專利名稱：用于檢測航空器系統(tǒng)性能中系統(tǒng)錯誤的殘差的殘差分析裝置和方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及用于檢測航空器系統(tǒng)的系統(tǒng)性能中系統(tǒng)錯誤的殘差的殘差分析裝置和方法。
背景技術(shù)：
本發(fā)明的技術(shù)領(lǐng)域涉及分析產(chǎn)生的殘差來檢測系統(tǒng)錯誤，特別是航空器系統(tǒng)，例如電液位置控制系統(tǒng)的系統(tǒng)性能中錯誤的瞬變、漂移或振蕩。如果產(chǎn)生的殘差超過預(yù)定閾值或限值，則在系統(tǒng)性能中檢測到錯誤。該類型的系統(tǒng)性能中的系統(tǒng)錯誤以系統(tǒng)的輸入/輸出性能中不正確的瞬變、漂移或振蕩的形式表現(xiàn)出來。本文中，航空器控制系統(tǒng)，特別是數(shù)字航空器控制系統(tǒng)復(fù)雜性的提高，導(dǎo)致增多的不時的新錯誤現(xiàn)象的出現(xiàn)，所述航空器控制系統(tǒng)主要允許改進(jìn)飛行性能并使多個安全及舒適功能具有最大可能的冗余度。所述錯誤現(xiàn)象特別包括實質(zhì)上未阻尼的控制表面振蕩。 OFC(振蕩故障情況)原因在本文中非常重要，并且由定位系統(tǒng)自身中的錯誤產(chǎn)生或從飛行控制計算機(jī)或從用于檢測飛行機(jī)械正常運(yùn)動的上游傳感器系統(tǒng)傳播到各定位系統(tǒng)的致動器致動器控制電路中。在本文中，多個可想到的OFC情況包括數(shù)據(jù)處理和信號處理部件中的錯誤，軟件錯誤，機(jī)械缺陷，例如伺服閥組件中的機(jī)械缺陷，或在最低電路級上，例如在電壓-電流轉(zhuǎn)換器中的各電子模塊的故障。其他錯誤情況可能由于致動器控制電路或數(shù)字飛行控制系統(tǒng)的各系統(tǒng)部件之間的干擾造成。為了檢測該類型的系統(tǒng)誤差，在基于模型的診斷方法中，需要產(chǎn)生殘差來確認(rèn)實際系統(tǒng)性能與正常無錯誤系統(tǒng)性能的基于錯誤的偏差。出于該目的，US 2007/0124038 Al 公開了通過將并聯(lián)模型用于估計活塞位置的技術(shù)方案，所述活塞位置通過動力學(xué)關(guān)系與航空器位置控制系統(tǒng)的控制表面的位置相對應(yīng)。為了估計實際電液位置控制系統(tǒng)的活塞位置，US 2007/0124038 Al的圖2中提供并且示出了詳細(xì)的非線性方法或簡化的線性并聯(lián)模型。在該文中，圖2中設(shè)置有附圖標(biāo)記 19的裝置代表并聯(lián)模型，其包括實際系統(tǒng)動力學(xué)的詳細(xì)非線性圖示或簡化的線性描繪。由附圖標(biāo)記20標(biāo)示的用于致動器控制電路的瞬時變量參考默認(rèn)值提供為用于并聯(lián)模型19的單輸入，并且由飛行控制計算機(jī)引入。并聯(lián)模型19的單輸出信號由附圖標(biāo)記四標(biāo)示，并且描述估計的瞬時可變致動器活塞位置。在該背景中，本申請的圖1顯示了用于產(chǎn)生殘差r的傳統(tǒng)設(shè)備V的示意性框圖。圖1的該傳統(tǒng)設(shè)備V與US 2007/0124038 Al的圖4中的概圖相對應(yīng)，以能夠更好地顯示現(xiàn)有技術(shù)中存在的缺陷。參照圖1，附圖標(biāo)記ζ表示代表系統(tǒng)S的外部干擾的干擾變量。
系統(tǒng)S具有作為輸入變量的參考變量W，并且輸出系統(tǒng)輸出變量y。系統(tǒng)S是例如實際的電液位置控制系統(tǒng)，并且系統(tǒng)輸出變量y對應(yīng)于位置控制系統(tǒng)的致動器活塞的測量位移。為了提供估計的系統(tǒng)輸出變量;;,系統(tǒng)模型SM與系統(tǒng)S并聯(lián)布置。US 2007/0124038中公開的估計方法的核心基本上是并聯(lián)系統(tǒng)模型或方法模型， 其最佳近似所述方法或系統(tǒng)的初始值，及其算術(shù)表述形式的參數(shù)化。用于系統(tǒng)S的相似的輸入信號、參考變量或參考默認(rèn)值w是系統(tǒng)模型SM的單輸入信號。根據(jù)所選的初始值和限定的系統(tǒng)模型的參數(shù)化系統(tǒng)動力學(xué)，產(chǎn)生系統(tǒng)模型SM的估計的系統(tǒng)輸出變量；;。為了產(chǎn)生殘差r，獲取瞬時可變系統(tǒng)輸出信號y和系統(tǒng)模型SM的估計的系統(tǒng)輸出信號；；之間的差。如果超過預(yù)定閾值，則該殘差r用于確認(rèn)系統(tǒng)錯誤。當(dāng)圖1中描繪的并且從US 2007/0124038 Al得知的技術(shù)方案用于確認(rèn)電液位置控制系統(tǒng)的錯誤振蕩、漂移和瞬變的特定任務(wù)時，可能出現(xiàn)以下問題由于可能出現(xiàn)由附圖標(biāo)記Z標(biāo)示的外部干擾，并且其作用在系統(tǒng)S上，但是沒有由系統(tǒng)模型SM復(fù)制，因此不能充分設(shè)置用于殘差r的具有魯棒性的高敏感檢測閾值。在電液位置控制系統(tǒng)中，這些外部干擾特別由飛行過程中作用在從動控制表面上的空氣動力產(chǎn)生，并且機(jī)械地加載到控制系統(tǒng)，例如由于由一次性事件的瞬時流動造成，例如一陣風(fēng)、周期性渦流脫落造成的諧波擾動、周圍結(jié)構(gòu)的彎曲造成的影響或隨機(jī)擾動，特別是由于湍流的空氣動力學(xué)效應(yīng)造成的過程噪聲形式的隨機(jī)擾動。設(shè)置檢測閾值可能不充分的另一個原因是由于被導(dǎo)航的傳感器設(shè)備(例如致動器活塞桿上的位置拾取傳感器)在測量執(zhí)行器位置時造成的測量噪聲作為系統(tǒng)輸出變量y的恒定的疊加。而且，在存在干擾的情況下，參考變量w中高度動力學(xué)變化導(dǎo)致殘差r的非?？焖俚亩唐谠鲩L。而且，該方法或系統(tǒng)S由于參數(shù)或限制條件，例如操作或飛行過程中，飛行速度、 飛行高度、入射角和偏航角、溫度、致動器的液體介質(zhì)的性能等中的變化而變化。這些變化影響系統(tǒng)S的響應(yīng)，并且因而影響系統(tǒng)S的內(nèi)在的動力學(xué)。這沒有由并聯(lián)方法模型或系統(tǒng)模型SM復(fù)制。而且，在實際應(yīng)用中，該方法或系統(tǒng)S的初始值可僅由模型模擬。系統(tǒng)模型SM的系統(tǒng)響應(yīng)中以該方式產(chǎn)生的偏差以及忽視的和未知的動力學(xué)影響在從US 2007/0124038中得知的技術(shù)方案中未校正。