电传飞行控制系统容错设计

电传飞行控制系统容错设计

摘要在过去几十年中，随着集成航电模块和先进数字总线技术在民用航空领域中的广泛应用，容错技术在电传飞控系统设计中得到广泛应用。本文先根据容错要求和经验数据定义飞控系统的容错等级，其次对波音777和空客320的飞控计算机冗余架构进行对比和分析；最后对电传飞控系统设计中采用的容错技术，包括比较监控，冗余信号表决和同步问题等进行了详细分析，分析结论可供实际设计参考。

关键词容错技术；电传；飞行控制系统；BIT

0引言

飞行控制系统是民用飞机的关键系统之一，将飞行员输入命令，传感器输入，经过控制律解算，产生驱动飞机舵面运动的指令，驱动飞机副翼，升降舵，方向舵等控制面的运动，改变飞机运动方向和速度。其涉及部件种类多，部件间交联关系复杂，功能安全性要求高（一般要求丧失控制的概率低于1E-9）。

典型飞控系统包括：飞行控制计算机，作动器控制，位置、角度传感器和飞机舵面等组成。飞控计算机、作动器和传感器间通过先进数字总线，包括点对点数字Arinc429总线，可保证数据传输安全性的Arinc664网络等连接起来，构成整个飞行控制系统的处理核心。

1 容错等级和安全性要求

设计中，为了防止部件或功能的故障导致飞机丧失控制，满足安全性要求。首先要列出飞控系统的主要部件清单，根据现场数据等方式对部件的主要故障模式和概率进行统计，预先确定各部件的容错要求。容错要求分为以下几类：

Fail-Operation：当部件发生故障时，系统工作可靠。

Fail-Passive：当部件发生故障时，系统工作可靠但性能有下降。

Fail-Safe：当故障发生时，系统仍能够恢复到安全状态。

2国外飞机飞控系统架构

波音777飞控系统采用3台主飞控计算机（PFCs），每个PFC有3个独立支路，每个支路的CPU不同，分别为：命令支路，备用支路和监控支路。主飞控系统有三种运行模式：normal，secondary和direct。当各种输入正常时，主飞控系统运行在normal模式；当PFCS探测到丧失重要的空速和姿态数据时，进入secondary模式，自动飞行无法在此模式下运行。在direct模式，不用PFCs，飞行员可直接通过ACE来进行飞机舵面控制。支路之间用Arinc629总线，三条支

飞行器控制系统设计

课程设计任务书 学生姓名： 李攀 专业班级： 自动化0804 指导教师： 谭思云 工作单位： 自动化学院 题 目: 飞行器控制系统设计 初始条件： 飞行器控制系统的开环传递函数为： ) 2.361(4000)(+= s s K s G 控制系统性能指标为调节时间s 008.0≤，单位斜坡输入的稳态误差000443.0≤，相角裕度大于85度。 要求完成的主要任务: （包括课程设计工作量及其技术要求，以及说明书撰写等具体要求） （1） 设计一个控制器，使系统满足上述性能指标； （2） 画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图； （3） 用Matlab 画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统的动态性能指标； （4） 对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab 源程序或Simulink 仿真模型，说明书的格式按照教务处标准书写。 时间安排： （1） 课程设计任务书的布置，讲解 （一天） （2） 根据任务书的要求进行设计构思。（一天） （3） 熟悉MATLAB 中的相关工具（一天） （4） 系统设计与仿真分析。（四天） （5） 撰写说明书。 （两天） （6） 课程设计答辩（一天） 指导教师签名： 年 月 日 系主任（或责任教师）签名： 年 月 日

摘要 根据被控对象及给定的技术指标要求，设计自动控制系统，既要保证所设计的系统有良好的性能，满足给定技术指标的要求，还有考虑方案的可靠性和经济性。本说明书介绍了在给定的技术指标下，对飞行器控制系统的设计。为了达到给定要求，主要采用了串联之后—超前校正。 在对系统进行校正的时候，采用了基于波特图的串联之后—超前校正，对系统校正前后的性能作了分析和比较，并用MATLAB进行了绘图和仿真。对已校正系统的高频特性有要求时，采用频域法校正较其他方法更为方便。 关键词：飞行器控制系统校正 MATLAB

飞行控制系统

飞行控制系统 为了使无人机飞行控制系统具有强大的数据处理能力、较低的功耗、较强的灵活性和更高的集成度，提出了一种以SmartFusion为核心的无人机飞行控制系统解决方案。为满足飞控系统实时性和稳定性的要求，系统采用了μC／OS-Ⅱ实时操作系统。与传统的无人机飞行控制系统相比，在具有很强的数据处理能力的同时拥有较小的体积和较低的功耗。多次飞行证明，各个模块设计合理，整个系统运行稳定，可以用作下一代无人机高性能应用平台。 关键词：无人机；飞行控制系统；SmartFusion芯片；μC／OS-Ⅱ 0 引言 飞行控制系统是无人机的重要组成部分，是飞行控制算法的运行平台，它的性能好坏直接关系着无人机能否安全可靠的飞行。随着航空技术的发展，无人机飞行控制系统正向着多功能、高精度、小型化、可复用的方向发展。高精度要求无人机控制系统的精度高，稳定性好，能够适应复杂的外界环境，因此控制算法比较复杂，计算速度快，精度高；小型化则对控制系统的重量和体积提出了更高的要求，要求控制系统的性能越高越好，体积越小越好。此外，无人机飞行控制系统还要具有实时、可靠、低成本和低功耗的特点。基于以上考虑，本文从实际工程应用出发，设计了一种基于SmartFusion的无人机飞行控制系统。 1 飞控系统总体设计

