王雙雙， 陳 欣， 曹 東

(南京航空航天大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院，南京 211106)

0 引言

由于無(wú)人機(jī)具有性價(jià)比高,沒(méi)有駕駛?cè)藛T安全、生存條件限制的特點(diǎn),故應(yīng)用范圍與環(huán)境更加廣泛。保證無(wú)人機(jī)自動(dòng)飛行的飛行控制系統(tǒng)因長(zhǎng)期受到惡劣運(yùn)行環(huán)境如電磁輻射、溫度、壓力、震動(dòng)以及外部損傷等的影響，發(fā)生故障的概率大幅提高[1]。飛行控制計(jì)算機(jī)作為無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的核心，對(duì)無(wú)人機(jī)的性能和安全起著決定性的作用[2]。為提高飛行控制系統(tǒng)的可靠性，降低故障發(fā)生對(duì)其功能和性能的影響，通常會(huì)對(duì)飛行控制計(jì)算機(jī)中的關(guān)鍵設(shè)備采用硬件冗余備份的設(shè)計(jì)。

由于硬件的冗余設(shè)計(jì)必須和相應(yīng)的系統(tǒng)重構(gòu)策略與故障恢復(fù)算法配合使用，才能達(dá)到增強(qiáng)飛行控制系統(tǒng)魯棒性的目的[3]。因此，對(duì)系統(tǒng)重構(gòu)與恢復(fù)的研究具有非常重要的意義。

國(guó)內(nèi)外針對(duì)余度飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)重構(gòu)與恢復(fù)的研究大多是針對(duì)舵面故障進(jìn)行的控制律重構(gòu)[4]或者針對(duì)功能單元故障進(jìn)行余度降級(jí)的重構(gòu)[5],對(duì)故障恢復(fù)后系統(tǒng)重構(gòu)的研究比較少，特別是對(duì)飛行狀態(tài)恢復(fù)的研究。因此，本文主要針對(duì)三余度飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)架構(gòu)下不同功能單元的故障，給出相應(yīng)的系統(tǒng)重構(gòu)策略與故障恢復(fù)算法。最后在仿真環(huán)境下，通過(guò)故障注入的方法驗(yàn)證了本文設(shè)計(jì)的系統(tǒng)重構(gòu)策略與故障恢復(fù)算法的正確性，通過(guò)故障恢復(fù)可以有效地提高系統(tǒng)的可靠性。

1 三余度飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)架構(gòu)

三余度飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)的余度架構(gòu)體現(xiàn)在3個(gè)方面：1)內(nèi)部功能模塊的余度；2)外部連接的傳感器的余度；3)外部連接的執(zhí)行機(jī)構(gòu)的余度。

1.1 飛行控制計(jì)算機(jī)的余度

本文設(shè)計(jì)的三余度飛行控制計(jì)算機(jī)由控制單元(Control Unit，CU)、接口單元(Interface Unit，IU)和總線組成。CU主要負(fù)責(zé)飛行控制律解算、控制邏輯解算、導(dǎo)航解算、任務(wù)管理以及余度管理的實(shí)現(xiàn)；IU通過(guò)自身數(shù)字量、模擬量以及串口通訊的接口，負(fù)責(zé)對(duì)外部的傳感器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)等設(shè)備進(jìn)行輸入輸出的管理；總線負(fù)責(zé)CU和CU之間，CU和IU之間的數(shù)據(jù)交互。

本文對(duì)CU，IU和總線進(jìn)行冗余備份，樣例余度飛行控制計(jì)算機(jī)由3個(gè)CU、2個(gè)IU和2條總線構(gòu)成，系統(tǒng)架構(gòu)如圖1所示。

圖1 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.1 System structure diagram

1.2 傳感器的余度

傳感器的余度配置采用非相似余度[6]的設(shè)計(jì)思想，能夠一定程度上避免共性故障。采用不同的傳感器對(duì)相同的飛行信息進(jìn)行采集，能夠保證飛行控制計(jì)算機(jī)計(jì)算所需關(guān)鍵飛行信息的安全性。傳感器測(cè)量信息如表1所示。