這不利地在殘差中導(dǎo)致信號分量，這使其在沒有附加測量的條件下更難靈敏地設(shè)置錯誤檢測閾值，而不限制監(jiān)控的頻帶。US 2007/0124038 Al (圖幻提供了減法器21，其通過獲取所測的致動器活塞位置 22的瞬時變量值和并聯(lián)模型的輸出變量四之間的差來產(chǎn)生殘差。所述減法器的輸出信號 M對應(yīng)于形成的殘差。而且，提供有附圖標(biāo)記23的裝置代表用來分析用于錯誤檢測的殘差的分析模塊。分析模塊23將殘差M與預(yù)定閾值相比較，并且在每次超過閾值時進(jìn)行計算。在預(yù)定閾值被計算為已經(jīng)超過閾值一定次數(shù)之后，建立振蕩錯誤，并且將輸出信號沈設(shè)置到正邏輯值來指示該錯誤。為了獲得特定的質(zhì)量，分析模塊23包括一系列連接的頻率選擇濾波器組，其為具有附圖標(biāo)記27的單元；和，下游比較器級，其是具有附圖標(biāo)記25的單元，其用于殘差M的各頻帶中的每一個。頻率選擇過濾器組27包括帶通過濾器并聯(lián)電路，用于殘差M頻譜分離為預(yù)定頻帶。在該文中，附圖標(biāo)記觀表示殘差M在由頻率選擇過濾器組27建立的頻帶中的頻譜分量的矢量。出于該目的，比較器組25包括用于每一個矢量分量觀的單獨(dú)通道，在所述單獨(dú)的通道中，各個分量與預(yù)定閾值相比較。在每一個通道中，計數(shù)器注意是否已經(jīng)超過閾值。如果通道中計數(shù)的超過次數(shù)升高高于之前預(yù)定的限值，則建立振蕩錯誤，并且以輸出信號觀顯不。當(dāng)從US 2007/0124038 Al已知的該技術(shù)方案用于檢測航空器的電液位置控制系統(tǒng)的系統(tǒng)錯誤的特定任務(wù)時，可能出現(xiàn)下面的問題不能充分設(shè)置用于殘差的具有魯棒性并且高靈敏的檢測閾值，因此僅獲得有限質(zhì)量的位置控制系統(tǒng)的監(jiān)控功能。該現(xiàn)象的一個原因是，其中，在存在干擾的情況下，參考變量或參考默認(rèn)值中高動力學(xué)變化總是造成殘差的非?？焖俚牟⑶叶唐诘脑鲩L。這些變化可特別由于在湍流大氣層中運(yùn)行、撓性結(jié)構(gòu)的響應(yīng)性能或漩渦的周期性脫落造成。而且，系統(tǒng)的固有測量噪聲可另外增強(qiáng)這些不利的影響。 因此為了不在相關(guān)頻帶中觸發(fā)連續(xù)的錯誤報警，檢測閾值必須相應(yīng)增大，并且如果適用，所需操作循環(huán)的次數(shù)也必須增大。當(dāng)檢測到由于系統(tǒng)錯誤產(chǎn)生的穩(wěn)態(tài)振動時，這導(dǎo)致大大降低靈敏度，并且還導(dǎo)致分析模塊的增長的檢測時間。這特別適用于其中振蕩分量疊加在低頻額定系統(tǒng)輸出信號的系統(tǒng)錯誤。限制位置控制系統(tǒng)的監(jiān)控功能質(zhì)量的又一個原因是相鄰頻率范圍之間的串?dāng)_，因為技術(shù)上很難實現(xiàn)精確分離。如果該閾值不同，則該串?dāng)_可能觸發(fā)多個錯誤報警。而且，特別地由于結(jié)構(gòu)的動力學(xué)響應(yīng)性能造成較高頻帶邊界及相應(yīng)固定閾值建立的不確定性。這對在較高頻率范圍中實現(xiàn)錯誤識別的質(zhì)量具有直接不利的影響。應(yīng)用從 US 2007/0124038 Al已知的計算方法將錯誤檢測限制為關(guān)于振蕩控制系統(tǒng)錯誤的識別。 該方法基本上排除了延伸到其他錯誤現(xiàn)象，例如瞬變或蠕變的可能性。對于現(xiàn)代控制系統(tǒng)的監(jiān)視器設(shè)計，這不利地需要各種錯誤識別專用裝置的并聯(lián)設(shè)置和儀表化。綜上所述，US 2007/0124038 Al中提出的用于殘差分析的裝置使其非常難靈敏地設(shè)置用于寬帶錯誤檢測的閾值而不限制監(jiān)控的頻帶。

發(fā)明內(nèi)容
因此，本發(fā)明的一個目的是提供沒有上述缺陷的，用于檢測航空器系統(tǒng)的系統(tǒng)性能中系統(tǒng)錯誤，特別是錯誤的瞬變、漂移或振蕩的殘差的殘差分析。該目的通過具有權(quán)利要求1的特征的裝置和/或通過具有權(quán)利要求14的特征的方法實現(xiàn)。因此，提出一種用于檢測系統(tǒng)的系統(tǒng)錯誤的殘差的殘差分析裝置，所述系統(tǒng)接收瞬時變量參考值和干擾變量作為輸入，并且輸出系統(tǒng)輸出變量，所述干擾變量代表外部干擾，所述裝置包括-設(shè)備，其用于至少以所述參考變量和所述系統(tǒng)輸出變量的函數(shù)產(chǎn)生殘差；-比較器單元，其用于通過比較殘差與提供的閾值來提供分析結(jié)果；-第一單元，其用于提供恒定的閾值分量；
-第二單元，其用于至少以瞬時變量參考值的函數(shù)提供自適應(yīng)閾值分量；和-第三單元，其用于通過將所述恒定閾值分量與所述自適應(yīng)閾值分量相關(guān)聯(lián)來提供閾值。每一個單元，即第一到第三單元和比較器單元，可以硬件或以軟件實現(xiàn)。如果以硬件實現(xiàn)，則各單元可以形成為例如計算機(jī)或微處理器等的設(shè)備、裝置或例如計算機(jī)系統(tǒng)等系統(tǒng)的一部分。如果以軟件實現(xiàn)，則各單元可以形成為計算機(jī)程序產(chǎn)品、功能、慣常程序、程序代碼的一部分或可執(zhí)行目標(biāo)。而且，提出一種包括至少一個如上面所述的裝置的航空器。而且，提出一種用于檢測系統(tǒng)的系統(tǒng)性能中系統(tǒng)錯誤的殘差的殘差分析方法，所述系統(tǒng)接收瞬時變量參考值和干擾變量作為輸入，并且輸出系統(tǒng)輸出變量，所述干擾變量代表外部干擾，所述方法具有以下步驟-至少以所述參考變量和所述系統(tǒng)輸出變量的函數(shù)產(chǎn)生殘差；-提供恒定閾值分量；-至少以瞬時變量參考值的函數(shù)提供自適應(yīng)閾值分量；和-通過將所述恒定閾值分量與所述自適應(yīng)閾值分量相關(guān)聯(lián)來提供閾值；和-將所述殘差與所述提供的閾值相比較，以提供分析結(jié)果。而且，提出一種計算機(jī)程序產(chǎn)品，其使得上面所公開的用于檢測系統(tǒng)的系統(tǒng)性能中系統(tǒng)錯誤的殘差的殘差分析方法在程序控制裝置上進(jìn)行。本發(fā)明的一個優(yōu)點(diǎn)是殘差的魯棒分析，通過所述魯棒分析，可檢測到航空器的系統(tǒng)中，特別是電液位置控制系統(tǒng)中存在的系統(tǒng)錯誤，特別是錯誤的瞬變、蠕變、穩(wěn)態(tài)振動或振蕩。