飞行控制系统在无人机上的功能主要有两个：一是飞行控制，即无人机在空中保持飞机姿态与航迹的稳定，以及按地面无线电遥控指令或者预先设定好的高度、航线、航向、姿态角等改变飞机姿态与航迹，保证飞机的稳定飞行，这就是通常所谓的自动驾驶；二是飞行管理，即完成飞行状态参数采集、导航计算、遥测数据传送、故障诊断处理、应急情况处理、任务设备的控制与管理等工作。 飞行控制系统主要完成3个功能任务，其层次构成为三层：最底层的任务是提高无人机运动和突风减缓的固有阻尼——三个轴方向的阻尼器功能；第2层的任务是稳定无人机的姿态角——基本驾驶仪的功能(主要进行角运动控制)；第3层的任务是控制飞行高度、航迹和飞行速度，实现较高级自动驾驶功能。飞行控制系统原理框图见图1。 由上述分析易知，飞行控制系统主要由飞行控制器、传感器(或敏感元件)、舵机3部分组成。无人机飞行控制系统的基本架构如图2所示。

飞行控制系统设计

(此文档为word格式，下载后您可任意编辑修改！) 一、对最简单的角位移系统的评价 1、某低速飞机本身具有较好的短周期阻尼，采用这种简单的控制规律是可行的。它的传递函数为： open p3_6 系统根轨迹为： nem1=-12.5; den1=[1 12.5]; sys1=tf(nem1,den1); nem2=[-1 -3.1]; den2=[1 2.8 3.24 0]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 随着k的增大，该系统的一对闭环复极点的震荡阻尼逐渐减小。但由于飞机本身的阻尼较大，所以当k增大致1.34时，系统的震荡阻尼比仍有0.6。k增大到6.2时系统才开始不稳定。 2、现代高速飞机的短周期运动自然阻尼不足，若仍采用上述单回路控制系统则不能胜任自动控制飞机的要求。 open p3_10 系统根轨迹为： nem1=-10; den1=[1 10]; sys1=tf(nem1,den1);

nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3 0]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 随着k增大，系统阻尼迅速下降。当k=1.06时，处于临界稳定。所以无法选择合适的k值以满足系统动静态性能。为了使系统在选取较大的k值基础上仍有良好的动态阻尼，引入俯仰角速度反馈。 二、具有俯仰角速率反馈的角位移自动驾驶仪参数设计open p3_16 1、系统内回路根轨迹为： nem1=-10; den1=[1 10]; sys1=tf(nem1,den1); nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 按物理概念似乎速率陀螺的作用越强，阻尼效果越显著。但根轨迹分析告诉我们，只有在一定范围内这种概念才是正确的，否则会得到相反的效果。这种现象是由舵回路的惯性造成的。舵回路具有不同时间常数时的内回路根轨迹图： Tδ=0 sys1=-1; nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) Tδ=0.1

容错控制的研究现状

容错控制的研究现状 容错控制研究的是当系统发生故障是的控制问题，因此必须首先明确故障的定义。故障可以定义为：“系统至少一个特性或参数出现较大偏差，超出了可以接受的范围，此时系统性能明显低于正常水平，难以完成系统预期的功能”[28]。而一直以来，对容错控制并没有一个明确的定义。这里给出一个比较容易理解的概念，即所谓容错控制是指当控制系统中的某些部件发生故障时，系统仍能按期望的性能指标或性能指标略有降低（但可接受）的情况下，还能安全地完成控制任务。容错控制的研究，使得提高复杂系统的安全性和可靠性成为可能。容错控制是一门新兴的交叉学科，其理论基础包括统计数学、现代控制理论、信号处理、模式识别、最优化方法、决策论等，与其息息相关的学科有故障检测与诊断、鲁棒控制、自适应控制、智能控制等。 容错控制方法一般可以分成两大类，即被动容错控制(passive FTC)和主动容错控制(active FTC)。被动容错控制通常利用鲁棒控制技术使得整个闭环系统对某些确定的故障具有不敏感性，其设计不需要故障诊断，也不必进行控制重组，其一般具有固定形式的控制器结构和参数。但常常由于故障并不是经常发生的，其设计难免过于保守，并且其性能也不可能是最优的，而且一旦出现不可预知故障，系统的性能甚至稳定性都可能无法保障[29-31]。但它可以避免在主动容错控制当中由于需要检测诊断故障以及重组控制律造成的时间滞后，而这在时间要求严格的系统控制中是很重要的，因此被动容错控制在故障检测和估计阶段是必须的，它可以保证在系统切换至主动容错控制之前系统的稳定性[29-31]。主动容错控制可以对发生的故障进行主动处理，其利用获知的各种故障信息，在故障发生后重新调整控制器参数，甚至在某些情况下需要改变控制器结构。主动容错控制大多需要故障诊断（FDD）子系统，这正是其优于被动容错控制之处。Patton教授有一著名论断，即“离开了FDD单元，容错控制所能发挥的作用就会非常有限，只能对一些特殊类型的故障起到容错的作用”[20]。 （1）被动容错控制 被动容错控制基本思想就是在不改变控制器和系统结构的条件下，从鲁棒控制思想出发设计控制系统，使其对故障不敏感。其特点是不管故障发生不发生，它都采用不变的控制器保证闭环系统对特定的故障具有鲁棒性。因此被动容错控制不需要故障诊断单元，也就是说不需要任何实时的故障信息。从处理不同类型故障分，被动容错控制有可靠镇定、联立镇定和完整性三种类型。 可靠镇定是针对控制器故障的容错控制。其研究思想始于Siljak 在1980 年[2]提出的使用多个补偿器并行镇定一个被控对象。之后一些学者又对该方法进行了深入研究[32-34]。文[32]针对单个被控对象证明了当采用两个补偿器时，能够可靠镇定的充要条件是被控对象是强可镇定的。但条件若不满足，补偿器就会出现不稳定的极点，闭环系统就不稳定；另一方面，即使条件满足并有解，如何设计这两个补偿器也是极其困难的。文[33]做了进一步研究，给出了两个动态补偿器的参数化设计方法，能够得到可靠镇定问题的解，从而部分解决了上

