王發(fā)威, 廖開俊

(空軍第一航空學(xué)院 航空儀電工程系, 河南 信陽 464000)

容錯(cuò)飛行控制技術(shù)的應(yīng)用研究現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢(shì)

王發(fā)威, 廖開俊

(空軍第一航空學(xué)院 航空儀電工程系, 河南 信陽 464000)

如何將容錯(cuò)飛行控制理論研究與工程應(yīng)用緊密結(jié)合是值得關(guān)注的問題。從解決飛控系統(tǒng)自身故障的余度容錯(cuò)技術(shù)、解決飛控系統(tǒng)被控對(duì)象故障的容錯(cuò)控制技術(shù)和制約主動(dòng)容錯(cuò)控制發(fā)展的故障診斷技術(shù)3個(gè)方面研究了容錯(cuò)飛行控制在工程應(yīng)用中的發(fā)展現(xiàn)狀。分析了容錯(cuò)飛行控制的核心技術(shù)和難點(diǎn)問題,對(duì)未來容錯(cuò)飛行控制技術(shù)的發(fā)展提出了思考與建議。

飛行控制; 容錯(cuò)控制; 余度; 故障診斷; 魯棒性

0 引言

容錯(cuò)控制是保證飛機(jī)在發(fā)生舵面故障時(shí)安全飛行、提高飛機(jī)生存力的主要技術(shù)之一,是未來先進(jìn)飛機(jī)必然采用的關(guān)鍵技術(shù)[1-2]。近幾十年來,容錯(cuò)飛行控制技術(shù)在理論上取得了巨大進(jìn)步,各種控制方法層出不窮[3]。然而20世紀(jì)60年代末至今,經(jīng)歷了近半個(gè)世紀(jì)的發(fā)展,被控對(duì)象——舵面故障的容錯(cuò)控制仍停留在理論研究和模型試驗(yàn)階段,尚未在現(xiàn)代飛機(jī)工程實(shí)踐中成熟應(yīng)用。

國(guó)外已經(jīng)對(duì)容錯(cuò)飛行控制進(jìn)行了大量的模型試驗(yàn),特別是在無人機(jī)已大規(guī)模投入作戰(zhàn)使用的情況下,美國(guó)更是加大了該方向的研究力度。2008年7月,美國(guó)羅克韋爾科林斯公司已經(jīng)利用F/A-18模型機(jī)成功實(shí)現(xiàn)了容損飛行。當(dāng)丟掉60%機(jī)翼后,設(shè)計(jì)的自動(dòng)監(jiān)管適應(yīng)控制系統(tǒng)能在20 ms內(nèi)對(duì)故障進(jìn)行反應(yīng),控制飛機(jī)平穩(wěn)飛行,成功安全返航著陸。

有專家預(yù)計(jì)自動(dòng)監(jiān)管適應(yīng)控制系統(tǒng)將成為美軍下一代無人戰(zhàn)斗機(jī)的標(biāo)準(zhǔn)飛行控制系統(tǒng)。我國(guó)在“九五”期間也進(jìn)行了容錯(cuò)飛行控制相關(guān)研究,并取得了突破性進(jìn)展,但在實(shí)際飛行中驗(yàn)證成功較少。因此,開展可工程化實(shí)際應(yīng)用的容錯(cuò)飛行控制方法研究已刻不容緩。本文探討了飛行控制系統(tǒng)容錯(cuò)方法應(yīng)用研究現(xiàn)狀,并指出了其發(fā)展趨勢(shì)和需要解決的關(guān)鍵問題。

1 飛行控制系統(tǒng)容錯(cuò)類型及余度技術(shù)

對(duì)于飛行控制系統(tǒng)的容錯(cuò),首先需要清楚容忍什么樣的錯(cuò)誤。飛控系統(tǒng)主要有兩方面的故障:一是飛控系統(tǒng)自身發(fā)生的故障;二是飛控系統(tǒng)被控對(duì)象的故障。

