【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航空发动机控制系统执行机构故障诊断，具体涉及一种基于未知输入观测器的航空发动机控制系统执行机构故障检测方法。
技术介绍
1、航空发动机是一种结构复杂、非线性强、工作范围广的气动热力系统，对工作性能和可靠性有很高的要求，控制系统是保障航空发动机在工作范围内稳定、高效工作的关键。全权限数字电子控制系统(fadec)具有控制精度高、控制模态丰富等优势，缺点在于可靠性欠缺，据统计，fadec系统的故障数约占发动机总故障数的29％，因此fadec系统正朝着全面故障诊断、预测和健康管理的方向不断发展。fadec系统包括电子控制器、执行机构和传感器等，执行机构是电子控制器与发动机之间信息传递的关键环节，针对其所进行的分析研究工作是非常有必要和有价值的。由于执行机构自身结构和被控对象航空发动机的限制，进行以建立执行机构数学模型为核心的数字化仿真技术是目前最重要的研究手段，执行机构的建模与仿真分析如同为执行机构提供了数字化的试车台，该方法降低了研制成本，缩短了研制时间，且大幅提高了航空发动机控制系统的设计水平。
2、由于执行机构长期工作在高温、高压、强振动、强电磁的严酷工作环境下，容易发生故障，导致控制品质下降。执行机构由一系列机械液压装置组成，当某一部件发生故障时，容易引起连锁反应，从而影响发动机系统的性能，甚至会造成发动机损毁导致机毁人亡的严重后果。因此，为了保证航空发动机在飞行过程中的安全性和可靠性，开展对执行机构的故障诊断研究工作是非常迫切和必要的。
3、目前对航空发动机控制系统执行机构的故障诊断方法
技术实现思路
1、本专利技术的目的在于解决现有对航空发动机控制系统执行机构的故障诊断方法所存在的无法建立准确的数学模型而导致系统动态稳定性较差以及适应性较差而不能适用于各种类型的执行机构和控制系统的不足之处，而提供了一种基于未知输入观测器的航空发动机控制系统执行机构故障检测方法。
2、为实现上述目的，本专利技术所提供的技术解决方案是：
3、一种基于未知输入观测器的航空发动机控制系统执行机构故障检测方法，其特殊之处在于包括以下步骤：
4、步骤1，为航空发动机控制系统建立基于未知输入观测器的故障检测模型，以检测航空发动机控制系统中是否有执行机构发生故障，包括以下子步骤：
5、步骤1.1，为航空发动机控制系统建立初始模型：
6、
7、式中，x∈rn、u∈rm和y∈rp分别表示航空发动机控制系统的状态量、输入量和输出量，n、m、p分别是模型的状态量个数、输入量个数和输出量个数，且n＜m＜p，fa∈rm表示执行机构故障，g(x,t)∈rn为发动机非线性模型不确定项，a∈rn×n、b∈rn×m、c∈rp×n和d∈rp×m是以发动机某稳态点为基础得到的常值矩阵；
8、步骤1.2，为航空发动机控制系统引入积分观测器：
9、
10、
11、步骤1.3，为航空发动机控制系统建立故障检测模型：
12、
13、式中，xa∈rn+p、ya∈rp分别为航空发动机控制系统引入积分观测器后的状态量和输出量，d∈rr为系统干扰，r是系统干扰量个数，ga(xa,t)为航空发动机非线性模型不确定项g(x,t)变换后得到的新的不确定项，aa∈r(n+p)×(n+p)、ba∈r(n+p)×m、ca∈rp×(n+p)为系数矩阵a、b、c、d组合而成的新的系数矩阵，ea∈r(n+p)×r表示航空发动机控制系统干扰矩阵的常值系数矩阵；
14、步骤1.4，为航空发动机控制系统设计未知输入观测器：
15、
16、式中，z∈rn+p为未知输入观测器的状态量，为未知输入观测器的状态估计变量，n∈r(n+p)×(n+p)、j∈r(n+p)×m、f∈r(n+p)×p、m∈r(n+p)×(n+p)和h∈r(n+p)×p均为中间矩阵变量；
17、步骤1.5，计算航空发动机控制系统的故障检测残差：
18、
19、式中，ea表示状态估计误差，
20、步骤1.6，判断航空发动机控制系统中是否有执行机构发生故障：
21、
22、式中，ε表示故障检测残差的阈值；
23、步骤2，在确定航空发动机控制系统中有执行机构发生故障时，分别为航空发动机控制系统的多个执行机构设计未知输入观测器而形成专用未知输入观测器组，以确定航空发动机控制系统中发生故障的执行机构，从而实现故障隔离，包括以下子步骤：
24、步骤2.1，为航空发动机控制系统建立故障隔离模型：
25、
26、式中，i表示执行机构的序号，为中间矩阵变量，为矩阵ba除第i个列向量之外的所有列向量，为向量fa除第i行元素之外的所有元素；
27、步骤2.2，分别为航空发动机控制系统的多个执行机构设计未知输入观测器：
28、
29、式中，zi∈rn+p为未知输入观测器的状态量，为未知输入观测器的状态估计变量，矩阵ni∈r(n+p)×(n+p)、ji∈r(n+p)×m、fi∈r(n+p)×p、mi∈r(n+p)×(n+p)和hi∈r(n+p)×p均为中间变量矩阵；
30、步骤2.3，计算航空发动机控制系统的故障隔离残差：
31、
32、式中，表示第i个观测器的状态估计误差，
33、步骤2.4，确定航空发动机控制系统中发生故障的执行机构：
34、
35、式中，εi表示故障隔离残差的阈值。
36、进一步地，步骤1.3包括以下子步骤：
37、步骤1.3.1，根据所建立的航空发动机控制系统的初始模型和积分观测器计算状态空间方程：
38、
39、步骤1.3.2，引入系统干扰，获得新的状态空间方程：
40、
41、步骤1.3.3，当航空发动机控制系统中没有执行机构发生故障，fa＝0，获得航空发动机控制系统的故障检测模型。
42、进一步地，步骤2.1还包括以下子步骤：
43、步骤2.0.1，为航空发动机控制系统建立初始故障本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种基于未知输入观测器的航空发动机控制系统执行机构故障检测方法，其特征在于包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的基于未知输入观测器的航空发动机控制系统执行机构故障检测方法，其特征在于，步骤1.3包括以下子步骤：
3.根据权利要求1或2所述的基于未知输入观测器的航空发动机控制系统执行机构故障检测方法，其特征在于，步骤2.1还包括以下子步骤：
4.根据权利要求1或2所述的基于未知输入观测器的航空发动机控制系统执行机构故障检测方法，其特征在于：ε和εi的取值都相同。
【技术特征摘要】
1.一种基于未知输入观测器的航空发动机控制系统执行机构故障检测方法，其特征在于包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的基于未知输入观测器的航空发动机控制系统执行机构故障检测方法，其特征在于，步骤1.3包括以下子步骤：
3.根据权利...
【专利技术属性】
技术研发人员：韩小宝，宋一啸，蒋宗霆，缑林峰，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：
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