多元线性回归在引气系统故障诊断中的应用

针对利用快速存取记录器(QAR)数据进行民机系统故障诊断问题,以民机引气系统为对象,提出了一种适合多飞行循环数据特点的多元线性回归模型的故障检测方法.首先建立了多飞行循环数据的引气系统性能多元线性回归模型,设计了飞行循环和飞行循环内故障检测方法;然后采用最大后验估计方法进行模型参数估计;最后设计了适合多飞行循环数据的模型参数最大后验估计算法.借助仿真数据和航空公司收集的实际飞行数据对方法进行了验证,结果表明了该方法有效且具有一定工程应用价值.      

基于轨迹线性化方法的近空间飞行器鲁棒自适应控制

研究一种新的近空间飞行器鲁棒自适应飞行控制系统设计方案。利用单隐层神经网络的函数逼近能力和被控对象分析模型的有用信息构建一种单隐层神经网络干扰观测器,用以在线估计系统中存在的不确定性,具有自适应调节能力的鲁棒控制器用以克服估计误差。将所得单隐层神经网络干扰观测器与轨迹线性化方法结合形成新的非线性系统鲁棒自适应控制方案,严格的理论证明在给定的自适应调节律作用下闭环系统所有误差最终有界。该控制方案被用于近空间飞行器飞行控制系统设计,高超声速飞行条件下的仿真结果表明该方法不仅有效,而且能够提供高精度、高稳定度的控制性能。     

基于逆动力学和重心估计的飞行控制系统设计

飞机飞行中重心的变化直接影响飞机本身的控制特性,使得控制系统设计更为复杂.提出了一种基于逆动力学和重心估计的飞行控制方法,首先建立了考虑重心偏移的飞机六自由度动力学模型,由此模型推导得到了其逆特性的解析形式,并采用基于重量分布的重心估计系统在线提供重心信息.仿真结果表明,该方法有效地利用了重心在线估计信息,能适应飞机在不同重心时运动特性的变化,具有良好的控制效果,且设计过程简洁,易于实现.     

高超声速巡航飞行器在线自适应反馈控制设计

由于飞行器模型的强非线性,各种建模不确定性以及飞行环境的复杂性,高超声速飞行器控制成为一个研究难点.针对某类具有参数不确定性的非线性系统,提出了一种反馈线性化与自适应估计相结合的方法,对非线性系统的输入输出动态应用反馈线性化处理以得到拟线性模型,并设计反馈控制律;对不确定参数采用自适应在线估计,利用Lyapunov方法分析稳定性;针对选择不同输出的情况,对如何消除内动态进行了讨论.为了验证该方法的可行性,将其应用于某高超声速飞行器巡航段纵向非线性模型,对速度和高度通道进行跟踪控制仿真,由于飞行器和大气环境存在建模不确定性,利用自适应控制对不确定参数进行在线估计.仿真结果显示该方法能够快速收敛,并且具有良好的在线自适应能力.     

面向重心变化的自适应飞行控制系统设计

重心的变化直接影响飞机本身的控制特性,使得控制系统设计更为复杂.针对已有方法模型依赖性强、鲁棒性差的局限性,提出了一种面向重心变化的非线性自适应飞行控制系统设计方法.该方法基于逆动力学理论和重心在线估计系统设计标称控制律,在此基础上引入自适应滑模控制单元来构建自适应补偿控制律,其中滑模控制用于保证控制的鲁棒性和稳定性,而自适应单元则通过对模型不确定性和重心估计误差的估计及补偿提高控制的适应性和控制性能.结合Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统的稳定性.仿真结果表明:该方法能有效地实现对系统未知不确定因素的补偿,具有较强的鲁棒性.     

基于递阶联合滤波器的故障检测与重构方法

随着现代航天器等高精度飞行系统的日益复杂，飞行控制系统的安全运行问题愈来愈突出地表现出来。故障检测、隔离和重构（FDIR）技术是航天器可靠性的重要保证。文章在卡尔曼滤波估计算法的基础上，提出 了基于递阶联合滤波器族的故障检测、隔离和重构方法。该方法根据备份滤波器的概念，构造了一种融合滤波器的树状递阶联合结构，在此基础上，可以设计并实现多级故障检测和隔离措施，进而有效地完成系统的重构功能。通过一个INS／GPS／Doppler组合导航系统的仿真实例， 说明了该方法的可行性和有效性。基于递阶联合滤波器结构的多传感器信息处理技术克服了集中卡尔曼滤波器和普通联合滤波器的缺陷，对提高多传感器系统的容错性能具有重要意义。     

