一種民用飛機電作動艙門集中式控制方案研究

李亞倫，齊蓉，周素瑩，鞏明超，劉二豪

（西北工業(yè)大學(xué)自動化學(xué)院，西安 710129）

0 引 言

近年來，多電飛機的發(fā)展一直受到各國研究者的關(guān)注，其特征是使用機電作動器（EMA）逐步取代液壓、氣壓以及機械作動器。早在20世紀(jì)70年代初期，美國空軍對機電作動取代液壓作動進(jìn)行研究，目前多電技術(shù)已在空客A380、波音B787和F-35等型號飛機上獲得應(yīng)用和驗證。此外，在飛機的體系結(jié)構(gòu)上，實施公共設(shè)備的機電綜合管理，是飛機管理系統(tǒng)的發(fā)展方向。國外在20世紀(jì)80年代就開始了一系列機電綜合研究計劃，提出了公共設(shè)備管理系統(tǒng)（UMS）的概念，并成功應(yīng)用到F-22、F-35戰(zhàn)斗機和A380、B787民用客機上。目前，國內(nèi)飛機電作動技術(shù)在舵面驅(qū)動上研究較多，但在艙門作動上的研究較少。國內(nèi)飛機艙門作動系統(tǒng)還處于輔助動力作動階段，例如新舟60、ARJ21艙門均為機械作動。國外飛機貨艙門作動已經(jīng)由純手動、輔助動力及液壓驅(qū)動向電作動發(fā)展，例如波音777貨艙門已實現(xiàn)電作動。

在艙門系統(tǒng)的控制方面，中國商用飛機有限責(zé)任公司設(shè)計的艙門控制設(shè)備及控制方法提高了艙門操作的安全性，但對每個艙門仍采用單獨控制器進(jìn)行控制。這種分散式的控制方法使各艙門獨立存在，與其他的公共設(shè)備系統(tǒng)之間沒有信息交互，且大量的控制器、傳感器、執(zhí)行元件及線纜導(dǎo)致硬件利用率低，飛機體積、重量、功耗增大，可維護(hù)性差。整體上國內(nèi)民用飛機關(guān)于電作動艙門系統(tǒng)的集中式控制研究成熟度較低，僅在艙門系統(tǒng)的信號交互方面有相關(guān)研究。國外提出的飛機管理系統(tǒng)架構(gòu)通過高速總線互聯(lián)，實現(xiàn)對飛機各系統(tǒng)的集中統(tǒng)一管理。這對艙門控制具有借鑒意義，可將艙門系統(tǒng)通過總線融入到機電設(shè)備綜合管理系統(tǒng)，實現(xiàn)對艙門系統(tǒng)的集中式控制。

本文提出一種民用飛機電作動艙門集中式控制方案，對艙門集中控制系統(tǒng)的架構(gòu)進(jìn)行設(shè)計，簡化艙門系統(tǒng)的復(fù)雜度；對集中式控制方案涉及的關(guān)鍵問題進(jìn)行詳細(xì)研究，包括總線參與的電機伺服控制設(shè)計，借鑒有限狀態(tài)機的思想設(shè)計多艙門并行控制程序以及可修改感應(yīng)距離的接近傳感器設(shè)計；針對設(shè)計架構(gòu)驗證試驗和電機伺服試驗，對電作動艙門集中式控制方案的可行性進(jìn)行驗證。

1 艙門集中控制方案

1.1 架構(gòu)設(shè)計

在充分考慮先進(jìn)民用飛機機電綜合管理的架構(gòu)方式下，克服分散式艙門控制的弊端，設(shè)計的集中式控制方案架構(gòu)如圖1所示。在該架構(gòu)下，艙門系統(tǒng)作為一個子系統(tǒng)融入到公共設(shè)備管理系統(tǒng)中，與剎車系統(tǒng)、起落架收放系統(tǒng)、環(huán)控系統(tǒng)等其他公共設(shè)備子系統(tǒng)共同接受機電設(shè)備的綜合管理。

