無人機(jī)（UAVs）相比有人機(jī)而言，為收集情報等多種任務(wù)提供了有效的手段，在成本、效率及減少駕駛員風(fēng)險方面具有相當(dāng)大的優(yōu)勢。為了高效完成任務(wù)并具有較高的安全性，無人機(jī)應(yīng)滿足如下要求：當(dāng)存在外部干擾和模型不確定性時，飛行控制系統(tǒng)須具有魯棒性；故障檢測與隔離（FDI）系統(tǒng)能有效地監(jiān)測飛機(jī)的健康狀態(tài)：飛控與導(dǎo)航系統(tǒng)應(yīng)根據(jù)作動器故障或機(jī)體損傷進(jìn)行重構(gòu)，且能避障。
《國防科技著作精品譯叢·無人機(jī)系列·容錯飛行控制與導(dǎo)航系統(tǒng)：小型無人機(jī)實用方法》全面論述了無人機(jī)實用的控制方法，滿足實時性、高效計算以及模塊化三方面的要求，內(nèi)容涉及：容錯飛行控制技術(shù)概論：小型無人機(jī)建模的方程；基于擴(kuò)展卡爾曼濾波的完全非線性故障檢測與隔離；非線性飛行控制與導(dǎo)航系統(tǒng)。
《國防科技著作精品譯叢·無人機(jī)系列·容錯飛行控制與導(dǎo)航系統(tǒng)：小型無人機(jī)實用方法》圖文并茂、循序漸進(jìn)，可供高等院校研究人員和相關(guān)工程技術(shù)人員閱讀，也可作為無人機(jī)故障檢測與自動控制領(lǐng)域的研究生參考用書。
第1章 引言
1.1 無人機(jī)容錯控制的必要性
1.2 本書結(jié)構(gòu)
第2章 回顧（基本概念）
2.1 容錯系統(tǒng)定義
2.1.1 故障
2.1.2 失效
2.1.3 容錯控制系統(tǒng)
2.1.4 應(yīng)用中故障和失效的應(yīng)對
2.2 重構(gòu)控制系統(tǒng)設(shè)計面臨的挑戰(zhàn)
2.2.1 可靠的FDI系統(tǒng)設(shè)計困難
2.2.2 飛行控制器與FDI系統(tǒng)之間的相互作用
2.2.3 其它應(yīng)用挑戰(zhàn)
2.3 FDI系統(tǒng)的不同實現(xiàn)手段
2.3.1 FDI系統(tǒng)濾波器設(shè)計發(fā)展趨勢
2.3.2 主動故障檢測發(fā)展趨勢
2.4 飛行控制系統(tǒng)的不同實現(xiàn)方法
2.5 容錯飛行控制系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)
2.5.1 多模型技術(shù)
2.5.2 控制分配技術(shù)
2.5.3 模型參考自適應(yīng)控制
2.5.4 其它重構(gòu)控制方法
2.6 可重構(gòu)導(dǎo)航系統(tǒng)
2.7 實際飛行驗證
參考文獻(xiàn)
第3章 飛機(jī)非線性模型
3.1 坐標(biāo)系的定義
3.1.1 導(dǎo)航坐標(biāo)系（參考坐標(biāo)系）
3.1.2 機(jī)體坐標(biāo)系
3.1.3 歐拉角
3.1.4 方向余弦矩陣
3.1.5 四元數(shù)表示
3.1.6 氣流坐標(biāo)系
3.2 風(fēng)擾動
3.3 低空大氣模型
3.4 剛體運動方程
3.4.1 作用力方程
3.4.2 力矩方程
3.5 發(fā)動機(jī)
3.5.1 發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速
3.5.2 推力
3.6 空氣動力模型
3.6.1 升力
3.6.2 側(cè)向力
3.6.3 阻力
3.7 氣動力矩模型
