CN103324202A - 基于舵面故障的容错飞行控制***和方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种基于舵面故障的容错飞行控制***，包括：设置在飞机机体相应位置的传感器；故障检测与隔离模块：将飞行状态参数估计值传递给控制器模块，对舵面的健康状况以及发生故障的种类做出判断，对各个舵面发生该类故障的概率进行计算后传递给监视器模块，对各舵面的偏转角进行检测，得出各舵面的偏转角估测值并传递给监视器模块；监视器模块：确定舵面故障发生的位置，并为控制分配模块提供控制分配的依据；控制器模块：产生虚拟控制命令向量并传递给控制分配模块作为虚拟控制输入；控制分配模块：计算包含各舵面偏转角给定值的舵面偏转角向量。当发生舵面故障时，本发明基于故障检测与诊断的结果对故障进行补偿，从而保证飞机继续安全飞行。

Description

基于舵面故障的容错飞行控制***和方法

技术领域

本发明属于飞机容错控制技术领域，尤其是一种基于舵面故障的容错飞行控制***和方法。

背景技术

容错飞行控制***是指具有冗余能力的飞行控制***，在飞机的某些部件发生故障甚至失效时，容错飞行控制***仍能按照原定性能指标或略有降低的性能指标（在可接受范围内）安全地完成控制任务。容错飞行控制***设计的常用方法包括：多模型切换及整定、多模型自适应控制、模型参考自适应控制、交互式多模型、控制分配、滑模控制、模型预测控制、特征结构配置、模型参考及动态逆、神经网络等。多模型切换与整定方法在实际发生的故障与预定义故障相符时，具有速度快及稳定的优点，但如果遇到未定义的故障或发生多故障及结构故障时，就会存在一定的缺陷。多模型自适应控制方法的优点是在参数变化时能够快速响应，从而比其它不具备多模型结构的方法具备更快的故障隔离速度，但该方法会导致每个滤波器所需的计算量增加，且在遇到与预定义的故障假设不够相符时，会产生不太满意的结果。模型参考自适应控制方法用于需要对损伤故障或结构故障进行容错的情况，其目的在于使得***的输出跟踪参考模型的输出，该方法的不足在于，当故障或失效发生时，会使得***的参数值产生骤变，因此自适应算法在短暂的时间内无法快速识别新的故障***，从而无法保证控制器能够稳定地对***进行控制。

发明内容

本发明的目的是克服现有技术中存在的不足，提供一种基于舵面故障的容错飞行控制***和方法，针对飞机舵面故障，采用控制分配方法设计容错飞行控制***，在保证***具有快速响应能力的同时，有效降低了计算负荷。当发生舵面故障时，基于故障检测与诊断的结果对故障进行补偿，从而保证飞机能够继续安全飞行。本发明所采用的技术方案是：

一种基于舵面故障的容错飞行控制***，包括：

设置在飞机机体相应位置的传感器：将测量到的参数值输出；

故障检测与隔离模块：通过检测设置在飞机机体相应位置传感器的输出，获得飞机的飞行状态参数估计值

所述飞行状态参数估计值

包括飞机的滚转速率、俯仰速率、偏航速率、攻角、侧滑角；将飞行状态参数估计值

传递给控制器模块；同时根据飞行状态参数估计值

对舵面的健康状况以及发生故障的种类做出判断；还对各个舵面发生该类故障的概率进行计算，将各个舵面发生该类故障的概率计算值p₁～p_i传递给监视器模块，同时通过舵面传感器对各舵面的偏转角进行检测，得出各舵面的偏转角估测值

并将各舵面的偏转角估测值传递给监视器模块；i表示共有i个舵面，i>1；

监视器模块：基于故障检测与隔离模块发送的结果，确定舵面故障发生的位置，并为控制分配模块提供控制分配的依据，包括：

a).根据舵面故障的类型，对舵面1～舵面i的上/下限重新进行设置，并将新的舵面偏转限制参数发送给控制分配模块；

b).用于监视由故障检测与隔离模块发送的各舵面发生故障的概率p₁～p_i和偏转角估测值如果在一定的检测时间内，某个舵面发生故障的概率超过了设定的阈值，则监视器模块将认定该舵面发生故障，并决定具体应激活哪些相应的舵面来对该故障进行补偿，计算出进行补偿的控制信号在相应的舵面上叠加该控制信号

