不确定飞行控制系统中断故障检测与分离资源-CSDN文库

90 浏览量 2021-01-14 15:52:44 上传评论收藏 216KB PDF 举报

资源推荐

资源详情

资源评论

第 28 卷第 8 期

Vol. 28 No. 8

控制与决策

Control and Decision

2013 年 8 月

Aug. 2013

不确定飞行控制系统中断故障检测与分离

文章编号: 1001-0920 (2013) 08-1207-07

王恒

, 居鹤华

, 王玉龙

(1. 北京工业大学电子信息与控制工程学院，北京 100124;

2. 江苏科技大学电子信息学院，江苏镇江 212003)

摘要: 研究不确定飞行控制系统执行器中断故障检测与分离问题, 同时设计了状态反馈控制器和检测器, 在保证

闭环控制系统稳定的前提下, 通过设计的检测器对系统状态进行重组以产生残差进而检测执行器的中断故障. 此外,

通过设计一组分离器, 可以确定出执行器发生故障的位置. 最后, 通过研究一个飞行控制系统模型验证了所提出方法

的有效性.

关键词: 执行器中断故障；故障检测与分离；线性矩阵不等式；飞行控制系统

中图分类号: TP273 文献标志码: A

Actuator outage fault detection and isolation for uncertain ﬂight control

systems

WANG Heng

, JU He-hua

, WANG Yu-long

(1. College of Electronic Information and Control Engineering，Beijing University of Technology，Beijing 100124,

China；2. School of Electronics and Information，Jiangsu University of Science and Technology，Zhenjiang 212003,

China. Correspondent：WANG Heng，E-mail：wangheng19801980@126.com)

Abstract: This paper studies the fault detection and isolation problem for uncertain ﬂight control systems with actuator

outage faults, which has not been well investigated in the literature. A state feedback controller and a detection weighting

matrix are designed simultaneously, through which the closed-loop system is stabilized for both fault-free and actuator outage

cases, and the actuator outage faults can be detected through the residual signal generated by recombining system states with

the detection weighting matrix. Additionally, a set of isolation weighting matrices are designed to identify the locations of

the actuators that are of outage. A VTOL aircraft model is given to illustrate the effectiveness of the proposed methods.

Key words: actuator outage faults；fault detection and isolation；linear matrix inequalities；ﬂight control systems

0 引引引言言言

近年来, 故障检测和容错技术在飞行控制系统中

得到了广泛应用, 如文献 [1] 和 [2] 分别给出了故障检

测、分离及估计方法并应用于飞行控制系统; 文献 [3]

给出了基于故障诊断的容错控制方法并应用于飞行

控制系统. 执行器是飞行控制系统非常重要的元器件,

因为它在飞行控制方面起着关键性的作用, 执行器故

障的及时检测与分离可提高飞行控制系统的安全性,

在故障检测领域已有很多相关研究成果, 如基于观测

器方法

[4-8]

、奇异关系法

[9]

、参数估计法

[10]

、特征结构

配置法

[11]

等.

对于飞行控制系统而言, 飞行动力学系统的物

理参数等往往存在不确定性. 这些不确定性会对残

差产生影响, 从而导致误报警, 致使故障检测效果变

差. 已有的针对不确定系统的故障检测成果有: 文献

[12-13] 将残差输出设计成对范数有界型不确定性不

敏感, 从而提高了故障检测效果; 文献 [14-15] 考虑了

凸多胞不确定性对故障检测与分离效果的影响, 通过

满足线性矩阵不等式条件设计了故障检测分离器.

本文重点考虑中断型故障的检测与分离方法, 通

过满足稳态性能指标, 同时设计状态反馈控制器和检

测器, 这种在系统有无故障时都能镇定系统的控制器

称为可靠控制器

[16-17]

. 另外, 通过重组系统状态可以

得知残差输出检测故障是否发生. 设计一组故障分离

器, 可同时得到一组残差输出, 每个残差对应一个执

行器, 通过比较各个残差输出与相应阈值之间的关系,

收稿日期: 2012-04-23；修回日期: 2012-10-19.

基金项目: 国家自然科学基金项目(61004061, 61210306067, 60975065, 61004025, 61210306066).

作者简介: 王恒(1980−), 男, 讲师, 博士, 从事故障诊断、鲁棒控制的研究；居鹤华(1969−), 男, 教授, 从事机器人控制

与规划等研究.

1208

控制与决策

第 28 卷

可以确定出故障发生的位置, 从而达到故障分离的目

的. 借助于广义 KYP 引理

[18]

, 设计问题可以转化成解

线性矩阵不等式问题. 仿真结果验证了本文提出方法

的有效性.

