铝合金中厚板变极性等离子电弧焊（VPPA）焊接工艺的研究

目前我国宇航工业中大量的铝合金构件主要采用交流钨极精惰性气体保护焊，用这种方法焊接铝合金不可避免地要产生气孔等焊接缺陷。     

热压罐成型变厚度层板缺陷研究

以S-2玻璃纤维／环氧648变厚度层板为研究对象，采用热压罐工艺成型，考察了不同铺层方式和阶梯宽度下缺陷的形成情况。研究结果表明，由于厚度梯度的存在，层板中容易产生纤维分布不均、富树脂、孔隙和分层缺陷，这与树脂的二维流动、纤维的滑移和结构的不对称性有关，铺层方式对各种缺陷影响显著。变厚度层板成型过程中倾角减小使得尺寸难以预测和控制，成型过程中应尽量避免树脂的流动。     

采用平行构型变速控制力矩陀螺群的航天器姿态控制

研究了平行构型变速控制力矩陀螺群的控制律及其在航天器姿态控制中的应用。首先建立了以变速控制力矩陀螺为执行机构的航天器姿态动力学模型，并给出了全局渐近稳定的姿态反馈控制律。将每一对框架平行的陀螺作为独立的单元控制，引入了与控制力矩陀螺的框架运动相关的动坐标系，在此基础上给出了控制力矩陀螺的一种控制律。此控制律使陀螺群在奇异状态下仍具有可控性，并且力矩误差在动坐标系的某一方向始终为零，从而利用共轴的构型特点和陀螺转子的可变速性补偿控制力矩陀螺的力矩误差，使变速控制力矩陀螺群的输出力矩与期望的力矩相等。最后以双平行构型为例，对航天器的姿态稳定控制进行了数值仿真，并给出了一种控制力矩的分配方案。仿真结果证明了控制律算法的有效性。     

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。     

具有最小航向误差的变结构导引规律设计

研究了具有最小航向误差的变结构最优制导问题，选择滑动面函数是航向误差和视线角速度的函数，得到的变结构制导规律由变增益比例导引项、航向误差项以及补偿项组成，弹道收敛性好。在拦截点以前，制导进入滑动模态，在滑动面上，变结构制导规律呈现平行接近法导引性质，具有最小的脱靶量和最低的控制能量要求，仿真结果证实了该结论。     

一种自适应变结构制导律

为了使导弹制导系统具备良好的鲁棒性，本文提出用滑模变结构控制理论设计末端导引规律。结合时变系统的特点，本文提出并应用了滑模自适应趋近律这一概念。理论分析和数字仿真表明自适应变结构制导律具有优良的弹道性能和鲁棒性。另外，此制导律比较简单，便于应用。     

四轴型磁悬浮动量轮变结构控制

根据空间飞行器姿态控制用四轴主动控制型混合磁悬浮动量轮的动力学方程,采用变结构控制(VSC)法设计了一种多输入多输出系统控制器。二次型最优控制用于确定最终滑模运动方程,趋近律用于决定变结构控制输入,实现了磁悬浮动量轮快速稳定的鲁棒性控制。仿真结果表明,VSC的动静态特性较好,其滑模运动的不变性可有效消除陀螺力矩的影响,并能实现控制能量的优化。     

大型柔性空间结构的极点配置变结构主动控制

本文针对大型柔性空间结构(LFSS)的主动控制问题,提出耦合主动控制的方法。该方法不要求对象模型解耦,而以结构动力学变量作为系统状态,通过敏感器和执行机构的协调配置,对各动力学变量进行直接测量和控制。基于该方法,本文设计了LFSS的多变量极点配置变结构主动控制系统,并针对对称型两板空间站进行了仿真,取得了满意的结果。     

高速再入飞行器的变结构控制及其六自由度仿真研究

针对高速再入飞行器模型的快时变、强耦合及严重非线性的特点 ,采用变结构控制方法设计了自动驾驶仪 ;同时 ,采用最优化设计理论与理想速度曲线相结合的方法 ,设计了能同时保证末端制导精度及速度方向、大小的制导律。最后 ,进行了系统六自由度仿真 ,结果表明 :本文设计的制导律及控制方案合理、有效 ,易于实现     

基于遗传算法的挠性航天器大角度机动的变结构控制

为改善带挠性梁航天器大角度机动的变结构控制精度，在建立挠性系统动力学模型的基础上，基于喷气一飞轮执行机构工作模式，设计了简单易行的滑模变结构控制策略，并采用遗传算法(GA)优化了滑动平面和边界层厚度。仿真结果表明，优化后的控制器能对航天器的大角度机动进行有效控制。