飞行器控制系统课程设计

课程设计任务书 学生姓名：________ 专业班级： _______________ 指导教师：_______ 工作单位： ____________ 题目：飞行器控制系统设计 初始条件： 飞行器控制系统的开环传递函数为： G（s） -^500^ s（s 361.2） 控制系统性能指标为调节时间0.01s，单位斜坡输入的稳态误差 0.000521，相角裕度大于84度。 要求完成的主要任务:（包括课程设计工作量及其技术要求，以及说明书撰写等具体要求） （1）设计一个控制器，使系统满足上述性能指标； （2）画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图； （3）用Matlab画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统的动态性能指标； （4）对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析 计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab源程序或Simulink仿 真模型，说明书的格式按照教务处标准书写 时间安排：

指导教师签名： 系主任（或责任教师）签名: 目录 1串联滞后—超前校正的原理............ 错误! 未定义书签。 2 飞行器控制系统的设计过程. ................. 错误! 未定义书签。 2.1 飞行器控制系统的性能指标............... 错误! 未定义书签。 2.2 系统校正前的稳定情况................. 错误! 未定义书签。 2.2.1 校正前系统的波特图............. 错误! 未定义书签。 2.2.2 校正前系统的奈奎斯特曲线 (2) 2.2.3 校正前系统的单位阶跃响应曲线......... 错误! 未定义书签。 2.3 飞行器控制系统的串联滞后—超前校正 (4) 2.3.1 确定校正网络的相关参数 (4) 2.3.2 验证已校正系统的性能指标 (6) 2.4 系统校正前后的性能比较 (8) 2.4.1 校正前后的波特图 (8) 2.4.2 校正前后的奈奎斯特曲线 (9) 2.4.3 校正前后的单位阶跃响应曲线 (11) 3 设计总结与心得体会 (12) 参考文献 (13)

典型飞行控制系统

三、典型飞行控制系统 1、已知某飞机的传递函数是： ) 69.19.0()4.0(5.1) () (2 +++-= ??Z s s s s s s δ?，其俯仰姿态角控制系统的 控制规律为：? Z Z Z ?K +?-?K =?+T ? ? ??δ? ? δ)()1(g s 。 （1）由控制规律画出相应的系统结构图； （2）要控制该飞机舵回路的时间常数应作何限制？ （3）若飞机受到常值力矩92 .0=?M Z γ 公斤*米，已知 Z Z M δ=-1.15公斤*米/度，若要求 稳定后其静差 s θ?<0 1 ，应对Z K ? 作何限制； （4）若要保证该系统的动态性能，应如何选取Z ? K ? 的值。 （5）分析在垂直向上风干扰下，系统的动态相应过程以及稳态情况。 2、已知某飞机的传递函数是： ) 47.15.1()59.0(2.1) ()(2 +++-= ??Z s s s s s s δ?，其俯仰姿态角控制系统的控 制规律为：? Z Z Z ?K +?-?K =?+? ???δ? ? )()11.0(g s 。 （1）由控制规律画出相应的系统结构图； （2）求出内回路闭环传递函数，并绘制随参数? Z K ? 变化的根轨迹图，并求取 值时的使? Z K =? ξ87.0以及此时三个内回路闭环极点值； （3）求出外回路闭环传递函数，并绘制随参数?Z K 变化的根轨迹图，并求取 值时的使?ξZ K =8.0以及此时三个外回路闭环极点值； （4）采用根轨迹方法分析舵回路时间常数对飞行控制系统工作性能的影响； （5）分析参数? Z K ? 与?Z K 之间的关系。 ● 自动驾驶仪有哪几个工作回路？ (1）同步回路 (2)舵回路 (3)稳定回路 (4)控制回路 ● 俯仰阻尼器的作用是什么？ 用来改善飞机的纵向短周期运动的阻尼特性 ● 滚转阻尼器的作用是什么？ 用来改善飞机—阻尼器系统的滚转特性 ● 什么是控制增稳系统？其作用是什么？ 不牺牲操纵性来提高飞机的阻尼比和固有频率，又可以解决非线性操纵指令问题 ● 飞行高度控制系统需要 最基本的信号？ 需要直接测量飞行高度，使用高度差传感器，根据高度差的信息来直接控制飞机的飞行姿态，从而改变航迹请教，以实现对飞行高度的闭环稳定和控制

飞行器控制系统设计

学号： 课程设计 题目飞行器控制系统设计 学院自动化学院 专业自动化 班级自动化1002班 姓名 指导教师肖纯 2012 年12 月19 日

课程设计任务书 学生姓名： 专业班级：自动化1003班 指导教师： 肖 纯 工作单位： 自动化学院 题 目: 飞行器控制系统设计 初始条件：飞行器控制系统的开环传递函数为： ) 2.361(4500)(+= s s K s G 要求设计控制系统性能指标为调节时间ts 008.0≤秒，单位斜坡输入的稳态误差000443.0≤，相角裕度大于75度。 要求完成的主要任务:（包括课程设计工作量及其技术要求，以及说明书撰写 等具体要求） （1） 设计一个控制器，使系统满足上述性能指标； （2） 画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图； （3） 用Matlab 画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统 的动态性能指标； （4） 对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析 计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab 源程序或Simulink 仿真模型，说明书的格式按照教务处标准书写。 时间安排： 指导教师签名： 年 月 日 系主任（或责任教师）签名： 年 月 日

