大型民機(jī)可重構(gòu)飛行控制系統(tǒng)研究*

中國商飛上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院民用飛機(jī)模擬飛行國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室 黃 帥 李正強(qiáng) 喬文峰 王振華

現(xiàn)代飛行器電傳飛行控制系統(tǒng)作用日益重要，由于其結(jié)構(gòu)越來越復(fù)雜，因此電傳飛行控制系統(tǒng)的可靠性和可維護(hù)性成為需要解決的首要問題。自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)是指系統(tǒng)在使用過程中能夠自行感知外部的環(huán)境變化，對(duì)自身的失效形式、故障等做出自診斷，并以一種優(yōu)化的方式對(duì)環(huán)境變化做出響應(yīng)，不斷自動(dòng)調(diào)整自身的內(nèi)部結(jié)構(gòu)，通過自生長或原位復(fù)合等再生機(jī)制，實(shí)現(xiàn)檢測(cè)、隔離、自愈、修復(fù)、修補(bǔ)某些局部破損，最終達(dá)到預(yù)防和減免故障，實(shí)現(xiàn)民機(jī)飛控系統(tǒng)安全高效、長壽命、高可靠性的要求，并允許系統(tǒng)處于更大范圍的故障情況，保證安全操作或理想的操縱品質(zhì)，提高大型民機(jī)安全性。

自修復(fù)飛控系統(tǒng)分為故障檢測(cè)與隔離和系統(tǒng)重構(gòu)兩個(gè)重要部分，前者對(duì)整個(gè)系統(tǒng)進(jìn)行故障檢測(cè)、隔離、模式識(shí)別等，并由后者針對(duì)識(shí)別出的當(dāng)前系統(tǒng)模型重構(gòu)控制律。先進(jìn)自修復(fù)飛行控制技術(shù)在提高飛行安全性和任務(wù)效能方面有很大的發(fā)展?jié)摿蛻?yīng)用空間。

自修復(fù)飛行控制技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀

自修復(fù)飛行控制的研究始于美國空軍20世紀(jì)80年代進(jìn)行的“2010年下一代技術(shù)”研究重點(diǎn)之一的自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)。隨后，由洛克希德·馬丁公司將“自設(shè)計(jì)飛行控制器（SDFC）”用于RESTORE計(jì)劃，并已成功地在F-16飛機(jī)上進(jìn)行了試飛。近年來，波音公司在RESTORE項(xiàng)目上研發(fā)出了基于在線神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和動(dòng)態(tài)逆的自修復(fù)控制系統(tǒng)，并以X-36飛機(jī)為載機(jī)試飛成功，它標(biāo)志著自修復(fù)飛行控制技術(shù)已經(jīng)發(fā)展到了新的水平。

我國在“九五”期間開展了自修復(fù)飛行控制技術(shù)研究，并對(duì)自修復(fù)系統(tǒng)在多種舵面故障和損傷情況下的故障檢測(cè)和隔離以及控制自修復(fù)進(jìn)行了地面半物理仿真試驗(yàn)，初步驗(yàn)證了該項(xiàng)技術(shù)方案的可行性，取得了一批階段性的成果。目前，國外已在現(xiàn)代高性能殲擊機(jī)飛控系統(tǒng)中完成了飛行驗(yàn)證，而國內(nèi)重構(gòu)控制的研究尚處于起步階段。1993年航空科學(xué)基金才首次資助飛機(jī)重構(gòu)控制系統(tǒng)的研究，北京航空航天大學(xué)和西北工業(yè)大學(xué)等院校相繼獲得資助項(xiàng)目。自20世紀(jì)90年代以來，航空專業(yè)相關(guān)大學(xué)研究小組進(jìn)行了智能故障診斷與智能重構(gòu)控制的研究，提出了基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的非線性魯棒故障診斷和基于自適應(yīng)能力的逆重構(gòu)控制等方案。隨著研究的深入，智能重構(gòu)技術(shù)必將在航空航天及復(fù)雜工業(yè)過程的可靠性控制中發(fā)揮重要作用。