由表1可知，所有的姿態(tài)、位置、高度、速度信息都可以通過(guò)不同的傳感器測(cè)得，構(gòu)成了傳感器信息的冗余。當(dāng)某個(gè)傳感器出現(xiàn)故障時(shí)，可從冗余的傳感器設(shè)備中獲得相應(yīng)的信息。

表1 傳感器冗余信息一覽表

1.3 執(zhí)行機(jī)構(gòu)的余度

執(zhí)行機(jī)構(gòu)的余度配置采用功能余度[7]的設(shè)計(jì)思想。樣例無(wú)人機(jī)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)包括氣動(dòng)舵面、發(fā)動(dòng)機(jī)、剎車(chē)、起落架等，每個(gè)執(zhí)行機(jī)構(gòu)都是由單獨(dú)的舵機(jī)驅(qū)動(dòng)，而所有的執(zhí)行機(jī)構(gòu)中只有氣動(dòng)舵面具有功能余度的特性——?dú)鈩?dòng)舵面關(guān)于縱平面對(duì)稱(左/右內(nèi)副翼、左/右外副翼、左/右內(nèi)V尾、左/右外V尾、左/右襟翼)。在某一個(gè)舵面發(fā)生故障時(shí)，可以通過(guò)控制律重構(gòu)的技術(shù)實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的重構(gòu),所以本文只考慮了執(zhí)行機(jī)構(gòu)中氣動(dòng)舵面的余度配置,如圖2所示。

圖2 樣例無(wú)人機(jī)舵面分布圖Fig.2 UAV rudder distribution

2 系統(tǒng)重構(gòu)與恢復(fù)

系統(tǒng)的重構(gòu)[8]是指在故障發(fā)生后，對(duì)故障進(jìn)行屏蔽和隔離，對(duì)系統(tǒng)內(nèi)部的結(jié)構(gòu)進(jìn)行重新調(diào)整，使系統(tǒng)的功能不受故障的影響。系統(tǒng)重構(gòu)研究的重點(diǎn)是重構(gòu)策略的設(shè)計(jì)。

系統(tǒng)的重構(gòu)分為物理層面的重構(gòu)和邏輯意義上的重構(gòu)。鑒于研究對(duì)象三余度飛行控制計(jì)算機(jī)的硬件條件，本文采用的是邏輯意義上的重構(gòu)方式。即在硬件配置和網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)不變的情況下，當(dāng)檢測(cè)到故障發(fā)生時(shí)，對(duì)故障模塊實(shí)施暫時(shí)的隔離與屏蔽，在保證系統(tǒng)功能不受影響的情況下，完成系統(tǒng)的重構(gòu)。

2.1 系統(tǒng)的重構(gòu)

由第1章系統(tǒng)的余度架構(gòu)可知：完備的系統(tǒng)的重構(gòu)包括CU，IU，總線，輸入設(shè)備和輸出設(shè)備的重構(gòu)，其中CU的重構(gòu)是本文研究的重點(diǎn)。在假定IU、總線、外部輸入輸出設(shè)備均無(wú)故障的條件下，結(jié)合系統(tǒng)的硬件體系結(jié)構(gòu)，當(dāng)CU發(fā)生整體失效故障時(shí)，研究了CU的重構(gòu)策略。而IU、總線、輸入設(shè)備和輸出設(shè)備故障的重構(gòu)，由于篇幅限制，只是通過(guò)設(shè)備分配做簡(jiǎn)要介紹。