随着经济的发展，自动控制技术在国民经济中发挥着越来越重要的作用。自动控制就是在没有人的参与下，系统的控制器自动的按照人预订的要求控制设备或过程，使之具有一定的状态和性能。在实际中常常要求在达到制定性能指标的同时能更加节约成本、能具有更加优良的效果。本次飞行器设计中，采用频域校正的方法使系统达到指定的性能指标，同时采用matlab仿真软件更加直观的进行仿真分析和验证。 在此设计中主要采用超前校正的方法来对系统进行性能的改进，通过分析、设计、仿真、写实验报告书的过程，进一步加深了对自动控制原理基本知识的理解和认识，同时通过仿真系统的奈奎斯特图、bode图、单位阶跃响应曲线，进一步理解了系统的性能指标的含义，同时也加深了对matlab仿真的掌握，培养了认识问题、分析问题、解决问题的能力。

容错控制理论及其应用

第26卷　第6期2000年11月自　动　化　学　报A CT A A U T OM A T ICA SI NI CA V o l.26,N o.6N ov.,20001)国家自然科学基金、“八六三”计划与教育部资助项目.收稿日期　1999-03-08 收修改稿日期　1999-10-11 综述 容错控制理论及其应用 1)周东华 (清华大学自动化系　北京　100084)　Ding X (Lausitz 大学电气工程系　德国) (E-mail:ZDH @m ail.au.tsin https://www.wendangku.net/doc/3712196021.html,) 摘　要　介绍了经典容错控制的主要研究成果及近年来发展起来的鲁棒容错控制和非线性 系统的故障诊断与容错控制,并给出了容错控制的一些典型应用成果.最后,指出了该领域 亟待解决的一些热点与难点问题. 关键词　动态系统,容错控制,故障诊断,集成,鲁棒性. THEORY AND APPLICATIONS OF FAULT TOLERANT C ONTROL ZHOU Donghua (Dep t .of A utomation ,Tsing hua Univer sity ,Beij in g 100084) DING X (De p t .of E E ,L ausitz Univ .,Ger ma ny ) Abstract A survey of fault tolerant cont rol for dynamic syst ems is present ed .T he main result s in classical fault tolerant cont rol are f irstly int roduced.T hen,empha- sis is put on t he robust fault tolerant control as well as the fault diagnosis and f ault tolerant control of nonlinear systems developed in recent years.Some typical appli- cation result s of fault t olerant cont rol are discussed ,and finally ,some open ques- tions are pointed out . Key words Dynamic syst ems,fault t olerant cont rol,fault diagnosis,int egrat ion, robust ness . 1　引言 现代系统正朝着大规模、复杂化的方向发展,这类系统一旦发生事故就有可能造成

QFT飞行控制系统设计

QFT 飞行控制系统设计 4.1 引言 在飞控系统中，被控对象（如直升机等）往往是非常复杂的多输入多输出系统，具体表现为非线性、时变、高度耦合、高阶、不稳定、模型不确定性等。因此，这对设计一个覆盖整个飞行包线的控制器带来相当大的难度。目前，国内外设计全包线控制器一般有以下几种方法： 增益调度（gain scheduling ）、非线性动态逆（Non-Linear Dynamic Inversion ）、定量反馈理论（QFT ）、自适应控制（AC ）等。其中，国内外大多数采用增益调度方法。 本章将介绍一种工程上较为容易实现的强鲁棒控制理论—定量反馈理论（QFT ）。重点介绍了MIMO 系统设计QFT 控制器的原理和一般步骤。 4.2 MIMO 系统的QFT 控制器设计概述 定量反馈理论（QFT ）是以色列人Horowitz 教授提出的一种强鲁棒控制理论，它针对当对象具有不确定性和存在干扰的情况下，如何利用反馈信息设计出满足一定要求的控制系统这一问题而提出的。QFT 的最初发展首先研究具有不确定性的线性时不变单输入单输出系统（LTI/SISO ），如图4.1所示。其中，P 为不确定控制对象，r 为指令输入，y 为系统输出，1d 和2d 分别表示输入干扰和输出干扰,G 和F 为要设计的控制器和前置滤波器。随着QFT 的理论研究的深入，进一步推广到多输入多输出、非最小相位/不稳定、时变及非线性等系统。LTI/SISO 系统是QFT 研究的基础，而其他的MIMO 系统等都可以通过数学变化转化为等效的LTI/SISO 系统，再进行设计。 y 图4.1 SISO 系统的QFT 控制框图 MIMO 系统QFT 研究的重点就是如何有效地将原控制系统转化成一组等效的MISO 系统，从而可以运用相对成熟的SISO 系统QFT 设计分析，这也是MIMO 系统QFT 设计相比较与SISO 系统设计的最大特点。图4.2给出了两输入两输出系统的等效过程。可以看出原系统是22?系统，等效后变成了4个结构类似的21?子系统。每个系统都有两个输入端，一个输出端。两个输入分别是指令输入和由各子系统之间耦合作用引起的输入，即“干扰”输入。 然后，就可以对每个子系统采用SISO 系统的QFT 设计方法设计对应的控制器。最后，将各子系统的设计结果综合起来就是原系统的设计结果。

课程设计---飞行器控制系统设计

目录 1飞行器控制系统的设计过程 (1) 1.1飞行器控制系统的性能指标 (1) 1.2参数分析 (1) 2系统校正前的稳定情况 (3) 2.1校正前系统的伯特图 (3) 2.2校正前系统的奈奎斯特曲线 (3) 2.3校正前系统的单位阶跃响应曲线 (5) 2.4校正前系统的相关参数 (5) 2.4.1 上升时间 (6) 2.4.2超调时间 (7) 2.4.3超调量 (7) 2.4.4 调节时间 (7) 3校正系统 (8) 3.1校正系统的选择及其分析 (8) 3.2验证已校正系统的性能指标 (10) 4系统校正前后的性能比较 (13) 4.1校正前后的波特图 (13) 4.2校正前后的奈奎斯特曲线 (14) 4.3校正前后的单位阶跃响应曲线 (15) 5设计总结与心得 (17) 参考文献 (18)

