現(xiàn)代飛行器的自修復(fù)飛行控制技術(shù)

曲東才，于進(jìn)勇，盧斌文，劉愛元

(海軍航空工程學(xué)院 控制工程系，山東 煙臺(tái) 264001)

隨著現(xiàn)代航空技術(shù)的快速發(fā)展，現(xiàn)代飛行器設(shè)計(jì)越來越復(fù)雜精密，其性能也得到大幅改進(jìn)和提高。作為飛行器核心技術(shù)之一的飛行控制技術(shù)，其自動(dòng)化和復(fù)雜度也得以空前提高，對(duì)其操縱可靠性、安全性要求也進(jìn)一步提高。可以說，現(xiàn)代飛行器的軟、硬故障是影響其安全性的重要因素，尤其是操縱面損傷、卡死或浮松等硬故障可能成為現(xiàn)代飛行器飛行控制系統(tǒng)的致命問題。

為使現(xiàn)代飛行器及其飛行控制系統(tǒng)具有一定故障工作和故障安全能力，發(fā)展智能飛行控制系統(tǒng)將是大勢(shì)所趨。自修復(fù)飛行控制技術(shù)是在電傳飛行控制系統(tǒng)基礎(chǔ)上發(fā)展起來的一種主、被動(dòng)容錯(cuò)技術(shù)相結(jié)合的，具有一定智能化的先進(jìn)飛行控制技術(shù)，在飛行器發(fā)生故障時(shí)可重新配置或重新構(gòu)造飛行器控制律，可解決現(xiàn)代飛行器電傳操縱系統(tǒng)余度管理技術(shù)無法處理的飛行器損傷、卡死或浮松等硬故障發(fā)生后的控制性能保持問題。

1 自修復(fù)飛行控制技術(shù)及其發(fā)展

1.1 自修復(fù)飛行控制技術(shù)內(nèi)涵

自修復(fù)飛行控制技術(shù)具有一定模式識(shí)別和智能化信息處理功能，是“主動(dòng)飛行控制技術(shù)”的進(jìn)一步發(fā)展。智能控制技術(shù)與傳統(tǒng)控制技術(shù)區(qū)別主要表現(xiàn)在［1］:①智能控制技術(shù)無需確知受控對(duì)象的精確數(shù)學(xué)模型，采用知識(shí)表達(dá)、模糊邏輯、自動(dòng)推理決策等相關(guān)信息處理技術(shù);傳統(tǒng)控制技術(shù)則必須已知受控對(duì)象的精確數(shù)學(xué)模型，并根據(jù)其數(shù)學(xué)模型及性能指標(biāo)設(shè)計(jì)相應(yīng)的解析控制律;②智能控制方法是人工智能技術(shù)、傳統(tǒng)控制理論、運(yùn)籌學(xué)和信息論相結(jié)合的控制方法，是這些學(xué)科的交叉，并利用計(jì)算機(jī)向工程實(shí)用全面深入發(fā)展;傳統(tǒng)控制方法則是基于線性/非線性古典/現(xiàn)代控制理論，在工程實(shí)踐運(yùn)用上，線性系統(tǒng)控制方法已得到廣泛深入的工程運(yùn)用，但對(duì)非線性系統(tǒng)尤其是高階非線性系統(tǒng)的控制還缺乏系統(tǒng)深入的工程應(yīng)用研究。

具有智能控制技術(shù)特點(diǎn)的自修復(fù)飛行控制技術(shù)對(duì)現(xiàn)代飛行器及飛行控制系統(tǒng)的高可靠性和高生存性具有重要作用。自修復(fù)飛行控制技術(shù)主要內(nèi)涵是［2-3］:在對(duì)飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)，可基于系統(tǒng)控制機(jī)構(gòu)本身的功能硬件冗余，重新構(gòu)造飛行器控制律，以便重新分布操縱面上的力和力矩，提高飛行控制系統(tǒng)對(duì)其機(jī)構(gòu)硬件故障或戰(zhàn)損的適應(yīng)性，使故障或戰(zhàn)損后的飛機(jī)仍可安全飛行甚至繼續(xù)執(zhí)行作戰(zhàn)任務(wù)。顯然，自修復(fù)飛行控制技術(shù)將使現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)的可靠性、可維護(hù)性和安全性等性能得以極大改善，降低現(xiàn)代飛行器的壽命周期費(fèi)用，并大大提高飛機(jī)的生存能力。

