基于LPV模型的鲁棒故障检测滤波器设计

针对航空发动机动态过程中由于模型误差造成故障检测误报的问题,采用雅克比方法建立航空发动机动态线性变参数(LPV)数学模型反映发动机动态特性,利用特征结构配置法设计故障检测滤波器,较好地消除了模型偏差对故障检测准确率的影响.通过某型涡扇发动机控制系统传感器典型软、硬故障检测仿真实验表明,该方法提高了残差信号对模型误差和未知输入信号的鲁棒性,对发动机加减速过渡过程中故障检测准确度高,实时性好.     

采样数据系统故障检测的H∞方法

提出一种对采样数据系统进行故障检测的H∞方法.首先构造离散时间故障检测系统,分析残差产生器的动态特性.然后从故障检测的角度引入算子,定量考察连续时间未知输入信号和故障信号对离散时间残差信号的影响.最后优化残差产生器的参数,使得故障检测系统对未知输入具有较强的鲁棒性,同时对故障具有较高的灵敏度.     

采样数据系统故障检测的H∞方法

提出一种对采样数据系统进行故障检测的H_∞方法. 首先构造离散时间故障检测系统, 分析残差产生器的动态特性. 然后从故障检测的角度引入算子, 定量考察连续时间未知输入信号和故障信号对离散时间残差信号的影响. 最后优化残差产生器的参数, 使得故障检测系统对未知输入具有较强的鲁棒性, 同时对故障具有较高的灵敏度.     

一类时滞LPV 系统的鲁棒故障检测

研究一类具有参数依赖时滞的线性参数变化系统的鲁棒故障检测问题，使残差信号和故障信号之问的误差最小，同时提高残差信号对控制输入和未知输入信号的鲁棒性．基于依赖于时变参数的滤波器构造残差产生系统，利用H∞控制理论将故障检测滤波器的设计归结为H∞滤波问题，应用线性矩阵不等式技术得到了此类系统鲁棒故障检测滤波器存在的充分条件．数值仿真表明所提方法是可行的．     

风力机系统基于H_/H∞未知输入观测器的故障诊断

针对实际工程中风力机传动系统未知输入难以完全解耦的问题,提出基于H_-/H_∞未知输入观测器(unknown input observer, UIO)故障诊断方法.首先,利用未知输入观测器的等式条件将未知输入分解为可解耦与不可解耦两部分,且将可解耦部分从估计误差中消除.其次,利用H_-/H_∞性能指标设计未知输入观测器的残差产生器,使残差对未知输入中不可解耦部分具有鲁棒性并对故障信号具有敏感性,并通过引入松弛矩阵解决观测器参数设计过程中的保守问题.考虑残差信号的随机特性,采用统计理论确定故障检测阈值.经仿真验证,该方法可对风力机传动系统传感器加性故障和乘性故障进行有效诊断.     

航空发动机传感器故障鲁棒检测方法

研究发动机传感器故障准确检测问题,现代航空发动机数字电子控制系统对传感器的可靠性要求日益提高。针对航空发动机结构复杂,又工作在高温和高压下,常规采用的传感器故障检测方法的准确性易受到建模误差与外界扰动的影响,造成漏报或误报。为了提高检测精度,提出建立航空发动机数控系统传感器未知输入故障模型,采用特征结构配置的方法,通过配置闭环系统左特征向量实现故障检测残差对不确定性因素的干扰解耦,降低扰动对故障诊断结果的影响。用某型涡扇发动机数控系统传感器故障数字仿真试验表明,所设计的方法对范数有界的不确定量可以实现干扰解耦,抑制干扰对故障检测的影响,改善检测算法的鲁棒性,提高检测结果的准确性,同时满足在线运算的实时性要求。提高了航空发动机的可靠性,保证了安全飞行。     

广义双线性系统的残差产生器设计

针对具有不可测外界干扰和有界控制输入的广义双线性系统，提出了一种用于故障检测的未知输入残差产生器的设计方法。首先，通过非奇异线性变换，将广义双线性系统分解成动态和静态两个子系统，设计了未知输入残差产生器，给出了未知输入残差产生器存在的充分必要条件，并基于Lyapunov稳定理论，分析了所设计的未知输入残差产生器的指数稳定性。然后，针对未知输入残差产生器中的待定参数，基于线性矩阵不等式技术和广义逆理论，给出了未知参数的求解过程，该求解方法不需要对待求参数进行参数化的过程，易于计算。     