基于神经网络动态逆的动力伞飞行控制方案

动力伞飞行控制系统为复杂的非线性系统,通过对神经网络逼近逆系统的原理分析,提出一种由静态神经网络和积分器组成的动态神经网络,设计了基于神经网络动态逆方法的飞行控制方案,进行了飞行仿真验证,结果表明该方法完全满足系统控制的稳定性和鲁棒性要求,并具有良好的抗干扰能力．     

飞机大机动飞行的一种模糊控制系统设计方法

在全飞行包线内大机动飞行时,飞机的飞行参数变化剧烈,飞机模型呈现出严重的非线性,采用常规控制方法不能保证在整个飞行包线内均取得良好的控制效果.本文提出了一种新的模糊控制方法.该方法将模糊控制函数的优化和模糊控制系统增益自适应调整集中于一体,可大大改善系统的品质和适应能力.该方法已用于综合飞行/推力系统设计.数字仿真结果表明,这种新型的模糊控制方法取得了良好的控制效果.     

飞机大机动飞行的一种模糊控制系统设计方法

在全飞行包线内大机动飞行时,飞机的飞行参数变化剧烈,飞机模型呈现出严重的非线性,采用常规控制方法不能保证在整个飞行包线内均取得良好的控制效果.本文提出了一种新的模糊控制方法.该方法将模糊控制函数的优化和模糊控制系统增益自适应调整集中于一体,可大大改善系统的品质和适应能力.该方法已用于综合飞行/推力系统设计.数字仿真结果表明,这种新型的模糊控制方法取得了良好的控制效果.     

无人直升机综合飞行控制系统设计

提出遥控－自主控制型无人驾驶直升机控制－仿真综合飞行控制系统设计概念,基于无人直升机自身的控制－仿真综合飞控系统可进行工程闭环飞行仿真,不论在研制阶段或使用阶段都可对无人直升机系统的飞行性能、飞控系统硬软件特性及可靠性、任务飞行参数预设置等进行深入的验证,地面飞控人员也可以在真实的系统上进行逼真的训练。此外控制－仿真综合飞控系统能通过飞行实践不断完善系统性能和在线检测系统异常,提高飞行安全性。提出     

运载火箭推力故障下轨迹在线重规划方法

针对运载火箭非入轨飞行段出现动力系统故障的问题,提出了一种基于能量最优的在线轨迹重规划方法。通过参考轨迹进行引力项的凸化以及根据故障时刻和故障程度的不同设置不同的飞行时长,同时采用无损凸化、线性化和梯形离散等方法,将原始最优控制问题转化为可以采用原对偶内点法迭代求解的二阶锥规划问题,重新规划其飞行轨迹。仿真结果表明该算法能有效提高运载火箭应对突发故障的能力,实现轨迹在线快速收敛,满足动力系统故障后飞行轨迹重构需求。     

直升机尾桨完全失效后自转着陆轨迹优化

为了研究直升机尾桨完全失效后自转着陆的最优轨迹和操纵过程,建立相应的飞行动力学模型并采用最优控制方法进行计算分析。建立直升机6自由度刚体飞行动力学模型,在模型中加入可以描述尾桨完全失效和自转着陆阶段发动机出轴功率以及旋翼转速变化的相关方程,并将直升机尾桨完全失效后的自转着陆问题转换为非线性最优控制问题进行求解。以某型号单旋翼带尾桨直升机为样机,计算空中停车自转着陆过程,并与飞行试验数据进行对比,验证了所建模型和最优控制方法的准确性。计算分析该型号直升机在以巡航速度下前飞时,尾桨完全失效后自转着陆的最优轨迹和操纵过程。从结果可以看出:尾桨完全失效时,直升机在旋翼反扭矩的作用下会产生较大的偏航角速度和侧滑角变化,进而产生复杂的耦合运动,驾驶员在关闭发动机进行自转着陆操作的同时,还需要通过操纵横向周期变距稳定滚转角,并以侧滑的方式来稳定横航向的姿态角,最后安全着陆。计算得到的最优轨迹和操纵过程,与工程试飞得出的定性的结论和建议相符。      

飞机机翼故障的动态飞行包线估算方法

进行机翼故障情况下的飞行包线估算可为驾驶员正确操纵和包线保护控制提供必要的信息.考虑到飞机机翼故障的动力学特点,提出一种动态飞行包线估算方法.建立故障参数模型,应用最小二乘辨识算法进行气动参数辨识与故障诊断;基于参数辨识结果估算飞行包线;根据故障特点,分别对系统进行配平计算,在每个配平点建立飞行包线数据库,根据故障诊断结果实时调用包线库中的数据,形成当前时刻的飞行包线.     