1.2 自修復(fù)飛行控制技術(shù)簡要發(fā)展

1977年4月12月，美國三角(Delta)航空公司1080 航班的一架DC-10 飛機(jī)在芝加哥發(fā)生墜毀事故，其原因認(rèn)定為該機(jī)在起飛時(shí)其左升降舵發(fā)生卡死故障(舵面上偏19°);同樣美國空軍對(duì)在越戰(zhàn)中參戰(zhàn)戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)行了統(tǒng)計(jì)分析后得出:如果具有自修復(fù)能力，其70%的戰(zhàn)斗機(jī)可避免損失。由此可見飛機(jī)具有自修復(fù)系統(tǒng)對(duì)提高其安全性、可靠性和生存能力的重要意義，飛行器的自修復(fù)控制技術(shù)也順理成章地引起了人們的重視并得到發(fā)展。

在20 世紀(jì)80年代，美空軍將“自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)”作為“2010年下一代技術(shù)”研究重點(diǎn)之一，1982年NASA 首次提出自修復(fù)控制概念，2年后美空軍飛行動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)室開始實(shí)施自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)計(jì)劃，洛克希德·馬丁公司將“自設(shè)計(jì)飛行控制器(SDFC)”用于RESTORE 計(jì)劃，已在F -16 飛機(jī)上試飛成功。目前，以美國為代表的航空技術(shù)先進(jìn)國家已經(jīng)對(duì)自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)、系統(tǒng)設(shè)計(jì)開展了大量研究和試飛驗(yàn)證。近年來，基于在線神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和動(dòng)態(tài)逆的自修復(fù)控制系統(tǒng)也由波音公司在RESTORE 項(xiàng)目進(jìn)行開發(fā)研制，并以X-36 飛機(jī)為載機(jī)成功試飛。2002年，美軍又明確提出研制具有故障自愈調(diào)控功能的無故障、少故障或免維修、少維修的新一代軍用飛行器自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)，標(biāo)志著自修復(fù)飛行控制技術(shù)已發(fā)展到一個(gè)新的水平。

我國從20 世紀(jì)90年代初期開始自修復(fù)控制的研究，在1993年航空科學(xué)基金首次資助飛機(jī)自修復(fù)控制系統(tǒng)的研究，在“九五”期間對(duì)自修復(fù)飛行控制技術(shù)展開了深入研究，研究內(nèi)容主要集中在自修復(fù)控制方案、故障檢測(cè)、控制律重構(gòu)、自修復(fù)控制魯棒性以及開展數(shù)字仿真、地面半物理仿真試驗(yàn)等，并取得了一批階段性研究成果。

2 自修復(fù)飛行控制結(jié)構(gòu)方案

自修復(fù)飛行控制已有多種形式的控制方案［3-5］，主要包括:基于飛行器數(shù)學(xué)模型線性化/非線性化自修復(fù)控制方案、基于自修復(fù)時(shí)序的間接/直接自修復(fù)控制方案等。