因而根據(jù)本發(fā)明可檢測如上所述的系統(tǒng)錯誤，并且特別地，可能通過根據(jù)本發(fā)明以特有的魯棒形式使用自適應(yīng)性檢測閾值防止不正確的指示。該品質(zhì)在通過實際的硬件在環(huán)位置控制系統(tǒng)的測試中展示，其結(jié)果公開在 Sachs, Helge "Fault Investigation and Robust Failure Detection of Oscillatory Aircraft Actuation Systems Using Analytical Redundancy，，，Hamburg, Hamburg University of Technology，航空器系統(tǒng)工程M_7，博士學(xué)位論文中。因而，根據(jù)本發(fā)明，參考默認(rèn)值或參考變量中高度動力學(xué)變化直接以自適應(yīng)閾值分量的方式由閾值自適應(yīng)復(fù)制。以該方式，還可捕獲到對干擾的動力學(xué)系統(tǒng)響應(yīng)，其可產(chǎn)生于在湍流大氣層中的運(yùn)行，產(chǎn)生于撓性結(jié)構(gòu)的響應(yīng)性能，或產(chǎn)生于周期性漩渦脫落。特別地，在本文中，根據(jù)本發(fā)明可進(jìn)行其中振蕩分量疊加在低頻額定系統(tǒng)輸出信號上的系統(tǒng)錯誤的可靠并且快速的檢測。而且，所期望的系統(tǒng)的固有測量噪聲通過優(yōu)選設(shè)置為最小值的恒定閾值分量單獨(dú)
^慮ο根據(jù)本發(fā)明，由于瞬時變量參考默認(rèn)值的影響的直接處理，因此，通過檢測閾值， 不再需要復(fù)制由額定運(yùn)行產(chǎn)生的振幅。以該方式，對于產(chǎn)生的錯誤振幅，可在整個頻譜范圍上應(yīng)用僅由所述方法測試設(shè)備限制的最小錯誤閾值。另外，通過消除從US 2007/0124038 Al已知的計算方法，根據(jù)本發(fā)明可能顯著縮短確認(rèn)時間或?qū)⑵湓O(shè)置為零。以該方式，大大降低總檢測時間，特別是具有長周期的穩(wěn)態(tài)振蕩的錯誤狀態(tài)。而且，消除傳統(tǒng)的計算方法使得可能檢測不導(dǎo)致特別是致動器活塞位置或控制表面的振動的系統(tǒng)錯誤。因此，也可檢測由于瞬變和蠕變產(chǎn)生的系統(tǒng)錯誤。因而，可顯著減少用于錯誤檢測的各種特定裝置的使用儀器。本發(fā)明的目的是提供沒有上述缺陷的用于航空器系統(tǒng)的系統(tǒng)性能中錯誤瞬變、漂移或振蕩的檢測的殘差產(chǎn)生。該目的根據(jù)本發(fā)明通過具有權(quán)利要求16的特征的設(shè)備和/或通過具有權(quán)利要求 26的特征的方法實現(xiàn)。因此，提出一種用于產(chǎn)生殘差來檢測航空器系統(tǒng)的系統(tǒng)性能中錯誤的瞬變、漂移或振蕩的設(shè)備，所述系統(tǒng)接收參考默認(rèn)值和干擾變量作為輸入，并且輸出系統(tǒng)輸出變量，所述干擾變量復(fù)制外部干擾，并且所述設(shè)備包括-第一裝置，其包括用于復(fù)制所述待監(jiān)控系統(tǒng)的系統(tǒng)模型，所述第一裝置接收參考變量、觀測器反饋?zhàn)兞亢透蓴_模型變量作為輸入，并且以其函數(shù)輸出估計的系統(tǒng)輸出變量；-第二裝置，其用于從所述系統(tǒng)輸出變量和所述估計的系統(tǒng)輸出變量之間的差形成殘差；-第三裝置，其包括觀測器反饋裝置，所述第三裝置接收所述殘差作為輸入，并且以其函數(shù)輸出所述觀測器反饋?zhàn)兞?，用于以估計的系統(tǒng)輸出變量跟隨所述系統(tǒng)輸出變量的方式進(jìn)行所述系統(tǒng)模型的動態(tài)校正；和-第四裝置，其包括干擾模型，所述第四裝置接收殘差作為輸入，并且以其函數(shù)輸出所述干擾模型變量，用于復(fù)制所述系統(tǒng)模型上的外部干擾的影響。每一個裝置，即第一到第四裝置，可以硬件或以軟件實現(xiàn)。如果以硬件實現(xiàn)，則各裝置可以形成為例如計算機(jī)或微處理器等設(shè)備、裝置或例如計算機(jī)系統(tǒng)等系統(tǒng)的一部分。 如果以軟件實現(xiàn)，則各裝置可以計算機(jī)程序產(chǎn)品、以功能、以慣常程序、以程序代碼的一部分或以可執(zhí)行目標(biāo)實現(xiàn)。而且，提出一種包括至少一個如上面所述的裝置的航空器。而且，提出一種用于產(chǎn)生殘差來檢測航空器系統(tǒng)的系統(tǒng)性能中錯誤的瞬變、漂移或振蕩的方法。所述系統(tǒng)接收參考默認(rèn)值和干擾變量作為輸入，并且輸出系統(tǒng)輸出變量，所述干擾變量復(fù)制外部干擾。所述方法具有以下步驟-提供用于復(fù)制待監(jiān)控系統(tǒng)的系統(tǒng)模型，所述系統(tǒng)接收參考變量、觀測器反饋?zhàn)兞亢透蓴_模式變量作為輸入，并且以其函數(shù)輸出估計的系統(tǒng)輸出變量；-從所述系統(tǒng)輸出變量和估計的系統(tǒng)輸出變量之間的差形成殘差；-提供觀測器反饋裝置，其接收所述殘差作為輸入，并且以其函數(shù)輸出觀測器反饋?zhàn)兞浚糜谝怨烙嫷南到y(tǒng)輸出變量跟隨所述系統(tǒng)輸出變量的方式進(jìn)行所述系統(tǒng)模型的動態(tài)校正；和-提供干擾模型，所述干擾模型接收所述殘差作為輸入，并且以其函數(shù)輸出干擾模型變量，用于復(fù)制外部干擾對所述系統(tǒng)模型的影響。而且，提出一種計算機(jī)程序產(chǎn)品，其使得上面所公開的用于產(chǎn)生檢測航空器系統(tǒng)的系統(tǒng)性能中錯誤的瞬變、漂移或振蕩的殘差的方法在程序控制裝置上進(jìn)行。