飞行器控制系统设计 1飞行器控制系统的设计过程 1.1飞行器控制系统的性能指标 飞行器控制系统的开环传递函数 ) 2.361(4500)(+= s s K s G 控制系统性能指标为调节时间s 01.0≤，单位斜坡输入的稳态误差000521.0≤，相角裕度大于85度。 1.2参数分析 由系统开环传递函数可以求得： 令 2n ω= 4500k 所以开环传递函数: 2 ()(361.2) n G s s s ω= + 稳态误差为: ss 2 n n 1361.2e 0.000521lim ()s SG s ζ ωω→= =≤2= 可得832/n rad s ω=，0.217ζ=。 所以，取154k =。 开环传递函数 693000 ()(361.2) G s s s = + 稳态误差 0.005e δ=>

飞行控制系统的故障诊断与容错控制

飞行控制系统的故障诊断与容错控制 周晓宇08010201 聆听姜斌老师的讲座后，我对飞行控制系统的故障诊断与容错控制方面有了初步的了解，并产生了较为浓厚的兴趣。 首先，飞行控制系统的被控对象包括飞艇、飞机、近空间飞行器、火箭、导弹、人造地球卫星、空间探测器、载人飞船、航天站、航天飞机等，而飞机又包含客机、运输机、直升机、无人机、战斗机等类型。我们对飞行控制系统进行飞行控制的主要目的大概有四个方面：（1）稳定飞行，主要指姿态稳定，这是任何飞行器的首要任务；（2）轨迹控制，包括航迹、高度、航向、起飞着陆等；（3）目标跟踪，主要针对目标的跟踪和拦截；（4）轨迹跟踪，主要指队预定轨迹(进场着陆)实时路径规划轨迹。以上是飞行控制系统的一些基本概念，为达到设计者期望的技术指标，需要详细了解飞行器的特性、控制要求、控制方法和验证方法。 其次，在飞行控制系统方面，让我感慨较深的有两个方面，分别是光传飞行控制系统和飞行控制系统的建模问题。 对于光传飞行控制系统，它是飞行控制系统发展中较高级的阶段，和之前出现的简单飞行操纵系统、机械操纵系统、控制增稳系统、电传飞行控制系统相比，它不仅可有效地防御电磁干扰、雷电冲击、核爆辐射、消除各信号通道间的串扰，而且还可以极大地减轻飞机重量，增加飞机上的可用空间，同时这种方法可使光纤传输损耗低、频带宽。可以说，随着计算机技术和控制理论的发展，飞行控制系统的

设计方法也发生了变化，从最初的经典控制方法，发展到了自适应控制、模糊控制、神经网络控制、容错控制等现代控制方法。飞行器结构的复杂化和种类的多样化注定了飞行控制系统必将成为现代控制理论研究的热点领域。 除了光传飞行控制系统外，我对飞行控制系统的建模问题也产生了一些想法。通过建模方程，我们可以把一些抽象的问题用数学模型的方法表示出来，譬如，我们可以建立飞行器姿态测量系统，对飞机的姿态角、航向、转动角速度等使用专业仪器测量后，在多维坐标系中进行问题的分析和研究。又比如，飞机模型的线性化问题，我们可以采用小扰动法将含有扰动运动参数与基准运动参数间差值的高阶小项略去，并同时在平衡点上利用泰勒级数对化简式进行展开并仅保留一次项，由此即可得到雅可比矩阵形式的线性化状态方程。 通过对以上两个例子的分析，我有两点心得体会，一是要学会学以致用，将所学到的知识融会贯通，分类组合，只有这样，才能将看似复杂的问题简单化；其二，就是上面提到过的，大自然中的物理量，绝大部分是模拟量，然而如果我们想对事务进行深入的分析和研究的话，最好的办法还是将它们转化为数字量，其实也就是真实事物的建模问题。 通过这场讲座，我除了对飞行控制系统有了一个大致的了解外，还对飞行系统的故障诊断与容错控制方面有了更深入的了解。 近几年，随着经济的快速发展，民航运载任务越来越重，民航飞机朝着大型、多载重方向发展，飞机系统的复杂性也在不断增加，故

容错控制简介

1.2容错技术简介 容错控制及其系统组成 容错控制的发展及研究现状 1.2.1容错控制的概念和任务 容错概念最初来源于计算机系统设计领域，是指系统内部环节发生局部故障或失效情况下，计算机系统仍能继续正常运行的一种特性。后来人们逐渐把容错的概念引入到控制系统，这样人们虽然无法保证控制系统每个环节的绝对可靠，但是构成容错控制系统后，可以使系统中的各个故障因素对控制性能的影响被显著削弱，从而间接地提高了控制系统的可靠性。特别是控制系统的重要部件的可靠度未知时，容错技术更是在系统设计阶段保证系统可靠性的必要手段。 容错控制的指导思想是在基于一个控制系统迟早会发生故障的前提下，在设计控制系统初期时就将可能发生的故障对系统的稳定性及静态和动态性能影响考虑在内。最简单的情况，如果传感器或执行器发生故障，在故障后不改变控制律的情况下，如何来维持系统的稳定性就是控制器设计过程中值得注意的问题。在容错控制技术中，这种问题属于完整性控制的范畴。 在某种程度上，容错控制系统是指具有内部冗余（硬件冗余、解析冗余、功能冗余和参数冗余等）能力的控制系统，即在某些部件（执行器、传感器或元部件）发生故障的情况下，闭环系统仍然能保持稳定，并在原定性能指标或性能指标有所降低但可接受的条件下，安全地完成控制任务，并具有较理想的特性。动态系统的容错控制是伴随着基于解析冗余的故障诊断技术的发展而发展起来的。 1.2.2容错控制的现状研究 容错控制系统的基本结构为：传感器、故障检测与诊断子系统、执行器和控制器。其中，故障检测与诊断子系统能够对控制系统进行实时故障监测与辨识等；控制器则根据故障诊断信息作出相应的处理，实施新的容错控制策略，保证系统在故障状态下仍能获得良好的控制效果。在实际控制系统中,各个基本环节都有可能发生故障。 容错控制系统有多种分类方法,如按系统分为线性系统容错控制和非线性系统容错控制，确定性系统容错控制和随机系统容错控制等；按克服故障部件分类为执行器故障容错控制，传感器故障容错控制,控制器故障容错控制和部件故障容错控制等；按控制对象不同分为基于硬件冗余和解析冗余的容错控制分类。一般，为了全面反映容错控制系统的特性，常将上述各种分类方法组合运用。 1.硬件冗余方法 硬件冗余是指对系统的重要部件及易发生故障部件设置各种备份,当系统内某部件发生故障时,对故障部分进行隔离或自动更换,使系统正常工作不受故障元器件的影响，保证系统的容错性能。硬件冗余方法根据备份部件是否参与系统工作可分为静态硬件冗余和动态硬件冗余。 l)静态硬件冗余:并联多个相同的组件,当其中某几个发生故障时并不影响其它组件的正常工作。 2)动态硬件冗余:在系统中不接入备份组件,只有在原组件发生故障后,才把输入和输出端转接到备份组件上来,同时切断故障组件的输入和输出端,即运行模块的失效，备用模块代替运行模块工作。系统应该具有自动发现故障的能力与自动转接设备。 硬件冗余方法可以用于任何硬件环节失效的容错控制,建立起来的控制系统将具有较强

