陳曉飛，賈 勇，韓 芳

(新疆工程學院 信息工程學院,烏魯木齊 830023)

0 引言

近年來，無人機技術發(fā)展與研究取得了較大的成就。無人機控制技術，基于無線網(wǎng)絡傳輸技術、遠程控制技術，通過遠程指令數(shù)據(jù)交互與飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)的實時交互，完成對無人機飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)的收集與飛行姿態(tài)的控制。受到無人機應用場景不同[1]與外界氣候影響[2]，無人機在飛行過程中會出現(xiàn)不同的故障，根據(jù)故障類型可分為硬件故障、軟件故障與控制故障。為了實時了解無人機飛行狀態(tài)，無人機控制系統(tǒng)下會獨立存在一個無人機故障診斷系統(tǒng)，其作用在于對無人機飛行過程中的數(shù)據(jù)進行收集、反饋、分析，通過分析飛行數(shù)據(jù)，對故障原因進行診斷。但是，現(xiàn)有的故障診斷系統(tǒng)數(shù)據(jù)來源基于無人機數(shù)據(jù)采集傳感器，因此一旦與傳感器相關器件損壞，系統(tǒng)就無法對飛行數(shù)據(jù)進行收集，無法做出故障信號診斷。針對此種問題，引入遙測數(shù)據(jù)分析技術替代故障數(shù)據(jù)收集傳感器，根據(jù)遙測數(shù)據(jù)分析機制與計算方法，提出基于遙測數(shù)據(jù)分析的無人機故障診斷系統(tǒng)，并設計仿真實驗驗證提出系統(tǒng)的有效性。

1 無人機故障遙測診斷系統(tǒng)設計

由無人機結構特征可知，無人機在飛行過程中，主要工作單元分為控制單元、驅(qū)動單元與數(shù)據(jù)傳輸單元三部分構成，其中控制單元由控制電路、主控與相關指令處理器件構成；驅(qū)動單元由電機、傳動器及相關驅(qū)動器件構成；數(shù)據(jù)傳輸單元由存儲器與一些數(shù)據(jù)轉存、寄存器件以及數(shù)據(jù)信號收發(fā)器件構成；因此在飛行過程中無論哪一單元出現(xiàn)功能異常，都會影響無人機的正常飛行。針對當下無人機控制技術是通過多組件間的無線數(shù)據(jù)傳輸、無線數(shù)據(jù)分析、無線數(shù)據(jù)執(zhí)行三部分構成，根據(jù)無線數(shù)據(jù)處理特點，多數(shù)據(jù)在無線處理過程中，會產(chǎn)生數(shù)據(jù)控制的耦合作用[3]，耦合作用達到一定值時，上述3個單元中的任意器件就會出現(xiàn)異常，觸發(fā)無人機上的故障傳感器，對耦合點進行故障反饋，完成對故障的診斷。但是，當故障耦合點發(fā)生在故障傳感器結構區(qū)時，傳感器反饋數(shù)據(jù)產(chǎn)生的數(shù)據(jù)耦合與故障點耦合形成交叉耦合，即輸入數(shù)據(jù)與輸出數(shù)據(jù)在變量轉換過程中出現(xiàn)交叉誤差系數(shù)，診斷量無法對交叉誤差系數(shù)做出判定，導致診斷失敗。

基于上述特點，引入遙測數(shù)據(jù)分析理念[4]，通過在無人機各功能單元加入遙測數(shù)據(jù)采集點，通過遙測衛(wèi)星實時接收無人機狀態(tài)數(shù)據(jù)，通過地面控制系統(tǒng)，將各遙測數(shù)據(jù)采集點上報數(shù)據(jù)進行遠分離診斷，解決無人機故障傳感器故障帶來的診斷失敗問題。通過地面遙測數(shù)據(jù)采集平臺，實現(xiàn)對無人機故障遙測數(shù)據(jù)的實時采集與分析。無人機故障遙測診斷系統(tǒng)工作原理，如圖1所示。

