基于BI技术的存货管控探索与实践——以航空工业西安飞行自动控制研究所为例

为贯彻落实国务院国资委“两金”管理工作要求,将中国航空工业集团“两金压控年”责任落到实处,文章以中国航空工业集团西安飞行自动控制研究所(以下简称“自控所”)为例,组建存货管控专项团队,以业务架构和流程优化为主导,以信息化为手段,构建“五流合一”的存货管控模型,设计商务智能标准的IT架构,利用ETL工具对系统实时数据进行清洗、抽取、整合,运用BI技术构建数据中心模型,引入报表工具,搭建前端展示界面,创建BI智能化存货驾驶舱,实现了存货呈现可视化、存货指标结构化、存货管控智能化,为同行业的存货管理提供了经验借鉴。

基于ADRC和模型预测控制的直驱伺服阀振荡抑制研究

直驱伺服阀因构造简单、抗污染能力强、输出功率大等突出优势,逐渐扩展其应用场景。作为飞控系统的关键部件之一,电液伺服阀的特性与可靠性直接关乎飞行性能与安全。本文针对某型航空用双系统直驱伺服阀存在的阀芯振荡问题,探究基于方法的伺服阀振荡抑制策略。建立了该直驱伺服阀系统的部件级数学模型,并与突变液流力模型联合运算;设计了自抗扰控制器(ADRC)和模型预测的复合控制方法,并与传统比例积分微分(PID)控制方法进行仿真对比。结果表明,ADRC和模型预测的复合控制方法对直线电机电流的高频小范围调节可有效抵消突变液流力对阀芯运动的影响,从而为直驱伺服阀在复杂受力环境下的控制器设计提供理论参考。

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。

现代飞行控制律评估与确认先进方法研究

针对系统中广泛存在的不确定性,在分析了现代鲁棒飞行控制律设计的基础上,进行先进评估与确认技术方法研究。针对目前方法的不足,结合国外一些研究成果,重点对控制律评估与确认技术进行了系统的研究和论述,提出了进行现代飞行控制律评估与确认的内容、步骤及适用的方法和评价准则,对我国在此领域的研究具有积极的意义。

先进无人机飞行控制技术研究

在“系统中的系统”的概念下 ,研究了先进无人机飞控系统的关键问题。对层阶、开放的无人机控制结构、多模型自适应控制技术等进行了较详细的论述和分析 ,最后对该领域的发展趋势进行了总结。研究结果对当前正在研制的多种无人机具有一定的参考价值。

微机控制环形激光陀螺自动扫模的研究与实现

在分析环形激光谐振腔各种稳频技术与最优工作模式搜索技术的基础上 ,介绍了作者自行研制的微机控制激光陀螺腔长自动调节系统 ,并介绍了 0～ 30 0 V电压连续可调压电晶体驱动电源的研制。实验获得的腔长连续调节曲线验证 ,微机控制的激光陀螺腔长自动调节系统可以稳定地获得正确的环形激光陀螺腔长变化信息 ,为实现数字化稳频提供了可靠的依据。

先进重构飞行控制技术和方法研究

重构飞行控制技术本质上是一种容错飞行控制技术 ,它使飞控系统具有适应未知故障和损伤的能力 ,从而可以有效地提高安全性和任务效能。先进重构飞行控制技术在原有的基础上更加强调自适应的能力 ,而不再依赖故障诊断和隔离 ( FDI)系统 ,因而促进了鲁棒控制、智能控制和自适应控制技术在该领域的交叉和融合。首先回顾了重构飞行控制技术的发展现状 ,然后给出了几种先进重构控制方法 ,并总结了先进重构飞行控制技术的主要技术优势 。

基于自抗扰方法的无人机控制律设计

针对多平台、多任务的无人机飞行控制律的快速开发问题,提出一种基于自抗扰方法的无人机控制律架构,设计了可复用的扩展状态观测器及微分跟踪器,研究对比了其在3种具有较大差异的无人机平台中的应用,使7 000 kg的超音速UAV_A获得了更优的敏捷性结果,在60 kg的缩比UAV_B完成了5.8g的半滚倒转大过载机动飞行试验,基于10 kg的平直翼UAV_C实现了12架机紧编队的精确轨迹控制飞行试验。仿真及试飞结果表明:所提自抗扰控制结构响应快速、控制精度高、鲁棒性强,能够较好地适应多类无人机、面向多种任务场景的控制需求,且不需调参就能够获得较好的控制效果,为飞行控制算法设计提供了新的技术途径。

飞行控制系统设计方法研究

现代飞机飞行控制系统的设计需求和特征,对传统的现代控制设计方法提出了挑战。要推进现代控制理论在飞机飞行控制设计中的应用,一要采用输出反馈或降阶技术,二要使用非标准的性能指标。

从自动飞行到自主飞行——飞行控制与导航技术发展的转折和面临的挑战

无人机要替代有人驾驶飞机 ,在不确定性环境中执行各类任务 ,必然面临着自主控制的巨大挑战。先进飞行控制和导航技术作为最主要的支撑技术 ,目前只能适应相对结构化任务环境的要求 ,而要解决动态、不确定环境下的自主飞行控制问题尚有很大的差距。当前 ,由自动飞行到自主飞行 ,已发展到了一个大的转折点。本文将从人与机器的关系和人 -机分工及演进的角度阐述作者对这些问题的现状、发展和面临的挑战所进行的系统分析。