基于飛行器小擾動(dòng)線性化模型的自修復(fù)控制方案是早期方案，如在1986年美國蘭利研究中心提出的自修復(fù)控制方案即是基于線性定常的飛行器數(shù)學(xué)模型，要求飛行器故障可準(zhǔn)確診斷、檢測(cè)和辨識(shí)［4-5］。飛行器自動(dòng)配平系統(tǒng)可對(duì)發(fā)生的小故障進(jìn)行處理，如發(fā)生大故障則可通過重組飛行器控制律來保持飛行器正常飛行。由于現(xiàn)代飛行器數(shù)學(xué)模型是強(qiáng)耦合、變參數(shù)、非線性的，當(dāng)飛行器出現(xiàn)突發(fā)性結(jié)構(gòu)故障時(shí)將會(huì)失穩(wěn)并產(chǎn)生較大幅度的偏離平衡點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)，用小擾動(dòng)法得到的線性模型顯然不能表征受損飛行器的運(yùn)動(dòng)特性，故該自修復(fù)控制方法有較大局限性。于是基于非線性模型的自修復(fù)控制方案得到快速發(fā)展，目前廣泛應(yīng)用的基于非線性模型的自修復(fù)控制方案主要包括如下幾種:反饋線性化方案(包括微分幾何法、非線性動(dòng)態(tài)逆方法)、Back-stepping 方案、增益預(yù)置方案等。由于非線性系統(tǒng)本身的復(fù)雜性，基于非線性模型的自修復(fù)控制方案還存在許多問題，遠(yuǎn)沒有達(dá)到實(shí)用要求。

基于修復(fù)時(shí)序的間接/直接自修復(fù)控制方案主要是在對(duì)故障檢測(cè)隔離和重構(gòu)控制律的次序和時(shí)間上不同［5］。間接自修復(fù)控制方案是在飛行控制律重構(gòu)前，首先對(duì)飛行器故障部位實(shí)施檢測(cè)和隔離，獲得故障類型和大小，然后在線切換至自修復(fù)控制律，對(duì)飛行器故障進(jìn)行自修復(fù)。直接自修復(fù)控制方案是在非線性系統(tǒng)控制和自適應(yīng)控制基礎(chǔ)上發(fā)展起來的。該控制方案不依賴于飛行器故障模式及損傷的準(zhǔn)確信息，不首先對(duì)故障進(jìn)行辨識(shí)和隔離，而是基于控制系統(tǒng)的性能指標(biāo)對(duì)未知故障進(jìn)行控制律重構(gòu)，顯然該方案快捷，但困難極大。

圖1 為飛行器間接自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)典型結(jié)構(gòu)方塊圖［1，3-5］。

由圖1 可見，飛行器間接自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)主要由兩大模塊組成:飛行器故障檢測(cè)/辨識(shí)模塊和飛行器可重構(gòu)控制系統(tǒng)模塊。其中飛行器可重構(gòu)控制系統(tǒng)模塊由自修復(fù)機(jī)構(gòu)和操縱桿/腳蹬等操縱機(jī)構(gòu)部件構(gòu)成的基本控制器組成。對(duì)圖1 簡化后，可形成圖2 的簡單形式。

其簡要工作原理如下［6］:飛行器輸出信號(hào)送入故障檢測(cè)/辨識(shí)模塊，當(dāng)飛行器某控制面受損或卡死后，首先由此模塊實(shí)施控制面故障的檢測(cè)和辨識(shí);然后將檢測(cè)辨識(shí)信號(hào)送入自修復(fù)機(jī)構(gòu)，并自動(dòng)切換至魯棒性極強(qiáng)的應(yīng)急控制律，以便保證飛行器在短時(shí)間內(nèi)不失控;此后對(duì)故障實(shí)施精確檢測(cè)，確定故障部位、故障性質(zhì)、受損程度，即常規(guī)故障檢測(cè)與識(shí)別(FDI);最后根據(jù)精確檢測(cè)結(jié)果，對(duì)飛行器控制律實(shí)施重構(gòu)。保持飛行器的穩(wěn)定性是其基本要求，并在此基礎(chǔ)上盡可能恢復(fù)飛行器原操縱品質(zhì)。

飛行器間接自修復(fù)飛行控制方案是先檢測(cè)/辨識(shí)故障，后基于故障信息重構(gòu)控制律進(jìn)行自修復(fù)。顯然，該方案只要在原正常飛行控制律基礎(chǔ)上增加控制混合器即可，其物理概念清晰。但缺點(diǎn)也是顯然的:①自修復(fù)控制律的重構(gòu)需要首先判讀故障部位、類型、大小，而故障本身是很復(fù)雜的，在實(shí)際應(yīng)用中容易出現(xiàn)故障誤判，影響控制律重構(gòu);②故障檢測(cè)算法的速度和精度難以權(quán)衡，存在實(shí)時(shí)性問題和誤報(bào)警問題;③自修復(fù)控制律只針對(duì)有限故障模式;④由于在飛行器故障檢測(cè)/辨識(shí)過程中，原控制律在起作用，其飛行品質(zhì)還在持續(xù)惡化，只有在故障辨識(shí)完成，控制律得到重構(gòu)，其飛行品質(zhì)才有可能得到逐漸修復(fù)，因此將導(dǎo)致飛行器自修復(fù)的過渡品質(zhì)可能較差，甚至?xí)癸w行器失控。

