王濤

摘 要 當前我國空中交通變得日益繁忙，減小飛機的事故發(fā)生，提高飛機的安全性和可靠性變得非常重要，研究飛機的安全性和可靠性的一個重要領域就是飛機控制系統(tǒng)的重構技術。飛機控制系統(tǒng)的重構控制技術研究最開始主要集中在飛機線性化模型在小擾動背景下的重構控制規(guī)律的設計探究，而飛機控制系統(tǒng)的重構技術能夠減小飛機控制系統(tǒng)硬件余度的依賴，允許飛機在發(fā)生大范圍故障或者戰(zhàn)斗過程中損傷時依然能夠完成飛行任務，其飛行性能并不受到多大影響。因此，研究飛機控制系統(tǒng)的重構技術是當前飛行器綜合設計領域中的一項熱門專題。

關鍵詞 飛機 控制系統(tǒng) 重構控制

中圖分類號：TM91 文獻標識碼：A 文章編號：1007-0745（2021）01-0001-03

1 前言

當前我國空中交通變得日益繁忙，減小飛機的事故發(fā)生，提高飛機的安全性和可靠性變得非常重要，研究飛機的安全性和可靠性的一個重要領域就是飛機控制系統(tǒng)的重構技術[1]（如圖1所示飛機控制系統(tǒng)）。該技術是運用一種主動容錯控制技術，能夠在系統(tǒng)中各個部件故障或遭遇意外損傷時對故障進行檢測和辨識，適時改變控制器參數(shù)或者結構，實現(xiàn)系統(tǒng)重構或重建，讓飛行器能適應故障或者特殊任務環(huán)境，有效確保系統(tǒng)安全性與維持飛機一定的操縱品質(zhì)[2]。所以，飛機控制系統(tǒng)的重構技術能夠減小飛機控制系統(tǒng)硬件余度的依賴，允許飛機在發(fā)生大范圍故障或者戰(zhàn)斗過程中損傷時依然能夠完成飛行任務，其飛行性能并不受到多大影響[3]。因此，研究飛機控制系統(tǒng)的重構技術是當前飛行器綜合設計領域中的一項熱門專題。

2 飛機控制系統(tǒng)的重構控制技術的發(fā)展現(xiàn)狀

飛機控制系統(tǒng)的重構控制技術研究由來已久，最開始集中在飛機線性化模型方面的探究，尤其是小擾動背景下關于重構控制方式的設計探究，并沒有一個明確概念，也只是由美國國家航空宇航局（該單位的英文縮寫：NASA）簡單的提出[4]。到1988年，美國ACC在“飛機重構控制”方面開設了一個專門研究欄目，專門探究線性系統(tǒng)中存在的一系列故障重構問題現(xiàn)象（如圖2所示飛機重構飛行控制方法）。次年，Napolitano等研究員提出了飛機控制的重構技術，并得到了非常著名的算法，即飛機控制的重構算法，該算法主要采用的是多模態(tài)卡爾曼濾波器來計算飛機在某一零件損壞情況下的線性動力學模型，以此建立起飛行控制的重構算法[5]。隨著研究的不斷深入，飛機控制系統(tǒng)的重構控制技術的研究領域變得更寬廣，包括研究飛機強耦合性、非線性、時變性等方面的系統(tǒng)探究，飛控系統(tǒng)的自適應能力（飛控重構技術的智能化），以及以后重構控制算法與增益調(diào)節(jié)控制律的聚集，還會出現(xiàn)運用潛力與適應靈活性的飛機控制系統(tǒng)的重構控制技術。

3 飛機控制系統(tǒng)的重構控制技術分析

3.1偽逆法

當前，偽逆法可以說是非常重要的一種方法，該方法是一種使用飛機飛行的故障信息動態(tài)調(diào)整改變系統(tǒng)的反饋控制增益，重構系統(tǒng)以后可以使得飛機處于更加趨于正常狀態(tài)完成飛行控制，同時該方法又被稱為偽逆法，因為在原系統(tǒng)的導進陣前要乘以一個偽逆陣，因此叫做偽逆法[6]。偽逆法重構方案的目標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。計算獲得Ug讓發(fā)生故障前后的輸入輸出特性沒改變，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)成為一類十分常用的重構控制方法，其優(yōu)點是算法單一，操作簡單方便，從而在實驗室研究，理論探究、飛行實際探究中獲得了廣泛采用（如圖3所示飛機飛行操縱面）。例如：飛機的飛控系統(tǒng)操縱面發(fā)生故障，通常是損壞故障現(xiàn)象，就可以采用飛機飛行的故障信息動態(tài)進行實際操作，將系統(tǒng)的反饋控制增益進行改變，當系統(tǒng)故障信息得以重構后就會擁有一個可以趨于正常情況飛行下的一種性能，從而達到對飛行器的飛行控制[7]。偽逆法還有一個優(yōu)點就是在重構辦法中飛行控制律無需改變， 只需要導入一個“控制混合器”就能解決問題。引入控制混合器是在飛機飛行中就可以按照各類故障情況切換到各類工作模式，不過控制混合器的設定要注意，必須在已經(jīng)離線狀況進行設計完成。

