高超声速战术导弹的变质心矢量控制

结合当前国际研究热点及我国高超声速导弹控制的研究现状, 提出了高超声速战术导弹变质心矢量控制方案, 从旋转导弹单通道控制中的相位控制、基于变质心控制的旋转导弹姿态动力学方程建立、变质心控制导弹的控制策略分析以及变质心控制导弹的稳定性分析与鲁棒控制这4个方面对变质心矢量控制方法进行了深入的研究, 得出了具有理论指导意义和工程实用价值的结论.     

基于线性参数变化增益调度H∞控制的谐波干扰抑制

给出了一种基于线性参数变化增益调度H∞控制器的设计方法，该方法是通过对谐波于扰信号建模，并将其与被控对象结合形成以谐波干扰频率为变化参数的线性参数变化系数，采用基于单个二Lyapunov函数的方法设计了相应的线性参数变化增益调度H∞控制器，使得控制器具有可实现性及相应的性能，由于所设计的控制器参数能够随干扰频率变化进行调度并能满足要求的性能指标，因此实现了对所有已知变化频率谐波干扰的有效抑制，与传统的基于插值方法设计的增益调度控制器相比，该控制器的结构简单，易于实现，其闭环系统拴局稳定性能够得到保证，通过数值仿真并与线性二次高斯（LQG）和一般的H∞控制结果比较，验证了文中方法的有效性。     

具有控制器增益变化的不确定离散关联系统的鲁棒分散H∞控制

研究一类不确定离散关联系统的鲁棒分散H∞控制问题，利用线性矩阵不等式（LMI）方法设计出具有控制器增益变化的分散状态反馈控制器，使得闭环系统稳定，且满足H∞性能．最后，利用一个数值例子说明了所给设计方法的有效性．     

区间Delta算子系统的鲁棒H∞控制

研究了基于Delta算子描述的区间系统鲁棒H∞镇定设计问题。在给出了区间系统的一种等价描述后，利用H∞控制的思想，将系统的鲁棒镇定设计问题化为求解Riccati不等式。所设计的控制器可使闭环系统鲁棒稳定，而且对可允许的参数变化具有一定的H∞性能。所得结论可将连续与离散区间系统的有关结果纳入到Delta算子系统的统一框架中。     

广义离散不确定线性系统状态反馈鲁棒H∞控制器设计

研究一类具有范数有界参数不确定性广义离散线性系统的鲁棒H∞控制问题．基于矩阵不等式，导出状态反馈鲁棒H∞控制器存在的一个充分条件，并利用矩阵不等式的解给出鲁棒H∞控制器的一种设计方法．     

切换系统的H∞动态输出反馈控制

研究一类具有扰动的线性切换系统在任意切换策略下的鲁棒H∞控制问题．基于线性矩阵不等式（LMI）、H∞控制理论和Lyapunov函数方法，给出了线性切换系统的H∞动态输出反馈控制器存在的充分条件和设计方法．由该方法设计的控制器不但使闭环系统渐近稳定且具有H∞性能界γ，最后用仿真算例验证了文中结论的有效性．     

线性大系统的分散协同H∞状态反馈控制

针对一类由N个子系统构成的线性关联大系统，研究其可分散H∞控制时关联矩阵应该满足的条件．在此基础上，对于具有一般性关联作用的线性大系统，采用多级控制方法设计其分散协同H∞控制器．多级控制是一种两步控制器设计方法．首先对大系统进行分解，针对每个子系统使用H∞优化算法设计状态反馈；然后，对于子系统间的关联作用，使用结构摄动技术设计协同控制器，从而减小关联作用的影响，改进整个系统性能．这样得到的多级控制器不仅可使整个闭环大系统内稳定，能够满足H∞性能，而且工程上便于实现．     

