充液挠性多体航天器的变结构控制

本文首先给出了充液中心刚体上铰接有多个挠性附件的开链多体系统的简化动力学方程，并以跟踪与数据中继卫星为例，用变结构控制方法设计了系统的控制器。控制任务是驱动单址天线使之精确地跟踪期望的运动规律，同时保持星体稳定，并且有效地抑制弹性附件的振动。数值算例证明了所设计控制规律的有效性。     

导弹姿态控制伺服系统的变结构控制

为消除导弹姿态控制伺服系统变结构控制中的抖振，在状态轨迹与滑动平面夹角变结构控制律的基础上，将原来的二阶系统扩展为n阶。所设计的控制律兼具连续控制律与非连续控制律的优点，动态品质优良。仿真结果验证了理论分析的有效性。     

柔性卫星姿态稳定鲁棒变结构控制器设计

根据实际三轴稳定卫星姿态稳定,模型参数存在不确定性(转动惯量),以及未知干扰力矩,设计了一种鲁棒变结构控制器,它能确保系统具有全局渐近稳定性,并且系统能在有限的时间内到达滑模面,具有鲁棒到达条件,控制律实现简单。同时采用积分型滑模面,保证系统在到达滑模面后具有给定的良好性能。最后根据某颗公开卫星参数给出了具体的数值算例,数值仿真结果良好。从数值仿真结果来看,控制器在存在较大不确定性情况下(考虑系统转动惯量有5%的不确定性)依然保持良好性能,具有很强的鲁棒稳定性。而采用边界层改进控制器后,有效解决抖振问题,同时控制器的性能基本保持不变,从而说明鲁棒变结构控制器的设计是有效的。     

雷达捷变频抗干扰性能分析及评估研究

该文分析了雷达捷变频技术的抗干扰性能 ,并将其引入雷达捷变频抗干扰性能评估 ,为进行更高层次的雷达抗干扰性能评估提供了一种分析途径     

频率捷变雷达抗干扰效能评估研究

利用功率准则 (EIF)、概率准则、综合抗干扰能力准则 (AJC)等几种典型的抗干扰效果度量方法 ,对频率捷变雷达抗干扰效果的评估进行了研究 ,并提出相对捷变因子 (SRFA)的概念 ,给出了具体计算实例     

导弹电液伺服机构的变论域自适应模糊滑模控制

为减弱导弹电液伺服机构位置跟踪滑模控制(SMC)的抖振,提出了一种基于变论域自适应模糊滑模控制(AFSMC)方法。通过在线调节输入变量论域和规则后件隶属度函数,可在不影响滑模变结构控制鲁棒性的情况下有效削弱滑模切换控制产生的抖振。给出了相应的控制律。设计的控制系统具有良好的跟踪性能,提高了电液伺服机构的跟踪控制精度。仿真实验结果验证了该控制方案的有效性。     

航天器姿态调整时的变结构控制与振动抑制方法

基于Hamilton变分原理,采用Timoshenko梁理论,对带有柔性附件的航天器建立了中心刚体—柔性梁的动力学模型。研究了调姿时带有柔性附件的航天器的动力学与控制问题,给出了问题的滑模变结构控制方法。基于Lyapunov方法证明了姿态的渐近稳定性。利用数值仿真过程讨论了卫星姿态角和姿态角速度的变化规律。最后,利用仿真结果验证了变结构控制方法的可行性和有效性。     

压电材料壳的广义变分原理和状态向量方程

将三维弹性材料的H-R变分原理引入到具有机-电耦合效应的三维压电弹性材料圆柱壳问题中,建立了对应于正交各向异性压电材料圆柱壳的Hamilton型广义变分原理。通过变分运算得到了柱坐标系下的状态向量方程,该状态向量方程也是Hamilton正则方程。最后指出纯正交各向异性弹性材料壳Hamilton型广义变分原理是变分公式的特例。变分原理的建立将有利于压电材料圆柱壳静力学和动力学问题的有限元方法或半解析法的推导。     

航空发动机全程滑态变结构控制研究

一种新的滑模变结构控制方法-全程滑态变结构控制首次应用于航空发动机控制系统，该控制方法能有效地缩短系统状态到达滑动模态的时间，避免了定常滑态变结构控制系统在能达阶段对扰动的敏感性，且其控制律的设计可以改善系统的瞬态性能，克服未知参数摄动的影响，仿真结果表明，基于全程滑态变结构控制所设计的发动机控制系统，其鲁棒性要优于发动机定常滑态结构控制系统。