CN116224762B - 一种飞机方向舵故障感知与保护一体化驱动方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞机方向舵故障感知与保护一体化驱动方法，属于飞机故障感知与容错控制领域。通过非线性故障观测器获得方向舵故障观测值并计算方向舵故障估计值，结合预先设计的故障阈值，能够正确并且快速地检测出故障；同时设计了基于反步法的自愈合驱动器，该反步法的自愈合驱动器将故障感知与控制驱动相结合，输出容错控制律对飞机进行驱动控制，可以确保飞行系统的基本稳定性。基于故障和干扰信息，本发明可以保证方向舵故障情况下飞行系统的高度和速度仍能精确跟踪给定指令，同时飞行系统对外部干扰具有鲁棒性。

Description

一种飞机方向舵故障感知与保护一体化驱动方法

技术领域

本发明属于飞机故障感知与容错控制领域，特别涉及一种飞机方向舵故障感知与保护一体化驱动方法。

背景技术

飞行系统在高速飞行时具有不确定性、强非线性、强耦合性、快速时变和非最小相位等特点，在实际应用中，大气条件以及物理和大气参数的急剧变化通常会导致方向舵故障发生，从而对飞行性能造成灾难性影响。特别是当飞行系统处于大气层外飞行时，由于飞行速度快、飞行高度高，飞行系统将面临空气稀薄、高温低压等恶劣环境，极易导致其方向舵无法偏转到期望角度甚至出现故障，使得实际产生的控制力矩与期望力矩存在偏差，从而降低了系统的控制精度。因此，对于飞行系统方向舵故障的感知以及自愈合控制方法研究非常必要。

目前的主流方法是通过构建观测器获取故障信息，基于诊断结果并结合自适应控制、滑模控制、模糊控制、神经网络等理论设计自愈合控制器。然而上述方法没有考虑针对方向舵故障情况专门设计自适应的故障感知和补偿方案，只考虑故障感知环节的外部干扰从而忽略在驱动部分额外引入的外部干扰，对方向舵故障的感知准确度以及容错控制可靠性均存在较大提升空间。

综上，目前的飞机方向舵故障感知与容错控制存在针对飞机方向舵故障感知不准确、忽视容错控制驱动部分额外干扰等问题。

发明内容

本发明提供了一种飞机方向舵故障感知与保护一体化驱动方法，用以解决现有技术中存在的针对飞机方向舵故障感知不准确、忽视容错控制驱动部分额外干扰等问题。

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：

一种飞机方向舵故障感知与保护一体化驱动方法，其特征在于，包括：

S1：设计非线性故障观测器；

S2：根据非线性故障观测器实时获得动态方向舵故障观测值，通过动态方向舵故障观测值计算方向舵故障估计值；

S3：将方向舵故障估计值与预先设计的故障阈值进行比对判断，当方向舵故障估计值大于故障阈值即出现故障；

S4：当故障发生，根据方向舵故障观测值设计容错控制律对飞机进行驱动控制；

S5：实时采集飞机的姿态角速度向量，将姿态角速度向量用于非线性故障观测器；通过控制信号修正方向舵故障观测值，使得方向舵故障估计值最终小于故障阈值，保证飞行系统输出姿态角跟踪给定指令。

本发明进一步的技术方案：S1所述的非线性故障观测器：

其中，为动态方向舵故障观测值；/>为预设的增益矩阵；/>为观测器的状态向量,即姿态角速度向量/>的估计值；/>为预设的观测器增益矩阵；/>为转动惯量矩阵；/>故障F的估计误差；/>为外部扰动；/>、/>分别为姿态角速度向量的估计误差及动态估计误差；/>为姿态角速度向量的动态估计值；/>为动态的姿态角速度向量。

本发明进一步的技术方案：S2所述的计算方向舵故障估计值具体为：

其中，为方向舵故障估计值，/>为系统的控制分配矩阵，/>为/>的转置。

本发明进一步的技术方案：S3所述的比对判断具体如下：

其中，是预先设计的检测阈值。

本发明进一步的技术方案：S4所述的容错控制律具体如下：

其中，、/>是系统参数矩阵，/>为/>的逆矩阵，/>为/>的转置，/>和/>为控制系数，为飞机系统驱动信号，/>、/>分别为姿态角速度向量的控制指令信号和动态控制指令信号，/>、/>分别为姿态角跟踪误差和姿态角速度跟踪误差，/>为姿态角向量，/>、/>分别表示姿态角向量的控制指令信号和动态控制指令信号。

本发明与现有技术相比，有益效果在于：

1、本发明提供了一种基于非线性故障观测器输出残差的方向舵故障感知机制，通过非线性故障观测器获得方向舵故障观测值并计算方向舵故障估计值，结合预先设计的故障阈值，能够正确并且快速地检测出故障；

2、本发明提供了一种基于反步法的自愈合驱动器，该反步法的自愈合驱动器将故障感知与控制驱动相结合，输出容错控制律对飞机进行驱动控制，可以确保飞行系统的基本稳定性。基于故障和干扰信息，本发明可以保证方向舵故障情况下飞行系统的高度和速度仍能精确跟踪给定指令，同时飞行系统对外部干扰具有鲁棒性。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。

