胡 欣，王健康，姚 旺，劉 飛，劉文文，王琳娜，歐連軍，梁 君

(中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 研究發(fā)展中心，北京 100076)

?

一種適用于飛行器航電綜合的故障檢測和重構(gòu)方法

胡 欣，王健康，姚 旺，劉 飛，劉文文，王琳娜，歐連軍，梁 君

(中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 研究發(fā)展中心，北京 100076)

鑒于特殊的飛行任務(wù)需求，某型號航電綜合單一的故障邏輯難以滿足多元故障狀態(tài)下自主重構(gòu)需求，降低了系統(tǒng)容錯(cuò)性；為解決航電綜合多元故障模式難以量化表征影響故障重構(gòu)的工程難題，創(chuàng)新地提出了一種適用于航電綜合的故障檢測和重構(gòu)方法，基于決策表數(shù)據(jù)挖掘技術(shù)的航電綜合故障預(yù)測流程和多源信息故障檢測技術(shù)確保常規(guī)故障檢測率大于98%，航電系統(tǒng)重構(gòu)狀態(tài)的量化表征分類方式確保了系統(tǒng)快速重構(gòu)設(shè)計(jì)，文章提出的故障檢測和重構(gòu)方法極大地提高航電綜合系統(tǒng)的故障檢測率與容錯(cuò)能力。

航電綜合；故障檢測；重構(gòu)

0 引言

根據(jù)任務(wù)需求，某飛行器航電綜合涵蓋GNC系統(tǒng)、測控通信、任務(wù)管理、電源及配電等多個(gè)專業(yè)，采取自上而下的頂層設(shè)計(jì)方法，秉承一體化設(shè)計(jì)理念，以高速數(shù)據(jù)總線為數(shù)據(jù)交互紐帶,將飛行器上電子設(shè)備進(jìn)行連接,大大減小航電綜合系統(tǒng)的重量、功耗的同時(shí)，也實(shí)現(xiàn)了系統(tǒng)內(nèi)部的信息共享和綜合控制。

飛行器上航電綜合故障檢測一般涉及內(nèi)部測試(BIT)。BIT自檢測包括系統(tǒng)加電自檢測、周期自檢測和指令自檢測。在自檢測方式中,測試系統(tǒng)對檢測到的故障自動分類為警告級和注意級,并記錄出現(xiàn)故障代碼,同時(shí)根據(jù)故障代碼,顯示故障提示信息,從而確定故障源[1]。為實(shí)現(xiàn)飛行任務(wù)的高可靠性，針對航電綜合內(nèi)部的故障多樣性及復(fù)雜性，內(nèi)部測試(BIT)只能完成單一故障的定位和故障重構(gòu)，難以滿足航電綜合這類復(fù)雜系統(tǒng)的故障檢測和重構(gòu)需求。在對航電綜合故障現(xiàn)象及原因研究的基礎(chǔ)上,綜合運(yùn)用綜合推理方法和故障預(yù)測技術(shù),提出了一種適用于航電綜合的故障檢測和重構(gòu)方法，解決了航電綜合系統(tǒng)多元故障模式難以量化表征及故障重構(gòu)的工程難題，極大地提高航電綜合系統(tǒng)的可靠性與容錯(cuò)能力。

1 一種適用于某型飛行器航電綜合的故障檢測方法

在常規(guī)故障檢測的基礎(chǔ)上，本文圖1所示的故障預(yù)測流程，用于對未來可能出現(xiàn)的故障情況進(jìn)行預(yù)測,及時(shí)告警，為后續(xù)故障處理提供參考。圖1中，經(jīng)數(shù)據(jù)采集、預(yù)處理獲取航電綜合故障信息數(shù)據(jù)，然后將數(shù)據(jù)采集獲得的監(jiān)測數(shù)據(jù)同期望指標(biāo)極限值(閾值)進(jìn)行比較,判別系統(tǒng)狀態(tài)。同時(shí)綜合利用預(yù)處理的數(shù)據(jù)信息評估航電綜合工作狀態(tài)是否惡化,并確定故障發(fā)生的可能性,預(yù)測航電綜合工作狀態(tài),比如剩余壽命預(yù)測等。