自修復(fù)控制的目標(biāo)就是在一定范圍內(nèi)遭受損失和出現(xiàn)故障狀態(tài)時(shí)仍能維持操縱品質(zhì)。相較過去的魯棒控制設(shè)計(jì)方法，自修復(fù)控制的重點(diǎn)涉及在線參數(shù)辨識(shí)、控制重新設(shè)計(jì)以及對(duì)降級(jí)飛行模態(tài)及其組合的適應(yīng)。傳統(tǒng)的飛行控制自修復(fù)的方法帶來了4個(gè)重要且相對(duì)獨(dú)立的問題：（1）故障檢測(cè)；（2）故障隔離和識(shí)別；（3）降級(jí)系統(tǒng)的辨識(shí)；（4）飛行控制自修復(fù)以適應(yīng)降級(jí)的傳感器/作動(dòng)器、機(jī)體結(jié)構(gòu)。此外，對(duì)于飛行控制自修復(fù)必須考慮實(shí)時(shí)性的問題，由于增益調(diào)節(jié)需要辨識(shí)相對(duì)準(zhǔn)確的飛機(jī)低頻動(dòng)力學(xué)特性，因而大大提高了技術(shù)的難度和復(fù)雜度。傳統(tǒng)方法的另一個(gè)缺點(diǎn)是所確認(rèn)的主要問題通常必須連續(xù)求解。每一層的設(shè)計(jì)都需要在適用性以及所用算法的精度和速度方面進(jìn)行折中。因而，在上面列舉的問題中，越往下技術(shù)的成熟度就越低。當(dāng)前，相對(duì)機(jī)體上大規(guī)模非對(duì)稱的多個(gè)潛在故障源的情況，使用現(xiàn)代線性控制理論以解決飛行控制自修復(fù)問題，尚不存在可靠的方法。另一方面，故障檢測(cè)、傳感器故障的隔離、在傳感器降級(jí)條件下的狀態(tài)估計(jì)等方面卻是相對(duì)成熟的領(lǐng)域，已有許多成功的應(yīng)用。因此，比較困難的是設(shè)計(jì)容錯(cuò)飛行控制系統(tǒng)，使之能夠適應(yīng)在作動(dòng)器和機(jī)體方面出現(xiàn)的非對(duì)稱故障。

先進(jìn)自修復(fù)飛行控制方法

自修復(fù)飛行控制技術(shù)集中在仿生自修復(fù)控制系統(tǒng)、自修復(fù)控制理論和方法的研究，它涉及到狀態(tài)監(jiān)測(cè)診斷技術(shù)、人工智能技術(shù)、主動(dòng)和自適應(yīng)控制技術(shù)、信息和計(jì)算機(jī)技術(shù)等[1]。用于自修復(fù)控制設(shè)計(jì)的方法通常有：線性二次調(diào)節(jié)器方法、特征結(jié)構(gòu)配置、多模型方法、自適應(yīng)控制、偽逆法、變結(jié)構(gòu)以及模型跟隨等，下面介紹幾種重要的方法。

（1）自適應(yīng)定量反饋（QFT）自修復(fù)控制方法。

自適應(yīng)QFT自修復(fù)控制方法的基礎(chǔ)是定量反饋理論、預(yù)測(cè)技術(shù)（PDT）和降階線性動(dòng)態(tài)逆控制器（RLDI）。QFT/PDT/RLDI控制器可以對(duì)模型不確定性提供穩(wěn)定性和魯棒性，從而使得這種方法成為自修復(fù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)中一個(gè)具有應(yīng)用價(jià)值的選擇。自適應(yīng)自修復(fù)控制律的基本結(jié)構(gòu)，如圖l所示。該方法的主要特點(diǎn)是將自適應(yīng)濾波器與QFT補(bǔ)償器串接，從而利用了標(biāo)定系統(tǒng)對(duì)象不確定性的固有魯棒性。自適應(yīng)濾波器使用了濾波最小方差算法（LMS）和模型參考自適應(yīng)控制的結(jié)構(gòu)，從而可以實(shí)時(shí)補(bǔ)償偏離標(biāo)定系統(tǒng)的動(dòng)力特性，以充分發(fā)揮外回路的魯棒性。該方法不需要對(duì)故障系統(tǒng)進(jìn)行辨識(shí)。

（2） 偽逆法。

偽逆法在20世紀(jì)80年代末和90年代初得到了廣泛的研究，因其在系統(tǒng)穩(wěn)定性上的問題目前有所下降。它假定系統(tǒng)模型是線性定常模型，當(dāng)操縱面發(fā)生故障時(shí)，可利用剩余無故障操縱面進(jìn)行適當(dāng)?shù)木€性組合，重構(gòu)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，所以稱其為偽逆法，如下式所示：

