DE102012009657B3

DE102012009657B3 - Verfahren und System zur Detektion und Identifikation eines oszillatorischen Fehlers in einem Flugsteuerungssystem eines Luftfahrzeugs

Info

Publication number: DE102012009657B3
Application number: DE201210009657
Authority: DE
Inventors: Andreas Varga; Daniel Ossmann
Original assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Current assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date: 2012-04-26
Filing date: 2012-04-26
Publication date: 2013-04-11
Anticipated expiration: 2032-04-27

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Detektion und Identifikation eines oszillatorischen Fehlers in einem Flugsteuerungssystem eines Luftfahrzeugs, bei dem von einer Steuervorrichtung ein Steuersignal uc(t) erzeugt wird, das einen Aktuator veranlasst, eine mit dem Aktuator verbundene bewegliche Steuerfläche des Luftfahrzeugs in eine Position u(t) zu bewegen, die mittels eines Sensors ermittelt wird. Die Detektion des Fehlers umfasst folgende Schritte: auf Basis des Steuersignals uc(t), der Position u(t), und eines bereitgestellten Vektors p(t), der einen Flugzustand des Luftfahrzeugs angibt, und unter Berücksichtigung eines Modells, das den Aktuator und eine Dynamik der Steuerfläche beschreibt, Ermitteln eines Residuums r(t), Ermitteln eines Signals θr(t) als eine Näherung einer Signalnorm von r(t), Vergleichen des Signals θr(t) mit einem ersten Grenzwert τ1, wobei ein Fehler zu einer Zeit td als detektiert gilt, wenn für Zeiten t ≥ td gilt: θr(t) > τ1, Erzeugen eines Fehlerdetektionssignals ι(t), das die Detektion eines Fehlers angibt. Die Identifikation des Fehlers umfasst folgende Schritte, die ausgeführt werden wenn gilt: t > td und θr(t) > τ1: Ermitteln einer Anzahl M spektraler Leistungsdichten R(ωm) des Residuums r(t) für vorgegebene Frequenzen ωm mittels einer rekursiv definierten diskreten Fourier Transformation, für m = 1, 2, ..., M, Vergleichen der jeweils ermittelten spektralen Leistungsdichte R(ωm) mit einem zweiten Grenzwert τ2(ωm), wobei ein oszillatorischer Fehler dann als identifiziert gilt, wenn |R(ωm)| > τ2(ωm) ist, und Erzeugen eines Fehleridentifikationssignals η(t), das die Identifikation eines oszillatorischen Fehlers angibt.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und ein System zur Detektion und Identifikation eines oszillatorischen Fehlers in einem Flugsteuerungssystem eines Luftfahrzeugs. Ein oszillatorischer Fehler eines Aktuators in einem Flugsteuerungssystem, der mit einer Steuerfläche eines Luftfahrzeugs gekoppelt ist, wird typischerweise durch einen Fehler in elektronischen Komponenten des Aktuator-Steuerungssubsystems verursacht. Liegt ein solcher Fehler vor, dann können andauernde Oszillationen der vom Aktuator angesteuerten Steuerfläche verschiedene unerwünschte Auswirkungen haben. Wenn die Frequenz der Oszillationen im Frequenzbereich natürlicher Flugzeug-Oszillationsmoden liegt, können durch Resonanzanregung gefährliche Lasten auf die Flugzeugstruktur aufgebracht werden, die im Extremfall zur Zerstörung einzelner Flugzeugstrukturen und damit zur Zerstörung des Flugzeugs führen können. Weiterhin bewirken solche Oszillationen eine schnellere Materialermüdung und eine erhebliche Minderung des Passagierkomforts. Damit Vibrationen eines Luftfahrzeugs innerhalb zulässiger Amplituden- und Frequenz-Bereiche gehalten werden können, ist eine schnelle und zuverlässige Detektion und Identifikation von oszillatorischen Fehlern im Flugsteuerungssystem zur entsprechenden Initialisierung von Gegenmaßnahmen erforderlich.
Aus der Druckschrift US 2010/0152925 A1 geht ein Verfahren und ein System zur Detektion von oszillatorischen Fehlern in einem Flugsteuerungssystem eines Luftfahrzeugs hervor, bei dem ein Residuumsignal erzeugt wird, das eine Differenz zwischen einer gemessenen Position einer Steuerfläche des Luftfahrzeugs und einer auf Basis eines Aktuator-Modells geschätzten Position der Steuerfläche angibt. Die Identifikation eines oszillatorischen Fehlers erfolgt auf Basis einer Bandfilterung des Residuumsignals in zumindest zwei Frequenzbändern, wobei die Oszillationen für jede Filterkomponente des Residuumsignals durch alternative Überschreitungen und Unterschreitungen vorgegebener Grenzwerte gezählt werden.
Weiterhin können der US 2007/0124038 A1 und der US 2009/0326739 A1 ebensolche Verfahren und Systeme zur Erkennung von oszillatorischen Fehlern in einem Positions-Servo-Kontroll-Subsystem eines Flugzeugs entnommen werden.
Die US 2009/0048689 A1 offenbart ein Verfahren zum Erkennen von oszillatorischen Fehlen bei der Ansteuerung von Steuerflächen eines Luftfahrzeugs.
In allen heute bekannten Verfahren erfolgt die Detektion eines vorliegenden Fehlers, der nicht unbedingt ein oszillatorischer Fehler sein muss, sondern auch ein Fehler durch eine Aktuator-Blockierung (engl. Actuator jamming) oder durch ein Aktuator-Weglaufen (engl. Actuator runaway oder hard-over) sein kann, implizit durch eine Identifikation des jeweiligen Fehlers.
Die Nachteile der heute bekannten Verfahren zur Detektion und Identifikation eines oszillatorischen Fehlers in einem Flugsteuerungssystem eines Luftfahrzeugs sind:
Die zur Identifikation eines oszillatorischen Fehlers benutzte Technik der Bandfilterung des Residuumsignals und des Abzählens der Oszillationen ist eine potenzielle Quelle für Fehlalarme. Dieser Ansatz basiert auf der Annahme, dass die Oszillationen durch sinusförmige Signale angeregt werden. Dadurch ist die Zuverlässigkeit der Identifikation anderer oszillatorischer Signalformen, wie bspw. asymmetrische periodische Pulse und Signale mit mehreren Frequenzen fragwürdig.
