基于滑模干扰观测器的近空间飞行器非线性广义预测控制

近空间飞行器(NSV)的飞行包络很大,特别在高超声速飞行过程中,系统将具有强烈非线性 、耦合性和快速时变性,同时将受到较大的外干扰及不确定性影响,这对控制系统提出了很 大的挑战。为此,提出了基于滑模干扰观测器(SMDO)的非线性广义预测控制(NGPC)策略,将 滑模控制的强鲁棒性和预测控制良好的动态性能相结合,设计了高超声速条件下NSV的姿态 制导控制律,进一步仿真实验,结果表明该飞控系统具有良好的控制性能和抗干扰能力。
     

基于神经网络模型的伺服系统控制与补偿方法研究

本文从两个角度提出使用神经网络模型提高伺服系统的控制精度。首先，分析了扰动力矩对精密伺服系统的影响。提出使用神经网络方法建立扰动力矩的数学模型，并根据全补偿原则设计补偿环节，实现扰动力矩的动态补偿。进而考察一类非线性伺服系统对象，研究使用神经网络模型实现对象逆动态模型的在线辩识和控制，在实验室条件下进行了神经网络伺服系统补偿控制的实验研究。试验结果表明这种新的补偿方法对提高伺服系统的精度十分有效，具有实际应用价值。     

弹道导弹显式制导的分析与研究

弹道导弹的制导方法是影响弹道导弹命中精度的关键因素。本文对此进行了深入研究。文章首先分析了影响制导精度和速度的原因。在此基础上,提出了一种基于神经网络的显式制导方法,这种方法利用神经网络进行弹道约束函数的解算,利用微分控制算法进行控制量求解,具有较好的应用价值,文中算例验证了算法的有效性。     

状态空间控制理论与计算中的几个问题——分析结构力学的观点

应用近年来发展的分析结构力学理论及保持哈密顿体系结构特征的精细积分算法,可以精确高效地求解最优控制和H∞控制中的系统设计和仿真问题。文中介绍了分析结构力学的基本内容、线性定常系统最优控制和H∞控制问题的求解以及输出反馈控制问题的变分原理和分离性原理。在此基础上,进一步介绍了非线性系统、时变线性系统、时滞系统、输入饱和系统的最优控制及分散H∞控制等方面的理论与计算问题。本文主要内容取材于作者最近完成的《状态空间控制理论与计算》一书,文中所讨论的问题都可以在基于精细积分的控制系统设计程序库(PIM-CSD)基础上求解。     

具有脉冲姿控发动机的自旋导弹动态分析与控制设计

对脉冲姿控发动机阵列和自旋导弹进行建模,在导弹动力学模型中通过定义为矢量形式的力和力矩放大因子来描述喷流干扰效应,指出了这种定义的优点。在只考虑稳定气动力矩的情况下对低速自旋导弹进行了简单的动态分析,通过定义进动坐标系直观地表示了导弹的陀螺运动。动态分析的结论导致了导弹动力学方程的简化并应用到控制策略的设计中,最后设计了控制策略和点火逻辑。给出了采用不同喷流干扰效应数据情况下分别应用枚举算法和快速算法的点火逻辑的仿真结果,其验证了控制算法和快速点火逻辑的有效性,并显示出喷流干扰效应中的主向力矩因子的影响是主要的。     

飞艇气动特性分析与设计的一种新趋向

在飞艇气动研究中,将气动计算特别是计算流体力学与优化算法相结合的数值方法非常便于在计算机上应用,实现设计的自动化,相比传统的设计方法具有明显的优势,在最近的研究中多被采用.本文针对新近的若干篇代表性的飞艇气动优化设计的文章,分析其所用的气动计算方法和优化算法,以及优化的结果,指出气动外形优化需要注意的问题,为相关研究提供有益的参考.     

一种大面积比喷管的分段式设计与数值分析

为了满足大推力上面级发动机大面积比喷管的设计需求,采用了排放冷却前段和单壁辐射冷却尾段的分段式设计方案。在排放冷却前段传热计算的基础上,通过对内流场进行数值模拟,重点研究了单壁尾段在引入上游排放冷却气氢情况下的冷却特性和喷管效率。结果表明:对于大面积比喷管,采用带二次流的单壁金属喷管延伸段是现实可行的,有望达到较好的冷却保护效果并提高喷管效率。     

竖管-叶片式表面张力管理装置的设计与分析

介绍了一种推进剂管理装置（PMD）,竖管-叶片式表面张力管理装置的方案和结构,讨论了该管理装置设计中的竖管、叶片和收集通道的设计等方面问题,并通过对该管理装置性能进行设计分析和计算,验证了该管理装置蓄留和供应推进剂的性能。     

弹簧驱动的剪式铰可展开天线设计与分析

空间可展开天线是现代卫星通信、地球观测、深空探测等航天和国防领域的关键设备之一,现正朝着高频段、高增益、高精度与大口径的方向发展。剪式铰可展开天线在周边桁架天线的基础上,结合张拉整体结构的特性设计而成,使用弹簧驱动的剪式铰结构形成自驱动展开结构。对其结构设计原理、不同口径下形面精度以及展开过程运动性能的研究和分析表明,该天线收拢体积小、形面精度高、质量轻,可用于制作大口径、高精度的空间可展开天线。     

旋转与比例不变点特征松弛匹配算法的Hopfield神经网络实现

本文在旋转与比例不变点特征松弛匹配方法的基础上，提出了用Ｈｏｐｆｉｅｌｄ神经网络实现该匹配过程的方法，通过对模拟图象进行的大量实验，得到了令人满意的结果，证实了采用Ｈｏｐｆｉｅｌｄ神经网络完成旋转与比例不变点特征松弛匹配过程的有效性和可行性。     

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。     

BTT导弹控制系统设计与全弹道数字仿真

本文先用古典控制理论设计BTT导弹自动驾驶仪,采用比例导引规律,在导弹最大滚动角φ_(max)不作限制的条件下设计制导逻辑。然后,在不限制φ_(max)或限制φ_(max)≤±90°,有无偏航通道和是否考虑控制系统测量元件动态特性的不同组合条件下,进行全弹道数字仿真计算与分析。结果证明:设计的制导系统、制导逻辑和自动驾驶仪是合理的、正确的,具有工程应用价值。BTT导弹攻击范围大,跟踪性能好,在目标作较大机动时也能稳定击中目标。     

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。     

区域极点及方差约束下的航天器拦截控制：静态输出反馈情形

本文提出并讨论了具有选通窗约束的航天器拦截控制问题，指出航天器拦截控制的稳暂态性能指标可表现为系统稳态状态方差及闭环区域极点的形式。然后，基于配置控制的思想，本文完整地给出了期望静态反馈控制器的存在条件及其解析表达式，并举例说明所提设计方法的直接性与有效性