飞行控制系统舵面效率损失率估算方法研究

以某型飞机为研究对象,论述了一种基于模型的自修复飞行控制系统舵面效率损失率的估算方法。首次提出了采用多传感器信息融合来估算舵面效率损失率。因为舵面损伤故障采用全局滤波法检测,没有可直接测量其损伤程度的传感器,所以需要从飞控系统中多个传感器的测量信号综合判决来估算舵面损伤情况。最后,对所设计的舵面效率损失率的估算方法进行了数字仿真研究。仿真结果验证了该方法具有较高的准确性和实时性,为飞行控制系统舵面效率损失率的估算提供了一种有效的方法。

无人机集群对抗决策算法研究综述

无人机集群博弈对抗已经成为未来战争的发展趋势,无人机对抗决策算法的选择对提升无人机集群作战能力至关重要。本文深入探讨了基于规则的、基于博弈论的和基于神经网络的三大类无人机集群博弈对抗决策算法,并对它们的优势和局限性进行了全面分析与总结。在此基础上,提出将“基于多智能体强化学习的信用分配模型”和“基于角色的多智能体强化学习模型”应用于无人机集群博弈对抗的研究思路。最后,强调了选择适当的决策算法对于提高无人机集群作战效能的重要性,并为未来无人机对抗决策的发展提出了有益的建议,为相关领域的研究和应用提供了深入见解。

面向ADS-33F品质规范设计的多响应类型切换控制研究

传统直升机多采用单一的响应类型,难以满足驾驶员操纵需求。试飞经验表明,多响应类型切换控制可以显著提升飞行性能并减缓驾驶员操纵负荷。本文针对某型有人直升机,结合最新版本的美军直升机飞行品质规范(Aeronautical Design Standard-33F,ADS-33F),研究基于六种响应类型的切换控制策略。各种控制策略的仿真结果表明,相应被控状态量可以按规范要求跟随指令信号,控制策略结合应用场景的仿真结果表明,所设计的控制系统可以显著减少操纵量,从而验证结论:设计的直升机多响应类型切换控制满足ADS-33F规定的响应要求,能显著提升飞行性能及驾驶员感受;响应收敛迅速,且能保证飞行安全和控制精度。

飞行模拟器运动平台控制算法研究与分析

首先阐明飞行模拟器的工作原理,根据系统计算机给出的3个轴向过载和3个角加速度,建立模型计算得到模拟座舱的位置坐标和姿态角信息,然后对系统进行分析,设计洗出环节,建立矢量算法数学模型,解算出液压作动筒的变化长度,通过伺服系统驱动和控制飞行模拟器的运动。由于模拟座舱不可能达到真实飞机的过载,引入限幅环节以保证飞行器在机动时的过载感觉。模型设计和算法设计已经通过测试,并且在实际应用中得到验证,可以满足系统需求,具有良好的控制效果。

一种非线性飞行控制律评估方法研究

研究了一种基于改进遗传算法的非线性评估方法。将非线性准则转换成简单的适应度函数,通过寻优找到最坏情况,在其基础上实现评估。仿真结果表明,该方法不仅能在各个飞行状态对飞行控制律进行非线性准则评估,而且能找出飞行包线内的最坏飞行状态,细化飞行包线,方法使用灵活,结果可靠。

飞行控制系统BIT虚警问题分析研究

飞控系统是飞机的关键核心系统,其中B IT分系统中存在较高的虚警率是制约其快速发展、影响其有效使用的关键问题之一,有效降低B IT虚警率的研究是B IT研究中的主要内容之一。总结归纳了飞控系统B IT各种虚警的原因。按照B IT硬/软件设计、人工环境因素等几个方面提出了一个较为系统和完整的B IT虚警解决方案。对提升飞控系统B IT的性能,推进B IT深入、广泛、有效的应用具有十分重要意义。

先进飞行控制系统鲁棒性评估方法研究

针对大型运输机的飞行控制系统飞行品质评定,通过结合与飞行控制系统性能密切相关的评定准则,利用基于优化的鲁棒性确认方法(OBA)与基于概率的鲁棒性评估方法(MCA)对存在不确定条件下的控制系统进行综合评定,解决了MCA小概率问题以及OBA保守性问题,其评价结果具有较高的可信度。

某型电液伺服阀振动故障研究

针对某型号伺服阀在进行试验过程中出现的振动故障,通过建立振动故障树模型,对可能造成伺服阀振动故障的污染因素、滑阀故障因素、力矩马达故障因素和前置级故障因素等进行试验验证及仿真计算,确定了故障原因及机理,并提出了解决方案。

机载捷联惯导系统振动性能提升研究

针对振动条件下,惯性测量组件产生耦合角振动,进而引起圆锥误差导致惯性导航精度降低的问题,提出了一种考虑减振器刚度不一致性与各向异性情况下,惯性测量组件振动耦合角运动的分析方法。从力学分析出发,推导了惯导系统空间六自由度矩阵振动微分方程;建立了惯导系统振动方程的数值解计算模型。其次,基于工程实际,使用数值仿真软件分析减振器批次刚度一致性和刚度各向异性的影响;并通过有限元仿真分析对比验证了减振器刚度波动导致的偏心距引起耦合角速度计算结果。最后分析了减振系统不同谐振频率对角振动幅值的影响机理。

基于自抗扰控制方法的自动着陆飞行控制律设计

为解决强干扰情况下飞机着陆控制的抗扰动问题,引入自抗扰控制方法来设计飞机姿态和自动油门控制律。针对自抗扰控制算法中不光滑的非线性fal函数在分段点处引发控制器震荡问题,利用连续可导条件重新构造非线性函数提高控制器性能。以某运输机为对象,在紊流干扰和参数摄动条件下进行自动着陆仿真。仿真结果表明,基于自抗扰的自动着陆控制律具有良好的鲁棒性。