基于复合观测器的垂直起降飞行器复杂故障诊断辨识方法与流程

本发明属于飞行器控制技术领域，涉及一种针对垂直起降飞行器动力系统及伺服系统复合故障的诊断与辨识方法。

背景技术：

垂直起降飞行器是一类弹道变化快的高精度复杂飞行器，对动力系统、伺服系统提出了高精度、高稳定性需求。然而垂直起降飞行器飞行环境复杂，动力系统、伺服系统任务量中出现故障的几率较高，严重影响垂直起降飞行器控制性能、飞行稳定性能及飞行能力等。垂直起降飞行器的伺服机构动力往往由动力系统提供，因此伺服机构故障往往伴随着动力系统故障同步发生，也就是说当垂直起降飞行器因涡轮泵故障、推力室故障或管路、阀门出现故障引发动力系统故障后，往往会引起发动力推力下降，其对应伺服机构卡死或松浮故障同步发生。根据控制机理可知，动力系统与伺服系统之间的故障模式存在严重耦合，同步实现上述复杂故障模式下的精确故障诊断与辨识存在一定困难，无法实现复杂故障模式下的精确诊断与辨识会严重影响垂直起降飞行器的飞行可靠性，大大影响了我国垂直起降飞行器的发展。

技术实现要素：

针对上述问题，本发明提供了一种基于复合观测器的垂直起降飞行器复杂故障诊断辨识方法。该方法仅利用垂直起降飞行器的姿态角速度信息即可快速、精确地实现故障辨识，为控制重构及任务重构设计奠定了基础。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的：

一种基于复合观测器的垂直起降飞行器复杂故障诊断辨识方法，包括如下步骤：

步骤一、建立系统故障状态方程：

式中：

x为状态向量：

x＝[ωxωyωz]^t；

ωx,ωy,ωz为垂直起降飞行器的实际姿态角速度；

y表示系统的输出量：

y＝[ωxωyωz]^t；

可直接由惯导系统输出；

c为系统的输出矩阵，包含系统的量测误差；

a为系统的状态转移矩阵：

q为动压，v为飞行器飞行速度，sm为参考面积，l为参考长度，为飞行器三轴转动惯量，为飞行器三通道阻尼系数；

d(t)为系统的扰动向量：

mr为单台发动机质量，jr为绕发动机铰链轴的转动惯量，lr为发动机质心到铰链轴的距离，δψ,δγ三通道发动机等效摆角，xr为发动机铰链位置，xt为发动机质心位置，mbx,mby,mbz为结构干扰力矩，mky,mkz为发动机干扰力矩；

