無人直升機故障診斷及容錯控制設(shè)計

夏 偉，賴水清

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

隨著無人直升機作戰(zhàn)任務(wù)多樣化，結(jié)構(gòu)復(fù)雜化，系統(tǒng)自動化，無人機系統(tǒng)越來越復(fù)雜，這勢必會增加無人直升機故障發(fā)生的概率，造成嚴重的后果。故障診斷與容錯控制技術(shù)旨在及時檢測、分離、估計故障，并根據(jù)所獲得的故障信息進行重構(gòu)控制，使得系統(tǒng)能夠最小化故障影響，在一定程度上保持工作能力，保障人員、財物安全。

需要指出的是，現(xiàn)代控制系統(tǒng)復(fù)雜度越來越高，系統(tǒng)部件也越來越多，這使得被控系統(tǒng)在實際運行過程中發(fā)生故障的概率也越來越大。數(shù)據(jù)顯示，在引起被控系統(tǒng)失效故障的原因中，傳感器和執(zhí)行器故障所占比例為80%以上。因此，傳感器和執(zhí)行器的容錯控制研究顯得尤為重要。在故障診斷與容錯控制研究的最初階段，采用基于硬件冗余的技術(shù)實現(xiàn)提高系統(tǒng)的可靠性。隨著現(xiàn)代控制理論的進步、建模理論的完善、狀態(tài)估計技術(shù)的發(fā)展以及系統(tǒng)辨識及計算機能力的提高，出現(xiàn)了基于解析冗余代替硬件冗余的故障診斷與容錯控制技術(shù)的思想?；诮馕鋈哂嗟乃枷胧?，利用不同傳感器監(jiān)控系統(tǒng)各種變量之間的解析關(guān)系，建立相應(yīng)的解析模型，如輸入-輸出關(guān)系等，通過生成對故障敏感的殘差信號，進行故障診斷與容錯控制。

無人直升機容錯控制在整個自主控制體系中占有非常重要的地位。無人直升機是一種穩(wěn)定性差、不易控制的飛行器，具有多變量、非線性耦合、柔性結(jié)構(gòu)等多種動力學(xué)特性，在飛行過程中會遇到風擾、發(fā)動機振動等多種擾動，機械部件和控制系統(tǒng)極易出現(xiàn)故障。如果故障不能被有效檢測出來或者在有限的控制周期內(nèi)沒有及時進行處理，無人直升機就會因故障造成的不穩(wěn)定而失去控制，導(dǎo)致重大的損失甚至地面人員傷亡。由此，對于無人直升機的故障診斷與容錯控制技術(shù)的研究就成為了提高其安全性和可靠性的迫切研究任務(wù)。美國國防部的報告就曾指出“提高無人機的可靠性是當前以致今后確保他們成功的最重要因素”，強調(diào)了自修復(fù)的智能飛行系統(tǒng)是整個先進無人機自主控制的關(guān)鍵一步。美國國防部在發(fā)表的《2005-2030無人機發(fā)展路線圖》中也認識到并指出發(fā)展“自診斷、智能”飛行控制系統(tǒng)是無人機自主能力發(fā)展的重要步驟。

1 容錯控制結(jié)構(gòu)

自主控制系統(tǒng)通常要在無人干預(yù)的情況下完成各種復(fù)雜的操作任務(wù)，并在不確定的工作環(huán)境中執(zhí)行任務(wù)。這都要求自主控制系統(tǒng)不僅具有傳統(tǒng)無人直升機控制的偏差修正能力，而且具有學(xué)習、記憶、自適應(yīng)和自組織能力：能夠及時地適應(yīng)不斷變化的環(huán)境；能有效地處理各種信息，以減小不確定性；能以安全可靠的方式進行規(guī)劃和執(zhí)行控制動作，從而達到預(yù)定的目標和良好的性能指標。