飛控系統(tǒng)自身主要包括:感知環(huán)節(jié)——傳感器、決策環(huán)節(jié)——計(jì)算機(jī)、顯示環(huán)節(jié)——顯示裝置、執(zhí)行機(jī)構(gòu)——舵機(jī)和機(jī)內(nèi)自測(cè)試;飛控系統(tǒng)被控對(duì)象主要為舵面。對(duì)于飛控系統(tǒng)自身發(fā)生的故障,已采用余度容錯(cuò)技術(shù)成功解決;而飛控系統(tǒng)被控對(duì)象的故障,則需要采用容錯(cuò)控制技術(shù)。

余度是指需要出現(xiàn)兩個(gè)或兩個(gè)以上故障,而不是一個(gè)單獨(dú)故障,才會(huì)引起既定不希望發(fā)生工作狀態(tài)的一種設(shè)計(jì)方法[4]。余度對(duì)應(yīng)著安全性等級(jí),如三余度部件是1次故障工作、2次故障安全。其中可靠性是指故障概率,安全性是指損毀概率。

目前世界上對(duì)飛控系統(tǒng)安全性指標(biāo)一般是:軍機(jī)10-7/h,民航10-9/h,其中個(gè)別子系統(tǒng)要達(dá)到10-11/h[3]。為了達(dá)到該指標(biāo),軍用飛機(jī)大都采用相似余度,即采用多套相同的系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)同一功能;民用飛機(jī)一般采用非相似余度,即采用多套不同的系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)同一功能,包括軟件和硬件兩方面,以防止出現(xiàn)相似余度的共性故障。

總之,余度技術(shù)解決了飛控系統(tǒng)自身發(fā)生的故障。但是余度技術(shù)增加了系統(tǒng)的復(fù)雜性,其本質(zhì)是以故障率的提高換取安全性。發(fā)展趨勢(shì)是如何使余度技術(shù)更加完善,需要解決兩方面問題:

(1)體系結(jié)構(gòu)問題。即余度采用什么結(jié)構(gòu),相似余度和非相似余度混合配置,以及軟件非相似余度的論證和取舍問題。

(2)傳感器重構(gòu)問題。即當(dāng)多余度傳感器同時(shí)壞掉時(shí),如何通過其他傳感器重構(gòu)狀態(tài)信息問題。

2 容錯(cuò)飛行控制技術(shù)

1970年,NASA飛行動(dòng)力實(shí)驗(yàn)室首先提出實(shí)時(shí)的飛行控制重構(gòu)思想[5]。20世紀(jì)80年代后期，容錯(cuò)飛行控制系統(tǒng)主要研究對(duì)建模誤差具有魯棒性的故障診斷、對(duì)故障在大范圍內(nèi)具有魯棒性的控制律設(shè)計(jì)方面的問題。

根據(jù)對(duì)故障診斷的依賴情況,容錯(cuò)飛行控制也分為被動(dòng)容錯(cuò)飛行控制和主動(dòng)容錯(cuò)飛行控制。

2.1 被動(dòng)容錯(cuò)控制

由于不依賴故障診斷,被動(dòng)容錯(cuò)飛行控制具有實(shí)時(shí)性高、在設(shè)計(jì)的范圍內(nèi)魯棒性強(qiáng)的優(yōu)點(diǎn),需要解決的核心問題是在大包線范圍內(nèi)控制方法的容錯(cuò)能力和魯棒性。被動(dòng)容錯(cuò)飛行控制方法主要有:自適應(yīng)控制、滑?？刂?、特征結(jié)構(gòu)配置、模型參考+動(dòng)態(tài)逆、定量反饋理論、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、模糊邏輯和交互多模型等。

被動(dòng)容錯(cuò)控制律具有實(shí)時(shí)性好、出現(xiàn)舵面故障能緊急防止飛機(jī)在短時(shí)間內(nèi)失控的優(yōu)點(diǎn),許多學(xué)者將其作為應(yīng)急控制律使用。但其設(shè)計(jì)比較復(fù)雜,只能在具體范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)容錯(cuò)控制,而一旦超過該范圍,往往需要改變控制律的參數(shù)甚至結(jié)構(gòu)。

