邵翥　陳天紅

摘? 要：文章基于IFSTA變穩(wěn)飛機(jī)的非線性模型，提出了對于可控故障的舵面控制重新分配方法。本方法根據(jù)故障診斷信息，在預(yù)置的解決方案中選擇合適的方案，利用可操縱的剩余舵面為飛機(jī)提供控制力和力矩，減弱故障對飛行性能和品質(zhì)的影響。文章進(jìn)行了數(shù)值模擬及人在環(huán)試驗(yàn)，試驗(yàn)表明控制重新分配算法在復(fù)雜操縱和人在回路環(huán)境下也能發(fā)揮良好的效果。

關(guān)鍵詞：舵面故障;控制重新分配;人在環(huán)試驗(yàn)

中圖分類號：V249.4? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A? ? ? ? 文章編號：2095-2945（2020）07-0068-03

Abstract： Based on the nonlinear model of IFSTA variable stability aircraft， a new method of control redistribution for controllable faults is proposed. According to the fault diagnosis information， this method selects the appropriate scheme from the preset solutions，the remaining controllable control surfaces are used to provide the control force and moment for reducing the influence of faults on the flight performance and quality. In this paper， numerical simulation and pilot-in-the-loop test are carried out， the test results show that the control redistribution algorithm can also play a good role in the complex control and pilot-in-the-loop situation.

Keywords： control surface faults; control redistribution; pilot-in-the-loop test

引言

飛機(jī)操縱面是控制飛機(jī)的主要部件，也是安全飛行的關(guān)鍵。在飛行過程中，可能會(huì)因?yàn)閿撤轿淦鞴?、結(jié)冰、飛控系統(tǒng)故障、傳動(dòng)機(jī)構(gòu)故障等原因?qū)е虏倏v面故障。為了提高飛行安全性和可靠性，現(xiàn)代飛機(jī)都采用余度設(shè)計(jì)，多套操縱面互相備份以降低某個(gè)操縱面發(fā)生故障后對飛行安全的影響，這也給診斷出飛機(jī)故障后采取補(bǔ)救措施提供了有利條件?？刂浦匦路峙浼夹g(shù)就是利用飛機(jī)舵面的冗余機(jī)制，使用正常舵面代替故障舵面的功能，達(dá)到保障飛行安全的目的[1]。

1 控制重新分配技術(shù)原理

本文的控制重新分配技術(shù)依賴于故障診斷技術(shù)，由于篇幅原因，未能詳細(xì)描述故障診斷技術(shù)，且認(rèn)為試驗(yàn)中所涉及的飛機(jī)系統(tǒng)可快速識別診斷舵面故障。在識別故障之后，采用控制量分配法重新分配舵面命令，原理如圖1?？刂屏糠峙渌惴ò演斎肟醋鍪瞧谕牧土?，而期望的力和力矩ud的產(chǎn)生是通過一定的算法從控制輸入u中選擇得到的。這種算法能否實(shí)現(xiàn)取決于ud∈Rm的維數(shù)和故障后矩陣Bf∈Rn×k（矩陣Bf可以采用FDI或系統(tǒng)辨識獲得）的列的秩[2，3]。

控制重新分配算法主要用于有控制輸入冗余的系統(tǒng)，其具體計(jì)算流程如下：飛機(jī)系統(tǒng)出現(xiàn)故障后，我們對控制重新分配算法的期望結(jié)果為式（1），即重新匹配的舵面控制命令ur應(yīng)使得系統(tǒng)在故障情況下保持與原期望輸出相同，也就是飛行員和飛控系統(tǒng)無需因?yàn)楣收闲薷目刂戚斎?，達(dá)到消除故障影響的目的[4，5]。

期望達(dá)到的效果為：

Bfur≈Bu （1）

其中Bf=BFi，ur=Diu?？紤]到出現(xiàn)完全故障時(shí)，會(huì)因?yàn)镕i某一行全部為0而導(dǎo)致等式無法成立，所以無法兩邊同時(shí)乘B的逆矩陣（或廣義逆）以去掉B，但是該式應(yīng)對所有u成立，所以有控制重新分配矩陣為[6]：

Di≈（BFi）+B （2）

2 舵面故障分類

通過對舵面故障進(jìn)行分類，列出控制重新分配技術(shù)所適用的舵面故障模式將有利于準(zhǔn)確補(bǔ)償故障帶來的不良影響。常見的飛機(jī)舵面故障有以下幾類：

（1）舵面卡死及偏角不足故障：此類故障是最常見的舵面故障，發(fā)生這類故障后，由于舵面控制力大幅減弱，會(huì)對飛行安全帶來嚴(yán)重危害。

（2）舵面偏轉(zhuǎn)速率不足故障：此類故障由電源掉電、液壓泄露等原因?qū)е?。表現(xiàn)為舵面的偏轉(zhuǎn)速率降低，無法與駕駛桿的操作或飛控命令相統(tǒng)一。舵面雖然實(shí)時(shí)跟隨最新指令，但實(shí)際偏角和偏轉(zhuǎn)速率卻達(dá)不到指令要求。

