تشخیص و جداسازی عیب عملگر هواپیما توسط وارون دینامیک غیرخطی افزایشی مقاوم

یکی از عمده عیب‌هایی که در هواپیما رخ می‌دهد مربوط به عملگرهای آن است. در این مقاله به منظور تشخیص و جداسازی عیب عملگر هواپیما روشی مبتنی بر وارون دینامیک غیرخطی افزایشی که به اغتشاش و نامعینی‌ها مقاوم است ارائه می‌شود. در این روش، باقی‌مانده تولیدی به نامعینی‌های سیستم مقاوم بوده و آستانه تطبیقی برای ارزیابی این باقی‌مانده به گونه‌ای بر اساس منطق فازی تطبیق داده می‌شود که علی‌رغم وجود اغتشاش یا تغییرات در فرمان ورودی، تشخیص عیب اشتباه رخ ندهد. از آنجا که این روش نیاز به اطلاع برخط از مقدار بیشینه عوامل نامطلوب (اغتشاش و نامعینی) و وقوع اغتشاش بر سیستم دارد، به منظور محاسبه این بیشینه معادلات جدیدی پیشنهاد و ساختار کنترلی برای تشخیص رخداد اغتشاش ارائه می‌شود. سپس به منظور ارزیابی، روش پیشنهادی بر روی دینامیک غیرخطی هواپیمای بویینگ747 شبیه‌سازی می‌شود که در آن ضمن درنظر گرفتن تزویج دینامیک‌های طولی و عرضی، اغتشاش به سه محور در زمان‌های متفاوت وارد شده و عیب عملگر رادر به صورت قفل شدن به هواپیما اعمال می‌شود. شبیه‌سازی‌ها نشان می‌دهند که علی‌رغم وجود نامعینی و اغتشاش، ردیابی فرمان‌های ورودی به خوبی انجام می‌شود و زمان معیوب شدن عملگر و مکان آن که عملگر رادر می‌باشد، با توجه به آستانه تطبیقی تشخیص داده می‌شود.

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

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 Boeing747 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.