無人直升機自主控制系統(tǒng)如圖1所示，一般可分成三個層次：底層為自適應(yīng)控制層，主要用于完成對無人直升機具體行為的控制，包括以無人直升機動力學(xué)模型為基礎(chǔ)的運動控制、各種基于傳感器的控制等；中層是自主行為層，這層控制要具有對環(huán)境的洞察理解能力、實時優(yōu)化決策能力、協(xié)調(diào)合作與請求支援能力，目前這一層基本處于由人參與的半自主控制狀態(tài)，但迫切需要深入研究如何降低人的干預(yù)，增強無人機的自主能力，實現(xiàn)在盡量少的人為干預(yù)下，性能逐步趨近于有人駕駛平臺；上層是智能使命分派層，它將系統(tǒng)所有的信息匯總集成，在決策支持系統(tǒng)輔助下，確定各個具體自主無人直升機或者多無人直升機編隊的使命任務(wù)。

圖1 無人直升機自主控制系統(tǒng)體系結(jié)構(gòu)

無人直升機容錯控制為其自主控制系統(tǒng)體系結(jié)構(gòu)的延伸，主要體現(xiàn)在體系中的中層自主及底層自適應(yīng)控制中。容錯控制首先對系統(tǒng)自身健康狀況做出判斷，報告故障后，根據(jù)當前環(huán)境及自身狀態(tài)進行容錯控制，使其在次優(yōu)狀態(tài)下完成使命。在中層自主行為層，對環(huán)境的洞察理解能力具有兩層內(nèi)涵：其一是對外界環(huán)境的理解，包括空氣動力學(xué)因素、風擾等各種擾動因素、三維環(huán)境模型、目標/障礙物信息等；其二是對自身廣義環(huán)境的理解，包括飛行器本體故障/損失情況、執(zhí)行器效率/損失情況、傳感器健康狀況等自身狀態(tài)信息。顯然，對于自身廣義環(huán)境的理解就是容錯控制研究的范疇，在了解自身狀況的基礎(chǔ)上進行綜合決策，輸出給底層自適應(yīng)控制模塊對無人直升機進行控制。

在無人直升機自主控制系統(tǒng)體系結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上，構(gòu)建無人直升機容錯控制系統(tǒng)基本結(jié)構(gòu)，如圖2所示。

圖2 無人直升機容錯控制結(jié)構(gòu)

黃色框模塊為擴展的無人直升機容錯控制部分，包括任務(wù)重規(guī)劃、路徑重規(guī)劃、直接傳感器故障檢測、多故障模型匹配、傳感器故障檢測及數(shù)據(jù)融合、執(zhí)行器故障檢測及重構(gòu)控制等模塊。直接故障檢測傳感器與飛行器相連，實時檢測可觀性故障，包括計算機供電電量、執(zhí)行器供電電量、油量、發(fā)動機溫度、旋翼狀態(tài)等。監(jiān)測結(jié)果直接進入故障推理模塊，為故障檢測、任務(wù)重規(guī)劃、路徑重規(guī)劃以及執(zhí)行器重構(gòu)控制提供決策依據(jù)。多故障模型匹配模塊用于執(zhí)行器故障與傳感器故障解耦：當執(zhí)行器發(fā)生故障，則進入執(zhí)行器故障檢測模塊，可實時估計出執(zhí)行器損失參數(shù)，通過執(zhí)行器重構(gòu)控制使飛行器繼續(xù)保持穩(wěn)定，同時進行任務(wù)以及路徑重規(guī)劃，保證系統(tǒng)安全；如果傳感器發(fā)生故障則通過傳感器故障檢測單元分離故障傳感器通道，通過傳感器信息數(shù)據(jù)融合方法使用估計的傳感器信號代替故障傳感器信號。