圖1 艙門集中控制系統(tǒng)架構(gòu)圖Fig.1 Architecture diagram of the centralized control system of the cabin door

艙門集中式控制系統(tǒng)的組成包括：集中綜合控制器、控制及顯示裝置、艙門電作動系統(tǒng)以及艙門系統(tǒng)總線。艙門電作動系統(tǒng)則由艙門控制器、預(yù)位電機、閂鎖電機、開啟電機等作動器以及指示到位的接近傳感器組成。

1.2 集中式控制方案原理分析

基于上述集中式艙門控制方案的架構(gòu)，艙門開啟的流程如圖2所示?？刂坪惋@示裝置將操作人員開啟艙門的控制指令編碼，并發(fā)送到艙門系統(tǒng)總線上，集中控制器通過判斷標(biāo)識符ID接收指令，然后進(jìn)行邏輯分析并產(chǎn)生有效控制指令，邏輯分析的目的是防止誤操作。有效控制指令發(fā)送到艙門系統(tǒng)總線后，對應(yīng)的艙門控制器判斷標(biāo)識符并接收信息，經(jīng)控制律計算驅(qū)動閂鎖電機運行，解閂鎖到位后再驅(qū)動開啟電機運行。電機運行到位信號由接近傳感器產(chǎn)生，艙門控制器捕獲到位信號后停止驅(qū)動電機。電機運行過程中的速度位置等信息經(jīng)過艙門控制器處理后，經(jīng)總線反饋回集中控制器，完成對電機的閉環(huán)控制。另外，艙門的狀態(tài)信息也可以經(jīng)過總線發(fā)送至控制和顯示裝置，指示當(dāng)前的艙門狀態(tài)。電機運行到位后，艙門開啟過程完成。

圖2 艙門開啟流程圖Fig.2 Door opening flow chart

經(jīng)過上述分析，艙門控制的實質(zhì)是對電機的控制，由于集中式艙門控制方案增加了集中控制器對整機艙門進(jìn)行統(tǒng)一調(diào)度的過程，因此電機的伺服控制過程有總線參與其中，如何解決這一問題是關(guān)鍵。整機多個艙門同時控制，并行運行互不影響的問題也需要解決。另外，針對目前民用飛機艙門傳感器選型混亂多樣的局面，設(shè)計感應(yīng)距離可修改的接近傳感器，有利于統(tǒng)一艙門系統(tǒng)傳感器選型。

綜上，對比傳統(tǒng)分散式艙門控制方案，集中式艙門控制方案具有以下優(yōu)勢。

（1）采用集中控制器對各艙門作動系統(tǒng)進(jìn)行統(tǒng)一調(diào)度，對艙門的控制管理高度集中化。集中控制器可選擇環(huán)境較好的安裝位置，降低電磁干擾影響。

（2）艙門控制器承擔(dān)的計算量減少，降低對控制器的性能要求。

（3）采用總線取代點對點通信，大量減少線纜數(shù)量，降低系統(tǒng)復(fù)雜度，降低經(jīng)濟成本，提高艙門系統(tǒng)可靠性。

（4）采用感應(yīng)距離可修改的接近傳感器，選型統(tǒng)一，提高應(yīng)用靈活性。

2 關(guān)鍵問題解決措施

2.1 總線參與的電機伺服控制設(shè)計

通常電機的控制過程只由一個控制器完成，但是在集中式艙門控制方案下，由集中控制器綜合管理各艙門控制器，同時考慮到降低艙門控制器的性能要求，集中控制器也承擔(dān)了部分控制律的計算。集中控制器計算結(jié)果的發(fā)送及電機轉(zhuǎn)速、位置信息的反饋均需要通過總線傳送，針對這一問題本文設(shè)計有總線參與的電機伺服控制方案，該控制方案的結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 電機伺服控制方案Fig.3 Motor servo control scheme

