基于改进的多目标进化算法的飞行控制系统优化*

针对在传统飞行控制系统控制器参数整定问题中单目标优化不能同时满足多个控制指标要求的缺点,提出了一种基于改进的NSGAII算法的多目标进化算法。在改进的NSGAII算法中,提出了改进的精英保留策略增强了算法收敛性;同时,使用改进的自适应模拟二进制（ASBX）算子提高了算法效率,提出使用改进的基于混沌序列的变异算子避免算法陷入局部最优解,以提高算法搜索精度。将改进的算法应用到飞机飞行控制系统设计中,仿真结果表明,该进化算法能够快速有效地进行飞行控制系统参数整定。     

飞机飞行控制多目标优化研究

针对飞行控制系统单目标优化算法与飞行品质要求之间缺乏相关性,且物理意义不明确的缺点,提出了一种基于C*准则的模型参考飞行控制设计多目标优化方法。首先,使用飞行品质建立参考模型,保证所建立的参考模型符合期望飞行品质的要求。然后,通过模型跟随的方法,将飞行品质的要求引入多目标优化中,使得整个优化设计过程物理意义更加明确。最后,使用多目标NSGA-II对某型飞机纵向控制律设计进行数值仿真,结果显示提出的方法可以有效地提高控制器参数整定效率,整定结果满足期望的飞行品质要求。     

基于DE-EDA多目标优化的受电弓模糊控制

针对传统控制器参数整定算法不能兼顾多个性能指标的问题,就受电弓-接触网的接触力控制问题设计了基于差分进化-分布估计算法（DE-EDA）的模糊控制器。以接触力的方差、误差的积分和控制器输出能量为优化目标,以模糊控制器量化因子和比例因子为优化变量,建立多目标优化模型。与LQR受电弓最优控制进行对比,仿真结果表明了所提出的基于DE-EDA多目标优化的模糊控制器的有效性与优越性。     

基于DE算法的自抗扰控制器设计

提出了一种基于微分进化算法(DE)的自抗扰控制器设计方法;在对飞机短周期运动进行分析的基础上,设计了典型状态下自抗扰纵向飞行控制器;针对所设计控制器可调参数多的问题,对各控制器参数进行了分析,并利用微分进化算法对控制器进行了参数整定;仿真结果表明,经DE算法整定的自抗扰控制器实现了实时指令信号跟踪控制,调节时间小于1.5s,超调量小于2%,具有良好的动态性能;在摄动条件下,舵偏角振荡被抑制在25°以内,显示了较强的鲁棒性。     

基于改进差分进化算法的三相逆变系统分数阶PI控制策略

三相逆变系统在新能源发电、电动汽车等诸多领域都得到了广泛的应用,对三相逆变系统的控制器进行持续的优化改进具有重要意义。针对传统三相双闭环逆变控制系统输出电能质量较低和鲁棒性不强的问题,提出了基于改进差分进化算法的分数阶PI三相逆变控制策略(IDE-FOPI)。该策略将分数阶微积分理论引入到双闭环三相逆变控制系统,并基于此对双闭环分数阶PI控制的三相逆变系统进行数学建模。考虑到三相逆变系统是一个复杂的非线性时变网络,其双闭环PI控制器参数整定复杂,传统的参数整定方法整定效果不佳,该策略将三相逆变系统双闭环分数阶PI控制器参数优化问题转换为一个典型的约束优化问题,引入一种基于自适应多变异操作和参数自调节策略的改进差分进化算法对控制器参数优化问题进行求解。仿真测试表明,相对于遗传算法(GA)、粒子群算法(PSO)、传统差分进化算法(DE),本文提出基于改进差分进化的分数阶PI策略所输出的电压谐波畸变率低,动态性能好,抗干扰能力强。     

基于粒子群算法的运输机PID控制器参数寻优

研制和发展大型飞机,是一个国家工业、科技水平和综合实力的集中体现,对大型飞机飞行控制器的研究具有十分重要的意义;采用PID控制方式设计出来的飞行控制器结构简单,易于工程实现;针对PID参数复杂繁琐的整定过程,提出了一种基于粒子群优化的PID参数寻优算法,克服了传统方法中花费大量的时间进行PID控制参数整定或反复试凑的缺点;对某型运输机俯仰姿态PID控制器进行了仿真研究,仿真结果表明利用该方法对所设计的飞行控制器进行参数优化不仅较大地提高了飞行控制器参数整定效率,而且获得了优良的飞行控制效果,并且具有较好的鲁棒性。     

