具有广泛不确定性的模糊系统的鲁棒控制(英文)

研究了一类具有广泛不确定性的T-S模糊时滞系统的时滞依靠鲁棒H∞控制问题。其系统的不确定性既包含了凸多面体不确定性,也包含了泛数有界不确定性。基于Lyapunov-Krasovskii函数方法,给出了一个时滞依靠稳定性条件;基于此稳定性条件,给出了一个时滞依靠鲁棒H∞控制器的设计方法,该控制器不仅保证了系统在所有不确定范围内稳定,而且能使系统达到一个事先给定的H∞干扰抑制水平。数值算例验证了结果的有效性。     

基于仿射参数估计的地磁匹配导航算法

针对地磁匹配导航技术中匹配精度和算法耗时相互制约的问题,本文提出一种基于仿射参数估计的地磁匹配导航算法,在保证匹配精度的同时有效提高了算法的实时性。综合考虑惯导系统的初始位置误差、初始航向误差和初始速度误差,建立参考轨迹的仿射模型;用泰勒公式将地磁匹配问题转化为仿射模型的参数估计问题;通过Broyden迭代计算实现匹配问题的求解。试验结果表明:采用基于仿射参数估计的地磁匹配导航算法,匹配定位精度为37.97 m,算法耗时为20.7 ms,因此提出的算法能够有效提高匹配定位精度和实时性。     

改进的考虑自动驾驶仪动态特性的有限时间滑模导引律

为减小导弹自动驾驶仪延迟特性对制导精度的影响,考虑到实际战争中制导末段时间很短,推导了考虑导弹动态特性的有限时间收敛的制导数学模型;其次根据滑模控制理论设计了基于该数学模型的导引律;证明了所设计的导引律在制导系统中有限时间稳定;为削弱滑模导引律的抖振现象,利用双曲正切函数改进了导引律。仿真表明:改进的导引律在目标做非机动和机动的情形下均能在有限时间内快速跟踪目标的运动,并保持较高的制导精度。     

卫星姿态控制系统鲁棒故障诊断方法

针对卫星姿控系统的鲁棒故障诊断问题,在未知输入观测器(UIO)基础上,提出利用非线性未知输入观测器(NUIO)对执行机构和敏感器故障诊断.考虑姿控系统存在外部干扰以及系统不确定性,建立姿控系统非线性模型,设计NUIO对部分干扰和系统不确定性解耦,令未解耦部分到系统残差H∝范数作为性能指标使之最优,运用线性矩阵不等式(L...     

离散区间线性切换正系统的镇定

这里同时考虑了快切换和慢切换两类切换情形, 即任意切换和平均驻留时间切换情形. 在这两种情形下, 均给出了系统状态反馈镇定控制器的存在条件, 所设计的控制器能够在原系统不必为正的情况下保证相应的闭环系统对于所有给定的区间不确定性不但为正而且渐近稳定. 由于所获得的控制器存在条件均被描述为了线性不等式的形式, 因此通过求解简单的线性规划问题很容易确定出所期望的控制器参数. 最后, 通过数值算例说明了本文所提出的镇定控制器设计方法的有效性.     

基于EKF算法的三轴气浮台高精度姿态确定系统

本文针对三轴气浮台的高精度姿态确定问题,设计一种姿态确定系统,选取姿态量测传感器,实现了全物理仿真实验。提出一种基于扩展卡尔曼滤波（Extended Kalman Filter,EKF）的姿态确定算法,完成对各数据源量测信息的预处理和数据融合,证明了算法的有效性和系统的可行性,为空间飞行器地面仿真系统的高精度姿态确定技术提供了参考。     

谐振子密度偏差引起的频率裂解的分析

为研究半球谐振子密度不均匀引起的频率裂解,首先利用解微分方程的布勃诺夫-加廖尔金法建立了谐振子环向密度分布不均匀的动力学方程,根据动力学方程建立了振动系统的状态方程,进而推导了系统的特征方程,根据特征方程解出了在谐振子存在环向密度不均匀的前提下,振动系统存在的两个二阶固有频率,最后求解了固有频率裂解的表达式.     

旋转式捷联惯导系统误差分析

为了提高惯导系统长时间运行时的精度,采用旋转自动补偿技术来抑制系统误差的发散.分析旋转自动补偿的基本原理,得出旋转式捷联惯导系统下的误差传播方程,对光学陀螺的刻度因子误差、安装误差、常值漂移和随机漂移误差在旋转方式下的误差传播情况进行了分析研究.比较分析了单轴旋转和双轴旋转方式下对系统误差的不同影响.仿真结果表明:旋转自动补偿技术,能明显改善纯惯导系统误差随时间发散的特点,有效抑制误差的增长.研究结果可以作为旋转式光学陀螺捷联惯性导航系统进一步优化和工程设计的理论参考.     

惯性元件的失准角分离技术研究

针对陀螺仪和加速度计存在失准角的问题,采取误差分离技术,设计了简单、高精度测试失准角的方法.对失准角进行了定义,利用方向余弦阵的基本性质,从小角度的原理推导了惯性元件失准角的二维分解表达式,在测量陀螺仪的失准角时,对安装误差、夹具误差和失准角误差进行了误差分离.针对加速度计失准角的测试,设计了简易的测试方法,有效分离了加速度计的失准角以及夹具体的安装误差.对一个半球谐振陀螺仪和一个石英加速度计的失准角进行了实测,标定精度达到角秒级,验证了采用误差分离技术的测试方案的正确性,提高了失准角测试精度.     

小型涵道式无人机的研究进展

结合涵道式无人机发展现状阐述涵道式无人机的优点,对无人机飞行机理进行分析,结合动力学分析建立涵道式飞行器的数学模型,设计控制器并进行了飞行试验.结果表明:涵道风扇布局飞行器具有较好的悬停性能,在悬停和小角度机动时,各通道之间的耦合可以忽略不计.