CN103529692B - 针对长航时无人机的简易余度飞控系统故障重构方法 - Google Patents

Abstract

一种针对长航时无人机的简易余度飞控系统故障重构方法。基于非相似原理使用主、备份传感器两套设备对关键导航信息的测量形成冗余，并在执行机构上保证双余度，从而构成简易余度飞控系统。对主传感器信息和备份传感器信息进行比较，单位时间内二者偏差大于门限值的次数过于频繁时，可以判定某一传感器发生故障，通过其余正常的导航信息进行融合，用于对故障设备进行定位，在某一执行机构故障的情况下，通过其余正常的执行机构对故障机构的影响进行补偿，确保飞行安全。

Description

针对长航时无人机的简易余度飞控系统故障重构方法

技术领域

长航时无人机飞行控制系统设计。

背景技术

飞行控制分系统在整个无人机系统中处于核心地位，它在很大程度上决定了无人机的飞行安全性。对于无人机而言，飞行安全性是系统设计时需要优先考虑的关键问题，尤其是长航时无人机上，该问题的必要性彰显无遗。通常，飞行安全性是通过增加飞控系统的余度来保证的，但这需要以付出宝贵的重量为代价，此外，余度的增加还会大大增加飞控系统的复杂度。

上述矛盾可以通过构建一种简易余度飞控系统来加以解决，即在传感器子系统中的关键信息上形成非相似冗余备份，在主传感器故障的情况下备份传感器能够提供可用的状态信息；在某一执行机构故障的情况下备份执行机构可以提供相关通道的控制能力。相应地，要求飞控系统能够及时地判断传感器和执行机构的故障，准确地对故障设备进行定位，并通过重构算法保证控制律在设备故障情况下的有效性。目前，长航时无人机上普遍采用相似多余度飞控系统，其故障重构方法相对简单，而对于采用非相似的简易余度飞控系统，尚无有效的控制重构方法可供参考。

发明内容

本发明的技术解决问题：为了克服简易余度飞控系统难以进行故障识别、故障定位和故障重构的问题，提供一种长航时无人机简易余度飞控系统的故障重构方法，该方法能够在某一关键主导航信息缺失或某一执行机构故障情况下无人机的安全飞行。

本发明的技术解决方案：一种针对长航时无人机的简易余度飞控系统故障重构方法，所述的无人机飞控系统包括飞控计算机、传感器子系统、舵系统；所述的传感器子系统包括GPS、垂直陀螺、角速率陀螺、大气数据系统和无线电高度表；步骤如下：

(1)在传感器子系统中增加磁航向仪、光纤陀螺；将GPS、垂直陀螺、角速率陀螺、大气数据系统和无线电高度表作为主传感器子系统，用于测量无人机的主导航信息；将磁航向仪、光纤陀螺以及GPS构成备份传感器子系统，用于测量无人机的备份导航信息；所述的导航信息包括无人机三轴位置、三轴姿态、三轴角速率、三轴速度四类信息；

(2)将主传感器子传感器和备份传感器子系统输出的同类信息进行比对，当单位时间内二者的偏差大于偏差门限值的次数大于次数门限值时，认为测量该类导航信息的传感器故障，转步骤(3)；否则，认为主、备份传感器子系统中的提供该类导航信息的传感器正常；

(3)根据主传感器子系统中正常的导航信息估算出现故障的那类导航信息，将估算的导航信息分别与主传感器子系统、备份传感器子系统的相应导航信息进行比对，认为偏差较小的传感器子系统正常，偏差较大的传感器子系统存在故障；