2 故障診斷方法

目前應(yīng)用于無人機故障檢測與診斷的方法主要可以分為以下幾種：基于知識的方法、基于解析模型的方法和基于數(shù)據(jù)驅(qū)動的方法。

2.1 基于知識的方法

基于知識的故障診斷方法(示意圖見圖3)引入診斷對象多方面的信息，特別是可以充分利用領(lǐng)域?qū)＜业脑\斷知識，避免了對精確數(shù)學(xué)模型的過分依賴，而且這種方案也能夠在強大的計算能力下在線運行。

圖3 基于知識的故障診斷方法

神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)這種基于知識的故障診斷方法也被用于飛行器上，并進行了試驗驗證。

2.2 基于解析模型的方法

基于解析模型的故障診斷方法是當前主流方法之一，原理圖見圖4。其思想就是利用現(xiàn)有的知識建立系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，將系統(tǒng)的輸入與輸出同時傳遞給數(shù)學(xué)模型，利用一定的準則建立系統(tǒng)的誤差，再按照一定的判定準則確定系統(tǒng)是否發(fā)生了故障(故障檢測)，發(fā)生了什么故障(故障分離)和故障的大小(故障估計)。

圖4 基于模型故障診斷的原理圖

2.3 基于數(shù)據(jù)驅(qū)動的方法

基于數(shù)據(jù)驅(qū)動的方法具體包括但不限于機器學(xué)習、信息融合、多元統(tǒng)計分析(主元分析方法、偏最小二乘方法和獨立主元分析方法)、粗糙集和信號處理等方法。如針對無模型的故障診斷和容錯控制問題，設(shè)計基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的殘差發(fā)生器用以實現(xiàn)故障診斷；如針對非線性系統(tǒng)的傳感器數(shù)據(jù)，設(shè)計核主成分分析的方法用以實現(xiàn)故障診斷。

基于數(shù)據(jù)驅(qū)動的診斷方法可以部分地回避建立診斷對象數(shù)學(xué)模型的難點，直接利用各類數(shù)據(jù)驅(qū)動的方法，自適應(yīng)能力強，從原理上既適用于線性系統(tǒng)，也適用于非線性系統(tǒng)。基于數(shù)據(jù)驅(qū)動的方法是建立在對故障機理的透徹分析和研究的基礎(chǔ)之上，判斷出測量信號的哪些特征能夠最顯著地反映出待診斷的故障?；跀?shù)據(jù)驅(qū)動的方法一般包括基于小波變換的方法、信號的譜分析或相關(guān)性分析等方法。

圖5 基于數(shù)據(jù)驅(qū)動的故障診斷

小波變換技術(shù)是目前基于數(shù)據(jù)驅(qū)動方法的一個研究熱點，因同時具有時域和頻域分析的特點，對于準確分析系統(tǒng)傳感器的故障十分有利。利用小波變換進行故障診斷的基本思路是首先對被診斷對象的輸入輸出信號進行小波變換，利用該變換求出輸入輸出信號的奇異點，再去除由于輸入突變引起的極值點，則其余的極值點就對應(yīng)于被診斷對象的故障狀態(tài)。小波變換技術(shù)的關(guān)鍵在于小波的選取，變換后的波形不僅能夠反應(yīng)信號的頻域特征，同時能夠反應(yīng)其固定頻域出現(xiàn)時的時域特征。

3 容錯控制方法

目前應(yīng)用于無人機的容錯控制方法主要可以分為被動容錯控制方法和主動容錯控制方法。

被動容錯控制是設(shè)計適當固定結(jié)構(gòu)的控制器，該控制器除了考慮正常工作狀態(tài)的參數(shù)值以外，還要考慮在故障情況下的參數(shù)值。不僅在所有控制部件正常運行時，而且在執(zhí)行器、傳感器和其他部件失效時，保障系統(tǒng)仍然具有穩(wěn)定性和令人滿意的性能。被動容錯控制是在故障發(fā)生前和發(fā)生后使用同樣的控制策略，不進行調(diào)節(jié)。被動容錯控制方法是一種基于魯棒控制思想的方法，僅針對特定范圍內(nèi)的故障有效。一般來講，該方法保守性很強，不能針對具體的故障信息采取合適的故障處理機制和措施。