3.2 多模型自適應法

多模型自適應控制器是利用多類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，并且每個模型單獨設計了控制器，并按照一定的切換方式方法選取最好控制器實施控制，但是在當前的技術條件下，飛行控制系統(tǒng)的整體魯棒性沒有一種方法進行真實有效的評定[8]。多模型自適應法是采用一種有限集假如作為基礎，并且在這有限集中能夠完整刻畫飛行控制系統(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模型與相應的控制器，控制器能讓有關的辨識模型范圍中全面大的集合內(nèi)魯棒，這樣會讓集合彼此能彼交迭，重構控制設計解自然就會存在其中。該方法主要用到飛行器執(zhí)行機構壞損以及功能缺失問題上，同時所有飛行控制重構系統(tǒng)中出現(xiàn)損傷模型時，該系統(tǒng)還能完成相關的觀測器建立，飛行器在運行時，多模型自適應控制器還能實時的探尋最接近目前真實情況的模型，然后轉換進相適宜的控制器，也更好的適應各種故障環(huán)境問題。

3.3 無需故障信息的方法

無需故障信息的方法主要是直接自適應法，還有關于神經(jīng)網(wǎng)絡自適應重構控制等各種類型方法。直接自適應法是比較常見的方法，根據(jù)直接自適應控制方法的應用環(huán)境，采用各種構造技術，讓發(fā)生故障后的飛機可以達到正實性的條件。自適應調(diào)節(jié)機制有個明顯的作用，就是可以用故障飛機跟隨參考模型的輸出實現(xiàn)重構系統(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)境下實施進行。其次是神經(jīng)網(wǎng)絡自適應重構控制方法，該方法是采用非線性飛行控制系統(tǒng)，通過該系統(tǒng)故障的點位與大小都無需提前獲知，系統(tǒng)的參數(shù)更不需要分析辨別，就能完成精準跟蹤參考模型的輸出。該方法的缺點就是控制系統(tǒng)的穩(wěn)固性、收斂性無法在重構控制律以后進行評價認定。

4 結語

針對空中飛機的事故發(fā)生問題，本文探討了關于飛機一個重要領域就是飛機控制系統(tǒng)的重構技術，該技術作為一種主動容錯控制技術，能夠在系統(tǒng)中各個部件故障或遭遇意外損傷時對故障進行檢測和辨識，適時改變控制器參數(shù)或者結構，實現(xiàn)系統(tǒng)重構或重建，讓飛行器能適應故障或者特殊任務環(huán)境，有效確保系統(tǒng)安全性與維持飛機一定的操縱品質(zhì)。但是當飛行技術的研究不斷深入，飛機控制系統(tǒng)的重構控制技術的研究領域攝入到飛機強耦合性、非線性、時變性等方面的系統(tǒng)探究，飛控系統(tǒng)的自適應能力（飛控重構技術的智能化），以及以后重構控制算法與增益調(diào)節(jié)控制律的聚集。文章在接下來也進行深入的探討了這幾種技術，其中偽逆法可以說是非常重要的一種方法，優(yōu)點是算法單一，操作簡單方便，在重構辦法中飛行控制律無需改變， 只需要導入一個“控制混合器”就能解決問題。從而在實驗室研究，理論探究、飛行實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法，多模型自適應法是在這有限集中能夠完整刻畫飛行控制系統(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模型與相應的控制器，控制器能讓有關的辨識模型范圍中全面大的集合內(nèi)魯棒，這樣會讓集合彼此能彼交迭，重構控制設計解自然就會存在其中。最后是無需故障信息的方法，該方法有有效性，可以在某一特定的限制環(huán)境下實施進行，不足就是控制系統(tǒng)的穩(wěn)固性、收斂性無法在重構控制律以后進行評價認定。因此探討機控制系統(tǒng)的重構技術，其目的是能夠減小飛機控制系統(tǒng)硬件余度的依賴，允許飛機在發(fā)生大范圍故障或者戰(zhàn)斗過程中損傷時依然能夠完成飛行任務，其飛行性能并不受到多大影響。

參考文獻：

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（中國國際航空股份有限公司 西南分公司飛行部一大隊五中隊，四川 成都 610202）