一种组合自适应模糊控制方法及其在月球探测车上的应用

自适应模糊控制是解决不确知非线性系统问题的一种有效手段。文中以月球探测车的驱动控制为背景,针对这类非线性MIMO系统,提出一种组合自适应模糊控制方法,用于系统模型不能准确获知的情形。在本方法中,控制律由3部分组成:监督控制项、跟踪控制项和补偿控制项。在控制律的设计中,通过自适应项来同时补偿模糊逻辑系统的逼近误差以及外部干扰的影响,且无需假设模糊逻辑系统最小逼近误差的上确界已知。基于Lyapunov方法,证明了闭环系统是全局稳定的,系统输出误差渐近收敛。将该方法应用于月球探测车的驱动控制中,仿真结果表明了方法的有效性。     

再入航天器的神经网络自适应控制

对于再入航天器来说 ,可恢复故障通常会导致总体控制权限的降低。本文将伪控制限制方法和神经网络自适应控制运用到再入航天器的制导与控制中。利用两个控制回路来实现控制目标。其中 ,外回路适用于力的扰动 ,而内回路适用于力矩的扰动。限制外回路以阻止对内回路动态特性的调整。在达到控制极限时 ,伪控制限制也可进行自适应调整。另外 ,本文还通过加入加速度计反馈元件以提高系统的性能     

最少燃料消耗的固定推力共面轨道变轨研究

本文研究了推力固定条件下，从圆轨道进入共面圆轨道一次入轨最节省燃料的推力方向控制策略。这类问题都可归结为两点边值问题，对自由初值的选取作了讨论，并采用打靶法迭代求解。计算了从停泊轨道到同步转移道以及两个过地圆轨道之间的最优转移，获得满意的结果。     

空间智能桁架自适应模糊振动控制

研究了一种基于自适应模糊控制器的空间智能桁架振动控制方法。在考虑剩余模态影响的条件下建立了空间智能桁架的独立模态空间振动控制方程,并对自适应模糊控制器作改进,证明了控制系统的稳定性。仿真结果表明:该自适应模糊控制器可有效抑制桁架振动,控制效果明显优于传统模糊控制,同时能抑制控制溢出和观测溢出。     

基于箭体系的最佳解耦姿态控制方法

提出运载火箭姿态控制的一种最佳解耦控制方法。传统的运载火箭姿态控制，是通过对火箭在制导坐标系（发射惯性坐标系）中定义的欧拉角，形成俯仰、偏航、滚动三个独立回路的姿态控制指令，控制弹体姿态稳定、快速地跟踪指令姿态角。由于控制力矩是分别绕箭体轴给出的，而箭体轴通常与欧拉角的瞬时转轴不重合，所以造成三个控制回路的耦合（只有当偏航、滚动姿态角皆为零时才完全解耦），因此欧拉角控制的解耦问题成为许多学者的研究课题，并给出了一些解耦控制方法，但都比较复杂，实现困难。本文提出的最佳解耦控制方法是基于箭体坐标系的，该方法是根据实时确定的箭体系到指令箭体系的方向余弦矩阵，确定一组箭体系分别绕各轴的转角△θx1，△θy1,△θz1，即箭体各轴同时转动角△θx1，△θy1,△θz1，后可使箭体系与指令箭体系重合，这样便保证了解耦和最小转角的最佳控制。该方法成功地应用于大范围机动变轨控制，也将适用于其它轴对称飞行器的控制。     

基于力控制的机器人装配作业实验研究

本文给出了工业机器人完成装配作业的一种实现方案──主动柔顺手腕。从技术的角度解决了主动柔顺手腕在装配过程中的搜孔策略、控制方法、柔顺中心设置、卡阻的避免等问题，最后在Ｍｏｖｅｍａｓｔｅｒ—ＥＸ机器人和ＰＵＭＡ５６２工业机器人上进行了无倒角高精度轴孔配合的实验。     

空间相机中与大口径透镜有关的结构设计分析

某空间相机镜头在光学设计时，因透过率、吸收率等原因，为了满足光学系统要求，经过各方面平衡后，其中有一片透镜比正常径厚比设计的偏薄些。在镜头总体结构设计时，单独对该镜片及与之相配的结构件进行了有限元分析和实验检测，发现不同的结构形式对镜片面形影响不同。为了解决这一问题，在实验中进行了探讨，以保证整个相机系统满足空间相机的实用要求。     

低速走丝电火花线切割加工断丝原因分析及处理

本文从电极丝、工作液、伺服控制和脉冲电源控制策略等几个方面,详细分析了低速走丝电火花线切割加工发生断丝现象的主要原因,并提出了相应的改造措施.     

八作动器隔振平台的通道耦合分析及解耦控制

分析一种对称结构的八作动器隔振平台的通道耦合特性。分析表明由于结构对称，当有效载荷质心位于平台纵轴的延长线上，且有效载荷的惯性主轴与平台对称轴平行时，平台可分解成两个独立的单自由度系统和两个2阶耦合子系统。利用矩阵同时对角化方法对平台的2阶耦合子系统进一步解耦，仿真结果显示解耦控制能够衰减被动隔振的谐振峰，改进平台的隔振性能。     

基于遗传算法和空间推进方法的高超声速进气道优化设计研究

将遗传算法（单目标遗传算法GA和多目标遗传算法NSGA-Ⅱ、NCGA）与高效、高精度的卒间推进方法——SSPNS（Single-sweep Parabolized Navier-Stokes Algorithm）流场计算方法相结合，对二维高超声速进气道进行了气动优化设计研究。在单目标优化设计中以巡航点（Ma=7．0）的总压恢复最大为设计目标，多目标设计中则在巡航点分别考察了总压恢复最大-压升最大两目标模型、总压恢复最大-压升最大-阻力系数最小三目标模型。优化设计结果表明，单目标设计使得总压恢复有明显提高；多目标优化设计所得的Pareto最优前沿为设计者提供了可靠的设计依据。为了兼顾巡航点和加速爬升段的综合忭能，采用多目标优化方法对进气道进行了多点优化设计，并开展了基于等动压弹道的设计点选择问题初步研究。计算结果表明，若将设计点选在Ma=6．5左右，则进气道的综合性能较好。