Für die bekannten Verfahren ist es erforderlich, zeitvariable Grenzwerte zur Identifikation von oszillatorischen Fehlern die zeitvariable Amplituden aufweisen zu nutzen. Die Wahl dieser Grenzwerte ist nicht einfach und eine falsche Wahl der Grenzwerte ist eine Quelle für Fehlalarme oder nicht entdeckte oszillatorische Fehler.
Die Fehlerdetektion (liegt ein Fehler vor, egal welcher) ist Teil der Fehleridentifikation (welcher Fehler liegt vor, Berechnung einiger Fehlermerkmale). Dies führt bei den bekannten Verfahren zu einem hohen Rechenaufwand, da die Bandpassfilterung und die Erfassung (Zählung) der Oszillationen fortwährend erfolgen müssen. Dies erfordert zudem eine häufige Re-Initialisierung des Oszillationen-Zählprozesses, um die Gefahr von Fehlalarmen bei vom Piloten des Luftfahrzeugs induzierten Manövern oder bei Wind-/Turbulenzwirkungen zu reduzieren. Dem Oszillationen-Zählprozess, obwohl einfach, fehlt eine solide mathematische Grundlage für die Detektion von Oszillationen in Signalen.
Die bekannten Verfahren zur Identifikation von oszillatorischen Fehlern basieren auf näherungsweisen Aktuator-Modellen, bei denen die Interaktion zwischen der Aktuator-Dynamik und den auf die Steuerfläche einwirkenden aerodynamischen Kräften vernachlässigt werden oder als konstant betrachtet werden. Diese Modellungenauigkeiten können im fehlerfreien Fall gravierende Unterschiede zwischen der gemessenen Position und der geschätzten Position verursachen. Um Fehlalarme trotz der verschiedenen Ungenauigkeiten und in allen Flugkonditionen weitgehend zu vermeiden, sind höhere Grenzwerte des Residuums erforderlich, die allerdings die kleinste detektierbare Amplitude der Oszillation limitieren.
Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren und ein System zur Detektion und Identifikation eines oszillatorischen Fehlers in einem Flugsteuerungssystem eines Luftfahrzeugs anzugeben, die die vorstehend aufgeführten Nachteile weitgehend beheben. Die Erfindung ergibt sich aus den Merkmalen der unabhängigen Ansprüche. Vorteilhafte Weiterbildungen und Ausgestaltungen sind Gegenstand der abhängigen Ansprüche. Weitere Merkmale, Anwendungsmöglichkeiten und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung, sowie der Erläuterung von Ausführungsbeispielen der Erfindung, die in den Figuren dargestellt sind.
Der verfahrensgemäße Aspekt der Aufgabe ist mit einem Verfahren zur Detektion und Identifikation eines oszillatorischen Fehlers in einem Flugsteuerungssystem eines Luftfahrzeugs gelöst, bei dem von einer Steuervorrichtung ein Steuersignal u_c(t) erzeugt wird, das einen Aktuator veranlasst, eine mit dem Aktuator verbundene bewegliche Steuerfläche des Luftfahrzeugs in eine Position u(t) zu bewegen, die mittels eines Sensors ermittelt werden kann. Dabei umfasst die Detektion des Fehlers folgende Schritte.
In einem ersten Schrittes erfolgt auf Basis des Steuersignals u_c(t), der Position u(t), und eines bereitgestellten Vektors p(t), der einen Flugzustand des Luftfahrzeugs angibt, sowie unter Berücksichtigung eines Modells, das den Aktuator und eine Dynamik der Steuerfläche beschreibt, ein Ermitteln eines Residuums r(t). Der Begriff des Residuums und seine Anwendung im vorliegenden Zusammenhang ist im einschlägigen Stand der Technik bekannt. In einem zweiten Schritt erfolgt ein Ermitteln eines Signals θ_r(t) als eine Näherung einer Signalnorm von r(t). In einem dritten Schritt erfolgt ein Vergleichen des Signals θ_r(t) mit einem ersten Grenzwert τ₁, wobei ein Fehler zu einer Zeit t_d als detektiert gilt, wenn für Zeiten t ≥ t_d gilt: θ_r(t) > τ₁. In einem vierten Schritt erfolgt ein Erzeugen eines Fehlerdetektionssignals ι(t), das die Detektion eines Fehlers angibt.
Die Identifikation des Fehlers umfasst erfindungsgemäß folgende Schritte, die dann ausgeführt werden, wenn t ≥ t_d und θ_r(t)) > τ₁ ist. In einem fünften Schritt erfolgt dabei ein Ermitteln einer Anzahl M spektraler Leistungsdichten R(ω_m) des Residuums r(t) für vorgegebene Frequenzen ω_m mittels einer rekursiv definierten diskreten Fourier Transformation, für m = 1, 2, ..., M. In einem sechsten Schritt erfolgt ein Vergleichen der jeweils ermittelten spektralen Leistungsdichte R(ω_m) mit einem zweiten Grenzwert τ₂(ω_m), wobei ein oszillatorischer Fehler dann als identifiziert gilt, wenn |R(ω_m)| > τ₂(ω_m) ist. In einem siebten Schritt erfolgt ein Erzeugen eines Fehleridentifikationssignals η(t), das die Identifikation eines oszillatorischen Fehlers angibt.
In dem erfindungsgemäßen Verfahren sind die Detektion eines (zunächst unbestimmten) Fehlers und die Identifikation eines oszillatorischen Fehlers strikt separiert, womit einige Vorteile gegenüber den bisher bekannten Verfahren einhergehen, bei denen der Identifikationsalgorithmus stets ausgeführt wird und die Detektion eines Fehlers implizit mit umfasst.
Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren wird die Identifikation eines Fehlers erst dann gestartet, wenn zuvor ein (beliebiger) Fehler detektiert wurde. Die Identifikation eines oszillatorischen Fehlers besteht dann darin die Anwesenheit oder Abwesenheit von Oszillationen in einem gegeben Frequenzband bzw. bei gegebenen Frequenzen zu bestätigen. Der Vorteil der erfindungsgemäßen strikten Trennung von Detektion und Identifikation eines oszillatorischen Fehlers ist die dadurch geschaffene Möglichkeit unter Anwendung eines hochgenauen LPV-Modells (LPV = engl. „linear parameter varying”) Fehlersignale mit kleineren Amplituden als im Stand der Technik bei Verwendung von LTI-Modellen (LTI engl. „linear time invariant”) oder Modellen mit konstanten Parametern zu detektieren. Zudem wird der Rechenaufwand gegenüber dem Stand der Technik spürbar reduziert.
Ein weiterer Vorteil besteht darin, dass das Verfahren zur Detektion von Fehlern mehrerer unterschiedlicher Fehlerkategorien („oscillations”, „jamming”, „runaway”) verwendet werden kann. Wird ein Fehler detektiert (d. h. es liegt ein Fehler vor, ohne zu wissen welcher), so wird anschließend die Identifikation des Fehlers (welcher Fehler liegt vor?) bevorzugt gemäß einer vorgegebenen Priorität der einzelnen Fehlerkategorien durchgeführt, bspw. werden zunächst die Identifikationsergebnisse von sicherheitskritischen sogenannten „actuator runaway”-Fehlern berücksichtigt und erst anschließend jene der vorliegend beschriebenen weniger kritischen oszillatorischen Fehler.
Die erfindungsgemäße Detektion und Identifikation eines oszillatorischen Fehlers nutzt bevorzugt ein möglichst realitätsnahes Modell des Aktuators, das zudem die Dynamik der vom Aktuator angetriebenen Steuerfläche berücksichtigt. Das Modell erlaubt bevorzugt die Erzeugung eines robusten, parameter-variablen Fehlererkennungs-Filters in LPV-Form (sog. LPV-Modell), der in der englischsprachigen Literatur auch als „residual generator” bezeichnet wird. Das Ausgangssignal dieses Filters ist das Residuum (engl. „residual signal”) r(t), dessen Norm kleiner als ein der erste Grenzwert τ₁ ist, wenn kein Fehler vorliegt, und dessen Norm größer als der erste Grenzwert τ₁ ist, wenn ein Fehler vorliegt. Im theoretischen unverrauschten Idealfall ist der erste Grenzwert τ₁ = 0, in der Praxis ist er typischerweise größer als Null.
Die Abhängigkeiten des LPV-Modells sind im Falle eines Zivilflugzeugs beispielsweise durch folgende Parameter beschrieben: die Flughöhe, die Fluggeschwindigkeit, die Machzahl, aktuelle Position von Steuerflächen des Flugzeugs, die Flugzeugmasse, die Position des Flugzeugschwerpunktes entlang der Flugzeuglängsachse, etc. Vereinfachte LPV-Modelle können angewendet werden, wenn bspw. einige der vorgenannten Parameter nicht gemessen und bereitgestellt werden können.
Der resultierende Fehlerdetektionsfilter in LPV-Form ermöglicht bevorzugt eine frei einstellbare Dynamik, die insbesondere unabhängig von den Regelparametern ist. Das erfindungsgemäße Verfahren ermöglicht damit die Detektion von Oszillationen mit geringen Amplituden bei einer gegenüber dem Stand der Technik spürbar geringeren Detektionszeit. Der vorgeschlagene Ansatz zur Steuerung der Regelparameter gewährleistet zudem eine intrinsische Robustheit der Fehlerdetektion im Hinblick auf eine Variation der Regelparameter. Eine Robustheit gegenüber weiteren fehlerbehafteten Parametern oder Messfehlern wird bevorzugt durch eine geeignete Wahl eines Grenzwertes für die Norm des Residuums r(t) erzeugt.
Die Identifikation des Fehlers erfolgt erfindungsgemäß auf Basis einer rekursiv definierten diskreten Fourier Transformation. Dies ermöglicht eine zuverlässigere Identifikation eines oszillatorischen Fehlers als bei den im Stand der Technik genutzten Verfahren, bei denen einzelne Oszillationen gezählt werden. Die rekursive Formulierung ermöglicht weiterhin eine Verringerung des erforderlichen Speicherplatzbedarf bei der rechnergestützten Ausführung des Verfahrens, da anstelle eines Messdatenfeldes nur ein Vektor konstanter Dimension von Fourierkoeffizienten des betreffenden Frequenzbereichs zu speichern ist sowie eine Verringerung des Rechenaufwandes. Das erfindungsgemäße Verfahren ist für real-time Anwendungen auf heute verfügbaren Flugzeugrechnern geeignet.
Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung wird zur Ermittlung des Residuums r(t) ein hochgenaues, quasi-lineares Differentialgleichungs-Modell erster Ordnung (in einer quasi LPV-Form) benutzt: u .(t) = K(u(t), p)·(u_c(t) – u(t)) (1) wobei K(u(t), p(t)) die Aktuatorverstärkung (Gain) angibt, die vom der Position u(t) und dem Vektor p(t), der einen Flugzustand des Luftfahrzeugs angibt, abhängt.
Für den Flugzeugaktuator, bspw. einen Höhenruderaktuator kann K(u(t), p(t)) beispielsweise wie folgt gewählt oder auf folgende Formel zurückgeführt werden:
mit:
K(u(t), p(t)): Aktuator-Verstärkung/Gain
K₁: Konstante/konstanter Verstärkungsfaktor
ΔP(u(t)): Hydraulikdruck zum Betrieb des Aktuators
ΔP_ref: maximaler Differenzhydraulikdruck zum Betrieb des Aktuators
F_aero(u(t), u .(t), p(t)): an der Steuerfläche angreifende aerodynamische Kräfte
K_d(u(t))u .(t)²: geschätzte Dämpfungskraft eines zweiten passiven Aktuators
S: Oberfläche des Aktuatorkolbens.
