CN115437359A - 一种面向传感器故障的飞机容错控制方法、系统及装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种面向传感器故障的飞机容错控制方法、系统及装置，属于飞行器控制技术与故障诊断领域，包括对存在传感器故障的飞机物理模型进行处理，构建飞机状态空间模型；对状态空间模型进行解耦，获取故障项子系统；对故障项子系统进行故障诊断，获取故障诊断数据；设计容错控制机制对故障诊断数据进行修正，根据修正后的数据修正飞机舵面的偏转度；判断故障项子系统是否存在故障，直至完成故障修正。本发明通过设计容错控制机制对故障诊断数据进行修正，根据修正后的数据修正飞机舵面的偏转度，实现传感器故障的诊断与容错控制，保障了飞机的飞行安全，实现了在传感器故障条件下飞机的正常飞行，避免了飞机因传感器故障所产生的安全隐患。

Description

一种面向传感器故障的飞机容错控制方法、系统及装置

技术领域

本发明属于飞行器控制技术与故障诊断领域，涉及一种面向传感器故障的飞机容错控制方法、系统及装置。

背景技术

飞机传感器的平稳运行能够有效保障飞机的航行安全，传感器任务执行正常与否直接影响飞行任务能否完成。飞机上任何一个传感器的故障都会影响飞机飞行的稳定性和安全性，如果传感器系统无法及时检测并处理故障，可能会造成机毁人亡的严重后果，给人员生命安全和设备财产安全带来巨大隐患。在飞行过程中，机载传感器的工作环境相对复杂多变，受高空气温相较于地面的降低和气象条件影响，其工作时的温差范围可达数十摄氏度，在这种工作环境下，传感器易于发生漂移、失效等故障。由于故障征候产生时多表现为微小故障，加之环境噪声与电磁噪声的影响，传感器发生故障的信号不易被捕捉，但随着故障的加剧，传感器信号的偏差也将越来越大，最终可能会导致灾难性的后果。

发明内容

本发明的目的在于解决现有技术中的问题，提供一种面向传感器故障的飞机容错控制方法、系统及装置，能够解决飞机在传感器发生故障的情况下无法保障飞行安全的问题，避免飞机因传感器故障所产生的安全隐患。

为达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：

第一方面，本发明提供一种面向传感器故障的飞机机载容错控制方法，包括以下步骤：

对存在传感器故障的飞机物理模型进行处理，构建飞机状态空间模型；

对飞机状态空间模型进行解耦，得到故障项子系统；

对故障项子系统进行故障诊断，得到故障诊断数据；

利用容错控制机制对故障诊断数据进行修正，根据修正后的数据修正飞机舵面的偏转度。

第二方面，本发明提供一种面向传感器故障的飞机机载容错控制系统，包括依次相连的构建模块、解耦模块、故障诊断模块、修正模块以及判断模块；

所述构建模块用于对存在传感器故障的飞机物理模型进行处理，构建飞机状态空间模型；

所述解耦模块用对飞机状态空间模型进行解耦，获取故障项子系统；

所述故障诊断模块用于对故障项子系统进行故障诊断，获取故障诊断数据；

所述修正模块用于设计容错控制机制对故障诊断数据进行修正，根据修正后的数据修正飞机舵面的偏转度；

所述判断模块用于判断故障项子系统是否存在故障，直至完成故障修正。

第三方面，本发明提供一种面向传感器故障的飞机机载容错控制装置，包括：作动器、上位机和传感器；

所述传感器连接上位机；所述上位机连接作动器；所述上位机包括故障诊断模块和容错控制模块；所述故障诊断模块用于接收并诊断传感器所测量飞机的参数，将故障偏差数据传递给容错控制模块；所述容错控制模块用于对传感器数据进行修正，并发送给作动器，修正飞机的飞行状态。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

本发明通过对故障项子系统进行故障诊断，设计容错控制机制对故障诊断数据进行修正，根据修正后的数据修正飞机舵面的偏转度，实现传感器故障的诊断与容错控制，保障了飞机的飞行安全，实现了在传感器故障条件下飞机的正常飞行，避免了飞机因传感器故障所产生的安全隐患。

附图说明

为了更清楚的说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为本发明的面向传感器故障的飞机容错控制装置结构图。

图2为本发明的面向传感器故障的飞机容错控制方法流程图。

图3为本发明的面向传感器故障的飞机容错控制方法另一种流程图。

图4为本发明的面向传感器故障的飞机容错控制系统结构图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，若出现术语“上”、“下”、“水平”、“内”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，若出现术语“水平”，并不表示要求部件绝对水平，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