偽逆法是故障發(fā)生時(shí)，首先進(jìn)行故障的檢測(cè)、隔離和估計(jì)，然后通過修改反饋增益，使重構(gòu)后的系統(tǒng)性能接近正常飛行器性能。它引人注目的一個(gè)主要原因是其在計(jì)算和應(yīng)用上極為簡(jiǎn)單。在20世紀(jì)80年代，許多學(xué)者對(duì)偽逆法在飛控系統(tǒng)重構(gòu)控制方面的應(yīng)用做了大量的理論研究和仿真計(jì)算，并在F-15驗(yàn)證機(jī)上進(jìn)行了飛行驗(yàn)證，表明這是一種有效的重構(gòu)控制方法。偽逆法可對(duì)未知故障進(jìn)行在線計(jì)算和調(diào)整，但這時(shí)可能會(huì)出現(xiàn)一些問題，致使偽逆法失效，即系統(tǒng)的偽逆法解無法保證重構(gòu)系統(tǒng)的穩(wěn)定性，這對(duì)于它在線調(diào)整是不利的。

（3）基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的直接自適應(yīng)控制方法。

圖1 自適應(yīng)QFT自修復(fù)控制系統(tǒng)基本構(gòu)型

圖2 基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的自適應(yīng)自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)構(gòu)型

基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)（Neural Network，NN）的直接自適應(yīng)自修復(fù)控制方法，是目前的一個(gè)研究熱點(diǎn)[2]。在RESTORE計(jì)劃中，波音公司使用的就是這類方法，它在顯模型跟隨框架下以動(dòng)態(tài)逆控制律為基礎(chǔ)，并附加自適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，其自修復(fù)控制律的基本結(jié)構(gòu)如圖2所示。內(nèi)回路用動(dòng)態(tài)逆對(duì)標(biāo)稱模型線性化，采用描述理想響應(yīng)特性的n階指令模型對(duì)線性化的對(duì)象設(shè)計(jì)顯模型跟隨控制律。在線神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)用于自適應(yīng)地調(diào)節(jié)所用標(biāo)稱模型和真實(shí)對(duì)象間的逆誤差。逆誤差可能來自建模不確定性或故障/損傷。通過監(jiān)測(cè)n階指令模型和真實(shí)對(duì)象間的跟蹤誤差，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)可以探知逆誤差，從而產(chǎn)生信號(hào)去抵消它的影響，增強(qiáng)n階指令模型對(duì)逆控制器的輸入。在出現(xiàn)故障/損傷后，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)具有穩(wěn)定飛行器的能力，而不需要對(duì)穩(wěn)定和控制導(dǎo)數(shù)進(jìn)行系統(tǒng)辨識(shí)和估計(jì)，這樣就降低了系統(tǒng)辨識(shí)在整個(gè)自修復(fù)控制律中的關(guān)鍵性。在線神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)增強(qiáng)了逆控制器的指令并自適應(yīng)地抵消了逆誤差，從而獲得理想的閉環(huán)動(dòng)力特性。神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)利用了一個(gè)Sigma-pi結(jié)構(gòu)去實(shí)現(xiàn)線性基函數(shù)的展開，以便在每個(gè)軸進(jìn)行自適應(yīng)控制。

（4）基于多模型的故障檢測(cè)隔離/自適應(yīng)自修復(fù)控制（FDI-ARC）方法。

該方法建立在多模型、轉(zhuǎn)換和校正（MMST）等概念的基礎(chǔ)上，是嚴(yán)重機(jī)翼損傷情況下魯棒控制自修復(fù)問題的唯一可行解決方案。如圖3所示，整個(gè)方案包括多個(gè)并行的辨識(shí)模型（模型l～N）、相應(yīng)的控制器（控制器1～N）以及適當(dāng)選擇的轉(zhuǎn)換機(jī)制（轉(zhuǎn)換／插值邏輯）。轉(zhuǎn)換機(jī)制的作用就是發(fā)現(xiàn)最符合當(dāng)前工作狀態(tài)的模型，并轉(zhuǎn)換到相應(yīng)的控制器以得到得到改善的整體性能。該方法以一個(gè)有限集就可以描述不同的損傷情況的假設(shè)為基礎(chǔ)。整個(gè)設(shè)計(jì)包括幾步，其中之一就是為每個(gè)模型設(shè)計(jì)相應(yīng)的控制器?？刂破骺梢员ＷC在每個(gè)模型周圍充分大的集合內(nèi)魯棒，并使這些集合間相互交迭，從而保證自修復(fù)控制設(shè)計(jì)的解存在。整個(gè)系統(tǒng)建立在適當(dāng)選擇的針對(duì)每種損傷模型而設(shè)計(jì)的觀測(cè)器的基礎(chǔ)上，觀測(cè)器并行運(yùn)行以尋找最接近當(dāng)前工作狀態(tài)的模型，并切換到相應(yīng)的控制器。所選擇的切換順序要保證整個(gè)系統(tǒng)的信號(hào)和理想性能有界。

