CN112416766B - 双通道耦合飞行控制软件的故障模式分析和检测方法 - Google Patents

双通道耦合飞行控制软件的故障模式分析和检测方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种双通道耦合飞行控制软件的故障模式分析和检测方法，包括：步骤S1、建立飞行控制程序，所述飞行控制程序的机动区间内采用纵向通道和侧向通道相耦合的控制律；步骤S2、建立飞控测试用例，所述飞控测试用例中包括增加风干扰因素的测试用例；步骤S3、在飞行控制程序的测试中，执行所述飞控测试用例，根据执行结果，判断是否能够成功检测出由于增加风干扰因素引起的故障，根据故障现象定位飞行控制程序的设计缺陷。本发明基于系统工作原理和流程分析进行建模分析和测试场景设计，关注对异常处理的容错和避错设计，有利于检查系统和软件的可靠性和充分性。

Description

双通道耦合飞行控制软件的故障模式分析和检测方法
技术领域
本发明属于飞行控制软件测试技术领域，具体涉及一种双通道耦合飞行控制软件的故障模式分析和检测方法。
背景技术
为了实现复杂的机动飞行，制导控制软件功能日益复杂，基于系统工作原理进行故障模式分析和软件测试是保障软件质量的重要技术手段。
目前飞行在纵向通道或者侧向通道进行单一的机动变轨策略较为常见，例如纵向跃起或者下降、侧向扇面转弯或者“s”形机动等。对此，飞行控制解算时相应的主要解决各自通道的轨迹切换时序和姿态稳定控制，软件测试时相应的主要针对各个通道进行功能和边界测试等即可，期望结果是理论的数学仿真模型，实测结果和期望结果若一致，则判定被测程序正确，若结果不一致，则判定被测程序错误。
纵向和侧向双通道耦合控制的机动策略应用较少，在此参照某机动飞行区间的纵向和侧向通道理论轨迹分别如图1、图2所示，飞行初始状态为平飞，到达导航点A开始纵向爬升，到达导航点B开始侧向转弯，而后到达导航点C纵向转为平飞、侧向转弯结束并返回直飞状态。从点B到点C是纵向和侧向同时进行机动变轨飞行的区间，纵向先爬升再转平飞，侧向连续两次转弯，相当于在跃起过程中进行扇面转弯机动，是一种比较复杂的机动飞行状态，需要纵向俯仰和侧向滚动两个通道同时启动控制时序并协调切换控制律，容易产生逻辑交联和耦合关系，造成控制效果不稳定或者达不到期望值。
因此，如何在测试中关注控制状态切换点及其时序组合的影响因素，从分析算法及其干扰因素入手发现程序中潜在的逻辑风险，是本领域积累较少又需要着重解决的技术难点。
发明内容
鉴于上述的分析，本发明旨在公开了一种双通道耦合飞行控制软件的故障模式分析和检测方法，发现飞行控制软件的缺陷。
本发明公开了一种双通道耦合飞行控制软件的故障模式分析和检测方法，包括：
步骤S1、建立飞行控制程序，所述飞行控制程序的机动区间内采用纵向通道和侧向通道相耦合的控制律；
步骤S2、建立飞控测试用例，所述飞控测试用例中包括增加风干扰因素的测试用例；
步骤S3、在飞行控制程序的测试中，执行所述飞控测试用例，根据执行结果，判断是否能够成功检测出由于增加风干扰因素引起的故障，根据故障现象定位飞行控制程序的设计缺陷。
进一步地，所述飞行控制程序在机动区间内纵向通道控制律δz和侧向通道控制律δx为：
Figure BDA0002788238660000021
Figure BDA0002788238660000027
其中，δz为纵向通道控制信号，
Figure BDA0002788238660000022
为实际俯仰角，
Figure BDA0002788238660000023
为俯仰角指令，
Figure BDA0002788238660000024
为俯仰角变化率，δp为平衡舵偏，kd、kp、kγ为纵向通道控制系数；δx为侧向通道控制信号，γ为实际滚转角，γr为滚转角指令，
Figure BDA0002788238660000025
为滚转角变化率，ΔZ为侧向位置偏差，
Figure BDA0002788238660000026
侧向位移变化率，k'd、k'p、kz、kΔz为侧向通道控制系数。