西工大飞行控制系统总复习

总复习 第一章 飞行动力学 一、概念： 1、体轴系纵轴ox 在飞机对称平面内；速度轴系纵轴a ox 不一定在飞机对称平面内；稳定轴系纵轴ox 在飞机对称平面内，与体轴系纵轴ox 相差一个配平迎角0α。 2、俯仰角θ的测量轴为地轴系横轴g oy ；滚转角φ（倾斜角）的测量轴为体轴系纵轴ox ；偏航角ψ的测量轴为地轴系铅锤轴g oz 。 3、迎角α：空速向量在飞机对称平面内投影与机体纵轴ox 夹角。 以的投影在ox 轴之下为正。 4、β（侧滑角）：空速向量v 与飞机对称平面的夹角。以v 处于对称面右为正。 5、坐标系间的关系 机体轴系b S 与地轴系g S 之间的关系描述为飞机姿态角（ψφθ、、）； 速度轴系a S 与机体轴系b S 之间的关系描述为气流角（βα、）； 速度轴系a S 与地轴系g S 之间的关系描述为航迹角（χμγ、、）。 6、舵偏角符号 升降舵偏角e δ：平尾后缘下偏为正0>e δ，产生低头力矩。0a δ，产生左滚转力矩 0r δ，产生左偏航力矩0

飞机电传操纵系统

电传操纵系统概况 一、电传操纵系统的概念及发展概况 1、电传操纵系统的概念 电传操纵系统是将从驾驶员的操纵装置发出的信号转换成电信号，通过电缆直接传输到自主式舵机的一种系统。也就是说，电传操纵系统也是一个全时、全权限的“电信号系统+控制增稳”的飞行操纵系统。电传操纵系统是人工操作和自动控制在功能上和操纵方式上较好地融为一体。电传操纵系统主要依靠电信号传递驾驶员的操纵指令，所以这种系统不再含有机械操纵系统。带有机械备份的电传操纵系统成为准电传操纵系统。控制增稳系统是电传操纵系统不可分割的组成部分，只有具备控制增稳功能的电信号系统才能称为电传操纵系统。 2、电传操纵系统发展概况 20世纪前半期,采用闭环反馈原理的自动控制技术作为机械操纵系统的辅助手段,其主要作用是针对已设计好的飞机刚体动力学特性的缺陷进行补偿,实现精确的姿态和航迹控制,减轻驾驶员长期、紧张工作的负担。到了20世纪60年代,飞机的发展遇到了一些重大难题。例如:大型飞机挠性机体气动弹性模态问题,进一步提高战斗机机动性和战斗生存性问题等。这些问题仅靠气动力、结构和动力装置协调设计技术已经不能解决,或者要在性能、重量、复杂性和成本方面付出巨大代价才能得到某种折衷的解决方案。研制设计者将注意力转向采用闭环反馈原理的自动控制技术,通过对一系列单项技术和组合技术的研究、开发和验证,产生了两个具有划时代意义的新飞行控制概念:主动控制技术(ACT)和电传飞行控制(FBW)系统。这两项新技术的出现对飞机的发展产生了巨大的影响。 1.采用主动控制技术的电传操纵系统 采用主动控制技术的电传操纵系统,可使飞机的飞行控制、推力控制和火力控制的主要控制功能综合成为可能,从而极大地改善了飞机的性能。如采用主动控制技术的电传操纵系统后,放宽静稳定性(RSS)控制技术使B-52轰炸机平尾面积减少45%,结构总重量减少6.4%,航程增加了4.3%;使战斗机升阻比提高了8%~15%。机动载荷控制NILC)技术使C-5A运输机翼根弯曲力矩减少30%~50%;使F4E