图1是本发明中飞机方向舵故障感知与保护一体化驱动方法流程图；

图2是无故障情况下飞行系统期望姿态角响应与实际测得飞行系统姿态角响应对比图；

图3是无故障情况下飞行系统期望姿态角速度响应与实际测得飞行系统姿态角速度响应对比图；

图4是自适应故障估计方法估计出的故障值与实际故障值的对比图；

图5是故障系统分别在标称控制器和自愈合驱动器控制下的姿态角响应曲线；

图6是故障系统分别在标称控制器和自愈合驱动器控制下的姿态角速度响应曲线。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图和实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

本发明实施例提供一种飞机方向舵故障感知与保护一体化驱动方法，能够在飞机飞行中出现方向舵故障时，通过基于非线性故障观测器输出残差的方向舵故障感知机制设计非线性故障观测器快速并准确地检验出故障，同时使用基于反步法的自愈合驱动器输出容错控制律在无需外部帮助的情况下快速修复故障，保证飞行安全。

如图1所示。本发明方法具体包括如下步骤：

首先建立无故障的飞行系统姿态模型，并对无故障的飞行系统进行实际测试，此时方向舵均完好无损；其中，无故障的飞行系统动力学模型可描述为：

其中，为动态的姿态角向量；/>为动态的姿态角速度向量；/>为姿态角速度向量；本实施例中字母上带点表示动态值；/>和/>为系统参数矩阵，具体描述形式如下所示：

其中，分别滚转、俯仰、偏航角姿态角速度；/>为偏航角；

为转动惯量矩阵，/>为/>的逆矩阵，本实施例中右上角为-1表示逆矩阵，右上角为T表示转置；/>的具体数值为：

代表力矩向量，为飞行系统的输入信号。力矩向量/>由飞机的左右方向舵产生，其表示形式如下：

其中，代表左右方向舵的偏转向量，/>分别表示左右方向舵的偏转角，左右方向舵的偏转范围设置为：/>。/>为系统的控制分配矩阵。

和/>为外部扰动，外部扰动设置为：

记录飞行系统在飞行过程中姿态角以及姿态角速度的输出响应，绘制输出响应曲线，如图2所示。图2是无故障情况下飞行系统期望姿态角响应与实际测得飞行系统姿态角响应对比图，横坐标表示时间，单位为s，纵坐标表示姿态角，单位为rad。图3是无故障情况下飞行系统期望姿态角速度响应与实际测得飞行系统姿态角速度响应对比图，横坐标表示时间，单位为s，纵坐标表示姿态角速度，单位为rad/s。

测试结果显示，倾斜角和迎角大约在3s能够跟踪给定指令，稳定状态分别为1rad和2rad，侧滑角大约在4s能够跟踪期望的状态0rad；滚转、俯仰、偏航角速度均能在5s内快速达到稳定状态。总体上看，姿态角跟踪误差几乎为0，控制器对干扰具有一定的鲁棒性。

在飞行阶段中，飞行系统面临着空气稀薄导致的密度低、气动压力小以及剧烈摩擦导致的高温、高热等问题，在这种恶劣环境下，飞行系统的方向舵可能会出现故障而造成输入力矩信号与期望输入存在偏差。建立带有方向舵故障的飞行系统姿态模型，并对带有方向舵故障的飞行系统进行实际测试；其中，带有方向舵故障的飞行系统动力学模型可描述为：

其中，表示故障向量，其具体表达式为：

其中，为系统的控制分配矩阵，/>代表左方向舵的故障值，/>代表右方向舵的故障值。设置左方向舵故障，故障的数学表达式如下所示：

当系统出现故障后，飞行系统姿态角速度向量的动力学方程如下式所示：

为了获得故障的信息,设计如下式所示的状态向量观测器：

其中，为观测器的状态向量，即姿态角速度向量/>的估计值；/>为预设的观测器增益矩阵，/>是故障/>通过观测器的观测值。

定义如下的估计误差向量：

其中，，/>故障/>的估计误差。

结合飞行系统姿态角速度向量的动力学方程和设计的理论非线性故障观测器,可以得到如下的动态误差系统：

为了快速准确获得故障估计值,引入带有比例微分环节的自适应律,最终得到本发明的非线性故障观测器如下式所示：

其中，为预设的增益矩阵，/>是故障F通过引入带有比例微分环节的自适应律后的观测器观测所得到的动态方向舵故障观测值。

本发明设计一种自适应故障估计方法，即方向舵故障估计值能够根据方向舵故障观测值进行自适应估计，具体为：

其中，为方向舵故障估计值，/>为系统的控制分配矩阵。

本发明采用基于非线性故障观测器的方向舵故障感知机制，将方向舵故障估计值与预先设计的故障阈值进行比对判断，当方向舵故障估计值大于故障阈值即出现故障，即：

其中是预先设计的故障阈值。故障阈值实际测试中设置为0.1，即方向舵故障估计值大于故障阈值0.1时，检测到方向舵故障发生。

图4是自适应故障估计方法估计出的故障值与实际故障值的对比图，横坐标是时间，单位为s，纵坐标是故障值。通过图5显示，非线性故障观测器能够稳定且快速地估计方向舵故障。

