Сложности применения классификации TI-RADS при ультразвуковом исследовании щитовидной железы

The article presents the experience of using the TIRADS classification (2020) in multiparametric ultrasound examination of the thyroid gland of 60 patients with subsequent morphological verification by fine needle aspiration biopsy. The article support the problems and difficulties that may arise in the ultrasound diagnostics doctor during the stratification of nodules and possible ways to solve this problems.В статье приводится опыт применения классификации TI-RADS (2020) при проведении мультипараметрического ультразвукового исследования щитовидной железы 60 пациентов с последующей морфологической верификацией путем тонкоигольной аспирационной биопсии. Освещены проблемы и трудности, которые могут возникнуть у врача ультразвуковой диагностики при стратификации узлового образования при использовании данной классификации и возможные пути их решения

РЕКОНФИГУРАЦИЯ КОМПЛЕКСНОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ВОЗДУШНОГО СУДНА ПРИ ОТКАЗАХ ПРИВОДОВ С УЧЕТОМ ОГРАНИЧЕНИЙ НА УПРАВЛЕНИЕ

The aircraft integrated control system reconfiguration laws under failures of actuators, calculated disregarding physical constraints on control surfaces saturation, can lead to a complete loss of aircraft controllability and stability. Despite the large number of scientific publications in this field, practical systematic results have been obtained only for SISO (single input – single output) systems. Problems of the convergence of iterative algorithms restricting the set of admissible solutions and the conservatism of the reconfiguration laws designed using weight matrices do not allow solving this problem in general. For complex MIMO (multi input – multi output) systems there is still no widely accepted universal approach. In this work, control surfaces constraints are regarded in terms of the power of reconfiguration control. It is shown that by slight modification of pseudoinverse (optimal) solution it is possible to obtain approximate pseudoinverse (suboptimal) solutions with priory known minimum power (compensation matrix norm) and error (residual matrix norm) of the reconfiguration for a given degree of approximation. This allows for a multistep consistent reduction in power and increasing in error of reconfiguration, until an acceptable solution is obtained. By providing the greater reconfiguration error at each step we have additional freedom in reducing the reconfiguration power. This leads to a decrease in the amplitude of the deviations of the control surfaces, to which the signals from the failed control channels are redistributed. The simulation example of the aircraft integrated control system reconfiguration under the stabilizer’s actuator failure is presented. It is shown that the pseudoinverse reconfiguration problem solution leads to the significant ailerons’ constraints violation and the loss of aircraft controllability. Regarding control constraints solution reduces several times the deviation of the control surfaces and provides an effective problem solution in the permissible power and error reconfiguration range.Законы реконфигурации комплексной системы управления при отказах приводов, рассчитанные без учета физических ограничений на амплитуды отклонения рулевых поверхностей, могут привести к полной потере управляемости и устойчивости воздушного судна. Несмотря на наличие большого числа научных публикаций в данной области, практические системные результаты получены только для односвязных систем с одним входом и одним выходом. Проблемы сходимости итерационных алгоритмов сужения множества допустимых решений и консервативности законов реконфигурации, построенных с использованием весовых матриц, не позволяют решить задачу учета таких ограничений в общем виде. Для сложных многосвязных систем до сих пор общепринятых универсальных подходов не существует. В работе ограничения на отклонения рулевых поверхностей предлагается учитывать по мощности затрачиваемого на реконфигурацию управления. Показывается, как за счет незначительной модификации метода псевдообращения можно получать приближенные псевдообратные (субоптимальные) решения с заранее известными для заданной степени приближения минимально возможными мощностью (нормой матрицы компенсации отказов) и ошибкой (нормой матрицы погрешности) реконфигурации. Это позволяет согласованно понижать мощность и повышать ошибку реконфигурации в несколько шагов вплоть до получения допустимого решения. За счет увеличения ошибки решения задачи на каждом шаге появляется дополнительная свобода в уменьшении мощности реконфигурации. Уменьшение мощности реконфигурации приводит к уменьшению амплитуд отклонений рулевых поверхностей, на которые перераспределяются сигналы с отказавших каналов управления. На модельном примере реконфигурации комплексной системы управления самолета при отказе привода стабилизатора показывается, что псевдообратное решение задачи реконфигурации приводит к значительному выходу элеронов за ограничения и потере управляемости. Решение, рассчитанное с учетом ограничений на управление, снижает в несколько раз отклонения рулевых поверхностей и обеспечивает эффективное решение задачи в допустимой области мощности и ошибки реконфигурации

RECONFIGURATION OF THE AIRCRAFT INTEGRATED CONTROL SYSTEM REGARDING CONTROL CONSTRAINTS UNDER ACTUATOR FAILURES

The aircraft integrated control system reconfiguration laws under failures of actuators, calculated disregarding physical constraints on control surfaces saturation, can lead to a complete loss of aircraft controllability and stability. Despite the large number of scientific publications in this field, practical systematic results have been obtained only for SISO (single input – single output) systems. Problems of the convergence of iterative algorithms restricting the set of admissible solutions and the conservatism of the reconfiguration laws designed using weight matrices do not allow solving this problem in general. For complex MIMO (multi input – multi output) systems there is still no widely accepted universal approach. In this work, control surfaces constraints are regarded in terms of the power of reconfiguration control. It is shown that by slight modification of pseudoinverse (optimal) solution it is possible to obtain approximate pseudoinverse (suboptimal) solutions with priory known minimum power (compensation matrix norm) and error (residual matrix norm) of the reconfiguration for a given degree of approximation. This allows for a multistep consistent reduction in power and increasing in error of reconfiguration, until an acceptable solution is obtained. By providing the greater reconfiguration error at each step we have additional freedom in reducing the reconfiguration power. This leads to a decrease in the amplitude of the deviations of the control surfaces, to which the signals from the failed control channels are redistributed. The simulation example of the aircraft integrated control system reconfiguration under the stabilizer’s actuator failure is presented. It is shown that the pseudoinverse reconfiguration problem solution leads to the significant ailerons’ constraints violation and the loss of aircraft controllability. Regarding control constraints solution reduces several times the deviation of the control surfaces and provides an effective problem solution in the permissible power and error reconfiguration range

A Model of a Universal Neural Computer with Hysteresis Dynamics for Avionics Problems

The paper proposes a method for implementing a universal neural network processor with hysteresis dynamics. This processor allows a wide range of heterogeneous tasks in real time to be performed without reprogramming and changing their internal structure. Adding hysteresis behavior to the system makes it possible to increase resistance to external influences, the complexity as well as non-linearity of intelligent output. The paper discusses the use of this processor as part of an on-board intelligent avionics system