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所述第一到第四裝置特別形成干擾觀測器單元或干擾觀測器。根據(jù)本發(fā)明的干擾觀測器使得系統(tǒng)模型的跟隨性能與估計的系統(tǒng)輸出變量，例如位置控制系統(tǒng)的活塞位置相關(guān)。這通過將殘差經(jīng)由觀測器反饋裝置反饋回到系統(tǒng)模型的內(nèi)部狀態(tài)中來實現(xiàn)。為了與真實過程或真實系統(tǒng)的干擾近似，特別是由于作用于系統(tǒng)模型的動力學(xué)空氣載荷和測量噪聲，將干擾模型與觀測器反饋裝置并聯(lián)構(gòu)建。根據(jù)本發(fā)明模擬的或估計的干擾影響以干擾模型變量復(fù)制，還反饋回到系統(tǒng)模型的內(nèi)部狀態(tài)中。因而，與跟隨性能一起，系統(tǒng)的外部干擾的間接影響在估計的系統(tǒng)輸出變量中或干擾觀測器輸出中另外復(fù)制。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)是殘差的魯棒產(chǎn)生，通過所述魯棒產(chǎn)生，可檢測到航空器系統(tǒng)中特別是以錯誤的瞬變、漂移、蠕變或振蕩形式存在的錯誤。所述分析隨后通過將所述殘差與預(yù)定閾值相比較進(jìn)行。通過根據(jù)本發(fā)明的技術(shù)方案，可能設(shè)置用于殘差的具有魯棒性和高靈敏的檢測閾值，并且這在使用真實的硬件在環(huán)位置控制系統(tǒng)的測試中表現(xiàn)出來，其結(jié)果公開在 Sachs, Helge "Fault Investigation and Robust Failure Detection of Oscillatory Aircraft Actuation Systems Using Analytical Redundancy，，，Hamburg, Hamburg University of Technology，航空器系統(tǒng)工程M_7，博士學(xué)位論文中。因而，作用在該方法或系統(tǒng)上的外部干擾根據(jù)本發(fā)明由干擾觀測器以模擬方式復(fù)制。該類型的外部干擾或過程干擾主要產(chǎn)生于運(yùn)行過程中作用在從動控制表面上的空氣動力，特別是以由于一次性事件，例如一陣風(fēng)造成的瞬時干擾、由于漩渦的周期性脫落造成的諧波干擾、由周圍結(jié)構(gòu)的撓性產(chǎn)生的影響或例如湍流等隨機(jī)干擾產(chǎn)生，并且根據(jù)本發(fā)明對殘差不會造成顯著影響。而且，測量噪聲(例如由在致動器活塞桿上的位置拾取器的信號噪聲比表達(dá))在測量致動器位置上的永久疊加作為系統(tǒng)輸出變量對產(chǎn)生的殘差沒有顯著影響。如上所述，所述系統(tǒng)或方法由于運(yùn)行過程中參數(shù)或限制條件變化而變化。這些變量參數(shù)的示例是飛行速度、飛行高度、入射角和偏航角、溫度、致動器的液體介質(zhì)性能等。這些變化影響系統(tǒng)的響應(yīng)性能和固有動力學(xué)性能。其也可根據(jù)本發(fā)明由干擾觀測器通過受迫跟隨性能復(fù)制，并且因而在殘差中不可見。系統(tǒng)中和系統(tǒng)模型中不同的初始值也通過觀測器反饋?zhàn)钚』?。因而其不再進(jìn)一步影響根據(jù)本發(fā)明產(chǎn)生的殘差。如果可得系統(tǒng)的其他的測量變量，或可提前可靠描述，則所述系統(tǒng)模型可由這些因素減小?？蓽y量變量提供給干擾觀測器作為附加的輸入變量。其有利地提高干擾觀測器的估計的系統(tǒng)輸出變量的質(zhì)量，并且進(jìn)一步最小化殘差。如果所述方法或系統(tǒng)的部分確定不變，則這些從干擾觀測器取出。在該情況下，減小的干擾觀測器可減小為不能直接測量和/或可靠的動力效應(yīng)的部分系統(tǒng)或部分方法。將整個干擾觀測器減小為結(jié)合到固定的系統(tǒng)方程中的減小的干擾觀測器，這導(dǎo)致魯棒性的進(jìn)一步提高，并且因而使所提出的方法的運(yùn)行時間性能加速。本發(fā)明的有利的結(jié)構(gòu)和改進(jìn)可在從屬權(quán)利要求中找到。在優(yōu)選開發(fā)成果中，第一單元構(gòu)建用于以所述系統(tǒng)的期望的固有測量噪聲的函數(shù)來提供恒定的閾值分量。
在又一個優(yōu)選開發(fā)成果中，第一單元構(gòu)建用于以所述系統(tǒng)的期望的固有測量噪聲的函數(shù)來將所述恒定的閾值分量設(shè)置為最小值。在又一個優(yōu)選開發(fā)成果中，用于產(chǎn)生殘差的設(shè)備具有至少一個復(fù)制所述待監(jiān)控系統(tǒng)的系統(tǒng)模型。在又一個優(yōu)選開發(fā)成果中，所述用于產(chǎn)生殘差的設(shè)備具有-第一裝置，其包括用于復(fù)制待監(jiān)控系統(tǒng)的系統(tǒng)模型，所述第一裝置接收所述參考變量、觀測器反饋?zhàn)兞亢透蓴_模型變量作為輸入，并且以其函數(shù)輸出估計的系統(tǒng)輸出變量；-第二裝置，其用于由所述系統(tǒng)輸出變量和所述估計的系統(tǒng)輸出變量之間的差形成殘差；-第三裝置，其包括觀測器反饋裝置，所述第三裝置接收所述殘差作為輸入，并且以其函數(shù)輸出觀測器反饋?zhàn)兞浚愿S系統(tǒng)輸出變量的估計系統(tǒng)輸出變量的方式進(jìn)行所述系統(tǒng)模型的動態(tài)校正；和-第四裝置，其包括干擾模型，所述第四裝置接收所述殘差作為輸入，并且以其函數(shù)輸出干擾模型變量，以復(fù)制所述系統(tǒng)模型上的外部干擾的影響。關(guān)于將產(chǎn)生自適應(yīng)閾值的概念與減小的干擾觀測器結(jié)合，通過真實的硬件在環(huán)位置控制系統(tǒng)測試，已經(jīng)表明，顯著提高錯誤檢測的質(zhì)量。本文中，通過減小檢測閾值，將靈敏度提高陽-90%。而且，動力失控事件之后，即控制表面在最大速度下以不受控制方式移動到其端部位置時之后，重新配置系統(tǒng)的時間僅為規(guī)定的用于重新配置的總時間間隔的 1/15，而且，所得的動力學(xué)結(jié)構(gòu)載荷顯著減小。在又一個優(yōu)選開發(fā)成果中，所述第二單元構(gòu)建用于以瞬時變量參考值和至少一個使用系統(tǒng)模型估計的狀態(tài)變量的函數(shù)提供自適應(yīng)閾值分量。在又一個優(yōu)選開發(fā)成果中，所述第二單元構(gòu)建用于以瞬時變量參考值和至少一個提供的系統(tǒng)測量變量和/或至少一個使用系統(tǒng)模型估計的狀態(tài)變量的函數(shù)來提供自適應(yīng)閾值分量。在又一個優(yōu)選開發(fā)成果中，第三單元構(gòu)建用于將恒定閾值分量添加到自適應(yīng)閾值分量來提供閾值。在又一個優(yōu)選開發(fā)成果中，如果所提供的殘差大于所提供的閾值，則所述比較器單元將所述分析結(jié)果設(shè)置為正邏輯值，以指示系統(tǒng)錯誤。在又一個優(yōu)選開發(fā)成果中，提供第四單元，并且在特定確認(rèn)時間過去之后致動所述比較器單元。在又一個優(yōu)選開發(fā)成果中，系統(tǒng)錯誤以錯誤的瞬變、漂移或振蕩被復(fù)制。


下面將更詳細(xì)地參照附圖通過實施方式描述本發(fā)明，附圖中圖1是用于產(chǎn)生殘差來檢測航空器系統(tǒng)的系統(tǒng)錯誤的傳統(tǒng)設(shè)備的一個實施例的示意性框圖；圖2是用于檢測航空器系統(tǒng)的系統(tǒng)性能中系統(tǒng)錯誤的殘差的殘差分析裝置的第一實施例的示意性框11