Ist kein zweiter passiver Aktuator vorhanden gilt: K_d(u(t))u .(t)² = 0
Die Komponenten des Vektors p(t) umfassen die relevanten Flugzeugparameter und den aktuellen Flugzustand. Beispielsweise umfasst p(t) für einen Höhenruderaktuator die Machzahl, den Anstellwinkel (engl. „angle of attack”), den dynamischer Druck (engl. „dynamic pressure”), sowie den Auslenkungswinkel des Höheruders.
Bei der Detektion des Fehlers wird das Residuum r(t) auf Basis des Steuersignals u_c(t), der Position u(t), und des Vektors p(t) bevorzugt derart ermittelt, dass das Residuumsignal r(t) vom Steuersignal u_c(t) entkoppelt ist, während jedes zusätzliche Fehlersignal f(t) das Residuum r(t) beeinflusst.
In einer bevorzugten Variante des erfindungsgemäßen Verfahrens wird zur Ermittlung des Residuums r(t) das folgende Filter benutzt:
mit:
z(t): Filterzustandsvariable
a: Konstante, die die Dynamik des Filters bestimmt
k₀: Normalisierungskonstante
K(u(t), p(t)): Aktuator-Verstärkung/Gain
r(t): Residuum.
Eine weitere bevorzugte Variante des Verfahren zeichnet sich dadurch aus, dass der vorstehend angeführte Filter (3)–(4) in Zeit-diskreter Form mit einem Zeitinkrement T benutzt wird, wobei die Werte von u(t) = u(i·T), u_c(t) = u_c(i·T) und K(u(t), p(t)) = K(u(i·T), p(i·T)) für jedes Zeitintervall: [i·T, (i + 1)·T] für i = 1, 2, ... konstant sind.
Der Filter wird dabei bevorzugt in folgender Form benutzt:
Typischer Werte für die darin enthaltenen freien Parameter sind bspw.:
T = 0.01 s,
a ∈ [10, 40], und
k₀ ∈ [14, 30].
Bei der Ermittlung des Signals θ_r(t) wird als eine Näherung der Signalnorm von r(t) bevorzugt die Signalenergienorm des Residuums r(t): ∥r(t)∥₂ verwendet. Zu diesem Zweck wird weiterhin bevorzugt ein sog. Narendra-Filter erster Ordnung verwendet: θ_r((i + 1)T) = γ_rθ_r(iT) + |r(iT)| (7) wobei γ_r ein geeigneter Vergessensfaktor ist, dessen typischer Wert bevorzugt aus dem Bereich [0.95, 0.99] gewählt wird.
Das Fehlerdetektionssignal ι(iT) wird bevorzugt wie folgt ermittelt:
wobei τ₁ der geeignet gewählte erste Grenzwert ist. Ein Fehler im betrachteten Flugsteuerungssystem des Luftfahrzeugs liegt also dann vor, wenn ι(iT) = 1 ist.
Die Identifikation des oszillatorischen Fehlers wird erfindungsgemäß dann getriggert, wenn t ≥ t_d und θ_r(t)) > τ₁ ist, bzw. um im vorstehend angeführten Beispiel zu bleiben, wenn ι(iT) = 1 ist. Wird dabei ein oszillatorischer Fehler im relevanten Frequenzband identifiziert, dann wird das Fehleridentifikationssignal η(t) bevorzugt gleich „1” gesetzt, wird dagegen kein oszillatorischer Fehler identifiziert, dann wird das Fehleridentifikationssignal η(t) bevorzugt gleich „0” gesetzt.
Erfindungsgemäß basiert die Identifikation des oszillatorischen Fehlers darauf, dass eine Anzahl M spektraler Leistungsdichten R(ω_m) des Residuums r(t) für vorgegebene Frequenzen ω_m mittels einer rekursiv definierten diskreten Fourier Transformation, für m = 1, 2, ..., M ermittelt werden. Diese Methode ermöglicht eine statistisch zuverlässige Ermittlung von Oszillationen bei den Frequenzen ω_m aus verrauschten Residuumssignalen r(t). Eine Schwierigkeit besteht in der Frequenzabhängigkeit der erforderlichen Signalerfassungszeitraume, demgemäß unterschiedlich lange Signalerfassungszeiten zur Detektion von Oszillationen für unterschiedliche Frequenzbänder erforderlich sind.
Die erfindungsgemäße Nutzung einer rekursiv definierten diskreten Fourier Transformation überwindet die vorstehend genannten Nachteile und eignet sich insbesondere zur Echtzeit-Identifikation von fehlerhaften Oszillationen. Dabei basiert das Verfahren bevorzugt auf der sequentiellen Berechnung einer diskreten Fourier Transformation (DFT), wobei die Werte des Residuums r(t) in den Berechnungen benutzt werden, sobald sie verfügbar sind.
Das Ermitteln einer spektralen Leistungsdichte R(ω_m) erfolgt bevorzugt wie nachfolgend dargestellt. Dabei sei T das benutzte Zeitinkrement der Messwerterzeugung und T das benutzte Zeitinkrement der Messwerterfassung (typischerweise ist T' ≤ T), wobei n die Anzahl der Messwerte der Messreihe für r(t) ist, und t_i := t_d + iT', wobei t_d der Detektionszeitpunkt eines Fehlers ist und für i = 0, 1, ..., n – 1 gilt.
Die für die DFT berechneten spektralen Leistungsdichten:
ergeben sich bevorzugt gemäß folgendem rekursiven Formalismus:
wobei die Iteration (10) mit R₀(ω_m) = 0 (12) initialisiert wird. Dabei gilt: t_i = i·T und t_k = k·T. Nach n – 1 Iterationen ergibt sich R(ω_m) = R_n-1(ω_m). Eine zu ω_m benachbarte Oszillationsfrequenz wird bei der Iteration k_detec detektiert, wenn gilt:
Der Vorteil des Verfahrens liegt u. a. darin, dass k_detec typischerweise viel kleiner ist als n, so dass eine schnelle Erfassung einer vorhandenen fehlerhaften Oszillation möglich ist. Im Allgemeinen ist auch n abhängig von der Frequenz ω_m, n = n(ω_m). Für eine gegebene Frequenz ω_m, ist der entsprechende Wert von n(ω_m) bevorzugt derart zu wählen, dass ein vorgegebenes Kriterium einer schnellen Fehlererkennung erfüllt wird.