进一步地，纵向通道的控制流程：
1)纵向机动开始；
2)解算纵向弹道状态；
3)判断是否到达转平飞条件；是，则进入步骤4)；否，则解算纵向爬升控制信号后，返回步骤2)；
4)置纵向平飞标志有效，侧向直线飞行标志有效；
5)解算纵向平飞控制信号；
6)纵向机动结束。
进一步地，侧向通道的控制流程；
1)侧向机动开始；
2)解算侧向弹道；
3)判断直线飞行标志是否有效；是，则进入步骤4)；否则计算转弯段滚动控制信号后，返回步骤2)；
4)解算直线飞行滚动控制信号；
5)侧向机动结束。
进一步地，飞控测试用例包括功能测试类型、边界测试类型和安全性测试类型；
所述功能测试类型，用于对飞行控制程序的功能进行逻辑覆盖验证，包括执行正常功能的测试用例和增加风干扰的测试用例；
所述边界测试类型，用于对飞行控制程序的机动结束的设计点的双通道状态匹配情况进行验证；
安全性测试类型，用于对飞行控制程序的安全性能进行验证。
进一步地，所述边界测试类型，以纵向机动的正常结束点和对应的侧向机动实际状态作为测试输入，通过插桩增加侧向的逆风或者顺风干扰。
进一步地，所述增加风干扰的测试用例，包括在飞行控制程序中插桩增加风干扰的类型、根据插桩增加风干扰类型得到正确飞控状态和期望输出；在测试时，根据飞控控制程序执行结果中的实际输出和期望输出的比较，判断是否能够成功检测出由于增加风干扰因素引起的故障，根据故障现象定位飞行控制程序的设计缺陷。
进一步地，先执行功能测试类型，对软件功能进行逻辑覆盖测试；
再执行增加风干扰的测试用例；观测飞行控制程序执行测试用例的实际测试输出中的机动结束设计点的纵向控制的标志位和机动结束设计点的侧向控制的标志位的状态；当标志位的状态与正确飞控状态相符时，测试通过；如果不同，则测试未通过。
进一步地，在测试用例中插桩的标志位包括：
f1为纵向机动状态的标志位；当f1＝0时，纵向风干扰为0；与之对应的正确飞控状态为：纵向机动按照设计点完成并转平飞；当f1＝-1时，纵向增加垂直逆风；与之对应的正确飞控状态为：由于逆风的影响，纵向机动应比设计点延迟完成；当f1＝1时，纵向增加垂直顺风；与之对应的正确飞控状态为：由于顺风的影响，纵向机动应比设计点提前完成；
f2为侧向机动状态的标志位，当f2＝0时，侧向风干扰为0；与之对应的正确飞控状态为：侧向机动按照设计点完成并转直飞；当f2＝-1时，侧向增加逆风；与之对应的正确飞控状态为：由于逆风的影响，侧向机动应比设计点延迟完成；当f2＝1时，侧向增加顺风；与之对应的正确飞控状态为：由于顺风的影响，侧向机动应比设计点提前完成；
f3为机动结束设计点的纵向控制的标志位；当f3＝0时，纵向转平飞控制；当f3＝-1时，纵向爬升控制；当f3＝1时，纵向降高控制；
f4为机动结束设计点的侧向控制的标志位；当f4＝0时，侧向机动转直飞控制；当f4＝-1时，侧向转弯控制；当f4＝1时，侧向反向转弯控制。
进一步地，风干扰的范围为0m/s～40m/s。
本发明至少可实现以下有益效果之一：
本发明基于系统工作原理和流程分析进行建模分析和测试场景设计，关注对异常处理的容错和避错设计，有利于检查系统和软件的可靠性和充分性。
在测试方法研究中，测试用例设计结合真实有效的数据模拟进行，对数据的形式和注入方式、故障模式的覆盖充分考虑，可以有效避免漏测，发现软件缺陷。
附图说明
附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。
图1为纵向通道理论轨迹示意图；
图2为侧向通道理论轨迹示意图；
图3为本发明实施例的故障模式分析和检测方法流程图；
图4为本发明实施例的纵向通道控制流程示意图；
图5为本发明实施例的侧向通道控制流程示意图；
图6为本发明实施例的侧向偏移示意图；
图7为本发明实施例的纵向高度示意图。
具体实施方式
下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本申请一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理。