如果确认该舵面发生的是锁死故障，则监视器模块将根据偏转角估测值

确定故障舵面的锁死角度，并将偏转角估测值

传递给控制分配模块；

c).根据舵面的故障状态，选择一种与所发生故障相对应的舵面作动模式，同时将该作动模式的编号发送给控制分配模块；

控制器模块：根据给定的状态参考输入Ref以及故障检测与隔离模块发送的飞机飞行状态参数估计值

来计算虚拟控制命令向量C_v，并将虚拟控制命令向量C_v传递给控制分配模块作为虚拟控制输入；并产生飞机发动机推力的控制命令；

控制分配模块：根据监视器模块发送的舵面作动模式、舵面偏转限制，以及控制器模块发送的虚拟控制输入C_v，来计算包含各舵面偏转角给定值的舵面偏转角向量δ_c；

用于控制飞机飞行状态的多个舵面：当未发生故障时，

各舵面按照舵面偏转角向量δ_c中的各舵面偏转角给定值偏转，与发动机推力共同控制飞机正常飞行；当某一舵面发生故障时，与该故障相对应的激活舵面以偏转，其余舵面仍以舵面偏转角向量δ_c中的各舵面偏转角给定值偏转，与发动机推力共同控制飞机继续保持正常飞行。

进一步地，所述设置在飞机机体相应位置的传感器包括：安装在飞机机体惯性导航***中的陀螺仪，用于测量飞机滚转速率、俯仰速率、偏航速率并输出；安装在飞机机头侧面的攻角侧滑角传感器，用于测量飞机攻角和侧滑角并输出。

一种基于舵面故障的容错飞行控制方法，包括：

S1.设置在飞机机体相应位置的传感器将测量到的参数值传递给故障检测与隔离模块；

S2.故障检测与隔离模块通过检测设置在飞机机体相应位置传感器的输出，获得飞机的飞行状态参数估计值

对舵面的健康状况以及发生故障的种类做出判断；对各个舵面发生该类故障的概率进行计算，将各个舵面发生该类故障的概率计算值p₁～p_i传递给监视器模块，同时通过舵面传感器对各舵面的偏转角进行检测，得出各舵面的偏转角估测值

并将各舵面的偏转角估测值

传递给监视器模块；将飞行状态参数估计值

传递给控制器模块；

S3.监视器模块基于故障检测与隔离模块发送的结果，确定舵面故障发生的位置，并为控制分配模块提供控制分配的依据，该依据包括舵面偏转限制参数和舵面作动模式；

S4.控制器模块根据给定的状态参考输入Ref以及故障检测与隔离模块发送的飞机飞行状态参数估计值

来计算虚拟控制命令向量C_v，并将虚拟控制命令向量C_v传递给控制分配模块作为虚拟控制输入；并产生飞机发动机推力的控制命令；

S5.控制分配模块根据监视器模块提供的舵面作动模式、舵面偏转限制，以及控制器模块发送的虚拟控制输入C_v，来计算包含各舵面偏转角给定值的舵面偏转角向量δ_c，从而得到各舵面偏转角给定值。

进一步地，所述步骤S3具体包括：

S3-1.监视器模块根据舵面故障的类型，对舵面1～舵面i的上/下限重新进行设置，并将新的舵面偏转限制参数发送给控制分配模块；

S3-2.监视器模块监视由故障检测与隔离模块发送的各舵面发生故障的概率p₁～p_i和偏转角估测值

如果在一定的检测时间内，某个舵面发生故障的概率超过了设定的阈值，则监视器模块将认定该舵面发生故障，并决定具体应激活哪些相应的舵面来对该故障进行补偿，计算出进行补偿的控制信号

在相应的舵面上叠加该控制信号

如果确认该舵面发生的是锁死故障，则监视器模块将根据偏转角估测值

确定故障舵面的锁死角度，并将偏转角估测值

传递给控制分配模块；

S3-3.监视器模块根据舵面的故障状态，选择一种与所发生故障相对应的舵面作动模式，同时将该作动模式的编号发送给控制分配模块。

进一步地，在步骤S5之后还包括：

S6.当未发生故障时，控制各舵面按照舵面偏转角向量δ_c中的各舵面偏转角给定值偏转，与发动机推力共同控制飞机正常飞行；当某一舵面发生故障时，控制该故障相对应的激活舵面以偏转，其余舵面仍以舵面偏转角向量δ_c中的各舵面偏转角给定值偏转，与发动机推力共同控制飞机继续保持正常飞行。

本发明在飞机舵面发生故障时，根据本发明所阐述的方法，只要通过简单的计算，即可得出各舵面的偏转角度，从而实现控制的重新分配。这种方法无需对复杂的控制律进行调整，因而大大降低了控制***的设计难度。具体来讲，本发明主要具备以下三项优点：