bi表示将控制输入矩阵bδ第i列置零后的矩阵；

u＝[δ1δ2δ3δ4]^t，表示四个发动机的摆角；

bi表示控制输入矩阵bδ的第i列；

pkui＝kiδki；

δki表示伺服机构i故障角度；

ki表示动力系统第i个单发发动机的推力损失系数；

表示因i号发动机出现推力损失后造成推力布局不对称引发的干扰力矩，

r为发动机推力到轴线距离；

ti为第i个单发发动机的推力；

步骤二、建立检测观测器快速实现故障判定，即判定系统是否出现故障；具体步骤如下：

设计一个检测观测器，使用其产生的残差信号来确定系统是否发生故障，其观测形式如下所示：

式中：z(t)为luenberger检测观测器的状态向量，r(t)为故障检测残差向量，uδ(t)表示伺服机构指令摆角；

引入误差向量e(t)：

e(t)＝z(t)-gx(t)；

观测器矩阵f、g、l、m和h满足如下条件：

lc+fg-ga＝0；

mg+hc＝0；

re(λ(f))＜0；

mged＝0；

式中：λ(f)记为矩阵f的特征值，re(·)表示变量的实数部分；

当系统无故障时，系统的理论输入与实际输入相等，此时

残差向量满足：

当系统发生故障后，系统的理论输入与实际输入不相等，此时误差方程和残差方程表示为：

系统不能收敛，即

系统发散；

根据检测观测器输出的残差信号初步完成故障诊断，当残差信号大于设定阈值时判定系统已发生故障；

步骤三、建立一组单通道诊断观测器和多通道耦合分离观测器，利用单通道诊断观测器初步提取故障信息并利用多通道耦合分离观测器实现故障定位及精确诊断；具体步骤如下：

(1)利用滚转通道建立4个单通道诊断观测器，对应四个不同发动机，单通道诊断观测器形式如下所示：

bxm表示将控制输入矩阵bx的第m列置零的控制矩阵；bm表示控制数据矩阵的第m列；f、g、l、m和h均为待设计参数；

当系统出现故障后，通过上述单通道诊断观测器实现对参数pkui的估计；

(2)建立以下形式4组多通道耦合分离观测器，分别对应四个发动机发生的复杂故障模式，用于输出相对应的残差信号：

bm表示将控制输入矩阵b的第m列置零的控制矩阵；bm表示控制数据矩阵的第m列；pkum＝kmδkm，可由单通道诊断观测器进行准确估计；表示的估计值，且的大小由决定，f、g、l、m和h均为待设计矩阵；

当系统出现步骤一形式故障时，4个分离滤波器中只有第m(m＝i)个观测器与实际故障有相同的控制输入结构，当收敛至pkui且收敛至ki时，其残差信号||rm(t)||将趋近于零，故障信息ki利用自适应律通过在线调整估计出来，其它观测器输出残差发散，即

步骤四、基于步骤二和步骤三的观测结果，快速诊断出故障模式和故障信息；具体步骤如下：

伺服机构故障模式判断：

设控制系统输出的期望摆角为δki，摆角估计值为则摆角偏差可表示为设定给定阈值δδ0；

(1)无故障

当摆角差δδ小于给定阈值δδ0时判定伺服机构无故障；

(2)失效

当摆角差δδ大于松浮阈值δδ0且故障伺服机构摆角随时间变化而变化，则判断此时故障模式为发动机伺服机构失效故障；

(3)卡死

当摆角差δδ大于松浮阈值δδ0且故障发动机摆角不随时间变化而变化，则判断此时故障模式为发动机伺服机构失效故障；

动力系统是否发生故障判定：

(1)无故障

当推力损失系数估计值接近1时，判定动力系统无故障；

(2)部分失效故障

当推力损失系数估计值小于1时，判定动力系统出现故障，且推力损失系数为

相比于现有技术，本发明具有如下优点：

本发明仅利用了垂直起降飞行器的角速度信息观测量即可实现复杂故障模式下的故障诊断与辨识，使用信息少，不需要额外设计传感器，可降低成本；通过多个观测器对故障进行诊断及分离，诊断结果精确；在考虑推力损失与伺服机构耦合条件下实现了故障诊断，具有创新性。

附图说明

图1为发动机摆角关系。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案作进一步的说明，但并不局限于此，凡是对本发明技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的精神和范围，均应涵盖在本发明的保护范围中。

本发明针对垂直起降飞行器复杂故障快速诊断的设计需求，提供了一种基于复合观测器的垂直起降飞行器复杂故障诊断辨识方法。该方法首先建立检测观测器快速实现故障判定，即判定系统是否出现故障；然后建立一组单通道诊断观测器和多通道耦合分离观测器，利用单通道诊断观测器初步提取故障信息并利用多通道耦合分离观测器实现故障定位及精确诊断，最后基于观测结果快速诊断出故障模式和故障信息。具体实施步骤如下：

1、系统状态方程建立

垂直起降飞行器绕质心转动动力学方程可表示为：

垂直起降飞行器动力系统布局多为图1所示形式。

上述绕质心动力学模型可简写为：

式中，

x为状态向量：

x＝[ωxωyωz]^t；

y表示系统的输出量：

y＝[ωxωyωz]^t；

c为系统的输出矩阵，包含系统的量测误差；

a为系统的状态转移矩阵：

d(t)为系统的扰动向量：

bu(t)为系统的控制输入，以伺服机构摆角作为控制输入向量，则bu(t)可表示为bδuδ(t)，uδ＝[δ1δ2δ3δ4]^t，此时控制矩阵b有如下形式：

bδ＝[m1m2m3m4]；

当系统出现复杂故障，即服机构出现故障与动力系统出现推力损失同时发生在同种发动机上，设第i台伺服机构出现故障，且故障角度为δki，推力损失系数为ki，则系统状态方程可表示为：

