摘要：针对地面遥操作空间航天器进行交会的情况,研究了变时延条件下遥操作交会逼近段的轨道控制问题.利用根轨迹法分析了时延对遥操作交会控制的影响;通过设计时延缓冲器,将变时延系统转化成了定常时延系统;基于相对轨道动力学方程建立了被控对象的预测模型,利用Smith预测原理设计了定常时延下的多变量Smith预测器,使得控制器与执行器的输入不受时延的影响;同时采用模糊控制方法,以消除模型不确定性等因素的影响;最后,利用半实物仿真系统开展仿真试验,对本文所述方法进行了验证.仿真结果表明,通过采用带时延缓冲器的Smith模糊控制的方法,能有效降低地面遥操作交会过程中变时延以及模型不确定性的影响,提高交会成功率和精度.

摘要：实时编程语言是有时间约束的系统描述语言 .已有语言在时态机制方面存在不同程度的缺点 .因此 ,本文提出了基于Java的实时语言RTS/Java ,用于解决TGM模型到RT Actor模型的映射 .文章详细定义了RTS/Java类和方法及其约束 ,设计了方法的激发机制 .此激发机制解决了Allen教授提出的时态约束 .RTS/Java语言支持多前端资源共享 。

摘要：提出了一种电磁轴承模型预测最优控制方法.为了抑制陀螺效应引起的转子圆锥涡动,在传统二次型性能指标函数中引入同步误差项,基于离散状态方程有限步预估转子平动误差、同步误差以及控制器输出构造最优控制器优化目标函数.基于迭代黎卡提差分方程(Riccati Difference Equation)求解了最优控制器.用伪代数黎卡提方法(Fake Algebraic Riccati Technique)证明了所设计最优控制器的稳定性.通过数值仿真研究了控制器鲁棒性能与设计参数间的关系.针对某扁平型磁悬浮飞轮的仿真和实验结果均表明引入同步误差的最优控制器能有效的抑制圆锥涡动.

摘要：根据太阳能飞行器单点设计过程的特点,总结出太阳能飞行器的控制方程组,即升重平衡、推阻平衡和能量平衡方程。针对能量平衡的特点,将其分成全天能量闭环和夜间能量闭环,并就上述两个能量闭环分析太阳能飞行器的翼载荷设计边界,研究了由两个能量闭环所形成的翼载荷设计域,探讨了影响翼载荷设计域的参数敏感程度。进一步,基于翼载荷可行设计域提出了一种太阳能飞行器总体设计方法,并通过算例论证了该方法的有效性。本文工作对太阳能飞行器的设计过程有指导意义。

摘要：自驾仪是无人机实现自主飞行与自主完成各项任务的核心器件。现有商用无人机自驾仪大多没有进行硬件加固,直接用来执行重大任务时有一定风险。通过分析可知自驾仪组成模块中对安全性和可靠性影响最大的模块为控制解算器。根据逐步提高的容错需求,使用复位器、计数器、反相器、选择器等简单器件以及在芯片内部添加简单代码,分别设计了单机复位加固方案、双机热备加固方案、硬件切换和软件切换双机互备加固方案。重点研究了加固方案的可靠性随时间的变化关系,并进行了对比分析。对加固方案的工作机制进行了模拟,分析了这些方案在处理故障时的系统异常输出时间等容错特性。计算表明,这些加固方案可以显著提高系统的可靠性,其中双机互备加固方案的可靠性最高。该研究对于指导高可靠性自驾仪设计时在容错效果与复杂度、成本等方面进行折中具有较大的参考意义。

摘要：以高超声速飞行器为研究对象,针对俯冲段精确制导及机动突防问题,基于反馈线性化与滑模控制研究了机动突防滑模跟踪制导方法。首先设计纵向俯冲及侧向机动弹道,其次利用反馈线性化将非线性运动方程转化为线性方程,基于该线性方程利用滑模控制对已设计的弹道进行跟踪,最终将线性跟踪制导律转换到非线性系统中获得非线性滑模跟踪制导律,该制导律完全基于飞行器当前运动状态,所需的相对运动信息大大减少。CAV-H飞行器制导实例仿真表明,该方法能够实现俯冲段精确制导及机动飞行,且对初始及过程偏差具有较强的鲁棒性,能够为高超声速飞行器俯冲段制导提供有益参考。

摘要：以自研小型固体火箭为对象,基于扩张状态观测器,对三通道姿态控制器进行了设计及验证。建立了以攻角、侧滑角和滚转角为控制目标的积分链状态空间模型;结合扩张状态观测器,应用极点配置法对三通道姿态控制器进行了鲁棒设计;通过数值仿真和半实物仿真,结合拉偏分析,对控制器设计进行校核,证明了设计的有效性和鲁棒性;通过飞行试验验证了控制器性能,跟踪结果符合仿真分析,基本无延时、无静差,证明了该方法的可行性和工程应用价值。

摘要：依据天线罩对宽频带透波性能的要求,采用传输线理论,建立了单层结构天线罩平板材料透波率的计算方法。对单层结构天线罩材料的介电性能参数进行了优化设计,确定了在2-18 GHz频带,0-40°入射角范围内满足透波率要求的最优介电性能参数。设计结果表明,当材料的介电常数ε≤3.0,损耗角正切tanδ≤0.02时,具有最佳厚度的材料在2-18 GHz频带,0-40°入射角范围内透波率大于60%。根据优化设计结果,兼顾天线罩材料的力学和热学性能等要求,确定了单层结构天线罩材料体系为空心石英纤维增强氮化物陶瓷基复合材料。根据所选材料体系的介电性能（ε=2.8,tanδ=0.005）,进一步对其结构参数（厚度）进行了优化计算,确定了满足宽频带透波性能要求的最佳厚度为7mm。对满足壁厚设计要求的单层结构天线罩平板材料进行了宽频带透波性能测试。结果表明,该单层平板材料在2-18 GHz频带范围内透波率大于60%。

摘要：对多约束条件下远程助推滑翔飞行器再入滑翔飞行问题,提出了一种基于广义标准轨迹的平衡滑翔状态反馈制导方法。建立了远程助推滑翔飞行器的动力学模型,确定了飞行轨迹约束条件,详细阐述了基于广义标准轨迹的平衡滑翔状态反馈制导方法的制导原理,设计了远程助推滑翔飞行器的侧向和纵向制导律,并采用LQR(linear quadratic regular)方法设计了纵向制导参数,仿真验证了该方法的可行性。与以往再入滑翔制导方法不同,该制导方法主要利用飞行攻角的变化来调节飞行轨迹,飞行过程中飞行器的速度倾侧角较小。仿真结果表明,该制导方法能满足远程助推滑翔飞行器的再入滑翔制导问题,并且具有较好的鲁棒性和自适应性。

摘要：航天器空间电磁对接能避免诸如推进剂消耗、羽流污染和对接冲击等现有基于推力器对接所固有的缺陷，应用前景广阔．空间电磁对接控制目前国内外还没有有效研究，论文主要针对此问题开展初步研究工作．论文首先重点分析空间电磁对接特性及其主要控制问题，然后采用反馈线性化方法对地面二维电磁对接控制模型进行线性化处理、以及基于线性化模型应用Kalman滤波方法估计电磁对接运动状态，最后采用二阶稳定性方法设计控制律并进行仿真分析．理论研究和仿真分析表明：航天器空间电磁对接是可行的，电磁对接非线性模型可以采用反馈线性化方法实现精确线性化，基于线性化模型的二阶稳定性方法满足控制律设计要求．