（1）将舵面约束（如舵面位置约束）也作为考虑因素，若某个舵面达到饱和状态，则其余舵面仍可通过简单的计算得出用于产生所需控制效果的偏转角度。

（2）充分利用了舵面***的冗余，在舵面发生故障后，仍能够保持飞机的安全飞行。

（3）在舵面发生故障的情况下，控制分配模块能够通过重新分配控制比例的方法，对故障进行自动补偿，而无需重新定义控制律。

附图说明

图1为本发明的飞机构型。

图2为本发明的容错飞行控制***示意图。

具体实施方式

下面结合具体附图和实施例对本发明作进一步说明。

如图1所示，飞机具有五个主要控制舵面，分别是左副翼、右副翼、左升降舵、右升降舵和方向舵。所有的舵面均完全独立，即副翼（或升降舵）能够独立地向上偏转、向下偏转或两个副翼（或两个升降舵）能够同时向同一方向偏转。这一构造使得副翼能够产生俯仰力矩，而方向舵能够产生滚转力矩。

如图2所示：一种基于舵面故障的容错飞行控制***，包括：

设置在飞机机体相应位置的传感器：将测量到的参数值输出；所述设置在飞机机体相应位置的传感器包括：安装在飞机机体惯性导航***中的陀螺仪，用于测量飞机滚转速率、俯仰速率、偏航速率并输出；安装在飞机机头侧面的攻角侧滑角传感器，用于测量飞机攻角和侧滑角并输出。

故障检测与隔离模块：通过检测设置在飞机机体相应位置传感器的输出，获得飞机的飞行状态参数估计值

所述飞行状态参数估计值

包括飞机的滚转速率、俯仰速率、偏航速率、攻角、侧滑角；将飞行状态参数估计值

传递给控制器模块；同时根据飞行状态参数估计值

采用扩展多模型自适应估计算法EMMAE，对舵面的健康状况以及发生故障的种类做出判断；还对各个舵面发生该类故障的概率进行计算，将各个舵面发生该类故障的概率计算值p₁～p_i传递给监视器模块，同时通过舵面传感器对各舵面的偏转角进行检测，得出各舵面的偏转角估测值

并将各舵面的偏转角估测值传递给监视器模块，以便监视器模块对发生故障的位置进行确认；i表示共有i个舵面，i>1；

监视器模块：基于故障检测与隔离模块发送的结果，确定舵面故障发生的位置，并为控制分配模块提供控制分配的依据，包括：

a).根据故障检测与隔离模块判断出的舵面故障的类型（锁死故障或松浮故障），对舵面1～舵面i的上/下限重新进行设置，并将新的舵面偏转限制参数发送给控制分配模块；

b).用于监视由故障检测与隔离模块发送的各舵面发生故障的概率p₁～p_i和偏转角估测值

如果在一定的检测时间内，某个舵面发生故障的概率超过了设定的阈值，则监视器模块将认定该舵面发生故障（故障类型已由故障检测与隔离模块认定），并决定具体应激活哪些相应的舵面来对该故障进行补偿，计算出进行补偿的控制信号

在相应的舵面上叠加该控制信号

如果确认该舵面发生的是锁死故障，则监视器模块将根据偏转角估测值

确定故障舵面的锁死角度，并将偏转角估测值传递给控制分配模块；

c).根据舵面的故障状态，选择一种与所发生故障相对应的舵面作动模式（这一舵面作动模式将用于控制副翼和升降舵的偏转），同时将该作动模式的编号发送给控制分配模块；

控制器模块：根据给定的状态参考输入Ref以及故障检测与隔离模块发送的飞机飞行状态参数估计值

来计算虚拟控制命令向量C_v，并将虚拟控制命令向量C_v传递给控制分配模块作为虚拟控制输入；并产生飞机发动机推力的控制命令；

控制分配模块：根据监视器模块发送的舵面作动模式、舵面偏转限制，以及控制器模块发送的虚拟控制输入C_v，来计算包含各舵面偏转角给定值的舵面偏转角向量δ_c；

用于控制飞机飞行状态的多个舵面：当未发生故障时，

各舵面按照舵面偏转角向量δ_c中的各舵面偏转角给定值偏转，与发动机推力共同控制飞机正常飞行；当某一舵面发生故障时，与该故障相对应的激活舵面以

偏转，其余舵面仍以舵面偏转角向量δ_c中的各舵面偏转角给定值偏转，与发动机推力共同控制飞机继续保持正常飞行。

一种基于舵面故障的容错飞行控制方法，包括：

S1.设置在飞机机体相应位置的传感器将测量到的参数值传递给故障检测与隔离模块。

首先，由安装在飞机机体惯性导航***中的陀螺仪将测量的飞机滚转速率、俯仰速率、偏航速率发送给故障检测与隔离模块；由安装在飞机机头侧面的攻角侧滑角传感器将测量的飞机攻角和侧滑角发送给故障检测与隔离模块。