本实施例公开了一种双通道耦合飞行控制软件的故障模式分析和检测方法，如图3所示，包括以下步骤：
步骤S1、建立飞行控制程序，所述飞行控制程序的机动区间内采用纵向通道和侧向通道的耦合控制律；
具体的，在机动飞行区间内，机动区间内纵向通道控制律δz和侧向通道控制律δx如公式(1)、(2)所示，
Figure BDA0002788238660000051
Figure BDA0002788238660000052
其中，
δz为纵向通道控制信号，
Figure BDA0002788238660000061
为实际俯仰角，
Figure BDA0002788238660000062
为俯仰角指令，
Figure BDA0002788238660000063
为俯仰角变化率，δp为平衡舵偏，kd、kp、kγ为纵向通道控制系数；δx为侧向通道控制信号，γ为实际滚转角，γr为滚转角指令，
Figure BDA0002788238660000064
为滚转角变化率，ΔZ为侧向位置偏差，
Figure BDA0002788238660000065
侧向位移变化率，k'd、k'p、kz、kΔz为侧向通道控制系数。
具体的，纵向通道和侧向通道的控制流程如如图4、图5所示。
其中，纵向通道的控制流程包括：
1)纵向机动开始；
2)解算纵向弹道状态；
3)判断是否到达转平飞条件；是，则进入步骤4)；否，则解算纵向爬升控制信号后，返回步骤2)；
4)置纵向平飞标志有效，侧向直线飞行标志有效；
5)解算纵向平飞控制信号；
6)纵向机动结束。
侧向通道的控制流程包括；
1)侧向机动开始；
2)解算侧向弹道；
3)判断直线飞行标志是否有效；是，则进入步骤4)；否则计算转弯段滚动控制信号后，返回步骤2)；
4)解算直线飞行滚动控制信号；
5)侧向机动结束。
在上述控制流程中，纵向通道控制律主要采用俯仰角和高度(爬升)控制，同时受到滚转角的修正作用；
侧向通道控制规律主要采用滚动角和侧向位置控制。机动结束的判断策略是：纵向通道完成期望的纵向机动后，启动转平飞控制时序并同时按照理论设计切换侧向通道转为直线控制律。
在纵向通道和侧向通道的控制流程中产生了逻辑交联关系，造成控制效果具有较大的耦合性。
步骤S2、建立飞控测试用例，所述飞控测试用例中包括增加风干扰因素的测试用例；
实际中，多种干扰因素会导致飞行偏离理论轨迹，影响状态切换和飞行时序的准确实现，其中风干扰是最为常见的重要影响因素，由于阵风等实际干扰因素的影响，当纵向通道中爬升转平飞条件满足时，侧向通道的实际状态有可能是转弯结束的“直线飞行状态”，也可能还处于“转弯过程中(回复直飞状态前)”。
为提高双通道耦合控制的复杂机动飞行的逻辑覆盖率，构建有实用意义的故障模式和相应的检测方法。通过建立风干扰模型，在关键状态切换点充分考虑可能的逻辑分支和流程时序，提取可能的故障模式，设计相应的测试用例，进行故障注入，全面覆盖路径分支，避免遗漏可能的错误状态，将算法分析与软件测试方法相结合，从系统设计和程序实现两方面保障软件质量。
具体的，包括风干扰模型的测试用例包括以下类型：
类型一：功能测试类型
所述功能测试类型的测试用例，对飞行控制程序的功能进行逻辑覆盖测试，包括执行正常功能的测试用例和增加风干扰的测试用例。
所述执行正常功能的测试用例，不增加干扰项，用于测试飞行控制程序的正常控制功能。
所述增加风干扰的测试用例，包括要在飞行控制程序中插桩增加风干扰的类型，和根据插桩增加风干扰类型推理出的正确飞控状态；在测试时加入测试用例，根据飞控控制程序执行结果中的飞控状态和正确飞控状态的比较，来验证软件的异常处理功能。
所述插桩增加风干扰位置在纵向通道的控制流程的解算纵向弹道状态步骤，以及侧向通道的控制流程的解算侧向弹道步骤。
具体的，测试用例中在纵向和侧向分别增加垂直风干扰和侧风干扰；风干扰的范围为0m/s～40m/s)；
更具体的，在测试用例中插桩的标志位包括：