由于艙門各電機動作行程為固定角度，同時為保證艙門運行的平穩(wěn)性，采用電流、轉(zhuǎn)速、位置三閉環(huán)電機伺服控制方案，控制律采用經(jīng)典PID控制。位置環(huán)和速度環(huán)的控制由集中控制器完成，由于電流環(huán)控制對實時性要求較高，因此電流環(huán)控制仍由艙門控制器完成。集中控制器控制律計算的轉(zhuǎn)速環(huán)輸出通過總線發(fā)送到艙門CPU作為電流環(huán)給定，參與電流環(huán)控制律的計算，艙門CPU捕獲的速度和位置信號也通過總線發(fā)送給集中控制器，參與速度環(huán)和位置環(huán)控制律的計算。設(shè)置外環(huán)控制周期為內(nèi)環(huán)的5～8倍，提高總線利用率。

常用的航電總線類型及特點如表1所示。

表1 常用航電總線對比Table 1 Comparison of commonly used avionics buses

考慮到可靠性、實時性、抗干擾能力及傳輸距離等因素，選用CAN總線作為集中式艙門控制系統(tǒng)的總線。隨著總線技術(shù)的發(fā)展，總線通訊速率將進(jìn)一步提高，電流環(huán)控制律計算也可以交由集中控制器完成，艙門控制器只需要完成簡單的通訊功能、電機驅(qū)動功能以及傳感器信號采集功能，整個艙門系統(tǒng)的功能更加集中化。

2.2 實現(xiàn)多艙門并行控制的軟件設(shè)計

在分散式艙門控制系統(tǒng)下，每個艙門控制器都通過各自的通信線纜單獨控制，艙門之間不存在信息交互，因此各艙門的控制與運行過程是相互獨立的。但是在集中式控制系統(tǒng)中總線取代了點對點通信，整機艙門的控制信號及運行過程中的反饋信號均通過總線傳輸，如何在一個艙門運行占用總線時還能夠同時控制其他艙門，即實現(xiàn)多艙門并行控制的問題需要解決。針對這一問題，本文提出通過軟件設(shè)計來解決的方案。

借鑒有限狀態(tài)機（FSM）的思想設(shè)計的軟件方案如圖4所示，能夠解決集中式艙門控制系統(tǒng)下多艙門的并行控制問題。

圖4 基于有限狀態(tài)機的軟件方案Fig.4 Software scheme based on finite state machine

該軟件設(shè)計方案是三層狀態(tài)機的嵌套，第一層為艙門作動系統(tǒng)層，第二層為艙門作動器層，第三層為控制層。整個狀態(tài)機呈現(xiàn)出從待機狀態(tài)（IDLE）不斷向下層發(fā)散的樹狀結(jié)構(gòu)。該狀態(tài)機的特點是，當(dāng)?shù)谝粚訝顟B(tài)機的狀態(tài)轉(zhuǎn)移變量從一個艙門轉(zhuǎn)換到另外一個艙門后，只要該艙門分支下層的狀態(tài)轉(zhuǎn)移變量不變，如果第一層狀態(tài)轉(zhuǎn)移變量再次轉(zhuǎn)換回該艙門，則狀態(tài)機可以承接上一次的運行過程，繼續(xù)執(zhí)行對應(yīng)電機的控制。通過對該特點的運用，可以解決多艙門的并行控制問題，然而該方法并不是嚴(yán)格意義上的同時控制，而是通過狀態(tài)機的方式對程序執(zhí)行過程進(jìn)行調(diào)度，呈現(xiàn)出并行控制的特點。

利用該方法控制艙門作動電機對系統(tǒng)提出時序上的要求：

式中：為電機控制程序的執(zhí)行時間；為總線數(shù)據(jù)的收發(fā)時間；為電機速度環(huán)控制周期。

2.3 感應(yīng)距離可修改的接近傳感器設(shè)計

接近傳感器為艙門作動器的運動提供到位信號，參與艙門作動系統(tǒng)的控制過程。目前應(yīng)用的接近傳感器大多與接口模塊集成為接近開關(guān)，只能檢測靶標(biāo)距離固定值，因此在艙門控制中針對不同功能需要選擇不同型號的接近開關(guān)。為了統(tǒng)一選型并且提高應(yīng)用的靈活性，設(shè)計感應(yīng)距離值可修改的接近傳感器，其工作原理如圖5所示。

