周期对称性在失谐叶盘瞬态响应求解中的应用

提出了利用周期对称性仅使用一个扇区进行失谐叶盘瞬态响应分析的方法,给出了其理论和算法实现过程。该算法的核心思想是将失谐部分移至运动方程的右端作为非线性激励,将失谐问题转化为谐调非线性问题,并采用迭代法或预测位形法进行非线性响应的求解,以单自由度（DOF）系统验证时域推进方法的有效性。最后使用简化失谐叶盘的有限元模型验证了该方法的有效性。结果表明:采用扇区模型可将自由度数从3888减少至324,而每一时间步仅需2~3次迭代即可收敛,扇区模型与整体模型计算结果吻合良好,最大幅值误差为0.14%      

补偿函数观测器及其在飞行器姿态控制中的应用

风扰、气流扰动和模型未知部分的估计精度直接影响着无人机（UAV）的稳定性和控制品质,扩张观测器（ESO）能估计这些部分,但存在型别低,收敛性差,估计精度低等问题。补偿函数观测器（CFO）采用纯积分、补偿和传递函数型别的思想,改变了ESO结构,使得CFO较ESO高2个型别,精度高,收敛性强。然而,CFO是利用线性滤波器补偿系统的未知函数或扰动,对快速变化的高次非线性函数补偿能力不足。本文用径向基（RBF）神经网络替代了线性滤波器或积分器,提出了带有RBF神经网络的CFO,进一步提高了估计精度。应用带有RBF神经网络的CFO得到的非线性未知函数和扰动以及微分信息,设计了主动模型函数补偿控制算法,应用Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统的稳定性。将该模型补偿控制算法成功地应用于四旋翼飞行器姿态系统的控制。仿真对比了所提出的基于CFO的模型补偿控制,PID控制和自抗扰控制算法,同时在基于Pixhawk的控制测试平台实验中,对比了这3种控制策略,测试四旋翼飞行器对不同参考姿态的跟踪性能。结果表明,所提出的控制方法,在暂态性能和稳态跟踪精度方面,优于其它控制器。     

"三化"在FY-1C卫星姿轨控地面测试系统中的实施

结合“风云一号”C9（FY－1C）卫星姿轨控地面测试系统的研制实践，阐述了为适应卫星型号研制中试验任务多变，试验场所多变的特点，地面测试系统应采用先进的主流总线技术，充分利用计算机应用的领域的现有成果，遵循通用化，系列化，组合化的“三化”要求，研制性能价格比高的地面自动化测试系统，卫星在轨的正常运行，证明了该系统的有效性。     

拦截器姿态控制系统的滑动模态设计法

拦截器姿态控制系统是一个非线性控制系统。系统的技术要求比较高，除了动静态性外，还要有较强的鲁棒性，这就对系统的设计带来较大的困难。本文介绍一种以时间最佳和变结构理论中滑动模态为基础的设计法。它的特点是设计方法简单，考虑非线性因素方便，系统除具有良好的动静态性能外，还具有很强的鲁棒性。文中介绍了基本设计原理，拦截器姿态控制系统的设计方法和仿真结果。     

精密速率控制系统中位置周期扰动的动态补偿——一种有限维重复控制方法

为抑制精密速率控制系统中的位置周期扰动，提出了一种基于有限维重复控制器的扰动补偿方案，给出了方法应用的充分条件及控制系统的设计方法。仿真结果证明，这一方法可使系统获得很高的速率平稳度和良好的动态性能。     

专用工艺装备质量控制

分析了型号产品专用工艺装备管理上存在的一些共性的问题,阐述了一些容易混淆的概念,对管理中几个重点环节提出了一些观点、看法和管理建议。     

空间飞行器大角度机动控制律设计

研究了空间飞行器大角度机动控制问题。为避免欧拉角描述姿态运动存在奇异性的问题，由姿态四元数建立姿态运动方程。针对飞行器姿态运动模型的非线性和不确定性，利用模糊逻辑系统对不确定性函数进行逼近，将获得的模糊函数作为系统不确定性界函数。对模糊逼近所带来的误差以及外部干扰项，采用变结构补偿控制方法，并在线自适应调整参数。理论分析和仿真研究表明此方法具有姿态控制精度高，实时计算量小，便于工程实现等优点。     

空空导弹大角度姿态推力矢量控制研究

为研究具有大离轴角及越肩发射能力的先进空空导弹敏捷转弯方法，研究了空空导弹的大角度姿态机动控制律。利用时间尺度分离的方法将导弹的姿态动力学和运动学系统分别看做快子系统和慢子系统。用李亚普诺夫方法设计了慢子系统控制律。利用动态逆方法设计了快子系统控制律。分析了控制系统的鲁棒性和稳态精度。仿真结果证明了所提控制方法能够大大减小空空导弹大角度姿态机动时各种力矩干扰的影响。最后给出了采用姿态控制实现的越肩发射的仿真结果。