CN112764424B - 一种飞机飞行控制系统关键传感器故障重构方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种飞机飞行控制系统关键传感器故障重构方法，所述方法包括：根据飞机控制律设计输入确定关键传感器信号，所述关键传感器信号包括：法向过载信号、迎角信号、俯仰角速率信号、滚转角速率信号、侧向过载信号、偏航角速率信号；根据故障申报确定需要重构的发生故障的关键传感器信号；利用非申报故障的正常关键传感器信号和/或非关键传感器信号重构出故障传感器信号。本申请所提供的重构方法简化了传感器故障控制律设计过程，利用有效传感器信号结合已知的气动力数据，通过数学推导的方法，构造失效的传感器信号，减小受外界干扰的不确定因素和切换重构控制律后造成的飞行瞬态，进一步提高飞机的安全性、可靠性。

Description

一种飞机飞行控制系统关键传感器故障重构方法

技术领域

本申请属于飞行控制技术领域，特别涉及一种飞机飞行控制系统关键传感器故障重构方法。

背景技术

飞机要能稳定、安全地飞行，主要依靠飞行控制系统的高性能。飞行控制传感器是飞行控制系统的重要组成部分，飞行控制系统基于传感器测量的数据对飞机进行控制，因此飞控传感器故障的实时检测和实时重构具有十分重要的意义。由于存在无法避免的影响因素，飞控传感器必然会出现故障，为了克服传感器故障导致的降低或丧失飞机某些功能，甚至造成严重的损失乃至灾难性事故的问题，传感器故障重构则成了提高飞机故障后的安全等级，保证飞行员安全的必要措施。

而在飞机的众多传感器中，关键传感器重构则是更为重要的。目前，基于传感器故障重构技术大多采用控制律结构调整，将故障传感器切除的方法、基于滑模观测器的传感器故障重构设计、基于特征结构配置传感器故障重构设计等，设计过程繁琐，受建模误差、参数变化或干扰等不确定因素影响大，且故障后飞机瞬态大，飞行品质下降过多，为飞行安全遗留一定的安全隐患。

发明内容

本申请的目的是提供了一种飞机飞行控制系统关键传感器故障重构方法，以解决或减轻上述至少一个问题。

本申请的技术方案是：一种飞机飞行控制系统关键传感器故障重构方法，所述方法包括：

根据飞机控制律设计输入确定关键传感器信号，所述关键传感器信号包括：法向过载信号、迎角信号、俯仰角速率信号、滚转角速率信号、侧向过载信号、偏航角速率信号；

根据故障申报确定需要重构的发生故障的关键传感器信号；

利用非申报故障的正常关键传感器信号和/或非关键传感器信号重构出故障传感器信号。

进一步的，在法向过载传感器故障的情况下，利用迎角信号和动压信号重构出法向过载信号，构建公式为：

式中，n_z为法向过载，C_L为升力系数，为速压，S为机翼面积，m为飞机的质量，g为重力加速度，α为迎角，α₀为零升迎角。

进一步的，在俯仰角速率传感器故障的情况下，利用迎角信号、滚转角速率信号、侧滑角信号、法向过载信号、真空速、俯仰姿态角信号以及滚转姿态角信号重构出俯仰角速率信号，构建公式为：

式中，q为俯仰角速率，α为迎角，p为滚转角速率，β为侧滑角，n_z为法向过载，φ为滚转角，θ为俯仰角，g为重力加速度，v为真空速。

进一步的，在迎角传感器故障的情况下，利用飞机法向过载信号和动压信号重构出迎角信号，构建公式为：

式中，α为迎角，m为飞机的质量，g为重力加速度，C_L为升力系数，q为俯仰角速率，S为机翼面积，α₀为零升迎角。

进一步的，在侧向过载传感器故障的情况下，利用飞机侧滑角信号、方向舵偏度信号和动压信号重构出侧向过载信号，构建公式为：

式中，n_y为侧向过载，C_Yβ为侧力系数，β为侧滑角，δ_r为方向舵偏度，C_Yβr方向舵侧力系数，q为俯仰角速率，S为机翼面积，m为飞机的质量，g为重力加速度。

