非线性MIMO系统线性化解耦的一种新方法：连续时间系统

给出用神经网络（ＮＮ）α阶积分逆系统实现连续非线性ＭＩＭＯ系统线性化解耦的方法。ＮＮα阶积分逆系统由一个静态神经网络加若干积分器构成,将其串联在原系统之前,原系统则解耦成若干个相互无关的ＳＩＳＯ伪线性积分系统。理论分析与仿真结果表明,对于精确模型未知的较一般的非线性ＭＩＭＯ系统,所给出的方法均能实现有效的线性化解耦,且结构简单,易于工程实现。     

非线性MIMO系统线性化解耦的一种新方法（Ⅱ）——离散时间系统

研究如何构造神经网络（ＮＮ）α阶时延逆系统,并将其用于ＭＩＭＯ强耦合非线性离散时间系统的线性化解耦、ＮＮα阶时延逆系统由单个静态神经网络和若干时延因子组成,将其与原系统复合可形成具有最小阶时延的伪线性解耦系统。该方法对被控系统数学模型的先验知识要求很少,不但能有效地实现对原系统的线性化解耦,且结构简单,易于工程实现。     

非线性MIMO系统线性化解耦的一种新方法(Ⅰ)——连续时间系统

给出用神经网络（ Ｎ Ｎ）α阶积分逆系统实现连续非线性 Ｍ Ｉ Ｍ Ｏ 系统线性化解耦的方法。 Ｎ Ｎα阶积分逆系统由一个静态神经网络加若干积分器构成,将其串联在原系统之前,原系统则解耦成若干个相互无关的 Ｓ Ｉ Ｓ Ｏ 伪线性积分系统。理论分析与仿真结果表明,对于精确模型未知的较一般的非线性 Ｍ Ｉ Ｍ Ｏ 系统,所给出的方法均能实现有效的线性化解耦,且结构简单,易于工程实现。     

一类非线性时滞系统的解耦控制

利用微分几何方法研究了一类非线性多输入多输出时滞系统的解耦问题．讨论了此类系统可解耦的充分条件，并给出了此类系统实现输入/输出间精确线性化的条件以及其标准形．文中给出了非线性时滞系统得以解耦的非线性状态反馈控制律；此状态控制律不但可以实现输出与时滞状态变量的解耦，还可以实现输出与输入间的精确线性化．而其闭环标准形的给出为此类系统实现各种控制目标带来了方便．     

动态逆方法和微分几何反馈线性方法的对比

简述了非线性反馈线性化的微分几何方法和动态逆方法的基本原理，然后分析了这两种方法的理论联系，说明对仿射非线性系统。这两种方法在本质上是一致的。最后对这两种方法进行了有益的比较，并阐明了二者的联系和区别。     

基于自适应模糊与输入输出线性化的卫星姿态控制

将自适应模糊控制与输入输出线性化控制相结合，构成混合控制器，并将其应用于挠性卫星的姿态机动控制．给出了卫星姿态控制器的基本形式，分析了控制器参数的选取准则．在线调节自适应模糊控制器的参数，以补偿不确定性卫星的姿态跟踪误差．仿真结果表明，该控制算法通过在线学习能有效地克服挠性卫星的不确定性，具有较强的鲁棒性，从而有效地提高了挠性卫星的姿态控制精度．     

一类非线性系统的时标分解和反馈线性化

在过去的十几年，已经证明基于微分几何理论的精确线性化是一种有效的非线性系统分析与设计方法。但是当这种方法应用在高阶非线性系统时，会出现Ｋｒｏｎｅｅｋｅｒ指数较大。本文提出一种建立在奇异摄动和反馈线性化相结合的方法可较好地应用于具有双时标性质的高阶非线性系统，并将其成功地应用在鱼雷纵平面非线性运动方程。     

基于时标分离的飞行器姿态双环控制器设计方法

基于时标分离思想,将飞行器姿态控制系统分为慢变化的姿态角回路和快变化的角速度回路分别设计。外环采用精确线性化方法设计控制器。考虑到飞行器转动惯量的大范围时变或摄动,内环采用模型参考自适应控制方法设计控制器。仿真验证了方法的有效性。     

混合励磁电机系统输入输出解耦和线性化

讨论混合励磁电机系统的输入输出解耦和线性化问题.根据机电动力学原理,导出了混合励磁电机系统在与转子同步旋转的d-q坐标系中的动态方程.应用非线性系统几何理论,通过非线性状态反馈和坐标变换,实现了混合励磁电机系统的输入输出解耦控制和完全线性化.将原系统分解为3个线性子系统：d轴磁链子系统、q轴磁链子系统和转速子系统.仿真结果表明,基于输入输出线性化控制设计的混合励磁电机控制系统具有良好的动态性能.     

四轴飞行器姿态控制系统设计

由于四轴飞行器系统具有不稳定、非线性、强耦合等特性,所以姿态控制在飞行器完成飞行任务的过程中尤为 重要。本文着重对飞行器姿态控制算法进行研究。首先对飞行器建立合理的坐标系,根据角度传感器所测得的角度,得到以 四元数表示的姿态转换矩阵。根据空气动力学原理,牛顿第二定律,对飞行器建立动力学模型,得到四个独立通道的控制输入 量,该控制输入量可以通过控制四轴飞行器各个方向的加速度来对飞行器进行姿态控制。     

四轴飞行器姿态控制系统设计

四轴飞行器具有不稳定、非线性、强耦合等特性,姿态控制是四轴飞行器飞行控制系统的核心;通过分析四轴飞行器的飞行原理,根据其数学模型和系统的功能要求,设计了四轴飞行器的姿态控制系统;该系统采用stm32系列32位处理器作为主控制器,使用ADIS16355惯性测量单元等传感器用于姿态信息检测;系统基于模块化设计的思想,各传感器都使用数字接口进行数据交换,结构简单;使用PID控制算法进行姿态角的闭环控制,实验结果表明,飞行器能较好的稳定在实验平台上,系统满足四轴飞行器室内飞行姿态控制的要求.     