(4)飞控计算机利用正常的传感器测量信息生成舵系统的控制指令，驱动舵系统产生相应的舵面，实现无人机的飞行控制。

所述步骤(3)中估算出现故障的那类导航信息当姿态正常但角速率异常时，估算的角速率公式如下：

${\mathrm{\ω}}_z=\frac{{\mathrm{\τ}}_{1}s}{{\mathrm{\τ}}_{1}s+1}\mathrm{\θ}$

其中，ω_z为俯仰角速率，为俯仰角，τ₁为俯仰角角回路时间常数，s为拉普拉斯算子；

当角速率正常但姿态异常时，估算的姿态公式如下：

$\mathrm{\θ}=\frac{{\mathrm{\τ}}_2}{{\mathrm{\τ}}_{2}s+1}{\mathrm{\ω}}_z$

其中，τ₂为俯仰角速率回路时间常数；

当滚转角正常但偏航角速率异常时：

${\mathrm{\ω}}_y=-\frac{g}{V}tan\mathrm{\γ}$

其中，ω_y为偏航角速率，γ为滚转角，g为重力加速度。

当偏航角速率正常但偏航角异常时：

$\mathrm{\ψ}=\frac{{\mathrm{\τ}}_3}{{\mathrm{\τ}}_{3}s+1}{\mathrm{\ω}}_y$

其中，ψ为偏航角，τ₃为偏航角速率回路时间常数；

当滚转角正常但滚转角速率异常时：

${\mathrm{\ω}}_x=\frac{{\mathrm{\τ}}_{4}s}{{\mathrm{\τ}}_{4}s+1}\mathrm{\γ}$

其中，ω_y为滚转角速率，τ₄为滚转角回路时间常数；

当滚转角速率正常但滚转角异常时：

$\mathrm{\γ}=\frac{{\mathrm{\τ}}_5}{{\mathrm{\τ}}_{5}s+1}{\mathrm{\ω}}_x$

其中，τ₅为滚转角速率回路时间常数；

当纵向过载正常但飞行高度异常时：

$H=\frac{1}{s^2}(n_y-1)$

其中，H为高度，n_y为纵向过载。

当侧向过载正常但侧偏异常时：

$z=\frac{1}{s^2}{n}_z$

其中，z为侧偏，n_z为侧向过载。

飞控计算机根据执行机构的反馈信号，判断执行机构是否发生故障，对可重构的故障执行机构进行控制率重构以消除故障影响。

当升降舵机卡死时纵向重构控制律：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_z=K_z^{{\mathrm{\ω}}_z}{\mathrm{\ω}}_z+K_z^{\mathrm{\θ}}(\mathrm{\θ}-{\mathrm{\θ}}_c)\\ {\mathrm{\θ}}_c=K_z^V(V-V_c)+K_z^{\∫V}\∫(V-V_c)dt+{\mathrm{\θ}}_{trim}\end{array}\right.$

其中，δ_z为升降舵偏角，V为飞行速度，V_c为飞行速度指令，为配平俯仰角，为升降舵对俯仰角速率的控制增益，为升降舵对俯仰角的控制增益，为升降舵对速度的控制增益，为升降舵对速度积分的控制增益

当方向舵机卡死时，航向重构控制律：

${\mathrm{\δ}}_y=K_y^{{\mathrm{\ω}}_y}{\mathrm{\ω}}_y+K_y^{\mathrm{\γ}}\mathrm{\γ}+K_y^{\∫\mathrm{\γ}}\∫\mathrm{\γ}dt$

其中，δ_y为方向舵偏角，ω_y为偏航角速率，γ为滚转角，为方向舵对偏航角速率的控制增益，为方向舵对滚转角的控制增益，为方向舵对滚转角积分的控制增益。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)传感器子系统的故障检测过程中仅使用主、备份两套设备，通过基于信息融合得到的结论来进行判断，降低了对传感器数量的要求，节约了重量，降低了飞控系统的复杂程度及经济成本。

(2)通过单位时间内主、备份导航信息差异的次数来统计差异出现的频率，当该频率过高于门限值时才做出最终判断，降低了故障虚报的概率，从而避免了主、备份导航信息间的频繁切换对飞行系统造成的冲击，保证了飞行稳定性。

(3)基于主、备份传感器测量的角速率、姿态角、速度和过载来对控制律中的反馈量进行信息融合，得到控制律中反馈量的估算值，能够在不需要额外传感器的基础上实现信息融合，在保证飞行安全的同时节省了重量。

