跟踪飞机机动的自适应滤波方法

本文研究了对目标机动的最优检测问题,针对飞机主要有三种飞行状态:匀速直线运动、加速直线运动与圆运动这一特点,提出了既探测飞机机动又同时判断飞机作何种形式的机动的方法;并建议对飞机的不同飞行状态,采用相应的动态模型。在此基础上,给出了自适应滤波方法。最后给出的仿真计算果表明,自适应滤波方法有较高的跟踪精度。     

有色观测噪声下的目标跟踪问题

本文讨论了有色观测噪声下的目标跟踪问题，把观测色噪声的成形滤波器假设为ＡＲ模型，给出了估计ＡＲ模型参数的方法。本文又提出将ＡＲ模型参数估计和交互式多模型（ＩＭＭ）滤波相结合，可以很好地跟踪目标。     

飞控系统模糊控制器设计及稳定性分析

建立了飞控系统的Ｔａｋａｇｉ－Ｓｕｇｅｎｏ（Ｔ－Ｓ）模糊模型;给出了设计模糊状态反馈控制器,保证闭环系统全局渐近稳定、具有一定衰减率稳定的两个充分条件;提出了采用线性矩阵不等式（ＬＭＩ）方法,将该充分条件转化为对线性矩阵不等式族寻求ＬＭＩ可行解的凸优化问题,得到了稳定性分析和模糊状态反馈控制器设计的新方法。仿真结果表明,所提出的设计方法方便有效,控制器鲁棒性好。     

飞行数据处理的非线性鲁棒滤波技术

研究了飞机飞行试验数据处理中的非线性鲁棒滤波技术,分析给出了实际飞行条件了一种飞机运动的新模型,它是含不确定参数项的非线性模型,同时给出了该不确定参数项的解析的表达形式,然后研究了对应于此类非线不确定系统的鲁棒滤波算法,得到了该滤波问题的充分解,并对该解进行扩展线性化处理,得么了一个较易实现的扩展鲁棒滤波算法,最后利用该算法对实际的数据进行了处理,结果表明,所提出的算法是切实可行的。     

J7L飞机纵向电传系统控制律设计研究

提出了采用现代最优控制理论与经典控制理论协调配合的方法，按ＭＵＬ－Ｆ－８７８５Ｃ品质规范要求，设计了Ｊ７Ｌ飞机纵向电传系统控制律。文中针对原型机某些缺陷采用陷模型跟踪最优二次型方法，设计ＦＢＷ纵向基本控制律，并用常规方法设计动态补偿器，指令通道等环节，从对该机主要飞行状态的评价来看，均达到了ＭＩＬ－Ｆ－８７８５Ｃ规范的一级飞行品质要求，由此可见，这种协调设计方法，对飞行控制系统的设计具有较大的潜力     

海基训练中终端区飞机状态估计方法

在海基飞行训练中,终端区飞行航线比较复杂。为使飞机在短时间内安全降落,必须对终端区飞行状态进行准确估计。由于甲板的摇荡运动,测量设备的稳定性可能下降,导致测量误差增大;终端区紊流对飞机的扰动可能导致状态方程的系统误差增大。如果滤波时所设置的误差值与真实值不匹配,将导致滤波性能下降。针对这一问题,提出了基于自适应卡尔曼滤波的终端区飞机状态估计方法：一方面采用自适应卡尔曼滤波器对飞机状态进行估计,以克服测量误差和系统误差增大的影响;另一方面,针对数据中野值较多的情况,通过设置量测波门消除野值对状态估计的影响。最后,通过仿真验证了所提算法的有效性。     

基于T-S模糊的纵向飞行模型簇LQG控制器设计

为了使飞机飞行时状态变量稳定,以F/A-18模型参数为例,对飞行控制系统纵向飞行模型簇给出了T-S模糊控制与LQG控制相结合的变增益模糊控制方法,研究其状态控制与稳定性问题。首先采用输入输出反馈线性化方法,将非线性微分方程组表示的飞机纵向控制系统进行线性化解耦得到线性化方程组,然后用模糊控制方法对变换后的线性系统进行设计,并对所设计的飞行控制系统进行仿真。仿真结果表明,该方法解决了多变量非线性模型簇控制问题,基于T-S模糊的纵向飞行模型簇LQG控制器设计可以实现状态、输入扰动下系统自动调稳功能。     