f1为纵向机动状态的标志位；当f1＝0时，纵向风干扰为0；与之对应的正确飞控状态为：纵向机动按照设计点完成并转平飞；当f1＝-1时，纵向增加垂直逆风；与之对应的正确飞控状态为：由于逆风的影响，纵向机动应比设计点延迟完成；当f1＝1时，纵向增加垂直顺风；与之对应的正确飞控状态为：由于顺风的影响，纵向机动应比设计点提前完成；所述设计点为无干扰情况下的状态点；
f2为侧向机动状态的标志位，当f2＝0时，侧向风干扰为0；与之对应的正确飞控状态为：侧向机动按照设计点完成并转直飞；当f2＝-1时，侧向增加逆风；与之对应的正确飞控状态为：由于逆风的影响，侧向机动应比设计点延迟完成；当f2＝1时，侧向增加顺风；与之对应的正确飞控状态为：由于顺风的影响，侧向机动应比设计点提前完成；
f3为机动结束设计点的纵向控制的标志位；当f3＝0时，纵向转平飞控制；当f3＝-1时，纵向爬升控制；当f3＝1时，纵向降高控制；
f4为机动结束设计点的侧向控制的标志位；当f4＝0时，侧向机动转直飞控制；当f4＝-1时，侧向转弯控制；当f4＝1时，侧向反向转弯控制。
具体将f1、f2、f3和f4，以及正确飞控状态进行组合得到如表1的逻辑覆盖测试用例。
表1逻辑覆盖测试用例设计
Figure BDA0002788238660000081
Figure BDA0002788238660000091
类型二：边界测试类型
由于步骤S1中，控制流程中将纵向机动结束点作为侧向机动结束标志位的同步触发条件，所以通过边界测试重点对机动结束的设计点的双通道状态匹配情况进行验证。
并以纵向机动的正常结束点和对应的侧向机动实际状态作为测试输入，通过程序插桩增加侧向的逆风或者顺风干扰，设计如表2边界测试用例：
表2机动区间右端点的边界测试用例设计
Figure BDA0002788238660000092
类型三：安全性测试类型
复用边界测试类型中的两种异常输入用例，在边界上的侧向增加逆风30m/s(侧向延迟到达)和侧向增加顺风30m/s(侧向提前到达)，形成安全性测试类型的测试用例。检验故障情况下的容错设计，在故障变为失效前予以识别并处理，用于对飞行控制程序的安全性能进行验证。从测试结果看出，程序中此处缺少容错设计。
步骤S3、在飞行控制程序的测试中执行所述飞控测试用例，根据执行结果，判断是否能够成功检测出正确的故障模式，并定位飞控程序的设计缺陷。
具体的，
先执行正常功能的测试用例，即f1、f2均为0的测试用例，对软件功能进行逻辑覆盖测试。
再执行加入风干扰模型的测试用例；观测飞行控制程序执行测试用例的实际测试输出中的机动结束设计点的纵向控制的标志位f3和机动结束设计点的侧向控制的标志位f4的状态；当f3、f4的状态与正确飞控状态相符时，测试通过；如果不同，则测试未通过；
分析飞行控制程序的控制策略和流程，根据f3、f4的状态确定，测试未通过的原因。
具体的，本实施例的测试结果如表3和表4所示：
表3逻辑覆盖测试用例执行结果
Figure BDA0002788238660000101
表4机动区间右端点的边界测试用例执行结果
Figure BDA0002788238660000111
通过执行结果可知当纵向与侧向的机动状态一致时，实际测试结果与期望结果是一致的；当纵向与侧向的机动状态不一致时，实际测试结果与期望结果是不一致的，测试未通过。
具体测试实例分析：用例序号2；如果由于干扰影响，纵向通道中爬升转平飞条件满足时f3＝0，侧向通道的实际状态是“出弯过程中”f4＝-1，而此时控制量却转为按照直线控制状态进行小幅度纠偏控制f4＝0。由于并没有完成期望的侧向转弯过程，此时的侧向速度偏差、位置偏差较大，很快使舵面达到限幅值，飞行因控制能力不足开始滚动，滚转角经反馈控制后稳定在某个较大值，侧向位置偏差极易超出安控边界。如图6所示。
同时当侧向滚动角突然变为较大值时，依据纵向信号计算公式修正程序俯仰角，使俯仰控制信号突然增加，飞行开始抬头爬升，在纵向平面处于一个稳定的爬升过程，偏离理论设计弹道，直到安控边界，如图7所示。
用例序号3；如果由于干扰影响，纵向通道中爬升转平飞条件满足时f3＝0，侧向通道的实际状态是“转弯结束越过原航向直线飞行点”f4＝1，而此时控制量却转为按照直线控制状态进行小幅度纠偏控制f4＝0。对侧向和纵向弹道的影响与上一故障例类似。