在本发明实施例的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，若出现术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面结合附图对本发明做进一步详细描述：

参见图1，本发明公开了一种面向传感器故障的飞机机载容错控制装置，包括：软件部分和硬件部分；软件部分包括故障诊断模块和容错控制模块两部分，硬件装置包括：作动器、机载计算机和传感器系统；传感器系统包括迎角传感器、陀螺仪、三轴加速度计、GPS模块、无线电高度计。其中，机载计算机中的故障诊断模块接收故障观测器所检测到的传感器故障，并将故障偏差数据传递给机载计算机中的容错控制模块；机载计算机中的容错控制模块对传感器数据进行修正，并发送给作动器，修正飞机的飞行状态。传感器系统用于测量飞机的各项参数，迎角传感器用于测量飞机的迎角，陀螺仪用于测量飞机绕三轴的角速度，三轴加速度计提供飞机在三个轴向上的线加速度值，GPS模块用于提供飞机的空间位置，无线电高度计用于提供飞机实时距离地面的高度。

参见图2，图2公布了一种面向传感器故障的机载容错控制方法，包括：当飞机机载计算机上电后，开始执行传感器故障诊断与容错控制程序，该程序具体实施方式为：首先故障观测器检测到传感器故障，将故障偏差数据传递给容错控制模块，由容错控制模块根据故障诊断模块传来的传感器偏差进行传感器数据修正，并由容错控制模块解算出作动器指令信号，发送给作动器，修正飞机的飞行状态。故障诊断模块将检测传感器是否经修正后仍存在故障，若仍然存在则故障诊断模块将故障偏差数据传递容错控制模块，继续进行修正，直至完成故障修复，若已解决则关闭故障诊断与容错控制程序以重置系统的模型参数，完成参数重置后，随即重新开启该程序，进行下一轮的检测。

参见图3，本发明实施例提供了一种面向传感器故障的飞机机载容错控制方法，包括以下步骤：

S101，对存在传感器故障的飞机物理模型进行处理，构建飞机状态空间模型。

飞机状态空间模型如公式（1）所示：

（1）

其中，

表示下一时刻状态量导数，t表示时间变量，x∈R ⁿ 表示状态变量，u∈ R ^m 表示输入的矢量，y∈R ^p 表示输出的矢量；f _s ∈R ^q 代表未知传感器故障的矢量；Δψ∈R ^r 代表 不确定项的系统；f(x,t)代表已知的非线性连续项；A∈R ^n×n 、B∈R ^n×m 、C∈R ^p×n 、D∈R ^p×q 、E∈ R ^n×r (p≥q+r)是常数矩阵；其中C、D、E是满秩的。R表示实数矩阵，n表示系统矩阵维度，m表示 输入向量的长度，p表示输出量的个数，q表示故障项的个数，r表示非线性项的个数。

S102，对状态空间模型进行解耦，获取故障项子系统。

隔离状态空间模型中的不确定项和故障项，构建故障项子系统和不确定项子系统；不确定项子系统受不确定性因素影响，不存在传感器故障；故障项子系统存在传感器故障，不存在任何的不确定性故障。

S103，对故障项子系统进行故障诊断，获取故障诊断数据。

构建Luenberger观测器对故障项子系统进行故障诊断，获取故障诊断数据；

引入T-S模糊系统，飞机状态空间模型转换成故障项子系统和不确定项子系统，分别如公式（2）和公式（3）所示：

（2）

（3）

其中，

表示解耦后分系统1的状态量导数，A ₁∈R ^r×r 表示解耦后分系统1对z ₁的 系统矩阵，z ₁∈Rr表示解耦后分系统1的状态量，A ₂表示解耦后分系统1对z ₂的状态量，z ₂表 示解耦后分系统2的状态量，f ₁( )表示已知解耦后分系统1的非线性项，且f ₁(T ^-1 z,t)=T ₁ f (T ^-1 z,t)，

，T ₁∈R ^r×n 表示解耦T矩阵分块1，T ₂表示解耦T矩阵分块2，T^-1 表示解耦T矩阵分块1的逆矩阵，z表示解耦前的状态量，B ₁∈R ^r×m 表示解耦合分系统1的输入 矩阵，u表示系统输入，E ₁∈R ^r×r 表示干扰量矩阵，Δψ表示非线性项，w ₁∈R ^r 表示分系统1输 出，C ₁∈R ^r×r 表示分系统1的输出矩阵，

