卡尔曼滤波器用于发动机传感器故障检测

讨论了采用卡尔曼滤波器对发动机传感器故障进行检测，分离问题，当传感器参与控制过程时，必须避免故障传感器输出对其它传感器的影响，并有效地检测出已故障的传感器，还就实时控制时信号重构过程进行了全数字仿真，结果表明所采用方法能有效检测，分离故障，并进行信号的重构与切换。     

基于δ算子的格形故障检测滤波器

本文基于δ算子构造了Hilbert空间中的信号向量,推导了系统的输入输出关系,得出了前向和后向预测误差向量的表达式.借助格形滤波器理论导出了故障残差序列的递归算法,从而设计出故障检测滤波器.将该滤波器与自适应噪声抵消技术相结合,实现了对被噪声污染信号的故障实时在线检测.最后,仿真实验验证了这种故障检测方法的有效性.     

基于神经网络自适应滤波器的故障检测与诊断

在稳态过程的故障检测和诊断中 ,有大量反映故障状态的数据 ,在用测量方法来获取这些数据的情况下 ,异常数据能被快速、有效的检测出来就显得非常重要。用自适应滤波器无疑是一个可行的方法 ,但采用这种方法进行故障检测和诊断时 ,有计算速度慢 ,难以跟踪输入信号变化的缺点。据此 ,本文提出了用神经网络自适应滤波器来完成故障检测和诊断的方法 ,它具有速度快的特点。如能用硬件完成 ,并调整好参数 ,检测速度是极短的 (2× 10 -10 s) ,能很好地完成故障检测和诊断任务。     

一种基于最优鲁棒故障检测滤波器的网络化控制系统故障检测方法

研究了时延可能大于采样周期情况下的网络化控制系统的故障检测问题. 首先, 时延造成的影响被转化成了范数有界的不确定性, 接下来现有的基于参考模型的连续系统故障检测方法被推广到离散系统, 并应用于前面得到的含参数有界不确定性的系统. 本文提出的算法可以通过 Matlab LMI 工具箱实现. 仿真结果证实了算法的有效性.     

双通道自适应Lattice滤波器及其在故障检测中的应用

推导出一种双通道自适应Ｌａｔｔｉｃｅ滤波器算法，并将它用于动态系统的故障检测。这种故障检测方案不需要建立准确的数学模型，只要根据系统的输入输出数据，利用Ｌａｔｔｉｃｅ滤波器算法生成故障残差序列，再对故障残差序列进行统计检验，可实现动态系统的故障检测。该方法用于一个仿真的直流伺服系统的故障检测，实验效果是满意的。     

双线性检测滤波器及其故障可检测条件

研究了双线性检测滤波器的故障可检测条件. 设计了一种检测滤波器, 并得到了其故障完全可检测的严格条件. 结果表明要使检测滤波器故障完全可检测, 系统独立的传感器和独立的状态数至少和系统故障种类相同. 这个结果符合线性空间的性质. 最后利用所构造的滤波器分析了算例.     

一种适用于故障检测的归一化滑动窗协方差格形滤波器

本文介绍了一种最小二乘归一化滑动窗协方差格形波波器,并基于该滤波器构造了一种故障检测工具,文末的仿真逄例对理论分析的正确性进行了验证。     

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.     

基于多目标约束的鲁棒故障检测滤波器设计

针对包含未知输入的线性时不变系统,研究了其鲁棒故障检测滤波器设计问题。由于故障信号往往分布在有限频域段内,设计的目标包括使特定有限频域段上的复合性能指标最小化以及满足区域极点配置的要求。一个基于LMI的方法被提出用于解决该设计问题。该方法的优点在于求解过程中可以获取给定有限频域段上的频域指标的真实值,并可求得满足目标的最优解。因此,设计的故障检测滤波器可以获得良好的故障检测性能。一个基于某国产歼击机的设计实例验证了该方法的有效性。     

无人机自修复飞行控制系统研究综述

针对现代飞控系统作为无人机系统的核心之一,正朝着自修复方向发展的现状,总结了自修复飞行控制系统所涉及的故障检测与辨识、重构控制律、自修复飞行控制的仿真及试验等主要内容。分析了目前国内外自修复飞行控制系统的研究现状、技术水平,特别是自修复飞控系统的故障检测与诊断、控制律重构、仿真及试验研究等。指出了现存的问题及研究动态。分析表明,伴随着对智能控制不断深入的研究,智能自修复技术,包括智能故障诊断和智能重构控制律的设计,将是这一领域研究的方向。     