S2.故障检测与隔离模块通过检测设置在飞机机体相应位置传感器的输出，获得飞机的飞行状态参数估计值

对舵面的健康状况以及发生故障的种类做出判断；对各个舵面发生该类故障的概率进行计算，将各个舵面发生该类故障的概率计算值p₁～p_i传递给监视器模块，同时通过舵面传感器对各舵面的偏转角进行检测，得出各舵面的偏转角估测值

并将各舵面的偏转角估测值

传递给监视器模块；将飞行状态参数估计值

传递给控制器模块；

具体如下所述：

故障检测与隔离模块采用扩展多模型自适应估计算法（EMMAE），对舵面所处的健康状况做出判断。首先，对舵面正常工作的状态以及发生各类故障的状态分别建立模型和卡尔曼滤波器。在此基础上，故障检测与隔离模块对传感器测量到的飞机滚转速率、俯仰速率、偏航速率、攻角、侧滑角参数进行计算，得出各个模型的贝叶斯后验概率，并选择具有最大后验概率的类模型作为舵面所处的状态：如果正常状态模型的后验概率最大，则认为各舵面均处于正常状态；如果某一类故障状态的后验概率最大，则认为舵面发生了该类故障（锁死故障或是松浮故障）。

由于故障检测与隔离模块只能判断出舵面发生了何种类型的故障，但无法判断具体哪一个舵面发生了该类型的故障。因此，还需要由监视器模块对发生故障的位置进行确认。假定飞机共有i个舵面，则故障检测与隔离模块需要对舵面1～舵面i发生该类故障的概率进行计算，并将计算值p₁～p_i传递给监视器模块，同时通过舵面传感器对舵面的偏转角进行检测，得出各舵面的偏转角估测值

并将各舵面的偏转角估测值

传递给监视器模块。

与此同时，故障检测与隔离模块将传感器测量到的飞机滚转速率、俯仰速率、偏航速率、攻角、侧滑角参数组合为飞机飞行状态参数的估计值并将飞行状态参数

传递给控制器模块。

S3.监视器模块基于故障检测与隔离模块发送的结果，确定舵面故障发生的位置，并为控制分配模块提供控制分配的依据；具体包括：

S3-1.监视器模块根据故障检测与隔离模块判断出的舵面故障的类型（锁死故障或松浮故障），对舵面1～舵面i的上/下限重新进行设置，并将新的舵面偏转限制参数发送给控制分配模块；

S3-2.监视器模块监视由故障检测与隔离模块发送的各舵面发生故障的概率p₁～p_i和偏转角估测值

如果在一定的检测时间内，某个舵面发生故障的概率超过了设定的阈值，则监视器模块将认定该舵面发生故障（故障类型已由故障检测与隔离模块认定），并决定具体应激活哪些相应的舵面来对该故障进行补偿，计算出进行补偿的控制信号在相应的舵面上叠加该控制信号

如果确认该舵面发生的是锁死故障，则监视器模块将根据偏转角估测值

确定故障舵面的锁死角度，并将偏转角估测值

传递给控制分配模块；

具体如下所述：监视器模块对由故障检测与隔离模块发送的各舵面发生某类故障的概率p₁～p_i进行监视。如果在一定的检测时间内，某个舵面发生某类故障的概率超过了一定的阈值（但不意味着舵面一定发生了故障，有时可能因为强阵风的影响，导致传感器检测值有误差，因此需要进行综合的判断），则监视器模块将决定具体应激活哪几个舵面（1～i）来对故障进行补偿，并根据各舵面发生该类故障的概率值p₁～p_i计算控制信号

（t代表故障发生的时间，p_i(t)代表该舵面发生该类故障的概率，f_i代表激励信号的频率），从而在相应的舵面上叠加控制信号

如果该舵面确实发生了故障，则叠加的控制信号不会对飞机的动态特性产生影响，但能够帮助故障检测与隔离模块更快地确认该舵面的故障状态；如果该舵面实际没有发生故障，则飞机将根据叠加的控制信号进行响应，之后故障检测与隔离模块将会排除该舵面上的故障。如果在一段预定义的时间内，该舵面发生故障的概率低于一定的阈值，则监视器模块将取消叠加的控制信号