圖3是用于檢測航空器系統(tǒng)的系統(tǒng)性能中系統(tǒng)錯誤的殘差的殘差分析裝置的第二實施例的示意性框圖；圖4是用于產(chǎn)生檢測航空器系統(tǒng)的系統(tǒng)性能中系統(tǒng)錯誤的殘差的設(shè)備的第一實施例的示意性框圖；圖5是用于產(chǎn)生檢測航空器系統(tǒng)的系統(tǒng)性能中系統(tǒng)錯誤的殘差的設(shè)備的第二實施例的示意性框圖；圖6是用于檢測航空器系統(tǒng)的系統(tǒng)性能中系統(tǒng)錯誤的殘差的殘差分析方法的一個實施例的示意性流程圖；圖7是用于產(chǎn)生檢測航空器系統(tǒng)的系統(tǒng)性能中系統(tǒng)錯誤的殘差的方法的一個實施例的示意性流程圖；圖8-12是示出根據(jù)本發(fā)明的用于檢測航空器系統(tǒng)的系統(tǒng)性能中系統(tǒng)錯誤的殘差的殘差分析的示意性時間相關(guān)圖表。
具體實施例方式附圖中，除非另外說明，相同的附圖標(biāo)記表示相同或功能等同的部件。圖2是用于檢測航空器系統(tǒng)S的系統(tǒng)性能中系統(tǒng)錯誤的殘差r的殘差分析裝置E 的第一實施例的示意性框圖。系統(tǒng)S接收瞬時變量參考值w和復(fù)制外部干擾的干擾變量ζ 作為輸入變量。系統(tǒng)S以其函數(shù)輸出系統(tǒng)輸出變量y。用于殘差分析的裝置E具有至少一個用于產(chǎn)生殘差r的設(shè)備V、比較器單元KE、第一單元E1、第二單元E2和第三單元E3。設(shè)備V適用于產(chǎn)生殘差r，設(shè)備V產(chǎn)生至少為參考變量w和系統(tǒng)輸出變量y的函數(shù)的殘差r。設(shè)備V例如根據(jù)圖4或5的實施例中的一個形成。比較器單元KE利用殘差r與提供的閾值s的比較提供分析結(jié)果b。單元El到E3設(shè)置用于提供閾值S。本文中，第一單元El構(gòu)建用于提供恒定閾值分量sO。第二單元E2構(gòu)建用于提供至少為瞬時變量參考值w的函數(shù)的自適應(yīng)閾值分量si。而且，第三單元E3構(gòu)建用于通過將恒定閾值分量sO與自適應(yīng)閾值分量si相關(guān)聯(lián)來提供閾值s。特別地，第三單元E3將恒定閾值sO添加到自適應(yīng)閾值si來形成閾值S。如果提供的殘差r大于提供的閾值s，則比較器單元KE將分析結(jié)果b設(shè)置成正邏輯值，以指示系統(tǒng)錯誤?；蛘?，分析結(jié)果b也可以形成為信號，例如連續(xù)信號，其構(gòu)建用于指示兩種可能狀態(tài)(r > s和r < s)。圖3顯示了根據(jù)本發(fā)明的用于檢測航空器系統(tǒng)S的系統(tǒng)性能中系統(tǒng)錯誤的殘差r 的殘差分析裝置E的第二實施例。根據(jù)圖3的第二實施例具有根據(jù)圖2的第一實施例的全部特征，并且因此為了避免重復(fù)，這些將不再說明。在根據(jù)本發(fā)明的裝置E的第二實施例中，第一單元El構(gòu)建用于提供為系統(tǒng)S的期望固有測量噪聲mr的函數(shù)的恒定閾值分量sO。在本文中，第一單元El優(yōu)選將恒定閾值sO設(shè)置為最小值。而且，根據(jù)圖3，第二單元E2構(gòu)建用于提供以瞬時變量參考值W、系統(tǒng)S的至少一個提供的測量變量mg和/或使用設(shè)備V的系統(tǒng)模型SM估計的狀態(tài)變量zg為函數(shù)的自適應(yīng)閾值si。而且，設(shè)備E優(yōu)選包括第四單元E4，其構(gòu)建用于在預(yù)定確認(rèn)時間過去之后致動比較器單元KE。第四單元E4出于該目的優(yōu)選通過致動信號a控制比較器KE。用于產(chǎn)生殘差r的設(shè)備V的示例顯示在圖4和5中。圖4是因此根據(jù)本發(fā)明用于產(chǎn)生殘差來檢測系統(tǒng)錯誤，特別是航空器系統(tǒng)S的系統(tǒng)性能中錯誤的瞬變、漂移或振蕩的設(shè)備V的實施例的示意性框圖。用于產(chǎn)生殘差來檢測航空器系統(tǒng)S的系統(tǒng)性能中錯誤的瞬變、漂移或振蕩的設(shè)備 V具有第一裝置1、第二裝置2、第三裝置3和第四裝置4。第一到第四裝置1-4形成干擾觀測器單元SB。系統(tǒng)S接收參考默認(rèn)值w和干擾變量ζ作為輸入，所述干擾變量ζ復(fù)制對系統(tǒng)S的外部干擾。該系統(tǒng)以其函數(shù)輸出系統(tǒng)輸出位置y。該系統(tǒng)S是例如航空器的電液位置控制系統(tǒng)，在該情況下，所述系統(tǒng)輸出變量y是測得的位置控制系統(tǒng)S的致動器活塞的位移。第一裝置1具有用于復(fù)制待監(jiān)控的系統(tǒng)S的系統(tǒng)模型SM。第一裝置1接收參考變量W、觀察器反饋?zhàn)兞縝和干擾模型變量ζ作為輸入。作為其函數(shù)，第一裝置1輸出估計的系統(tǒng)輸出變量丨(圖4)。第二裝置2設(shè)置用于由系統(tǒng)輸出變量y和估計的系統(tǒng)輸出變量γ之間的差形成殘差r。第二裝置2例如以減法器形成。第三裝置3形成為觀測器反饋裝置L。第三裝置3接收殘差r作為輸入，并且以所接收的殘差r的函數(shù)，以估計的系統(tǒng)輸出變量;；跟隨系統(tǒng)輸出變量y的形式，輸出觀測器反饋?zhàn)兞縝g，用于系統(tǒng)模型SM的動態(tài)校正。而且，第四裝置4設(shè)置具有干擾模型ZM，其接收殘差r作為輸入，并且以其函數(shù)輸出干擾模型變量2 ,以復(fù)制系統(tǒng)模型SM上的外部干擾的影響。觀察器反饋裝置L特別構(gòu)建用于以估計的系統(tǒng)輸出變量;；跟隨系統(tǒng)輸出變量y的方式動態(tài)校正系統(tǒng)模型SM的內(nèi)部狀態(tài)，通過將殘差r和反饋加權(quán)到系統(tǒng)模型SM中，提供初始干擾的衰減和外部干擾的跟隨性能。圖5顯示了根據(jù)本發(fā)明的用于產(chǎn)生殘差r來檢查系統(tǒng)錯誤，特別是航空器系統(tǒng)S 的系統(tǒng)性能中錯誤的瞬變、漂移或振蕩的設(shè)備V的第二實施例。根據(jù)圖5的第二實施例具有圖4的第一實施例的全部特征，因此避免重復(fù)，這些將不再說明。在根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備V的第二實施例中，干擾觀測器單元SB具有形成觀測器反饋的觀測器反饋矩陣L。在本文中，觀測器反饋矩陣L的系數(shù)通過狀態(tài)控制器設(shè)計確定。狀態(tài)控制器設(shè)計例如通過極點(diǎn)默認(rèn)值、通過優(yōu)化控制器設(shè)計、通過用于設(shè)計魯棒反饋的設(shè)計方法、通過線性二次型估計器(LQE)或通過非線性方法形成。而且，干擾模型變量云或估計的干擾變量Z以動態(tài)干擾模型變量Z形成，其使用人工系統(tǒng)狀態(tài)的線性組合形成。本文中，動態(tài)干擾模型變量Z優(yōu)選使用調(diào)整矩陣K、積分器1和干擾變量矩陣F的線性組合形成。調(diào)整矩陣K接收殘差r，并且干擾變量矩陣F輸出干擾模型變量;7積分器1
