本发明专利技术公开了一种基于扩展状态观测器的飞机机电作动系统故障检测方法。它包括以下步骤：A、飞机机电作动系统非线性模型的建立：基于飞机机电作动系统的作动机理及结构特性，将系统非线性因素和输入未知干扰转化为系统的动态模型；B、基于扩展状态观测器的阈值进行故障检测方法的设计：扩展状态观测器生成复合干扰的估计值，实现对复合干扰的估计，对故障误差的检测，确保干扰观测误差的有界性。优点是：不仅可以生成包含输入扰动和非线性因素在内的复合扰动的估计，而且可以有效地检测系统中的故障，所采用的故障检测方法不仅对系统非线性影响和未知干扰具有良好的鲁棒性，而且能够准确地检测系统故障，及时降低误报率。
【技术实现步骤摘要】
一种基于扩展状态观测器的飞机机电作动系统故障检测方法
本专利技术涉及一种具有强非线性和未知干扰的飞机机电作动系统故障检测设计，具体地说是一种基于扩展状态观测器的飞机机电作动系统故障检测方法。
技术介绍
飞机机电作动系统是一种随着多电飞机的发展和电传飞控技术的成熟，在民用飞机中逐渐得到广泛应用的新型作动系统，具有响应迅速、重量轻体积小、结构简单便于维护的特点，是功率电传应用于新型民用客机的典型特征之一和发展方向，飞机机电作动系统已经作为新型作动系统的关键技术，应用于波音787的水平安定面的配平作动和A380的扰流板作动，对民用客机作动器的革新发展以及作动器的技术进步产生重大的影响。飞机机电作动系统作为飞行操纵系统中的安全-关键元件，必须满足适航规章高可靠性的要求，但是，飞机机电作动系统作为应用于民用飞机的新型作动形式，其系统结构复杂，故障机理多样，尚未有足够长的运行时间与足够大的数据积累得到可靠的故障统计数据，是制约系统可靠性提升的重要障碍；其中，采用基于模型的故障检测方法，不仅能够减少备份通道和冗余硬件的使用，降低维护成本，而且能够及时、准确的检测出故障来源，降低故障影响，有效提到系统的可靠性；然而，飞机机电作动系统是复杂的机电一体化系统，故障机理复杂多样，并且具有摩擦、间隙、磁链变化等多种非线性因素，影响故障特征和检测残差的获取，为提高故障检测的准确性增加难度，并且作动系统的负载输入随飞机姿态和飞行状态实时改变，存在未知输入干扰，系统输入有很强的不确定性，这干扰了故障检测的精确性和鲁棒性，以上这些因素影响了系统的故障检测研究的开展，总体来说，故障检测方法存在的局限体现在以下几个方面：(1)故障检测方法通常基于系统的信号进行处理，然而在飞机高速运动过程中，飞机姿态与环境输入的改变，使得采用该方法处理的某一信号突然变化，误报警率比较高；(2)基于模型的故障检测方法仅考虑了系统的线性特征，然而针对机电一体化复杂的飞机机电作动系统，建模误差不可避免；(3)基于模型的故障检测方法研究对象通常为系统本身，并未考虑系统的未知输入干扰，在故障检测中存在误差，误报警率较高。
技术实现思路
针对系统存在的强非线性因素和未知输入干扰，故障检测的不确定性和复杂性，本专利技术要解决的技术问题是提供一种能够降低误报警率，有效提高系统可靠性的基于扩展状态观测器的飞机机电作动系统故障检测方法。为了解决上述技术问题，本专利技术的基于扩展状态观测器的飞机机电作动系统故障检测方法，包括以下步骤：A、飞机机电作动系统非线性模型的建立：基于飞机机电作动系统的作动机理及结构特性，将系统非线性因素和未知输入干扰转化为系统的动态模型；B、基于扩展状态观测器的阈值故障检测方法设计：扩展状态观测器生成复合干扰的估计值，实现对复合干扰的估计，对故障误差的检测，确保干扰观测误差的有界性。通过使用干扰观测误差来设计故障阈值以检测系统故障。所述飞机机电作动系统包括作动器电子控制装置、无刷直流电机、机械传动装置和传感器，所述步骤A中，作动器电子控制装置接收飞控计算机的指令并控制无刷直流电机旋转，机械传动装置将驱动电机的旋转输入转换为滚珠丝杠的线性输出，驱动舵面运动。所述步骤A中，系统电压方程为：系统动力学方程为：摩擦采用LuGre模型：则有：Tf＝Tf*+ΔTf(4)其中，Tf*＝(σ1+σ2)ωm；将舵面气动力等效为惯性负载系统，丝杠的位移产生力使舵面角度发生偏转，则其中，为舵面负载，ΔTL为由负载变化引起的输入干扰：综上，建立机电作动系统数学模型如下：上式中系统的状态向量x＝[iA,iB,iC,wm,xL]T,控制器u＝[uA,uB,uC,TL]T，输出y为系统BLDCM的角速度wm，模型复合干扰Δδ＝[0,0,0,ΔTL,ΔTf]T，那么上述数学模型简写为如下形式的表达式：式中，C＝[0,0,0,1,0]所述步骤B中，将系统无刷直流电机的角速度输出作为扩展状态观测器的观测量，对观测量的残差进行估计与解耦，并将观测解耦出的残差值与提出的阈值进行比较，实现对系统的故障进行检测。