針對(duì)上述問題，發(fā)展了直接自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)。圖3 為飛行器直接自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)典型結(jié)構(gòu)方塊圖［3-5］。

該控制方案拋棄了飛行器間接式自修復(fù)結(jié)構(gòu)方案的先辨識(shí)故障，后重構(gòu)控制律的時(shí)序結(jié)構(gòu)，而是基于控制系統(tǒng)性能指標(biāo)直接對(duì)飛行器控制律進(jìn)行重構(gòu)。由于該控制方案不首先對(duì)故障進(jìn)行檢測(cè)、辨識(shí)和隔離，因此并不依賴于飛行器故障模式及受損的準(zhǔn)確信息。但在未知飛行器故障部位、故障模式、故障大小時(shí)，欲快速重構(gòu)對(duì)各類故障模式都有較好適應(yīng)性的控制律，將面臨重重困難。該類自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)還在進(jìn)一步探索研究中，距離實(shí)際使用還有較大距離。

圖3 直接自修復(fù)飛控系統(tǒng)典型結(jié)構(gòu)

3 自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)

基于容錯(cuò)控制基礎(chǔ)上發(fā)展起來的飛行器飛行控制系統(tǒng)自修復(fù)關(guān)鍵技術(shù)，主要包括如下內(nèi)容:①飛行控制系統(tǒng)故障的自動(dòng)檢測(cè)診斷、故障特征提取、故障模式識(shí)別與辨識(shí)、故障自動(dòng)隔離技術(shù);②自修復(fù)控制律的重構(gòu)技術(shù)，主要包括重新配置飛行控制系統(tǒng)(reconfigurable fligh control system)自修復(fù)控制律的重構(gòu)技術(shù)和重新構(gòu)造自修復(fù)飛控系統(tǒng)(reconstructible flight control system)自修復(fù)控制律的重構(gòu)技術(shù)，以及相關(guān)的時(shí)序匹配及無痕跡切換等關(guān)鍵技術(shù);③自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)的仿真驗(yàn)證及試驗(yàn)評(píng)估技術(shù)。

3.1 故障自動(dòng)檢測(cè)與診斷技術(shù)

飛行控制系統(tǒng)故障的全局自動(dòng)檢測(cè)診斷、故障模式識(shí)別與辨識(shí)、故障自動(dòng)隔離技術(shù)是自修復(fù)飛行控制技術(shù)的重要一環(huán)，對(duì)提高或改善自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)品質(zhì)起著關(guān)鍵作用。為此，對(duì)故障的自動(dòng)檢測(cè)診斷和隔離必須具有實(shí)時(shí)性，虛警率、漏警率要小。但現(xiàn)代飛行器及飛行控制系統(tǒng)是一種高度復(fù)雜的大系統(tǒng)，其故障模式復(fù)雜多樣，導(dǎo)致對(duì)其各種未知故障的全面自動(dòng)檢測(cè)診斷和隔離困難較大。目前飛行控制系統(tǒng)故障檢測(cè)診斷技術(shù)主要包括基于系統(tǒng)動(dòng)態(tài)模型和不依賴于系統(tǒng)動(dòng)態(tài)模型的故障檢測(cè)診斷技術(shù)。