In einem Beispiel soll eine fehlerhafte Oszillation mit einer Frequenz von ω_m = 0.5 Hz ermittelt werden, wobei zwei Perioden eine maximal erlaubte Erfassungszeit von 4 s ergeben. Bei einer Zeitinkrement von T' = T = 0.01 s ergibt sich dann für n der Wert: n = 4/0.01 = 400. Unter analogen Bedingungen führt die Ermittlung einer fehlerhaften Oszillation mit einer Frequenz von ω_m = 10 Hz zu einer maximalen Erfassungszeit von 0.2 s und einem Wert n = 20. Diese Frequenzabhängigkeit erlaubt eine signifikante Reduzierung des Rechenaufwandes bei der Identifikation von oszillatorischen Fehlern im Vergleich zu Verfahren, die im Stand der Technik bekannt sind.
Der rekursive Algorithmus (11) eignet sich insbesondere für Echtzeitanwendungen. Das abzudeckende Frequenzband wird dabei bevorzugt mit der Anzahl M von Frequenz-Stützstellen ω_m abgedeckt, die ausreichend dicht angeordnet sind, um die relevanten Frequenzen zu erfassen. Als Beispiel sei das für Luftfahrzeuge besonders interessante Frequenzband von 0.1 Hz bis 10 Hz ausgewählt. Um dieses Frequenzband hinreichend abzudecken wird M bevorzugt aus dem Bereich M = [5, 10] gewählt. Zur Effizienzsteigerung werden die Werte:
vorher ermittelt und für alle M Frequenzen ω_m benutzt, wobei gilt:
Damit wird bei jedem Schritt k > 2 für jede Frequenz ω_m berechnet: s_k := W(ω_m)s_k-1 (15) R_k(ω_m) = R_k-1(ω_m) + r(t_k)s_k (16)
Diese Iterationen werden mit R₁(ω_m) = r(t₀) und s₁ = 1 initialisiert.
Unter der Annahme, dass r(t_k) in Gleichung (11) eine reelle Größe ist, beträgt die Anzahl der zur Ermittlung von R_k(ω_m) und zum Up-date von s_k erforderlichen Gleitkomma-Operationen (engl. „floating point operations”, oder „flops): acht (8 flops). Die Iterationen für eine gegebene Frequenz ω_m werden beendet, sobald eine Oszillation bei einer Iteration k_detec bestätigt wurde oder der Index k seinen vorgegebenen Maximalwert n(ω_m) erreicht hat. Im Fall einer Bestätigung eines oszillatorischen Fehlers ist die Gesamtzahl an Operation durch: 8M(k_detec – 1) flops begrenzt.
Der vorrichtungsgemäße Aspekt der Aufgabe wird gelöst durch ein System zur Detektion und Identifikation eines oszillatorischen Fehlers in einem Flugsteuerungssystem eines Luftfahrzeugs, das eine Steuervorrichtung umfasst, mit der ein Steuersignal u_c(t) erzeugbar ist, das einen Aktuator veranlasst, eine mit dem Aktuator verbundene bewegliche Steuerfläche des Luftfahrzeugs in eine Position u(t) zu bewegen, die mittels eines Sensors ermittelbar ist. Das erfindungsgemäße System umfasst: ein erstes Mittel, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass auf Basis des Steuersignals u_c(t), der Position u(t), und eines bereitgestellten Vektors p(t), der einen Flugzustand des Luftfahrzeugs angibt, und unter Berücksichtigung eines Modells, das den Aktuator und eine Dynamik der Steuerfläche beschreibt, ein Residuum r(t) ermittelt wird, ein zweites Mittel, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass ein Signal θ_r(t) als eine Näherung einer Signalnorm von r(t) ermittelt wird, ein drittes Mittel, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass das Signal θ_r(t) mit einem ersten Grenzwert τ₁ verglichen wird, wobei ein Fehler zu einer Zeit t_d als detektiert gilt, wenn für Zeiten t ≥ t_d gilt: θ_r(t) > τ₁, ein viertes Mittel, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass ein Fehlerdetektionssignal ι(t) erzeugt wird, das die Detektion eines Fehlers angibt, ein fünftes Mittel, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass eine Anzahl M spektraler Leistungsdichten R(ω_m) des Residuums r(t) für vorgegebene Frequenzen ω_m mittels einer rekursiv definierten diskreten Fourier Transformation, für m = 1, 2, ..., M ermittelt werden, ein sechstes Mittel, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass die jeweils ermittelte spektrale Leistungsdichte R(ω_m) mit einem zweiten Grenzwert τ₂(ω_m) verglichen wird, wobei ein oszillatorischer Fehler dann als identifiziert gilt, wenn |R(ω_m)| > τ₂(ω_m) ist, und ein siebtes Mittel, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass ein Fehleridentifikationssignal η(t) erzeugt wird, das die Identifikation eines oszillatorischen Fehlers angibt.
Vorteilhafte Weiterbildungen und Vorteile des Systems ergeben sich durch eine analoge Übertragung der vorstehenden Ausführung zum erfindungsgemäßen Verfahren auf das erfindungsgemäße System.
Weitere Vorteile, Merkmale und Einzelheiten ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung, in der unter Bezug auf die Zeichnung ein Ausführungsbeispiel im Einzelnen beschrieben ist. Beschriebene und/oder bildlich dargestellte Merkmale bilden für sich oder in beliebiger, sinnvoller Kombination den Gegenstand der Erfindung, gegebenenfalls auch unabhängig von den Ansprüchen, und können insbesondere zusätzlich auch Gegenstand einer oder mehrerer separaten Anmeldung/en sein. Gleiche, ähnliche und/oder funktionsgleiche Teile sind mit gleichen Bezugszeichen versehen.