2.2 主動(dòng)容錯(cuò)控制

由于有故障診斷單元提供故障信息,主動(dòng)容錯(cuò)飛行控制律設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單、結(jié)構(gòu)統(tǒng)一、故障信息清晰,如果故障診斷精確,則容錯(cuò)性能好,需要解決的核心問題是故障診斷的快速性和魯棒性。因此要發(fā)展主動(dòng)容錯(cuò)飛行控制技術(shù),首先要研究故障診斷技術(shù)。

3 飛行控制系統(tǒng)故障診斷技術(shù)

3.1 故障診斷快速性

故障診斷快速性是指必須在短時(shí)間內(nèi)快速識(shí)別舵面損傷程度。因?yàn)橹鲃?dòng)容錯(cuò)飛行控制需要在一定時(shí)間內(nèi)獲取故障信息,否則將毫無用處。缺少實(shí)時(shí)、快速的飛控系統(tǒng)故障診斷方法是制約主動(dòng)容錯(cuò)控制發(fā)展的最主要、最關(guān)鍵的因素。

Frank[6]將故障診斷方法分為基于知識(shí)的、基于信號(hào)處理的和基于解析模型的三大類。對(duì)于飛控系統(tǒng)的快速故障診斷,目前研究成果最多、應(yīng)用最為廣泛的是基于解析模型的方法?；谀Ｐ偷姆椒ǖ淖畲髢?yōu)點(diǎn)是不僅可以得到故障信號(hào)的類型、性質(zhì)、嚴(yán)重程度等信息,還能得出故障的發(fā)展過程,甚至預(yù)測(cè)出系統(tǒng)將來發(fā)生故障的時(shí)間等。這為飛行控制系統(tǒng)提供了最直接的故障信息,為容錯(cuò)控制分配提供了最需要的決策依據(jù)。同時(shí),基于解析模型的方法具有實(shí)時(shí)性好、魯棒性強(qiáng)等特點(diǎn),具有很大的工程實(shí)際應(yīng)用價(jià)值。

根據(jù)殘差產(chǎn)生形式的不同,基于解析模型的方法又可以分為等價(jià)空間方法、參數(shù)估計(jì)方法和狀態(tài)估計(jì)方法。

(1)參數(shù)估計(jì)方法

1984年，Isermann[7]對(duì)實(shí)際系統(tǒng)進(jìn)行機(jī)理分析,首次提出了基于參數(shù)估計(jì)的故障診斷方法。參數(shù)估計(jì)方法主要有最小二乘法、極大似然法、預(yù)報(bào)誤差法等,其中最小二乘是飛控系統(tǒng)應(yīng)用最成熟、最廣泛的故障診斷方法[8-9]。

1795年，Gauss正式提出了最小二乘的基本概念,并將其應(yīng)用于天文計(jì)算中。最小二乘方法包括:一般最小二乘、加權(quán)最小二乘、輔助變量法、廣義最小二乘、增廣矩陣法、遺忘最小二乘、限定記憶最小二乘和它們的遞推算法等。

但是,采用時(shí)域最小二乘方法進(jìn)行故障診斷普遍存在以下問題:

①在平穩(wěn)狀態(tài)下,由于飛機(jī)的控制量和狀態(tài)量相對(duì)而言是個(gè)常數(shù),信號(hào)的相對(duì)值小于噪聲的相對(duì)值,當(dāng)參數(shù)遠(yuǎn)離已知先驗(yàn)值時(shí),除非在代價(jià)函數(shù)中包含惡化行為項(xiàng)或者惡化時(shí)間項(xiàng)來調(diào)整參數(shù)估計(jì),否則,時(shí)域的遞歸方法將會(huì)導(dǎo)致參數(shù)估計(jì)不準(zhǔn)確；

