淺談現(xiàn)代飛機(jī)控制系統(tǒng)的重構(gòu)控制

王濤

摘 要 當(dāng)前我國(guó)空中交通變得日益繁忙，減小飛機(jī)的事故發(fā)生，提高飛機(jī)的安全性和可靠性變得非常重要，研究飛機(jī)的安全性和可靠性的一個(gè)重要領(lǐng)域就是飛機(jī)控制系統(tǒng)的重構(gòu)技術(shù)。飛機(jī)控制系統(tǒng)的重構(gòu)控制技術(shù)研究最開(kāi)始主要集中在飛機(jī)線(xiàn)性化模型在小擾動(dòng)背景下的重構(gòu)控制規(guī)律的設(shè)計(jì)探究，而飛機(jī)控制系統(tǒng)的重構(gòu)技術(shù)能夠減小飛機(jī)控制系統(tǒng)硬件余度的依賴(lài)，允許飛機(jī)在發(fā)生大范圍故障或者戰(zhàn)斗過(guò)程中損傷時(shí)依然能夠完成飛行任務(wù)，其飛行性能并不受到多大影響。因此，研究飛機(jī)控制系統(tǒng)的重構(gòu)技術(shù)是當(dāng)前飛行器綜合設(shè)計(jì)領(lǐng)域中的一項(xiàng)熱門(mén)專(zhuān)題。

關(guān)鍵詞 飛機(jī) 控制系統(tǒng) 重構(gòu)控制

中圖分類(lèi)號(hào)：TM91 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1007-0745（2021）01-0001-03

1 前言

當(dāng)前我國(guó)空中交通變得日益繁忙，減小飛機(jī)的事故發(fā)生，提高飛機(jī)的安全性和可靠性變得非常重要，研究飛機(jī)的安全性和可靠性的一個(gè)重要領(lǐng)域就是飛機(jī)控制系統(tǒng)的重構(gòu)技術(shù)[1]（如圖1所示飛機(jī)控制系統(tǒng)）。該技術(shù)是運(yùn)用一種主動(dòng)容錯(cuò)控制技術(shù)，能夠在系統(tǒng)中各個(gè)部件故障或遭遇意外損傷時(shí)對(duì)故障進(jìn)行檢測(cè)和辨識(shí)，適時(shí)改變控制器參數(shù)或者結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)重構(gòu)或重建，讓飛行器能適應(yīng)故障或者特殊任務(wù)環(huán)境，有效確保系統(tǒng)安全性與維持飛機(jī)一定的操縱品質(zhì)[2]。所以，飛機(jī)控制系統(tǒng)的重構(gòu)技術(shù)能夠減小飛機(jī)控制系統(tǒng)硬件余度的依賴(lài)，允許飛機(jī)在發(fā)生大范圍故障或者戰(zhàn)斗過(guò)程中損傷時(shí)依然能夠完成飛行任務(wù)，其飛行性能并不受到多大影響[3]。因此，研究飛機(jī)控制系統(tǒng)的重構(gòu)技術(shù)是當(dāng)前飛行器綜合設(shè)計(jì)領(lǐng)域中的一項(xiàng)熱門(mén)專(zhuān)題。

2 飛機(jī)控制系統(tǒng)的重構(gòu)控制技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀

飛機(jī)控制系統(tǒng)的重構(gòu)控制技術(shù)研究由來(lái)已久，最開(kāi)始集中在飛機(jī)線(xiàn)性化模型方面的探究，尤其是小擾動(dòng)背景下關(guān)于重構(gòu)控制方式的設(shè)計(jì)探究，并沒(méi)有一個(gè)明確概念，也只是由美國(guó)國(guó)家航空宇航局（該單位的英文縮寫(xiě)：NASA）簡(jiǎn)單的提出[4]。到1988年，美國(guó)ACC在“飛機(jī)重構(gòu)控制”方面開(kāi)設(shè)了一個(gè)專(zhuān)門(mén)研究欄目，專(zhuān)門(mén)探究線(xiàn)性系統(tǒng)中存在的一系列故障重構(gòu)問(wèn)題現(xiàn)象（如圖2所示飛機(jī)重構(gòu)飛行控制方法）。次年，Napolitano等研究員提出了飛機(jī)控制的重構(gòu)技術(shù)，并得到了非常著名的算法，即飛機(jī)控制的重構(gòu)算法，該算法主要采用的是多模態(tài)卡爾曼濾波器來(lái)計(jì)算飛機(jī)在某一零件損壞情況下的線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)模型，以此建立起飛行控制的重構(gòu)算法[5]。隨著研究的不斷深入，飛機(jī)控制系統(tǒng)的重構(gòu)控制技術(shù)的研究領(lǐng)域變得更寬廣，包括研究飛機(jī)強(qiáng)耦合性、非線(xiàn)性、時(shí)變性等方面的系統(tǒng)探究，飛控系統(tǒng)的自適應(yīng)能力（飛控重構(gòu)技術(shù)的智能化），以及以后重構(gòu)控制算法與增益調(diào)節(jié)控制律的聚集，還會(huì)出現(xiàn)運(yùn)用潛力與適應(yīng)靈活性的飛機(jī)控制系統(tǒng)的重構(gòu)控制技術(shù)。

3 飛機(jī)控制系統(tǒng)的重構(gòu)控制技術(shù)分析

3.1偽逆法

當(dāng)前，偽逆法可以說(shuō)是非常重要的一種方法，該方法是一種使用飛機(jī)飛行的故障信息動(dòng)態(tài)調(diào)整改變系統(tǒng)的反饋控制增益，重構(gòu)系統(tǒng)以后可以使得飛機(jī)處于更加趨于正常狀態(tài)完成飛行控制，同時(shí)該方法又被稱(chēng)為偽逆法，因?yàn)樵谠到y(tǒng)的導(dǎo)進(jìn)陣前要乘以一個(gè)偽逆陣，因此叫做偽逆法[6]。偽逆法重構(gòu)方案的目標(biāo)是按照己有的正常狀況下控制輸入與控制輸入矩陣是U0 B0，故障下控制輸入與控制輸入矩陣是Ug， Bg。計(jì)算獲得Ug讓發(fā)生故障前后的輸入輸出特性沒(méi)改變，也就是Ug Bg≈U0 B0。那么要讓故障后的控制效果和正常情況的控制效果一樣，偽逆控制輸入 ：

其中是飛行器故障以后的控制混合器反饋增益矩陣，Bg+是Bg的偽逆矩陣，K0是正常情況下的反饋增益矩陣。

隨著飛行器的增多，故障的出現(xiàn)頻繁，偽逆法已經(jīng)成為一類(lèi)十分常用的重構(gòu)控制方法，其優(yōu)點(diǎn)是算法單一，操作簡(jiǎn)單方便，從而在實(shí)驗(yàn)室研究，理論探究、飛行實(shí)際探究中獲得了廣泛采用（如圖3所示飛機(jī)飛行操縱面）。例如：飛機(jī)的飛控系統(tǒng)操縱面發(fā)生故障，通常是損壞故障現(xiàn)象，就可以采用飛機(jī)飛行的故障信息動(dòng)態(tài)進(jìn)行實(shí)際操作，將系統(tǒng)的反饋控制增益進(jìn)行改變，當(dāng)系統(tǒng)故障信息得以重構(gòu)后就會(huì)擁有一個(gè)可以趨于正常情況飛行下的一種性能，從而達(dá)到對(duì)飛行器的飛行控制[7]。偽逆法還有一個(gè)優(yōu)點(diǎn)就是在重構(gòu)辦法中飛行控制律無(wú)需改變， 只需要導(dǎo)入一個(gè)“控制混合器”就能解決問(wèn)題。引入控制混合器是在飛機(jī)飛行中就可以按照各類(lèi)故障情況切換到各類(lèi)工作模式，不過(guò)控制混合器的設(shè)定要注意，必須在已經(jīng)離線(xiàn)狀況進(jìn)行設(shè)計(jì)完成。