Es zeigen:
1 einen schematisierten Ablauf eines erfindungsgemäßen Verfahrens,
2 eine Darstellung des Zeitverlaufs von relevanten Größen bei einem fehlerfreien Manöver,
3a–c eine Darstellung des Zeitverlaufs von relevanten Größen bei Vorliegen eines oszillatorischen Fehlers bei einem Manöver, und
4 eine schematisierte Darstellung eines erfindungsgemäßen Systems.
1 zeigt einen schematisierten Ablauf eines erfindungsgemäßen Verfahrens zur Detektion und Identifikation eines oszillatorischen Fehlers in einem Flugsteuerungssystem eines Luftfahrzeugs, bei dem von einer Steuervorrichtung ein Steuersignal u_c(t) erzeugt wird, das einen Aktuator veranlasst, eine mit dem Aktuator verbundene bewegliche Steuerfläche des Luftfahrzeugs in eine Position u(t) zu bewegen, die mittels eines Sensors ermittelt wird. Das Verfahren umfasst einen ersten Verfahrensteil 101, in dem die Detektion eines Fehlers erfolgt und einen zweiten Verfahrensteil 102, in dem die Identifikation eines oszillatorischen Fehlers erfolgt. Der erste Verfahrensteil 101 umfasst folgende Schritte.
In einem ersten Schritt 103 erfolgt auf Basis des Steuersignals u_c(t), der Position u(t), und eines bereitgestellten Vektors p(t), der einen Flugzustand des Luftfahrzeugs angibt, und unter Berücksichtigung eines Modells, das den Aktuator und eine Dynamik der Steuerfläche beschreibt, ein Ermitteln eines Residuums r(t). In einem zweiten Schritt 104 erfolgt ein Ermitteln eines Signals θ_r(t) als eine Näherung einer Signalnorm von r(t). In einem dritten Schritt erfolgt ein Vergleichen des Signals θ_r(t) mit einem ersten Grenzwert τ₁, wobei ein Fehler zu einer Zeit t_d als detektiert gilt, wenn für Zeiten t ≥ t_d gilt: θ_r(t) > τ₁. In einem vierten Schritt erfolgt ein Erzeugen eines Fehlerdetektionssignals ι(t), das die Detektion eines Fehlers angibt.
Der zweite Verfahrensteil 102 umfasst folgende Schritte, die dann ausgeführt werden, wenn gilt: t > t_d und θ_r(t) > τ₁. In einem fünften Schritt 107 erfolgt ein Ermitteln einer Anzahl M spektraler Leistungsdichten R(ω_m) des Residuums r(t) für vorgegebene Frequenzen ω_m mittels einer rekursiv definierten diskreten Fourier Transformation, für m = 1, 2, ..., M. In einem sechsten Schritt 108 erfolgt ein Vergleichen der jeweils ermittelten spektralen Leistungsdichte R(ω_m) mit einem zweiten Grenzwert τ₂(ω_m), wobei ein oszillatorischer Fehler dann als identifiziert gilt, wenn |R(ω_m)| > τ₂(ω_m) ist. In einem siebten Schritt 109 erfolgt ein Erzeugen eines Fehleridentifikationssignals η(t), das die Identifikation eines oszillatorischen Fehlers angibt.
Nachfolgend wird eine Anwendung des erfindungsgemäßen Verfahrens bei der Detektion und Identifikation eines oszillatorischen Fehlers bei einem Höhenruderaktuator eines großen Passagierflugzeugs während eines Reisefluges beschrieben. Die Aktuator-Verstärkung in (1) kann mit dem folgenden physikalischen Ausdruck beschrieben werden:
mit:
K(u(t), p(t)): Aktuator-Verstärkung/Gain
K₁: Konstante/konstanter Verstärkungsfaktor
ΔP(u(t)): Hydraulikdruck zum Betrieb des Aktuators
ΔP_ref: maximaler Differenzhydraulikdruck zum Betrieb des Aktuators
F_aero(u(t), u .(t), p(t)): an der Steuerfläche angreifende aerodynamische Kräfte
K_d(u(t))u .(t)²: Dämpfungskraft eines zweiten, passiven Aktuators
S: Oberfläche des Aktuatorkolbens.
Da diese Beschreibung für eine Implementierung in einen Flugrechner ungeeignet ist, wird hierzu der Ausdruck K(u, p) in (2) in der Form: K(u, p) = C₀(p) + C₁(p)sign(u .)(u + C₂(p) (17) approximiert, wobei C₀(p), C₁(p), und C₂(p) Polynome niedriger Ordnung in den Komponenten des Vektors p sind. Diese Komponenten für das vorliegende Beispiel sind die Fluggeschwindigkeit V_cas (calibrated airspeed), die Flughöhe h, die Masse des Luftfahrzeugs m, und die Position des Schwerpunkts entlang der x-Achse des Flugzeugs X_cg. sind. Ein Parameter-Fitting ergibt hierzu die folgende beste affine Approximation: C_i(p) = C_i,0 + C_i,1V_cas + C_i,2h + C_i,3m + C_i,4X_cg für i = 0, 1, 2 (18) der Verstärkung (2), die in (17) für die Fehlerdetektion-Filter Synthese verwendet wird. Für die zeitdiskrete Anwendung der Verstärkung (17) kann sign(u .(iT)) gleich sign(u(iT) – u((i – 1)T) gesetzt werden.
Die freien Parameter des Detektionsfilters (3) wurden vorliegend wie folgt gewählt: a = 14 und k₀ = 14. Für die diskrete Implementierung des Filters (5) wird ein Zeitinkrement von T = 0.01 s verwendet. Der Parameter γ_r in (7) und der erste Grenzwert τ₁ wurden wie folgt gewählt: γ_r = 0.99, τ₁ = 0.7.
Mit den genannten Werten kann eine zuverlässige Fehlerdetektion von fehlerhaften Oszillationen erzielt werden, die insbesondere Fehlalarme und übersehene fehlerhafte Oszillationen gegenüber dem Stand der Technik signifikant reduziert. Als „worst-case” Detektionszeit für einen oszillatorischen Fehler mit einer Frequenz von 0.5 Hz (entspricht: ω = π) und einem Höhenruderausschlag von 0.5° wurde 0.9 s ermittelt.