表示解耦后分系统2的状态量导数，A ₃表示解耦后 分系统2对z ₁的系统矩阵，A ₄∈R ^{(n- r)×(n- r)}表示解耦后分系统2对z ₂的系统矩阵，f ₂( )表示 已知解耦后分系统2的非线性项，且f ₂(T ^-1 z,t)=T ₂ f(T ^-1 z,t)，B₂表示解耦合分系统2的输入 矩阵，w ₂表示分系统2输出，C ₄∈R ^{(p- r)×(n- r)}表示分系统2的输出矩阵，D ₂∈R ^{(p- r)×q} 表示故障 矩阵，f _s 表示故障项；R表示实数矩阵；

，T ₁∈R ^r×n ，S ₁∈R ^r×p ，z ₁∈R ^r，w ₁∈R ^r ，A ₁∈R ^r×r ，A ₄∈R ^{(n- r)×(n- r)}，B ₁∈R ^r×m ，E₁∈R ^r×r ，C ₁∈R ^r×r ，C ₄∈R ^{(p- r)×(n- r)}和D ₂∈R ^{(p- r)×q} ，C ₁是 可逆的；

定义等式

，因此

如公式（4）所示：

（4）

其中，

表示增广系统的状态量导数，

；公式（3）和公式 （4）组成为n+p-2r阶增广系统，整理后如公式（5）所示：

（5）

其中，

表示分系统2与增广系统的重组系统状态量导数，

表示重组系统对z ₀的系统矩阵，

表示重组系统的状态量，

表示重组系统对z ₁的系统矩阵，

表示非线性项，且

，

表示输入矩阵，B ₂表示B ₀的满秩区块，

表示故障矩阵，w ₃∈R ^p-r 表示系统输出，C ₀=[0 I _p-r ]∈R ^{(p-r)×(n+p-2r)}表示输出矩阵，I _p-r 表示单位阵；公式（5）整理 为：