②當(dāng)一個(gè)控制面到其他控制面的控制量和狀態(tài)量幾乎成比例時(shí),從孤立的測(cè)量數(shù)據(jù)中辨識(shí)各自的穩(wěn)定值幾乎是不可能的。

(2)狀態(tài)估計(jì)方法

1971年，Beard首次提出了基于狀態(tài)估計(jì)的故障檢測(cè)方法[10]。該方法利用系統(tǒng)中可觀測(cè)的狀態(tài)作為輸入信號(hào),通過構(gòu)造觀測(cè)器/濾波器使估計(jì)的系統(tǒng)狀態(tài)與輸出在某種指標(biāo)下等于原系統(tǒng),然后將估計(jì)值與測(cè)量值的差作為殘差,比較殘差信號(hào)與設(shè)定的閾值來檢測(cè)系統(tǒng)故障。

按照組織結(jié)構(gòu)的不同,狀態(tài)估計(jì)方法可分為:對(duì)確定性系統(tǒng)的全維狀態(tài)觀測(cè)器、降維狀態(tài)觀測(cè)器、未知輸入觀測(cè)器、自適應(yīng)觀測(cè)器、滑模觀測(cè)器、高增益觀測(cè)器和智能觀測(cè)器等;對(duì)隨機(jī)系統(tǒng)的卡爾曼濾波器、H∞/H-/H2濾波器等。其中卡爾曼濾波及其擴(kuò)展形式具有實(shí)時(shí)性好、處理隨機(jī)噪聲效果好的特點(diǎn)。自誕生以來,卡爾曼濾波就受到航空界的高度關(guān)注。其形式有一般卡爾曼濾波、擴(kuò)展卡爾曼濾波、無跡卡爾曼濾波、強(qiáng)跟蹤卡爾曼濾波、容積卡爾曼濾波、平方根卡爾曼濾波等。

飛控系統(tǒng)故障診斷的快速性需要解決如下問題:

①當(dāng)發(fā)生故障時(shí),容錯(cuò)控制需要由故障信息在飛機(jī)短周期內(nèi)多次調(diào)整飛行狀態(tài),因此故障診斷時(shí)間應(yīng)該極短,目前單一的故障診斷方法難以滿足實(shí)際容錯(cuò)飛行控制實(shí)時(shí)性要求。

②故障診斷應(yīng)該多快才能滿足容錯(cuò)控制要求,快速性和誤警率如何取舍,尚無統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)。

3.2 故障診斷魯棒性

故障診斷魯棒性是指在建模誤差等不確定性影響下仍能準(zhǔn)確診斷系統(tǒng)故障。在地面半物理實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn),對(duì)于舵面損傷故障,缺乏魯棒性是制約診斷方法準(zhǔn)確性的主要因素。故障診斷的魯棒性方面,目前研究最多、應(yīng)用最廣泛的是采用狀態(tài)估計(jì)的觀測(cè)器方法,主要有未知輸入觀測(cè)器、自適應(yīng)觀測(cè)器、滑模觀測(cè)器、高增益觀測(cè)器和智能觀測(cè)器以及H∞/H-/H2濾波器等。

(1)未知輸入觀測(cè)器

未知輸入觀測(cè)器主要用于解決系統(tǒng)建模誤差和外部擾動(dòng)導(dǎo)致存在未知輸入信息的問題。其利用Luenberger觀測(cè)器設(shè)計(jì)中的自由度,使得觀測(cè)器對(duì)故障敏感,而對(duì)系統(tǒng)的未知輸入不敏感,具有很強(qiáng)的魯棒性。目前許多學(xué)者將UIO與迭代學(xué)習(xí)、在線神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、高增益近似微分和滑模相結(jié)合實(shí)現(xiàn)對(duì)未知輸入的魯棒性。

