中文摘要：

为了提高拦截导弹等飞行器的性能，引入了直接侧向力/气动力复合控制、质量矩控制等新的技术手段。这些新技术手段的引入导致飞行器制导控制系统中存在非连续离散、非完整约束、多约束条件等特征，应用传统控制方法进行制导控制系统的设计难以达到满意的效果。项目针对这一背景，研究这些飞行器制导控制系统的典型特征，提炼出能够描述其本质特征的一般性数学模型，以非光滑控制方法为基础，以提高系统的性能为目标，针对具有特定非光滑特征的非线性系统、一类具有多约束条件的非线性系统，考虑外部扰动和系统不确定性的影响，研究镇定和输出调节问题，分别给出相应的非光滑控制律设计方法和非光滑信息提取方法，并将这些方法应用于新型飞行器的制导控制系统设计。预期的研究成果可以有效地应用于飞行器制导控制系统的设计，提高制导控制系统的性能，丰富非光滑控制方法的研究内涵和应用领域。

结论摘要：

为提高飞行器性能而引入的一些新技术手段使得飞行器制导控制系统中存在非连续离散、欠驱动、多约束条件等特征，导致设计上的困难。针对这些特征，以提高飞行器制导控制系统性能为目标，开展非光滑分析方法和设计技术，及其在飞行器制导控制系统设计中的应用研究。研究内容包括新型飞行器制导控制系统的数学描述研究、具有多约束条件的非线性系统非光滑设计方法研究、非线性系统信息提取方法研究、飞行器制导控制系统的非光滑设计及仿真验证研究。综合利用各种非光滑分析理论及设计工具，并与飞行器制导控制系统的具体特点相结合，完成了全部的研究内容。应用非光滑设计方法，研究了非线性系统的输出调节问题，给出了一类高阶非线性系统的非光滑输出调节控制律，并对所得结果推广至含有参数不确定性及外部扰动的情形。将非光滑分析方法应用于常规backstepping设计方法，提出了非光滑系统的backstepping设计方法，改进了现有研究结果的不足。将backstepping设计方法应用于飞行器制导律设计与空间飞行器姿态控制，分别设计了非光滑制导律和变增益姿态控制律。对高阶滑模控制方法进行了研究，修正了现有研究结果中的问题，并将其应用于空间飞行器的姿态控制系统设计，同常规滑模控制相比，有效地降低了振颤的影响。针对常规滑模，提出了非光滑的切换面设计方法，推广了方法的应用范围。然后将滑模控制的特点与一类异构多执行机构非线性系统的特点相结合，以此为基础给出了相应的非光滑控制器设计方法，并应用于直接力与其动力复合控制导弹的姿态控制系统设计。利用齐次系统的性质，将常规的输入状态稳定性分析应用于具有负齐次度的系统，得到了系统针对外部干扰具有很好的抗干扰特性及针对不确定性的鲁棒性的结论。利用齐次理论，设计了空间飞行器的连续非光滑姿态控制律。并将齐次系统性能分析理论，对所得控制律的鲁棒性和抗干扰性进行了理论分析。应用高增益扩张状态观测器理论和基于滑模的高阶微分算法，完成了飞行器制导信息估计研究，并证明了所设计的估计算法能够实现对状态反馈控制的性能复原。针对研究中所提出的分析理论和设计方法，完成全部的仿真验证工作，仿真结果说明了所提出的理论及方法的有效性。这些理论及方法，对现有的研究结果进行了修正和推广，并在飞行器制导控制系统设计中得到了应用。