某型飞机航姿系统综合检查仪的研究与设计

简述了航姿系统综合检查仪的功能、工作原理以及整体设计方案;采用SDC/DSC模块来发送和接收同步器信号,解决了航姿系统中轴角转换的数字化问题,使检测仪的体积大大减小的同时提高了航姿系统检测精度;提出了小波去噪抗干扰技术,滤除了交流电源产生的噪声;应用改进的广义似然比法和Wald序惯概率比法（SPRT）实现了对系统软故障的检测;本检查仪精度高,操作简单,使用方便,满足机务维护的要求.     

水下自航体航姿控制系统的仿真测试

为了全面检测与实时考核水下自航体航姿控制系统的性能参数,确保自航体能够高精度地实现预定的航行轨道,设计了由精密程控交、直流信号源产生自航体水下航行的各种姿态、状态和轨道指令信号,实时测定航姿控制系统输出信号,从而考察其控制性能的计算机仿真测试系统,阐述了系统的组成原理和仿真设计方案。实现了多种信号的实时、高精度定量控制产生功能,航姿、速率、深度和目标角指令的仿真信号分辨率分别达到0.001°、0.002°/s、0.08m和0.02°,解决了六路航姿仿真信号的相位不一致性。经实际应用证明,该系统工作稳定可靠,测试准确,满足实时性要求。     

Autonomous Adaptive Control System for Airplane Landing

The paper presents a new autonomous adaptive system for the control of airplanes during landing in longitudinal plane. For the first stage of landing in longitudinal plane, the main variables to be controlled are the glide slope angle and longitudinal velocity; during the second main stage of landing in longitudinal plane, the vertical velocity error and the airplane's longitudinal velocity are controlled. The new robust control architecture has linear subsystems, for which the relative degrees are calculated; the new architecture will also consists of a dynamic compensator, a linear observer, and two reference models, their design being accomplished with respect to the calculated relative degrees. The signal estimated by the observer is useful for training a neural network – an adaptive subsystem of the architecture that provides the adaptive component of the control law. In the case of actuators having nonlinear dynamics, pseudo control hedging blocks are used to cancel the adapting difficulties of the neural networks. The new adaptive architecture is software implemented and validated by complex numerical simulations.     

高超声速飞行器姿态控制系统设计

研究气动特性是飞行器姿态稳定性的保证,高超声速飞行器采用姿态控制有助于提高作战效能及生存能力.针对高超声速飞行器作战环境复杂,大气密度偏差大、力/力矩系数不准确造成气动参数偏差较大等特点,采用参数空间方法来设计姿态控制系统.首先建立适用于姿态控制系统的高超声速数学模型,在高超声速气动特性条件下,提出三回路姿态稳定控制系统,根据参数空间方法的原理设计出各回路控制器,最后进行仿真分析验证控制系统的性能.仿真结果表明当气动参数存在较大偏差时,采用基于参数空间法设计的高超声速姿态控制系统可以确保对指令的精确跟踪,并且具有较强的鲁棒稳定性.     

可重构的卫星姿控仿真测试系统设计

对卫星姿控仿真测试系统的设计需求进行分析和整理,设计和实现一种采用CPCI总线、基于分层模块化的可重构的卫星姿控仿真测试系统,该系统完成了在差异较大的2个型号卫星姿控的仿真测试。仿真实验结果表明,该系统具有应用灵活、通用性和扩展性强等特点。     

航空电源专用地面测控系统的设计与实现

航空电源地面测试是保证航空安全的重要步骤,而对大量同一类产品进行全面检测是一项十分冗余、繁琐的工作;针对这一要求以及航空电机检测过程中的测试要求,设计了一种结合嵌入式技术、串行通信、计算机测控技术及变频调速技术的航空电源专用地面测控系统;描述了系统的软硬件结构和各部分的功能,并介绍了一些关键数据分析处理算法;该系统目前已投入了实际运行,并取得了良好的使用效果。     

航天器位姿运动一体化直接自适应容错控制研究

针对航天器近距离操作过程中追踪航天器位姿控制系统执行器故障问题, 提出了一种直接自适应容错控制方法, 保证了追踪航天器在发生执行器故障下的自身稳定性和对目标航天器位姿状态的渐近跟踪性能. 基于对偶四元数的航天器位姿一体化控制系统模型, 首先, 假设故障已知, 设计标称控制信号; 然后, 设计自适应更新律对标称控制信号中的未知参数进行估计, 构成自适应控制信号; 最后, 利用多Lyapunov函数对多故障模式下的系统性能进行分析. 仿真结果表明了所提方法的有效性.     

基于模糊控制的高空飞艇姿态控制系统设计

针对高空飞艇纵向姿态控制的操纵特点,提出了采用空气舵和前后副气囊充放气复合控制的方案,并基于模糊控制设计了其纵向姿态控制系统.首先完成了复合控制的高空飞艇纵向通道数学模型建模,给出了高空飞艇纵向通道小扰动线性数学模型;然后,采用模糊控制方法对高空飞艇的纵向姿态控制系统进行了设计;最后通过仿真验证了所设计控制系统的有效性...