摘要：本發(fā)明公開(kāi)了一種飛行器時(shí)間滯后時(shí)變模型逼近及控制器設(shè)計(jì)方法，用于解決現(xiàn)有的魯棒控制理論缺乏設(shè)計(jì)步驟難以直接設(shè)計(jì)飛行控制器的技術(shù)問(wèn)題。技術(shù)方案是給出時(shí)變逼近系統(tǒng)分段魯棒穩(wěn)定可解條件，直接利用線(xiàn)性系統(tǒng)狀態(tài)反饋的閉環(huán)期望極點(diǎn)選擇，并根據(jù)所有閉環(huán)期望極點(diǎn)的實(shí)部全部為負(fù)數(shù)的特點(diǎn)，給出了限定條件不等式直接設(shè)計(jì)反饋矩陣。使得本研究領(lǐng)域的工程技術(shù)人員對(duì)風(fēng)洞或飛行試驗(yàn)得到的含有時(shí)間滯后時(shí)變不確定性飛行器模型直接設(shè)計(jì)飛行控制器，解決了當(dāng)前研究只給出魯棒穩(wěn)定性不等式而無(wú)法直接設(shè)計(jì)飛行控制器的技術(shù)問(wèn)題。
- 專(zhuān)利類(lèi)型發(fā)明專(zhuān)利
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- 發(fā)明人史忠科;
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- 申請(qǐng)時(shí)間2012年10月10日
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