（5）可重構(gòu)滑模變結(jié)構(gòu)控制算法。

滑模變結(jié)構(gòu)方法用于可重構(gòu)控制是由Shtessel和Buffington提出來的，它本質(zhì)上是一個(gè)魯棒控制器，能夠自適應(yīng)地處理作動(dòng)器位置和速率限制。Shtessel等[3]提出來的控制是兩環(huán)串行結(jié)構(gòu)的，最終目標(biāo)就是要跟蹤給定的滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角。外環(huán)給內(nèi)環(huán)提供角速度指令，外環(huán)設(shè)計(jì)用標(biāo)準(zhǔn)的魯棒滑?？刂萍夹g(shù)。內(nèi)環(huán)也是滑?？刂破?，但是它對(duì)作動(dòng)器的幅值和速率限制有自適應(yīng)性。Shtessel等[3]研究顯示通過調(diào)節(jié)邊界層的厚度可以避免積分飽和作動(dòng)器的幅值和速率限制。系統(tǒng)的跟蹤性能和邊界層厚度是一對(duì)矛盾。它給了一個(gè)直覺上的方法來解決這個(gè)問題。Shtessel等[3]把多環(huán)滑?？刂朴迷贔-16和創(chuàng)新控制面飛機(jī)上。這個(gè)方法得到了很好的跟蹤結(jié)果，且不需要對(duì)故障模型進(jìn)行參數(shù)辨識(shí)。通過自適應(yīng)的調(diào)節(jié)滑動(dòng)模態(tài)面的有界層來解決作動(dòng)器帶寬限制問題。Hess和Wells共同提出了基于自適應(yīng)觀測(cè)器的滑模控制方法，并在F-18和創(chuàng)新控制面飛機(jī)上進(jìn)行了驗(yàn)證。

圖3 基于多模型的FDI-ARC基本結(jié)構(gòu)

可重構(gòu)滑模變結(jié)構(gòu)方法有兩個(gè)優(yōu)點(diǎn)：一是作為一種魯棒控制技術(shù)，它能夠處理很多結(jié)構(gòu)性的故障，這些故障改變系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性，而不僅僅是一些假定的不確定性；二是在線的邊界層自適應(yīng)性可以處理部分的作動(dòng)器面缺失故障，而且能避免作動(dòng)器位置限制和積分飽和，但降低了跟蹤特性。

可重構(gòu)滑模變結(jié)構(gòu)方法也有兩個(gè)不足：一是首先它假定輸入矩陣是方陣或者可逆。對(duì)于飛機(jī)來說，這意味著對(duì)于每個(gè)控制變量，飛機(jī)必須有且僅有一個(gè)控制面，而且控制面不能有缺失。Shtessel等[3]考慮了控制面部分缺失的故障重構(gòu)問題，但控制面的浮動(dòng)和卡死是不容易解決的，需要增加一個(gè)控制分配模塊。二是因?yàn)樗墓收项愋秃芏?，所以控制器不可避免比較保守。

先進(jìn)重構(gòu)飛行控制技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)、技術(shù)優(yōu)勢(shì)和應(yīng)用前景

重構(gòu)飛行控制技術(shù)在本質(zhì)上是一種容錯(cuò)飛行控制技術(shù)，它使飛控系統(tǒng)可以適應(yīng)未知故障和損傷，從而保證安全性和維持適當(dāng)?shù)牟倏v品質(zhì)。先進(jìn)重構(gòu)飛行控制技術(shù)在原有基礎(chǔ)上更強(qiáng)調(diào)自適應(yīng)能力，不再依賴故障診斷和隔離（FDI）系統(tǒng)，因而促進(jìn)了魯棒控制、智能控制和自適應(yīng)控制技術(shù)的交叉和融合。未來的重構(gòu)控制技術(shù)將是在自適應(yīng)概念下對(duì)現(xiàn)有技術(shù)的進(jìn)一步綜合和拓展，并必然朝著智能化的方向發(fā)展[4-6]。

