唐志帥 劉興華 盛偉強(qiáng) 吳志琪 / TANG Zhishuai LIU Xinghua SHENG Weiqiang WU Zhiqi(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

民用飛機(jī)飛控系統(tǒng)傳感器信號(hào)表決設(shè)計(jì)

唐志帥 劉興華 盛偉強(qiáng) 吳志琪 / TANG Zhishuai LIU Xinghua SHENG Weiqiang WU Zhiqi
(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)
(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

電傳飛控系統(tǒng)(Fly By Wire，簡(jiǎn)稱(chēng)FBW)通過(guò)傳感器余度配置，提高了信號(hào)可用性和完整性。介紹了幾類(lèi)常見(jiàn)的傳感器余度配置方案及其表決邏輯，設(shè)計(jì)了三余度傳感器表決架構(gòu)，對(duì)其中比較器、計(jì)數(shù)器進(jìn)行了詳細(xì)描述。最后通過(guò)一個(gè)仿真算例驗(yàn)證了表決器設(shè)計(jì)的正確性。對(duì)于國(guó)內(nèi)民機(jī)傳感器余度配置和表決管理具有指導(dǎo)意義。

電傳飛控系統(tǒng)；余度管理；表決器；傳感器

0 引言

電傳飛控系統(tǒng)使用冗余硬件(傳感器、計(jì)算單元等)，以滿足高可靠性、高安全性要求。目前很多傳感器具備內(nèi)部監(jiān)控器(電壓/電流監(jiān)控、頻率監(jiān)控等)，可提供90%～95%以上的故障檢測(cè)率。一旦檢測(cè)到故障，該傳感器數(shù)據(jù)將被標(biāo)記為“無(wú)效”。然而有效性標(biāo)記并不能覆蓋傳感器的所有故障，針對(duì)傳感器不能自己檢測(cè)到的故障，需要設(shè)計(jì)外部監(jiān)控器對(duì)多余度傳感器進(jìn)行表決(余度管理)，以隔離錯(cuò)誤傳感器信號(hào)，避免對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生不良影響[1]。

本文對(duì)二余度、三余度、四余度、混雜余度的傳感器表決邏輯進(jìn)行了研究[2]，分析了可應(yīng)用于工程實(shí)踐的表決器設(shè)計(jì)方法。對(duì)于飛控系統(tǒng)的關(guān)鍵傳感器表決設(shè)計(jì)(側(cè)桿、腳蹬、大氣數(shù)據(jù)、慣導(dǎo)傳感器等)，具有指導(dǎo)意義。

1 表決邏輯

信號(hào)表決的目的是為了提高信號(hào)的可用性或完整性，或二者兼有。表決的源信號(hào)并非越多越好，余度增加會(huì)帶來(lái)硬件成本、架構(gòu)復(fù)雜度、維護(hù)工作和重量的增加[3]。源信號(hào)的數(shù)量及表決邏輯取決于飛機(jī)/系統(tǒng)對(duì)信號(hào)的要求，民用飛機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中常見(jiàn)的傳感器余度設(shè)計(jì)主要有二余度、三余度、四余度、混雜余度這幾類(lèi)，表1總結(jié)了不同的表決邏輯所帶來(lái)的收益。(根據(jù)目前工業(yè)水平，假設(shè)單個(gè)傳感器信號(hào)可用性為1E-4/FH，完整性為1E-5/FH。假設(shè)飛行暴露時(shí)間為3小時(shí)，多傳感器之間相互獨(dú)立。)

表1 多余度傳感器常見(jiàn)的表決邏輯

2 表決器設(shè)計(jì)

當(dāng)傳感器輸出信號(hào)超出公差范圍的次數(shù)大于定義值(持續(xù)故障時(shí)間)，表決器需檢測(cè)到故障并隔離相應(yīng)傳感器信號(hào)。

表決器需根據(jù)已確定的表決邏輯進(jìn)行設(shè)計(jì)，同時(shí)定義相關(guān)的表決門(mén)限和允許的持續(xù)故障時(shí)間。表決門(mén)限過(guò)低會(huì)導(dǎo)致傳感器輸出在誤差帶邊緣時(shí)被斷開(kāi)，門(mén)限過(guò)高則可能導(dǎo)致故障鎖存時(shí)傳感器已出現(xiàn)不可接受的瞬變，因此表決器門(mén)限的選擇非常重要。同時(shí)為了避免信號(hào)跳變導(dǎo)致表決器頻繁誤觸發(fā)，提高系統(tǒng)魯棒性，需要允許傳感器信號(hào)的“錯(cuò)誤”持續(xù)一段時(shí)間，工程上一般采用計(jì)數(shù)器的方法，一旦錯(cuò)誤計(jì)數(shù)達(dá)到定義值，則鎖存?zhèn)鞲衅鞴收?，隔離錯(cuò)誤信號(hào)。

以飛控系統(tǒng)常見(jiàn)的三余度配置為例，設(shè)計(jì)表決器如圖1所示。

比較器對(duì)三路傳感器信號(hào)A、B、C進(jìn)行兩兩比較，若兩個(gè)傳感器信號(hào)之差超出門(mén)限，比較器輸出1至邏輯與門(mén)，表示這一組信號(hào)不匹配。若A與B不匹配且A與C不匹配(與門(mén)輸出為1)，則可判定傳感器A出現(xiàn)一次故障，相應(yīng)的計(jì)數(shù)器記錄故障信息。比較器門(mén)限的設(shè)計(jì)需綜合考慮傳感器、傳輸總線、飛控電子設(shè)備的誤差和延遲，并根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行修正。