(4)舵面重构控制律充分利用现有的俯仰角速率、俯仰角、速度、偏航角速率和滚转角信息，不需要额外的信息，即能够在不需要额外传感器的基础上实现重构控制，因此在保证飞行安全的同时节省了重量。

附图说明

图1为本发明技术原理图；

图2为本发明的流程图；

图3为左外副翼故障状态下转弯模态横侧向响应曲线；

图4为左外副翼故障状态下转弯模态重构控制仿真结果；

图5为垂直陀螺故障下的飞行高度曲线；

图6为垂直陀螺故障下的俯仰角速率曲线；

图7为垂直陀螺故障下的升降舵偏角曲线。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做详细说明，如图1、2所示，本发明步骤如下：

(1)利用DGPS、垂直陀螺、角速率陀螺、磁航向仪、大气数据系统、无线电高度表构成主传感器系统，测量无人机的主导航信息。利用光纤陀螺与GPS构成组合导航系统作为备份，提供无人机的备份导航信息。高度方面，有气压高度、GPS高度和着陆段的相对高度；速度方面，有空速和GPS提供的地速；姿态方面，垂直陀螺提供俯仰角和滚转角、磁航向仪提供磁航向角；角速率方面，角速率陀螺提供三轴角速率；备份组合导航系统能够提供位置、速度、姿态和角速率共12个分量的导航信息。执行机构方面，按照左/右方向舵各2片、左/右升降舵各2片、左/右副翼各2片的配置，每片气动舵面都对应一个单独的舵机。

(2)通过主传感器系统和备份传感器系统的比较来判断传感器输出信息的正确性，当单位时间内二者的偏差大于偏差门限值的次数大于次数门限值时，可以确定至少一个传感器系统中的某个导航信息失效，这样可以降低故障虚报的概率。通过其余有效的导航信息进行融合，用于对故障传感器进行定位，算法如下：

平飞段控制律为：

$\left.\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_z=K_z^{{\mathrm{\ω}}_z}{\mathrm{\ω}}_z+K_z^{\mathrm{\θ}}\left(\mathrm{\θ}-{\mathrm{\θ}}_c\right)+K_z^H\left(H-H_c\right)+K_z^{\∫H}\∫\left(H-H_c\right)dt\\ {\mathrm{\δ}}_y=K_y^{{\mathrm{\ω}}_y}{\mathrm{\ω}}_y\\ {\mathrm{\δ}}_x=K_x^{{\mathrm{\ω}}_x}{\mathrm{\ω}}_x+K_x^{\mathrm{\γ}}\left(\mathrm{\γ}-{\mathrm{\γ}}_c\right)\\ {\mathrm{\γ}}_c=K_x^{\mathrm{\ψ}}\left(\mathrm{\ψ}-{\mathrm{\ψ}}_c\right)+K_x^z\left(z-z_c\right)+K_x^{\∫z}\∫\left(z-z_c\right)dt\end{array}\right\}---\left(1\right)$

其中，δ_z为升降舵偏角，ω_z为俯仰角速率，为俯仰角，为俯仰角指令，H为飞行高度，H_c为飞行高度指令，δ_y为方向舵偏角，ω_y为偏航角速率，δ_x为副翼偏角，ω_x为滚转角速率，γ为滚转角，γ_c为滚转角指令，ψ为偏航角，ψ_c为偏航角指令，z为侧偏，z_c为侧偏指令，为升降舵对俯仰角速率的控制增益，为升降舵对俯仰角的控制增益，为升降舵对高度的控制增益，为升降舵对高度积分的控制增益，为方向舵对偏航角速率的控制增益，为副翼对滚转角速率的控制增益，为副翼对滚转角的控制增益，为副翼对偏航角的控制增益，为副翼对侧偏的控制增益，为副翼对侧偏积分的控制增益，上述控制增益的数值可以通过六自由度非线性飞行仿真。

当俯仰角正常但俯仰角速率异常时：

${\mathrm{\ω}}_z=\frac{{\mathrm{\τ}}_{1}s}{{\mathrm{\τ}}_{1}s+1}\mathrm{\θ}---\left(2\right)$