（6）

其中，

表示系统对z ₀的系统矩阵，且

，O _r×(p-r)表示矩阵 内系数；

根据公式（6）设计滑模观测器，如公式（7）所示：

（7）

其中，

表示观测器的状态导数，

表示观测器的状态，

表示重组矩阵的状 态量，

表示原矩阵的状态量，且

，

表示分系统2的状态量，

表示稳定矩阵，s表示矩阵内参数矩阵，

表示系统内参数矩阵，

表 示观测器输出，v ₁表示不连续输出错误输入项；

不连续输出错误输入项v ₁被定义为：

（8）

其中，

表示不连续错误输入项，k ₁和η ₁是正标量，且k ₁=‖E ₁‖ξ+η ₁，k ₁和η ₁是一个 正标量；P ₁∈R ^r×r 是一个对称的正定矩阵；

根据公式（5）设计Luenberger观测器，如公式（9）所示：

（9）

其中，

表示Luenberger观测器的系统状态量，L ₀∈R ^{(n+p-2r)×(p-r)}是从 Luenberger观测器获取到的数据，

表示Luenberger观测器系统输出；

状态估计误差定义为

和

，传感器发生故障 前的误差动态为：

（10）

（11）

其中，

表示不包含故障项的传感器残差，e ₁和e ₀表示状态估计误差，

表示去 掉干扰量的含故障误差；

如果e ₀接近于0，传感器处于正常工作状态；通过

监控传感器是否处于正常工 作状态，若传感器出现故障，则

的数值偏离0；其中，

，

表示增广系统 残差；

当加速传感器出现故障时，在z ₀中得到加速度输出数值，对z ₀进行时域积分，能够 将加速度传感器的输出数据中的故障影响因素扩大化；通过监控

的数值来监控系统中 是否存在传感器的故障。

S104，设计容错控制机制对故障诊断数据进行修正，根据修正后的数据修正飞机舵面的偏转度。

容错控制机制，具体为：

输出反馈控制器如公式（12）所示：

u(i,j)=K _F y(i,j)（12）

其中，i表示输入矩阵行数，j表示输入矩阵列数，K _F 表示反馈控制器的传递矩阵，F表示反馈控制器下标；

当无故障时，满足一个给定的H扰动已知性能指标γ _x ，如公式（13）所示：

（13）

其中，y ^T 表示反馈输出信号的转置，d ^T 表示有限邻域大小矩阵的转置，d∈R ^s 是未知输入或者扰动；

当无故障时，系统输出如公式（14）所示：

y(i,j)=Cx(i,j)（14）

其中，x(i,j)∈R ⁿ 为系统状态。

对故障诊断数据进行修正，具体为：

若第

个传感器发生故障，公式（12）中的y(i,j)将被y _f (i,j)替换，如公式（15）所 示：

（15）

其中，y _f ()表示传感器故障后的反馈信号输出，H( )表示扰动信号矩阵，且H=[0… 1…0] ^T ，非零元素在第

行，

表示第

个传感器故障后的传感器故障矩阵，

表示传 感器故障矩阵观测值，

表示系统相乘系数，

表示残差矩阵；故容错控制如公式（16） 所示：

（16）

其中，式（12）-（16）中，x(i,j)∈R ⁿ 为系统状态，y(i,j)∈R ^p 是系统测量输出，u(i,j)∈R ^m 是系统输入，d∈R ^s 是未知输入或者扰动，f∈R ^q 是传感器故障；A _k 、A _kτ 、B _k 、M _k 、S、M ₃为维 数已知的实矩阵，且k=1,2；A _1t 表示系统对x(i-τ ₁(i),j+1)的状态矩阵，A _2r 表示系统对x(i+ 1,j-τ ₂(j))的状态矩阵，

表示残差系数，

表示故障系数，τ ₁(i)∈N ⁺ 和τ ₂(j)∈N ⁺ 分别 是水平方向和垂直方向时变的状态时滞量，满足

和

；

、

、

、

均是已知正整数，分别表示变时滞的上界和下界。

S105，判断故障项子系统是否存在故障，若是，则重复S104；若否，完成故障修正。

当故障项子系统进行检测判断是否存在故障，如果还存在故障，重复修正故障诊断数据，直至完成故障修正。

参见图4，本发明实施例提供了一种面向传感器故障的飞机机载容错控制系统，包括：

构建模块，所述构建模块用于对存在传感器故障的飞机物理模型进行处理，构建飞机状态空间模型；

解耦模块，所述解耦模块用对状态空间模型进行解耦，获取故障项子系统；

故障诊断模块，所述故障诊断模块用于对故障项子系统进行故障诊断，获取故障诊断数据；

修正模块，所述修正模块用于设计容错控制机制对故障诊断数据进行修正，根据修正后的数据修正飞机舵面的偏转度；

判断模块，所述判断模块用于判断故障项子系统是否存在故障，直至完成故障修正。

本发明实施例还提供了一种面向传感器故障的飞机机载容错控制装置，包括：作动器、上位机和传感器；

所述传感器连接上位机；所述上位机连接作动器；所述上位机包括故障诊断模块和容错控制模块；所述故障诊断模块用于接收并诊断传感器所测量飞机的参数，将故障偏差数据传递给容错控制模块；所述容错控制模块用于对传感器数据进行修正，并发送给作动器，修正飞机的飞行状态。

所述传感器包括迎角传感器、陀螺仪、三轴加速度计、GPS模块和无线电高度计；所述迎角传感器用于测量飞机的迎角，陀螺仪用于测量飞机绕三轴的角速度，三轴加速度计提供飞机在三个轴向上的线加速度值，GPS模块用于提供飞机的空间位置，无线电高度计用于提供飞机实时距离地面的高度。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种面向传感器故障的飞机机载容错控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

对存在传感器故障的飞机物理模型进行处理，构建飞机状态空间模型；

对飞机状态空间模型进行解耦，得到故障项子系统；

对故障项子系统进行故障诊断，得到故障诊断数据；

利用容错控制机制对故障诊断数据进行修正，根据修正后的数据修正飞机舵面的偏转度。

2.根据权利要求1所述的面向传感器故障的飞机机载容错控制方法，其特征在于，所述飞机状态空间模型如下：

（1）

其中，

表示下一时刻状态量导数，t表示时间变量，x∈R ⁿ 表示状态变量，u∈R ^m 表示 输入的矢量，y∈R ^p 表示输出的矢量；f _s ∈R ^q 表示未知传感器故障的矢量；△ψ∈R ^r 表示不确 定项的系统；f(x,t)表示已知的非线性连续项；A∈R ^n×n 、B∈R ^n×m 、C∈R ^p×n 、D∈R ^p×q 、E∈R ^n×r (p≥q+r)是常数矩阵，且p≥q+r，C、D、E是满秩的；R表示实数矩阵，n表示系统矩阵维度，m表 示输入向量的长度，p表示输出量的个数，q表示故障项的个数，r表示非线性项的个数。