3.7.1 滾轉(zhuǎn)力矩Lb
3.7.2 俯仰力矩Mb
3.7.3 偏航力矩Nb
3.8 飛機(jī)非線性模型總結(jié)
參考文獻(xiàn)
第4章 非線性故障檢測與隔離系統(tǒng)
第5章 控制分配
第6章 非線性控制設(shè)計
第7章 縱向運動的自駕駛
第8章 側(cè)身運動的自動加強
第9章 可重構(gòu)導(dǎo)航系統(tǒng)
第10章 無人機(jī)性能下降評估
第11章 結(jié)論和展望
只要一定數(shù)目的卡爾曼濾波器能夠估計期望的故障，MMAE方法就可以在實際中應(yīng)用。但是，由于每個濾波器計算量的限制，可隔離的故障數(shù)目是有限的。當(dāng)發(fā)生的故障與預(yù)先假設(shè)的故障相差很大時，該方法也不能得到滿意的結(jié)果。當(dāng)作動器卡死在任意位置，影響了系統(tǒng)的動力學(xué)特性時，就會產(chǎn)生這種結(jié)果。因為卡死故障不能被預(yù)測，對濾波器的性能會產(chǎn)生不利影響。由于殘差偏差的存在，卡爾曼濾波器不能提供狀態(tài)變量的準(zhǔn)確估計，對概率計算帶來極為不利的影響，導(dǎo)致故障檢測和隔離都不能正常工作，狀態(tài)估計對于實現(xiàn)有效控制來說也就沒有意義了。
在應(yīng)用MMAE方法實現(xiàn)容錯的多數(shù)應(yīng)用中，卡爾曼濾波器的設(shè)計是基于無人機(jī)工作在正常狀態(tài)下的線性模型。在覆蓋所有可能的工作狀態(tài)下，無人機(jī)就呈現(xiàn)出非線性，很少有學(xué)者研究將MMAE方法應(yīng)用于非線性狀況。文獻(xiàn)[6]的作者利用多模方法，實現(xiàn)了非線性系統(tǒng)的傳感器故障檢測。但是，它假設(shè)該非線性系統(tǒng)可以用有限數(shù)目的線性不變模型的插值來近似。這些線性模型構(gòu)成了卡爾曼濾波器組，其殘差用于確定有效的工作模式和隔離故障傳感器。本章設(shè)計了一個新穎的濾波器組，它可以適用于飛機(jī)所有的飛行狀態(tài)。
4.2.3MMAE方法的新擴(kuò)展-EMMAE萬法
為了使MMAE方法能夠適用于所有飛行狀態(tài)，并能夠隔離作動器卡死或擺動故障，將MMAE方法與擴(kuò)展卡爾曼濾波器相結(jié)合，產(chǎn)生了擴(kuò)展多模型自適應(yīng)估計（EMMAE）方法，見文獻(xiàn)[7-9]，擴(kuò)展卡爾曼濾波器用于某些故障（未知）參數(shù)的非線性估計，即故障控制舵面（或作動器）偏轉(zhuǎn)量估計。
本章闡述了為什么采用故障作動器偏轉(zhuǎn)量的在線估計，能夠使EM-MAE方法應(yīng)對作動器卡死或擺動故障，并大幅度地減小所需濾波器數(shù)目。
.該方法利用估計的故障作動器偏轉(zhuǎn)量，重構(gòu)控制分配器的設(shè)置，以實現(xiàn)對故障的有效補償，控制分配器描述詳見第5章。
同時，采用了一些其它技術(shù)，在飛機(jī)平穩(wěn)飛行階段，飛機(jī)的激勵非常小的條件下，提高了EMMAE-FDI系統(tǒng)的性能和魯棒性，改進(jìn)故障隔離的速度和準(zhǔn)確性。
最后，在強風(fēng)干擾條件下，利用飛機(jī)經(jīng)歷連續(xù)作動器故障時的一個非線性模型，驗證了全系統(tǒng)，給出了仿真結(jié)果。
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