其中，τ₁为俯仰角回路时间常数，其数值通过数学仿真确定。

当俯仰角速率正常但俯仰角异常时：

$\mathrm{\θ}=\frac{{\mathrm{\τ}}_2}{{\mathrm{\τ}}_{2}s+1}{\mathrm{\ω}}_z---\left(3\right)$

其中，τ₂为俯仰角速率回路时间常数。

当滚转角正常但偏航角速率异常时：

${\mathrm{\ω}}_y=-\frac{g}{V}tan\mathrm{\γ}---\left(4\right)$

其中，g为重力加速度。

当偏航角速率正常但偏航角异常时：

$\mathrm{\ψ}=\frac{{\mathrm{\τ}}_3}{{\mathrm{\τ}}_{3}s+1}{\mathrm{\ω}}_y---\left(5\right)$

其中，τ₃为偏航角速率回路时间常数。

当滚转角正常但滚转角速率异常时：

${\mathrm{\ω}}_x=\frac{{\mathrm{\τ}}_{4}s}{{\mathrm{\τ}}_{4}s+1}\mathrm{\γ}---\left(6\right)$

其中，τ₄为滚转角回路时间常数。

当滚转角速率正常但滚转角异常时：

$\mathrm{\γ}=\frac{{\mathrm{\τ}}_5}{{\mathrm{\τ}}_{5}s+1}{\mathrm{\ω}}_x---\left(7\right)$

其中，τ₅为滚转角速率回路时间常数。

当纵向过载正常但飞行高度异常时：

$H=\frac{1}{s^2}(n_y-1)---\left(8\right)$

其中，n_y为纵向过载。

当侧向过载正常但侧偏异常时：

$z=\frac{1}{s^2}{n}_z---\left(9\right)$

其中，n_z为侧向过载。

式(2)～式(9)计算得到的估算信息分别用于故障定位，将其与存在异常的导航信息进行比较，差别较大者即存在故障。上述时间常数的数值可以通过六自由度非线性飞行仿真确定。

(3)当发生舵面卡死现象时，重构控制律为：

纵向重构策略为：在姿态内回路基础上，接入速度控制，用速度控制升降舵实现重构。依据是当升降舵机卡死时导致俯仰角增大，进而使得空速小于指令值，在控制律作用下，速度偏差转化为俯仰角指令，俯仰角指令减小，升降舵出正舵，使无人机低头，俯仰角减小，此时重力在速度方向的投影减小，空速开始增加，直至速度等于指令值，此时俯仰角必然回到V尾舵机故障前的水平，实现自动配平。

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_z=K_z^{{\mathrm{\ω}}_z}{\mathrm{\ω}}_z+K_z^{\mathrm{\θ}}\left(\mathrm{\θ}-{\mathrm{\θ}}_c\right)\\ {\mathrm{\θ}}_c=K_z^V\left(V-V_c\right)+K_z^{\∫V}\∫\left(V-V_c\right)dt+{\mathrm{\θ}}_{trim}\end{array}\right.---\left(10\right)$

其中，δ_z为升降舵偏角，V为飞行速度，V_c为飞行速度指令，为配平俯仰角，为升降舵对俯仰角速率的控制增益，为升降舵对俯仰角的控制增益，为升降舵对速度的控制增益，为升降舵对速度积分的控制增益，上述控制增益的数值可以通过六自由度非线性飞行仿真。

航向重构策略为：在荷兰滚控制律的基础上，把稳态时的滚转角反馈到方向舵，实现重构。依据是当副翼舵机卡死导致滚转角不为零时，方向舵出舵，产生反方向的偏航力矩抵消偏航干扰力矩，使得作用在无人机的合偏航力矩减小，偏航干扰力矩越小，无人机稳态时的侧滑角越小，滚转角也越小；随着时间的积累，积分作用越来越强，最终方向舵出舵完全抵消偏航干扰力矩，此时侧滑角和滚转角都为零，不考虑侧风的情况下，机体轴和速度轴重合，实现无人机偏航通道的自动配平。