Der Grenzwert τ₂(π) wurde wie folgt gewählt: τ₂(π) = 50 und ermöglicht eine kurze Identifikationszeit. Die erfindungsgemäße Fehleridentifikation ermöglicht insbesondere die eindeutige Identifizierung von oszillatorischen Fehlern, so das andere Fehler wie ein Aktuator-Runaway, Aktuator-Jamming oder ein Verlust an Aktuator Effiziens unberücksichtigt bleiben.
2 zeigt eine Darstellung des Zeitverlaufs von relevanten Größen: u, u_c, θ_r, τ₁ bei einem fehlerfreien Manöver. Dabei folgt das Aktuatorsignal u(t) (bspw. gemessen durch den Winkel des Höhenruderausschlags) nahezu zeitgleich dem Steuersignal u_c(t). Eine optische Unterscheidung beider, nahezu gleichlaufender Signale ist in der Darstellung von 1 vorliegend fast nicht möglich. Das ermittelte Residuum r(t) (nichtdargestellt) gibt lediglich das Messrauschen des Signals u(t) wieder, was sich auch in der Größe θ_r(t) zeigt. Für θ_r(t) gilt vorliegend über den dargestellten Zeitraum (0–50 s): θ_r(t) < τ₁, was bedeutet, dass kein Fehler vorliegt.
3a–c zeigen Darstellungen des Zeitverlaufs von relevanten Größen: u, u_c, θ_r, τ₁, τ₂ und |R_k(π)|.
Der 3a kann der Zeitverlauf der Größen u(t) und u_c(t) entnommen werden. Zum Zeitpunkt t_f tritt ein oszillatorischer Fehler mit einer Frequenz von 0.5 Hz und einer Amplitude des Höhenruderausschlages von 0.5° auf, was gut am Auseinanderlaufen der Signale u(t) und u_c(t) zu erkennen ist.
Der 3b kann der zeitliche Verlauf der Größe θ_r(t) entnommen werden. Das Signal θ_r(t) steigt von t = 0 beginnend an und überschreitet den ersten Grenzwert τ₁ zum Zeitpunkt t = t_d, so dass zum Zeitpunkt t = t_d das Vorliegen eines Fehlers detektiert wird.
Der 3c kann der zeitliche Verlauf der Größe |R_k(π)|, für k = 0, ..., n – 1 und t_k = t_d + kT entnommen werden. Die ermittelte spektrale Leistungsdichte |R_k(π)| übersteigt zum Zeitpunkt t_id den zweiten Grenzwert τ₂. In diesem Beispiel liegt die für die Identifikation des oszillatorischen Fehlers erforderliche Zeit bei: t_id – t_f = 2.6 s, wobei für die Detektion des Fehlers eine Zeit von t_d – t_f = 0.4 s und für die die Identifikation des oszillatorischen Fehlers eine Zeit von t_id – t_d = 2.2 s erforderlich sind. Die genannten 2.6 s entsprechen dabei nur 1.3 Oszillations-Perioden (bei 0.5 Hz).
4 zeigt eine schematisierte Darstellung eines erfindungsgemäßen Systems zur Detektion und Identifikation eines oszillatorischen Fehlers in einem Flugsteuerungssystem eines Luftfahrzeugs, das eine Steuervorrichtung umfasst, mit der ein Steuersignal u_c(t) erzeugbar ist, das einen Aktuator veranlasst, eine mit dem Aktuator verbundene bewegliche Steuerfläche des Luftfahrzeugs in eine Position u(t) zu bewegen, die mittels eines Sensors ermittelbar ist, umfassend: ein erstes Mittel 201, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass auf Basis des Steuersignals u_c(t), der Position u(t), und eines bereitgestellten Vektors p(t), der einen Flugzustand des Luftfahrzeugs angibt, und unter Berücksichtigung eines Modells, das den Aktuator und eine Dynamik der Steuerfläche beschreibt, ein Residuum r(t) ermittelt wird, ein zweites Mittel 202, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass ein Signal θ_r(t) als eine Näherung einer Signalnorm von r(t) ermittelt wird, ein drittes Mittel 203, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass das Signal θ_r(t) mit einem ersten Grenzwert τ₁ verglichen wird, wobei ein Fehler zu einer Zeit t_d als detektiert gilt, wenn für Zeiten t ≥ t_d gilt: θ_r(t) > τ₁, ein viertes Mittel 204, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass ein Fehlerdetektionssignal ι(t) erzeugt wird, das die Detektion eines Fehlers angibt, ein fünftes Mittel 205, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass eine Anzahl M spektraler Leistungsdichten R(ω_m) des Residuums r(t) für vorgegebene Frequenzen ω_m mittels einer rekursiv definierten diskreten Fourier Transformation, für m = 1, 2, ..., M ermittelt werden, ein sechstes Mittel 206, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass die jeweils ermittelte spektrale Leistungsdichte R(π) mit einem zweiten Grenzwert τ₂(π) verglichen wird, wobei ein oszillatorischer Fehler dann als identifiziert gilt, wenn |R(π)| > τ₂(π) ist, und ein siebtes Mittel 207, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass ein Fehleridentifikationssignal η(t) erzeugt wird, das die Identifikation eines oszillatorischen Fehlers angibt.