基于UIOs的风力机传动系统多故障诊断

风力机故障诊断通过对机组运行数据进行提取、估计,以辨别出故障并获得故障信息.但目前风力机故障检测大多考虑单个故障发生的情况,而实际工程中无法避免多故障同时发生.通过设计未知输入观测器组,解决了风力机传动系统执行器和传感器的多故障诊断及隔离.针对不同故障类型各设计一组未知输入观测器.观测器组中的每个未知输入观测器产生一个残差信号,该残差不敏感于相应故障,但敏感于其他故障.通过对比观测器组中的残差信号可实现单一或多故障诊断.建立风力机传动系统故障模型,仿真分析得出该方法具有可行性.     

一类存在参数摄动的线性随机系统的鲁棒间歇故障诊断方法

间歇故障（Intermittent faults, IFs）具有随机性,其检测要求在本次间歇故障消失之前检测出间歇故障的发生,在下一次间歇故障发生之前检测出间歇故障的消失.本文针对一类存在未知时变参数摄动的离散线性随机动态系统,研究了其鲁棒间歇故障检测与分离问题.基于降维未知输入观测器,通过引入滑动时间窗口,本文设计了一组与未知时变摄动解耦的结构化截断残差,并提出其存在的一个充分条件.与传统残差相比,截断残差信号更为显著地反映了间歇故障的发生和消失.为满足间歇故障的检测要求,本文提出两个假设检验分别用于检测间歇故障的发生时刻和消失时刻,并给出了一个详细算法.最后,在沿参考轨道运行的卫星模型上对所述方法进行了仿真实验,结果表明该方法能够有效检测出间歇故障的所有发生时刻和消失时刻,并准确实现故障分离.     

故障检测滤波器的鲁棒性设计

该文设计了全维非线性未知输入观测器，实现检测滤波器对于被控对象模型误差和系统不确定性因素的干扰解耦。某型航空发动机控制系统传感器和执行机构的故障检测仿真实验表明，具有干扰解耦的故障检测滤波器可以准确地对传感器和执行机构的故障进行检测和隔离，提高了检测滤波器对于故障检测的鲁棒性。     

Fault estimation for aero‐engine LPV systems based on LFT

In this paper, a fault estimator with linear fractional transformation (LFT) parameter dependency is designed for the linear parameter‐varying (LPV) system of the aero‐engine with both sensor and actuator faults under disturbances. After an aero‐engine affine parameter‐dependent LPV model is derived by the linear fitting method and matrix pseudo‐inverse method, the LPV model with disturbances and fault signals is transformed into a LFT structure. Based on the full block S‐procedure, the sufficient condition for the existence of the fault estimator is proposed, which can lead to less conservative results. Then the fault estimator design algorithm which can adjust to the current system dynamic adaptively is presented. Finally, a fault estimator is designed for a turbofan aero‐engine under multiple types of faults and disturbances to demonstrate the effectiveness of the proposed method.     

航空发动机控制系统故障检测仿真平台研究

通过分析目前航空发动机控制系统故障检测仿真软件缺乏通用性、模块化的问题,将发动机建模、故障检测和组件开发技术相结合,提出并设计了航空发动机控制系统故障检测仿真平台,分析该平台的设计目标、软件总体架构与主要功能.针对某型涡扇发动机为研究对象,给出传感器与执行机构典型故障的模式分析和检测逻辑,在飞行包线设计点进行仿真计算.实践表明该平台能够准确实时仿真发动机控制系统典型故障,具有功能可靠、易扩展、工程化程度高的特点.     