基于CompactRIO的四旋翼飞控实时仿真平台设计

针对四旋翼无人机实时飞行控制系统的控制算法设计与参数整定,设计了一种基于CompactRIO的飞行控制系统实时仿真平台,该平台使用两台CompactRIO作为主控制器,分别在其嵌入式实时系统(VxWorks)中运行Simulink设计的无人机动力学模型与飞行控制系统模型,并使用LabVIEW开发PC上位机监控程序,用于调整飞行状态和整定控制参数;经试验证明,该平台实用性强,可视化程度高,实时性好,能较好地对四旋翼飞控系统进行实时仿真验证。     

基于随机鲁棒设计的高超音速飞行器变结构控制

针对高超音速飞行器输入输出之间强耦合,系统参数不确定以及变结构控制器中的设计参数整定问题,提出了随机鲁棒变结构控制方案;这一控制方案基于系统控制需求,利用蒙特卡罗仿真方法建立随机鲁棒目标函数,通过遗传算法优化系统设计参数;针对某常规高超音速飞行器纵向模型仿真结果显示,该控制方案不仅保证了飞行的纵向稳定性,提高了变结构控制器的控制性能,而且具有强鲁棒性.     

基于改进差分算法的变桨ADRC参数优化

自抗扰控制器是一类不依赖被控对象数学模型且具有较强鲁棒性及抗干扰能力的非线性控制器,已成功应用于风力发电机变桨距控制这一多变量、强耦合的非线性系统中,但自抗扰控制器也存在参数众多整定难度大这一明显缺点。现提出了通过智能算法来实现参数的自动整定。分析了改进差分进化算法的原理及步骤,并将改进差分进化算法应用到ADRC的整定过程中,实现参数的自动整定。仿真结果验证了通过改进差分进化算法自动整定ADRC参数的可行性,与传统PID控制器相比,改进差分进化算法整定后的ADRC能较好的满足风力发电机变桨控制要求,有效维持了风力发电机组输出功率的稳定性。     

小型无人机姿态系统的变论域模糊控制

无人机飞行姿态控制过程具有较强的时变特征,且存在随机扰动,因而常规的定参数控制方法往往不能满足要求;同时,由于小型无人机体积小、系统配置简单,也不宜建立太过复杂的控制系统。为此,设计了变论域模糊自整定飞行姿态智能PID控制器,建立了相应的控制策略,使无人机在飞行过程中能有效克服环境扰动的影响,沿预定航线稳定飞行。仿真结果表明了该方法的有效性。     

基于1553B总线三冗余飞行控制系统设计与可靠性研究

对系统可靠性的探讨一直是航天飞行器设计过程中的首要议题,飞行控制系统作为核心系统,一旦出现故障会导致整个飞行任务的失败。以提升飞行可靠性需求为出发点,提出了一种基于1553B总线的飞行控制计算机三冗余设计方案,给出了冗余飞控系统的架构设计、控制板硬件构成、三模块同步方案和表决算法等设计方法,完成了飞行控制系统的冗余设计策略研究。为适应飞控系统的国产化、小型化、轻质化设计趋势,采用了基于国产SoC芯片的SiP模块以实现工程化。为研究三冗余系统方案可靠性,分析其工作状态建立了Markov模型。最后以Simulink图形化建模方法完成了相关仿真,通过对系统进行典型故障注入验证了冗余管理算法,仿真结果表明提高系统故障检测覆盖率有利于增强系统可靠性。     

无人机飞行控制系统软件测试策略的研究

无人机飞行控制系统是无人机机载设备中最重要的部分之一；对无人机飞行控制系统软件进行严格测试是保证其质量的重要手段；首先介绍软件测试的通用的基本理论和基本方法；然后以某型无人机飞行控制系统软件测试为案例，研究了无人机飞行控制系统软件的特点；提出了一种基于经验反馈的软件测试模型，并分析了该模型的特点；最后提出了一套适用于无人机飞行控制系统软件测试的策略。     

无人机飞控软件系统建模与测试用例生成研究

软件规模与复杂度的迅速增长已成为设计与检验现代高质量无人机飞行控制软件(FCS)系统的重要挑战。采用模型驱动工程(MDE)的框架,使用嵌入式实时系统建模语言(MARTE)建立起某型无人机飞控软件系统的模型,给出了基于时间自动机的系统动态行为的形式化模型实例;结合无人机FCS系统的应用背景,建立了基于时间自动机模型的测试用例生成方法,包括建立测试用例生成框架、测试用例生成规则以及用例生成策略等;对某型无人机飞控软件系统中的主控模块进行了建模与测试用例生成的实例分析研究。     