在获得故障诊断结果后，需要对系统中的故障进行容错处理以确保飞行系统飞行性能。为了清晰地展现飞行系统驱动器的基本结构，首先设计一种标称控制器。然后考虑方向舵故障以及外界干扰，基于故障检测与估计模块的结果进行自愈合驱动器设计，确保飞行系统闭环稳定且能够跟踪给定的姿态角指令信号。

标称控制器设计如下：

因为控制力矩为系统的输入信号，因此，需要主要设计关于控制力矩/>的控制律。

标称控制器的设计方式具体如下式所示：

其中，和/>为预设的控制器参数，/>为标称控制器产生的力矩控制信号，/>和/>分别表示姿态角和姿态角速度向量的控制指令信号；/>、/>分别为姿态角和姿态角速度向量的动态控制指令信号，/>是/>的逆矩阵/>和/>定义如下：

其中，是姿态角向量。

进一步的，设计一种基于反步法的自愈合容错驱动器，基于反步法的自愈合容错驱动器输出容错控制律对飞机进行驱动控制。

基于上述标称控制器以及故障诊断结果，设计自愈合容错驱动器输出飞机系统控制信号，保证/>输出姿态角跟踪给定指令/>。

针对故障系统，要实现故障补偿的目标，则必须要在标称控制器产生的力矩控制信号的基础上，结合方向舵故障信息，设计容错控制律，如下所示：

为确定和/>取值范围，首先设计如下的Lyapunov函数：

对上式求导，放缩后可以得到：

其中，和/>代表非负数，/>为/>的转置。

又因为，则：

其中，为实数，/>。

记，则可以得到：

其中。

在且/>的条件下，当/>时，可以得到/>。即/>可以收敛到区间/>。因此，飞行系统闭环稳定，同时姿态角跟踪误差/>最终一致有界。

综上所述,基于相关观测器获取的故障及干扰估计值,引入的标称控制器能够渐近补偿方向舵故障以及外界干扰。所设计的自愈合容错驱动器确保了带有执行器故障的飞行系统的运行正常,并且对外部干扰具有鲁棒性。

对比了故障系统在标称控制器和自愈合驱动器不同控制策略下的性能差异。测试结果显示了基于反步法的自愈合驱动器具有良好的性能，如图5和图6所示。图5是故障系统分别在标称控制器和自愈合驱动器控制下的姿态角响应曲线，横坐标表示时间，单位为s，纵坐标表示姿态角，单位为rad；图6是故障系统分别在标称控制器和自愈合驱动器控制下的姿态角响应曲线和姿态角速度响应曲线，横坐标表示时间，单位为s，纵坐标表示姿态角速度，单位为rad/s。图5显示，当飞行系统存在方向舵故障时，在标称控制器作用下，倾斜角、迎角以及侧滑角最终均不能达到稳定状态，都会在期望姿态角附近震荡；而在自愈合驱动器输出的容错控制律作用下，姿态角能够快速跟踪控制指令，跟踪误差几乎为0。图6显示，在标称控制器作用下，三个姿态角速度都在0附近震荡；而在自愈合驱动器作用下，三个姿态角速度最终稳定在0。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明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发明公开的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (1)

1.一种飞机方向舵故障感知与保护一体化驱动方法，其特征在于，包括：

S1：设计非线性故障观测器：

其中，为动态方向舵故障观测值；/>为预设的增益矩阵；/>为观测器的状态向量,即姿态角速度向量/>的估计值；/>为预设的观测器增益矩阵；/>为转动惯量矩阵；/>故障F的估计误差；/>为外部扰动；/>、/>分别为姿态角速度向量的估计误差及动态估计误差；/>为姿态角速度向量的动态估计值；/>为动态的姿态角速度向量；

S2：根据非线性故障观测器实时获得动态方向舵故障观测值，通过动态方向舵故障观测值计算方向舵故障估计值；

其中，为方向舵故障估计值，/>为系统的控制分配矩阵，/>为/>的转置；

S3：将方向舵故障估计值与预先设计的故障阈值进行比对判断，当方向舵故障估计值大于故障阈值即出现故障；

所述的比对判断具体如下：

其中，是预先设计的检测阈值；

S4：当故障发生，根据方向舵故障观测值设计容错控制律对飞机进行驱动控制；

S4所述的容错控制律具体如下：

其中，、/>是系统参数矩阵，/>为/>的逆矩阵，/>为/>的转置，/>和/>为控制系数，/>为飞机系统驱动信号，/>、/>分别为姿态角速度向量的控制指令信号和动态控制指令信号，/>、/>分别为姿态角跟踪误差和姿态角速度跟踪误差，/>为姿态角向量，/>、/>分别表示姿态角向量的控制指令信号和动态控制指令信号；

S5：实时采集飞机的姿态角速度向量，将姿态角速度向量用于非线性故障观测器；通过控制信号修正方向舵故障观测值，使得方向舵故障估计值最终小于故障阈值，保证飞行系统输出姿态角跟踪给定指令。