容错控制理论及其应用_周东华

第26卷　第6期 2000年11月自　动　化　学　报A CT A A U T OM A T IC A SIN ICA V o l.26,N o.6N ov.,20001)国家自然科学基金、“八六三”计划与教育部资助项目. 收稿日期　1999-03-08 收修改稿日期　1999-10-11 综述 容错控制理论及其应用 1)周东华 (清华大学自动化系　北京　100084)　Ding X (Lausitz 大学电气工程系　德国)(E-mail :ZDH @mail.au.tsingh https://www.wendangku.net/doc/3712196021.html,) 摘　要　介绍了经典容错控制的主要研究成果及近年来发展起来的鲁棒容错控制和非线性 系统的故障诊断与容错控制,并给出了容错控制的一些典型应用成果.最后,指出了该领域 亟待解决的一些热点与难点问题. 关键词　动态系统,容错控制,故障诊断,集成,鲁棒性. THEORY AND APPLICATIONS OF FAULT TOLERANT C ONTROL ZHO U Donghua (Dept .of Auto matio n ,Ts inghua University ,Beijing 100084) DIN G X (Dept .of EE ,Lausitz Un iv .,G erman y ) Abstract 　A survey of f ault t olerant cont rol f or dynamic systems is presented .The main results i n classical fault tolerant cont rol are first ly int roduced.Then,empha-sis is put on the robust f ault tolerant cont rol as w ell as the fault diag nosi s and fault tolerant cont rol of nonlinear syst ems dev eloped i n recent years.Some typical appli- cation results of faul t tolerant cont rol are discussed ,and finally ,some open ques-tions are point ed out . Key words Dynamic systems,f ault tolerant cont rol,fault diagnosis,i ntegratio n, robust ness . 1　引言 现代系统正朝着大规模、复杂化的方向发展,这类系统一旦发生事故就有可能造成

容错控制系统

容错控制系统培训 2011年8月

3.1 容错控制系统 3.1.1 容错控制概述 容错原是计算机系统设计技术中的一个概念，指当系统在遭受到内部环节的局部故障或失效后，仍然可以继续正常运行的特性。将此概念引入到控制系统中，产生了容错控制的概念。 容错技术是指系统对故障的容忍技术，也就是指处于工作状态的系统中一个或多个关键部分发生故障时，能自动检测与诊断，并能采取相应措施保证系统维持其规定功能或保持其功能在可接受的范围内的技术。如果在执行器、传感器、元部件或分系统发生故障时，闭环控制系统仍然是稳定的，仍具有完成基本功能的能力，并仍然具有较理想的动态特性，就称此闭环控制系统为容错控制系统。 3.1.2 容错控制分类 根据不同的产品和客户需求，容错控制系统分类方式有多种，重点介绍两种： ?按设计分类：被动容错控制、主动容错控制； ?按实现分类：硬件容错、功能容错和软件容错。 3.1.2.1按设计分类的容错控制 1 被动容错控制介绍 被动容错控制是设计适当固定结构的控制器，该控制器除了考虑正常工作状态的参数值以外，还要考虑在故障情况下的参数值。被动容错控制是在故障发生前和发生后使用同样的控制策略，不进行调节。被动容错控制包括：同时镇定，完整性控制，鲁棒性容错控制，即可靠控制等几种类型。 2 主动容错控制介绍 主动容错控制是在故障发生后需要重新调整控制器参数，也可能改变控制器结构。主动容错控制包括：控制器重构，基于自适应控制的主动容错控制，智能容错控制器设计的方法。 3.1.2.2按实现分类的容错控制 1 硬件容错技术 容错控制系统中通常采用的余度技术，主要涉及硬件方面，是指对计算机、传感器和执行机构进行硬件备份，如图3所示。在系统的一个或多个关键部件失效时，通过监控系统检测及监控隔离故障元件，并采用完全相同的备用元件来替代它们以维持系统的性能不变或略有降级(但在允许范

1 飞行控制系统的硬件设计

1 飞行控制系统的硬件设计 本文设计的飞行控制系统在硬件方面主要分为控制器、传感器、电源、执行机构和遥控接收等模块， 1.2 传感器 1.2.1 陀螺仪 陀螺仪能够对检测指示器中的数据加以显示，是自动控制系统当中的一个非常重要的组成。应用的陀螺仪是MPU6050三轴形式的陀螺仪，具有16位的模拟、数字转换器，使输出模拟量实现向可输出数字量的转化。 1.2.2 加速度传感器 在多旋翼的飞行控制系统当中，加速传感器应该说是一个非常重要的元器件。这不仅是由于加速度传感器具有动态载体的特性校正功能，并且它能够针对加速度实施积分，继而得出载体速度以及位置之类的基本信息。我们所选取的ADI公司研发的ADXL345传感器，同时兼具SPI以及I2C的数字输出功能，其分辨率较高，同时体积也比较小。 1.2.3 GPS模块 当无人机在天空飞行的时候定位系统是十分重要的，需要对无人机所呈现的姿态加以实时的测量，可以说在无人机系统当中，GPS模块占据着一定的主导地位。我们选取了U-BLOX公司所研发和生产的CJMCU-6M当作GPS的接收机，该传感器具有接口较为方便，而且定位的速度也比较快，不用长时间等待的特征。其利用串口输出的形式RS-232数据传输，继而结合协议而解算无人机所处的坐标、高度和时间之类的信息。 1.3 电源 电源模块主要的功能是为飞控系统当中的其他模块供给电量，从而确保飞行顺利。电源模块当中主要包含一个电源接口，以及一个稳压器，稳压器所具备的功能是对电压加以转换，避免因为高电压而导致电路板和一些其他元器件的损坏。本文中选择系统稳压器的标准为5V 输入，主控板的供电输出是3.3V，而最大的输出电流是500mA。 1.4 执行机构驱动 多旋翼无人机的飞行系统想要达成自主悬停功能，这就需要飞行器必须要在飞行不稳的情况之下能够迅速地改变成为平稳的状态，也就是在这种情况之下，执行机构要在非常短的时间之内做出相应的反应，让无人机所呈现的速度能够高速地提升或降低。本文所设计的系统当中采用直流无刷电机当作执行机构，继而配合无刷电调来应用，这个电机具备周期较长，而且效率较高等特征。电机是一种十分关键的执行机构，是对飞行器的姿态加以控制的动力。而我们所选择的直流无刷电机是想让四旋翼形式的飞行器形成多种飞行的姿态，工作的主要原理为对空气动力学的利用，从而使旋翼形成多种转速，继而达到想要的效果，完成各种飞行姿态。直流无刷的电机所接收到的控制信号是PWM波所发出的。而结合DSP所发出的具