一种基于可观测度分析的SINS/GPS自适应-反馈校正滤波新方法

 针对机载捷联惯导系统(SINS)/全球定位系统（GPS）组合导航系统不完全可观测导致滤波器精度下降甚至发散的问题,提出了一种基于系统状态可观测度分析的自适应反馈校正滤波新方法。该滤波方法改进了系统可观测度的归一化处理方法,将归一化处理后的系统状态可观测度作为反馈因子,对SINS系统进行自适应反馈校正。最后,将该方法应用于机载合成孔径雷达(SAR)运动补偿用SINS/GPS组合导航系统中,飞行试验结果表明该方法在系统不完全可观测的情况下有效地提高了导航精度。     

机动目标的多项式预测模型及其跟踪算法

根据匀变速运动的多项式描述形式,利用多项式预测滤波器对目标状态建模,提出了一种全新机动目标运动的动态模型——多项式预测模型,并针对这个全新的模型给出了相应的最优滤波算法。分析表明：该模型可以精确描述任意可以由多项式描述的目标运动,而不需要已知运动的具体参数,因此相应的最优滤波算法适用于任何可以用多项式描述的机动目标状态估计问题。一个机动目标跟踪问题的计算机仿真证明了本文方法的有效性和实用性。     

飞行状态数据的有效性检查

ＥＭＤ（发动机状态监控和故障诊断）系统应用于ＭＤ－８２飞机上的ＪＴ８Ｄ－２１７发动机时，由于人工记录和人工键入飞行数据造成飞行数据存在严重的质量问题，给发动机的趋势分析和故障诊断带来很大的困难。本文介绍了ＥＣＭＩ对飞行状态参数进行有效性检查的方法，提出了采用主因子模型对发动机进行故障诊断时，用来识别是飞行状态数据的质量问题，还是发动机指示系统故障的判别准。则强调了记录飞行数据应达到的条件及数据质量的指标。所有这些对提高趋势分析和故障诊断的成功率都取得了很好的结果     

一种应用于混合H2/H∞飞行跟踪控制的扩展LMI方法（英文）

Lyapunov变量和系统矩阵之间的耦合导致混合H2/H∞飞行跟踪控制器设计问题非凸。借助于扩展LMI方法,非凸优化问题被转化为凸的线性矩阵不等式(LMI)表达式。通过引入松弛变量,上述的耦合得以消除。而且,一个充要条件被证明成立以求解混合H2/H∞飞行跟踪控制器,该控制器不仅能够稳定被控系统,并且能够保证系统在正常和故障情况下均满足混合H2/H∞性能指标。这种新的扩展LMI表达式提供了额外的自由度去求解非凸优化问题,并减小了控制器设计的保守性。关于ADMIRE模型的仿真结果说明这种扩展LMI方法的优越性。     

航空发动机鲁棒线性变参数滤波器设计

针对航空发动机线性变参数(LPV)模型部件性能参数估计问题,给出了一种新的鲁棒LPV滤波器设计方法。基于参数依赖的二次Lyapunov函数及仿射二次稳定性概念得到了稳定且满足H∞性能指标滤波器存在的充分条件,利用函数多凸性概念将其转化为线性矩阵不等式(LMI)约束下的常规凸优化问题,得到了滤波器的解。针对某型退化涡扇发动机部件性能参数估计的仿真结果表明,该滤波器的精度和鲁棒性满足设计要求。     

过驱动飞行器积分滑模容错控制方法

针对过驱动飞行控制系统中执行器故障时的协调分配问题,提出了一种基于积分滑模的容错飞行控制器设计方法.引入虚拟控制思想,构造了多执行器故障条件下飞行器层级结构控制的数学模型.运用小增益定理,推导了系统闭环稳定的充分条件,并基于线性矩阵不等式,建立了最优状态反馈的凸优化模型.以积分滑模面切换函数为变量,选取李雅普诺夫能量函数,设计了渐近稳定的积分滑模控制器.仿真结果表明,该方法可综合考虑执行器完好和故障时的控制效能,能够实现多操纵面容错飞行控制,具有较好的鲁棒性.     