3.2 多模型自適應(yīng)法

多模型自適應(yīng)控制器是利用多類(lèi)型各式樣模型建立的模型集覆蓋系統(tǒng)參數(shù)改變的存在范圍，并且每個(gè)模型單獨(dú)設(shè)計(jì)了控制器，并按照一定的切換方式方法選取最好控制器實(shí)施控制，但是在當(dāng)前的技術(shù)條件下，飛行控制系統(tǒng)的整體魯棒性沒(méi)有一種方法進(jìn)行真實(shí)有效的評(píng)定[8]。多模型自適應(yīng)法是采用一種有限集假如作為基礎(chǔ)，并且在這有限集中能夠完整刻畫(huà)飛行控制系統(tǒng)造成的不同壞損情況，而且該控制系統(tǒng)中還建立了許多壞損辨識(shí)模型與相應(yīng)的控制器，控制器能讓有關(guān)的辨識(shí)模型范圍中全面大的集合內(nèi)魯棒，這樣會(huì)讓集合彼此能彼交迭，重構(gòu)控制設(shè)計(jì)解自然就會(huì)存在其中。該方法主要用到飛行器執(zhí)行機(jī)構(gòu)壞損以及功能缺失問(wèn)題上，同時(shí)所有飛行控制重構(gòu)系統(tǒng)中出現(xiàn)損傷模型時(shí)，該系統(tǒng)還能完成相關(guān)的觀測(cè)器建立，飛行器在運(yùn)行時(shí)，多模型自適應(yīng)控制器還能實(shí)時(shí)的探尋最接近目前真實(shí)情況的模型，然后轉(zhuǎn)換進(jìn)相適宜的控制器，也更好的適應(yīng)各種故障環(huán)境問(wèn)題。

3.3 無(wú)需故障信息的方法

無(wú)需故障信息的方法主要是直接自適應(yīng)法，還有關(guān)于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)重構(gòu)控制等各種類(lèi)型方法。直接自適應(yīng)法是比較常見(jiàn)的方法，根據(jù)直接自適應(yīng)控制方法的應(yīng)用環(huán)境，采用各種構(gòu)造技術(shù)，讓發(fā)生故障后的飛機(jī)可以達(dá)到正實(shí)性的條件。自適應(yīng)調(diào)節(jié)機(jī)制有個(gè)明顯的作用，就是可以用故障飛機(jī)跟隨參考模型的輸出實(shí)現(xiàn)重構(gòu)系統(tǒng)的穩(wěn)定。該方法具有有效性，可以在某一特定的限制環(huán)境下實(shí)施進(jìn)行。其次是神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)重構(gòu)控制方法，該方法是采用非線(xiàn)性飛行控制系統(tǒng)，通過(guò)該系統(tǒng)故障的點(diǎn)位與大小都無(wú)需提前獲知，系統(tǒng)的參數(shù)更不需要分析辨別，就能完成精準(zhǔn)跟蹤參考模型的輸出。該方法的缺點(diǎn)就是控制系統(tǒng)的穩(wěn)固性、收斂性無(wú)法在重構(gòu)控制律以后進(jìn)行評(píng)價(jià)認(rèn)定。

4 結(jié)語(yǔ)