Z。S
布置在調(diào)整矩陣K和干擾變量矩陣F之間。通過使用真實系統(tǒng)S的一般化狀態(tài)矢量X模擬，
y表示線性系統(tǒng)模型SM的系統(tǒng)狀態(tài)，其由系統(tǒng)狀態(tài)‘中瞬時變化通過積分器1積分形成。這 JlJls
些是干擾模型輸出變量 、觀測器反饋?zhàn)兞縝g、由輸入矩陣B加權(quán)的參考變量w和通過系統(tǒng)矩陣A反饋回的系統(tǒng)狀態(tài)i的和。將動態(tài)系統(tǒng)模型狀態(tài)i乘以輸出矩陣C產(chǎn)生估計的系統(tǒng)輸出變量；;。'X (0)描述線性系統(tǒng)模型SM的初始值。圖6是用于檢測航空器系統(tǒng)S的系統(tǒng)性能中系統(tǒng)錯誤的殘差r的殘差分析方法的實施例的示意流程圖。下面將參照圖2的框圖以圖6的框圖的方式公開根據(jù)本發(fā)明的方法。根據(jù)圖6的根據(jù)本發(fā)明的方法的實施例具有以下方法步驟Rl到R5。方法步驟Rl 至少以參考變量w和系統(tǒng)輸出變量y的函數(shù)產(chǎn)生殘差r。方法步驟R2 提供恒定的閾值分量sO。方法步驟R3 至少以瞬時變量參考值w的函數(shù)提供自適應(yīng)閾值分量Si。方法步驟R4 通過將恒定閾值分量sO與自適應(yīng)閾值分量Sl相聯(lián)系，特別是將恒定閾值分量sO 添加到自適應(yīng)閾值分量si來提供閾值S。方法步驟R5 將殘差r與提供的閾值s相比較，以提供分析結(jié)果b。如果殘差r高于提供的閾值 s，則建立系統(tǒng)S中的系統(tǒng)錯誤。圖7是根據(jù)本發(fā)明的用于產(chǎn)生殘差r來識別用于檢測系統(tǒng)錯誤，特別是航空器系統(tǒng)S的系統(tǒng)性能中錯誤瞬變、漂移或者振蕩的殘差r的方法的一個實施例的示意性流程圖， 所述系統(tǒng)接收參考變量w和干擾變量ζ作為輸入，并且輸出系統(tǒng)輸出變量1，所述干擾變量 ζ復(fù)制外部干擾。下面，參照圖4的框圖，通過圖7的框圖描述根據(jù)本發(fā)明的方法。根據(jù)圖7的本發(fā)明的方法的實施例具有以下方法步驟Sl到S4 方法步驟Sl 系統(tǒng)模型SM設(shè)置用于復(fù)制待監(jiān)控系統(tǒng)S。系統(tǒng)模型SM接收參考變量W、觀測器反饋?zhàn)兞縝g和干擾模型變量$作為輸入。系統(tǒng)模型SM以其函數(shù)輸出估計的系統(tǒng)輸出變量；;。方法步驟S2 殘差r由系統(tǒng)輸出變量y和估計的系統(tǒng)輸出變量；；之間的差形成。方法步驟S3 提供觀測器反饋裝置L，其接收殘差r作為輸入，并且輸出觀測器反饋?zhàn)兞縝g，以其函數(shù)以估計的系統(tǒng)輸出變量;；跟隨系統(tǒng)輸出變量1的方式進(jìn)行系統(tǒng)模型SM的動態(tài)校正。
方法步驟S4 提供干擾模型ZM，接收殘差r作為輸入，并且以其函數(shù)輸出干擾模型變量云,用于復(fù)制外部干擾對系統(tǒng)模型SM的影響。優(yōu)選地，當(dāng)系統(tǒng)S的另一個測量變量可得時，系統(tǒng)模型SM中的估計的系統(tǒng)變量組由于該擴(kuò)展的測量變量而減少，并且該另一個測量變量直接以另一個輸入變量提供給系統(tǒng)模型SM。圖8到12是用于示出根據(jù)本發(fā)明的用來檢測航空器系統(tǒng)S的系統(tǒng)性能中系統(tǒng)錯誤FC的殘差r的殘差分析的示意性時間依賴圖表。圖8到12的示例基于作為系統(tǒng)S的位置控制系統(tǒng)，所述系統(tǒng)S包括第一致動器， 其由根據(jù)第一致動器的致動器活塞的位移的系統(tǒng)輸出信號yl表示；和冗余的第二致動器， 其由根據(jù)該第二致動器的致動器活塞的位移的系統(tǒng)輸出信號12表示。圖8顯示了系統(tǒng)輸出信號yl和y2的瞬變進(jìn)程。圖9進(jìn)一步顯示了干擾ζ的瞬變進(jìn)程。圖10顯示了根據(jù)本發(fā)明的殘差r和閾值S的瞬變進(jìn)程。而且圖11和12顯示了輸出結(jié)果b的瞬變進(jìn)程和致動信號msv的瞬變進(jìn)程，其以分析結(jié)果b的函數(shù)產(chǎn)生，用于選擇致動器1或2。如前面所述，圖8顯示了系統(tǒng)輸出信號yl和y2的瞬變進(jìn)程。在時間t = 17s處， 系統(tǒng)輸出信號yl和12顯著增大，與參考變量w —致。而且，圖9顯示了干擾ζ的瞬變進(jìn)程，其對應(yīng)于由航空器的致動器致動器1或2驅(qū)動的控制表面加載的力。該力也稱為空氣動力學(xué)載荷或空氣載荷。而且，圖10顯示了根據(jù)本發(fā)明的殘差r和閾值s的瞬時進(jìn)程。圖IOa是來自圖10 的時間t = 17s附近的放大視圖，在該時間處，參考變量w以及因而系統(tǒng)輸出變量yl和y2 在圖8中向上突變。根據(jù)本發(fā)明，閾值s以參考默認(rèn)值w的函數(shù)調(diào)整，即閾值s以參考默認(rèn)值w中的突變的函數(shù)被調(diào)整，并且因此其自身突變(參見圖10a)。因而，根據(jù)圖11，在t = 17s處沒有檢測到錯誤，因此，t = 17s處，b = 0。通過對照，時間t = 25s處，出現(xiàn)系統(tǒng)錯誤FC，并且導(dǎo)致系統(tǒng)輸出信號yl和y2的振蕩。由于參考默認(rèn)值w在該時間t = 2 處不改變，因此閾值s也沒有改變。因此，時間 t = 25s處，殘差r將超過提供的閾值S。這以放大視圖在圖IOb中顯示。因此，根據(jù)圖11，在該情況下，分析結(jié)果b從0轉(zhuǎn)變?yōu)?，即在時間t = 2 處，b =