式中：

bi表示将控制输入矩阵bδ第i列置零后的矩阵；

bi表示控制输入矩阵bδ的第i列；

δki表示伺服机构i故障角度；

ki表示动力系统推力损失系数；

表示因i号发动机出现推力损失后造成推力布局不对称引发的干扰力矩，

当1号发动机出现推力损失时，k2＝k3＝k4＝1，则的形式可表示为：

当2号发动机出现推力损失时，k1＝k3＝k4＝1，则的形式可表示为：

当3号发动机出现推力损失时，k1＝k2＝k4＝1，则的形式可表示为：

当4号发动机出现推力损失时，k1＝k2＝k3＝1，则的形式可表示为：

设1号发动机同时出现推力损失故障及伺服机构卡死故障，则因故障引发的干扰力矩mz1可表示为：

由mz1的形式可知，干扰力矩在x轴的分量由伺服机构故障角度引发，干扰力矩在y轴、z轴分量由伺服机构卡死故障及推力损失故障共同引发，同时由伺服机构卡死故障引发干扰力矩形式可知，其受伺服机构故障角度及推力损失系数共同影响，可视推力损失系数参数k1与伺服机构故障角度δk1的乘积为一个参数pku1进行收敛估计，降低了伺服机构卡死角度及推力损失系数的乘积耦合对参数收敛速度及精度的影响，此时待估计参数变为pkui和ki，系统的状态方程也可表示为：

降低了推力损失及伺服机构同时出现在同种发动机上的参数耦合影响，仅需优化参数pku和k1即可，同时利用公式

pkui＝kiδki(6)

可计算得到伺服机构故障角度。

由上式可知，干扰力矩在x轴的分量仅与pkui有关，而干扰力矩在y轴、z轴分量由pkui及k1共同作用产生，因此可取状态量x(t)为液体火箭的滚转角速度，此时滚转通道内状态方程可表示为：

式中：系统状态量x(t)为滚转角速度ωx；d(t)表示扰动影响；bx＝[-t1r-t2r-t3r-t4r]。

在复杂故障模式下滚转通道内系统状态方程可表示为：

式中：bxi表示将矩阵bx的第i列置零后的矩阵，bxi表示矩阵bxi的第i个元素。

2、检测观测器设计

设计一个检测观测器，使用其产生的残差信号来确定系统是否发生故障，其观测形式如下所示：

式中：z(t)为luenberger检测观测器的状态向量，r(t)为故障检测残差向量，uδ(t)表示伺服机构指令摆角，矩阵f、g、l、m和h均为待设计矩阵。设计矩阵g用于消除扰动向量对观测器辨识精度影响，具体形式在式(14)中给出。

观测器利用z(t)对状态量gx(t)进行跟踪，当系统出现故障后，运载火箭系统实际输入与观测器输入出现偏差，观测器无法对状态量gx(t)进行跟踪，输出残差量r(t)不能收敛，即此时诊断出系统发生故障。

引入误差向量e(t)：

e(t)＝z(t)-gx(t)(10)。

设计观测器矩阵f、g、l、m和h满足如下条件：

lc+fg-ga＝0(11)；

mg+hc＝0(12)；

re(λ(f))＜0(13)；

mged＝0(14)。

式中：λ(f)记为矩阵f的特征值，re(·)表示变量的实数部分。

当系统发生故障后，此时误差方程和残差方程可表示为：

式中：bδ0表示故障后的控制输入矩阵；uδ0表示故障后的控制输入量。

应用式(11)至式(14)，误差方程和残差方程可表示为：

当系统无故障时，系统的理论输入与实际输入相等，此时

残差向量满足：

当系统发生故障后，系统的理论输入与实际输入不相等，系统不能收敛，即

系统发散。

根据检测观测器输出的残差信号可初步完成故障诊断，当残差信号大于设定阈值时判定系统已发生故障。判定系统故障后，激活预先设定好的单通道诊断观测器和多通道耦合分离观测器设计实现对复杂故障的诊断与辨识。