主動容錯控制方法是根據(jù)所發(fā)生的故障對控制器的參數(shù)進行適當調(diào)整(故障發(fā)生后)以補償故障，必要時改變控制結(jié)構(gòu)。主動容錯控制的方法需要提前設(shè)計控制規(guī)律，但是該方法相較于被動容錯控制方法具有更高的控制性能。由于被動容錯控制方法的局限性以及主動容錯方法的良好性能，當前容錯控制領(lǐng)域的研究方向幾乎都集中在主動容錯控制方法。

主動容錯控制方法通常分為故障檢測、故障分離、故障估計、故障調(diào)節(jié)四個步驟。故障檢測是指當系統(tǒng)發(fā)生故障時，可以及時發(fā)現(xiàn)和報警，是主動容錯控制的第一個環(huán)節(jié)。故障分離是在故障檢測的基礎(chǔ)上從眾多系統(tǒng)部件中分離出故障部件，即確定故障發(fā)生的具體位置。故障估計就是針對所分離出的故障，在線估計出故障的大小以便進行故障調(diào)節(jié)。故障調(diào)節(jié)是指基于前面所獲得的故障信息設(shè)計相應(yīng)的容錯控制規(guī)律。

4 故障診斷與容錯控制設(shè)計與仿真

4.1 傳感器故障診斷與容錯控制

根據(jù)某小型無人直升機傳感器的故障特征以及表現(xiàn)，使用基于小波分析的方法實現(xiàn)對單傳感器的故障診斷，使用多傳感器組合分析的方法實現(xiàn)對加速度計的故障診斷，見圖6。

圖6 傳感器故障診斷設(shè)計

某小型無人直升機所配置的絕大部分傳感器輸出數(shù)據(jù)為“連續(xù)”數(shù)值(并非嚴格意義上的連續(xù)，而是指傳感器的測量對象本身不能突變，比如高度不能突變)。利用加速度、速度和位置固有的關(guān)系，對相應(yīng)傳感器采集的數(shù)據(jù)進行濾波，得到更精確的數(shù)據(jù)及其精度描述。如果速度或位置傳感器發(fā)生故障，則對其數(shù)據(jù)進行小波分析即可實現(xiàn)故障診斷。如果加速度計發(fā)生故障，則經(jīng)過濾波之后的本地數(shù)據(jù)融合結(jié)果也會受到故障傳感器的影響。具體體現(xiàn)為加速度計故障導(dǎo)致本地數(shù)據(jù)融合結(jié)果的速度和位置也受到故障加速度的污染，導(dǎo)致數(shù)據(jù)特性變差。結(jié)合位置傳感器的測量數(shù)據(jù)，可以對比分析得出加速度計的健康狀態(tài)。

對某小型無人直升機進行傳感器數(shù)據(jù)冗余特性分析，見圖7。不同傳感器之間的測量對象可能相同，不同觀測量的傳感器余度不能簡單通過硬件配置來確定，需要綜合相關(guān)數(shù)據(jù)的冗余特性得到。對不同冗余程度的數(shù)據(jù)設(shè)計不同的容錯控制策略。

圖7 傳感器數(shù)據(jù)冗余特性分析

其中位置和橫滾角、俯仰角的數(shù)據(jù)冗余特性是間接冗余。GPS/備份GPS可以測量得到飛行器當前的位置。同時，對加速度計、速度進行融合也可以得到飛行器的位置信息。但是，加速度計、速度的積分融合會導(dǎo)致誤差隨時間累積，因而這種解析冗余的方法只適合短期內(nèi)的數(shù)據(jù)源替換。同樣地，垂直陀螺儀能夠測量得到飛行器的橫滾角和俯仰角。對角速率陀螺儀的測量數(shù)據(jù)進行積分也能夠得到姿態(tài)信息。

