航空附件热处理技术现状与发展

综述了国内航空附件厂热处理生产现状，提出今后应加紧进行热处理设备的技术改造，并大力开展热处理新工艺、新技术的研究与应用工作。     

一类可伸缩挠性结构变参数实验系统

针对最近研制出的一类可伸缩挠性结构变参数实验系统，概述了其结构组成和关键技术指标，通过数学仿真与物理实验相比较的方式研究了系统的动态特性，并介绍了全物理控制实验的初步结果，由此证实了该系统的有效性。     

基于解耦和动态补偿的卫星控制系统设计

针对带大型挠性单翼太阳帆板和偏置动量的三轴稳定卫星,研究如何消除星内外干扰对姿态控制精度影响的卫星控制系统的设计问题。首先对星内外干扰进行了数值分析,进而阐明了在经典控制方案中干扰力矩对姿态控制精度的影响,指出经典控制在克服干扰力矩对姿态控制精度影响方面存在的不足之处。然后根据卫星的动力学特点,提出并论证了在设定角动量交换系统标称值条件下基于解耦和动态补偿的卫星控制系统的设计方案。最后深入分析了在该方案下太阳帆板挠性模态的稳定性。     

挠性航天器控制系统的最优综合

本文研究了挠笥航天器控制系统的最优综合设计问题，给出了系统最优时控制律和执行机构与传感器配置应满足的非线性方程，而且在这一设计过程中通过使用特征值灵敏度约束，明显降低了控制系统对执行机构和传感器安全误差的敏感性，克服了轨迹敏感性约束和单纯使用特征值灵敏度指标的不足。     

万有引力场中带挠性太阳帆板航天器的姿态稳定性

本文讨论带双侧挠性太阳帆板航天器在万有引力场中的姿态运动，建立带挠性帆板航天器的欧拉方程和帆板强迫振动方程。利用Ｇａｌｅｒｋｉｎ方法对动力学方程离散化，利用Ｋｅｌｖｉｎ－Ｔａｉｔ－Ｃｈｅｔａｙｅｖ定量判断航天器在轨道坐标系内相对平衡的稳定性。导出适用于任意阶模态的解析形式稳定性充分条件。     

大型挠性空间结构的变结构控制

本文从ＬＦＳＳ的相对阶为２的特点出发设计了用于ＬＦＳＳ的镇定控制的变结构控制器,从而避免了主导极点的选择（模态截断）,解决了“控制溢出”问题。以太阳帆板展开过程中航天器姿态控制为例,作了计算机仿真。     

带挠性附件的航天器系统动力学特性研究

本文研究了带挠性附件的航天器系统动力学特性。带挠性附件的航天器系统建模为刚性主体带挠性附件（挠性附件的末端带有刚性质量），根据拟坐标下的Ｌａｇｒａｎｇｅ定理建立了主刚体姿态运动与挠性附件振动相互耦合的动力学状态方程。针对一类带挠性附件的航天器系统编制了有关计算软件，利用该软件以ＳＣＯＬＥ模型（ＳＣＯＬＥ是ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＣｏｎｔｒｏｌＬａｂｏｒａｔｏ－ｒｙＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔ的缩写，其系统构形可参见文献［２］［３］）为例进行动力学分析，我们得到了与ＮＡＳＡ有关报告几乎完全一样的结果。本项研究为一类带挠性附件的航天器控制系统设计提供了一种合适的动力学理论模型。     

挠性航天器振动抑制的自适应方法及实验研究

挠性航天器在平衡位置的小幅度振动对航天器的姿态控制精度具有严重影响,并且难以控制。现介绍了一种带有非线性阻尼器的自适应控制方法。该方法在黄金分割自适应控制方法的基础上,通过引入振动能量阻尼项得到了比较理想的振动抑制效果。该方法能够快速地抑制挠性航天器的低频振动,并且具有很好的过渡过程品质和稳态精度。文章最后通过物理仿真对比实验验证了这种方法的有效性。在相同条件下,其振动抑制的时间较传统方法减少了70％。此外,该控制方法对航天器的挠性振动频率的变化具有很好的适应能力。     

大型挠性空间结构的分散PD控制

利用分散控制理论研究了传感器和执行机构同等配置挠性空间结构的镇定问题。文中构造了针对这种结构的分散PD控制器 ,并且给出了该PD控制器镇定空间结构的充分条件 ,最后给出了仿真验证。     

基于小波方法的挠性空间结构模态参数的辨识

研究挠性空间结构密集模态参数的小波辨识方法。利用系统脉冲响应的小波变换，对挠性空间结构低频密集模态的频率、阻尼与增益参数进行辨识。当小波的分析频率较大时，小波变换具有分离密集低频的能力。仿真与实验验证了方法的有效性。