تشخيص و جداسازي عيب عملگر هواپيما توسط وارون ديناميك غيرخطي افزايشي مقاوم

Aircraft Actuator Fault Diagnosis and Isolation by Robust Incremental Nonlinear Dynamic Inversion

يكي از عمده عيب‌هايي كه در هواپيما رخ مي‌دهد مربوط به عملگرهاي آن است. در اين مقاله به منظور تشخيص و جداسازي عيب عملگر هواپيما روشي مبتني بر وارون ديناميك غيرخطي افزايشي كه به اغتشاش و نامعيني‌ها مقاوم است ارائه مي‌شود. در اين روش، باقي‌مانده توليدي به نامعيني‌هاي سيستم مقاوم بوده و آستانه تطبيقي براي ارزيابي اين باقي‌مانده به گونه‌اي بر اساس منطق فازي تطبيق داده مي‌شود كه علي‌رغم وجود اغتشاش يا تغييرات در فرمان ورودي، تشخيص عيب اشتباه رخ ندهد. از آنجا كه اين روش نياز به اطلاع برخط از مقدار بيشينه عوامل نامطلوب (اغتشاش و نامعيني) و وقوع اغتشاش بر سيستم دارد، به منظور محاسبه اين بيشينه معادلات جديدي پيشنهاد و ساختار كنترلي براي تشخيص رخداد اغتشاش ارائه مي‌شود. سپس به منظور ارزيابي، روش پيشنهادي بر روي ديناميك غيرخطي هواپيماي بويينگ-747 شبيه‌سازي مي‌شود كه در آن ضمن درنظر گرفتن تزويج ديناميك‌هاي طولي و عرضي، اغتشاش به سه محور در زمان‌هاي متفاوت وارد شده و عيب عملگر رادر به صورت قفل شدن به هواپيما اعمال مي‌شود. شبيه‌سازي‌ها نشان مي‌دهند كه علي‌رغم وجود نامعيني و اغتشاش، رديابي فرمان‌هاي ورودي به خوبي انجام مي‌شود و زمان معيوب شدن عملگر و مكان آن كه عملگر رادر مي‌باشد، با توجه به آستانه تطبيقي تشخيص داده مي‌شود.

One of the major faults accrued in the aircraft is corresponding to its actuators. In order to fault diagnosis and isolation in the aircraft actuator, this paper presents a new robust method based on the incremental nonlinear dynamic inversion, which is robust to the disturbance and uncertainties. The produced residual is robust to the system uncertainties, and the adaptive threshold is designed to evaluate this residual with fuzzy logic, which is altered in the presence of disturbance or variation in the input command to prevent faulty detection. Since this method requires the online knowledge of the upper bound of undesirable factors (disturbance and uncertainty) and the disturbance occurrence on the system, new equations is developed to calculate this bound and an innovative structure is suggested to detect the disturbance event. In order to evaluate the proposed method, it is simulated on the nonlinear dynamics of the Boeing-747 considering the coupling between the longitudinal and lateral dynamics, whereas the disturbance is applied on the three axes at different times and the rudder actuator fault is locked to the aircraft. Simulations verify that despite the uncertainty and disturbance, the following of the input commands is well performed and the timing of the operator's fault and the location of the operator is determined according to the adaptive threshold.