2.1.1 CU的重構(gòu)

由1.1節(jié)介紹可知：飛行控制計(jì)算機(jī)內(nèi)部有3個(gè)CU，分別是CU_A，CU_B，CU_C,設(shè)定它們的優(yōu)先級(jí)分別為CU_A>CU_B>CU_C。當(dāng)通過(guò)心跳檢測(cè)機(jī)制[9]檢測(cè)到CU發(fā)生整體失效的故障時(shí)，系統(tǒng)根據(jù)設(shè)定的優(yōu)先級(jí)順序依次搶奪總線的輸出控制權(quán)；當(dāng)更高優(yōu)先級(jí)的CU從故障狀態(tài)中恢復(fù)時(shí)，控制權(quán)將被交還給優(yōu)先級(jí)更高的CU?？刂茩?quán)切換邏輯如圖3所示，圖中接管控制權(quán)的CU用加粗和帶下劃線的字母表示。

圖3 控制權(quán)切換邏輯Fig.3 Control switching logic

當(dāng)3個(gè)CU均正常工作時(shí)，系統(tǒng)為三余度表決的工作模式。由優(yōu)先級(jí)最高的CU_A掌握總線的輸出控制權(quán)，CU_B，CU_C將各自控制律解算的結(jié)果通過(guò)總線交叉?zhèn)鬏斀oCU_A，由CU_A對(duì)輸出信息進(jìn)行表決，構(gòu)成了三模冗余的系統(tǒng)。

當(dāng)只有2個(gè)CU正常工作時(shí)，系統(tǒng)降級(jí)為主從熱備份的工作模式。優(yōu)先級(jí)較高的CU成為主CU，接管總線輸出控制權(quán)，優(yōu)先級(jí)較低的CU成為備CU。系統(tǒng)以主CU輸出的解算信息為準(zhǔn)，不再進(jìn)行表決。主、備CU通過(guò)對(duì)互相之間的控制律計(jì)算結(jié)果和心跳信息進(jìn)行比較和監(jiān)測(cè)，來(lái)判斷對(duì)方的工作狀態(tài)，從而構(gòu)成了雙機(jī)比較容錯(cuò)系統(tǒng)。

當(dāng)只有1個(gè)CU正常工作時(shí)，系統(tǒng)降級(jí)為單機(jī)工作模式，當(dāng)前的CU為主CU，系統(tǒng)以主CU的控制律解算結(jié)果為準(zhǔn)，構(gòu)成單余度的系統(tǒng)。

在主從熱備份和單機(jī)的工作模式下，主CU會(huì)按照優(yōu)先級(jí)依次對(duì)故障的CU進(jìn)行恢復(fù)。若恢復(fù)成功，控制權(quán)交給此時(shí)優(yōu)先級(jí)最高的CU，如果此時(shí)還有故障的CU，則由此時(shí)最高優(yōu)先級(jí)的CU對(duì)其進(jìn)行恢復(fù)。CU恢復(fù)重構(gòu)邏輯如圖4所示。

圖4 恢復(fù)重構(gòu)邏輯Fig.4 Recovery reconstruction logic

2.1.2 其他單元的重構(gòu)

由第1章的介紹可知傳感器、氣動(dòng)舵面IU和總線均具有硬件冗余的特性,當(dāng)其發(fā)生故障時(shí)，關(guān)于它們的重構(gòu)可以通過(guò)設(shè)備分配方案來(lái)體現(xiàn)，如圖5所示。

1) 傳感器的重構(gòu)。根據(jù)測(cè)量的傳感器信息冗余的特性，將傳感器分為兩組：第一組為慣導(dǎo)和大氣機(jī)；第二組為AHRS，GPS和無(wú)線電高度表。兩組傳感器分別和不同的IU連接，能夠減小某一個(gè)IU整體故障帶來(lái)的影響。當(dāng)發(fā)生傳感器故障時(shí)，可根據(jù)傳感器信息源優(yōu)先級(jí)的高低(表1“可測(cè)傳感器”一欄，優(yōu)先級(jí)高的傳感器排在前面)，按照由高到低的順序依次切換，實(shí)現(xiàn)對(duì)傳感器故障的重構(gòu)。