在本实施例中，通过分析，得到测试未通过的原因是纵向通道切换控制模式的同时也触发侧向通道控制模式的切换，而外界干扰的不确定性会导致实际上的两通道控制切换点的不一致，控制律没有根据实际飞行状态切换到所需的控制流程，也说明算法设计中没有考虑对关键切换点异常的容错设计，需要对控制算法进行重新设计，以解决该缺陷。
综上所述，本实施例的故障模式分析和检测方法，基于系统工作原理和流程分析进行建模分析和测试场景设计，包括正常的和非正常的，关注对异常处理的容错和避错设计，有利于检查系统和软件的可靠性和充分性。在测试方法研究中，测试用例设计结合真实有效的数据模拟进行，对数据的形式和注入方式、故障模式的覆盖充分考虑，可以有效避免漏测，发现软件缺陷。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种双通道耦合飞行控制软件的故障模式分析和检测方法，其特征在于，包括：
步骤S1、建立飞行控制程序，所述飞行控制程序的机动区间内采用纵向通道和侧向通道相耦合的控制律；
步骤S2、建立飞控测试用例，所述飞控测试用例中包括增加风干扰因素的测试用例；
所述增加风干扰因素的测试用例，包括要在飞行控制程序中插桩增加风干扰的类型和根据插桩增加风干扰类型推理出的正确飞控状态；
在测试用例中插桩的标志位包括：
f1为纵向机动状态的标志位；当f1＝0时，纵向风干扰为0；与之对应的正确飞控状态为：纵向机动按照设计点完成并转平飞；当f1＝-1时，纵向增加垂直逆风；与之对应的正确飞控状态为：由于逆风的影响，纵向机动应比设计点延迟完成；当f1＝1时，纵向增加垂直顺风；与之对应的正确飞控状态为：由于顺风的影响，纵向机动应比设计点提前完成；
f2为侧向机动状态的标志位，当f2＝0时，侧向风干扰为0；与之对应的正确飞控状态为：侧向机动按照设计点完成并转直飞；当f2＝-1时，侧向增加逆风；与之对应的正确飞控状态为：由于逆风的影响，侧向机动应比设计点延迟完成；当f2＝1时，侧向增加顺风；与之对应的正确飞控状态为：由于顺风的影响，侧向机动应比设计点提前完成；
f3为机动结束设计点的纵向控制的标志位；当f3＝0时，纵向转平飞控制；当f3＝-1时，纵向爬升控制；当f3＝1时，纵向降高控制；
f4为机动结束设计点的侧向控制的标志位；当f4＝0时，侧向机动转直飞控制；当f4＝-1时，侧向转弯控制；当f4＝1时，侧向反向转弯控制；
步骤S3、在飞行控制程序的测试中，执行所述飞控测试用例，根据执行结果，判断是否能够成功检测出由于增加风干扰因素引起的故障，根据故障现象定位飞行控制程序的设计缺陷。
2.根据权利要求1所述的故障模式分析和检测方法，其特征在于，所述飞行控制程序在机动区间内纵向通道控制律δz和侧向通道控制律δx为：
Figure FDA0003067086290000021
Figure FDA0003067086290000022
其中，δz为纵向通道控制信号，
Figure FDA0003067086290000023
为实际俯仰角，
Figure FDA0003067086290000024
为俯仰角指令，
Figure FDA0003067086290000026
为俯仰角变化率，δp为平衡舵偏，kd、kp、kγ为纵向通道控制系数；δx为侧向通道控制信号，γ为实际滚转角，γr为滚转角指令，
Figure FDA0003067086290000025
为滚转角变化率，ΔZ为侧向位置偏差，
Figure FDA0003067086290000027
侧向位移变化率，k'd、k'p、kz、kΔz为侧向通道控制系数。
3.根据权利要求1所述的故障模式分析和检测方法，其特征在于，
纵向通道的控制流程：
1)纵向机动开始；
2)解算纵向弹道状态；
3)判断是否到达转平飞条件；是，则进入步骤4)；否，则解算纵向爬升控制信号后，返回步骤2)；
4)置纵向平飞标志有效，侧向直线飞行标志有效；
5)解算纵向平飞控制信号；
6)纵向机动结束。
4.根据权利要求1所述的故障模式分析和检测方法，其特征在于，