基于均匀设计的粒子群算法及其在飞控系统中的应用

将粒子群算法应用于飞行控制系统的优化设计中，需要解决两个问题：如何选择目标函数和如何确定初始种群和算法运行参数。针对这两个问题，分别提出了基于参考模型的飞行控制系统优化策略和基于均匀设计的粒子群算法初始种群和运行参数的选择方法。仿真结果表明，本文所提出的优化策略能够有效地解决飞行控制系统的优化设计问题，粒子群初始种群分布均匀，收敛速度快。     

飞行控制系统测试技术体系架构研究

针对飞机飞控系统测试技术覆盖面广、单点技术多、自身发展路线不清晰,导致无法对飞控系统型号研制起到牵引和推动作用的问题,提出了遵循系统功能层、试验需求层、测试技术实现层、测试技术验证层、标准规范层和测试技术产品层的分类方式,层次化构建飞控系统测试技术体系架构的方法。通过建立各层次内容和说明各层次之间的关系,明确了飞控系统测试技术体系架构及其内容,填补了国内在飞控系统测试技术体系上的空白,为飞控系统测试验证提供了一定的理论和体系支撑。     

Application of PID controller to 2D differential geometric guidance problem

This paper presents the application of the proportional-integral-derivative (PID) controller to the flight control system (FCS) for two-dimensional (2D) differential geometric (DG) guidance and control problem. In particular, the performance of the designed FCS is investigated. To this end, the commanded angle-of-attack is firstly developed in the time domain using the classical DG formulations. Then, the classical PID controller is introduced to develop a FCS so as to form the 2D DG guidance and control system, and the PID controller parameters are determined by the Ziegler-Nichols method as well as the Routh-Hurwitz stability algorithm to guarantee the convergence of the system error. The results demonstrate that the designed controller yields a fast responding system, and the resulting DG guidance and control system is viable and effective in a realistic missile defense engagement.     

Application of PID controller to 2D differential geometric guidance problem

This paper presents the application of the proportional-integral-derivative （PID） controller to the flight control system （FCS） for two-dimensional （2D） differential geometric （DG） guidance and control problem. In particular, the performance of the designed FCS is investigated. To this end, the commanded angle-of-attack is firstly developed in the time domain using the classical DG formulations. Then, the classical PID controller is introduced to develop a FCS so as to form the 2D DG guidance and control system, and the PID controller parameters are determined by the Ziegler-Nichols method as well as the Routh-Hurwitz stability algorithm to guarantee the convergence of the system error. The results demonstrate that the designed controller yields a fast responding system, and the resulting DG guidance and control system is viable and effective in a realistic missile defense engagement.     

无人机飞行控制系统软件白盒测试用例设计研究

软件测试在软件生存期中占有非常突出的重要地位，也是保证软件质量的重要手段，首先介绍软件测试中白盒测试的方法；然后以某型无人机飞行控制系统软件测试为例，具体研究了无人机飞行控制系统软件白盒测试的测试用例的设计方法，总结了白盒测试的测试用例的设计步骤，比较了几种覆盖准则，指出了修正条件／判定覆盖的优点，提出并讨论了无人机飞行控制系统软件白盒测试的覆盖准则。     

无人机PCA故障检测与诊断技术研究

无人机（UAV）飞控系统传感器故障检测和诊断常采用基于解析模型的方法,但飞行控制系统（FCS）的精确数学模型往往获取困难。针对此问题,提出了一种UAV-PCA算法。该算法在传统主成分分析（PCA）方法的基础上结合方差敏感自适应阈值的故障检测方法和基于特征方向的故障诊断方法,实现UAV飞控系统传感器的故障检测和诊断。算法不需要系统的数学模型,解决了应用传统PCA方法进行FCS故障检测与诊断时易出现暂态过程虚警和误诊断的问题。仿真结果证明该算法可以快速准确地检测传感器故障,而且可以有效地降低暂态过程虚警和提高诊断结果准确度。     

A QFT SUBSONIC ENVELOPE FLIGHT CONTROL SYSTEM DESIGN

An aircraft's response to control inputs varies widely throughout its full flight envelope. Furthermore, the aircraft configuration impacts control response through variations in centre of gravity and moments of inertia. Quantitative feedback theory (QFT) is a robust control system design method which provides a full-envelope flight control system design and gives the engineer direct control over compensator order and gain. A full subsonic flight envelope FCS is designed for using QFT for four representative aircraft configurations. Flying qualities are embedded in the longitudinal design by using a control variable which varies with the aircraft's energy state throughout the flight envelope. Linear simulations with realistically large control inputs are used to validate the design. © 1997 by John Wiley & Sons, Ltd. This paper was prepared under the auspices of the US Government and it is therefore not subject to copyright in the US.