圖1 無人機故障遙測診斷系統(tǒng)工作原理

如圖1所示，無人機故障遙測診斷系統(tǒng)硬件包括遙測數(shù)據(jù)采集功能區(qū)、信號調(diào)制功能區(qū)、數(shù)據(jù)通信功能區(qū)及邏輯主控功能區(qū)；系統(tǒng)軟件通過提取遙測故障噪聲實現(xiàn)無人機遙測故障解析，通過擬合計算實現(xiàn)無人機故障信號診斷。

2 基于遙測數(shù)據(jù)分析的無人機故障診斷硬件設計

根據(jù)設計系統(tǒng)的工作原理，對設計系統(tǒng)的硬件部分進行設計。硬件共分為4部分，分別為遙測數(shù)據(jù)采集功能區(qū)、信號調(diào)制功能區(qū)、數(shù)據(jù)通信功能區(qū)、邏輯主控功能區(qū)，下面對各功能區(qū)硬件進行詳細分析。

(1)遙測數(shù)據(jù)采集功能區(qū)內(nèi)部主要采用KJF-34GS前置遙測信號收發(fā)基帶板卡作為此功能區(qū)無人機故障數(shù)據(jù)的采集卡，支持MSD/TPC編譯碼功能，CPCI結構[5]設計，可兼容接收PCM-FM、PCM-BPSK、PCM-QPSK和PCM-CDMA-BPSK等多種調(diào)制體制的遙測信號，可擴展接收新體制信號，具有良好的通用性；信息傳輸速率為20 Mbps；多頻段L/S；

采用左右旋極化分集合成技術：當兩路信號信噪比相等時，可獲得優(yōu)于2.5 dB的增益；

具有時碼器功能，能接收并轉發(fā)IRIG-B000時間碼信號[6]，為系統(tǒng)提供遙測時間基準；

具有PCM模擬器功能，可輸出模擬PCM信號完成系統(tǒng)自檢功能；

輸入接口支持：中頻信號(接收機)(SMA)，外部PCM信號(PCM)(CPCI)具有位同步、幀同步、副幀同步狀態(tài)指示AGC動態(tài)范圍：≥20 dBl 解調(diào)體制：PCM-FM、PCM-BPSK/QPSK、PCM-CDMA-BPSK/QPSKl 中頻帶寬：50 kHz～20 MHz/自動；碼型：NRZ-L/M/S，Bi￠-L/M/S，RNRZ-L加解密接口：DB-15；l 綜合數(shù)據(jù)接口：DB-25。工作電壓：12 V±10%l 。

同時在功能區(qū)內(nèi)獨立配備寬域電源管理器與電路傳感器，保障故障數(shù)據(jù)采集狀態(tài)的穩(wěn)定。

(2)信號調(diào)制功能區(qū)內(nèi)設有Anaren公司[7]生產(chǎn)的X3DC08E2S信號調(diào)制器，通過內(nèi)建射頻通信通道，將故障數(shù)據(jù)進行862～894 MHz模量轉換，有效屏蔽冗余數(shù)據(jù)信號的擾動；為了保證信號調(diào)制效果的穩(wěn)定，在信號調(diào)制器前端設計了SBB-5089Z信號方法器與TPD8F003DQDR濾波器作為故障數(shù)據(jù)信號調(diào)制的增益處理模塊。通過放大、濾波處理，使載入信號調(diào)制器的數(shù)據(jù)信號滿足以下指標：調(diào)制終止射頻頻率200 MHz；輸出電阻值100 Ω；信號放大范圍1 GHz；編碼形式SMD/SMT。

(3)數(shù)據(jù)通信功能區(qū)負責調(diào)制信號的地面診斷系統(tǒng)軟件層面信號與指令信號的收發(fā)。采用AT89C51RC2-SLSUM通信模塊，通過自帶多模信道，支持6路并發(fā)技術，通過獨立信號線連接，支持將模量射頻信號轉換為網(wǎng)絡數(shù)字信號，通過對信號電路的調(diào)理，完成信號編碼轉換，數(shù)據(jù)傳輸信號轉換電路，如圖2所示。

