一种嵌入式大气数据传感系统主动容错设计方法

文档序号:9810798阅读:447来源:国知局
一种嵌入式大气数据传感系统主动容错设计方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及嵌入式大气数据传感算法设计,特别是涉及嵌入式大气数据传感系统 主动容错设计方法,属于嵌入式大气数据传感技术领域。
【背景技术】
[0002] 嵌入式大气数据传感(Flush Air Data Sensing,FADS)系统,依靠压力传感器阵 列测量飞行器表面的压力分布,通过特定算法间接获得静压、马赫数、攻角、侧滑角等飞行 大气数据。FADS系统是超声速飞行器获取飞行大气数据作为飞行控制输入的主要途径,特 别是对于吸气式的超声速飞行器尤为重要。但是压力测量点测压孔很小(通常1mm~2mm), 因此容易出现故障,如堵塞、传感器失效等。FADS系统求解算法容错设计的主要目的是提高 大气数据测量的可靠性,保证飞行控制的安全。算法容错设计是指算法对FADS系统故障的 容忍设计,也就是指处于工作状态的FADS系统中一个或多个测压点发生故障或差错时,算 法能自动检测与诊断,并能采取相应的措施保证FADS系统维持其规定测量精度或维持其误 差在可接受的范围内的技术。根据容错设计的不同,可分为被动容错设计和主动容错设计。 被动容错设计的出发点是减小算法对单个测压点运行情况的依靠性,即使在出现故障又无 校正作用的情况下,系统仍能工作。主动容错设计首先要能自动地适时检测并诊断出测压 点的故障,然后采取对故障的控制或处理的策略,因此主动容错设计通常情况下包括对系 统的故障诊断和FADS解算模型的重构设计。目前FADS算法设计主要采用主动容错设计策 略。首先对FADS系统中的测压点能够快速、准确地诊断,以及进行故障点隔离,然后采用相 应的重构模型保证系统持续、稳定、安全运行。而对故障点进行快速,准确的判断是FADS算 法容错设计所要解决的关键问题。
[0003] 目前的主动容错FADS算法主要采用多组解算结果的冗余对比判断,对目标诊断效 率低,易出现误判、诊断的故障点数少,并且只有压力点的压强与正常值偏差较大才能诊断 出故障。

