一类热传导方程边界控制问题的近似处理及误差分析

给出了热传导方程边界控制问题的精确解和近似解，证明了近似解对精确解的收敛性。     

具有Voigt类结构阻尼的Euler—Bernoulli梁的边界控制

以末端形变线速度和形和形变角速度作为反馈信息，给出了具有Ｖｏｉｇｔ类结构阻尼的Ｅｕｌｅｒ－Ｂｅｒｎｎｏｕｌｌｉ边控制律；利用处半群理论并构造系统的“拟能量”Ｌｙａｐｕｎｏｖ泛函，得到了受控系统能量指数衰减和系统指数镇定的结论。     

带柔性附件的充液飞行器姿态动力学与控制

研究了流-刚-弹耦合飞行器系统的姿态动力学、稳定性与控制问题,给出了组成系统的每部分控制律,证明了在此控制律下系统可达到姿态定位和受控系统指数渐近稳定.     

用边界元法求解分片介质中的Helmholtz方程

该文研究了求解分片介质中的Helmholtz方程的边界元法。边界元求解的思路是将分片介质子区域的公共边界当作子区域的外部边界处理 ,在每个子区域采用边界元法 ,再在公共边界上加衔接条件。该文通过大量数值实验 ,并对比边界元法、有限元法、广义差分法求解效果 ,得出边界元法能很好地克服Helmholtz方程解的震荡性 ,采用边界元法求解Helmholtz方程具有稳定性好 ,精度高的优点。     

Mkdv-Burgers'方程的边界控制

利用边界控制讨论Mkdv-Burgers'方程在Neumann边界条件下的动力学.得到Mkdv-Burgers'方程当粘性参数ε已知时是指数稳定的,而ε未知时是全局渐近稳定的.     

三维Helmholtz方程Dirichlet问题的边界元法及其收敛性分析

本文把三维Ｈｅｌｍｈｏｌｔｚ方程Ｄｉｒｉｃｈｌｅｔ内外值问题结合起来讨论，得到统一形式的边界积分方程，首先，据拟微分算子的理论，讨论了积分算子的性质及问题弱解的存在唯一性，接着采用边界元方法，离散积分方程得到数值解，最后，给出了解的全局误差估计及内部超收敛估计。     

一类挠性结构系统的非线性边界控制与镇定

在无穷维函数空间中研究了具有阻尼和陀螺部件的挠性空间结构的分布参数系统，得到了挠性结构系统状态的结构特征；特别是针对挠性空间结构弱阻尼的特点，设计了一类非线性边界控制律，使得相关受控系统强稳定，解决了系统的镇定问题；最后将理论研究成果应用于弹一刚耦合系统的分析中。     

求解二维非齐次Helmholtz方程的边界元法

基于Laplace方程的基本解讨论了二维非齐次Helmholtz方程的直接边界元解法.通过将Helmholtz方程变形之后加权Laplace方程的基本解和应用Green公式得到相应的直接积分方程,针对积分方程中同时存在域积分项和边界积分项,在应用边界元法分析求解时采用了耦合关于内点和边界点的积分方程求解,最后,通过数值算例验证方法的有效性.     

Mkdv-Burgers′方程的边界控制

利用边界控制讨论Mkdv-Burgers′方程在Neumann边界条件下的动力学.得到Mkdv-Burgers′方程当粘性参数ε已知时是指数稳定的,而ε未知时是全局渐近稳定的.     

流场中壳间充液双层壳体声辐射性能研究

对双层壳体（壳间充满流体的同轴圆柱壳）的声辐射进行了研究．基于Ｆｌüｇｇｅ壳体理论和Ｈｅｌｍｈｏｌｔｚ波动方程计算了有限长双层壳体在径向点激励下的声功率和振动速度级,讨论了双层壳体固有振动特性,比较了双层壳体与单层壳体声辐射特性．     

带挠性伸展太阳帆板航天器的姿态动力学

利用动量矩定理推导出带挠性伸展太阳帆板航天器的姿态动力学方程, 利用牛顿第二定理推导出挠性板上质量微元的动力学方程. 在板等速伸展的情况下对系统动力学方程进行变换, 得到板伸展运动、振动与航天器姿态运动的耦合微分方程. 用Runge-Kutta积分法对方程进行积分, 给出了板等速伸展时板振动振幅、 航天器姿态角速率对时间的响应.     