圖2 AT89C51RC2-SLSUM通信模塊信號轉換工作電路圖

在該電路圖中，有4路數(shù)據(jù)信號為數(shù)字信號輸出量、2路射頻輸出模量以及2路4位模量轉換補償信號，可保障數(shù)據(jù)在網(wǎng)絡數(shù)字信道中6路并發(fā)的穩(wěn)定。

(4)邏輯主控功能區(qū)為設計硬件的核心功能區(qū)，采用AMR架構的x86平臺處理器，通過I7-10700處理器的八核芯16線程，穩(wěn)定保證多因素故障數(shù)據(jù)的分析處理，同時兼顧控制、分析、調(diào)度等多任務處理的資源調(diào)度。動態(tài)主頻高達5.1 GHz，能夠滿足多數(shù)據(jù)流下復雜故障的處理，集成指令集SSE4.1/4.2，AVX2，64 bit，為硬件平臺的設計提供核心保障。

3 軟件部分設計

針對遙測故障采集數(shù)據(jù)的分析策略與故障信息的診斷算法，系統(tǒng)在軟件層面設計上進行了針對性優(yōu)化設計，通過針對性設計實現(xiàn)與硬件性能的高度適配。

3.1 遙測故障噪聲提取策略

在遙測采集的無人機飛行故障信息中，受到諸多不可控因素的影響以及電磁信號等干擾源擾動，故障信息流中夾雜著大量擾動噪聲，雖然不同變量位置的噪聲對無人機故障分析精準度的影響有所不同，但不可否認噪聲的存在無疑會降低無人機故障信號診斷結果的精度。因此，需要對遙測數(shù)據(jù)信號中的噪聲進行提取，通過噪聲提取獲得一個數(shù)據(jù)信號波分布均勻的遙測故障模型。

為了減輕設計系統(tǒng)的運算壓力，噪聲提取任務設計采用策略設計的方式，將噪聲變量與提取邏輯以策略的形式通過Matlab環(huán)境工具編輯到軟件底層，使其具有獨立的調(diào)用權限，保證任務運行的穩(wěn)定，具體操作如下：

在Matlab環(huán)境工具中創(chuàng)建變量工具窗口，在窗口中選擇小波變量設計工具，在恐懼中輸入無人機遙測飛行數(shù)據(jù)，創(chuàng)建無人機飛行數(shù)據(jù)場景，在場景中會得到一組有飛行數(shù)據(jù)生成的解析波，其中包含著無人機飛行狀態(tài)、故障位置、故障類型以及噪聲。在小波工具窗口輸入Audio track命令，打開解析波編輯界面，在編輯界面中會對解析波進行噪聲的小波過濾，噪聲維度調(diào)節(jié)設定等變量處理，設計系統(tǒng)中的噪聲提取處理的變量設計如下：

(1)根據(jù)無人機遙測數(shù)據(jù)生成無人機飛行狀態(tài)解析波，狀態(tài)數(shù)據(jù)中設定無人機的飛行高度為X，對應X時域的故障數(shù)據(jù)設定為噪聲提取目標；

(2)由完成一次飛行狀態(tài)解析波的小波濾波，在濾波后的解析波正交基上，會發(fā)現(xiàn)波形十分平滑，根據(jù)飛行正常態(tài)波與故障波之間的正則性，對解析波進行一次重組；

(3)將重組后解析波上db小波[8]的階數(shù)I設為1，解析次數(shù)設定為5，執(zhí)行得到解析結果，如圖3所示；

圖3 無人機遙測故障解析波降維解析結果

(4)對解析結果進行信號降維，打開噪聲工具窗口，輸入噪聲波范圍，設計中將噪聲提取范圍設定為4，執(zhí)行得到提取噪聲后的無人機遙測故障解析波，如圖4所示。

圖4 提取噪聲后的無人機遙測故障解析波

3.2 多因素遙測數(shù)據(jù)分析下故障診斷擬合計算

對提取噪聲后的解析波進行故障信號診斷判定計算。針對遙測故障解析波當前時域狀態(tài)包含多因素特征，采用曲線擬合判斷方式，對解析波故障數(shù)據(jù)點進行擬合診斷，通過曲線擬合判定計算，使判定結果無限逼近精準值，通過最小二乘法計算，優(yōu)化診斷判定結果，得到判定結果的最小值。具體計算步驟如下：