1 故故故障障障模模模型型型

考虑如下线性离散不确定系统模型:

𝑥(𝑡 + 1) = 𝐴(𝛼)𝑥(𝑡) + 𝐵(𝛼)𝑢(𝑡). (1)

其中: 𝑥(𝑡) ∈ 𝑹

𝑛

是系统状态, 𝑢 (𝑡) ∈ 𝑹

𝑚

是控制输入,

𝐴(𝛼)、𝐵(𝛼) 是系统矩阵. 本文假定系统状态可测, 不

确定参数 𝛼 属于集合 Θ, 即

Θ :=

{

(𝛼

, ⋅ ⋅ ⋅ , 𝛼

𝑠

) :

𝑠

∑

𝑙=1

𝛼

𝑙

= 1 , 𝛼

𝑙

⩾ 0

}

矩阵 𝐴(𝛼) 和 𝐵(𝛼) 线性依赖于 𝛼, 即

𝐴(𝛼) =

𝑠

∑

𝑙=1

𝛼

𝑙

𝐴

𝑙

, 𝐵(𝛼) =

𝑠

∑

𝑙=1

𝛼

𝑙

𝐵

𝑙

其中 𝐴

𝑙

和 𝐵

𝑙

(𝑙 = 1, 2, ⋅ ⋅ ⋅ , 𝑠) 是多胞型矩阵顶点且已

知.

控制输入 𝑢(𝑡) 定义为

𝑢(𝑡) = 𝑟

− 𝐾𝑥(𝑡). (2)

其中: 𝑟

是非零有界参考输入, 𝑟

0𝑘

⩽ 𝑟

0𝑘

⩽ 𝑟

0𝑘

, 𝑟

0𝑘

是

𝑟

的第 𝑘 个元素且满足 1 ⩽ 𝑘 ⩽ 𝑚, 𝑥(𝑡) 是状态向量,

𝑢(𝑡) 是控制输入, 𝐾 是待确定的反馈增益. 从而得到

闭环控制系统如图 1 所示.

u t( )

x t( )

x t( +1)

B( )α

A( )α

1/z

图 1 不确定伺服控制系统结构图

首先考虑中断故障模型. 令 𝑢

𝐹

(𝑡) 表示控制器发

生故障时的控制输入, 执行器故障模型建模如下:

𝑢

𝐹

(𝑡) = 𝐹

𝑖

𝑢(𝑡), 𝑖 = 0, 1, ⋅ ⋅ ⋅ , 𝑞, 𝑞 ⩽ 2

𝑚

− 2, (3)

其中 𝐹

𝑖

(𝑖 = 0, 1, ⋅ ⋅ ⋅ , 𝑞, 𝑞 ⩽ 2

𝑚

− 2) 满足

𝐹

𝑖

∈ Ω := {𝐹

𝑖

= diag[𝐹

𝑖

𝐹

𝑖

⋅ ⋅ ⋅ 𝐹

𝑖

𝑚

𝐹

𝑖

𝑘

= 0 or 1, 𝑘 = 1, 2, ⋅ ⋅ ⋅ , 𝑚}. (4)

很明显, 当 𝐹

𝑖

𝑘

= 0 (1 ⩽ 𝑘 ⩽ 𝑚) 时, 故障模型 (3) 对应

的第 𝑘 个执行器发生了中断故障; 𝐹

𝑖

𝑘

= 1

表示第

𝑘

个

执行器正常. 不失一般性, 假定 𝐹

= 𝐼, 即 𝑖 = 0 表示

所有执行器均无故障的情况, 𝑢

𝐹

(𝑡) = 𝑢(𝑡).

注注注 1 需要指出的是, 在式 (3) 中 𝑞 ⩽ 2

𝑚

− 2, 同

一时刻, 至少有一个执行器是正常的. 在文献 [1-3] 中,

执行器故障都被建模成一个非零函数加到系统输入

通道中, 这些故障模型非常经典, 能够描述一大类故

障. 然而, 这种建模方法不能很好地描述本文考虑的

执行器中断故障.

2 故故故障障障检检检测测测器器器与与与分分分离离离器器器设设设计计计

为了检测并分离故障, 本文设计了 𝑚 + 1 个加权

矩阵, 𝑚 是输出变量的维数, 其中 1 个加权矩阵用来

生成检测残差, 另外 𝑚 个加权矩阵用来产生分离残差

信号.

2.1 故故故障障障检检检测测测方方方案案案

2.1.1 问问问题题题描描描述述述

考虑图 1 所示的线性控制系统模型, 结合式 (1)

∼ (3), 闭环系统状态方程可以表示为

𝑥(𝑡 + 1) =

𝐴

𝐹

𝑖

(𝛼)𝑥(𝑡) + 𝐵(𝛼)𝐹

𝑖

𝑟

. (5)

其中:

𝐴

𝐹

𝑖

(𝛼) = 𝐴(𝛼) − 𝐵(𝛼)𝐹

𝑖

𝐾, 𝑖 = 0, 1, ⋅ ⋅ ⋅ , 𝑞 , 𝑞 ⩽

𝑚

− 2.

