简介：研究了Lufie广义系统基于状态观测器的控制器设计问题．通过使用Lyapunov稳定性理论，线性矩阵不等式方法，分别给出了状态反馈控制器和观测器的设计方法，并建立了分离原理，进而得到了基于观测器的控制器设计方法．所得结论对广义系统理论本身的发展和实际应用都有非常重要的意义．最后给出了仿真实例．

简介：利用哈密顿系统生成函数的性质求解LQ终端控制问题，并给出了相应的数值方法．针对现有文献中此类问题的最优控制律在终端时刻存在无穷大增益的情况，利用第二类生成函数的性质求解哈密顿系统两端边值问题并构造了无终端奇异性的时变最优控制律．然后根据哈密顿系统状态的正则变换性质导出了求解生成函数系数矩阵微分方程和计算时变控制律的矩阵递推格式．最后用所提出的方法研究了以能量均衡消耗为约束条件的卫星编队重构问题，设计了符合要求的闭环控制系统并给出了数值仿真结果．

简介：利用遗传算法研究了一类切换规则只由状态决定的切换系统的控制器优化设计问题．首先由线性矩阵不等式（LMI）来设计切换控制器，然后应用遗传算法来对切换规则进行优化．优化后的切换规则不仅可保证闭环系统渐近稳定，而且具有良好的动态性能．将本文提出的方法应用在小车倒立摆控制系统上，仿真结果表明了本文设计方法的有效性．

简介：以一种平面三自由度可控挖掘机构为例，运用拉格朗日方法建立了机构的刚体动力学模型，求解得到了各主动杆的系统广义力；进而针对其半闭环控制系统的控制策略进行研究，基于机构驱动元件．交流控制电机及其驱动器的数学模型，运用模糊算法设计了一种模糊-PID双模控制器并对其进行仿真分析．结果表明：基于模糊算法的控制器在超调量、调节时间、上升时间和抗干扰能力等方面均具有较好性能，满足系统的控制要求．

简介：航天器对恶劣动力学环境的适应能力直接关系到整个航天飞行任务的成败,振动试验控制技术是动力学环境试验的关键环节.本文分析了近年来国内外航天器振动试验设备和振动控制算法的研发动态、基本原理和关键技术达到的水平.提出了跟踪研究的基本思路,途径及建议.

简介：针对可分型矩阵的特性，结合2^N类算法为可分型指数矩阵的计算提出一种快速精细积分法．核心思想是：利用可分型矩阵中的子矩阵进行分块计算；增加Taylor展开式的保留项数，减少迭代次数．一方面，程序实现简便，另一方面，数值算例表明：对矩阵维数很大的可分型指数矩阵计算来说，本文的快速精细积分法减少了计算量和存储量，大大地提高了计算效率．

简介：首先利用哈密顿原理,将桥梁结构振动微分方程转化为哈密尔顿正则方程形式,然后将精细积分思想的算法引入到辛算法中,形成辛精细积分算法.在时间微段上,将非齐次项正弦/余弦化,得到了荷载识别的辛精细积分格式.与传统Runge-Kutta方法及荷载识别的精细积分格式相比,仿真算例表明本文算法不仅提高了识别精度,而且在长期定量计算中保持了辛算法的稳定性,计算结果不受积分步长的影响,因此可通过增大积分步长,缩短仿真时间,提高计算效率.

简介：建立了飞轮调速器反馈控制系统的动力学方程，利用系统的相图和Poincar6映射图分析了系统的混沌形成过程．通过对飞轮调速器反馈控制系统增加一个比例微分反馈控制器，利用它控制系统从混沌运动转化为周期运动．数值仿真表明了该控制方法在飞轮调速器反馈控制系统的混沌控制中的有效性与可行性，可利用适当的控制强度镇定系统中不稳定的周期轨道．

简介：针对结构动力方程转化为状态空间方程后矩阵维数增加而导致计算量增大的问题，考虑状态空间方程中所含外部荷载的特点，提出了一种新的改进精细直接积分法．给出了利用梯形公式、复化梯形公式、辛普生公式、复化辛普生公式、科特斯公式、高斯公式计算杜哈姆积分时的计算格式，分析了不同计算格式下的计算精度和计算效率．数值算例表明本文改进方法的正确性．

简介：提出力学系统Lagrange函数和第一积分之间存在一种新关联,在此基础上给出变分法逆问题的一种新的直接解法.证明系统Lagrange函数可以由带修正因子的第一积分构成,导出修正因子应满足的偏微分方程,运用此解法构建不同系统的Lagrange函数和函数族,并讨论新解法的特点.

简介：针对再入段高超飞行器非线性动力学模型存在不确定性和干扰,基于奇异摄动理论提出了鲁棒变结构＋动态逆内外环解耦控制方法.为避免在线实时求逆,控制系统的外环基于简化的模型设计自适应滑模变结构控制律,通过反馈干扰观测器在线估计广义干扰量,实现角度的跟踪和闭环系统的稳定,抑止外来干扰.强耦合的姿态动力学内环采用动态逆跟踪角速度指令,期望动力学采用PI形式提高内环的鲁棒性.最后,通过仿真验证了所提算法的有效性.