2) 氣動(dòng)舵面的重構(gòu)。由于10塊氣動(dòng)舵面是由10個(gè)獨(dú)立的舵機(jī)來(lái)驅(qū)動(dòng)，根據(jù)舵面功能冗余的特性，將10個(gè)舵機(jī)分別掛接在不同的IU，可以有效地避免出現(xiàn)某一個(gè)IU整體故障時(shí)，相同能力的舵面同時(shí)失效的情況。分配方案遵循“一左一右”和“一外一內(nèi)”[10]的原則，保證在發(fā)生舵面故障時(shí)，可以利用控制律重構(gòu)[11]的方法，實(shí)現(xiàn)對(duì)舵面故障的重構(gòu)。

3) IU的重構(gòu)。正常情況下IU_1和IU_2同時(shí)工作。IU上某個(gè)模塊(模擬量、數(shù)字量、串口量)發(fā)生故障后的重構(gòu)，可根據(jù)故障后的表現(xiàn)形式一致的特點(diǎn)，將它分別歸結(jié)到對(duì)應(yīng)傳感器、舵面故障的重構(gòu)，在此不再贅述。本文IU的重構(gòu)特指的是IU整體的重構(gòu)。根據(jù)圖3的設(shè)備分配方案，當(dāng)某個(gè)IU發(fā)生整體失效故障時(shí)，通過(guò)暫時(shí)隔離故障的IU，啟動(dòng)單IU工作模式可以保證無(wú)人機(jī)繼續(xù)正常飛行，實(shí)現(xiàn)了對(duì)IU故障的重構(gòu)。

4) 總線的重構(gòu)。正常情況下，總線1負(fù)責(zé)所有數(shù)據(jù)的傳輸工作，總線2處于熱備份狀態(tài)。當(dāng)總線1出現(xiàn)故障時(shí)，數(shù)據(jù)傳輸工作由總線2接替，實(shí)現(xiàn)了總線的重構(gòu)。

2.2 系統(tǒng)的恢復(fù)

系統(tǒng)的恢復(fù)是指對(duì)故障單元進(jìn)行恢復(fù)操作，讓故障單元重新加入正常工作隊(duì)列。系統(tǒng)恢復(fù)的研究重點(diǎn)是恢復(fù)算法的設(shè)計(jì)。由第1章系統(tǒng)的余度架構(gòu)可知：完備的系統(tǒng)的恢復(fù)包括CU，IU，總線，輸入設(shè)備和輸出設(shè)備的恢復(fù)。本文只針對(duì)CU的恢復(fù)做了研究。當(dāng)發(fā)生CU整體失效故障后，正常的CU在空閑時(shí)間內(nèi)對(duì)故障的CU進(jìn)行狀態(tài)恢復(fù)操作，使之能恢復(fù)到正常的運(yùn)行狀態(tài)，重新加入工作隊(duì)列，提高系統(tǒng)的可靠性。

由于CU負(fù)擔(dān)了全部飛行控制的解算任務(wù)，其工作狀態(tài)與無(wú)人機(jī)的飛行狀態(tài)密切相關(guān)，具有記憶效應(yīng)。當(dāng)CU發(fā)生整體失效的故障時(shí)，CU的軟件狀態(tài)回到了初始化狀態(tài)，記憶的數(shù)據(jù)全部被抹去，進(jìn)而導(dǎo)致無(wú)人機(jī)失控。因此，對(duì)系統(tǒng)狀態(tài)的恢復(fù)就是對(duì)CU軟件的工作狀態(tài)進(jìn)行恢復(fù)，即對(duì)關(guān)鍵的控制狀態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行恢復(fù)。

故障恢復(fù)方式有前向恢復(fù)和后向恢復(fù)兩種[12]。

1) 前向恢復(fù)：通過(guò)將正常CU的控制狀態(tài)數(shù)據(jù)通過(guò)數(shù)據(jù)交叉?zhèn)鬏旀溌贰翱截悺钡焦收匣謴?fù)后的CU的手段，以達(dá)到恢復(fù)其正?？刂乒ぷ鳡顟B(tài)的目的。