(2)自適應(yīng)觀測(cè)器

自適應(yīng)觀測(cè)器主要用于解決系統(tǒng)狀態(tài)和模型參數(shù)的聯(lián)合估計(jì)問題。該方法基于自適應(yīng)控制思想而產(chǎn)生,通過在線調(diào)整觀測(cè)器增益,補(bǔ)償未知參數(shù)或緩變故障對(duì)殘差的影響。目前自適應(yīng)觀測(cè)器的研究主要集中在突破嚴(yán)格約束條件限制、與其他方法相結(jié)合方面[11-14]。

(3)滑模觀測(cè)器

滑模觀測(cè)器主要用于解決系統(tǒng)中不確定性問題,其基本思想來源于滑?？刂评碚?。

Edwards等[15]首先提出了滑模觀測(cè)器方法對(duì)線性系統(tǒng)進(jìn)行故障診斷,并提出用“等效輸出注入”的觀點(diǎn)對(duì)故障信號(hào)進(jìn)行重構(gòu)。當(dāng)前有學(xué)者針對(duì)含非匹配不確定系統(tǒng)的故障重構(gòu)問題,將滑模控制解決非匹配不確定思想應(yīng)用于故障診斷,指出收斂域大小取決于未知輸入擾動(dòng)范圍,隨后對(duì)于滿足一定幾何條件的非線性不確定系統(tǒng),設(shè)計(jì)了能精確進(jìn)行故障重構(gòu)的滑動(dòng)模態(tài)[16]。

(4)高增益觀測(cè)器

高增益觀測(cè)器能夠估計(jì)系統(tǒng)輸出的導(dǎo)數(shù)項(xiàng),且不依賴于系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型,通常結(jié)合其他觀測(cè)器一起,在非線性輸出反饋控制中得到廣泛應(yīng)用。

高增益觀測(cè)器往往結(jié)合其他方法使用[17-19],如將高增益觀測(cè)器與模糊自適應(yīng)理論相結(jié)合,通過模糊邏輯設(shè)計(jì)了高增益模糊自適應(yīng)觀測(cè)器;與神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)理論相結(jié)合設(shè)計(jì)的非線性飛控系統(tǒng)檢測(cè)方法;與自適應(yīng)相結(jié)合,采用自適應(yīng)增益取代切換增益的自適應(yīng)高增益觀測(cè)器。

(5)H∞/H-/H2濾波器

H∞/H-/H2濾波器方法來源于魯棒控制理論,主要考慮系統(tǒng)的不確定性,將系統(tǒng)不確定性和故障分別用不同的范數(shù)表示,使系統(tǒng)對(duì)故障敏感而對(duì)干擾等不敏感,從而實(shí)現(xiàn)魯棒故障診斷[20]。

常用的飛控系統(tǒng)故障診斷方法的研究發(fā)展如表1所示。

表1 飛控系統(tǒng)故障診斷方法

對(duì)于飛控系統(tǒng)快速故障診斷,基于狀態(tài)和參數(shù)估計(jì)的方法具有明顯的優(yōu)點(diǎn)。其中狀態(tài)估計(jì)方法具有較好的實(shí)時(shí)性,適用于非線性系統(tǒng)和魯棒檢測(cè),對(duì)系統(tǒng)的輸入信號(hào)要求不嚴(yán),但是很難準(zhǔn)確進(jìn)行損傷估計(jì)和故障隔離。參數(shù)估計(jì)方法可以精確估計(jì)出故障位置和受損程度信息,實(shí)時(shí)性較好,但是不適用于非線性系統(tǒng),需要激勵(lì)信號(hào)?？梢钥闯?，狀態(tài)估計(jì)和參數(shù)估計(jì)兩種方法具有優(yōu)缺點(diǎn)互補(bǔ)性,如果能結(jié)合使用,將會(huì)取得更大效果。

4 容錯(cuò)飛行控制技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)