${\mathrm{\δ}}_y=K_y^{{\mathrm{\ω}}_y}{\mathrm{\ω}}_y+K_y^{\mathrm{\γ}}\mathrm{\γ}+K_y^{\∫\mathrm{\γ}}\∫\mathrm{\γ}dt---\left(11\right)$

其中，δ_y为方向舵偏角，ω_y为偏航角速率，γ为滚转角，为方向舵对偏航角速率的控制增益，为方向舵对滚转角的控制增益，为方向舵对滚转角积分的控制增益，上述控制增益的数值可以通过数学仿真确定。

应用实例如下：

无人机右转时，左外副翼卡死在±20°。滚转通道，假设左外副翼卡死角度为负，产生正的滚转力矩，滚转角增大，与滚转角指令存在偏差，驱使副翼出正舵来抵消滚转干扰力矩，最终使无人机稳定，此时滚转角存在稳态误差，且卡死越严重，稳态误差越大。由于滚转角比正常转弯时大，升力在侧向的分量也变大，导致转弯半径减小。左外副翼卡死角度为正也同样分析。从滚转角响应曲线可知，当左外副翼卡死在-20°时，滚转角稳定在30.3°；滚转角过大将由可能导致升力在竖直方向的分量不足以抵消重力，将导致掉高，影响无人机的飞行安全。偏航通道，正常右转时，速度轴在无人机纵平面右侧，产生正的侧滑，由于安定面的风标特性，产生负的偏航力矩，使无人机机头右偏，有跟踪速度方向的趋势。偏航角速率为正，方向舵输出负的舵偏，产生正的偏航力矩，抵消侧滑引起的偏航力矩，维持无人机一个稳定的偏航角速率转弯。左外副翼卡死在不同角度导致转弯半径的变化，转弯半径越小，转弯速度越快，因此稳态时偏航角速率不一致。

转弯模态下无人机接入重构控制律后，瞬时最大滚转角为26.5°，且稳定后，滚转角控制在20°附近，在安全范围内；侧偏稳态误差得到消除，无人机能跟踪标称轨迹圆实现转弯，转弯模态重构控制取得了良好的效果。

无人机跟踪预定的航线，完成从起飞到着陆的全过程，图3为左外副翼故障状态下转弯模态横侧向响应曲线；图4为左外副翼故障状态下转弯模态重构控制仿真结果；图5为垂直陀螺故障下的飞行高度曲线；图6为垂直陀螺故障下的俯仰角速率曲线；图7为垂直陀螺故障下的升降舵偏角曲线垂直陀螺故障下利用滤波方法的控制方案是可行的，其控制效果较好，且在可接受范围内。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (5)

1.一种针对长航时无人机的简易余度飞控系统故障重构方法，所述的无人机飞控系统包括飞控计算机、传感器子系统、舵系统；所述的传感器子系统包括GPS、垂直陀螺、角速率陀螺、大气数据系统和无线电高度表；其特征在于步骤如下：

(1)在传感器子系统中增加磁航向仪、光纤陀螺、DGPS；将DGPS、垂直陀螺、角速率陀螺、磁航向仪、大气数据系统和无线电高度表作为主传感器子系统，用于测量无人机的主导航信息；将光纤陀螺以及GPS构成备份传感器子系统，用于测量无人机的备份导航信息；所述的导航信息包括无人机三轴位置、三轴姿态、三轴角速率、三轴速度四类信息；

(2)将主传感器子系统和备份传感器子系统输出的同类信息进行比对，当单位时间内二者的偏差大于偏差门限值的次数大于次数门限值时，认为测量该类导航信息的传感器故障，转步骤(3)；否则，认为主、备份传感器子系统中的提供该类导航信息的传感器正常；

(3)根据主传感器子系统中正常的导航信息估算出现故障的那类导航信息，将估算的导航信息分别与主传感器子系统、备份传感器子系统的相应导航信息进行比对，认为偏差较小的传感器子系统正常，偏差较大的传感器子系统存在故障；