简介：以含主动调谐质量阻尼器（TMD）的建筑结构为研究对象，研究作用于TMD上的作动器输出力小于设计控制力时的控制方法。为了确定系统控制率，在满足线性矩阵不等式约束的前提下，通过优化控制目标函数来达到。同时，为了保证控制效果，采用了峰-能量控制器。最后，以一座六层建筑物为例来说明本文方法的可行性。

简介：研究系统存在不确定性的大柔性飞行器的姿态跟踪控制问题.针对高阶大柔性飞行器模型,使用平衡实现方法对其降阶,并通过奇异值对比分析系统降阶前后特性.基于降阶模型,设计LQR-PI控制器作为基线控制器.考虑不确定性,利用李雅普诺夫稳定性理论设计模型参考自适应控制器,并对比两种方法的控制效果.仿真结果显示,所提方案对包含不确定性的系统具有较好的控制效果,能使系统完成期望的姿态跟踪目标.

简介：基于连续Galerkin方法，给出非完整约束下多体系统时间离散的变分数值积分方法．首先对非完整多体系统Hamilton正则方程的弱形式进行时间离散，得到变分积分公式，然后讨论该积分方法对能量及约束的保持，最后以蛇板为例对该方法进行数值验证和比较．

简介：研究了用于航天器平移及姿态机动的自适应终端滑模控制方法.通过在广义准坐标下建立拉格朗日方程得到了刚体航天器平移及姿态耦合运动的动力学方程.能对存在模型不确定性和环境扰动下的航天器实现平移和姿态机动.该自适应过程包括对不确定性和干扰的估计、有效抑制传统滑模控制的抖振现象.利用李雅普诺夫稳定性理论证明了控制器的可达性和稳定性.通过航天器的位置以及姿态跟踪的数值仿真,验证了所设计控制器的有效性和准确性.

简介：建立了充液航天器动力学模型并考虑液体燃料粘性边界层效应．推导了采用脉冲推进实现航天器姿态转换的等效反馈控制力矩增益系数．确定了航天器穿越分支线完成预期姿态定向的脉冲推进控制方案．由于存在能量耗散，航天器完成姿态再定向机动后将绕主轴做正向或负向自旋，航天器相对于角动量随体坐标系的最终定向不能预先确定．研究结果表明，采取脉冲推进控制策略所完成的姿态转换机动可以使航天器实现最终所期望的姿态定向．

简介：利用一般系统的第2类Lagrange方程建立了适合磁流变阻尼器半主动悬架的Lagrange方程,并在此基础上建立了侧倾、俯仰和垂直运动完全耦合的整车半主动悬架系统运动方程和状态方程.以某种磁流变阻尼器作为作动器,系统地研究了整车半主动悬架开关控制的策略.仿真结果表明:开关控制对整车悬架的簧载质量的垂直加速度和侧倾角加速度的控制效果不明显,特别是对俯仰角加速度反而有所恶化.但是,对悬架动挠度和轮胎动挠度,和非簧载质量的垂直加速度,簧载质量的侧倾加速度可以进行有效的控制,特别是对后悬架的控制效果尤其显著.

简介：讨论了充液航天器大角度姿态机动自适应非线性动态逆控制设计．推导了航天器一液体晃动耦合系统动力学方程．采用单摆等效力学模型对液体燃料晃动进行动力学建模．由于充液航天器控制系统的强耦合非线性，故采用神经网络构造系统的自适应非线性动态逆控制器．通过实际算例对该控制器的跟综性能进行了测试，结果证明该自适应非线性动态逆控制器在包含液体晃动的情况下仍具有很好的跟综性能．

简介：针对地球静止轨道空间碎片清除需求,开展了服务星通过绳索拖拽空间碎片离轨多体动力学与控制仿真研究.分析了在轨拖拽期间系统拓扑构型,采用递推方法推导了考虑地球J2摄动的服务星和空间碎片柔性多体动力学方程组,建立了基于集中参数法的绳索动力学模型,通过约束方程将绳索与服务星和空间碎片相连接,建立了服务星姿态控制力矩方程,最后形成了服务星在轨拖拽空间碎片期间柔性多体系统多体动力学方程.通过悬链线模型与本文采用的集中参数模型的比较验证了本文采用的柔性绳索模型的正确性,然后通过数值仿真分析了与服务星质量接近的空间碎片被拖动期间动力学特性,为这类航天器总体设计及空间碎片清除策略制定提供了参考依据.

简介：针对复合材料层合悬臂板,在其上表面铺设压电纤维复合材料MFC作为作动器,同时在下表面对称铺设压电薄膜（PVDF）作为传感器,应用速度反馈控制方法研究其主动振动控制.运用Hamilton原理和假设模态法推导含多个MFC作动器的复合材料层合板的力电耦合结构运动方程,其中考虑了MFC作动器作为悬臂板附加质量及刚度的影响.基于模态控制力/力矩最大化的原则,将多对MFC作动器/PVDF传感器铺设在层合悬臂板前几个低阶模态应变最大的区域,通过算例得出结构受控前后的时域和频域响应以及各MFC作动器所需的控制电压曲线.讨论复合材料层合板纤维铺设角度不同情况下,作动器MFC铺设位置及压电纤维铺设方向的相应变化.