圖5 可修改感應(yīng)距離的接近傳感器原理圖Fig.5 Schematic diagram of proximity sensor that can modify the sensing distance

在控制器外部擴展一塊電可擦除可編程只讀存儲器（EEPROM）來存儲艙門各作動器到位值。隨著靶標(biāo)的移動，接近傳感器輸出與靶標(biāo)距離呈現(xiàn)一定函數(shù)關(guān)系的模擬信號，在經(jīng)過信號調(diào)理和A/D轉(zhuǎn)換后與存儲的預(yù)設(shè)值進(jìn)行比較，產(chǎn)生“接近”或“遠(yuǎn)離”信號。根據(jù)以上分析，只需要在軟件中修改感應(yīng)距離的預(yù)設(shè)值，就可以實現(xiàn)同一型號的接近傳感器感應(yīng)不同距離靶標(biāo)。

3 試驗驗證

3.1 集中式控制方案的架構(gòu)驗證試驗

集中式控制架構(gòu)的驗證試驗由上位機、控制器及艙門作動系統(tǒng)模擬裝置組成。上位機基于Lab Windows/CVI設(shè)計，負(fù)責(zé)各控制指令下發(fā)及艙門狀態(tài)監(jiān)視；控制器采用TMS320F28335；作動系統(tǒng)模擬裝置由電機帶動金屬擋板運動模擬艙門作動器的運動，由某型號接近傳感器產(chǎn)生到位信號。

模擬控制顯示裝置的上位機界面如圖6所示，艙門作動系統(tǒng)由6個艙門模擬裝置組成，具體如圖7所示。

圖6 上位機界面Fig.6 PC interface

圖7 艙門作動系統(tǒng)模擬裝置Fig.7 Simulating device for cabin door actuation system

試驗時由上位機下發(fā)艙門具體作動器的控制指令，指令經(jīng)過CAN總線被控制器接收后進(jìn)行邏輯判斷。邏輯判斷的目的是保證正確的操作順序，例如艙門在未解鎖狀態(tài)時下發(fā)開啟艙門指令，則指令不能被執(zhí)行。經(jīng)邏輯判斷為有效的控制指令，能夠發(fā)送至艙門作動系統(tǒng)，執(zhí)行相應(yīng)動作。電機運行到位后，艙門狀態(tài)信息上傳至上位機進(jìn)行顯示。

試驗中上位機對客艙門4依次發(fā)出解鎖、開啟指令，由于當(dāng)前艙門處于完全關(guān)閉狀態(tài)，因此指令均被邏輯判斷為有效。鎖電機、開啟電機依次動作，對應(yīng)的接近傳感器產(chǎn)生到位信號后電機停止運行，模擬裝置開啟到位指示燈亮起顯示該艙門當(dāng)前狀態(tài)，并通過總線將狀態(tài)信息上傳到上位機顯示。上位機母面板指示當(dāng)前4個艙門處于可靠關(guān)閉狀態(tài)，而客艙門4處于禁止起飛狀態(tài)。觀察客艙門4的子面板，指示當(dāng)前艙門解閂、開啟到位。該艙門作動器模擬裝置的試驗結(jié)果如圖8所示，上位機界面的試驗結(jié)果如圖9～10所示。

圖8 模擬裝置試驗結(jié)果Fig.8 Experimental results of the simulation device

圖9 上位機試驗結(jié)果Fig.9 Experimental results of the PC

圖10 上位機試驗結(jié)果Fig.10 Experimental results of the PC

綜上所述，在集中式艙門控制方案的架構(gòu)下，艙門控制裝置的指令能通過總線正確發(fā)送到艙門控制器，艙門控制器能解碼并執(zhí)行動作，且顯示裝置能正確指示當(dāng)前的艙門狀態(tài)信息。