带挠性伸展附件的航天器姿态动力学研究

利用动量矩定理推导出带挠性伸展附件航天器的动力学方程。在挠性附件按指数规律和幂次规律伸展情况下，研究了附件伸展运动对弹性振动和航天器姿态的影响，得到了附件振动的振幅和姿态角速率随附件长度变化的渐近公式，得到航天器最大姿态偏差的估计式。结果表明：随着附件长度的增加，附件振动的振幅增大，而姿态角速率减小。最大姿态偏差值随着伸展速率的增加而减小。     

带挠性轴太阳帆板航天器姿态动力学研究

建立了带挠性轴太阳帆板航天器的物理模型 ,利用保守系统的 Lagrange方程 ,导出了带挠性轴太阳帆板航天器动力学方程 ,在小姿态角速率情况下 ,推出了航天器挠性轴扭转运动、航天器姿态运动的运动学方程 ,给出了数值结果 ,分析了太阳帆板转动惯量、挠性轴的扭转刚度对航天器姿态运动的影响。     

卫星编队飞行的协同控制

为了实现卫星编队飞行任务,设计了卫星编队飞行队形协同控制。考虑控制精度以及小推力卫星变轨时间长等特点,采用了相对运动的非线性动力学方程进行数学建模,并采用精度较高的相对轨道根数法设计了目标队形。应用滑模控制理论,设计了跟踪控制器,并通过Lyapunov稳定性理论,证明了控制系统全局渐近稳定性。通过一个“1颗主星与3颗从星”编队的测量基线放大控制仿真,验证了该控制器的可行性。结果表明,该控制器具有控制精度高、实时性强等特点,可用于卫星编队飞行队形协同控制。     

应用软件MISER3.2对柔性机械臂进行优化控制

采用Lagrangian方法和Raleigh-Ritz方法对具有主动约束层阻尼（ACLD）的柔性机械臂建立动力学方程。在CPET技术基础上应用软件MISER3.2来调节系统参数,即约束阻尼层和粘弹性材料层的厚度,以解决在连续时间内优化控制的问题。     

具有Neumann边值条件时滞抛物系统的最优边界控制

目的 为获得Neumann边值条件下最优性条件,讨论了一类具有时滞的分布抛物型系统的最优边界控制问题。方法 通过性能泛函的Frēchet导数和控制约束区域的凸性给出最优问题的一个等价条件,进而引入系统的伴随方程简化此条件。结果 得到了系统在Neumann边值条件下最优解存在的充分必要条件。结论 对于所研究的抛物系统的两类性能指标,由变分不等式分别给出了最优控制存在的最大值条件,对献的相关结果有所发展。     

Direct Lyapunov-based control law design for spacecraft attitude maneuvers

A direct Lyapunov-based control law is presented to perform on-orbit stability for spacecraft attitude maneuvers. Spacecraft attitude kinematic equations and dynamic equations are coupled, nonlinear, multi-input multi-output(MIMO), which baffles controller design. Orbit angular rates are taken into account in kinematic equations and influence of gravity gradient moments and disturbance moments on the spacecraft attitude in dynamic equations is considered to approach the practical environment, which enhance the problem complexity to some extent. Based on attitude tracking errors and angular rates, a Lyapunov function is constructed, through which the stabilizing feedback control law is deduced via Lie derivation of the Lyapunov function. The proposed method can deal with the case that the spacecraft is subjected to mass property variations or centroidal inertia matrix variations due to fuel assumption or flexibility, and disturbance moments, which shows the proposed controller is robust for spacecraft attitude maneuvers. The unlimited controller and the limited controller are taken into account respectively in simulations. Simulation results are demonstrated to validate effectiveness and feasibility of the proposed method.     

受控系统为一类紧半群非线性发展方程的最优控制

研究无穷维空间中一类紧半群的非线性积微分方程及其对应的最优控制问题。首先，我们讨论对应的积分算子的紧性，给出此类积微分不等式相应Gronwall不等式。进而，证明了此类积微粉方程的温和解局部和全局存在性。最后，给出了相应的Lagrange型最优控制存在的充分条件。     

航天器内仪器安装板的热分析计算

以航天器内安装有仪器及仪器盒的安装板为对象,建立热分析数学模型,计算安装板内温度分布并提供了不同的仪器安装位置及仪器发热量条件下安装板的温度状况。由此,可确定加剧温度不均匀分布的源处,得到仪器工作的热环境状况,可作为航天器热控制设计的重要依据,并可为进一步热分析计算时合理划分节点提供参考。     

绳系释放时的航天器耦合动力学分析

本文研究了绳系释放对于航天器刚体姿态的影响.基于离散的系绳黏弹性模型,建立了航天器和系绳间刚-柔耦合的时变非线性动力学模型.以Kissel释放控制律为例,研究了系绳自由释放及受控释放时航天器姿态动力学问题,揭示了绳系释放对于航天器本体姿态的影响规律.结果表明,系绳自由释放末的冲击可致航天器旋转,而受控系绳释放使航天器产生绕其局部平衡位置的振荡.航天器初始姿态对绳系航天器的释放动力学具有显著影响.