基于系統(tǒng)動(dòng)態(tài)模型的故障檢測(cè)診斷技術(shù)［7-8］包括檢測(cè)濾波器技術(shù)(F -16 仿真和試飛驗(yàn)證采用)、等價(jià)空間技術(shù)(F -8、F-15、C-131H 仿真和試飛驗(yàn)證采用)、廣義似然比技術(shù)、參數(shù)估計(jì)技術(shù)、馬氏鏈技術(shù)、魯棒觀測(cè)器技術(shù)等。基于系統(tǒng)動(dòng)態(tài)模型檢測(cè)診斷技術(shù)的主要步驟如下:首先，基于控制系統(tǒng)觀測(cè)器或?yàn)V波器對(duì)系統(tǒng)狀態(tài)參數(shù)實(shí)施重構(gòu)，形成狀態(tài)參數(shù)殘差序列;然后，對(duì)殘差序列中的故障信息進(jìn)行增強(qiáng)和放大，以便抑制模型誤差等非故障信息;最后，對(duì)殘差序列進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析，實(shí)施故障信息的檢測(cè)定位和隔離。

不依賴于系統(tǒng)動(dòng)態(tài)模型的故障檢測(cè)診斷技術(shù)［9］主要包括基于專家系統(tǒng)、模式識(shí)別、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)理論的故障檢測(cè)診斷技術(shù)等。如F-16、F-18 戰(zhàn)斗機(jī)的故障檢測(cè)診斷就輔助模糊邏輯和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)。該技術(shù)具有一定智能性，其適應(yīng)性好、應(yīng)用靈活，但故障診斷較困難，不便于故障的在線辨識(shí)估計(jì)。

3.2 自修復(fù)控制律的重構(gòu)技術(shù)

目前，飛行器飛行控制系統(tǒng)自修復(fù)控制律的重構(gòu)技術(shù)主要包括飛行控制系統(tǒng)控制律的重新配置技術(shù)和飛行控制系統(tǒng)控制律的重新構(gòu)造技術(shù)。

3.2.1 自修復(fù)控制律的重新配置技術(shù)

飛行控制系統(tǒng)自修復(fù)控制律的重新配置技術(shù)是預(yù)先考慮飛行器全包線不同狀態(tài)下飛行控制系統(tǒng)的所有故障模式，對(duì)飛行器可能故障模式進(jìn)行分類，預(yù)先設(shè)計(jì)每種故障模式的自修復(fù)控制律并存儲(chǔ)于機(jī)載飛控計(jì)算機(jī)上，基于故障檢測(cè)/辨識(shí)模塊，當(dāng)發(fā)生某一類故障時(shí)，給出故障信息，及時(shí)調(diào)用已存儲(chǔ)的相關(guān)自修復(fù)控制律對(duì)該類故障進(jìn)行自修復(fù)。

顯然重新配置自修復(fù)控制律必須事先預(yù)測(cè)飛行器全包線下的所有故障模式，并針對(duì)每種故障模式進(jìn)行自修復(fù)控制律的配置，因此該類自修復(fù)控制系統(tǒng)需要進(jìn)行大量設(shè)計(jì)，并需考慮到實(shí)際飛行控制系統(tǒng)各種情況下可能發(fā)生的所有故障模式，顯然這是非常困難的甚至是基本做不到的。

重新配置飛行控制系統(tǒng)控制律方法［10～14］主要包括偽逆法、多模型法、定量反饋法(quantitative feedback theory，QFT)、特征結(jié)構(gòu)配置法等。

偽逆法:當(dāng)飛行器操縱面發(fā)生受損、卡死等故障時(shí)，自修復(fù)控制系統(tǒng)基于剩余的無故障操縱面進(jìn)行適當(dāng)線性組合，重新配置故障操縱面信號(hào)。這通常表現(xiàn)為在原輸入陣前乘一個(gè)偽逆陣，這也是偽逆法的由來。偽逆法特點(diǎn)是可直接快速重構(gòu)飛行器控制律，這對(duì)飛行器突發(fā)故障時(shí)的控制恢復(fù)非常重要。偽逆法已在F-15 驗(yàn)證機(jī)上進(jìn)行了飛行驗(yàn)證，證明該方法是一種有效自修復(fù)方法。目前為進(jìn)一步保證偽逆法對(duì)未知故障在線計(jì)算和調(diào)整時(shí)的穩(wěn)定性，已提出多種改進(jìn)的偽逆法，保證了單輸入多輸出系統(tǒng)以及在實(shí)時(shí)參數(shù)描述下的非線性飛控系統(tǒng)在重構(gòu)時(shí)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