侧向通道的控制流程；
1)侧向机动开始；
2)解算侧向弹道；
3)判断直线飞行标志是否有效；是，则进入步骤4)；否则计算转弯段滚动控制信号后，返回步骤2)；
4)解算直线飞行滚动控制信号；
5)侧向机动结束。
5.根据权利要求1所述的故障模式分析和检测方法，其特征在于，飞控测试用例包括功能测试类型、边界测试类型和安全性测试类型；
所述功能测试类型，用于对飞行控制程序的功能进行逻辑覆盖验证，包括执行正常功能的测试用例和增加风干扰的测试用例；
所述边界测试类型，用于对飞行控制程序的机动结束的设计点的双通道状态匹配情况进行验证；
安全性测试类型，用于对飞行控制程序的安全性能进行验证。
6.根据权利要求5所述的故障模式分析和检测方法，其特征在于，
所述边界测试类型，以纵向机动的正常结束点和对应的侧向机动实际状态作为测试输入，通过插桩增加侧向的逆风或者顺风干扰。
7.根据权利要求6所述的故障模式分析和检测方法，其特征在于，所述增加风干扰的测试用例，包括在飞行控制程序中插桩增加风干扰的类型、根据插桩增加风干扰类型得到正确飞控状态和期望输出；在测试时，根据飞控控制程序执行结果中的实际输出和期望输出的比较，判断是否能够成功检测出由于增加风干扰因素引起的故障，根据故障现象定位飞行控制程序的设计缺陷。
8.根据权利要求7所述的故障模式分析和检测方法，其特征在于，
先执行功能测试类型，对软件功能进行逻辑覆盖测试；
再执行增加风干扰的测试用例；观测飞行控制程序执行测试用例的实际测试输出中的机动结束设计点的纵向控制的标志位和机动结束设计点的侧向控制的标志位的状态；当标志位的状态与正确飞控状态相符时，测试通过；如果不同，则测试未通过。
9.据权利要求1-8任一项所述的故障模式分析和检测方法，其特征在于，风干扰的范围为0m/s～40m/s。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114218775B (zh) * 2021-12-06 2023-11-28 中国航空综合技术研究所 故障传播模型下复杂系统任务可靠性试验用例设计方法
CN114906349A (zh) * 2022-06-28 2022-08-16 北京京航计算通讯研究所 高机动飞机升降舵效率损失故障的自适应容错控制方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102393641A (zh) * 2011-10-21 2012-03-28 南京航空航天大学 基于甲板运动补偿的舰载机自动着舰引导控制方法
CN106354642A (zh) * 2016-08-29 2017-01-25 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种机载中央维护系统软件测试方法及系统
CN109542111A (zh) * 2018-12-19 2019-03-29 南京航空航天大学 基于分段式的无人机超低空飞行控制方法
CN110941561A (zh) * 2019-12-05 2020-03-31 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种飞行控制软件测评方法、装置及系统
CN110967973A (zh) * 2019-11-21 2020-04-07 南京航空航天大学 舰载机垂尾损伤故障自适应容错控制器设计方法及控制系统
CN111124895A (zh) * 2019-12-06 2020-05-08 北京京航计算通讯研究所 一种主次峰值比计算算法的蜕变测试方法
US20200242013A1 (en) * 2019-01-24 2020-07-30 International Business Machines Corporation Champion test case generation
CN111782532A (zh) * 2020-07-02 2020-10-16 北京航空航天大学 一种基于网络异常节点分析的软件故障定位方法及系统