（3）舵面操縱延遲：舵面操縱延遲是因?yàn)樾盘杺鬏?、指令傳遞出現(xiàn)延遲導(dǎo)致舵面反應(yīng)不及時(shí)，這類故障會(huì)使舵面動(dòng)作統(tǒng)一延遲一段時(shí)間。雖然舵面實(shí)時(shí)的動(dòng)作與指令是不協(xié)調(diào)的，但是并不會(huì)丟失任何部分的舵面指令。

（4）舵面限幅：此類故障是由某一環(huán)節(jié)的機(jī)械卡阻或電子元件飽和導(dǎo)致的。表現(xiàn)為在小幅操縱時(shí)，舵面偏轉(zhuǎn)正常。隨著舵偏指令逐漸增大，舵面偏角會(huì)被限制在某一值而無法繼續(xù)增大。

本文將重點(diǎn)關(guān)注控制重新分配技術(shù)對常見的舵面偏角不足故障的應(yīng)急補(bǔ)償能力。

3 數(shù)值模擬試驗(yàn)

本算例將驗(yàn)證副翼單邊偏角不足后，使用控制重新分配算法進(jìn)行容錯(cuò)控制的可行性。將原本的油門、副翼、方向舵、升降舵四個(gè)輸入量擴(kuò)展為油門、左升降舵、右升降舵、左副翼、右副翼、方向舵形式的六路輸入，即：

本算例在t=1.2s時(shí)，加入右副翼偏角不足故障，使得右副翼的偏轉(zhuǎn)角度只能達(dá)到命令值的50%。當(dāng)故障診斷算法識別到此故障時(shí)，將會(huì)根據(jù)第一節(jié)中的計(jì)算方法計(jì)算得到控制重新分配矩陣。此矩陣重新分配了左右副翼的控制命令，使得受損的右副翼偏角減小，使功能正常的左副翼偏角增大，以補(bǔ)償右副翼損失的控制效能。整個(gè)過程的主要飛行參數(shù)變化曲線如圖2。

由圖中兩個(gè)角速率的變化情況可知，經(jīng)過控制重新分配后，角速度逐漸與輸入指令相匹配，飛機(jī)的操縱特性逐步恢復(fù)到正常狀態(tài)。而速度和側(cè)滑角則存在一定穩(wěn)態(tài)誤差，這部分穩(wěn)態(tài)誤差需要飛行員自行修正。

4 人在環(huán)試驗(yàn)

人在環(huán)試驗(yàn)的試驗(yàn)環(huán)境為帶有可活動(dòng)基座的六自由度高仿真模擬器，可以最大程度使飛行員感受到實(shí)際飛行的感覺，使飛行員的習(xí)慣和反應(yīng)與實(shí)際飛行接近，有利于提高人在環(huán)試驗(yàn)的可參考性。本試驗(yàn)中，飛行員在配平點(diǎn)配平后，進(jìn)行縱橫航向混合輸入，在飛行過程中隨機(jī)加入升降舵偏角不足故障，通過故障識別算法診斷故障后，根據(jù)故障重新分配控制命令。

圖3展示了同樣輸入下，無故障狀態(tài)和發(fā)生、識別故障，并采用控制重新分配算法進(jìn)行控制補(bǔ)償兩種狀態(tài)的區(qū)別。所展示的區(qū)間內(nèi)全程存在升降舵故障，在t=177.69s時(shí)，開始實(shí)施對升降舵的控制補(bǔ)償。可以看出，各縱向參數(shù)逐漸恢復(fù)到無故障時(shí)的狀態(tài)值，尤其迎角等變化明顯，效果顯著。速度等參數(shù)則與上文的結(jié)果類似，這類參數(shù)在經(jīng)歷過故障發(fā)生、識別、處理后會(huì)與無故障狀態(tài)值存在穩(wěn)態(tài)誤差，需要使用其他方法進(jìn)行修正和恢復(fù)。整個(gè)過程消除了升降舵故障所帶來的影響，且對橫航向參數(shù)影響較小，證明控制重新分配算法在復(fù)雜的人在環(huán)情況下也具有一定實(shí)用性。

5 結(jié)束語

本文針對所選飛機(jī)模型，提出了一種控制重新分配方法，并對常見的舵面故障進(jìn)行了分類。選取橫向和縱向的舵面偏角不足故障為算例，經(jīng)過數(shù)值模擬試驗(yàn)及人在環(huán)模擬器試驗(yàn)，驗(yàn)證了此方法在較復(fù)雜輸入及人在環(huán)環(huán)境下均有較好的容錯(cuò)控制效果。

參考文獻(xiàn)：

[1]郭玉英.基于多模型的飛機(jī)舵面故障診斷與主動(dòng)容錯(cuò)控制[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2009.

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[3]Robert Weston Lewis Senior，Multiple Model Adaptive Estimation And Control Redistribution For The VISTA F-16[R]. Wright-Patterson Air Force Base，1997.

[4]聞新，張洪鎖，周露.控制系統(tǒng)的故障診斷和容錯(cuò)控制[M].北京：機(jī)械工業(yè)出版社，1998.

[5]張平，陳宗基.飛機(jī)操縱面故障研究及其補(bǔ)償重構(gòu)[J].飛行力學(xué)，1997，15（3）：69-74.

[6]L. Ni and C. R. Fuller. Control reconfiguration based on hierarchical fault detection and identification for unmanned underwater vehicle[J]. Journal of vibration and control， 2003，9：76-83.