2) 后向恢復(fù)：在CU正常運(yùn)行的過(guò)程中，定期地將其工作狀態(tài)(檢查點(diǎn))保存在非易失存儲(chǔ)器中，當(dāng)CU故障后重啟時(shí)，根據(jù)最后一次儲(chǔ)存的檢查點(diǎn)對(duì)其狀態(tài)進(jìn)行恢復(fù)。

由于后向恢復(fù)只能在CU故障時(shí)間很短的情況達(dá)到較好的恢復(fù)效果，而前向恢復(fù)對(duì)CU故障時(shí)間沒(méi)有嚴(yán)格要求，結(jié)合研究對(duì)象具有3CU的特點(diǎn)，本文采用的恢復(fù)方式是前向恢復(fù)。

選取的控制狀態(tài)數(shù)據(jù)的優(yōu)劣決定了前向恢復(fù)效果的好壞，而控制狀態(tài)數(shù)據(jù)的選取是和無(wú)人機(jī)當(dāng)前的飛行狀態(tài)息息相關(guān)的。因?yàn)樵诓煌w行模態(tài)下，控制律的結(jié)構(gòu)是不同的，需要恢復(fù)的數(shù)據(jù)也是不同的，所以必須仔細(xì)篩選需要恢復(fù)的數(shù)據(jù)，制定相應(yīng)的恢復(fù)協(xié)議。

本文僅對(duì)無(wú)人機(jī)自主飛行模式下的爬升、平飛以及下滑狀態(tài)的恢復(fù)進(jìn)行了研究。在這幾種狀態(tài)下，需要恢復(fù)的關(guān)鍵數(shù)據(jù)如表2所示。

表2 恢復(fù)的關(guān)鍵數(shù)據(jù)

根據(jù)篩選的關(guān)鍵數(shù)據(jù)，制定數(shù)據(jù)恢復(fù)包。數(shù)據(jù)恢復(fù)包包括：類型字、長(zhǎng)度字、目標(biāo)地址、源地址、數(shù)據(jù)區(qū)、校驗(yàn)和。類型字用來(lái)識(shí)別數(shù)據(jù)恢復(fù)包的類型，長(zhǎng)度字表示數(shù)據(jù)恢復(fù)包的長(zhǎng)度，目標(biāo)地址和源地址分別是接收和發(fā)送數(shù)據(jù)恢復(fù)包的CU，數(shù)據(jù)區(qū)是表2篩選出的關(guān)鍵數(shù)據(jù)，校驗(yàn)和是從幀頭到數(shù)據(jù)區(qū)所有字節(jié)累加計(jì)算出的結(jié)果，用于接收方對(duì)數(shù)據(jù)包進(jìn)行正確性校驗(yàn)。

數(shù)據(jù)恢復(fù)包制定好之后，需要確定故障恢復(fù)的流程。對(duì)于正常CU，當(dāng)檢測(cè)到故障CU，主動(dòng)進(jìn)入以下恢復(fù)流程。

1) 判斷自身優(yōu)先級(jí)是否最高：若不是，不做任何操作；若是，執(zhí)行2)。

2) 對(duì)故障CU的恢復(fù)失敗計(jì)數(shù)是否大于5：若是，永久故障標(biāo)志置1，退出恢復(fù)邏輯；若不是，轉(zhuǎn)3)。

3) 置故障CU標(biāo)志位，對(duì)故障CU發(fā)送數(shù)據(jù)恢復(fù)包。檢測(cè)故障CU的心跳信息：若正常，恢復(fù)成功，清除故障CU標(biāo)志位，恢復(fù)失敗計(jì)數(shù)清零；若仍舊異常，恢復(fù)失敗計(jì)數(shù)加1，轉(zhuǎn)1)。