进一步的，在偏航角速率信号传感器故障的情况下，利用飞机侧滑角信号、滚转角速率信号、迎角信号、侧向过载信号、真空速、俯仰姿态角信号以及滚转姿态角信号重构出偏航角速率信号，构建公式为：

式中，γ为偏航角速率，β为侧滑角，p为滚转角速率，α为迎角，n_y为侧向过载，φ为滚转角，θ为俯仰角，g为重力加速度，v为真空速。

进一步的，在滚转角速率传感器故障的情况下，利用偏航角速率、迎角、侧滑角、侧向过载、真空速、俯仰姿态角以及滚转姿态角信号重构出滚转角速率信号，构建公式为：

式中，p为滚转角速率，γ为偏航角速率，β为侧滑角，n_y为侧向过载，φ为滚转角，θ为俯仰角，g为重力加速度，v为真空速，α为迎角。

本申请所提供的重构方法简化了传感器故障控制律设计过程，利用有效传感器信号结合已知的气动力数据，通过数学推导的方法，构造失效的传感器信号，减小受外界干扰的不确定因素和切换重构控制律后造成的飞行瞬态，进一步提高飞机的安全性、可靠性。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为本申请的排气管安装结构示意图。

图2a至图2d为本申请一实施例的法向过载信号、俯仰角速率信号和迎角信号重构与仿真的对比曲线图。

图3a至图3d为本申请一实施例的侧向过载信号、偏航角速率信号和滚转角速率信号重构与仿真的对比曲线图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

如图1所示，本申请的飞机飞行控制系统关键传感器故障重构方法，所述方法包括：

S1、根据飞机控制律设计输入确定关键传感器信号，所述关键传感器信号包括：法向过载信号、迎角信号、俯仰角速率信号、滚转角速率信号、侧向过载信号、偏航角速率信号；

S2、根据故障申报确定需要重构的发生故障的关键传感器信号；

S3、利用非申报故障的正常关键传感器信号和/或非关键传感器信号重构出故障传感器信号。

其中，在法向过载传感器故障的情况下，利用迎角信号和动压信号重构出法向过载信号，构建公式为：

其中，在俯仰角速率传感器故障的情况下，利用迎角信号、滚转角速率信号、侧滑角信号、法向过载信号、真空速、俯仰姿态角信号以及滚转姿态角信号重构出俯仰角速率信号，构建公式为：

其中，在迎角传感器故障的情况下，利用飞机法向过载信号和动压信号重构出迎角信号，构建公式为：

其中，在侧向过载传感器故障的情况下，利用飞机侧滑角信号、方向舵偏度信号和动压信号重构出侧向过载信号，构建公式为：

其中，在偏航角速率信号传感器故障的情况下，利用飞机侧滑角信号、滚转角速率信号、迎角信号、侧向过载信号、真空速、俯仰姿态角信号以及滚转姿态角信号重构出偏航角速率信号，构建公式为：

其中，在滚转角速率传感器故障的情况下，利用偏航角速率、迎角、侧滑角、侧向过载、真空速、俯仰姿态角以及滚转姿态角信号重构出滚转角速率信号，构建公式为：

本申请所提供的重构方法简化了传感器故障控制律设计过程，利用有效传感器信号结合已知的气动力数据，通过数学推导的方法，构造失效的传感器信号，减小受外界干扰的不确定因素和切换重构控制律后造成的飞行瞬态，进一步提高飞机的安全性、可靠性。

最后，本申请中对重构信号进行了仿真计算，以验证重构信号的准确性。

如图2a至图2d所示的法向过载、俯仰角速率和迎角信号重构效果图，利用某型飞机的闭环仿真模型，模拟飞机在8km高度、以马赫数0.45作定直平飞，t＝5s时，驾驶杆输入纵向指令，从图中可以看出，法向过载信号、俯仰角速率信号和迎角信号正常和重构响应曲线接近，准确性较高。

