性时不变系统(LTI)的PEA方法进行改进,设计参数/状态变化的控制方法来获取闭环系统设计传递函数,与期望传递函数进行类似于线性系统的条件匹配,获得含时变参数和状态的多项式控制器,确保系统在参数和状态变化时能保持控制系统性能不变.在进行多输入多输出(MIMO)系统的算法设计时,将系统期望传递函数设为解耦形式,实现飞行器三轴位置间的解耦控制,以确保系统的控制精度.考虑到拟线性变参数系统与传统线性系统的不同,对拟线性变参数闭环系统的稳定性进行分析.最后进行了相应的数学仿真验证算法的可行性和有效性.     

基于PEA的椭圆轨道航天器编队飞行高精度位置保持

针对航天器编队飞行时相对位置保持精度要求高的特点,采用基于线性变参数模型的多项式特征结构配置方法设计椭圆轨道航天器间相对位置控制算法。对于线性变参数控制系统,本文将基于线性定常系统的多项式特征结构配置方法推广以确保系统性能与变化参数间的独立性。在特征结构配置时,先设计带参数变化的控制器结构后计算出带未知控制器增益的设计闭环传递函数,接着将其与含有闭环系统性能的期望传递函数在三个条件下进行匹配,进而获得未知控制器增益的表达式。在设计实际控制椭圆轨道编队飞行MIMO相对位置保持算法时,将系统期望传递函数设为解耦形式来实现三轴位置控制间的解耦控制,达到提高系统控制性能的目的。最后进行相应的数学仿真,其结果表明该算法能够保证系统的高精度位置保持要求。     

鲁棒调节器设计及其在飞行控制系统中的应用

本文提出一种降低参数灵敏度的鲁棒调节器设计法。它根据灵敏度指标的要求，利用最优调节器的性质设计了状态反馈调节器，所构成的系统具有良好的参数鲁棒性和动态特性。该方法计算简单，实现方便。文中给出了在飞行控制系统中的应用实例。