對(duì)于故障CU，重啟和其他CU同步成功后，首先進(jìn)入恢復(fù)流程。

1) 判斷自身心跳信息和其他CU心跳信息：若一致，跳過(guò)恢復(fù)流程；若不一致，進(jìn)入恢復(fù)流程，轉(zhuǎn)2)。

2) 收到數(shù)據(jù)恢復(fù)包后，按照校驗(yàn)協(xié)議判定恢復(fù)數(shù)據(jù)包的有效性：若無(wú)效，繼續(xù)等待下一個(gè)數(shù)據(jù)恢復(fù)包；若有效，轉(zhuǎn)3)。

3) 按照數(shù)據(jù)恢復(fù)協(xié)議進(jìn)行解析，恢復(fù)軟件的工作狀態(tài)。直到收到恢復(fù)結(jié)束的數(shù)據(jù)包，退出恢復(fù)操作。

3 實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本文設(shè)計(jì)的系統(tǒng)重構(gòu)策略和故障恢復(fù)算法的可行性，需要搭建仿真環(huán)境進(jìn)行相應(yīng)的仿真實(shí)驗(yàn)。仿真環(huán)境由飛行控制計(jì)算機(jī)、飛行仿真計(jì)算機(jī)、遙控遙測(cè)軟件、仿真控制臺(tái)軟件、故障注入軟件等構(gòu)成，其結(jié)構(gòu)如圖6所示。故障注入軟件以串口通訊的方式設(shè)置相應(yīng)的故障模型參數(shù)，對(duì)目標(biāo)系統(tǒng)進(jìn)行故障注入。通過(guò)系統(tǒng)反饋的參數(shù)對(duì)系統(tǒng)狀態(tài)進(jìn)行分析得出故障注入結(jié)果。

圖6 仿真結(jié)構(gòu)圖Fig.6 Simulation structure

3.1 CU系統(tǒng)重構(gòu)算法驗(yàn)證

通過(guò)故障注入軟件對(duì)控制單元CU_A，CU_B，CU_C依次注入復(fù)位故障，再依次恢復(fù)，驗(yàn)證CU的重構(gòu)算法。重構(gòu)測(cè)試記錄如表3所示。

表3 重構(gòu)測(cè)試記錄表

實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明:當(dāng)主CU發(fā)生故障時(shí)，冗余的CU按照優(yōu)先級(jí)順序及時(shí)進(jìn)行控制權(quán)的接管。在故障恢復(fù)后，能夠?qū)⒖刂茩?quán)交還給優(yōu)先級(jí)最高的CU，CU的重構(gòu)算法正確。

3.2 CU狀態(tài)恢復(fù)算法驗(yàn)證

在全過(guò)程仿真驗(yàn)證時(shí)，在正常爬升過(guò)程中對(duì)CU_A注入“軟件復(fù)位”故障，然后重啟CU_A，通過(guò)和“無(wú)故障”仿真結(jié)果進(jìn)行比較，來(lái)驗(yàn)證故障恢復(fù)算法。無(wú)人機(jī)從滑跑起飛到爬升過(guò)程中，俯仰角、高度、升降舵輸出如圖7～圖9所示。

圖7 俯仰角Fig.7 Angle of pitch

圖8 高度Fig.8 Altitude

圖9 升降舵Fig.9 Elevator

在3 s時(shí)，無(wú)人機(jī)接收到起飛指令，開(kāi)始在水面滑跑，44 s以后，無(wú)人機(jī)離開(kāi)水面進(jìn)入空中爬升，在120 s時(shí)，CU_A發(fā)生掉電故障，在122 s時(shí)，CU_B監(jiān)測(cè)到CU_A心跳故障，觸發(fā)視圖更換協(xié)議[13]，總線控制權(quán)由CU_B接管，系統(tǒng)由3CU多數(shù)表決模式切換為2CU主從熱備份的工作模式。由圖7～圖9可以看出，由于無(wú)人機(jī)當(dāng)前處于爬升狀態(tài)，在完成控制權(quán)切換后，俯仰角繼續(xù)保持在6°，高度持續(xù)平穩(wěn)增加，升降舵輸出保持在-7.5°，驗(yàn)證了心跳檢測(cè)算法檢測(cè)故障的有效性，表明正常CU及時(shí)從故障CU處接管了控制權(quán)。