自适应神经网络在发动机故障诊断中的应用

为适应民航系统发展的要求,确保飞机的飞行安全、提高飞机发动机的可靠性和利用率、改变对发动机故障的诊断和探测能力的局限性以及降低传统的定期维护成本,提出了应用自适应神经网络技术对飞机发动机进行诊断。该文根据在飞行中检测或地面维修时采集到的数据,并将这些数据分为故障现象和故障集分别进行编码,而后利用神经网络的自学习、联想、推测、记忆、容错、自适应和多模式处理等功能对飞机发动机的故障进行诊断。应用结果表明,诊断的精度基本符合实际应用的需要。     

基于LPV建模的故障诊断方法研究

建立航空发动机动态线性变参数(LPV)数学模型准确反映发动机动态特性,较好地消除了模型偏差对故障检测准确率的影响,并针对传感器典型故障进行仿真。仿真结果表明,所研究方法准确度高,实时性好,对模型误差具有较好地鲁棒性。     

航空发动机被动容错控制系统鲁棒性设计

针对航空发动机发生故障时系统的容错能力问题,设计了基于特征结构配置方法的容错控制系统。首先分析了被动容错控制的特点和优点,然后采用特征结构配置的方法,在配置系统极点的同时,还配置系统的特征向量,并对系统进行重新调节以获得整个系统在故障发生后的稳定性与可靠性,给出了特征结构配置方法的具体设计步骤。最后,针对某型航空发动机的设计工况点模拟系统发生故障,即参数发生摄动时,对所设计的容错系统鲁棒性进行了分析计算。仿真算例结果表明,所设计的容错系统具有较好的抗干扰能力,即较好的鲁棒性。     

Dual-terminal event-triggered dynamic output feedback H∞ control for aero engine networked control systems with quantization

This study deals with the problem of dual-terminal event-triggered dynamic output feedback (DOF) control for aero engine networked control systems (NCSs) subject to network-induced delay, external disturbance, and quantization effects. First, we established a generalized mathematical model of the aero engine. Second, a dual-terminal dynamic event-triggered mechanism (DETM) was designed to reduce the utilization of the network bandwidth. In addition, a DOF controller with a compensation function was proposed to stabilize the system. By utilizing the Lyapunov-Krasovskii (LK) method, the stability criteria were determined. Accordingly, the design conditions of the DOF controller and DETMs were presented. Furthermore, based on a genetic algorithm (GA), a parameter tuning method was proposed to obtain the allowable delay upper bound with less conservatism. Finally, some examples were presented to show the effectiveness and superiority of the presented scheme.     

航空发动机机械液压控制器建模及仿真技术研究

以流量连续方程和力平衡方程为基础，研究了航空发动机机械液压控制器典型部件的建模方法以及系统中存在的北线性环节的描述方法。对某型航空发动机慢车转速燃油控制系统进行了建模和数字仿真研究，结果与工程实践中现场的情况一致，效果优于常规的仿真方法。工程实践已经验证了仿真研究给出的主要的控制器参数改变的建议是正确的，使控制系统的性能达到了设计要求。这表明所提出的航空发动机机械液压控制器建模和仿真方法是正确、有效的。     

基于蚁群算法的航空发动机PID参数优化

提出一种基于蚁群算法的PID参数优化控制算法,对航空发动机的双变量解耦控制方法进行了研究.蚁群算法采用分布式并行计算机制,易于与PID控制方法结合,优化后的控制器克服了传统的PID控制参数不易整定的缺点,且控制器结构简单规范、动态和静态性能良好,具有较强的鲁棒性.仿真结果表明该控制系统实现了解耦控制,对航空发动机模型参数在大范围内的变化均有良好的控制效果.     

航空涡轴发动机转速与扭矩信号的仿真研究

针对航空涡轴发动机转速与扭矩信号的仿真问题,分析检测发动机转速与扭矩的原理以及信号特性,创新提出在ZYNQ平台上实现仿真信号的合成方法。采用基于直接频率合成器的设计,计算分辨率、数据位宽、无杂散动态范围等参数以及分析对精度的影响。为保证实时性要求,依托片上高速数字总线AXI4控制频率和相位的设置,产生两路同步数字正弦信号,通过比较、滤波与合成实现仿真信号的输出。在硬件方面,采用数模转换与信号调理电路,在保证各项性能指标前提下,优化了器件选型,同时增加输出接口保护,避免因静电或误操作引起的故障。实际使用情况表明,仿真信号精度高、运行稳定可靠,目前已被应用到多个航空涡轴发动机的实验项目。