多模型法:基于多模態(tài)控制方法，設(shè)計(jì)多個(gè)不同飛行狀態(tài)下的固定理想模型或自適應(yīng)模型(基于飛行品質(zhì)要求)及按模型匹配方法設(shè)計(jì)相應(yīng)的控制器，根據(jù)模型轉(zhuǎn)換準(zhǔn)則，判斷當(dāng)前飛機(jī)狀態(tài)與哪一個(gè)模型最接近并轉(zhuǎn)換到相應(yīng)控制器上。該方法基于離線訓(xùn)練、在線辨識(shí)和決策策略，通過將有限個(gè)簡單控制器的控制規(guī)則有機(jī)結(jié)合，形成一種能在大范圍內(nèi)具有較高魯棒性的控制系統(tǒng)。實(shí)際應(yīng)用時(shí)對(duì)設(shè)計(jì)模型和控制器的選擇、切換時(shí)機(jī)還需要進(jìn)一步研究。

定量反饋重構(gòu)法:該方法是一種離線設(shè)計(jì)、在線選擇的控制律重構(gòu)方法。在綜合考慮現(xiàn)代飛行器控制對(duì)象的不確定性范圍和對(duì)系統(tǒng)性能指標(biāo)要求基礎(chǔ)上，以定量方式在Nichols 圖上展開分析與設(shè)計(jì)，保證設(shè)計(jì)結(jié)果具有穩(wěn)定魯棒性和性能魯棒性。當(dāng)飛行器控制舵面局部受損或失效時(shí)，其飛行器動(dòng)態(tài)模型氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)所受的影響可看作是不確定對(duì)象魯棒性問題的擴(kuò)展，因此可基于定量反饋理論來設(shè)計(jì)一套固定的控制器，重構(gòu)控制律，容許飛行器對(duì)象參數(shù)具有不確定性，保證設(shè)計(jì)結(jié)果具有較強(qiáng)魯棒性。

特征結(jié)構(gòu)配置法:由極點(diǎn)配置法發(fā)展而來，其特征值決定系統(tǒng)響應(yīng)快速性，特征向量反映運(yùn)動(dòng)模態(tài)間的耦合指標(biāo)(如荷蘭滾運(yùn)動(dòng)幅度、滾轉(zhuǎn)角和側(cè)滑角間的相對(duì)相位等)。該方法在考慮系統(tǒng)零、極點(diǎn)要求的同時(shí)，也滿足多變量解耦、系統(tǒng)魯棒性等方面的要求。該方法對(duì)低階模型尤為有效，但對(duì)高階系統(tǒng)的設(shè)計(jì)則較為困難，且控制效果不盡如人意。

3.2.2 自修復(fù)控制律的重新構(gòu)造技術(shù)

飛行控制系統(tǒng)自修復(fù)控制律的重新構(gòu)造技術(shù)是基于飛行器剩余的無故障元部件，針對(duì)當(dāng)前系統(tǒng)模型，進(jìn)行在線實(shí)時(shí)參數(shù)辨識(shí)、在線重新構(gòu)造飛行器控制律，以使控制系統(tǒng)達(dá)到某種要求。顯然該控制律重構(gòu)是在線進(jìn)行的，這對(duì)機(jī)載飛控計(jì)算機(jī)提出了較高要求，必須有足夠大的內(nèi)存容量和足夠快的運(yùn)算能力。