(4)飞控计算机利用正常的传感器测量信息生成舵系统的控制指令，驱动舵系统产生相应的舵面，实现无人机的飞行控制。

2.根据权利要求1所述的一种针对长航时无人机的简易余度飞控系统故障重构方法，其特征在于：所述步骤(3)中估算出现故障的那类导航信息当姿态正常但角速率异常时，估算的角速率公式如下：

${\mathrm{\ω}}_z=\frac{{\mathrm{\τ}}_{1}s}{{\mathrm{\τ}}_{1}s+1}\mathrm{\θ}$

其中，ω_z为俯仰角速率，为俯仰角，τ₁为俯仰角回路时间常数，s为拉普拉斯算子；

当角速率正常但姿态异常时，估算的姿态公式如下：

$\mathrm{\θ}=\frac{{\mathrm{\τ}}_2}{{\mathrm{\τ}}_{2}s+1}{\mathrm{\ω}}_z$

其中，τ₂为俯仰角速率回路时间常数；

当滚转角正常但偏航角速率异常时：

${\mathrm{\ω}}_y=-\frac{g}{V}tan\mathrm{\γ}$

其中，ω_y为偏航角速率，γ为滚转角，g为重力加速度，V为飞行速度；

当偏航角速率正常但偏航角异常时：

$\mathrm{\ψ}=\frac{{\mathrm{\τ}}_3}{{\mathrm{\τ}}_{3}s+1}{\mathrm{\ω}}_y$

其中，ψ为偏航角，τ₃为偏航角速率回路时间常数；

当滚转角正常但滚转角速率异常时：

${\mathrm{\ω}}_x=\frac{{\mathrm{\τ}}_{4}s}{{\mathrm{\τ}}_{4}s+1}\mathrm{\γ}$

其中，ω_x为滚转角速率，τ₄为滚转角回路时间常数；

当滚转角速率正常但滚转角异常时：

$\mathrm{\γ}=\frac{{\mathrm{\τ}}_5}{{\mathrm{\τ}}_{5}s+1}{\mathrm{\ω}}_x$

其中，τ₅为滚转角速率回路时间常数；

当纵向过载正常但飞行高度异常时：

$H=\frac{1}{s^2}(n_y-1)$

其中，H为高度，n_y为纵向过载；

当侧向过载正常但侧偏异常时：

$z=\frac{1}{s^2}{n}_z$

其中，z为侧偏，n_z为侧向过载。

3.根据权利要求1所述的一种针对长航时无人机的简易余度飞控系统故障重构方法，其特征在于：飞控计算机根据执行机构的反馈信号，判断执行机构是否发生故障，对可重构的故障执行机构进行控制率重构以消除故障影响。

4.根据权利要求3所述的一种针对长航时无人机的简易余度飞控系统故障重构方法，其特征在于：当升降舵机卡死时纵向重构控制律：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_z=K_z^{{\mathrm{\ω}}_z}{\mathrm{\ω}}_z+K_z^{\mathrm{\θ}}(\mathrm{\θ}-{\mathrm{\θ}}_c)\\ {\mathrm{\θ}}_c=K_z^V(V-V_c)+K_z^{\∫V}\∫(V-V_c)dt+{\mathrm{\θ}}_{trim}\end{array}\right.$

其中，δ_z为升降舵偏角，为俯仰角指令，V为飞行速度，V_c为飞行速度指令，为配平俯仰角，为升降舵对俯仰角速率的控制增益，为升降舵对俯仰角的控制增益，为升降舵对速度的控制增益，为升降舵对速度积分的控制增益。

5.根据权利要求3所述的一种针对长航时无人机的简易余度飞控系统故障重构方法，其特征在于：当方向舵机卡死时，航向重构控制律：

${\mathrm{\δ}}_y=K_y^{{\mathrm{\ω}}_y}{\mathrm{\ω}}_y+K_y^{\mathrm{\γ}}\mathrm{\γ}+K_y^{\∫\mathrm{\γ}}\∫\mathrm{\γ}dt$

其中，δ_y为方向舵偏角，ω_y为偏航角速率，γ为滚转角，为方向舵对偏航角速率的控制增益，为方向舵对滚转角的控制增益，为方向舵对滚转角积分的控制增益。