针对弹跳仿生机器人存在的主要问题,结合婴猴体型小且具有平稳暴发弹跳的特点,提出了一种仿婴猴单腿弹跳机器人,对其主要结构和控制系统进行了设计。通过分析婴猴的腿部结构,基于Stephenson六杆机构原理,设计了一种仿婴猴机器人腿部的平面八连杆机构,并对其轨迹进行优化,获得了具有最佳弹跳能力的杆长参数;对机器人弹跳的3个方向进行控制调整,利用双闭环反馈控制系统实现了机器人在起跳、腾空、落地时姿态的稳定;最后,建立了机器人的实物验证模型,整个机械装置质量为395.5 g,整体高度为250 mm。实验结果表明,该仿生单腿机器人可实现连续稳定的跳跃,最高弹跳速度可达20 m/s,弹跳高度为100 mm时的响应时间为0.1 s。

针对传统PID控制与模糊PID控制的飞机起落架控制系统存在达不到理想控制精度以及控制速度的问题,提出一种基于模糊控制和神经网络的模糊神经PID控制算法。通过对起落架运动特点以及动力学相关的理论分析建立飞机起落架的运动模型,将此智能PID控制方法应用到飞机起落架的姿态控制系统中。利用MATLAB/Simulink软件进行仿真,并基于树莓派装置进行了起落架单腿实验。仿真和实验结果表明:模糊神经网络PID控制系统的响应速度和抗干扰能力相较于传统PID和模糊PID都有了较大的提升,系统稳定性更强。在飞机起落架控制系统中,应用模糊神经PID控制可进一步提升系统的响应速度,降低系统运动的惯性冲击,提高整体机构的稳定性。

为了实现四旋翼无人机的自主飞行,设计了该智能导航控制系统。飞行控制器采用陀螺仪与三轴加速度传感器相结合的方式检测飞行器姿态,通过ATMEGA644芯片分别控制4个电机驱动模块调速来实现飞行姿态的改变。导航系统通过ARM7控制GPS模块与电子罗盘,获取飞行器的实时位置,并利用软件滤波的方式提高了定位精度。设计了上位机控制软件,可加载数字地图并且设置飞行路线,通过无线串口与无人机通讯,实现无人机的智能自主飞行。通过实验证明该系统能够实现智能导航的功能。

针对高超声速飞行器运行环境中气动参数大范围变化可能导致失稳现象,构建高超声速飞行器姿态的滑模变结构控制器。通过多时间尺度理论将飞行器姿态控制系统分为内外双闭环子系统,分别为内外环设计滑模姿态控制律,保证控制系统对气动参数变化不敏感,能稳定准确地跟踪期望姿态角指令。仿真结果表明所提滑模变结构姿态控制算法性能良好,对气动参数变化有一定的鲁棒性。

针对气动力矩严重影响低轨纳卫星姿态控制效果的问题,创新性地提出了利用质量矩技术将气动干扰转化为控制力矩的解决方法.由于气动力矩矢量垂直于大气来流速度方向,因而采用质量矩与磁力矩相结合的方式三轴全驱动控制卫星姿态,从而避免系统欠驱动.建立双执行机构控制方式的姿态动力学模型,并根据各干扰项的影响简化了控制方程.针对气动力不确定、星体参数误差、未知环境影响等复杂干扰,设计了针对理想控制力矩基于干扰观测器的滑模控制器.为减小滑块附加干扰力矩,研究了理想控制力矩的最优分配策略.最后,为双执行机构搭建了半物理仿真平台,结果表明:姿态机动过程中,与滑块加速度相关的附加惯性力矩远大于其他干扰项,最优力矩分配策略能够大幅减小快时变的附加干扰,优化效果明显;姿态保持过程中,干扰观测器能有效观测系统慢时变干

无人机作为一种会飞的机器人,已在海上搜救中得到应用。为使无人机适应于海上复杂环境,在姿态控制上针对控制参数整定困难、参数不能自适应改变和无人机飞行中易受外界环境干扰等问题,采用串级控制与模糊控制相结合的串级模糊PID姿态控制,实现PID参数随系统的改变而自适应调节。使无人机在稳定性、快速性、准确性和抗干扰能力等方面取得一定的提升。

提出了一种新型串列式双旋翼飞行器。该飞行器采用上下串列螺旋桨设计,其中的一个螺旋桨固定,而另外一个螺旋桨可以摆动,以调整飞行器飞行姿态,达到控制飞行器飞行及保证稳定的目的。分析了国际上类似飞行器的发展概况及其特点,介绍了串列式双旋翼飞行器的机械结构设计方案。对飞行器的姿态控制问题进行了相应的理论分析,建立了动力学模型,并针对模型的特点改写了开源飞控APM。通过对控制系统及实际机械结构的试验,验证了方案的可行性。

在一种利用喷气反作用力的飞行器姿态控制方法的基础上建立拉瓦尔喷管的热力学和动力学模型取得了拉瓦尔喷管内部速度场、压力场及温度场的分布规律。分析结果表明：喉部及初始扩张段气流的速度变化快气体对壁面的冲刷严重该部位可采用抗冲刷防护材料和工艺处理措施;在收缩段的喷管壁面处的压力高喉部及初始扩张段壁面的压力变化剧烈可采用强度较高的防护材料;气流经过拉瓦尔喷管过程中温度不断降低但壁面温度变化幅度不大在喷管喉部处的温度快速下降且出现不均匀变化现象可见喷管收敛段及喉部着重注意耐烧蚀防护处理。本文的理论结果和实验结果相符研究结果可作为拉瓦尔喷管结构和工艺设计的理论依据。