基于H∞滤波器的离散时滞系统鲁棒故障检测方法

针对一类具有不确定性的离散时滞系统，基于H∞滤波器研究了系统的鲁棒故障检测问题。利用H∞控制理论得到了系统的故障检测滤波器设计方法。证明了故障检测残差对不确定性具有H∞范数界的鲁棒性，给出了滤波器参数设计方法。仿真示例验证了该方法的有效性．     

永磁直线电机的H∞鲁棒控制系统设计

对矢量控制的永磁直线同步电机构成一个三环系统.为了克服不确定性因素和各种扰动对系统的影响,提高系统的鲁棒性能,在速度环和电流环内设计了H∞状态反馈控制器.将系统设计转化成H∞标准设计问题,然后通过求解线性矩阵不等式设计H∞状态反馈控制器.仿真结果表明,与常规的比例积分调节比例积分调节(PI)控制相比较,提出的控制策略使系统响应速度快,对扰动抑制能力强,对参数变化不敏感,具有较强的鲁棒性和伺服性能.     

非线性不确定性奇异系统的鲁棒H∞控制

讨论了非线性不确定性奇异系统的鲁棒H∞控制问题，给出了非线性不确定性奇异系统的H∞鲁棒性能准则，利用经性矩阵不等式（LMIs)的方法，给出了系统满足H∞鲁棒性能准则的充分条件，在这个条件下，分别讨论了非线性不确定性奇异系统的鲁棒H∞控制反馈控制器和输出反馈控制器的设计，得到了鲁棒H∞控制器存在的充分条件。     

一种滚转导弹飞行姿态的获取方法

为了获取滚转导弹的飞行姿态,分析了基于两个侧向运动角速率陀螺和一个滚转角速率陀螺的滚转导弹飞行姿态遥测方案.通过算例讨论了各种误差对系统精度的影响,指出滚转角速率陀螺的测量精度是系统实现的.在给出的工程实例中,选用一个双轴液浮陀螺敏感导弹的侧向运动,节省了一个敏感元件.通过对实例中遥测数据的分析,发现该次飞行试验中导弹的角运动特征,为进一步的动力学分析提供了依据.该方案具有结构简单,成本低,易于实现等优点.     

导弹高度控制系统的变结构设计

飞行高度是评价导弹性能的一项重要战术指标。传统的导弹高度控制系统采用PID控制，但对超低空掠海飞行的导弹，必须处理好各种干扰问题。为此提出了采用变结构高度控制的方法。介绍了导弹的高度控制系统的变结构设计。仿真结果表明，本方法设计简单，且有优良的鲁棒性，效果比PID控制优越，易于实现数字控制等优点。     

圆形极点区和状态方差上界约束下H_∞指标的优化

该文对一类随机状态反馈系统 ,利用线性矩阵不等式 (LMI)方法 ,分析了闭环系统的、与约束圆形极点区相容的状态方差上界指标 ,得到了相容状态方差上界指标的较好取值范围 ,进而研究了相容极点区域与状态方差上界约束下 ,系统被控输出对扰动输入的H∞ 抑制界优化问题 ,给出了次优H∞ 抑制界和相应约束次优H∞ 控制。利用算例对所得结果作了说明。     

航空发动机线性二次型最优控制

随着控制变量的增多,航空发动机已由单变量对象发展为多变量对象。在多变量反馈控制系统设计方法中,线性二次型最优控制方法由于具有无穷大的幅值裕度和大于60°的相位裕度而倍受人们的关注。在Matlab下以建立的模型作为被控对象,针对发动机在飞行包线范围内动态参数变化大、不确定因素显著的情况,提出了一种基于优化理论的最优控制方法。设计出的LQR控制器具有性能优良、控制能量合理的优点。通过线性仿真和非线性硬件在回路模拟试验,均验证了按此方法设计的控制器具有良好的性能。     

导弹滚转自动驾驶仪设计与仿真

基于 STT(侧滑转弯)控制方式的导弹在飞行过程中,滚转通道自动驾驶仪主要起到稳定弹体(使导弹滚转角为0°左右)、防止俯仰通道与偏航通道耦合的作用,滚转通道稳定能力的好坏直接决定了导弹制导控制的效果.本文中,设计了基于变结构控制理论的导弹滚转自动驾驶仪,针对变结构控制经常存在的抖振现象进行分析并去抖,取得了良好效果.最后与常规 PID控制方式的滚转稳定驾驶仪进行了对比分析     