圖1 航電綜合故障預(yù)測流程

結(jié)合圖1的航電綜合故障預(yù)測流程，本文提出了一種適用于飛行器航電綜合的故障檢測方法，利用基于決策表的數(shù)據(jù)挖掘技術(shù)，通過對航電綜合系統(tǒng)故障的識別、預(yù)測以及定位實(shí)現(xiàn)對航電綜合系統(tǒng)的余度管理，同時(shí)結(jié)合自適應(yīng)算法實(shí)現(xiàn)航電綜合系統(tǒng)的自學(xué)習(xí)，通過大量歷史數(shù)據(jù)不斷建模，完善故障診斷列表，最大限度提高飛行器故障檢測率，步驟如下：

1)建立飛行器航電綜合系統(tǒng)故障診斷知識庫；所述故障診斷知識庫包括故障診斷決策表和故障診斷規(guī)則；利用基于粗糙集屬性約簡算法的數(shù)據(jù)挖掘方法獲取飛行器航電綜合系統(tǒng)故障類型，進(jìn)而建立無人機(jī)飛行器航電綜合系統(tǒng)故障診斷知識庫，具體步驟為：

(1)獲取飛行器航電綜合系統(tǒng)歷史故障樣本，建立無人飛行器航電綜合系統(tǒng)歷史故障樣本庫；

(2)對無人飛行器航電綜合系統(tǒng)歷史故障樣本庫中樣本按故障類型進(jìn)行劃分，得到按故障類型劃分的歷史故障樣本庫，建立按故障類型劃分的歷史故障樣本庫集合；

(3)分別對步驟(2)中得到的按故障類型劃分的歷史故障樣本庫進(jìn)行數(shù)據(jù)預(yù)處理，構(gòu)建每個(gè)按故障類型劃分的歷史故障樣本庫的故障診斷決策表；所述預(yù)處理包括故障提取、離散化和刪除重復(fù)對象；

(4)用基于差別矩陣的決策表屬性約簡算法對步驟(3)形成的故障診斷決策表進(jìn)行屬性約簡，刪除所有冗余條件屬性；具體為：

令故障診斷決策表為S=，U=為論域，其中x1,x2,…,xn為歷史故障樣本，n為歷史故障樣本數(shù)，R=P∪D為故障診斷決策表的屬性集合，其中P={ai|i=1,…,m}為故障診斷決策表的條件屬性集合，ai為第i個(gè)故障屬性，m為故障屬性數(shù)，D=a08mgqu為故障診斷決策表的決策屬性集合，令CD(i,j)為差別矩陣中第i行j列的元素，則差別矩陣為：

其中：i,j=1,…,n，ai(xj)為歷史故障樣本xj在故障屬性ai上的取值；所述V為歷史故障樣本庫，f為歷史故障樣本庫的子集；

(8)利用步驟(7)中獲取到的具備適應(yīng)性的診斷規(guī)則更新飛行器航電綜合系統(tǒng)故障診斷知識庫中的初始診斷規(guī)則，并刪除與初始診斷規(guī)則相沖突的具備適應(yīng)性的診斷規(guī)則，所述初始診斷規(guī)則為人工獲取的診斷規(guī)則。

2)獲取飛行器航電綜合系統(tǒng)故障癥狀集合，令該故障癥狀集合為C1，將故障癥狀集合C1存儲于中間數(shù)據(jù)庫；

3)利用步驟2)中的故障癥狀集合C1與步驟1)中故障診斷知識庫中的所有故障診斷規(guī)則進(jìn)行匹配，取出完整包含C1中所有癥狀的故障診斷規(guī)則，設(shè)為R1，令R1的全部故障診斷決策表組成的集合為D1；