計(jì)數(shù)器記錄傳感器故障信息，對(duì)每路傳感器的故障次數(shù)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)，出現(xiàn)一次故障計(jì)數(shù)器加X(jué)，出現(xiàn)一次正常數(shù)據(jù)計(jì)數(shù)器減Y，當(dāng)計(jì)數(shù)值大于Z，則判定相應(yīng)傳感器出現(xiàn)故障，監(jiān)控器隔離并鎖存故障信號(hào)。X、Y、Z的定義更多依賴(lài)于工程經(jīng)驗(yàn)，同時(shí)考慮表決器性能要求。

最后表決器根據(jù)傳感器信號(hào)值和故障鎖存信息，對(duì)剩余有效信號(hào)取均值，輸出表決信號(hào)，用于控制律計(jì)算。

3 仿真算例

本文根據(jù)第三章設(shè)計(jì)的表決器架構(gòu)，使用MATLAB/Simulink建立模型，進(jìn)行三余度表決器的仿真研究[4]。

假設(shè)某機(jī)型慣導(dǎo)系統(tǒng)通過(guò)數(shù)據(jù)總線，發(fā)給飛控系統(tǒng)的三路偏航角信號(hào)如圖2所示(三路信號(hào)均疊加了高斯白噪聲，以測(cè)試表決器的魯棒性；偏航角信號(hào)A在第4s至5s注入故障，偏航角信號(hào)B和C為正常有效信號(hào))。

假設(shè)偏航角傳感器的誤差為δ1(含傳感器信號(hào)延遲等動(dòng)態(tài)誤差)，飛控系統(tǒng)內(nèi)部誤差為δ2，則最壞情況下兩路慣導(dǎo)信號(hào)最大差異為2(δ1+δ2)，因此這里設(shè)置比較器門(mén)限為2(δ1+δ2)。根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)，假設(shè)計(jì)數(shù)器的X、Y、Z參數(shù)分別為30、1、500，使用本文設(shè)計(jì)的表決器可得到仿真結(jié)果如圖3所示。

由圖3可知，計(jì)數(shù)器在收到一次故障信號(hào)后計(jì)數(shù)器加30，收到一次正常信號(hào)后計(jì)數(shù)器減1，若計(jì)數(shù)值大于500，則鎖存故障。表決器在偏航角A信號(hào)發(fā)生故障后的450 ms內(nèi)，偏航角A對(duì)應(yīng)的計(jì)數(shù)值超過(guò)500，其鎖存信號(hào)由0變?yōu)?，表決器成功實(shí)現(xiàn)了故障信號(hào)鎖存。而偏航角信號(hào)B和C則正常輸出，在噪聲干擾下其計(jì)數(shù)值在100以內(nèi)，具備一定的魯棒性。

在實(shí)際設(shè)計(jì)中如對(duì)表決器性能有更高要求，可通過(guò)調(diào)整X、Y、Z參數(shù)實(shí)現(xiàn)。

4 結(jié)論

本文分析了電傳飛控系統(tǒng)常見(jiàn)的傳感器信號(hào)表決邏輯，完成了三余度傳感器信號(hào)的表決器設(shè)計(jì)，并通過(guò)仿真算例證明了表決器設(shè)計(jì)的正確性。本文對(duì)于國(guó)內(nèi)民機(jī)傳感器余度配置和表決設(shè)計(jì)具有指導(dǎo)意義。

[1] Oosterom, M., Babuska, R.. Aircraft sensor management and flight control law reconfiguration—Fuzzy logic approach [C]. Canada: AIAA Paper 2001-4358, 2001.

[2] 陳丁劍. 多通道余度模型中高可靠表決結(jié)構(gòu)和算法[J]. 測(cè)控技術(shù)，2012(31): 31-33.

[3] Society of Automotive Engineers. ARP4754A Guidelines for Development of Civil Aircraft and Systems [S].2010.

[4] 黃開(kāi)枝. MATLAB 7基礎(chǔ)教程-面向工程應(yīng)用[M]. 第一版. 北京：清華大學(xué)出版社，2007: 253-255.

The Sensor Voter Design of Flight Control System for Civil Aircraft

Fly By Wire Flight Control System improved the availability and integrity of signals by the redundancy sensors configuration. This paper introduces several Redundancy Configurations and the corresponding Vote Logic, presents the Compare Module and Counter Module, and designs the Triple Redundancy Sensor Voter, which has been verified by a simulation case. This paper can provide the guidance for Redundancy sensors Management and Voter Design for Civil Aircraft.

fly by wire; redundancy management; voter, sensor

10.19416/j.cnki.1674-9804.2017.02.021

V249

A

唐志帥 男 ，碩士，工程師，主要研究方向：民機(jī)飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)與安全性分析等；E-mail： tangzhishuai@comac.cc

劉興華 男 ，博士，高級(jí)工程師，主要研究方向：民機(jī)飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)、分析與驗(yàn)證等；E-mail： liuxinghua@comac.cc

盛偉強(qiáng) 男 ，碩士，工程師，主要研究方向：民機(jī)飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證等；E-mail： shengweiqiang@comac.cc

吳志琪 男 ，碩士，工程師，主要研究方向：民機(jī)飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證等；E-mail： wuzhiqi@comac.cc