重新構(gòu)造飛行控制系統(tǒng)自修復(fù)控制律方法［15-18］主要有反饋線性化方法、模型跟隨控制方法、模型參考自適應(yīng)控制方法等。

反饋線性化方法也是非線性控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)常用方法。該方法基于反饋線性化理論(微分幾何和動(dòng)態(tài)逆)對(duì)飛行器非線性動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行線性化處理，并以此來設(shè)計(jì)重構(gòu)飛行器自修復(fù)控制律。該方法可避免大量增益調(diào)度表的設(shè)計(jì)和試驗(yàn)，降低對(duì)機(jī)載飛控計(jì)算機(jī)的存儲(chǔ)容量要求，且能適應(yīng)更為復(fù)雜的飛行狀況。基于動(dòng)態(tài)逆的飛行控制系統(tǒng)已在大迎角超機(jī)動(dòng)飛機(jī)、先進(jìn)短距起飛/垂直著陸飛機(jī)、直升機(jī)以及無人機(jī)中得到成功應(yīng)用。

模型跟隨控制方法包括隱模型跟隨控制和顯模型跟隨控制兩大類。顧名思義，該控制方法是使實(shí)際系統(tǒng)輸出能夠精確跟蹤參考模型輸出，顯然需要進(jìn)行實(shí)時(shí)參數(shù)辨識(shí)，屬于自適應(yīng)控制范疇。其中隱模型跟隨控制是沒有明確的顯式參考模型，只是在重構(gòu)控制律時(shí)才能體現(xiàn)出來。

模型參考自適應(yīng)控制基于機(jī)載計(jì)算機(jī)軟件實(shí)現(xiàn)的參考模型與被控飛行器模型狀態(tài)變量之間的運(yùn)動(dòng)偏差來重構(gòu)控制律，通過實(shí)時(shí)辨識(shí)、實(shí)時(shí)調(diào)整來達(dá)到消除偏差的目的。

3.3 自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)仿真驗(yàn)證及試驗(yàn)評(píng)估技術(shù)

為驗(yàn)證所設(shè)計(jì)的飛行器自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)的有效性，在系統(tǒng)投入使用前，必須對(duì)其進(jìn)行仿真驗(yàn)證及系統(tǒng)性能評(píng)估，如采用全數(shù)字仿真、半實(shí)物仿真直至全實(shí)物物理仿真驗(yàn)證。目前已對(duì)這些工作展開研究，但還很不完善。近年來自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)實(shí)物試驗(yàn)備受美國等航空發(fā)達(dá)國家重視，在各種新型試驗(yàn)飛行器上對(duì)其自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行實(shí)物驗(yàn)證，如美國NASA的X-33 計(jì)劃、空軍X -36 先進(jìn)無尾戰(zhàn)斗驗(yàn)證機(jī)RESTORE 計(jì)劃、F-18 自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)(SRFCS)計(jì)劃、F -15 高集成數(shù)字電子設(shè)備(HIDEC)的SRFCS 計(jì)劃和MD-11 的推力控制飛機(jī)(PCA)項(xiàng)目等。但總體而言，對(duì)自修復(fù)飛控系統(tǒng)的仿真試驗(yàn)尤其是半實(shí)物仿真試驗(yàn)和全實(shí)物物理試驗(yàn)還存在諸多難題有待研究解決。

4 結(jié)束語

雖然現(xiàn)代飛行器的自修復(fù)飛行控制技術(shù)已在理論和應(yīng)用等方面取得一定研究成果，但大多是基于線性被控對(duì)象，而高速運(yùn)動(dòng)的飛行器，通常具有高階非線性，存在參數(shù)時(shí)變性、強(qiáng)耦合性、結(jié)構(gòu)故障也是千變?nèi)f化，其自修復(fù)控制技術(shù)、理論及其相應(yīng)的自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)在其實(shí)時(shí)性、實(shí)用性、魯棒性及可推廣性等問題上仍有大量理論、技術(shù)應(yīng)用有待進(jìn)一步研究和驗(yàn)證。

勿容置疑，飛行器自修復(fù)飛行控制技術(shù)及其飛行控制系統(tǒng)必將是未來先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)、無人機(jī)等飛行控制系統(tǒng)的發(fā)展方向，隨著智能控制理論研究的不斷深入，基于智能控制理論的智能故障診斷技術(shù)、飛行器控制律智能重構(gòu)的自修復(fù)技術(shù)，可為解決具有高階非線性的現(xiàn)代飛行器控制提供強(qiáng)有力的技術(shù)支持。

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