針對(duì)空中飛機(jī)的事故發(fā)生問(wèn)題，本文探討了關(guān)于飛機(jī)一個(gè)重要領(lǐng)域就是飛機(jī)控制系統(tǒng)的重構(gòu)技術(shù)，該技術(shù)作為一種主動(dòng)容錯(cuò)控制技術(shù)，能夠在系統(tǒng)中各個(gè)部件故障或遭遇意外損傷時(shí)對(duì)故障進(jìn)行檢測(cè)和辨識(shí)，適時(shí)改變控制器參數(shù)或者結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)重構(gòu)或重建，讓飛行器能適應(yīng)故障或者特殊任務(wù)環(huán)境，有效確保系統(tǒng)安全性與維持飛機(jī)一定的操縱品質(zhì)。但是當(dāng)飛行技術(shù)的研究不斷深入，飛機(jī)控制系統(tǒng)的重構(gòu)控制技術(shù)的研究領(lǐng)域攝入到飛機(jī)強(qiáng)耦合性、非線(xiàn)性、時(shí)變性等方面的系統(tǒng)探究，飛控系統(tǒng)的自適應(yīng)能力（飛控重構(gòu)技術(shù)的智能化），以及以后重構(gòu)控制算法與增益調(diào)節(jié)控制律的聚集。文章在接下來(lái)也進(jìn)行深入的探討了這幾種技術(shù)，其中偽逆法可以說(shuō)是非常重要的一種方法，優(yōu)點(diǎn)是算法單一，操作簡(jiǎn)單方便，在重構(gòu)辦法中飛行控制律無(wú)需改變， 只需要導(dǎo)入一個(gè)“控制混合器”就能解決問(wèn)題。從而在實(shí)驗(yàn)室研究，理論探究、飛行實(shí)際探究中獲得了廣泛采用。其次比較重要的是多模型自適應(yīng)法，多模型自適應(yīng)法是在這有限集中能夠完整刻畫(huà)飛行控制系統(tǒng)造成的不同壞損情況，而且該控制系統(tǒng)中還建立了許多壞損辨識(shí)模型與相應(yīng)的控制器，控制器能讓有關(guān)的辨識(shí)模型范圍中全面大的集合內(nèi)魯棒，這樣會(huì)讓集合彼此能彼交迭，重構(gòu)控制設(shè)計(jì)解自然就會(huì)存在其中。最后是無(wú)需故障信息的方法，該方法有有效性，可以在某一特定的限制環(huán)境下實(shí)施進(jìn)行，不足就是控制系統(tǒng)的穩(wěn)固性、收斂性無(wú)法在重構(gòu)控制律以后進(jìn)行評(píng)價(jià)認(rèn)定。因此探討機(jī)控制系統(tǒng)的重構(gòu)技術(shù)，其目的是能夠減小飛機(jī)控制系統(tǒng)硬件余度的依賴(lài)，允許飛機(jī)在發(fā)生大范圍故障或者戰(zhàn)斗過(guò)程中損傷時(shí)依然能夠完成飛行任務(wù)，其飛行性能并不受到多大影響。

參考文獻(xiàn)：

[1] 李藝海，鞏鵬瀟，方自力.某型機(jī)飛控系統(tǒng)“雙通道故障”、俯仰方向振蕩問(wèn)題分析與定位研究[J].科技創(chuàng)新與應(yīng)用，2020（24）：57-58，61.

[2] 郭俊俏，喻松.電傳飛控系統(tǒng)的綜合控制臺(tái)方案[J].中國(guó)科技信息，2019（10）： 50-51.

[3] 王民，張新珂，馮軍克，曾柯.某型飛機(jī)飛控系統(tǒng)自檢不通過(guò)故障分析[J].航空維修與工程， 2019（06）：76-78.

[4] 雷鳴，盧曉東，霍幸莉.飛機(jī)顫振試飛操縱面脈沖激勵(lì)響應(yīng)仿真方法研究[J].裝備環(huán)境工程， 2020（09）：48-53.

[5] 劉艷，高正紅.基于性能需求的戰(zhàn)斗機(jī)操縱面優(yōu)先級(jí)評(píng)估模型[J].飛行力學(xué)，2018（04）：6-10.

[6] 易堅(jiān)，陳勇，董新民，支健輝，劉棕成.多操縱面飛機(jī)交叉耦合魯棒控制分配策略[J]. 控制與決策，2017（01）：171-175.

[7] 溫博文，董文瀚，解武杰，馬駿.深度自編碼觀測(cè)器飛機(jī)操縱面快速故障診斷[J].飛行力學(xué)， 2016（06）：34-38，44.

[8] 劉棕成，陳勇，董新民，薛建平，程建鋒，王族統(tǒng).含執(zhí)行器非線(xiàn)性的多操縱面飛機(jī)自適應(yīng)跟蹤控制[J].系統(tǒng)工程與電子技術(shù)，2017（02）：383-390.

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