在140 s時(shí)，CU_A重新上電。CU_B在監(jiān)測(cè)到CU_A心跳信息恢復(fù)正常的情況下，對(duì)CU_A飛行過(guò)程中的關(guān)鍵數(shù)據(jù)進(jìn)行恢復(fù)，重新把控制權(quán)交還給CU_A。由圖7～圖9可以看出，在CU_A故障恢復(fù)后，無(wú)人機(jī)的俯仰角和升降舵輸出基本保持平穩(wěn)，高度持續(xù)平穩(wěn)增加，能繼續(xù)按照預(yù)定航線完成飛行，證明了恢復(fù)選取關(guān)鍵數(shù)據(jù)的有效性，驗(yàn)證了故障恢復(fù)算法的正確性。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文完成了三余度飛行控制計(jì)算機(jī)的故障重構(gòu)策略和恢復(fù)算法設(shè)計(jì)，在保證系統(tǒng)可用性的基礎(chǔ)上提高了系統(tǒng)可靠性。通過(guò)對(duì)CU依次注入故障，驗(yàn)證了系統(tǒng)重構(gòu)策略的有效性；通過(guò)對(duì)飛行過(guò)程中關(guān)鍵數(shù)據(jù)的恢復(fù)，驗(yàn)證了故障恢復(fù)算法的有效性。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明本文設(shè)計(jì)的故障重構(gòu)策略和故障恢復(fù)算法合理，能夠有效提高系統(tǒng)的可靠性，具有一定的工程實(shí)用價(jià)值。

[1] 宣源,田曉凌,程德勝,等.戰(zhàn)場(chǎng)電磁環(huán)境對(duì)無(wú)人機(jī)系統(tǒng)的干擾分析[J].裝備環(huán)境工程,2008,5(1):99-102.

[2] KRISHNAMURTHY K,WARD D.An intelligent flight director for autonomous aircraft[J].AIAA Journal,2006:AIAA2000-0168.

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

[4] 艾劍良,王鵬,高明.飛行控制系統(tǒng)的重構(gòu)技術(shù)研究[J].火力與指揮控制,2006,31(1):1-3.

[5] 周月平.無(wú)人機(jī)余度飛行控制軟件的設(shè)計(jì)與研究[D].南京：南京航空航天大學(xué),2010.

[6] 劉小雄,章衛(wèi)國(guó),李廣文.電傳飛行控制系統(tǒng)的余度設(shè)計(jì)技術(shù)[J].飛機(jī)設(shè)計(jì),2006(1):35-38.

[7] 孟維杰,關(guān)英勇,郝大琦.飛機(jī)操縱面功能余度研究[J].飛機(jī)設(shè)計(jì),2006(1):56-60.

[8] RAZA S,SILVERTHORN J.Use of the pseudo-inverse for design of a reconfigurable flight control system[C]//Guidance,Navigation and Control Conference Snowmass,1981:349-362.

[9] 張水平,李有峰,童樣,等.云數(shù)據(jù)中心心跳檢測(cè)與故障評(píng)估[J].計(jì)算機(jī)工程與設(shè)計(jì),2014,35(10):3386-3391.

[10] 陳云.CAN總線飛控計(jì)算機(jī)設(shè)計(jì)與開(kāi)發(fā)[D].南京：南京航空航天大學(xué),2016.

[11] 王少萍,李沛瓊,裴英.飛控系統(tǒng)功能重構(gòu)技術(shù)研究[J].航空學(xué)報(bào),1998,19(s1):113-115.

[12] 文梅,李宏亮,張春元,等.分布式系統(tǒng)故障卷回恢復(fù)技術(shù)研究與實(shí)踐[J].計(jì)算機(jī)工程與科學(xué),2000,22(5):52-55.

[13] 范捷,易樂(lè)天,舒繼武.拜占庭系統(tǒng)技術(shù)研究綜述[J].軟件學(xué)報(bào),2013,24(6):1346-1360.