大型民用飞机项目是我国在中长期科技发展规划纲要中确立的十六个重大科技专项之一，自主开发安全可靠的飞行控制系统是我国民用航空科技走向世界领先水平的必经之路。飞行控制系统作为安全关键性系统，一旦发生故障将产生十分严重的后果，本论文在国家工信部“十二五”大型民机科研专项资金资助下，以B747-100/200飞机为对象，研究基于模型的故障诊断设计方法。考虑实际飞行中遇到的测量干扰和模型参数时变等问题，本论文重点研究具有干扰抑制和参数时变特性的鲁棒故障诊断滤波器设计理论及应用，全文依次从模型建立、鲁棒故障诊断滤波器理论研究、鲁棒故障诊断系统设计三个方面展开。1.首先研究大型民用飞机建模理论，包括利用非线性微分方程描述六自由度刚体飞机在力和力矩作用下运动规律；利用基本气动系数和气动导数描述飞机气动力和力矩系数，并根据气动导数和飞行状态及操纵面偏角计算气动力和力矩；给出了发动机推力和力矩的表达式；基准运动的配平；小扰动线性化模型；仿射线性参数时变模型建立方法等。在此基础上建立B747-100/200飞机的数学模型，并开发基于MATLAB和SIMULINK的飞机动力学仿真软件包。2.针对大型民用飞机飞行控制系统操纵面故障，考虑描述飞机动态的线性模型参数随高度变化，同时用于生成残差的测量信号受干扰影响，研究具有干扰抑制/故障灵敏混合指标的参数时变鲁棒故障诊断滤波器设计问题。提出基于线性分式变换方法的参数时变H∞/H-鲁棒故障诊断滤波器设计算法。该算法利用回路成形思想将参变混合指标转换为参变H∞鲁棒性能指标，针对仿射参数时变系统使用线性分式变换将问题转换为具有结构不确定性的线性时不变H∞鲁棒性能问题，运用标定有界实引理推导出故障诊断滤波器存在的充分条件，并借助MATLAB半正定规划工具箱求解滤波器参数。该算法具有以下优点：(1)利用线性分式变换将线性参数时变系统的无穷维问题降为单个线性时不变问题，相对于多胞和网格方法计算量小；(2)得到的滤波器与被监控对象具有相同的时变参数结构，能够随可测参数自适应调参；(3)设计者仅需通过调节加权函数参数实现需要的性能指标，算法中系统互联结构以及线性矩阵不等式计算均可采用现有的工具箱得到解决，具有良好的工程实用性。3.以大型民用飞机B747-100/200为对象，针对升降舵、副翼和方向舵故障，考虑飞机横纵向运动解耦特性，利用纵向模型设计升降舵故障诊断滤波器，利用横侧向模型设计副翼和方向舵故障诊断滤波器，并通过选择对角加权函数实现副翼和方向舵故障的隔离。首先考虑飞机在一个工作点附近运动，利用线性时不变模型设计H∞/H-指标鲁棒故障诊断滤波器，再次考虑飞行高度大范围变化，利用仿射线性参数时变模型设计参变H∞/H-指标鲁棒故障诊断滤波器。最后总结讨论H∞/H-指标以及加权性能函数的选择对残差性能的影响。根据对故障响应的仿真分析以及滤波器性能分析可得到以下结论：(1)由于基准运动采用水平安定面配平，此时升降舵输入为0，因此配平输入下的升降舵损伤故障难以检测；(2)当飞行参数发生较大变化时，线性时不变故障诊断滤波器难以满足局部工作点上的性能指标，而线性参数时变故障诊断滤波器虽然性能指标有所下降，但是在参数大范围变化下仍能保证残差具有理想性能；(3)副翼和方向舵故障残差相对于升降舵故障残差能够达到更大的频域响应带宽。综上所述，本论文研究了LPV鲁棒故障诊断滤波器设计方法，并运用该方法，针对大型民用飞机B747，设计了典型操纵面故障诊断残差生成器，仿真结果表明，该算法具有不仅能很好的检测故障性能，更能根据飞行参数变化具有较强鲁棒调节能力。