与此同时，如果确认该舵面发生的是锁死故障，则监视器模块将根据偏转角估测值确定故障舵面的锁死角度，并将偏转角估测值

传递给控制分配模块。

S3-3.监视器模块根据舵面的故障状态（如表1所示），选择一种与所发生故障相对应的舵面作动模式（这一舵面作动模式将用于控制副翼和升降舵的偏转），同时将该作动模式的编号发送给控制分配模块。

S4.控制器模块根据给定的状态参考输入Ref以及故障检测与隔离模块发送的飞机飞行状态参数估计值

来计算虚拟控制命令向量C_v，并将虚拟控制命令向量C_v传递给控制分配模块作为虚拟控制输入；并产生飞机发动机推力的控制命令。具体如下所述：

控制器模块根据给定的状态参考输入Ref以及故障检测与隔离模块发送的飞机飞行状态参数估计值

并以产生所需滚转、俯仰、偏航力矩相关的空气动力系数为参考值，控制器模块产生一个虚拟控制命令向量C_v=[C_L C_M C_N]^T（C_L为滚转力矩，C_M为俯仰力矩，C_L为偏航力矩）。

控制器模块将虚拟控制命令向量C_v传递给控制分配模块作为虚拟控制输入，并通过计算得到飞机发动机推力的控制命令，从而为飞机提供飞行的动力。

S5.控制分配模块根据监视器模块提供的舵面作动模式、舵面偏转限制，以及控制器模块发送的虚拟控制输入C_v，来计算包含各舵面偏转角给定值的舵面偏转角向量δ_c，从而得到各舵面偏转角给定值；

S6.当未发生故障时，控制各舵面按照舵面偏转角向量δ_c中的各舵面偏转角给定值偏转，与发动机推力共同控制飞机正常飞行；当某一舵面发生故障时，控制该故障相对应的激活舵面以

偏转，其余舵面仍以舵面偏转角向量δ_c中的各舵面偏转角给定值偏转，与发动机推力共同控制飞机继续保持正常飞行。

下面举例详细说明步骤S5和步骤S6：

根据控制器模块提供的虚拟命令控制向量C_v，结合监视器模块提供的舵面作动模式和舵面偏转限制，控制分配模块计算各舵面的偏转角。以下为求解各舵面偏转角的假设条件：

设舵面偏转角向量的给定值表示为δ_c=[δ_a1 δ_a2 δ_e1 δ_e2 δ_r]^T（δ_a1为左副翼偏转角的给定值，δ_a2为右副翼偏转角的给定值，δ_e1为左升降舵偏转角的给定值，δ_e2为右升降舵偏转角的给定值，δ_r为方向舵偏转角的给定值）。对于副翼和升降舵来说，当其舵面向上偏转时符号为正，而向下偏转时符号为负；对于方向舵来说，当方向舵向右偏转（由飞机尾部向前看）时符号为正。为保证飞行安全，每个舵面的偏转角和偏转速率都需要具有一定的限制，即第i个舵面的偏转角具有上限δ_i,max和下限δ_i,min，其偏转速率具有上限ρ_i,up和下限ρ_i,down。

基于以上假设，虚拟控制命令向量C_v可表示为：

$C_v=\left(\begin{array}{c}{C}_L\\ C_M\\ C_N\end{array}\right)=\left(\begin{array}{c}{C}_{L_{a1}}{\mathrm{\δ}}_{a1}+C_{L_{a2}}{\mathrm{\δ}}_{a2}+C_{L_{e1}}{\mathrm{\δ}}_{e1}+C_{L_{e2}}{\mathrm{\δ}}_{e2}\\ C_{M_{a1}}{\mathrm{\δ}}_{a1}+C_{M_{a2}}{\mathrm{\δ}}_{a2}+C_{M_{e1}}{\mathrm{\δ}}_{e1}+C_{M_{e2}}{\mathrm{\δ}}_{e2}\\ C_{N_{{\mathrm{\δ}}_r}}{\mathrm{\δ}}_r+C_{\mathrm{Ndrag}}\left({\mathrm{\δ}}_{a2}\right)-C_{\mathrm{Ndrag}}\left({\mathrm{\δ}}_{a1}\right)\end{array}\right)$