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7644334B2 (en) * 2006-11-27 2010-01-05 Honeywell International, Inc. Requirements-based test generation
CN104460427B (zh) * 2014-10-31 2017-01-25 上海卫星工程研究所 模块化微型卫星平台综合电子系统
CN104881363B (zh) * 2015-06-24 2017-12-12 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种控制律软件的测试方法
CN105137960B (zh) * 2015-07-24 2018-03-27 余江 一种小型多旋翼式无人飞行设备及其自检方法
CN108427406B (zh) * 2018-04-23 2021-03-16 北京航空航天大学 一种基于预测控制的舰载机着舰控制及艉流抑制方法
CN110955592A (zh) * 2019-10-21 2020-04-03 北京航空航天大学 一种飞行训练模拟器软件的测试方法及装置
CN111190820B (zh) * 2019-12-25 2023-07-21 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种显示控制软件的配置项测试平台构建方法和测试方法
CN111158391A (zh) * 2019-12-31 2020-05-15 航天时代飞鸿技术有限公司 一种基于离散系统直接控制分配的舵面控制方法

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102393641A (zh) * 2011-10-21 2012-03-28 南京航空航天大学 基于甲板运动补偿的舰载机自动着舰引导控制方法
CN106354642A (zh) * 2016-08-29 2017-01-25 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种机载中央维护系统软件测试方法及系统
CN109542111A (zh) * 2018-12-19 2019-03-29 南京航空航天大学 基于分段式的无人机超低空飞行控制方法
US20200242013A1 (en) * 2019-01-24 2020-07-30 International Business Machines Corporation Champion test case generation
CN110967973A (zh) * 2019-11-21 2020-04-07 南京航空航天大学 舰载机垂尾损伤故障自适应容错控制器设计方法及控制系统
CN110941561A (zh) * 2019-12-05 2020-03-31 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种飞行控制软件测评方法、装置及系统
CN111124895A (zh) * 2019-12-06 2020-05-08 北京京航计算通讯研究所 一种主次峰值比计算算法的蜕变测试方法
CN111782532A (zh) * 2020-07-02 2020-10-16 北京航空航天大学 一种基于网络异常节点分析的软件故障定位方法及系统

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
双通道控制滚转导弹的控制技术研究;范世鹏;《中国博士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》;20150715(第07期);C032-12 *

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