4)將集合D1中對應(yīng)的故障原因按照以往診斷成功次數(shù)進(jìn)行降序排列，將決策集合D1中診斷成功次數(shù)最多的故障原因d1作為故障診斷預(yù)測結(jié)果輸出，同時(shí)輸出d1所對應(yīng)的故障癥狀集合中除去C1之外的故障癥狀集合C2；

5)逐項(xiàng)檢查飛行器航電綜合是否存在C2中的各故障癥狀，若飛行器航電綜合存在C2中的各故障癥狀，則d1為正確的診斷結(jié)果，結(jié)束故障診斷過程；否則，d1為錯(cuò)誤的診斷結(jié)果，進(jìn)入步驟6)；

6)從D1中刪除d1，即D1=D1-d1，重復(fù)步驟4)～步驟6)，直至獲取正確的診斷結(jié)果dn，進(jìn)入步驟7)；

7)輸出最終診斷結(jié)果dn，根據(jù)診斷結(jié)果dn從預(yù)先給定的故障模式查找表中搜索定位故障模式，并且根據(jù)故障模式實(shí)現(xiàn)飛行器航電綜合的自主快速動態(tài)重構(gòu)。

2 某型號航電綜合具體重構(gòu)方案

2.1 某型號航電綜合原重構(gòu)方案

某型號航電綜合通過對非關(guān)鍵短路單機(jī)進(jìn)行供電自動切斷的故障隔離，對關(guān)鍵單機(jī)進(jìn)行多余度設(shè)計(jì)和故障后余度切換設(shè)計(jì)，采用多源信息故障檢測、隔離與重構(gòu)的信息融合設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)重構(gòu)設(shè)計(jì)。提高航電綜合系統(tǒng)的容錯(cuò)性、可靠性，具體的余度設(shè)計(jì)如圖2所示。

圖2 某型號航電綜合系統(tǒng)余度示意圖

在配電方案設(shè)計(jì)中，首先依據(jù)航電綜合設(shè)備的重要性進(jìn)行分類配電，將飛行器上航電綜合設(shè)備分為關(guān)鍵設(shè)備(為保證飛行器飛行安全所必需的用電設(shè)備)與非關(guān)鍵設(shè)備(飛行器上除關(guān)鍵用電設(shè)備之外的用電設(shè)備，如可見光攝像裝置、傳感器等，設(shè)備的失效不影響飛行任務(wù)的成敗)。在此基礎(chǔ)上，結(jié)合負(fù)載的供電類型以及負(fù)載所處的飛行器位置，將用電設(shè)備接入圖1所示的配電網(wǎng)絡(luò)中。鑒于關(guān)鍵設(shè)備一般在飛行器上均考慮冗余設(shè)計(jì)，單個(gè)負(fù)載的失效不會導(dǎo)致其功能的喪失，非關(guān)鍵設(shè)備的失效不影響飛行任務(wù)的前提條件，在航電綜合設(shè)備發(fā)生短路時(shí)，通過斷路器、磁保持繼電器的斷路實(shí)現(xiàn)故障隔離，在航電綜合設(shè)備發(fā)生斷路時(shí)，通過另一路備保線路(磁保持繼電器的閉合)實(shí)現(xiàn)配電網(wǎng)絡(luò)有效連接。對飛行控制與管理計(jì)算機(jī)、舵機(jī)控制器、舵機(jī)進(jìn)行雙余度設(shè)計(jì)，自動檢測主通道通信、供電、時(shí)鐘、CPU狀態(tài)等參數(shù)，在故障情況下切換至備通道，對慣組、雷達(dá)高度表、DGPS、大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)進(jìn)行主備設(shè)計(jì)，飛行控制與管理計(jì)算機(jī)全程監(jiān)視通信狀態(tài)、單機(jī)狀態(tài)、測量異常等，并進(jìn)行主備信號源的切換。在信息融合方面，首先對各信息源設(shè)置獨(dú)立的濾波器，在信息源正常的情況下，利用局部測量進(jìn)行參數(shù)更新，把更新后的局部信息融合成新的全局狀態(tài)估計(jì)。一旦某一信息源出現(xiàn)故障，該故障被限制在其子濾波器內(nèi)，當(dāng)檢測出故障后隔離有故障的子濾波器，最終的輸出結(jié)果通過其它正常子濾波器的解合成，保證系統(tǒng)正常工作，通過聯(lián)合濾波的方法實(shí)現(xiàn)故障的有效隔離和系統(tǒng)重構(gòu)。