导弹编队飞行控制方法研究

为实现多导弹协同作战时的编队飞行,基于滑模变结构、自适应及非线性动态逆控制理论研究了导弹编队飞行控制方法. 在领弹的速度、加速度以及从弹的速度未知的前提下,将领弹与从弹的相对速度以及领弹的加速度视为可估计的有界不确定量,基于滑模变结构控制理论提出一种仅需弹间相对位置和相对速度信息的鲁棒编队控制律. 采用边界层法消除了系统的抖颤现象,并根据编队稳态误差的要求分析了边界层厚度的设置方法. 运用奇异摄动理论将导弹非线性动力学系统划分为3个快慢变化不同的子系统,考虑系统所受的外部干扰并将其视作有界不确定量引入慢变子系统中,基于自适应变结构控制和非线性动态逆控制理论,设计了具有鲁棒性的导弹编队自动驾驶仪. 仿真结果表明,导弹编队自动驾驶仪能够准确跟踪编队控制指令,实现多导弹的编队飞行.      

挂弹钩非对称弹射过程调控方法研究

建立采用抛放弹火药燃气作为工作能源的挂弹钩弹射机构的数值计算模型，对抛放弹燃烧，弹射活塞非对称工作，直至推离悬挂物(导弹或炸弹)的整个动态过程进行了模拟计算。分析左右两侧导气孔直径的调整对非对称弹射效果的影响。结果表明，通过调整两侧导气孔直径，可以改变悬挂物弹射离机时的飞行姿态，消除由于不同弹种的质心偏移量所造成的角速度与角位移偏大的弊端。该文所建立的模型为该种弹射装置的自适应控制和优化设计奠定基础。     

空面导弹模型参考变结构控制器设计

以空面导弹为对象,选择一种可行的参考模型,设计了俯仰回路的模型参考变结构控制器,以适应空面导弹全飞行弹道的姿态要求。最后给出六自由度仿真结果,并对仿真结果进行分析,验证了所提出方法的正确性和有效性。     

空空导弹末端制导变结构导引律研究

 空空导弹末端控制(Endgame)段适用的导引规律,必须确保在目标实施最佳逃逸策略时,导弹以最小的脱靶量命中它。由于目标机动特性较难掌握,为了提高导弹的命中精度,在实际工程设计中,要求导弹飞行控制系统具有更高的机动过载和更小的时间常数。而直接力控制技术的引入,可明显提高导弹最大可用过载,减小导弹飞控系统时间常数。本文以比例导引律为基础,将目标机动视为未知的有界干扰,设计一种变结构导引律,利用变结构控制系统的干扰不变特性,克服目标机动的影响,实现目标有界机动条件下视线角速度的零化,使导弹飞行弹道在制导过程的中后段呈现出平行接近法的特性,以改善导弹制导性能。经对制导回路进行稳定性分析,对具有直接力控制与不具有直接力控制的制导系统分别进行仿真分析,表明在Endgame中,变结构导引律比一般的比例导引律脱靶量更小,引入直接力控制后效果更为明显。     

水下自航器的时变运动模型

为开发研制大航程、变速度的水下自航器 ,实现更精确的控制和导引 ,需建立水下自航器的时变运动模型。利用刚体分析动力学和理论流体力学的基本理论 ,研究水下自航器因燃料的消耗而引起的质量变化、质心位置和转动惯量的变化 ,导出描述其变化规律的方程 ;研究因推力变化而引起速度的改变 ,导出推力变化方程。在此基础上 ,推导出水下自航器空间运动方程组 ,并将数学模型表达成简明的矩阵形式 ,为研究变质量、变速度水下自航器的运动性能和设计控制及导引律提供基础