波音公司在RESTORE 項(xiàng)目上的成功，是重構(gòu)飛行控制技術(shù)發(fā)展的里程碑事件，同時(shí)也凸顯了先進(jìn)重構(gòu)飛行控制技術(shù)的主要優(yōu)勢(shì)：

（1） 實(shí)時(shí)性能和長期的穩(wěn)定性。在故障損傷后具有適當(dāng)?shù)幕謴?fù)速度，以維持操縱品質(zhì)和保證安全。

（2） 不是高增益控制，不會(huì)惡化結(jié)構(gòu)模態(tài)耦合特性。

（3） 在恢復(fù)過程中不依賴參數(shù)辨識(shí)，同時(shí)也限制了故障后針對(duì)控制重新分配問題中參數(shù)辨識(shí)的范圍。

（4） 大大削減飛控設(shè)計(jì)中對(duì)于精確氣動(dòng)參數(shù)數(shù)據(jù)庫的需要。

（5） 大幅度地減少現(xiàn)行設(shè)計(jì)過程中大量的離線分析、試飛調(diào)參和確認(rèn)以及由可能的故障狀態(tài)所引發(fā)的不確定量的軟件編碼、調(diào)試、修改以及驗(yàn)證和確認(rèn)（V&V）的工作量，從而大大減少新飛機(jī)開發(fā)中的相關(guān)研制費(fèi)用。

特別是后兩點(diǎn)優(yōu)勢(shì)，使得先進(jìn)重構(gòu)控制技術(shù)已經(jīng)超出了自修復(fù)技術(shù)的范疇，成為一種經(jīng)濟(jì)、有效的先進(jìn)飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)。這是對(duì)完全基于精確模型和頻繁在線增益調(diào)節(jié)的經(jīng)典設(shè)計(jì)技術(shù)的超越，由此帶來的效益和應(yīng)用潛力值得特別關(guān)注，并成為發(fā)展先進(jìn)重構(gòu)控制技術(shù)的又一主要推動(dòng)力。重構(gòu)技術(shù)有著廣泛的應(yīng)用前景，先進(jìn)飛行重構(gòu)技術(shù)的優(yōu)勢(shì)使它在飛控領(lǐng)域的應(yīng)用范圍大大加寬。

重構(gòu)飛行控制系統(tǒng)應(yīng)用中的問題以及擬解決方案

雖然重構(gòu)飛行控制系統(tǒng)的研究已經(jīng)有了20多年的歷史，從目前發(fā)展情況來看，還缺乏實(shí)用性。一個(gè)重要的原因是新的重構(gòu)控制系統(tǒng)要替代現(xiàn)有的控制系統(tǒng)，但是新的重構(gòu)控制系統(tǒng)還缺乏充分的評(píng)估和確認(rèn)。相比較之下，現(xiàn)有控制系統(tǒng)在正常工作情況下已經(jīng)得到了驗(yàn)證，是比較完善的，研究人員開始考慮在現(xiàn)有控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上加以擴(kuò)展升級(jí)，使之具有重構(gòu)控制功能。Wohletz[7]等針對(duì)民用飛機(jī)在現(xiàn)有控制律的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了新型重構(gòu)控制方案，應(yīng)用基于模型參考自適應(yīng)的直接自適應(yīng)方法構(gòu)建了重構(gòu)控制律，將重構(gòu)功能作為一個(gè)模塊添加到原系統(tǒng)中。

文獻(xiàn)[8-10]對(duì)現(xiàn)有控制系統(tǒng)進(jìn)行升級(jí)，使其具備重構(gòu)功能，而不是完全以新的重構(gòu)控制系統(tǒng)替換現(xiàn)有系統(tǒng)的重構(gòu)設(shè)計(jì)方案，提出了并行結(jié)構(gòu)和串行結(jié)構(gòu)兩種方案。新型重構(gòu)控制系統(tǒng)實(shí)用化的一個(gè)障礙，是以自適應(yīng)和智能神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)為特點(diǎn)的先進(jìn)重構(gòu)控制系統(tǒng)的評(píng)估和確認(rèn)工作還亟待建立和完善。文獻(xiàn)[11-12]對(duì)自適應(yīng)和智能神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在飛行控制中應(yīng)用的評(píng)估和確認(rèn)工作進(jìn)行了研究。

