[發(fā)明專利]飛行器三維運(yùn)動(dòng)故障診斷和容錯(cuò)控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201310095792.0
• 申請(qǐng)日: 2013-03-24
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN103149931A
• 公開(kāi)（公告）日: 2013-06-12
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 史忠科
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 西安費(fèi)斯達(dá)自動(dòng)化工程有限公司
• 主分類號(hào): G05B23/02
• 分類號(hào): G05B23/02
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• 代理人: 暫無(wú)信息

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行器故障診斷和容錯(cuò)控制設(shè)計(jì)方法，特別是涉及一種飛行器三維運(yùn)動(dòng)故障診斷和容錯(cuò)控制方法。

背景技術(shù)

軍用飛行器是一種重要的作戰(zhàn)武器，民用飛行器則是一種重要的交通工具，在國(guó)防和人們的日常生活和工作中扮演著越來(lái)越重要的角色，對(duì)飛行器系統(tǒng)的故障診斷研究已經(jīng)越來(lái)越受到人們的重視；故障診斷對(duì)于安全性要求高的系統(tǒng)極其重要,及時(shí)地檢測(cè)出系統(tǒng)故障,使自修復(fù)系統(tǒng)及時(shí)重構(gòu)控制律,可避免系統(tǒng)崩潰及由此造成的物質(zhì)損失和人員傷亡。

以解析冗余為主導(dǎo)的故障檢測(cè)與診斷技術(shù)是從20世紀(jì)70年代初首先在美國(guó)發(fā)展起來(lái)的。1971年，美國(guó)麻省理工大學(xué)Beard在他的博士論文中首先提出了用解析冗余代替硬件冗余，并通過(guò)系統(tǒng)自組織，使系統(tǒng)閉環(huán)穩(wěn)定，通過(guò)比較觀測(cè)器的輸出得到系統(tǒng)故障信息的新思想，標(biāo)志著基于解析冗余的故障診斷技術(shù)的誕生。國(guó)外對(duì)于故障診斷的研究主要集中于工業(yè)系統(tǒng)和航空航天業(yè)，目前以研究廣義系統(tǒng)和非線性系統(tǒng)的故障診斷為主，采用的方法非常多樣，具體有滑模觀測(cè)器方法，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法，專家系統(tǒng)方法，小波變換方法，未知輸入觀測(cè)器方法等，并多將幾種方法結(jié)合起來(lái)使用。對(duì)于線性系統(tǒng)的故障診斷方法已經(jīng)比較成熟，已經(jīng)有一套比較完整的診斷方法，并已經(jīng)有一些實(shí)際的應(yīng)用系統(tǒng)。美國(guó)空軍已在實(shí)驗(yàn)戰(zhàn)斗機(jī)上采用了故障診斷技術(shù)。國(guó)內(nèi)對(duì)飛行器故障診斷和容錯(cuò)控制問(wèn)題研究的論文也很多，采用的方法也為智能性或以狀態(tài)空間的自適應(yīng)容錯(cuò)控制方法（1、張軍峰、胡壽松基于多重核學(xué)習(xí)支持向量機(jī)的殲擊機(jī)故障診斷，東南大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版)，2007年，第37卷增刊(I)，pp1-5；黃喜元王青后德龍董朝陽(yáng)，基于模型參考自適應(yīng)的高超聲速飛行器容錯(cuò)控制，南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2011年，第43卷增刊）。

當(dāng)飛行器出現(xiàn)故障時(shí)，整機(jī)氣動(dòng)力、力矩、參數(shù)和輸入量都可能發(fā)生變化，如飛機(jī)機(jī)翼穿透一個(gè)小孔就會(huì)導(dǎo)致全機(jī)所有的氣動(dòng)力、力矩等都會(huì)突變，而且不同的機(jī)動(dòng)動(dòng)作會(huì)增加一個(gè)等效輸入；然而，目前的研究方法將飛行器出現(xiàn)故障前后的模型用相同的結(jié)構(gòu)和參數(shù)來(lái)描述，僅僅對(duì)輸入系數(shù)等參數(shù)進(jìn)行調(diào)整，設(shè)計(jì)中沒(méi)有考慮空氣動(dòng)力學(xué)特性、導(dǎo)致給出的容錯(cuò)控制方案脫離實(shí)際飛行器而難以應(yīng)用。

發(fā)明內(nèi)容

為了解決現(xiàn)有容錯(cuò)控制技術(shù)僅僅對(duì)飛行器輸入系數(shù)進(jìn)行調(diào)整、設(shè)計(jì)中沒(méi)有考慮空氣動(dòng)力學(xué)特性、導(dǎo)致給出的容錯(cuò)控制方案脫離實(shí)際飛行器而難以應(yīng)用的技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明給出了一種飛行器三維運(yùn)動(dòng)故障診斷和容錯(cuò)控制方法，該方法按照飛行器無(wú)故障時(shí)的模型和狀態(tài)組合指標(biāo)判別式進(jìn)行故障診斷；飛行器出現(xiàn)故障時(shí)首先對(duì)故障分類，再針對(duì)確定的故障類別分析飛行器全機(jī)參數(shù)和飛行動(dòng)力學(xué)特性的影響，然后重新對(duì)故障發(fā)生后突變系統(tǒng)建模，得到飛行器出現(xiàn)故障時(shí)新的模型描述；容錯(cuò)控制器的設(shè)計(jì)方法為設(shè)計(jì)出的控制量使得無(wú)故障模型輸出達(dá)到軍標(biāo)要求，且該控制量和飛行器故障引起的非人為附加控制量共同組成的飛行器出現(xiàn)故障時(shí)的控制輸入使得飛行器出現(xiàn)故障時(shí)新的模型輸出穩(wěn)定。

本發(fā)明解決其技術(shù)問(wèn)題所采用的技術(shù)方案是：一種飛行器三維運(yùn)動(dòng)故障診斷和容錯(cuò)控制方法，其特點(diǎn)是包括以下步驟：

1、飛行器無(wú)故障時(shí)三維運(yùn)動(dòng)的非線性模型為：

式中：狀態(tài)變量h,V_T,α,β,p,q,r分別表示飛行高度、飛行速度、氣流迎角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度；θ，ψ分別指滾轉(zhuǎn)、俯仰角、偏航角；g為重力加速度；Q,S,m,I_x,I_y,I_z,I_zx分別表示動(dòng)壓、機(jī)翼面積、飛行器質(zhì)量、繞機(jī)體軸系X軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、繞機(jī)體軸系Y軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、繞機(jī)體軸系Z軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、機(jī)體軸系XZ軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量積；C_x(α,β,δ),C_y(α,β,δ),C_z(α,β,δ)分別表示縱向力、側(cè)向力和法向力；C_L(α,β,δ),C_N(α,β,δ),C_M(α,β,δ)分別為滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩、俯仰力矩；δ為控制量；通常側(cè)滑角通常小于90°，cosβ不會(huì)為零；

2、故障檢出方法為：當(dāng)狀態(tài)組合指標(biāo)J≥1，則判定飛行器有故障；

其中：