用“控制律”造句大全，控制律造句

使用符號運算方法設計了系統閉環控制律和大攻角下的過失速控制律。

提出一種新的路面自適應半主動控制律。

針對偏置動量輪系統，基於經典控制論設計了俯仰通道的PID控制律和滾動—偏航通道的非最小相位控制律。

利用電機碼盤反饋構成內位置環控制，採用一般的PID控制律；通過關節位置反饋形成外位置環控制，採用模糊控制算法。

對兩種不同控制律下變剛度半主動控制結構的地震影響係數進行了比較和分析。

通過*試驗檢驗了改進的迭代學習控制律能夠使得具有隨機干擾的被控系統達到穩定，而傳統的控制律則不能。

然後利用靈敏度法推導出了該系統的最優跟蹤控制律。

本文在變結構控制理論對外界擾動的不變*原理的基礎上，採用變結構控制方法設計了BTT導*的輸出解耦控制律。

控制律中不顯含基於標稱模型的非線*直接狀態反饋，不需要完整的飛機氣動力模型，降低了控制律對於模型的敏感度。

在此基礎上，利用非線*動態逆方法，設計了系統在額定風速以上工作時的槳距角控制律。

兩種模型的*結果表明，本文提出的時滯輸出反饋控制律是有效且實用的。

進行液力懸置的台架試驗，確定較可行的慣*通道半主動控制式液力懸置的控制律，從而在較寬的頻帶內，達到良好的隔振效果。

給出了參數自適應律和控制律，使得跟蹤誤差以概率1漸近衰減到零。*結果表明了該設計方法的有效*。

為研究具有大離軸角及越肩發*能力的先進空空導*初始段敏捷轉彎方法，研究了裝有反作用噴氣控制系統的空空導*的大角度姿態過失速機動控制律。

型迭代學習控制律是迭代學習控制的一種主要學習律。

可以在實驗室完成對模型系統的控制實驗，進行控制律的研究。

給出了最優控制律的存在唯一*條件，並提出了最優控制律的設計算法。

兩種控制律的*道參數計算結果表明，兩者均為較理想的制導方案。

介紹了火/飛/推綜合控制系統原理及其各個子系統的控制律設計方法。

説明了這種控制律可以通過選取控制輸入使得最大概率預報器作出的預報為零得到。

研究了基於特徵模型的黃金分割控制律的穩定*和收斂*問題。

直升機飛行動力學逆問題是研究已知運動的控制規律，對直升機機動飛行和現代飛行控制律設計有重要意義。

本文還給出了提出的迭代學習控制律在一個電液位置伺服控制系統中的應用實例，來驗*算法的有效*。

連續時間形式的*能指標也離散成標準離散形式，則最優控制律可按離散最優控制理論進行設計。

當最大不可控子網中有環時，控制律的求解變成了非線*整數規劃(NIP)問題，而NIP問題的求解是非常困難的。

改進了姿態控制系統的飛輪控制律和磁卸載控制律，解決了姿態控制中的章動和進動抑制問題；

通過二次型最優控制LQR算法，根據極值原理導出最優控制律，以確定半主動減振器驅動器控制力。

採用極點配置方法設計滑模面，基於趨近律方法求取變結構控制律。

討論了多時滯擾動線*控制系統的魯棒*穩定，給出了該系統一個穩定化控制律。

最後，設計了飛行控制律，實現了在懸停和低速下的全自主飛行。

採用逐次逼近算法給出了系統前饋反饋最優控制律的設計方法，利用擾動觀測器解決了最優控制律的物理可實現問題。

理論分析及*結果表明，本文所求控制律對空間飛行器跟蹤系統具有全局穩定*和魯棒*。

然後將方法1和方法2分別應用於該模型，得出兩種多機系統勵磁的非線*L_2增益干擾抑制控制律。

通過俯仰、橫滾通道的控制原理分析，設計相應的控制律。

因在由控制模態方程推導時滯最優控制律的過程中無近似處理，所給控制方法易於保*控制系統的穩定*。

在線*無約束情況下,得到了分佈式解耦動態矩陣控制律.

在此基礎上，應用輸出反饋原理和合理的*能指標函數設計出系統的最優控制律。

首先建立末制導系統模型，其中包括*結構模型、六自由度動力學與運動學模型、測量模型和制導控制律模型。

討論了不同控制律的雙、三餘度控制器的形式，為多餘度控制系統的分析與綜合提供了新手段。

通過附加控制面，從顫振發生的能量原理出發，設計了一種線*飽和控制律。

依據該模型的全部動力特*和剛度特*，以最優控制為基礎，採用動態補償器方法，設計了兩階控制律。

控制器的控制律由自適應模糊控制算法調節，滑模控制器的輸出減少了系統不確定時延的影響。

本文首先介紹了無人機飛控系統的設計過程，採用模型飛行試驗進行控制律參數設置與確定。

採用等價控制和趨近律方法設計變結構控制律。

本文從總體設計的角度，對飛控系統控制律設計與評估方法進行了初步的探討。

把自適應控制理論引入到微驅動器的控制中，在參數自校正PID控制律的作用下，實現了PID控制器參數的自動整定。

文中給出了非線*時滯系統得以解耦的非線*狀態反饋控制律；此狀態控制律不但可以實現輸出與時滯狀態變量的解耦，還可以實現輸出與輸入間的精確線*化。

取補償項序列的有限次迭代值，獲得次優控制律。