[发明专利]一种机翼损伤情况下的故障检测方法及装置

说明书

本申请提供了一种机翼损伤情况下的故障检测方法，所述故障检测方法包括：根据飞机的动力学方程，反解飞机的气动力和气动力矩矩系数关于可测状态量的表达式，结合飞机的气动力矩系数模型，构建升力系数辨识模型；采用限定记忆最小二乘法，在线辨识升力系数；将辨识得到的升力系数与风洞试验数据进行对比，判断故障类型位置并计算故障严重程度。本申请所提供的故障检测方法由于采用在线参数辨识故障诊断的方法，使得当故障发生后，飞管系统可以快速、准确地诊断故障，后续可基于诊断结果评估剩余飞行能力并重构飞行控制律，实现飞行安全性的提升。

技术领域

本申请属于飞机故障检测技术领域，特别涉及一种机翼损伤情况下的故障检测方法及装置。

背景技术

飞机发生故障时，需要进行飞行员告警、辅助决策、控制重构等应急处置工作，这些工作的开展依赖于准确的故障诊断结果。

现有技术中的故障诊断主要是在飞管系统的余度管理方面，且飞管系统只能得知某传感器或作动器是否故障，而不能得知故障的严重程度，这使得出现舵面作动受限、翼面破损等故障时，飞管系统很难针对性地进行故障应急处置。

发明内容

本申请的目的是提供了一种机翼损伤情况下的故障检测方法及装置，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

在一方面，本申请提供了一种机翼损伤情况下的故障检测方法，所述故障检测方法包括：

根据飞机的动力学方程，反解飞机的气动力和气动力矩矩系数关于可测状态量的表达式，结合飞机的气动力矩系数模型，构建升力系数辨识模型；

采用限定记忆最小二乘法，在线辨识升力系数；

将辨识得到的升力系数与风洞试验数据进行对比，判断故障类型位置并计算故障严重程度。

进一步的，构建升力系数辨识模型的过程包括：

根据飞机质心动力学方程计算飞机所受合外力在机体坐标系OZ轴上的投影分量Z：

式中，m为飞机质量，u、v、w为机体轴系下三轴速度分量；

飞机所受合外力分解为气动力、发动机推力与重力，将其投影在OZ轴，得

式中，T为发动机推力，为发动机安装角，L_ba-3为气流轴系到体轴系的转换矩阵的第三行，F_air为气动力，θ为俯仰角，φ为滚转角；

上式中，L_ba-3＝[sin α cos β-sin α sin β cos α]

气动力F_air表示为：F_air＝0.5ρV²S_ref[-C_D C_C -C_L]^T

式中，C_D为阻力系数，C_C为侧力系数，C_L为升力系数；

根据上式得：

整理后可得到气动力系数方程如下：

C_L-cf＝ψ_L-cfε_L-cf+v_L-cf

式中：ψ_L-cf＝0.5ρV²S_ref[sinα cos β-sin α sin β cos α]，ε_L-cf＝[-C_D,C_C,-C_L]^T，v_L-cf为测量噪声；