3、单通道诊断观测器设计

滚转通道内系统状态方程可表示为：

式中：bx＝[-t1r-t2r-t3r-t4r]，bxi表示将矩阵bx的第i列置零的矩阵，bxi表示矩阵bxi的第i个元素。

为获取系数pkui的估计值，利用滚转通道建立4个单通道诊断观测器，对应四个不同发动机，单通道诊断观测器形式如下所示：

观测器建立的状态输入矩阵为bxm，表示将控制输入矩阵bx的第m列置零的控制矩阵；bm表示控制数据矩阵的第m列；f、g、l、m和h均为待设计参数(公式(11)-公式(14))。

单通道诊断观测器中设计有自适应律

对进行自适应调整，ηm＝mbm，ρm为自适应参数，决定了的收敛速度。当的估计值与实际不同时，系统输出残差rm(t)≠0，此时自适应律(公式(22))利用系统输出残差对进行自适应调整；直至收敛至pkui，此时系统输出残差rm(t)也将收敛至零。

由系统输入矩阵bx＝[-t1r-t2r-t3r-t4r]的形式可知，矩阵的第1列、第2列、第3列和第4列有完全相同的形式，即滚转通道内的四个观测器具有相同形式，当系统出现故障后，四个观测器均可通过观测器(公式(21))实现对参数pkui的估计。

4、多通道耦合分离观测器设计

为实现对推力损失系数的准确估计，同时实现故障定位，建立以下形式4组多通道耦合分离观测器，分别对应四个发动机发生的复杂故障模式，用于输出相对应的残差信号：

相比较于故障检测滤波器(公式(9))，分离观测器建立的状态输入矩阵为bm，表示将控制输入矩阵b的第m列置零的控制矩阵；bm表示控制数据矩阵的第m列；pkum＝kmδkm，可由观测器(公式(21))进行准确估计；表示的估计值，且的大小由决定。f、g、l、m和h均为待设计矩阵(公式(11)-公式(14))。

分离观测器中设计有自适应律

对动力系统推力损失系数进行自适应调整，其中ηn＝m(m^tm)^-1pg，p是满足

的对称正定矩阵。ρn为自适应参数，决定了动力系统推力损失系数估计值的收敛速度。当不收敛于pkui或不收敛于ki时，系统输出残差rm(t)≠0，此时自适应律(公式(24))利用系统输出残差对进行自适应调整；直至收敛于ki，此时系统输出残差rm(t)也将收敛至零。

系统误差方程和残差方程可表示为如下形式：

与实际故障模型相匹配的观测器中bi、bi与bm、bm相同，与有相同结构，定义则误差方程和残差方程可表示为：

当系统出现公式(5)形式故障时，4个分离滤波器中只有第m(m＝i)个观测器与实际故障有相同的控制输入结构，即bi、bi与bm、bm相同，与有相同结构，当收敛至pkui且收敛至ki时，其残差信号||rm(t)||将趋近于零，故障信息ki也可利用自适应律(公式(24))通过在线调整估计出来。而其它观测器输出残差发散，即综合以上方案可利用系统残差信号实现故障分离，并利用自适应律在线调整和实现对故障的估计。

5、故障模式判定

通过上述方法可得到伺服机构的实际摆角的估计值，为实现故障模式判定，需比照控制系统输出摆角与故障伺服机构摆角估计值，最终通过阈值逻辑判断确定故障模式。设控制系统输出的期望摆角为δc，摆角估计值为δf，则摆角偏差可表示为δδ＝δc-δf。

(1)无故障

当摆角差小于给定阈值时判定伺服机构无故障。

(2)失效

当摆角差δδ大于松浮阈值且故障伺服机构摆角随时间变化而变化，则判断此时故障模式为发动机伺服机构失效故障。

(3)卡死

当摆角差δδ大于松浮阈值且故障发动机摆角不随时间变化而变化，则判断此时故障模式为发动机伺服机构失效故障。

通过以上逻辑可判定系统伺服机构故障模式。

可通过推力损失系数估计值判定动力系统是否发生故障：

(1)无故障

当推力损失系数估计值接近1时，判定动力系统无故障。

(2)部分失效故障

当推力损失系数估计值小于1时，判定动力系统出现故障，且推力损失系数为