我國(guó)航空界在20世紀(jì)末由郭鎖鳳、胡壽松、陳復(fù)揚(yáng)、張平、陳宗基等團(tuán)隊(duì)開始了容錯(cuò)飛行控制系統(tǒng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障診斷研究工作,并建立了飛控系統(tǒng)的故障監(jiān)控覆蓋率評(píng)估方法。胡壽松、鄧建華、艾劍良、王美仙等針對(duì)飛行控制系統(tǒng)開發(fā)出容錯(cuò)控制仿真平臺(tái)。隨后更多的飛控系統(tǒng)故障診斷方法與仿真平臺(tái)被開發(fā)出來,理論研究向非線性容錯(cuò)飛行控制、智能容錯(cuò)飛行控制方向發(fā)展?？紤]到實(shí)際應(yīng)用,目前容錯(cuò)飛行控制主要有以下發(fā)展趨勢(shì)：

(1)主動(dòng)容錯(cuò)控制和被動(dòng)容錯(cuò)控制相結(jié)合

該思想是“先應(yīng)急容錯(cuò),再故障診斷,最后容錯(cuò)”。即當(dāng)無故障或在檢測(cè)出飛行器故障時(shí),先采用被動(dòng)容錯(cuò)控制方法,保證飛行器短時(shí)間內(nèi)不失事,在此期間進(jìn)行故障定位和隔離,然后根據(jù)故障重構(gòu)信息,采用主動(dòng)容錯(cuò)控制實(shí)現(xiàn)全包線范圍內(nèi)穩(wěn)定。

(2)容錯(cuò)控制和控制分配技術(shù)相結(jié)合

20世紀(jì)90年代初,道格拉斯宇航中心明確提出了基礎(chǔ)控制律生成虛擬指令,控制分配將其分配到舵面的層級(jí)飛行控制結(jié)構(gòu),并在F-15ACTIVE驗(yàn)證機(jī)上進(jìn)行了重構(gòu)控制驗(yàn)證[21-22]。其基本思想是，在滿足執(zhí)行機(jī)構(gòu)約束前提下,將上層控制指令依據(jù)優(yōu)化指標(biāo)分配到冗余執(zhí)行機(jī)構(gòu)上,實(shí)現(xiàn)不同的控制性能。控制分配可以在舵面故障時(shí),通過調(diào)整冗余舵面補(bǔ)償故障舵面造成的氣動(dòng)力損失,保持飛機(jī)性能,是容錯(cuò)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中的重要技術(shù)。目前控制分配方法可以分為:廣義逆法、鏈?zhǔn)椒?、直接分配法、線性規(guī)劃法和非線性控制分配法等。

容錯(cuò)控制和控制分配技術(shù)相結(jié)合形成“主環(huán)+伺服環(huán)”的層級(jí)飛行控制結(jié)構(gòu),主要有以下優(yōu)點(diǎn):

①“主環(huán)”容錯(cuò)控制律用以實(shí)現(xiàn)舵面故障下,期望操縱品質(zhì)需要的控制力或力矩,可暫時(shí)忽略冗余操縱面的可用數(shù)目、工作狀態(tài)等諸多因素,直接針對(duì)飛機(jī)三軸方向的氣動(dòng)力或氣動(dòng)力矩進(jìn)行設(shè)計(jì)。在減少需處理控制變量數(shù)目的同時(shí),可以根據(jù)需要的性能設(shè)計(jì)針對(duì)性強(qiáng)的容錯(cuò)控制律,簡(jiǎn)化了控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu),降低了控制器設(shè)計(jì)的難度。

②“伺服環(huán)”控制分配器可以綜合考慮飛機(jī)、操縱面的動(dòng)態(tài)特性、故障情況、實(shí)際物理約束等影響。根據(jù)飛行性能指標(biāo),將控制律生成的虛擬控制指令優(yōu)化分配到真實(shí)的控制操縱面上,達(dá)到飛機(jī)俯仰、滾轉(zhuǎn)及偏航等運(yùn)動(dòng)的耦合優(yōu)化控制,是“主環(huán)”控制器和飛機(jī)運(yùn)動(dòng)之間的載體。