Io與圖12 —致，在確認(rèn)時間BZ，例如2s，已經(jīng)過去之后，致動信號msv從1轉(zhuǎn)變?yōu)?。 該轉(zhuǎn)變表明從第一致動器轉(zhuǎn)變?yōu)榈诙聞悠?。因而，在時間t = 27s時，完成再構(gòu)造，并且因而完成系統(tǒng)s從第一致動器到第二致動器的轉(zhuǎn)變。根據(jù)本發(fā)明，由于已經(jīng)在時間t = 25s處建立需要從致動器1轉(zhuǎn)變?yōu)橹聞悠?，因此確認(rèn)時間也可設(shè)置為0。雖然本發(fā)明已經(jīng)在本文通過優(yōu)選實施例進(jìn)行了公開，但是其不限于此，而是可以多種方式修改。附圖標(biāo)記列表1第一裝置2第二裝置
3第三裝置4第四裝置a致動信號BZ確認(rèn)時間b分析結(jié)果bg觀測器反饋?zhàn)兞炕蛴^測器反饋的輸出信號A線性系統(tǒng)模型SM的系統(tǒng)矩陣B線性系統(tǒng)模型SM的輸入矩陣C線性系統(tǒng)模型SM的輸出矩陣El第一單元E2第二單元E3第三單元E4第四單元F干擾變量矩陣KE比較器單元K調(diào)整矩陣L觀測器反饋矩陣mg測量變量mr測量噪聲R1-R5方法步驟r 殘差S 系統(tǒng)S1-S4方法步驟SB干擾觀測器單元SM系統(tǒng)模型FC系統(tǒng)錯誤w參考變量y系統(tǒng)輸出變量；;估計的系統(tǒng)輸出變量ζ干擾變量zg狀態(tài)變量云干擾模型變量ZM干擾模型丄積分器
1權(quán)利要求
1.一種用于檢測系統(tǒng)(S)的系統(tǒng)錯誤的殘差(r)的殘差分析裝置(E)，所述檢測系統(tǒng) (S)接收瞬時變量參考值(w)和代表外部干擾的干擾變量(ζ)作為輸入，并且輸出系統(tǒng)輸出變量(y)，所述裝置包括a)設(shè)備(V)，其用于產(chǎn)生至少作為所述參考變量(w)和所述系統(tǒng)輸出變量(y)的函數(shù)的殘差ω ；b)比較器單元(K)，其用于通過比較所述殘差(r)與提供的閾值(s)來提供分析結(jié)果(b)；c)第一單元(El)，其用于提供恒定的閾值分量(sO)；d)第二單元(E2)，其用于提供至少作為所述瞬時變量參考值(w)的函數(shù)的自適應(yīng)閾值分量(si)；和e)第三單元(E3)，其用于通過將所述恒定閾值分量(sO)與所述自適應(yīng)閾值分量(si) 相關(guān)聯(lián)來提供所述閾值(s)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的裝置，其特征在于，所述第一單元(El)構(gòu)建用于提供作為所述系統(tǒng)(S)的期望的固有測量噪聲(mr)的函數(shù)的所述恒定閾值分量(sO)。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的裝置，其特征在于，所述第一單元(El)構(gòu)建用于將所述恒定閾值分量(sO)設(shè)置為作為所述系統(tǒng)(S)的期望的固有測量噪聲(mr)的函數(shù)的最小值。
4.根據(jù)權(quán)利要求1到3中任一項所述的裝置，其特征在于，所述第二單元(E2)構(gòu)建用于提供作為所述系統(tǒng)(S)的瞬時變量參考值(w)和至少一個提供的測量變量(mg)的函數(shù)的所述自適應(yīng)閾值分量(si)。
5.根據(jù)權(quán)利要求1到4中任一項所述的裝置，其特征在于，所述用于產(chǎn)生殘差(r)的設(shè)備(V)具有至少一個用于復(fù)制所述待監(jiān)控的系統(tǒng)(S)的系統(tǒng)模型(SM)。
6.根據(jù)權(quán)利要求1到5中任一項所述的裝置，其特征在于，所述用于產(chǎn)生殘差(r)的設(shè)備(V)具有-第一裝置(1)，其包括用于復(fù)制所述待監(jiān)控系統(tǒng)(S)的系統(tǒng)模型(SM)，所述第一裝置 (1)接收所述參考變量(w)、觀測器反饋?zhàn)兞?b)和干擾模型變量(ζ )作為輸入，并且作為其函數(shù)輸出估計的系統(tǒng)輸出變量()；-第二裝置O)，其用于由所述系統(tǒng)輸出變量(y)和所述估計的系統(tǒng)輸出變量( )之間的差形成殘差(r)；-第三裝置(3)，其包括觀測器反饋裝置(L)，所述第三裝置C3)接收所述殘差(r)作為輸入，并且作為其函數(shù)輸出觀測器反饋?zhàn)兞?b)，用于以所述估計的系統(tǒng)輸出變量(^ )跟隨系統(tǒng)輸出變量(y)的方式進(jìn)行所述系統(tǒng)模型(SM)的動態(tài)校正；和-第四裝置G)，其包括干擾模型(ZM)，所述第四裝置(4)接收所述殘差(r)作為輸入， 并且作為其函數(shù)輸出干擾模型變量(ζ 用于復(fù)制外部干擾對所述系統(tǒng)模型(SM)的影響。
7.根據(jù)權(quán)利要求5或權(quán)利要求6所述的裝置，其特征在于，所述第二單元(E2)構(gòu)建用于提供所述自適應(yīng)閾值分量(sl)，該自適應(yīng)閾值分量(si)作為所述瞬時變量參考值(w)和使用所述系統(tǒng)模型(SM)估計的至少一個狀態(tài)變量(zg)的函數(shù)。
8.根據(jù)權(quán)利要求5到7中任一項所述的裝置，其特征在于，所述第二單元(E2)構(gòu)建用于提供所述自適應(yīng)閾值分量(sl)，所述自適應(yīng)閾值分量(si)作為所述瞬時變量參考值(w) 和所述系統(tǒng)(S)的至少一個提供的測量變量(mg)和/或使用所述系統(tǒng)模型(SM)估計的至少一個狀態(tài)變量(zg)的函數(shù)。
9.根據(jù)權(quán)利要求1到8中任一項所述的裝置，其特征在于，所述第三單元(E3)構(gòu)建用于將所述恒定的閾值分量(s0)增加到所述自適應(yīng)閾值分量(sl)，以提供所述閾值(S)。
10.根據(jù)權(quán)利要求1到9中任一項所述的裝置，其特征在于，如果所述提供的殘差(r) 大于所述提供的閾值(s)，則所述比較器單元(K)將所述分析結(jié)果(b)設(shè)置為正邏輯值，以指示系統(tǒng)錯誤。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的裝置，其特征在于，提供第四單元(E4)，并且在特定確認(rèn)時間過去之后，致動所述比較器單元(K)。
12.根據(jù)權(quán)利要求1到11中任一項所述的裝置，其特征在于，所述系統(tǒng)錯誤包括錯誤的瞬變、漂移或振蕩。
13.一種航空器，其包括一個或多個根據(jù)權(quán)利要求1到12中任一項所述的裝置(E)。