3.根据权利要求2所述的面向传感器故障的飞机机载容错控制方法，其特征在于，所述对飞机状态空间模型进行解耦，得到故障项子系统，包括：

隔离飞机状态空间模型中的不确定项和故障项，构建故障项子系统和不确定项子系统；

所述不确定项子系统受不确定性因素影响，不存在传感器故障；

所述故障项子系统存在传感器故障，不存在不确定性故障。

4.根据权利要求3所述的面向传感器故障的飞机机载容错控制方法，其特征在于，所述对故障项子系统进行故障诊断，得到故障诊断数据，包括：

构建Luenberger观测器对故障项子系统进行故障诊断，得到故障诊断数据；

引入T-S模糊系统，飞机状态空间模型转换成故障项子系统和不确定项子系统，如下：

（2）

（3）

其中，

表示解耦后分系统1的状态量导数，A ₁∈R ^r×r 表示解耦后分系统1对z ₁的系统 矩阵，z ₁∈Rr表示解耦后分系统1的状态量，A ₂表示解耦后分系统1对z ₂的状态量，z ₂表示解 耦后分系统2的状态量，f ₁( )表示已知解耦后分系统1的非线性项，且f ₁(T ^-1 z,t)=T ₁ f(T ^-1 z,t)，

，T ₁∈R ^r×n 表示解耦T矩阵分块1，T ₂表示解耦T矩阵分块2，T^-1表示 解耦T矩阵分块1的逆矩阵，z表示解耦前的状态量，B ₁∈R ^r×m 表示解耦合分系统1的输入矩 阵，u表示系统输入，E ₁∈R ^r×r 表示干扰量矩阵，Δψ表示非线性项，w ₁∈R ^r 表示分系统1输出，C ₁∈R ^r×r 表示分系统1的输出矩阵，

表示解耦后分系统2的状态量导数，A ₃表示解耦后分 系统2对z ₁的系统矩阵，A ₄∈R ^{(n- r)×(n- r)}表示解耦后分系统2对z ₂的系统矩阵，f ₂( )表示已 知解耦后分系统2的非线性项，且f ₂ (T ^-1 z,t)=T ₂ f(T ^-1 z,t)，B₂表示解耦合分系统2的输入矩 阵，w ₂表示分系统2输出，C ₄∈R ^{(p- r)×(n- r)}表示分系统2的输出矩阵，D ₂∈R ^{(p- r)×q} 表示故障矩 阵，f _s 表示故障项；R表示实数矩阵；