2.2 某型號航電綜合改進(jìn)后重構(gòu)方案

圖3 某型號航電綜合系統(tǒng)重構(gòu)流程(改進(jìn)型)

對于航電綜合系統(tǒng)來說,為更好地進(jìn)行故障診斷及實(shí)現(xiàn)有效故障隔離,利用本文提出的一種適用于某型飛行器航電綜合的故障檢測方法，重新構(gòu)建了適用于某型航電綜合的系統(tǒng)重構(gòu)流程，如圖3所示，根據(jù)不同的故障模式進(jìn)行單機(jī)、主總線、配電模塊的余度切換，以及針對飛控機(jī)的降級重構(gòu)。

將某型號航電綜合系統(tǒng)的重構(gòu)狀態(tài)量化表征為6類，分別為，S1：初始化工作方式； S2：任務(wù)重啟動方式；S3：啟動備份模塊方式；S4：降級重構(gòu)方式；S5：電源備份切換方式；S6：總線備份切換方式?；趫D2，建立了故障模式與動態(tài)重構(gòu)對照表，如表1所示，明確了多元故障狀態(tài)下系統(tǒng)重構(gòu)方式，所述故障模式與動態(tài)重構(gòu)對照圖如圖4所示。

表1 故障模式與動態(tài)重構(gòu)對照表

圖4 故障模式與動態(tài)重構(gòu)對照圖

各種重構(gòu)狀態(tài)對應(yīng)的操作如下：

S1：初始工作方式，代表無故障工作模式，不進(jìn)行操作。

S2：單機(jī)重啟動方式，重啟動關(guān)鍵單機(jī)，以便恢復(fù)未預(yù)知故障。

S3：啟動備份模塊方式，當(dāng)關(guān)鍵單機(jī)的硬件故障發(fā)生或軟件故障發(fā)生，并且故障發(fā)生率超過2次門限值，則啟動備份模塊。

S4：降級重構(gòu)方式，本狀態(tài)發(fā)生在關(guān)鍵單機(jī)已有故障而又沒有可用的備份模塊替代，這樣為了保證系統(tǒng)繼續(xù)有效，選擇高優(yōu)先功能工作，而放棄低優(yōu)先功能工作。

S5：電源備份切換方式，在當(dāng)前工作電源模塊發(fā)生故障時(shí)，系統(tǒng)將啟動備份電源工作，而將故障電源模塊隔離。

S6：總線備份切換方式，在確認(rèn)當(dāng)前工作總線發(fā)生故障后，系統(tǒng)將啟動備份總線工作，而將故障總線隔離。

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

按照本文的算法對某型航電系統(tǒng)進(jìn)行故障檢測與重構(gòu)試驗(yàn)，具體的試驗(yàn)詳見表2。從預(yù)先給定的故障模式查找表中成功搜索定位故障模式，常規(guī)故障檢測率均大于98%，且根據(jù)不同的故障模式進(jìn)行了飛控機(jī)、主總線、配電模塊的余度切換。

4 結(jié)論

本文提出了一種適用于飛行器航電綜合的系統(tǒng)故障檢測方

表2 故障檢測與重構(gòu)試驗(yàn)