③當(dāng)舵面出現(xiàn)故障時(shí),級(jí)聯(lián)式容錯(cuò)控制結(jié)構(gòu)只需將故障診斷信息傳送給控制分配環(huán)節(jié),僅改變“伺服環(huán)”控制分配器對(duì)各個(gè)舵面分配的控制指令,而不需要改變“主環(huán)”虛擬控制指令的邏輯和控制結(jié)構(gòu),實(shí)現(xiàn)“主環(huán)”、“伺服環(huán)”各司其職。

④級(jí)聯(lián)式容錯(cuò)控制結(jié)構(gòu)可以使容錯(cuò)控制律和控制分配律分開設(shè)計(jì),當(dāng)故障診斷出現(xiàn)時(shí)滯和誤差時(shí),只對(duì)控制分配產(chǎn)生影響,從而可以設(shè)計(jì)容錯(cuò)控制方法外環(huán)提高系統(tǒng)魯棒性和指令跟蹤能力,降低了對(duì)故障診斷實(shí)時(shí)性和準(zhǔn)確性的苛刻要求。

5 結(jié)束語

飛行控制是一個(gè)理論研究與工程應(yīng)用結(jié)合緊密的領(lǐng)域,對(duì)于容錯(cuò)飛行控制應(yīng)用的現(xiàn)狀,建議加強(qiáng)以下4個(gè)方面的研究:

(1)加強(qiáng)創(chuàng)新型余度容錯(cuò)體系結(jié)構(gòu)研究;

(2)加強(qiáng)大包線范圍高安全性的魯棒容錯(cuò)方法研究;

(3)魯棒的控制方法會(huì)對(duì)故障診斷產(chǎn)生影響,加強(qiáng)魯棒容錯(cuò)控制和故障診斷方法集成研究;

(4)加強(qiáng)對(duì)建模誤差等不確定性的高實(shí)時(shí)性、低誤警率的故障診斷方法研究。

工程化的故障診斷方法需要注意以下問題:

(1)只有簡(jiǎn)便成熟的故障診斷方法才能滿足實(shí)時(shí)性要求;

(2)對(duì)系統(tǒng)動(dòng)態(tài)響應(yīng)的高精度估計(jì)與跟蹤是快速故障隔離的前提;

(3)盡管故障時(shí)飛機(jī)是一個(gè)復(fù)雜的非線性系統(tǒng),然而現(xiàn)代飛機(jī)在工程實(shí)際中仍采用基于局部工作點(diǎn)線性模型的增益調(diào)度方法,這被證明是一種有效、成熟、安全的全飛行包線控制技術(shù),因此工程化的故障診斷也可嘗試基于線性模型的增益調(diào)度方法。

[1] 陳宗基,張汝麟,張平,等.飛行器控制面臨的機(jī)遇與挑戰(zhàn)[J].自動(dòng)化學(xué)報(bào),2013,39(6):703-710.

[2] 楊偉.容錯(cuò)飛行控制系統(tǒng)[M].西安:西北工業(yè)大學(xué)出版社,2007:6-12.

[3] 周東華,Ding X.容錯(cuò)控制理論及其應(yīng)用[J].自動(dòng)化學(xué)報(bào),2000, 26(6):787-797.

[4] 董新民.飛行器管理系統(tǒng)[M].西安:空軍工程大學(xué)出版社,2008:80-106.

[5] 周東華,葉銀忠.現(xiàn)代故障診斷與容錯(cuò)控制[M].北京:清華大學(xué)出版社,2000:3-15.

[6] Frank P M.Fault diagnosis in dynamic systems using analytical and knowledge based redundancy—a survey and some new results[J].Automatic,1990,26(3):459-474.

[7] Isermann R.Process fault detection based on modeling and estimation methods:a survey[J].Automatic,1984,20(3):387-404.

[8] Morelli E A.Real-time parameter estimation in the frequency domain[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2000,23(5):812-818.

