容錯飛行控制與導(dǎo)航系統(tǒng)

內(nèi)容概要

　　《容錯飛行控制與導(dǎo)航系統(tǒng)--小型無人機(jī)實用方法(精)/無人機(jī)系列/ 國防科技著作精品譯叢》編著者Guillaume
J.JDucard。無人機(jī)(UAVs)相比有人機(jī)而言，為收集情報等多種任務(wù)提供了有效的手段，在成本、效率及減少駕駛員風(fēng)險方面具有相當(dāng)大的優(yōu)勢。為了高效完成任務(wù)并具有較高的安全性，無人機(jī)應(yīng)滿足如下要求：當(dāng)存在外部干擾和模型不確定性時，飛行控制系統(tǒng)須具有魯棒性；故障檢測與隔離(FDl)系統(tǒng)能有效地監(jiān)測飛機(jī)的健康狀態(tài)；飛控與導(dǎo)航系統(tǒng)應(yīng)根據(jù)作動器故障或機(jī)體損傷進(jìn)行重構(gòu)，且能避障?！度蒎e飛行控制與導(dǎo)航系統(tǒng)》全面論述了無人機(jī)實用的控制方法，滿足實時性、高效計算以及模塊化三方面的要求，內(nèi)容涉及：容錯飛行控制技術(shù)概論；小型無人機(jī)建模的方程；基于擴(kuò)展卡爾曼濾波的完全非線性故障檢測與隔離；非線性飛行控制與導(dǎo)航系統(tǒng),本書圖文并茂、循序漸進(jìn)，可供高等院校研究人員和相關(guān)工程技術(shù)人員閱讀，也可作為無人機(jī)故障檢測與自動控制領(lǐng)域的研究生參考用書。

作者簡介

作者：（瑞士）迪卡德（Guillaume J.J. Ducard） 譯者：陳自力 謝志剛

書籍目錄

第1章 引言
　無人機(jī)容錯控制的必要性
　本書結(jié)構(gòu)
第2章 回顧(基本概念)
　容錯系統(tǒng)定義
　故障
　失效
　容錯控制系統(tǒng)
　應(yīng)用中故障和失效的應(yīng)對
　重構(gòu)控制系統(tǒng)設(shè)計面臨的挑戰(zhàn)
　可靠的FDI系統(tǒng)設(shè)計困難
　飛行控制器與FDI系統(tǒng)之間的相互作用
　其它應(yīng)用挑戰(zhàn)
　FDI系統(tǒng)的不同實現(xiàn)手段
　FDI系統(tǒng)濾波器設(shè)計發(fā)展趨勢
　主動故障檢測發(fā)展趨勢
　飛行控制系統(tǒng)的不同實現(xiàn)方法
　容錯飛行控制系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)
　多模型技術(shù)
　控制分配技術(shù)
　模型參考自適應(yīng)控制
　其它重構(gòu)控制方法
　可重構(gòu)導(dǎo)航系統(tǒng)
　實際飛行驗證
　參考文獻(xiàn)
第3章 飛機(jī)非線性模型
　坐標(biāo)系的定義
　導(dǎo)航坐標(biāo)系(參考坐標(biāo)系)
　機(jī)體坐標(biāo)系
　歐拉角
　方向余弦矩陣
　四元數(shù)表示
　氣流坐標(biāo)系
　風(fēng)擾動
　低空大氣模型
　剛體運動方程
　作用力方程
　力矩方程
　發(fā)動機(jī)
　發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速
　推力
　空氣動力模型
　升力
　側(cè)向力
　阻力
　氣動力矩模型
　滾轉(zhuǎn)力矩p
　俯仰力矩Mt
　偏航力矩Ⅳ
　飛機(jī)非線性模型總結(jié)
　參考文獻(xiàn)
第4章 非線性故障檢測與隔離系統(tǒng)
第5章 控制分配
第6章 非線性控制設(shè)計
第7章 縱向運動的自動駕駛
第8章 側(cè)向運動的自動駕駛
第9章 可重構(gòu)導(dǎo)航系統(tǒng)
第10章 無人機(jī)性能下降評估
第11章 結(jié)論和展望
附錄A
附錄B
附錄C
附錄D
附錄E
附錄F