設定擬態(tài)因素要件：C1,C2,…,Cz與u1,u2,…,uz對其進行函數(shù)求解計算。

(1)

(1)當γ(C)為單一要素診斷函數(shù)時，解析函數(shù)的曲線形態(tài)與擬合診斷判定曲線形態(tài)一致[9]。

(2)當γ(C)為多要素診斷函數(shù)時，其最小二程計算值必須處于擬合診斷判定曲線之上。

(3)對故障擬合函數(shù)判定：{γ0(C),γ0(C),…,γ0(C)}由遙測故障數(shù)據(jù)中故障波密集分布形態(tài)確定[10]。

對抽取的故障擬態(tài)要件(cn,un)(n=1,2,…,i)進行多因素z(zi)的擬態(tài)診斷判定函數(shù)表達，即:

hz(C)=s0+s1c+s2c2+…+szcz

(2)

將多因素故障擬合要件與(cn,un)(n=1,2,…,i)進行擬合函數(shù)關聯(lián)判定，得到擬合后的函數(shù)診斷式為：

(3)

(4)

進一步換量計算，得到故障擬合診斷判斷式：

(5)

綜上可知，無人機故障診斷系統(tǒng)軟件流程圖如圖5所示。

圖5 提取噪聲后的無人機遙測故障解析波

如圖5所示，軟件部分首先設定時域故障數(shù)據(jù)為噪聲提取目標，通過小波濾波對解析波進行一次重組，設定噪聲波范圍為4，執(zhí)行得到提取噪聲后的無人機遙測故障解析波；再通過曲線擬合的判斷方式得到故障擬合診斷判斷式，將其傳輸至硬件模塊，實現(xiàn)基于遙測數(shù)據(jù)分析的無人機故障診斷系統(tǒng)設計。

4 系統(tǒng)調(diào)試

為了驗證基于遙測數(shù)據(jù)分析的無人機故障診斷系統(tǒng)設計合理性，對設計系統(tǒng)進行軟件故障、硬件故障、控制故障3個維度的系統(tǒng)調(diào)試。

4.1 調(diào)試數(shù)據(jù)采集

調(diào)試數(shù)據(jù)來源于HT-1遙感衛(wèi)星；無人機采用搭載遙測故障采集傳感器的測試機；診斷系統(tǒng)分別為設計系統(tǒng)與傳統(tǒng)診斷系統(tǒng)；測試環(huán)境數(shù)據(jù)如表1所示。

表1 采集數(shù)據(jù)標準

4.2 軟件故障信號診斷

將調(diào)試無人機所反饋帶有軟件故障的遙測數(shù)據(jù)信號波，導入設計系統(tǒng)，如圖6所示，生成故障診斷曲線如圖7所示，并根據(jù)曲線分布結果，進行調(diào)試總結。

圖6 帶有軟件故障的無人機遙測數(shù)據(jù)信號波

圖7 故障診斷曲線

由圖7中診斷曲線分布區(qū)域可知，設計診斷系統(tǒng)準確的對調(diào)試故障數(shù)據(jù)作出了軟件故障的診斷判定，證明設計系統(tǒng)對無人機軟件故障的診斷效果滿足技術標準。

4.3 硬件故障信號診斷

將調(diào)試無人機所反饋帶有硬件故障的遙測數(shù)據(jù)信號波導入設計系統(tǒng)，如圖8所示，生成故障診斷曲線如圖9所示，并根據(jù)曲線分布結果，進行調(diào)試總結。

