摘要：本文针对空间挠性结构的振动抑制问题,提出一种对智能材料执行器/敏感器配置(包括位置和尺寸)和反馈增益同时优化的新的设计方法。在系统动力学模型和优化指标中,考虑了智能材料对被控结构的质量和刚度特性的影响,所得到的最优解不依赖于系统的初始状态。

摘要：从工程角度出发,以具有挠性太阳翼的卫星为背景,着重研究了挠性卫星的智能控制方案。针对高精度控制这一要求,设计了双层小脑模型神经网络(CMAC)与变结构(VSC)复合智能控制器,并基于单轴气浮台全物理仿真系统进行了实验,取得了较高的姿态控制精度,表明了智能控制方法的有效性。

摘要：从工程实践角度，探讨了在目前广泛采用的偏置动量轮三轴姿态稳定卫星上，进行大尺寸（３～５ｍ）和高指向精度（０．０５°）的挠性天性指向控制问题。在建立具有挠性天线的星体动力学模型，以及在借鉴和改进有关抑制挠性天线振动研究的基础上，设计了三轴稳定卫星平台上的挠性天线指向控制系统的方案。最后，根据数值仿真结果，给出了影响挠性天线指向精度的主要因素。

摘要：以某在研挠性卫星星载计算机在回路中的仿真试验为背景 ,利用dSPACE多处理器系统构建了卫星姿轨控实时仿真系统。介绍了实现该系统的软、硬件构成。重点介绍了实现该实时系统的关键———如何用dSPACEDS4 2 0 1s板上的RS2 32 / 42 2串口模拟星载计算机与各路姿态敏感器、反作用飞轮串口之间的复杂通信及串口通信Simulink仿真模型的设计。本文用Simulink ,Stateflow和S函数混合建模方法 ,设计了该实时系统的串口通信接口模型。并以星上自主模式为例进行了实时仿真。仿真结果证明了本文设计的卫星姿轨控实时仿真系统的可行性和串口通信接口模型设计的有效性。

摘要：微型硅加速度计采用挠性结构、电容传感器和电容静电力矩器。挠性接头厚度和电容极板间隙均在微米量级。而电极表面绝缘层厚度应在纳米量级。它的结构设计和制作工艺紧密依靠细微加工技术。从需要出发，合理设计，采用新技术新工艺，发展微型惯性器件。

摘要：采用H∞ 回路成形方法 ,结合两步镇定过程 ,给出了一类挠性结构的H∞ 控制器的设计及仿真结果 .

摘要：分力合成主动振动抑制方法可以有效抑制挠性振动.其利用几个相同或相似的随时间变化的分力,按一定的规律沿时间轴排列合成为合力作为系统输入,此合力可以在保证完成规定刚体运动的同时抑制掉指定的任意阶振动谐波.对于使用常幅值力矩喷气执行机构的航天器,应用脉宽调制(PWM)技术将符合分力合成方法的时间最优机动控制指令变化为常幅值力矩形式,设计出常幅值的时间最优大角度机动策略.数值仿真结果证实了方法的有效性.

摘要：挠性卫星在控制受限情况下 ,采用简单线性滑动模态设计的变结构控制器不能保证在整条开关线上存在滑动模态 ,因此在大角度机动控制中就不能保证过渡过程品质。本文针对这个问题 ,采用抛物线型滑动模态设计了一种过渡过程性能很好的变结构控制器 ,并且分析了这种非线性滑动模态的稳定性。

摘要：提出了多变量频域极大似然辨识算法.在单变量频域极大似然辨识算法的基础之上,得出多变量系统的频域极大似然辨识算法,并且优化设计多正弦辨识输入信号.针对大型挠性结构的模型进行了仿真,验证了算法的有效性,同时仿真结果表明:对于挠性结构,多变量频域极大似然辨识算法是有效的,而且能够在较大的频宽、较低信噪比的情况下得到良好的辨识结果.

摘要：本文综述和分析了现代航天器的发展及其对控制理论提出的挑战。这些挑战包括:①挠性空间结构动力学和控制;②鲁棒性和自适应控制;③高精度多变量控制系统的设计方法和理论;④容错控制系统的设计和人工智能研究;⑤大系统控制理论。