結(jié)束語

對(duì)于先進(jìn)重構(gòu)飛行控制技術(shù)，國外已確認(rèn)了下一步的研究領(lǐng)域。其中之一就是進(jìn)一步完善先進(jìn)重構(gòu)算法和增益調(diào)節(jié)控制律的結(jié)合，以提高先進(jìn)重構(gòu)飛控技術(shù)的過渡潛力和應(yīng)用靈活性。此外，在現(xiàn)有的研究結(jié)果上還需要額外的駕駛仿真和試飛，以全面地研究人機(jī)耦合、大迎角操縱以及面向全包線、全任務(wù)的技術(shù)應(yīng)用，如起飛和著陸等。

先進(jìn)自修復(fù)飛行控制技術(shù)是一種可行、高效和彈性的融合技術(shù)，它不僅可以用在民用和軍用有人駕駛飛機(jī)上，有效地保證安全性和操縱品質(zhì)，在無人作戰(zhàn)飛機(jī)的開發(fā)上更是一種可行、高效和彈性的先進(jìn)技術(shù)手段，它可使飛機(jī)具有故障后繼續(xù)攻擊，或安全返航的能力，取得提高機(jī)械效率，減少能源和材料消耗的效果；可有效縮短研制周期和降低開發(fā)費(fèi)用，以大幅度地提高作戰(zhàn)效能和使用效率。因此，自修復(fù)飛控系統(tǒng)技術(shù)將具有廣泛的應(yīng)用前景。

[1] 羅峰，丁凱峰，鄧建華. 可重構(gòu)飛行控制系統(tǒng)研究. 飛行力學(xué)，2001，19(4)： 6-10.

[2] 朱鐵夫，李明，鄧建華. 具有重構(gòu)功能的基于RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)直接自適應(yīng)飛控系統(tǒng).西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào)，2005，23(3)： 311-315.

[3] Shtessel Y， Buffington J， Banda S. Multiple time scale flight control using reconfigurable sliding modes// IEEE. Proceedings of the 37th IEEE Conference on Decision and Control. Florida： IEEE，1998： 4196-4201.

[4] Reiman S E， Dillon C H， Lee H P，et al. Adaptive reconfigurable dynamic inversion control for a hypersonic cruise vehicle // AIAA.Proceedings of AIAA Guidance，Navigation，and Control Conference and Exhibit. Hawaii： AIAA，2008： 1-11.

[5] Zhong Y W，Yang L Y，Shen G Z.Control allocation based reconfigurable flight control for aircraft with multiple control effectors//AIAA. Proceedings of 47th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including The New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Florida： AIAA，2009： 1-12.

[6] Hess R A， McLean C. Development of a design methodology for Reconfigurable flight control systems //AIAA. proceedings of 38th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.Nevada：AIAA，2000： 1-13.

[7] Wohletz J M. Retrofit systems for reconfiguration in civil aviation. Massachusetts：Massachusetts Institute of Technology， 2000.

[8] Monaco J F， Ward D G， Bateman A J D. A retrofit architecture for modelbased adaptive flight control// AIAA. AIAA 1st Intelligent Systems Technical Conference.Illinois： AIAA， 2004： 1-18.

[9] Sharma M， Calise A J. Neural-network augmentation of existing linear controllers.Journal of Guidance， Control， and Dynamics，2005， 28(1)： 12-19.

[10] Jacklin S A， Schumann J M， Gupta P P. Development of advanced verification and validation procedures and tools for the certification of learning systems in aerospace applications// AIAA. Infotech@Aerospace.Virginia： AIAA， 2005： 1-16.

[11] Bandyopadhyay B， Janardhanan S.Discrete-time sliding mode control . New York：Springer Berlin Heidelberg， 2006.

[12] Jacklin S A， Lowry M R， Schumann J M. Verification， validation， and vertification challenges for adaptive flight-critical control system software // AIAA. Proceedings of AIAA Guidance，Navigation，and Control Conference and Exhibit. Rhode Island： AIAA， 2004： 1-10.