圖8 帶有硬件故障的無人機遙測數(shù)據(jù)信號波

圖9 故障診斷曲線

由圖9中診斷曲線分布區(qū)域可知，設計診斷系統(tǒng)準確地對調(diào)試故障數(shù)據(jù)做出了硬件故障的診斷判定，證明設計系統(tǒng)對無人機軟件故障的診斷效果滿足技術標準。

4.4 控制故障信號診斷

將調(diào)試無人機所反饋帶有控制故障(信號故障)的遙測數(shù)據(jù)信號波導入設計系統(tǒng)，如圖10所示，生成故障診斷曲線，如圖11所示，并根據(jù)曲線分布結果，進行調(diào)試總結。

圖10 帶有控制故障的無人機遙測數(shù)據(jù)信號波

圖11 故障診斷曲線

由圖11中診斷曲線分布區(qū)域可知，設計診斷系統(tǒng)能夠根據(jù)控制參量與誤差參量，通過最小二乘法生成兩條診斷法線，并對法線之外的高頻與低頻區(qū)域的故障波進行診斷判定，可以證明設計系統(tǒng)對無人機控制故障的診斷效果滿足技術標準。

4.5 故障數(shù)據(jù)統(tǒng)計分析

將上述3個調(diào)試維度的調(diào)試數(shù)據(jù)進行整合統(tǒng)計分析，3個維度故障診斷數(shù)據(jù)的整合采用大數(shù)據(jù)融合技術，根據(jù)診斷精度與調(diào)試次數(shù)比同調(diào)試總次數(shù)間的最佳診斷比進行融合統(tǒng)計，統(tǒng)計表詳見表2所示。

表2 設計系統(tǒng)無人機故障診斷綜合性能

在表2數(shù)據(jù)的統(tǒng)計過程中，軟件故障調(diào)試數(shù)據(jù)與硬件故障調(diào)試數(shù)據(jù)的解析波采用橫波形態(tài)，主要在于兩種調(diào)試數(shù)據(jù)設定中不含有相對數(shù)據(jù)存在，因此在波形表現(xiàn)上橫波可以滿足調(diào)試數(shù)據(jù)收集分析的需要；而控制故障調(diào)試數(shù)據(jù)包含了硬件區(qū)域與軟件區(qū)域的控制信息，在橫波上會同時涉及兩種故障波區(qū)域，無法有效收集所需信息，而在縱波上受到時頻空間不同的影響，在縱波上只會呈現(xiàn)控制信號的噪聲波，即故障波，因此控制故障調(diào)試數(shù)據(jù)采用縱波解析波完成。

根據(jù)表2中的數(shù)據(jù)可知，提出設計的基于遙測數(shù)據(jù)分析的無人機故障診斷系統(tǒng)，不論在軟件維度還是在硬件維度，都能對故障做出精準的診斷，表現(xiàn)效果令人滿意。同時，系統(tǒng)對涉及軟硬件雙重維度的第三維度——控制維度故障診斷結果，也達到了預期效果。通過對3個維度調(diào)試過程的100次重復數(shù)據(jù)綜合統(tǒng)計表明，基于遙測數(shù)據(jù)分析的無人機故障診斷系統(tǒng)，能夠穩(wěn)定、高效、準確地對無人機故障做出診斷，解決傳統(tǒng)診斷系統(tǒng)硬件維度上故障診斷失敗的問題。

5 結束語

遠程控制技術、網(wǎng)絡技術與無人機控制技術的發(fā)展，使無人機快速應用于諸多領域。針對無人機故障診斷系統(tǒng)在當下應用場景中存在的問題。設計在硬件與軟件層面進行了全新的設計。設計基于遙測數(shù)據(jù)分析技術，通過對無人機硬件故障、軟件故障與控制故障3個維度的數(shù)據(jù)分析，總結不同維度下故障的特性與共性，通過調(diào)試實例數(shù)據(jù)表明，提出設計系統(tǒng)能夠在不同故障維度場景中，高效、穩(wěn)定、準確的作出診斷。設計系統(tǒng)具有較高推廣性與應用性。