柔性结构振动的向量控制实验研究

本文针对柔性结构振动主动控制问题，提出了一种微量控制方法，该方法能将结构振动幅值与相位分开辨识，独立控制，能在控制作用的同时，辨识结构响应微量值，当振动幅值变化时，实现跟踪控制，同时，对薄壁铝合金简的振动控制进行了实验研究，实验结果表明，该方法具有时域和频域控制方法的优点，收敛速度快，控制精度高，振动控制比达到90％以上。     

变结构方法在导弹控制中的应用

本文针对模型参数大范围变化的反舰导弹控制问题，将变结构控制方法作了成功的应用。通过在滑动模态曲面附近引入切换区，使抖动现象削弱；在控制受限情况下，改变滑动误差反馈增益，使系统具有很快的收敛速度。该方法应用于某型反舰导弹控制，仿真结果证明系统能够适应大范围参数变，并具有良好的动态性能和强鲁棒性。     

智能结构有限元模型的建立及静态形状控制

本文建立了含有分布压电传感元件和执行元件的板结构的有限元模型，提出了一种新的具有电自由度板弯曲单元，用于分析含有分布传感元件和执行元件的板结构。以此为基础，提出了智能结构静态形状控制的一般方法，即被动控制方法和主动控制方法。最后，提供了两个数值示例，说明本文提出的方法的应用。     

大型挠性空间结构控制系统的整体性分析与设计

本文针对大挠性空间结构控制系统中的传感器和伺服控制机构的故障问题出了一种整体性分析和设计方法。利用这一方法所设计的ＬＦＳＳ控制系统不但具有期望的动态性能，而且当某一传感器或伺服控制机构发生故障时，系统仍然具有基本的稳定性以避免结构损坏，此外，文章还讨论了与传感器和伺服控制机构故障紧密相关的冗余传感器和伺服控制机构的配置问题，文中以一个带有两块大型太阳能电池列的空间站系统为例，详细地介绍了所提出的控     

再入航天器轨迹机动控制研究

为了有效控制再人航天器的轨迹机动运动，提出了一个新的轨迹控制方法，首先建立了轨迹复合控制系统的数学模型，其次针对航天器轨迹控制系统的不确定性，基于变结构控制理论设计了轨迹机动控制律，在分析气动操纵面和侧向推力器输出特性的基础上，设计了推力器的控制方法，以获得与控制律输出量相同的控制效果，最后设计了气动力与侧向推力的复合控制规律。仿真结果表明，该控制方法能够有效地实现再入航天器的精确轨迹机动，且具有较强的鲁棒稳定性。     

空间飞行器基于模糊逻辑的连续滑模控制

针对空间飞行器姿态控制系统的有模型不确定性和外来干扰的特点，通过组合滑模控制和模糊控制，提出了一种新的非线性控制系统设计方法。仿真结果表明本文的模糊滑模控制，不仅具有常规滑模控制的优点，而且克服了常规滑模控制所固有的抖振现象。     

模糊神经网络控制器及其在航天器姿态控制系统中的应用研究

在航天器姿态控制领域，模糊控制技术作为一种辅助控制方法得到越来越多的关注。本文提出了一种基于模糊聚类算法和分布式模糊神经网络的模糊神经网络控制器，并将其用于《东方红三号》卫星应急星地大回路姿态控制系统之中。仿真研究表明，这种模糊神经网络控制器能够有效地从样本数据提取信息，实现分区域控制，并且具有较强的鲁棒性。该方法具有较为满意的控制效果。     

卫星相位保持的多冲量次优控制

在推导了多冲量最优解的必要条件的基础上，给出了一种卫星相位保持的多冲量次优控制方法。由于摄动和截断误差等对控制的影响，在多次冲量的求解时应该使用中间修正。计算表明，加中间修正的多冲量次化控制方法具有很好的鲁棒性。     

飞行器姿态的一种鲁棒自适应模糊解耦控制

飞行器姿态系统具有非线性、强耦合、多输入多输出(MIMO)的特点。本文针对飞行器姿态模型的非线性和不确定性，提出鲁棒自适应模糊解耦控制方法，对飞行姿态进行机动控制。首先，设计基于精确反馈线性化的模糊解耦控制环节。针对模糊逼近所带来的误差以及外部干扰项，采用H∞鲁棒补偿控制方法，使误差干扰项对系统的影响最小。为充分利用有限的模糊规则，采用非线性可调参数模糊模型。模糊参数的自适应调节律由李雅普诺夫综合法得到。数学仿真表明，该控制方案对于空间飞行器姿态系统中的非线性和参数不确定性具有较强的适应能力。     

高精度伺服系统基于Fuzzy决策的专家变模态控制

本文简要回顾了具有双积分模型的电流驱动直流机电伺服系统的传统设计方法，设计了基于Ｆｕｚｚｙ决策的专家变模态控制器。该控制器积累了伺服系统设计的一些经验，具有一定的“社会智能”，可以在系统运行的不同阶段自发地选用合适的控制律，组合简单的控制方法实现高品质控制。体现了将控制任务分解成子任务分阶段完成的思想。实例仿真及实验结果说明了该方法的有效性     