如图3a至图3d所示的侧向过载信号、偏航角速率信号和滚转角速率信号重构效果图，同样利用某型飞机的闭环仿真模型，模拟飞机在8km高度、以马赫数0.45作定直平飞，t＝5s时，脚蹬输入阶跃指令，得到飞机侧向过载响应曲线，从图中可以看出，侧向过载信号、偏航角速率信号和滚转角速率信号正常和重构相应曲线接近，准确性较高。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种飞机飞行控制系统关键传感器故障重构方法，其特征在于，所述方法包括：

根据飞机控制律设计输入确定关键传感器信号，所述关键传感器信号包括：法向过载信号、迎角信号、俯仰角速率信号、滚转角速率信号、侧向过载信号、偏航角速率信号；

根据故障申报确定需要重构的发生故障的关键传感器信号；

利用非申报故障的正常关键传感器信号和/或非关键传感器信号重构出故障传感器信号，其中，在俯仰角速率传感器故障的情况下，利用迎角信号、滚转角速率信号、侧滑角信号、法向过载信号、真空速、俯仰姿态角信号以及滚转姿态角信号重构出俯仰角速率信号，构建公式为：

式中，q为俯仰角速率，α为迎角，p为滚转角速率，β为侧滑角，n_z为法向过载，φ为滚转角，θ为俯仰角，g为重力加速度，v为真空速。

2.如权利要求1所述的飞机飞行控制系统关键传感器故障重构方法，其特征在于，在法向过载传感器故障的情况下，利用迎角信号和动压信号重构出法向过载信号，构建公式为：

式中，n_z为法向过载，C_L为升力系数，为速压，S为机翼面积，m为飞机的质量，g为重力加速度，α为迎角，α₀为零升迎角。

3.如权利要求1所述的飞机飞行控制系统关键传感器故障重构方法，其特征在于，在迎角传感器故障的情况下，利用飞机法向过载信号和动压信号重构出迎角信号，构建公式为：

式中，α为迎角，n_z为法向过载，m为飞机的质量，g为重力加速度，C_L为升力系数，q为俯仰角速率，S为机翼面积，α₀为零升迎角。

4.如权利要求1所述的飞机飞行控制系统关键传感器故障重构方法，其特征在于，在侧向过载传感器故障的情况下，利用飞机侧滑角信号、方向舵偏度信号和动压信号重构出侧向过载信号，构建公式为：

式中，n_y为侧向过载，C_Yβ为侧力系数，β为侧滑角，δ_r为方向舵偏度，C_Yβr方向舵侧力系数，q为俯仰角速率，S为机翼面积，m为飞机的质量，g为重力加速度。

5.如权利要求1所述的飞机飞行控制系统关键传感器故障重构方法，其特征在于，在偏航角速率信号传感器故障的情况下，利用飞机侧滑角信号、滚转角速率信号、迎角信号、侧向过载信号、真空速、俯仰姿态角信号以及滚转姿态角信号重构出偏航角速率信号，构建公式为：

式中，γ为偏航角速率，β为侧滑角，p为滚转角速率，α为迎角，n_y为侧向过载，φ为滚转角，θ为俯仰角，g为重力加速度，v为真空速。

6.如权利要求1所述的飞机飞行控制系统关键传感器故障重构方法，其特征在于，在滚转角速率传感器故障的情况下，利用偏航角速率、迎角、侧滑角、侧向过载、真空速、俯仰姿态角以及滚转姿态角信号重构出滚转角速率信号，构建公式为：

式中，p为滚转角速率，γ为偏航角速率，β为侧滑角，n_y为侧向过载，φ为滚转角，θ为俯仰角，g为重力加速度，v为真空速，α为迎角。