所述步骤B中，假设：模型中复合干扰项Δδ的各分量及其导数有界，且存在正常数ΔM使成立；系统状态方程改写为：式中，d＝KΔδ是模型扩张出来的状态，针对上式设计ESO为：式中，f01和f02是待设计的正定对角矩阵，f01,f02∈R5×5，定义观测误差由以上两式可得：式中，E∈R5×5为单位矩阵；若有界，则ESO的估计误差也有界，根据定理，假设-f01、f02的选择使得A满足赫尔维兹稳定条件，则为A的特征值，满足0<λi≤λj(i＜j；i,j＝1,2,...,10)，则对上式求解由假设可知，则有：上述分析得到观测误差有界，当参数-f01、f02选择得当时，观测误差逐渐趋近于零，即Δ≈Δξ；依据系统状态空间模型设计ESO观测器，由观测器生成残差信号进行故障检测，由公式(9)可知，使用ESO观测器，系统输出跟踪残差为：则残差与状态估计误差的联合方程为：残差决策机制采用阈值逻辑，即当残差超出阈值时，认为系统发生故障，这样鲁棒残差就能够应用于系统的故障检测：||r(t)||＜阈值，无故障||r(t)||≥阈值，有故障(15)其中，残差阈值与系统故障模式相关，由故障影响分析，预选取最小残差阈值为4.5*10-7。本专利技术的优点在于：通过该检测方法，同时考虑了非线性动力学建模和气动干扰，将扩展状态观测器应用于系统不仅可以生成包含未知输入扰动和非线性因素在内的复合扰动的估计，而且可以有效地检测系统中的故障，所采用的故障检测方法不仅对系统非线性影响和未知干扰具有良好的鲁棒性，而且能够准确地检测系统故障，及时降低误报率，其中，采用阈值来评估系统的故障，可以降低误报警率，有效提高了系统的可靠性。附图说明图1为飞机机电作动系统原理图；图2为扩展状态观测器观测的系统残差；图3为系统故障状态检测出的系统残差(BLDCM单相短路故障)；图4为系统故障状态检测出的系统残差(非指令信号故障)。具体实施方式下面通过示例性的实施方式对本专利技术进行具体描述。然而应当理解，在没有进一步叙述的情况下，一个实施方式中的结构和特征也可以有益地结合到其他实施方式中。本专利技术的基于扩展状态观测器的飞机机电作动系统故障检测方法，包括以下步骤：A、飞机机电作动系统非线性模型的建立：基于飞机机电作动系统的作动机理及结构特性，将系统非线性因素和输入未知干扰转化为系统的动态模型；具体地说，考虑系统中存在摩擦、磁链变化两种非线性干扰，此外，考虑系统负载输入存在未知干扰，基于飞机机电作动系统机理和以上两点考虑，建立系统的本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种基于扩展状态观测器的飞机机电作动系统故障检测方法，包括以下步骤：/nA、飞机机电作动系统非线性模型的建立：基于飞机机电作动系统的作动机理及结构特性，将系统非线性因素和未知输入干扰转化为系统的动态模型；/nB、基于扩展状态观测器的阈值故障检测方法设计：扩展状态观测器生成复合干扰的估计值，实现对复合干扰的估计，对故障误差的检测，确保干扰观测误差的有界性。/n
【技术特征摘要】
20200611 CN 20202106795031.一种基于扩展状态观测器的飞机机电作动系统故障检测方法，包括以下步骤：
A、飞机机电作动系统非线性模型的建立：基于飞机机电作动系统的作动机理及结构特性，将系统非线性因素和未知输入干扰转化为系统的动态模型；
B、基于扩展状态观测器的阈值故障检测方法设计：扩展状态观测器生成复合干扰的估计值，实现对复合干扰的估计，对故障误差的检测，确保干扰观测误差的有界性。
2.按照权利要求1所述的基于扩展状态观测器的飞机机电作动系统故障检测方法，其特征在于：通过使用干扰观测误差来设计故障阈值以检测系统故障。
3.按照权利要求1或2所述的基于扩展状态观测器的飞机机电作动系统故障检测方法，其特征在于：所述飞机机电作动系统包括作动器电子控制装置、无刷直流电机、机械传动装置和传感器，所述步骤A中，作动器电子控制装置接收飞控计算机的指令并控制无刷直流电机旋转，机械传动装置将驱动电机的旋转输入转换为滚珠丝杠的线性输出，驱动舵面运动。
4.按照权利要求3所述的基于扩展状态观测器的飞机机电作动系统故障检测方法，其特征在于：所述步骤A中，系统电压方程为：
系统动力学方程为：
摩擦采用LuGre模型：
则有：
Tf＝Tf*+ΔTf(4)
其中，Tf*＝(σ1+σ2)ωm；
将舵面气动力等效为惯性负载系统，丝杠的位移产生力使舵面角度发生偏转，则其中，为舵面负载，ΔTL为由负载变化引起的输入干扰：
综上，建立机电作动系统数学模型如下：
上式中
系统的状态向量x＝[iA,iB,iC,wm,xL]T,控制器u＝[uA,uB,uC,TL]T，输出y为系统BLDCM的角速度wm，模型复合干扰Δδ＝[0,0...
【专利技术属性】
技术研发人员：杨珍书，沈宝国，毛奇，杨文杰，
申请(专利权)人：江苏航空职业技术学院，
类型：发明
国别省市：江苏;32
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