另外，上位機同時發(fā)送多個艙門控制指令，各艙門作動模擬裝置均能正確動作，驗證實現(xiàn)多艙門并行控制的軟件設(shè)計的正確性。通過上位機修改接近傳感器感應(yīng)距離預(yù)設(shè)值，能夠?qū)崿F(xiàn)電機帶動擋板停止在不同位置，說明所設(shè)計的感應(yīng)距離可修改的接近傳感器的可行性。

3.2 集中式控制下電機伺服試驗驗證

集中式艙門控制方案下的電機伺服試驗裝置平臺，采用TMS320F28335為集中控制器，艙門控制器采用DSP28035，控制和顯示面板的模擬用上位機設(shè)計，系統(tǒng)總線采用CAN總線，艙門作動電機選用無刷直流電機，電機的運行過程則通過磁粉制動器加載模擬。試驗裝置如圖11所示。

圖11 驗證試驗平臺Fig.11 Simulation experiment platform

試驗過程如下：上位機發(fā)出艙門開啟或關(guān)閉指令，集中控制器接收到動作指令后按照位置給定曲線開始執(zhí)行位置環(huán)和轉(zhuǎn)速環(huán)控制律的計算，并將計算結(jié)果發(fā)送至CAN總線，艙門控制器接收計算結(jié)果后作為電流環(huán)給定，進(jìn)行電流環(huán)控制律計算，驅(qū)動并控制電機開始帶載運行；載荷模擬器通過轉(zhuǎn)矩控制器和電流控制器加載，模擬艙門運行過程中作動電機的帶載情況；電機位置和轉(zhuǎn)速信息則通過無刷直流電機的霍爾傳感器反饋，反饋值通過CAN總線按照設(shè)定的頻率發(fā)送回集中控制器，構(gòu)成閉環(huán)完成對電機的伺服控制。

試驗以艙門某作動電機要求30 s內(nèi)轉(zhuǎn)動（100±2）°，行程范圍為20°起始至120°到位為例?？紤]到作動機構(gòu)不同角度位置及風(fēng)載，電機運行過程中的負(fù)載時刻變化，電機行程范圍內(nèi)各位置對應(yīng)的負(fù)載大小已給定，如圖12所示。

圖12 電機負(fù)載曲線Fig.12 Motor load curve

將滿足上述要求的曲線作為位置給定，通過在集中控制器中設(shè)置數(shù)組表示該曲線。電機運行過程中控制器將電機位置、轉(zhuǎn)速信息實時上傳至上位機顯示。試驗結(jié)果的電機位置跟蹤如圖13所示，轉(zhuǎn)速跟蹤如圖14所示。

圖13 位置給定與反饋曲線圖Fig.13 Position setting and feedback curve diagram

圖14 轉(zhuǎn)速給定與反饋曲線圖Fig.14 Speed setting and feedback curve diagram

從圖13～圖14可以看出：電機在30 s時由20°運行至119.3°，滿足30 s內(nèi)運行（100±2）°的指標(biāo)要求，且反饋曲線顯示電機位置及轉(zhuǎn)速跟蹤效果良好。該試驗結(jié)果表明本文設(shè)計的集中式艙門控制方案，能夠?qū)崿F(xiàn)對艙門作動電機的伺服控制，且控制效果良好，初步證明了集中式艙門控制取代分散式艙門控制的可行性。

4 結(jié) 論

（1）綜合未來民用飛機的發(fā)展趨勢，本文提出的電作動艙門集中式控制方案使得艙門系統(tǒng)的控制更加集中化，并且可以將艙門系統(tǒng)融入到機電設(shè)備綜合管理系統(tǒng)中。

（2）該方案采用總線取代傳統(tǒng)點對點通信，極大地減少了線纜數(shù)量，降低了艙門系統(tǒng)復(fù)雜度，提高了系統(tǒng)經(jīng)濟型、可靠性和可維護(hù)性。