對于傳感器間接冗余的觀測系統(tǒng)，采用解析數(shù)據(jù)源切換的方式實現(xiàn)傳感器的容錯控制。解析數(shù)據(jù)源切換的方式是指通過間接冗余的傳感器來進行計算，得到當前狀態(tài)量。但這種方法得到的數(shù)據(jù)往往誤差較大，且常常會伴隨有積分誤差或者放大噪聲。解析數(shù)據(jù)源切換的方式下無人直升機必須盡快調(diào)整姿態(tài)、高度進行軟著陸。

對于傳感器直接冗余的觀測系統(tǒng)，采用分布式數(shù)據(jù)融合的方法來實現(xiàn)傳感器的容錯控制，見圖8。

圖8 分布式數(shù)據(jù)融合

4.2 執(zhí)行器故障診斷與容錯控制

針對某小型無人直升機自動傾斜器舵機設(shè)計故障診斷與容錯控制。在無人直升機底層飛行控制系統(tǒng)的上層，搭建一個執(zhí)行器故障診斷與容錯控制系統(tǒng)。該系統(tǒng)能夠利用直升機的控制輸入與狀態(tài)輸出，辨識出直升機飛行過程中執(zhí)行器的工作狀態(tài)。該工作狀態(tài)用一組執(zhí)行器效率系數(shù)表示。當該效率系數(shù)小于1的時候，即執(zhí)行器的工作不正常，需要對控制算法進行重構(gòu)，讓無人直升機的控制效果依然能保持在一個正常的狀態(tài)下。整個執(zhí)行器故障診斷與容錯控制系統(tǒng)包括三個重要的模塊：參數(shù)辨識模塊、控制算法重構(gòu)模塊和底層飛控模塊。

底層飛控系統(tǒng)包括內(nèi)環(huán)的角速率控制和外環(huán)的角度、位置控制。當執(zhí)行器發(fā)生故障的時候，內(nèi)環(huán)的控制會最先受到影響并最終影響外環(huán)控制，因此底層飛控系統(tǒng)以內(nèi)環(huán)控制為對象進行搭建。

參數(shù)辨識模塊是基于控制算法的輸入與狀態(tài)量的輸出以及無人直升機的動力學(xué)模型來實時估計執(zhí)行器的效率因子，并將此效率因子反饋給控制算法重構(gòu)模塊，為算法重構(gòu)提供依據(jù)。

對于執(zhí)行器執(zhí)行效率損失的故障類型，控制算法重構(gòu)采用在原來的控制量的基礎(chǔ)上除以參數(shù)辨識所獲得的效率因子，從而抵消執(zhí)行器效率降低所帶來的控制效果的降低。

4.3 故障診斷與容錯控制仿真驗證

針對某小型無人直升機故障診斷及容錯控制設(shè)計，在構(gòu)建好的控制系統(tǒng)上進行不同傳感器的建模、傳感器故障的建模、傳感器故障診斷模塊的搭建、傳感器數(shù)據(jù)融合模塊的搭建，以及執(zhí)行器故障的模擬、執(zhí)行器故障診斷模塊的搭建、執(zhí)行器容錯控制模塊的搭建。在搭建好的系統(tǒng)上，進行無故障情況下的飛行底層控制模擬，然后針對傳感器與執(zhí)行器故障分別進行模擬仿真和綜合模擬仿真，部分仿真結(jié)果如下。

圖9為無人直升機高度傳感器出現(xiàn)恒偏移故障時的仿真結(jié)果。當無人直升機高度的某觀測通道發(fā)生恒偏移的故障時，其角度觀測結(jié)果與真實狀態(tài)之間會產(chǎn)生一個偏差，并且該偏差會導(dǎo)致飛行器姿態(tài)的瞬間失控。同時，若該偏移量沒有超過無人直升機高度的固有動作范圍，則該偏移量會自動“消除”。但由于故障傳感器的錯誤數(shù)據(jù)，會在實際控制中造成一個真實偏差。

