摘要：针对一类具有外部扰动的不确定非仿射纯反馈非线性系统,结合反演和自抗扰技术,提出了一种新的控制设计方案,该方案中反演设计的每一步引入了自抗扰设计,同时采用微分器和扩展状态观测器分别估计虚拟控制的导数和系统的未知部分.与现有设计方法不同,它不是直接利用逼近定理来构建理想的控制器.该方案设计过程简单,并且通过输入状态稳定性分析证明了系统状态能渐近收敛到原点的任意小邻域内.仿真结果证实了该方法的有效性.

摘要：多导弹编队控制可极大提高多枚导弹协同作战的效能。重点研究了多导弹编队控制涉及的2个主要问题:编队结构问题和三维编队保持控制器设计问题。提出了改进的领弹-跟随弹编队模式,结合多级分布式控制策略,解决了领弹失效时队形无法保持的问题;设计了基于相对误差的三维非线性跟随弹编队控制器,得到相应的跟踪控制律。不管领弹如何机动,跟随弹与领弹的相对距离始终为指定的期望值,同时跟随弹的速度、航向角和滚转角也能与领弹保持一致,通过仿真验证了所设计的编队控制器具有鲁棒性和稳定性。

摘要：模型实验是研究电磁线圈发射器(EMCL)工作特性的有效方法,要将模型实验结果应用于EMCL原型的研究,必须弄清模型与原型各物理参数间的相似关系。以EMCL数学模型为基础,根据相似理论推导出EMCL相似模型的模型设计条件;对发射器的相似模型进行仿真分析;进行了单级EMCL相似模型实验研究,实验测得的放电回路电流、电枢速度均满足相似模型的模型设计条件。研究结果表明:EMCL各物理参数的相似系数均可由尺度比例系数表示且与尺度比例系数成函数关系;只要给定EMCL原型结构参数和尺度比例系数,可以推导结构相同、尺度不同的EMCL缩比模型的工作特性;也可以根据EMCL缩比模型的结构参数和尺度比例系数反推EMCL原型的工作特性,为模型实验设计奠定了理论基础。

摘要：为满足临近空间拦截高速大机动目标的实际需求,研究了考虑直接力/气动力复合控制动态特性的前向拦截制导律设计方法。在考虑连续气动力和离散直接力特点的基础上,给出了一种在气动舵控制基础上设计连续直接力、然后通过冲量等效法进行离散化的直接力设计方法,避免了复杂的控制分配问题。根据二维前向拦截导引运动学模型和拦截导弹动力学模型,利用时间尺度分离,将拦截导弹和目标的质点运动学与加速度慢变子系统构成的动态系统,看成慢变子系统,设计了俯仰角速度指令;将俯仰角速度动态子系统看成快变子系统,通过对俯仰角速度指令的跟踪控制设计得到考虑复合控制系统动态特性的前向拦截导引律。仿真结果校验了本文方法的正确性和有效性。

摘要：选用普通舵系统来设计一种低成本高性能飞航导弹过载控制系统。这种情况下舵系统的动态特性将不能忽略。假设舵系统具有一阶动态特性，导弹的单通道（例如纵向通道）成为一个三阶的被控对象。应用三时标分离的方法将导弹动力学（含舵系统）分离为三个一阶的动力学子系统，这三个子系统分别对应于过载层（慢速子系统）、角速度层（中速子系统）和角加速度层（快速子系统），对这三个子系统分别进行动态逆控制设计，应用基于李雅普诺夫稳定性的鲁棒控制方法，分别设计出期望的慢、中、快动力学子系统，以保证动态逆控制系统对气动系数摄动的鲁棒稳定性。为了简化计算，对快速子系统的控制规律进行了近似处理。给出了各个子系统带宽参数的选择方法。仿真结果验证了该方法的正确性和有效性。

摘要：针对一类具有未知参数、未知非线性函数及外部扰动的分数阶混沌系统,基于分数阶系统稳定性理论和Lyapunov稳定性理论,该文提出一种基于滑模自适应和投影法的同步控制策略。首先选取一类稳定的分数阶积分滑模面,运用自适应技术对不确定项进行估计,设计了同步控制器。然后对自适应设计中容易出现的增长型自适应律运用投影法进行修正,以保证参数有界,从而也保证控制输入有界。最后数值仿真证明了所设计控制器的正确性和有效性。

摘要：针对绕飞模式下追踪器与合作目标间的GPS/INS组合相对导航问题,考虑追踪器的惯量阵存在不确定性,为提高相对导航系统的精确性和稳定性,提出了一种GPS/INS组合相对导航的鲁棒扩展卡尔曼滤波算法.该算法采用近似线性化方法将相对导航系统中的非线性函数进行泰勒级数展开,并将线性化引起的模型误差作为不确定项来处理,结合鲁棒卡尔曼滤波算法,设计了GPS/INS组合相对导航的鲁棒扩展卡尔曼滤波算法.仿真结果表明,该方法相对位置的估计精度为0.1m,相对姿态的估计精度为0.001°,相对导航精度很高,且对追踪器惯量阵存在的不确定性具有很好的鲁棒性.

摘要：在固体火箭发动机体数据三维重构的基础上,构建出符合脱黏、气泡和夹渣体数据特征的三维相似变换模板,经三维相似变换后,定位出各类缺陷的体数据场位置,选取缺陷几何中心为缺陷精确定位的标志点,给出了体空间中缺陷几何中心的计算方法.设计制作了预置典型缺陷的模拟固体火箭发动机,测量得到的缺陷几何中心和实际几何中心的距离与最大直径的比值都不大于10%,即测量得到的几何中心与实际几何中心很接近,因此对缺陷几何中心的定位是准确的.

摘要：针对固体火箭发动机工业CT(computed tomography)三维扫描数据,从计算时间和测量精度两方面考虑,结合固体火箭发动机内部缺陷体空间数据场的特征,通过改进传统的空间最大距离求解法——擂台法,提出了基于分类种子点法的体空间缺陷最大直径矢量特征测量方法.设计了预置缺陷的固体火箭发动机,经实验验证,相比传统擂台法,该方法能够提高测量精度和缩短计算时间,最大直径及其与轴向锐角夹角的最大测量误差在10%以下,为固体火箭发动机三维可视化故障诊断奠定了基础.

摘要：对于复杂分布式作战对抗仿真系统,需要强有力的导调控制系统对整个系统进行导调、监视、控制与管理。从分布交互对抗仿真系统军事需求出发,分析了导调控制系统的基本概念及特点要求;从演练前、演练初始化、演练中、演练后四个时间段和系统级、方面级、节点级、实体级四个作用位置系统阐述了导调控制系统的功能;从台位组成及其逻辑结构、软件组成及其功能两方面设计了导调控制系统的总体结构,并重点分析了导调子系统的原理与功能;最后,将其应用到潜艇与航空反潜对抗仿真系统设计开发中,并取得了良好效果。