序號模擬故障模式故障檢測率重構(gòu)重構(gòu)動作1模擬飛控機(jī)接口模塊故障98%S1到S2重啟動飛控機(jī)2模擬飛控機(jī)電源模塊故障100%S1到S2重啟動飛控機(jī)3模擬飛控機(jī)中調(diào)度而引發(fā)的超時(shí)故障98%S1到S2重啟動飛控機(jī)4模擬飛控機(jī)中運(yùn)算結(jié)果超出臨界值故障98%S1到S2重啟動飛控機(jī)5模擬飛控機(jī)故障發(fā)生率超過門限值2次/S2到S3啟動備份飛控機(jī)并切換至備份單機(jī)6模擬慣導(dǎo)故障發(fā)生率超過門限值2次/S2到S3啟動備份慣導(dǎo)并切換至備份單機(jī)7在同一通信周期中,模擬飛控機(jī)與其它單機(jī)間連續(xù)通信五次故障(響應(yīng)超時(shí)或狀態(tài)字錯(cuò)誤)99%S1、S3、S4到S6飛控機(jī)對外總線備份切換8供電電壓拉偏至16V100%S1、S3、S4到S5飛控機(jī)電源備份切換

法和重構(gòu)流程，構(gòu)建了6類重構(gòu)狀態(tài)，解決了某型號電氣系統(tǒng)故障模式分類量化表征問題，極大地提高電氣系統(tǒng)的可靠性與容錯(cuò)能力，實(shí)現(xiàn)了電氣功能復(fù)用、統(tǒng)一任務(wù)流程管理、能源統(tǒng)一配置優(yōu)化、故障隔離與余度管理和導(dǎo)航信息故障檢測重構(gòu)，可推廣應(yīng)用于其它型號。

[1] 楊占才,王 紅,朱永波,等.飛機(jī)航電設(shè)備綜合智能故障診斷專家系統(tǒng)研究[J].測控技術(shù),2006,25 (4):4-7.

[2] 曹立軍,王興貴,秦俊奇,等.融合案例與規(guī)則推理的故障預(yù)測專家系統(tǒng)[J].計(jì)算機(jī)工程,2006,32 (1):208-210.

[3] 張金澤,藍(lán)江橋.基于支持向量機(jī)的裝備故障診斷專家系統(tǒng)[J].火力與指揮控制,2007,32(5):28-31.

[4] 安躍文,李賢玉,王 暉,等.基于故障樹的導(dǎo)彈發(fā)動機(jī)失效診斷專家系統(tǒng)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào),2006,26 (4):218-220.

[5] 張叔農(nóng),謝勁松,康 銳.電子產(chǎn)品健康監(jiān)控和故障預(yù)測技術(shù)框架[J].測控技術(shù),2007,26 (2):12-18.

Method of Avionic Fault Diagnosis and System Reconfiguration

Hu Xin, Wang Jiankang, Yao Wang,Liu Fei,Liu Wenwen,Wang Linna,Ou Lianjun,Liang Jun

(R&D Center of China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076，China)

For the special flight mission, the single fault logic of one type of avionics is difficult to meet the demand of autonomous reconfiguration on the multiple failure condition, and the system fault tolerance is reduced. To solve the difficult to quantify impact fault reconstruction of the avionics integrated multiple failure modes, one method of avionic fault diagnosis and system reconfiguration was put forward. By combining data mining technology based on the decision table of avionics integrated fault prediction process and multi-source information fault detection technology, the normal fault detection rate can be ensured more than 98%. And the results of avionics system reconfigurable show that state of the avionics system reconstruction of quantitative characterization of classification can be used to ensure the design of rapid system reconfigurable. In this paper, the method improves avionic fault detection rate and system fault tolerance.

avionic system; fault diagnosis;system reconfiguration

2015-11-10；

2015-12-09。

胡 欣(1985-)，男，湖北襄陽人，博士，高級工程師，主要從事航電綜合設(shè)計(jì)方向的研究。

1671-4598(2016)06-0021-03

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2016.06.006

V455

A