ARINC659总线多余度飞控计算机故障检测策略研究

针对ARINC659总线多余度飞行控制计算机进行了故障检测策略研究。介绍了该对象飞控计算机的系统架构,并分析了飞控计算机系统可能存在的软硬件故障类型及故障影响,针对各故障类型提出了3种有效的故障检测方法,设计了每种检测方法的具体实施步骤。在检测可靠性方面,通过建立故障概率模型,定量分析了结合3种故障检测方法后对各故障模式的检测正确率。最后搭建了半物理仿真平台,验证了检测方法的快速性与有效性,满足可靠性要求。     

故障系统的状态估计

本文讨论故障系统的状态估计问题．文中给出了在故障检测滤波器误差方程基础上,利用未知输入观测器或逆系统算法,根据输出误差估计状态误差,从而得到故障系统状态的估计方法．文中还给出了一个数字仿真例子．     

基于586-Driver的无人机飞控计算机智能检测系统研制

传统无人机飞控计算机检测以人工操作为主,操作繁琐、数据量大、易受人为因素影响,导致测试效率低、结果主观性强、安全性不足;提出基于信号门限自动检测技术的飞控计算机一键式全功能检测方案;以586-Driver板卡为核心,设计了接口板、电源板、信号调理板和检测板,研制了智能检测系统;模块功能包括底层驱动、时序控制、上电控制与电流检测、功能检测等模块,实现了在全程无人干预情况下对飞控计算机按预设时序逻辑的自动测试;采用人为注入故障测试方式进行了系统测试,结果表明:该系统满足某型飞控计算机的检测需求,提高了飞控计算机检测效率,具有实际工程应用价值。     

Set-membership fault detection under noisy environment with application to the detection of abnormal aircraft control surface positions

The paper develops a set membership detection methodology which is applied to the detection of abnormal positions of aircraft control surfaces. Robust and early detection of such abnormal positions is an important issue for early system reconfiguration and overall optimisation of aircraft design. In order to improve fault sensitivity while ensuring a high level of robustness, the method combines a data-driven characterisation of noise and a model-driven approach based on interval prediction. The efficiency of the proposed methodology is illustrated through simulation results obtained based on data recorded in several flight scenarios of a highly representative aircraft benchmark.     

无人飞行器飞控测试中动力故障自主检测系统设计

针对无人飞行器动力推进装置容易发生故障而造成飞行器发生事故的问题,提出基于ARM微控制器飞行控制平台构建无人飞行器动力故障自主检测系统,介绍了系统设计的组成与总体结构,研究实现了ARM微控制器LPC2148的硬件连接电路,PWM信号发生电路,A/D采样电路及前置放大电路等;对系统硬件平台进行了启动代码等系统底层软件的设计,对自主检测算法进行了研究,建立了系统的启动环境;并通过飞控测试对系统进行了调试,测试中通过PC上的串口软件,设置串口为C0M1,波特率为115200,校验位为NONE,数据位为8,停止位为1,发送和接收均为16进制显示,实验结果表明系统对于无人飞行器动力故障自主检测的准确性与稳定性均有很大提高。     

基于残差决策的自动飞行控制系统远程实时故障诊断

针对自动飞行控制系统结构复杂、关联部件众多,发生故障时诊断时间长,从而影响飞机运行效率的问题,提出一种基于飞机通信寻址报告系统(ACARS)的远程实时故障诊断方案。首先,分析自动飞行控制系统的故障特点,设计搭建检测滤波器;然后,利用ACARS数据链实时发送的自动飞行控制系统的关键信息进行相关部件的残差计算,并根据残差决策算法进行故障诊断及定位;最后,针对不同故障部件残差间的差异大、决策门限无法统一的缺点,提出基于二次差值的残差决策改进算法,减缓了检测对象的整体变化趋势,降低了随机噪声和干扰的影响,避免了将瞬态故障诊断为系统故障的情况。实验仿真结果表明,基于二次差值的改进残差决策算法避免了多决策门限的复杂性,在采样时间为0.1 s的情况下,故障检测所需时间大约为2 s,故障检测时间大幅降低,有效故障检测率大于90%。     

一种双通道耦合机动飞控软件的故障检测方法

在深入研究某复杂机动飞行控制软件算法模型的基础上,建立机动过程中的故障模式分析和检测方法,以定位潜在的设计风险和缺陷。针对机动过程中双通道耦合的控制律模型,依据各通道的运动学和动力学模型进行运动轨迹分析,其中各通道的飞行状态切换条件的判断是影响控制效果的关键因素。然而,由于实际飞行中存在风干扰、结构干扰等不确定性的输入,仿真和测试中难以对实际机动飞行的各种切换状态覆盖全面。建立机动过程中的风干扰模型作为故障注入,进行测试用例设计和实施,记录机动飞行区间内各种故障模式下的控制切换时序、状态变换点,通过分析实际测试结果发现了控制算法模型的潜在缺陷,给出了设计准则建议,保障了软件质量和飞行方案实现。