对式 (5) 作 𝑧 变换, 可得

𝑥(𝑧) = (𝑧𝐼 −

𝐴

𝐹

𝑖

(𝛼))

−1

𝑧

𝑧 − 1

𝐵(𝛼)𝐹

𝑖

𝑟

应用终值定理, 可得状态稳定值如下:

𝑥(∞) =

lim

𝑧→1

(𝑧 − 1)(𝑧𝐼 −

𝐴

𝐹

𝑖

(𝛼))

−1

𝑧

𝑧 − 1

𝐵(𝛼)𝐹

𝑖

𝑟

(𝐼 −

𝐴

𝐹

𝑖

(𝛼))

−1

𝐵(𝛼)𝐹

𝑖

𝑟

通过设计加权矩阵 𝑉 ∈ 𝑹

𝑛

, 可得残差信号

𝑟(𝑡) = 𝑉 𝑥(𝑡), (6)

残差的稳态输出 𝑟(∞) 为

∣𝑟(∞)∣ = ∣𝑉 𝑥(∞)∣ = ∣𝑉 (𝐼 −

𝐴

𝐹

𝑖

(𝛼))

−1

𝐵(𝛼)𝐹

𝑖

𝑟

∣,

(7)

其中 ∣𝑟(∞)∣ 表示 𝑟(∞) 的绝对值.

令 𝐺

𝑟𝐹

𝑖

j𝜃

) = 𝑉 (𝐼 −

𝐴

𝐹

𝑖

(𝛼))

−1

𝐵(𝛼)𝐹

𝑖

𝑟

, 可见,

𝐺

𝑟𝐹

𝑖

j𝜃

) 表示了式 (5) 的传递函数矩阵, 此时频率为

零, 即

𝐺

𝑟𝐹

𝑖

j𝜃

) = 𝑉 (e

j𝜃

𝐼 −

𝐴

𝐹

𝑖

(𝛼))

−1

𝐵(𝛼)𝐹

𝑖

𝑟

, 𝜃 = 0.

(8)

特别地, 𝑖 = 0 表示执行器没有故障的情况, 即

𝐺

𝑟𝐹

j𝜃

) = 𝑉 (e

𝐼 −

𝐴

𝐹

(𝛼))

−1

𝐵(𝛼)𝑟

, (9)

其中

𝐴

𝐹

(𝛼) = 𝐴(𝛼) − 𝐵(𝛼)𝐾.

为检测执行器中断故障, 需满足

∣𝑟(∞)∣

normal

≪ ∣𝑟

𝑖

(∞)∣

faulty

, 𝑖 = 1, 2, ⋅ ⋅ ⋅ , 𝑞. (10)

其中: ∣𝑟(∞)∣

normal

表示无故障情况下的残差稳态输

出, ∣𝑟

𝑖

(∞)∣

faulty

表示第 𝑖 个故障模态下的残差稳态输

出.

为了满足式 (10), 需要满足下面性能指标:

𝜎

max

(𝐺

𝑟𝐹

j𝜃

)) < 𝛽, 𝜃 = 0; (11)

𝜎

min

(𝐺

𝑟𝐹

𝑖

j𝜃

)) > 𝛽

𝑓

, 𝜃 = 0, 𝑖 = 1, 2, ⋅ ⋅ ⋅ , 𝑞. (12)

其中 𝐺

𝑟𝐹

𝑖

j𝜃

) 和 𝐺

𝑟𝐹

j𝜃

) 在式 (8) 和 (9) 中定义.

剩余6页未读，继续阅读

评论收藏

内容反馈

weixin_38603204

粉丝: 3
资源: 972

不确定飞行控制系统中断故障检测与分离

飞行控制系统的分系统

飞行控制系统吴森堂

老版飞行控制系统电子书

飞行控制系统

基于MATLAB的无人机飞行控制系统设计与仿真.pdf

电传飞行控制系统

飞行控制系统，吴森堂

OpenGL飞行控制系统-VC++源代码

飞行器控制系统设计 飞行器控制系统设计

自动飞行控制系统_10977138

四旋翼微型飞行器控制系统设计

自动飞行控制系统PPT课件.pptx

先进飞行控制系统

Qt 5实现串口调试助手 （源工程文件、0积分下载）

【SystemVerilog】路科验证V2学习笔记（全600页）.pdf

AutoSAR标准协议4.2.2

光伏-储能并网系统仿真.rar

XCP协议的规范文档

GD32替换STM32注意事项.pdf

NPPJSONViewer.zip

蓝牙BLE协议中文版.pdf

CANoe通过CAPL脚本实现自动测试

AD20官方中文教程.pdf

电路分析基础第二版PDF电子书免费下载

完整版 Microsoft.ACE.OLEDB.12.0 驱动下载.rar

最新资源

飞行器控制系统设计飞行器控制系统设计

Qt 5实现串口调试助手（源工程文件、0积分下载）