章節(jié)摘錄

版權(quán)頁：   插圖：   對于方向舵，在t=130 s時，引入故障；當(dāng)t=131 s時，Pb af5大于90％，F(xiàn)DI系統(tǒng)檢測出該故障。在5 s內(nèi)，檢測出故障已經(jīng)被排除。方向舵故障隔離和檢測故障已經(jīng)排除所花費時間少的原因是只有一個方向舵，不像其它有冗余作動器那樣（兩個副翼、兩個升降舵）。方向舵失效就不能依靠冗余方向舵進(jìn)行補償，這樣就不會產(chǎn)生作動器故障模糊。 在t=190 s時，引入升降舵1故障，在t=208 S，由相應(yīng)濾波器完成故障隔離（故障概率Pb af：3大于90％）。在故障排除后，F(xiàn)DI系統(tǒng)花費8 s時間檢測出故障已經(jīng)排除。可以看出，升降舵2與升降舵1具有相同的行為特性。當(dāng)最后一個故障被排除，F(xiàn)DI系統(tǒng)花費5 s時間，慢慢提升“無故障”濾波器的輸出概率，表明系統(tǒng)中沒有檢測到故障。 4.7.4首次應(yīng)用EMMAE.FDI系統(tǒng)說明 （1）圖4.9給出的結(jié)果表明：即使在很低的激勵條件下，該方法也能夠檢測出故障的出現(xiàn)。但是檢測的速度不夠快、可靠度不夠高。在冗余作動器對于飛機(jī)氣動性能具有相同影響的情況下，當(dāng)不能進(jìn)行有效激勵時，EMMAE方法很難快速區(qū)分冗余作動器之間的故障模糊。 （2）作動器故障出現(xiàn)在配平位置附近時，檢測和隔離故障就更困難。 （3）3無論故障什么時間排除，單獨依靠EMMAE方法需要很長時間才能檢測到這一變化。但是，F(xiàn)DI可以快速檢測出故障的排除，或者快速識別出故障虛警，這是由于可以利用外部存在的可能干擾，如強陣風(fēng)等。 （4）最后重要的一點：故障概率迅速達(dá)到“期望值”后，就可以正確描述故障情形。如果狀態(tài)估計要反饋到控制器，就要求狀態(tài)估計向量必須足夠正確和準(zhǔn)確。狀態(tài)估計向量是每個擴(kuò)展卡爾曼濾波器狀態(tài)向量的加權(quán)和，權(quán)值是每一個擴(kuò)展卡爾曼濾波器對應(yīng)的概率。 4.8  EMMAE-FDI系統(tǒng)改進(jìn) 本章研究在系統(tǒng)激勵很小且定高飛行的情況下，提升FDI系統(tǒng)性能的相關(guān)技術(shù)。為了改進(jìn)故障隔離的快速性和準(zhǔn)確性，設(shè)計了一個監(jiān)督模塊，其作用將隨后詳細(xì)敘述。 4.8.1主動監(jiān)督模塊（監(jiān)督器）設(shè)計 監(jiān)督模塊主要監(jiān)控FDI輸出的概率信號，如圖4.10所示。在一定時間內(nèi)，如果一個作動器的故障概率大于設(shè)定的門限值，監(jiān)督器就在該作動器上人為地施加一個控制信號。如果作動器有故障，則這個外加信號對飛機(jī)的動態(tài)特性不產(chǎn)生影響，這將幫助FDI更快地確信該作動器有故障。另外，如果作動器確實沒有故障，飛機(jī)將依據(jù)外加信號產(chǎn)生相應(yīng)的動作，F(xiàn)DI將排除該作動器的故障設(shè)定。在設(shè)定時間范圍內(nèi)，如果其故障概率低于設(shè)定的門限值，監(jiān)督器將取消外加信號。

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