其中：

为左、右副翼和左、右升降舵针对产生滚转力矩C_L的气动系数；

为左、右副翼和左、右升降舵针对产生俯仰力矩C_M的气动系数；

为方向舵针对产生偏航力矩C_N的气动系数；

C_Ndrag(δ_a2)-C_Ndrag(δ_a1)表示反向偏航作用。以上各气动系数在飞机构型设计完成时即确定为常值。

基于以上假设，在给定C_v和各气动系数的前提下，可通过计算得出舵面偏转角向量δ_c的唯一给定值。在计算舵面偏转角向量的给定值δ_c之前，需要首先确定舵面作动模式，在故障发生时，通过控制副翼和升降舵的偏转来对故障进行补偿（即容错控制）。舵面的作动模式由表1所示的故障状态来决定：

表1故障状态

注：×代表相应舵面发生故障。

以无故障模式0和模式1为例，对计算舵面偏转角的方法做出说明：

（1）模式0：无故障模式

在模式0下，***不发生任何故障，副翼按照以下方程进行差分驱动：

（γ为差动系数）

则各气动系数的符号可确定为：

$C_{L_{a2}}=-C_{L_{a1}}=C_{\mathrm{La}}>0,C_{L_{e2}}=-C_{L_{e1}}=C_{\mathrm{Le}}>0,$

$C_{M_{a2}}=C_{M_{a1}}=C_{\mathrm{Ma}}>0,C_{M_{e2}}=C_{M_{e1}}=C_{\mathrm{Me}}>0,C_{N_{{\mathrm{\δ}}_r}}>0$

其中，

为各气动系数的绝对值。

因此，在模式0下，如果不考虑反向偏航的作用，根据虚拟控制命令向量C_v的表达式，***力矩方程可简化为：

$C_L=C_{L_a}({\mathrm{\δ}}_{a2}-{\mathrm{\δ}}_{a1})+C_{L_e}({\mathrm{\δ}}_{e2}-{\mathrm{\δ}}_{e1}),$

$C_M=C_{M_a}=({\mathrm{\δ}}_{a2}+{\mathrm{\δ}}_{a1})+C_{M_e}({\mathrm{\δ}}_{e2}+{\mathrm{\δ}}_{e1}),$

$C_N=C_{N_{{\mathrm{\δ}}_r}}{\mathrm{\δ}}_r$

以上方程数量为3，但含有5个未知量。为了得到方程的唯一解，未知量的个数必须减少为3。在无故障模式0下，以下方程成立：

δ_a1=-γ·δ_a2,

δ_e1=δ_e2

将以上方程代入***力矩方程，则***力矩方程可简化为三个未知量，且具有唯一解，则可得出各个舵面的偏转角度：

${\mathrm{\δ}}_{a1}=-\frac{\mathrm{\γ}\·C_L}{C_{L_a}(1+\mathrm{\γ})},$

${\mathrm{\δ}}_{a2}=\frac{C_L}{C_{L_a}(1+\mathrm{\γ})},$

${\mathrm{\δ}}_{e1}={\mathrm{\δ}}_{e2}=\frac{C_M}{{2C}_{M_e}}-\frac{(1-\mathrm{\γ})C_L{C}_{M_a}}{2(1+\mathrm{\γ})C_{L_a}{C}_{M_e}}$

将以上方程得出的各个舵面偏转角度值进行组合，可得出无故障模式0下的舵面偏转角向量的给定值为δ_c=[δ_a1 δ_a2 δ_e1 δ_e2 δ_r]^T。此时，各舵面按照舵面偏转角向量δ_c中的各给定值偏转，与发动机推力共同控制飞机正常飞行。

（2）模式1：左副翼故障

如果左副翼发生锁死故障（模式1），控制分配模块将此时左副翼的偏转角估测值

赋值给左副翼偏转角的给定值。此时，右副翼用于产生飞机稳定所需的滚转力矩，激活左、右升降舵，用于补偿由左副翼锁死所产生的多余的俯仰力矩。根据以下方程，可以得出各个舵面的偏转角度：

${\mathrm{\δ}}_{a1}={\widehat{\mathrm{\δ}}}_{a1},$

δ_a2=δ_a1-C_L/C_La,

${\mathrm{\δ}}_{e1}={\mathrm{\δ}}_{e2}=(C_M-C_{M_a}({\mathrm{\δ}}_{a1}+{\mathrm{\δ}}_{a2}))/\left({2C}_{M_e}\right),$