【发明内容】

[0004] 本发明的技术解决问题是:克服现有容错方案依靠冗余对比判断技术的不足,提 供一种诊断准确、效率高、容错能力强、可靠性高的嵌入式大气数据传感系统主动容错设计 方法。
[0005] 本发明的技术解决方案是:采用分层诊断策略,先在飞行器上安装测压点阵列测 量各测压点的压强,然后应用相似关系准则判断子午线上的是否存在故障,再使用压力场 故障诊断模型诊断子午线上具体故障点,根据故障情况决定调用基准模型或重构模型进行 大气参数解算。具体包括下列步骤:
[0006] 在飞行器头部外壳上安装点数为N的测压点阵列,N为奇数,且N= 1+4 XM,M为2 2 的整数,测压点阵列按如下方式安装:以飞行器头部外壳顶点为三维坐标原点,飞行器为轴 对称体,轴对称面为XY坐标平面,沿飞行器头部向底部方向为X轴正方向,Y轴垂直于X轴,飞 行器上方为Y轴正方向,Z轴垂直XY坐标平面,满足右手螺旋定律,测压点在X轴正方向上分 三个截面安装,第一截面为过原点与X轴方向垂直的平面,安装1个测压点,第二截面和第三 截面均与第一截面平行,第二截面与原点保持一段距离使其等效圆直径不低于50mm,即d 2 50mm,d为第二截面上飞行器外壳的等效圆直径,在第二截面的飞行器外壳上安装2XM个测 压点,第三截面位于距离第二截面2 1 Xd的飞行器横截面,该截面上也安装2XM个测压点, 且第三截面任一测压点与第二截面相应位置的测压点以及飞行器头部外壳顶点三点在一 条直线上,形成子午线,共有2 X Μ条子午线;
[0007] 第二截面和第三截面的2ΧΜ个测压点的安装根据飞行器的具体形状的不同可以 采取如下两种方式安装:
[0008] 当飞行器为圆锥形等上下左右对称体时第二截面和第三截面的2 ΧΜ个测压点均 沿Ζ轴对称安装:Ζ轴正负方向各安装1个点,正负Υ轴的方向外壳各安装M-ι个点,M-ι个点均 勾布局。
[0009] 当飞行器的上下不对称时,可以根据实际情况第二截面和第三截面的2ΧΜ个测压 点沿Ζ轴非对称安装:正Υ方向安装1个点,Ζ轴正负方向各安装1个点,余下的2 ΧΜ-3个点均 匀布局负Υ方向上的两个象限外壳上。
[0010] ⑵采集飞行器头部压力阵列中各个测压点的压强Pl,i = l~Ν;
[0011] (3)判断压力阵列中的各个测压点压强是否在压力传感器量程范围内,若不在压 力传感器量程范围内,则判定该点为故障点,将该点剔除;若存在2 4 XM-5个测压点数压强 不在压力传感器量程范围内,则本次容错处理结束,否则,转入下一步骤;
[0012] (4)根据相似关系准则模型判断是否存在有故障点的子午线,若不存在有故障的 子午线,则调用基准解算模型解算飞行大气数据,若存在半数以上有故障的子午线,则容错 处理结束,否则,转入下一步骤。
[0013]所述相似关系准则模型选取任意两条子午线上的测压点的压强值: 和Pi分别为一条子午线上位于第二截面和第三截面的两个点压强,Pk和别为另一条子 午线上位于第二截面和第三截面的两个点压强,计算其中 f = ,C为排列组合,判断Fi值与1的误差绝对值是否在预设门限内,若在预设门限 内,则认为这个涉及的两条子午线没有故障,若不在门限内,则认为这个Fi所涉及的两 条子午线有故障,计算出所有的?4直,得到所有可能有故障的子午线,然后根据范围内的Fi 排除其中没有故障的子午线,最后诊断具体哪几条子午线出现故障。
[0014] (5)采用压力场故障诊断模型找出故障子午线中存在的故障点,然后调用重构解 算模型求解获得飞行大气数据。
[0015] 所述压力场故障诊断模型的处理方法为:首先排除所有故障子午线中测压点,建 立其他点压强与可能的故障点压强Ρ:的函数关系,求出其中可能出现故障点的测压点预测 值Pxi,该点与被诊断点实测值Pi比较应当满足如下条件:
[0016] (Pi-Pxi)/Pxi<bi
[0017] 式中:
[0018] i为故障子午线中的测压点编号;
[0019] Pl为被测压点压强的实测值;
[0020] PX1为测压点压强的预测值;
[0021] bi表示要求判别出来的偏差门限;
[0022] 如果ΡχΑΡ,相比不满足上述条件,则可以判断?1出现故障,否则,?1无故障。
[0023] 基准模型是应用1+4 XM个测压点建立的FADS解算模型。
[0024]重构模型则是将诊断出故障点将其剔除,应用剩余的测压点建立的FADS解算模 型。
[0025] 本发明与现有技术相比有益效果为:
[0026] (1)本发明比现有的冗余对比判断技术诊断准确、效率高。
[0027] (2)本发明可诊断故障点数多,最多可达4XM-5个,采用现有的冗余对比判断技术 算法复杂,由于受到时间限制,一般只能诊断2~3个故障点。
[0028] (3)本发明可容错点数多,最多可达4XM-6个故障点的容错能力,可靠性高。
【附图说明】
[0029] 图1为本发明实施例1中9点FADS测压点阵列图(M = 2,对称安装);
[0030] 图2为本发明实施例2中13点FADS测压点阵列图(M = 3,非对称安装);
[0031 ]图3为本发明嵌入式大气数据传感系统主动容错设计方法流程图;
[0032]图4为本发明实施例1中?2测压点测量偏差对内的影响仿真图;
[0033]图5为本发明实施例1中?2测压点测量偏差对F3的影响仿真图;
[0034] 图6为本发明实施例1中?2测压点测量偏差对^的影响仿真图;
[0035] 图7为本发明实施例1中不同偏差P1测压点的检测结果;
[0036] 图8为本发明实施例1中不同偏差p2测压点的检测结果。
【具体实施方式】
[0037] 下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述:
[0038] 实施例1
[0039] 本实施例以9个测压点布局为例(即M=2)详细说明本发明具体实施过程:(1)在飞 行器头部安装9个测压点,9个测压点布局如图1所示,以飞行器头部外壳顶点为三维坐标原 点,飞行器为轴对称体,对称轴为Y轴,以其轴对称面为XY坐标平面,垂直于Y轴沿飞行器中 线方向为X轴正方向,Z轴垂直XY坐标平面,与满足右手螺旋定律。飞行器头部外壳顶点布置 1个测压,在距离飞行器顶点300mm的横截面(该横截面的等效圆直径d为100mm)的飞行 器外壳上均匀布置4个测压点(? 2、?3、?4,),这4个测压点分别位于0°、90°、180°、270°方向 上,如图1所示。这种安装方式属于完全对称均匀分布,特别适合于飞行器为圆锥形等上下 左右对称体的情形,在距离飞行器顶点500mm的横截面的飞行器外壳上均匀布置4个测压点 (P6、P7、P8、P9),P1、P3和P7在一条直线上,形成一条子午线(137子午线),pi、P2、P6形成另一条 子午线(126子午线),P1、P4和P8形成一条子午线(148子午线),P1、P5和P9形成一条子午线 (159子午线),共有4条子午线。
[0040] (2)如图3所示,实时采集各个测压点的压强P1~P9,依次判断压力阵列中的9个测 压点压强是否在压力传感器量程范围内,若不在压力传感器量程范围内,则判定该点为故 障点,将该点剔除,继续判断其余的点是否超过量程范围,所有点判断完成后对超过量程范 围的测压点进行统计,若存在3个测压点数压强不在量程范围内则退出容错处理过程,此 时,需要检测所有测压点传感器是否正常工作或者连接是否正常,及时更换测压点的压力 传感器保证整个测试系统正常工作,否则,转入下一步骤;
[0041] (3)根据飞行器头部是轴对称外形的特征建立测压点压力值相似关系作为判据, 诊断存在故障的子午线。以9个测压点布局为例(即M = 2),外形见图1所示,由于第二截面与 第三截面与X轴垂直并且平行,各任意两条子午线上的第二截面测压点压强与第三截面的 测压点压力比值之差很小,可近似相等,因此,以9个测压点阵列为例,可定义? 1=斤5外3)/ (P9/P7),F2=(P4/P2)/(P8/P6),F3 = (P2/P5)/(P6/P9),F4=(P4/P8)/(P5/P9),F5 = (P3/ P2)/(P7/P6),F6=(P3/P4)/(P7/P8),判断Fi值与1的误差绝对
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