基于单隐层神经网络的空天飞行器直接自适应轨迹线性化控制

基于轨迹线性化方法（TLC）及神经网络技术研究了一种新的直接自适应TCC控制方案。利用单隐层神经网络（SHLNN）对于光滑非线性函数的逼近能力，对消系统中不确定因素的影响，神经网络自适应律采用Lyapunov方法设计，保证了整个系统所有信号有界。最后利用该方案设计了空天飞行器飞行控制系统，并在高超声速飞行条件下进行了仿真验证，仿真结果表明整个控制系统具有很好的性能和鲁棒性。     

全向发射状态下运载火箭变结构自适应滑模控制

针对运载火箭全向发射后,系统通道间存在交连耦合问题,提出了基于解耦的变结构自适应滑模控制方法。首先建立了运载火箭全向发射姿态动力学模型;其次推导了一种工程上实用的姿态角预补偿解耦控制方法,并重点分析了残余耦合对姿控系统的影响;最后针对解耦后系统的残余耦合和火箭结构干扰,提出了变结构自适应滑模控制方法。利用Lyapunov稳定性理论,证明了控制系统的全局渐近稳定性。仿真校验了本文提出的控制方法能够实现火箭在全向发射情况下的姿态稳定。     

最优非线性控制技术在导弹控制中的研究与应用

首先运用相平面分析方法,推导了相轨迹运动方程,分析了传统控制方 法影响控制精度的主要因素和解决途径;然后运用最优控制理论,结合实际特 性,采用二次型开关线设计控制规律,对时间短和燃料省的混合指标最优控制问 题进行了探讨。仿真结果表明,该设计方法简单、可靠,具有工程实用价值。     

空间站智能自主控制

首先分析了空间站及其运动控制系统的任务及特点，指出开展空间站智能自主控制研究是系统任务复杂性及不确定性的必然要求，已经迫在眉睫。然后介绍了一种新的智能控制方法——即基于全系数特征模型描述的智能控制方法，这是实现空间站智能自主控制的重要理论基础。最后提出空间站智能自主控制系统的结构组成。     

考虑执行机构故障的导弹姿态控制系统的集成容错控制

研究了一类发动机十字型布局的导弹姿态控制系统的容错控制问题,提出了一种考虑执行机构故障的导弹姿态控制系统集成容错控制方法。该方法针对执行机构的恒增益变化故障和卡死故障,首先提出了集成容错控制的总体策略,然后分别基于线性矩阵不等式方法和故障补偿思想,给出了在圆盘极点指标和H∞指标两个相容指标约束下的状态反馈满意容错控制器和故障补偿器的设计方法。最后在Matlab/Simulink环境下将该方法应用于导弹姿态控制系统进行仿真实验,结果表明了该方法的有效性和可行性。     

变结构自适应控制理论在运载火箭姿控系统设计中的应用

针对大型运载火箭姿态控制系统设计的一些具体问题，如弹性振动的抑制、外部干扰的补偿等，探讨了变结构自适应理论在运载火箭姿态控制系统设计中的应用方法及其可行性。对于变结构理论的应用方法，提出了不确定性边界的自适应估值算法和基于简化模型的变结构自适应控制器设计。对设计的姿态控制系统进行了仿真，并与采用古典理论设计的姿态控制系统性能进行了比较。结果表明采用变结构自适应控制理论设计运载火箭控制系统是可行的，与古典方法相比变结构自适应方法设计的姿态控制系统具有较强的鲁棒性和较高的精确度，特别是采用不确定边界自适应估算方法可以大大提高系统的稳定性。     

挠性卫星的自适应模糊滑模控制

将自适应模糊滑模控制应用于挠性卫星的姿态稳定控制中 ,给出了详尽的实现方法。用一个自适应模糊控制器逼近滑模控制中的等效控制 ,推导了规则参数调整的自适应率 ,确定不连续控制以保证闭环控制系统的稳定性 ,用另一个模糊控制器光滑不连续控制以抑制抖振。仿真结果表明 ,该方法实现了较高精度的卫星姿态控制。     

快速控制奇异最优调节器设计在导弹控制工程中的应用

本文从导弹控制工程的实际问题出发,运用奇异最优控制的基本概念,阐明快速控制奇异状态等价线性最优控制原理。 通过奇异最优调节器的设计,解决了导弹Bang-Bang Control(简称BBC)进入奇异区必须转换所带来的设计困难。快速控制与奇异最优控制相结合——双模控制体制,降低了系统灵敏度,极大地提高了系统鲁棒性,并具有优良工程特性,为导弹控制系统设计提供了一个新方法。 通过CSCAD仿真计算,获得了满意的工程控制效果。     

自动驾驶仪的一种自适应极点配置设计方法

本文主要讨论了战术导弹自动驾驶仪的自适应控制设计。文中以简化的导弹自动驾驶仪的差分方程为控制对象,采用衰减记忆最小二乘法直接识別弹体的时变参数,再应用极点配置控制方法计算出反馈控制量,实现系统的闭环自适应控制。数字仿真结果表明,在改善象自动驾驶仪这样的随机控制系统的性能方面,极点配置自校正控制是一项行之有效的方法。