容错控制

容错控制知识 一知识点 1冗余：多余的重复或啰嗦内容，通常指通过多重备份来增加系统的可靠性。 2冗余设计：通过重复配置某些关键设备或部件，当系统出现故障时，冗余的设备或部件介入工作，承担已损设备或部件的功能，为系统提供服务，减少宕机事件的发生。 3冗余设计常用方法有硬件冗余、软件冗余(主要指解析冗余)、功率冗余。 3.1硬件冗余方法是通过对重要部件和易发生故障的部件提供备份，以提高系统的容错性能。软件冗余方法主要是通过设计控制器来提高整个控制系统的冗余度，从而改善系统的容错性能。硬件冗余方法按冗余级别不同又可分为元件冗余、系统冗余和混合冗余。元件冗余通常是指控制系统中关键部件(如陀螺仪和加速度计等)的冗余。 (l)静态“硬件冗余” 例如设置三个单元执行同一项任务，把它的处理结果，如调节变量相互比较，按多数原则(三中取二)判断和确定结构值。采用这种办法潜伏着这样的可能性: 有两个单元同时出错则确定的结果也出错，不过发生这种现象的概率极小。 (2)动态“硬件冗余” 即在系统运行之初，并不接入所有元件，而是留有备份，当在系统运行过程中某元件出错时，再将候补装置切换上去，由其接替前者的工作。这种方法需要注意的问题是切换的时延过程，最好能保持备份元件与运行元件状态的同步。 3.2软件冗余又可分为解析冗余、功能冗余和参数冗余等，软件冗余是通过估计技术或软件算法来实现控制系统的容错性， 解析冗余技术是利用控制系统不同部件之间的内在联系和功能上的冗余性，当系统的某些部件失效时，用其余完好部件部分甚至全部地承担起故障部件所丧失的作用，以将系统的性能维持在允许的范围之内。 冗余技术在某种程度上能提高DCS 本身的可靠性和数据通信的可靠性, 但对于整个闭环系统来讲,系统中还包含传感器，变送器，和执行器等现场设备，他们往往工作在恶劣的环境下，出现故障的概率也比较高，软硬件冗余一般无能为力，我们要采用容错控制来提升系统稳定性。 4 容错控制指控制系统在传感器，执行器或元部件发生故障时，闭环系统仍

离散分布控制系统的容错设计

图2智能抽油机节能控制器方案框图 感器模块实时检测电机输出功率的变化,由单片机系统来控制IGBT的关断,控制电机输入端电压的大小,以调整电动机输出功率,减少电动机的铁损和铜损。达到节能降耗的目的。 为克服负功率对I GBT模块的影响并进一步节能,系统设置了负功率处理模块,通过该模块,系统以和电网同样的频率和相位将电动机发出的电能馈送到电网中,进一步降低电机损耗。 由于IGBT是比较昂贵的器件,而且对使用条件要求比较高,必须加以保护。根据抽油机的实际特点,系统设置了过流保护、过压保护、缺相保护和温度保护,从而使系统能够更安全地运行。 智能型抽油机节能控制器具有以下的功能: 1可设置电动机的最大工作电流、空载电流和最高工作温度等参数,根据电动机工作电流的大小判断抽油机的工况。当电动机工作电流超过额定电流和最高工作温度超过额定工作温度时停抽油机工作,从而保护电动机。当抽油机电动机工作电流小于空载电流,认为抽油机空载,可停止抽油机工作,等待原油聚集。根据所设定的停机时间,抽油机停止工作一段时间后,控制系统自动启动抽油机,从而实现抽油机停机节能。 o断电后来电时自动延时启动时间,避免油田抽油机同时启动。 ?软启动功能,减少启动对电网的冲击并节约电能。 ?可根据抽油机运行的载荷工况,自动控制电机输入电压,控制抽油机电动机的输出功率,达到节能目的。 ?独特的负功率处理功能,能有效减小电机发电所带来的影响,提高节能效果。 ?具有数据存储和数据通信功能。通过专用数据回放卡可转储数据进行数据处理分析和绘制抽油机电能图,从而方便油田对抽油机的管理。 3结束语 智能型抽油机节能控制器的开发经过了样机开发和油田试验两个阶段,我们逐渐掌握了游梁式抽油机工作规律和抽油机节能控制器的关键技术,为系统投入运行奠定了基础。 参考文献 1周新生,程汉湘,刘建,等.抽油机的负载特性及提高功率因数措施的研究.北华大学学报(自然科学版),2003(6) 2张继震,马广杰,杨靖.游梁抽油机电机电量测试的特殊性.电机技术,2003(2) 3丁建林,姜建胜,刘瓯,等.抽油机变频调速智能控制技术研究. 石油机械,2003 修改稿收到日期:2004-08-20。 第一作者彭国标,男,1972年生,1995年毕业于国防科技大学精密仪器与检测技术专业,获学士学位,工程师;主要从事载人航天发射场地面系统自动控制、建筑智能化和工业自动化控制。 离散分布控制系统的容错设计 Fault Tolerant Design of Discrete D istributed Control System 王根平 (深圳职业技术学院机电系,深圳518055) 摘要在所考虑的离散分布控制系统中,每个可编程控制器作为一个控制结点,结点之间通过网络进行连接保持通信。容错的设计思路是,增加一个在Galois域进行运算的冗余控制器,从而使系统能够自动侦查系统中的结点(可编程控制器)是否正常工作,并能5自动化仪表6第25卷第9期2004年9月