构建n+p-2r阶增广系统：

（4）

其中，

表示增广系统的状态量导数，

；

根据式（3）和式（4）得到：

（5）

其中，

表示分系统2与增广系统的重组系统状态量导数，

表示重组系统对z ₀的系统矩阵，

表示重组系统的状态量，

表示重组系统对z ₁的系统矩阵，

表示非线性项，且

，

表示输入矩阵，B ₂表示B ₀的满秩区块，

表示故障矩阵，w ₃∈R ^p-r 表示系统输出，C ₀=[0 I _p-r ]∈R ^{(p-r)×(n+p-2r)}表示输出矩阵，I _p-r 表示单位阵；

根据式（5）得到：

（6）

其中，

表示系统对z ₀的系统矩阵，且

，O _r×(p-r)表示矩阵内系 数；

根据式（6）得到滑模观测器：

（7）

其中，

表示观测器的状态导数，

表示观测器的状态，

表示重组矩阵的状态 量，

表示原矩阵的状态量，且

，

表示分系统2的状态量，

表示稳定矩阵，s表示矩阵内参数矩阵，

表示系统内参数矩阵，

表 示观测器输出，v ₁表示不连续输出错误输入项，则有：

（8）

其中，

表示不连续错误输入项，k ₁和η ₁是正标量，且k ₁=‖E ₁‖ξ+η ₁；P ₁∈R ^r×r 是对称的 正定矩阵；

根据公式（5）得到Luenberger观测器：

（9）

其中，

表示Luenberger观测器的系统状态量，L ₀∈R ^{(n+p-2r)×(p-r)}表示从Luenberger 观测器获取到的数据，

表示Luenberger观测器系统输出；

传感器发生故障前的误差动态为：

（10）

（11）

其中，

表示不包含故障项的传感器残差，e ₁和e ₀表示状态估计误差，且

，

，

表示去掉干扰量的含故障误差；

利用下式监控传感器是否处于正常工作状态：

其中，

表示增广系统残差；若e ₀接近于0，表示传感器处于正常工作状态；若

的 数值偏离0，表示传感器出现故障。

5.根据权利要求4所述的面向传感器故障的飞机机载容错控制方法，其特征在于，所述容错控制机制，具体为：

输出反馈控制器如下：

u(i,j)=K _F y(i,j)（12）

其中，i表示输入矩阵行数，j表示输入矩阵列数，K _F 表示反馈控制器的传递矩阵，F表示反馈控制器下标；

当无故障时，满足一个给定的H扰动已知性能指标γ _x ，如公式（13）所示：

（13）

其中，y ^T 表示反馈输出信号的转置，d ^T 表示有限邻域大小矩阵的转置，d∈R ^s 是未知输入或者扰动；

当无故障时，系统输出如公式（14）所示：

y(i,j)=Cx(i,j)（14）

其中，x(i,j)∈R ⁿ 为系统状态。

6.根据权利要求5所述的面向传感器故障的飞机机载容错控制方法，其特征在于，所述对故障诊断数据进行修正，具体为：

若第

个传感器发生故障，公式（12）中的 y(i,j)将被y _f (i,j)替换：

（15）

其中，y _f ()表示传感器故障后的反馈信号输出，H( )表示扰动信号矩阵，且H=[0…1… 0] ^T ，非零元素在第

行，

表示第

个传感器故障后的传感器故障矩阵，

表示传感 器故障矩阵观测值，

表示系统相乘系数，

表示残差矩阵；

容错控制如公式（16）所示：

（16）

其中，y(i,j)∈R ^p 是系统测量输出，u(i,j)∈R ^m 是系统输入，f∈R ^q 是传感器故障；A _k 、A _kτ 、B _k 、M _k 、S、M ₃为维数已知的实矩阵，且k=1,2；A _1t 表示系统对x(i-τ ₁(i),j+1)的状态矩阵，A _2r 表示系统对x(i+1,j-τ ₂(j))的状态矩阵，

表示残差系数，

表示故障系数，τ ₁(i)∈N ⁺ 和τ ₂(j)∈N ⁺ 分别是水平方向和垂直方向时变的状态时滞量，满足

和

；

、

、

、

均是已知正整数，分别表示变时滞的上界和下界。

7.一种面向传感器故障的飞机机载容错控制系统，其特征在于，包括依次相连的构建模块、解耦模块、故障诊断模块、修正模块以及判断模块；

所述构建模块用于对存在传感器故障的飞机物理模型进行处理，构建飞机状态空间模型；

所述解耦模块用对飞机状态空间模型进行解耦，获取故障项子系统；

所述故障诊断模块用于对故障项子系统进行故障诊断，获取故障诊断数据；

所述修正模块用于设计容错控制机制对故障诊断数据进行修正，根据修正后的数据修正飞机舵面的偏转度；

所述判断模块用于判断故障项子系统是否存在故障，直至完成故障修正。

8.一种面向传感器故障的飞机机载容错控制装置，其特征在于，包括：作动器、上位机和传感器；所述传感器连接上位机；所述上位机连接作动器；所述上位机包括故障诊断模块和容错控制模块；

所述故障诊断模块用于接收并诊断传感器所测量飞机的参数，首先对存在传感器故障的飞机物理模型进行处理，构建飞机状态空间模型；其次对飞机状态空间模型进行解耦，得到故障项子系统；最后对故障项子系统进行故障诊断，得到故障诊断数据；将故障诊断数据传递给容错控制模块；

所述容错控制模块用于对传感器数据进行修正，利用容错控制机制对故障诊断数据进行修正，根据修正后的数据修正飞机舵面的偏转度，修正飞机的飞行状态。

9.根据权利要求8所述的面向传感器故障的飞机机载容错控制装置，其特征在于，所述传感器包括迎角传感器、陀螺仪、三轴加速度计、GPS模块和无线电高度计；所述迎角传感器用于测量飞机的迎角，陀螺仪用于测量飞机绕三轴的角速度，三轴加速度计提供飞机在三个轴向上的线加速度值，GPS模块用于提供飞机的空间位置，无线电高度计用于提供飞机实时距离地面的高度。

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