${\mathrm{\δ}}_r=(C_N-[C_{\mathrm{Ndrag}\left({\mathrm{\δ}}_{a2}\right)}-C_{\mathrm{Ndrag}\left({\mathrm{\δ}}_{a1}\right)}\left]\right)/C_{N_{{\mathrm{\δ}}_r}}$

检查右副翼偏转角δ_a2的给定值是否处于右副翼的作动范围内（作动范围由监视器模块发送的新的舵面偏转限制参数确定），若超出其作动范围，则右副翼的偏转角应设为其作动范围的极限值，即δ_a2=δ_a2,min或δ_a2,max。此时，方程中又可以去除一个未知量，只剩下升降舵的偏转角需要计算。则根据以下方程可计算出各舵面应偏转的角度：

${\mathrm{\δ}}_{a1}={\widehat{\mathrm{\δ}}}_{a1},{\mathrm{\δ}}_{a2}={\mathrm{\δ}}_{a2,\min }$ 或δ_a2,max,

${\mathrm{\θ}}_1=(C_M-C_{M_a}({\mathrm{\δ}}_{a1}+{\mathrm{\δ}}_{a2}))/C_{M_e},{\mathrm{\θ}}_2=(C_L-C_{L_a}({\mathrm{\δ}}_{a1}-{\mathrm{\δ}}_{a2}))/C_{L_e},$

δ_e1=(θ₁+θ₂)/2,δ_e2=(θ₁-θ₂)/2,

${\mathrm{\δ}}_r=(C_N-[C_{\mathrm{Ndrag}\left({\mathrm{\δ}}_{a2}\right)}-C_{\mathrm{Ndrag}\left({\mathrm{\δ}}_{a1}\right)]})/C_{N_{{\mathrm{\δ}}_r}}$

其中，θ₁,θ₂是用于计算各舵面偏转角的中间参数。

将以上方程得出的各个舵面偏转角度值进行组合，可得出左副翼故障模式1下的舵面偏转角向量的给定值为δ_c=[δ_a1 δ_a2 δ_e1 δ_e2 δ_r]^T。此时，左、右升降舵（即与左副翼故障相对应的激活舵面）分别以和

偏转，其中 ${\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{ex}}_1}\left(t\right)=[1+3(1-p_1\left(t\right))]\cos \left(2\mathrm{\π}{f}_{1}t\right),{\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{ex}}_2}\left(t\right)=[1+3(1-p_2\left(t\right))]\cos \left(2\mathrm{\π}{f}_{2}t\right).$ 其余舵面即右副翼、方向舵仍以按照舵面偏转角向量δ_c中的各给定值δ_a2,δ_r偏转，与发动机推力共同控制飞机继续保持正常飞行。

Claims (5)

1.一种基于舵面故障的容错飞行控制***，其特征在于，包括：

设置在飞机机体相应位置的传感器：将测量到的参数值输出；

故障检测与隔离模块：通过检测设置在飞机机体相应位置传感器的输出，获得飞机的飞行状态参数估计值

所述飞行状态参数估计值

包括飞机的滚转速率、俯仰速率、偏航速率、攻角、侧滑角；将飞行状态参数估计值

传递给控制器模块；同时根据飞行状态参数估计值

对舵面的健康状况以及发生故障的种类做出判断；还对各个舵面发生该类故障的概率进行计算，将各个舵面发生该类故障的概率计算值p₁～p_i传递给监视器模块，同时通过舵面传感器对各舵面的偏转角进行检测，得出各舵面的偏转角估测值

并将各舵面的偏转角估测值

传递给监视器模块；i表示共有i个舵面，i>1；

监视器模块：基于故障检测与隔离模块发送的结果，确定舵面故障发生的位置，并为控制分配模块提供控制分配的依据，包括：

a).根据舵面故障的类型，对舵面1～舵面i的上/下限重新进行设置，并将新的舵面偏转限制参数发送给控制分配模块；

b).用于监视由故障检测与隔离模块发送的各舵面发生故障的概率p₁～p_i和偏转角估测值

如果在一定的检测时间内，某个舵面发生故障的概率超过了设定的阈值，则监视器模块将认定该舵面发生故障，并决定具体应激活哪些相应的舵面来对该故障进行补偿，计算出进行补偿的控制信号