动态系统失效的不确定性分析及其高效算法

为了分析在不确定性元器件失效率影响条件下动态系统的失效问题,提出了满足工作时间要求的系统失效概率和满足失效概率限制的系统正常工作时间的分析方法。同时,为了研究元器件失效率对动态系统失效的影响程度,提出了元器件失效率对系统失效概率以及系统正常工作时间不确定性影响的重要性分析方法,建立了元器件失效率对系统失效概率和系统正常工作时间方差贡献的重要性测度指标。首先给出了指标求解的直接蒙特卡罗方法,然后采用基于分数矩的极大熵方法来高效估计系统失效的概率密度函数,采用乘法降维积分建立了2种重要性测度指标的高效解法。阀门控制系统和民用飞机电液舵机系统的算例结果表明所提方法的合理性和算法的高效性。     

飞控系统性能与可靠性一体化设计技术

通过分析性能与可靠性一体化设计国内外相关研究工作的研究成果与不足,提出了性能与可靠性一体化设计(IDPaR,Integrating Design for Performance and Reliability)的研究思路.从产品发生故障的内、外因角度建立了性能与可靠性一体化设计综合模型,提出了性能可靠度的定义和计算方法.并针对典型飞控系统,给出了各类内外影响因素的具体建模方法,总结提出了性能与可靠性一体化设计算法流程和分析方法.最后以某型导弹为案例,进行性能与可靠性一体化设计技术的应用验证.      

飞行器网络控制系统在线故障检测算法

针对飞行器网络控制系统具有网络诱导时延且采样周期较短的情况,提出了一种飞行器网络控制系统在线故障检测算法.考虑未知时延对网络控制系统的影响,建立飞行器网络化控制系统故障检测模型.基于此模型,构造了残差生成器,将故障检测问题转化为最小化优化问题.以矩阵Moore-Penrose逆的形式给出该最小化优化问题的解,在每个采样周期内进行飞行器网络控制系统在线故障检测.数值算例表明:当飞行器网络控制系统存在未知时延时,该故障检测算法对故障敏感,同时对未知时延引起的扰动具有鲁棒性.     

基于贝叶斯网络工况分类的民机引气系统异常检测

状态监控与健康管理技术是国产民机运营支持亟待突破的关键技术,以民机引气系统为对象,设计实现了基于飞行数据（QAR,Quick access recorder）的民机引气系统异常检测流程,提出了贝叶斯网络分类的同工况数据提取和指数加权滑动平均(Exponentially Weighted Moving Average,EWMA)控制图的引气系统异常检测方法。借助航空公司收集的实际数据对方法进行了验证,结果表明可有效检测民机引气系统异常,并提前故障发现时间,为航空公司合理安排飞机维修计划、减少飞机停场时间提供了支持。     

自修复飞控系统设计研究

自修复飞控系统是现代飞控系统发展的必然趋势,定量反馈理论（ＱＦＴ－ＱｕａｎｔｉｔａｔｉｖｅＦｅｅｄｂａｃｋＴｈｅｏｒｙ）是一中新兴的鲁棒控制理论,本文介绍了用ＱＦＴ设计自修复飞控系统的基本思路和主要步骤,并用ＱＦＴ设计了国产某型歼击机的自修复飞控系统,仿真试验表明,该系统在多个飞行状态和多种故障模式下都达到了较好的控制效果。     

飞行器网络控制系统故障检测与时域优化

针对存在马尔可夫短时延和丢包的网络环境,研究了飞行器网络控制系统的故障检测系统设计与优化问题.将含有上述问题的网络化控制系统建模为离散的马尔可夫跳变系统.在此基础上,基于观测器构建残差生成器,将故障检测问题转换成H_∞滤波问题,以LMI（Linear Matrix Inequality）的形式得到并证明了故障检测滤波器存在的充分条件和求解方法.为进一步改善检测性能,提高检测系统对故障信号的灵敏度,采用一种时域优化方法对残差评估函数进行优化处理,并给出了该优化问题最优解的求解方法.数值仿真说明了所提方法的有效性.