14.一種用于檢測系統(tǒng)(S)的系統(tǒng)性能中系統(tǒng)錯誤的殘差(r)的殘差分析方法，所述系統(tǒng)(S)接收瞬時變量參考值(w)和復(fù)制外部干擾的干擾變量(ζ)作為輸入，并且輸出系統(tǒng)輸出變量(y)，所述方法具有以下步驟a)至少以所述參考變量(w)和所述系統(tǒng)輸出變量(y)的函數(shù)產(chǎn)生殘差(r)；b)提供恒定閾值分量(sO)；c)至少以所述瞬時變量參考值(w)的函數(shù)提供自適應(yīng)閾值分量(sl)；和d)通過將所述恒定閾值分量(sO)與所述自適應(yīng)閾值分量(sl)相關(guān)聯(lián)來提供閾值 (s)；和e)將所述殘差ω與所述提供的閾值(s)相比較，以提供分析結(jié)果(b)。
15.一種用于產(chǎn)生殘差來檢測航空器系統(tǒng)(S)的系統(tǒng)性能中錯誤的瞬變、漂移或振蕩的設(shè)備(V)，所述系統(tǒng)( 接收參考默認(rèn)值(w)和復(fù)制外部干擾的干擾變量(ζ)作為輸入， 并且輸出系統(tǒng)輸出變量(y)，所述設(shè)備(V)包括a)第一裝置(1)，其包括用于復(fù)制所述待監(jiān)控系統(tǒng)( 的系統(tǒng)模型(SM)，所述第一裝置 (1)接收參考變量(w)、觀測器反饋?zhàn)兞?b)和干擾模型變量(ζ )作為輸入，并且作為其函數(shù)輸出估計的系統(tǒng)輸出變量()；b)第二裝置O)，其用于從所述系統(tǒng)輸出變量(y)和所述估計的系統(tǒng)輸出變量()之間的差形成殘差(r)；c)第三裝置(3)，其包括觀測器反饋裝置(L)，所述第三裝置C3)接收所述殘差(r)作為輸入，并且作為其函數(shù)輸出所述觀測器反饋?zhàn)兞?b)，用于以所述估計的系統(tǒng)輸出變量 ()跟隨所述系統(tǒng)輸出變量(y)的方式進(jìn)行所述系統(tǒng)模型(SM)的動態(tài)校正；和d)第四裝置G)，其包括干擾模型(ZM)，所述第四裝置(4)接收殘差(r)作為輸入，并且作為其函數(shù)輸出所述干擾模型變量(Z 用于復(fù)制外部干擾對所述系統(tǒng)模型(SM)的影響。
16.根據(jù)權(quán)利要求15所述的設(shè)備，其特征在于，所述系統(tǒng)(S)為所述航空器的電液位置控制系統(tǒng)。
17.根據(jù)權(quán)利要求16所述的設(shè)備，其特征在于，所述系統(tǒng)輸出變量(y)是所述位置控制系統(tǒng)(S)的致動器活塞的測量位移或所述航空器的測量的控制表面位置。
18.根據(jù)權(quán)利要求15到17中任一項所述的設(shè)備，其特征在于，所述觀測器反饋裝置 (L)構(gòu)建用于以所述估計的系統(tǒng)輸出變量( )跟隨所述系統(tǒng)輸出變量(y)的方式進(jìn)行所述系統(tǒng)模型(SM)的內(nèi)部狀態(tài)的動態(tài)校正，通過將所述殘差(r)和反饋加權(quán)到所述系統(tǒng)模型 (SM)中來提供初始干擾的衰減和外部干擾的跟隨性能。
19.根據(jù)權(quán)利要求18所述的設(shè)備，其特征在于，所述觀測器反饋裝置(L)包括觀測器反饋矩陣(L)。
20.根據(jù)權(quán)利要求19所述的設(shè)備，其特征在于，所述觀測器反饋矩陣(L)的系數(shù)通過狀態(tài)控制器設(shè)計確定，特別地，通過極點(diǎn)默認(rèn)值、最優(yōu)控制器設(shè)計、用于設(shè)計魯棒反饋的設(shè)計方法、線性二次型估計(LQE)或非線性方法確定。
21.根據(jù)權(quán)利要求15到20中任一項所述的設(shè)備，其特征在于，所述干擾模型變量丨ζ) 形成為動態(tài)干擾模型變量(Z 其使用人工系統(tǒng)狀態(tài)的線性組合形成。
22.根據(jù)權(quán)利要求21所述的設(shè)備，其特征在于，所述動態(tài)干擾模型變量丨ζ)使用調(diào)整矩陣(K)、積分器(-)和干擾變量矩陣(F)的線性組合形成，所述調(diào)整矩陣(K)接收殘差(r)作為輸入，并且，所述干擾變量矩陣(F)輸出所述干擾模型變量(ζ)。
23.一種航空器，其包括根據(jù)權(quán)利要求15到22中任一項所述的一個或多個設(shè)備(V)。
24.一種用于產(chǎn)生殘差來檢測航空器系統(tǒng)(S)的系統(tǒng)性能中錯誤的瞬變、漂移或振蕩的方法，所述系統(tǒng)接收參考默認(rèn)值(w)和復(fù)制外部干擾的干擾變量(ζ)作為輸入，并且輸出系統(tǒng)輸出變量(y)，所述方法具有以下步驟a)提供用于復(fù)制所述待監(jiān)控系統(tǒng)(S)的系統(tǒng)模型(SM)，所述系統(tǒng)模型接收參考變量 (w)、觀測器反饋?zhàn)兞?b)和干擾模型變量(ζ )作為輸入，并且作為其函數(shù)輸出估計的系統(tǒng)輸出變量()；b)由所述系統(tǒng)輸出變量(y)和估計的系統(tǒng)輸出變量()之間的差形成殘差(r)；c)提供觀測器反饋裝置(L)，其接收所述殘差(r)作為輸入，并且作為其函數(shù)輸出觀測器反饋?zhàn)兞?b)，用于以所述估計的系統(tǒng)輸出變量(^ )跟隨所述系統(tǒng)輸出變量(y)的方式進(jìn)行所述系統(tǒng)模型(SM)的動態(tài)校正；和d)提供干擾模型(ZM)，其接收所述殘差(r)作為輸入，并且作為其函數(shù)輸出干擾模型變量(Z 用于復(fù)制外部干擾對所述系統(tǒng)模型(SM)的影響。
25.根據(jù)權(quán)利要求對所述的方法，其特征在于，當(dāng)確定可得到所述系統(tǒng)(S)的另一個測量變量時，所述系統(tǒng)模型(SM)由于該擴(kuò)展的測量變量而減小，并且該另一個測量變量直接提供給所述系統(tǒng)模型(SM)，作為另一個輸入變量。
26.一種計算機(jī)程序產(chǎn)品，其使得根據(jù)權(quán)利要求M或權(quán)利要求25的方法在程序控制裝置上實現(xiàn)。
全文摘要
本發(fā)明提供一種用于殘差的殘差分析來檢測航空器的系統(tǒng)性能中系統(tǒng)錯誤的裝置和方法。所述用于殘差的殘差分析裝置包括用于至少根據(jù)參考變量和系統(tǒng)輸出變量產(chǎn)生殘差的設(shè)備、用于通過將所述殘差與給定閾值相比較提供分析結(jié)果的比較器單元、用于提供恒定閾值部分的第一單元、用于至少根據(jù)所述參考值提供可隨時間改變的自適應(yīng)閾值部分的第二單元和用于通過將所述恒定閾值部分與所述自適應(yīng)閾值部分相關(guān)聯(lián)來提供閾值的第三單元。
文檔編號G05B23/02GK102483626SQ201080029055
公開日2012年5月30日 申請日期2010年4月28日 優(yōu)先權(quán)日2009年4月28日
發(fā)明者烏多·B·卡爾, 馬庫斯·戈伊尼, 黑爾格·薩克斯 申請人:空中客車運(yùn)營有限公司