在相应的舵面上叠加该控制信号

如果确认该舵面发生的是锁死故障，则监视器模块将根据偏转角估测值

确定故障舵面的锁死角度，并将偏转角估测值

传递给控制分配模块；

c).根据舵面的故障状态，选择一种与所发生故障相对应的舵面作动模式，同时将该作动模式的编号发送给控制分配模块；

控制器模块：根据给定的状态参考输入Ref以及故障检测与隔离模块发送的飞机飞行状态参数估计值

来计算虚拟控制命令向量C_v，并将虚拟控制命令向量C_v传递给控制分配模块作为虚拟控制输入；并产生飞机发动机推力的控制命令；

控制分配模块：根据监视器模块发送的舵面作动模式、舵面偏转限制，以及控制器模块发送的虚拟控制输入C_v，来计算包含各舵面偏转角给定值的舵面偏转角向量δ_c；

用于控制飞机飞行状态的多个舵面：当未发生故障时，

各舵面按照舵面偏转角向量δ_c中的各舵面偏转角给定值偏转，与发动机推力共同控制飞机正常飞行；当某一舵面发生故障时，与该故障相对应的激活舵面以

偏转，其余舵面仍以舵面偏转角向量δ_c中的各舵面偏转角给定值偏转，与发动机推力共同控制飞机继续保持正常飞行。

2.如权利要求1所述的基于舵面故障的容错飞行控制***，其特征在于，所述设置在飞机机体相应位置的传感器包括：安装在飞机机体惯性导航***中的陀螺仪，用于测量飞机滚转速率、俯仰速率、偏航速率并输出；安装在飞机机头侧面的攻角侧滑角传感器，用于测量飞机攻角和侧滑角并输出。

3.一种基于舵面故障的容错飞行控制方法，其特征在于，包括：

S1.设置在飞机机体相应位置的传感器将测量到的参数值传递给故障检测与隔离模块；

S2.故障检测与隔离模块通过检测设置在飞机机体相应位置传感器的输出，获得飞机的飞行状态参数估计值

对舵面的健康状况以及发生故障的种类做出判断；对各个舵面发生该类故障的概率进行计算，将各个舵面发生该类故障的概率计算值p₁～p_i传递给监视器模块，同时通过舵面传感器对各舵面的偏转角进行检测，得出各舵面的偏转角估测值

并将各舵面的偏转角估测值

传递给监视器模块；将飞行状态参数估计值

传递给控制器模块；

S3.监视器模块基于故障检测与隔离模块发送的结果，确定舵面故障发生的位置，并为控制分配模块提供控制分配的依据，该依据包括舵面偏转限制参数和舵面作动模式；

S4.控制器模块根据给定的状态参考输入Ref以及故障检测与隔离模块发送的飞机飞行状态参数估计值

来计算虚拟控制命令向量C_v，并将虚拟控制命令向量C_v传递给控制分配模块作为虚拟控制输入；并产生飞机发动机推力的控制命令；

S5.控制分配模块根据监视器模块提供的舵面作动模式、舵面偏转限制，以及控制器模块发送的虚拟控制输入C_v，来计算包含各舵面偏转角给定值的舵面偏转角向量δ_c，从而得到各舵面偏转角给定值。

4.如权利要求3所述的基于舵面故障的容错飞行控制方法，其特征在于，所述步骤S3具体包括：

S3-1.监视器模块根据舵面故障的类型，对舵面1～舵面i的上/下限重新进行设置，并将新的舵面偏转限制参数发送给控制分配模块；

S3-2.监视器模块监视由故障检测与隔离模块发送的各舵面发生故障的概率p₁～p_i和偏转角估测值

如果在一定的检测时间内，某个舵面发生故障的概率超过了设定的阈值，则监视器模块将认定该舵面发生故障，并决定具体应激活哪些相应的舵面来对该故障进行补偿，计算出进行补偿的控制信号

在相应的舵面上叠加该控制信号

如果确认该舵面发生的是锁死故障，则监视器模块将根据偏转角估测值

确定故障舵面的锁死角度，并将偏转角估测值

传递给控制分配模块；

S3-3.监视器模块根据舵面的故障状态，选择一种与所发生故障相对应的舵面作动模式，同时将该作动模式的编号发送给控制分配模块。

5.如权利要求4所述的基于舵面故障的容错飞行控制方法，其特征在于，在步骤S5之后还包括：

S6.当未发生故障时，控制各舵面按照舵面偏转角向量δ_c中的各舵面偏转角给定值偏转，与发动机推力共同控制飞机正常飞行；当某一舵面发生故障时，控制该故障相对应的激活舵面以

偏转，其余舵面仍以舵面偏转角向量δ_c中的各舵面偏转角给定值偏转，与发动机推力共同控制飞机继续保持正常飞行。

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