圖9 高度傳感器恒偏移故障下的高度控制

圖10為無人直升機高度傳感器出現(xiàn)失效故障時的仿真結(jié)果。當某傳感器發(fā)生失效故障且控制系統(tǒng)沿用該故障傳感器的故障數(shù)據(jù)時，無人直升機高度控制會變?yōu)殚_環(huán)控制，失去對設(shè)定控制目標的跟蹤能力。對于配備有多余度高度傳感器的無人直升機，如果系統(tǒng)檢測到某高度傳感器發(fā)生故障并采用數(shù)據(jù)通道切換的手段實現(xiàn)容錯控制，會導(dǎo)致短期內(nèi)數(shù)據(jù)缺失。數(shù)據(jù)融合則不會有此缺點。

圖10 高度傳感器失效故障下的航線跟蹤

圖11、圖12為無人直升機垂直陀螺出現(xiàn)開環(huán)故障時的仿真結(jié)果。垂直陀螺開環(huán)故障后姿態(tài)的反饋可以在短時間通過角速率陀螺測量結(jié)果經(jīng)數(shù)據(jù)融合之后得到。但該過程會引入積分誤差，因而垂直陀螺故障后無人直升機姿態(tài)的控制調(diào)整只能在短期內(nèi)有效。

圖11 垂直陀螺開環(huán)故障下俯仰角的歸零控制

圖12 垂直陀螺開環(huán)故障下橫滾角的歸零控制

圖13為無人直升機執(zhí)行器出現(xiàn)故障時線性系統(tǒng)的仿真結(jié)果。在第5秒，激發(fā)控制算法重構(gòu)，執(zhí)行器效率估計值重新收斂到1附近，說明此時系統(tǒng)恢復(fù)到故障前的狀態(tài)，算法重構(gòu)發(fā)生了作用。從圖中可以明顯看出：在3秒處往后，執(zhí)行器發(fā)生故障，此時誤差明顯增大；但是到第5秒以后，激發(fā)控制算法重構(gòu)，誤差又回到剛開始沒有故障時的狀態(tài)?？梢姡麄€上層故障診斷和容錯控制算法對線性系統(tǒng)是有效的。

圖13 執(zhí)行器故障下線性控制系統(tǒng)橫滾角控制誤差圖

圖14為無人直升機執(zhí)行器出現(xiàn)故障時非線性控制系統(tǒng)的仿真結(jié)果。圖中可以看出：在8秒時刻，執(zhí)行器發(fā)生故障，此時橫滾角的控制誤差明顯增大；但是到第14秒以后，激發(fā)控制算法重構(gòu)，誤差又回到剛開始沒有故障時的狀態(tài)?？梢?，整個故障診斷和容錯控制算法對于非線性控制系統(tǒng)也同樣是適用的。

圖14 執(zhí)行器故障下非線性控制系統(tǒng)橫滾角控制誤差圖

5 結(jié)論

本文從某小型無人直升機傳感器和執(zhí)行器的故障原理和實際工作環(huán)境出發(fā)，采用小波分析、數(shù)據(jù)融合與分析、參數(shù)估計方法，進行故障診斷和容錯控制設(shè)計，可以較好地解決小型無人直升機故障診斷和容錯控制問題，實現(xiàn)故障影響的最小化。仿真結(jié)果表明：基于小波分析和多通道傳感器綜合分析的故障診斷方案能夠?qū)崿F(xiàn)對各類傳感器故障的快速檢測，傳感器的容錯控制措施能夠在幾個控制周期內(nèi)發(fā)揮作用；基于參數(shù)估計的故障診斷方案能夠快速準確地確定執(zhí)行器故障具體情況，執(zhí)行器容錯控制模塊能夠?qū)崟r根據(jù)診斷結(jié)果采取措施，并迅速重構(gòu)控制律。