Bezugszeichenliste

101: erster Verfahrensabschnitt zur Detektion eines Fehlers
102: zweiter Verfahrensabschnitt zur Identifikation eines oszillatorischen Fehlers
103–109: Verfahrensschritte
201: erstes Mittel
202: zweites Mittel
203: drittes Mittel
204: viertes Mittel
205: fünftes Mittel
206: sechstes Mittel
207: siebtes Mittel

Claims

Verfahren zur Detektion und Identifikation eines oszillatorischen Fehlers in einem Flugsteuerungssystem eines Luftfahrzeugs, bei dem von einer Steuervorrichtung ein Steuersignal u_c(t) erzeugt wird, das einen Aktuator veranlasst, eine mit dem Aktuator verbundene bewegliche Steuerfläche des Luftfahrzeugs in eine Position u(t) zu bewegen, die mittels eines Sensors ermittelt wird, wobei die Detektion des Fehlers folgende Schritte umfasst: 1.1. auf Basis des Steuersignals u_c(t), der Position u(t), und eines bereitgestellten Vektors p(t), der einen Flugzustand des Luftfahrzeugs angibt, und unter Berücksichtigung eines Modells, das den Aktuator und eine Dynamik der Steuerfläche beschreibt, Ermitteln eines Residuums r(t), 1.2. Ermitteln eines Signals θ_r(t) als eine Näherung einer Signalnorm von r(t), 1.3. Vergleichen des Signals θ_r(t) mit einem ersten Grenzwert τ₁, wobei ein Fehler zu einer Zeit t_d als detektiert gilt, wenn für Zeiten t ≥ t_d gilt: θ_r(t) > τ₁, 1.4. Erzeugen eines Fehlerdetektionssignals ι(t), das die Detektion eines Fehlers angibt, und wobei die Identifikation des Fehlers folgende Schritte umfasst, die ausgeführt werden wenn gilt: t > t_d und θ_r(t) > τ₁: 1.5. Ermitteln einer Anzahl M spektraler Leistungsdichten R(ω_m) des Residuums r(t) für vorgegebene Frequenzen ω_m mittels einer rekursiv definierten diskreten Fourier Transformation, für m = 1, 2, ..., M, 1.6. Vergleichen der jeweils ermittelten spektralen Leistungsdichte R(ω_m) mit einem zweiten Grenzwert τ₂(ω_m), wobei ein oszillatorischer Fehler dann als identifiziert gilt, wenn |R(ω_m)| > τ₂(ω_m) ist, und 1.7. Erzeugen eines Fehleridentifikationssignals η(t), das die Identifikation eines oszillatorischen Fehlers angibt.
Verfahren nach Anspruch 1, bei dem in Schritt 1.1. zur Ermittlung des Residuums r(t) das folgende quasi-LPV-Modell benutzt wird: u .(t) = K(u(t), p)·(u_c(t) – u(t)) (1) mit: K(u(t), p(t)): Aktuator-Verstärkung/Gain.
Verfahren nach Anspruch 2, bei dem gilt:
mit: K(u(t), p(t)): Aktuator-Verstärkung/Gain K₁: Konstante ΔP(u(t)): Hydraulikdruck zum Betrieb des Aktuators ΔP_ref: maximaler Differenzhydraulikdruck zum Betrieb des Aktuators F_aero(u(t), u .(t), p(t)): an der Steuerfläche angreifende aerodynamische Kräfte K_d(u(t))u .(t)²: geschätzte Dämpfungskraft eines zweiten passiven Aktuators S: Oberfläche des Aktuatorkolbens.
Verfahren nach Anspruch 2 oder 3, bei dem in Schritt 1.1. zur Ermittlung des Residuums r(t) das folgende Filter benutzt wird:
mit: z(t): Filterzustandsvariable a: Konstante, die die Dynamik des Filters bestimmt k₀: Normalisierungskonstante K(u(t), p(t)): Aktuator-Verstärkung/Gain r(t): Residuum.
Verfahren nach Anspruch 4, bei dem der Filter (3)–(4) in Zeit-diskreter Form mit einem Zeitinkrement T benutzt wird, wobei die Werte von u(t) = u(i·T), u_c(t) = u_c(i·T) und K(u(t), p(t)) = K(u(i·T), p(i·T)) für jedes Zeitintervall: [i·T, (i + 1)·T] für i = 1, 2, ... konstant sind, und wobei der Filter wie folgt benutzt wird:
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, bei dem in Schritt 1.5. das Ermitteln einer spektralen Leistungsdichte
gemäß folgendem rekursiven Formalismus erfolgt:
R₀(ω_m) = 0 (12) mit: t_i = i·T t_k = k·T
System zur Detektion und Identifikation eines oszillatorischen Fehlers in einem Flugsteuerungssystem eines Luftfahrzeugs, das eine Steuervorrichtung umfasst, mit der ein Steuersignal u_c(t) erzeugbar ist, das einen Aktuator veranlasst, eine mit dem Aktuator verbundene bewegliche Steuerfläche des Luftfahrzeugs in eine Position u(t) zu bewegen, die mittels eines Sensors ermittelbar ist, und zur Ausführung eines Verfahrens gemäß einem der Ansprüche 1 bis 6, umfassend: 7.1. ein erstes Mittel, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass auf Basis des Steuersignals u_c(t), der Position u(t), und eines bereitgestellten Vektors p(t), der einen Flugzustand des Luftfahrzeugs angibt, und unter Berücksichtigung eines Modells, das den Aktuator und eine Dynamik der Steuerfläche beschreibt, ein Residuum r(t) ermittelt wird, 7.2. ein zweites Mittel, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass ein Signal θ_r(t) als eine Näherung einer Signalnorm von r(t) ermittelt wird, 7.3. ein drittes Mittel, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass das Signal θ_r(t) mit einem ersten Grenzwert τ₁ verglichen wird, wobei ein Fehler zu einer Zeit t_d als detektiert gilt, wenn für Zeiten t ≥ t_d gilt: θ_r(t) > τ₁, 7.4. ein viertes Mittel, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass ein Fehlerdetektionssignal ι(t) erzeugt wird, das die Detektion eines Fehlers angibt, 7.5. ein fünftes Mittel, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass eine Anzahl M spektraler Leistungsdichten R(ω_m) des Residuums r(t) für vorgegebene Frequenzen ω_m mittels einer rekursiv definierten diskreten Fourier Transformation, für m = 1, 2, ..., M ermittelt werden, 7.6. ein sechstes Mittel, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass die jeweils ermittelte spektrale Leistungsdichte R(ω_m) mit einem zweiten Grenzwert τ₂(ω_m) verglichen wird, wobei ein oszillatorischer Fehler dann als identifiziert gilt, wenn |R(ω_m)| > τ₂(ω_m) ist, und 7.7 ein siebtes Mittel, das dazu eingerichtet und ausgeführt ist, dass ein Fehleridentifikationssignal η(t) erzeugt wird, das die Identifikation eines oszillatorischen Fehlers angibt.