[9] Chowdhary G,DeBusk W M,Johnson E N.Real-time system identification of a small multi-engine aircraft with structural damage[J].Journal of Gudiance,Control,and Dynamics,2006,29(3):635-642.

[10] Beard R V.Failure accommodation in linear systems through self-reorganization[D].USA:Department of Aeronautics and Astronautics,MIT,1971.

[11] Julier S,Uhlmann J,Durrant-Whyte H F.A new method for the nonlinear transformation of means and covariances in filters and estimators[J].IEEE Transactiontns on Automatic Control,2000,45(3):477-482.

[12] Ding X C,Frank P M.An adaptive observer based fault detection scheme for nonlinear systems[C]//Proceedings of 12th IFAC World Congress.Sydney,1993:307-312.

[13] Zhang Q.Adaptive observer for multiple-input-multiple-output (MIMO) linear time-varying systems[J].IEEE Transactions on Automatic Control,2002,47(3):525-529.

[14] Jiang B,Wang J L,Soh Y C.An adaptive technique for robust diagnosis of fault with independent effects on system output[J].International Journal of Control,2002,75(11):792-802.

[15] Edwards C,Spurgeon S,Patton R.Sliding mode observers for fault detection and isolation[J].Automatica,2000,36(4):541-553.

[16] Chen W,Saif M,Soh Y C.A variable structure adaptive observer approach for actuator fault detection and diagnosis in uncertain nonlinear systems[C]//Proceeding of the 2000 American Control Conference.USA,2000:2674-2678.

[17] Saif M,Xiong Y.Sliding mode observers and their application in fault diagnosis[M]∥Springer.Springer Tracts in Advanced Robotics:Vol 1.Germany:Springer Berlin Hedelberg,2003:1-57.

[18] Gao Z,Breikin T,Wang H.High-gain estimator and fault-tolerant design with application to a gas turbine dynamic system[J].IEEE Transactions on Control Systems Technology,2007,15(4):740-753.

[19] Tan C P,Cruscab F,Aldeen M.Extended results on robust state estimation and fault detection[J].Automatica,2008,44(8):2027-2033.

[20] 韓冬,朱芳來.基于輔助輸出的線性系統(tǒng)狀態(tài)和未知輸入同時(shí)估計(jì)方法[J].自動(dòng)化學(xué)報(bào),2012,38(6):932-943.

[21] Chen J,Patton R J.動(dòng)態(tài)系統(tǒng)基于模型的魯棒故障診斷[M].吳建軍,譯.北京:國(guó)防工業(yè)出版社,2009:48-83.

[22] Kevin R S,Durham W C.A comparison of control allocation methods for the F-15 active research aircraft utilizing real-time piloted simulate-ons[R].AIAA-99-4281,1999.

(編輯：方春玲)

Present situation and development tendency of fault tolerant flight control applications

WANG Fa-wei, LIAO Kai-jun

(Department of Aeronautical Instrument and Electric Engineering, The First Aeronautical College of Air Force, Xinyang 464000, China)

It is a problem worth of attention to tightly combine the fault tolerant flight control theory with engineering applications. In this paper, the development of the fault tolerant flight control technology in engineering applications is discussed from three aspects, which include the redundancy fault tolerant technology for flight control system itself, the fault tolerant control technology for the controlled object of flight control system, and the fault diagnosis technology which restricts the improvement of the active fault tolerant control. Furthermore, the key technologies and main difficulties are analyzed. Finally, some ideas and suggestions are proposed for the fault tolerant flight control technology development in future.

flight control; fault tolerant control; redundancy; fault diagnosis; robustness

2016-04-08;

2016-09-22;

時(shí)間:2016-11-15 10:13

王發(fā)威(1987-)，男，河南信陽人，講師，博士，研究方向?yàn)閷?dǎo)航、制導(dǎo)與控制。

V249.1

A

1002-0853(2017)01-0001-06