DESIGNING REDUCED-ORDER CONTROLLERS OF MIXED SENSITIVITY PROBLEM FOR FLIGHT CONTROL SYSTEMS

Based on linear matrix inequalities (LMI), the design method of reduced-order controllers of mixed sensitivity problem is studied for flight control systems. It is shown that there exists a controller with order not greater than the difference between the generalized plant order and the number of independent control variables, if the mixed sensitivity problem is solvable for strict regular flight control plants. The proof is constructive, and an approach to design such a controller can be obtained in terms of a pair of feasible solution to the well-known 3 LMI. Finally, an example of mixed sensitivity problem for a flight control system is given to demonstrate practice of the approach.     

一种实时飞行轨迹重构方法

提出一种有效的实时纵向飞行轨迹重构的新方法。为了得到状态估计的快速算法,本文把非线性飞行轨迹重构转化为线性、离散、时变状态和参数估计问题。将数值稳定性好、计算量也小的序列U-D分解滤波算法用于状态方程为线性、观测方程为线性或非线性的滤波问题中。由于测量值中常常含有系统偏差,本文把这些偏差作为增广状态加入增广状态模型中,并利用模型的一些特点,提出偏差分离的U-D分解算法,使计算量大大减少。仿真和实际试飞数据计算表明、本文的方法可得到比平方根协方差滤波更有效的实时飞行轨迹重构结果。     

A Decision?Directed Adaptive Tracker

In the design of a tracking filter for air traffic control (ATC) applications, a maneuvering aircraft can be modelled by a linear system with random noise accelerations. A Kalman filter tracker, designed on the basis of a variance chosen according to the distribution of the potential maneuver accelerations, will maintain track during maneuvers and provide some improvement in position accuracy. However, during those portions of the flight path where the aircraft is not maneuvering, the tracking accuracy will not be as good as if no acceleration noise had been allowed in the tracking filter. In this paper, statistical decision theory is used to derive an optimal test for detecting the aircraft maneuver; a more practical suboptimal test is then deduced from the optimal test. As long as no maneuver is declared, a simpler filter, based on a constant-velocity model, is used to track the aircraft. When a maneuver is detected, the tracker is reinitialized using stored data, up-dated to the present time, and then normal tracking is resumed as new data arrives. In essence, the tracker performs on the basis of a piecewise linear model in which the breakpoints are defined on-line using the maneuver detector. Simulation results show that there is a significant improvement in tracking capability using the decision-directed adaptive tracker.     

非线性滤波方法及其在飞行状态及参数估计中的应用

基于非线性系统高阶近似的思想,提出一种比推广卡尔曼滤波（ＥＫＦ）更接近非线性系统本质的近似滤波方法,并应用于飞行状态的参数估计（或称为飞行轨迹重构）问题。仿真和实际飞行数据计算结果表明：提出的非线性近似滤波方法比ＥＫＦ有更高的估计精度和更好的鲁棒性,对飞机机动形状、数据长度要求不高,滤波收敛速度快。利用飞行状态估计数学模型的具体特点,使计算量和存储量大幅度减少。该方法应用于非线性较强的飞行状态及参数估计问题。可得到比ＥＫＦ更好的结果。     

基于试飞任务单的轨迹仿真问题研究

阐述了基于试飞任务单的试飞轨迹仿真生成软件系统在辅助试飞管理中的重要作用,对该软件开发中所涉及到的一些新的问题和方法进行了研究。建立了带电传操纵系统飞机的数学模型,并针对试飞轨迹仿真生成中的逆问题,提出了一种基准控制带反馈调节的方法。简要介绍了轨迹仿真生成软件与任务单管理数据库软件的接口设计,对仿真结果进行了动态显示处理。