基于知識(shí)工程的飛機(jī)燃油箱專家建模系統(tǒng)

張 偉 王 楠

（新鄉(xiāng)航空工業(yè)（集團(tuán)）有限公司， 河南 新鄉(xiāng) 453000）

0 引言

知識(shí)工程是一種基于人工智能的原理及方法，利用合理的方法及活動(dòng)獲取、表達(dá)和推理專家知識(shí)，將專家邏輯和語(yǔ)言轉(zhuǎn)化為機(jī)器邏輯和語(yǔ)言。將專家知識(shí)與人工智能信息化進(jìn)行結(jié)合，最終通過(guò)專家信息問(wèn)詢、問(wèn)題識(shí)別以及問(wèn)題處理等步驟系統(tǒng)解決復(fù)雜工程問(wèn)題。知識(shí)工程通常包括知識(shí)獲取、知識(shí)驗(yàn)證、知識(shí)表示、推論、解釋和理由5 個(gè)活動(dòng)。該文以飛機(jī)燃油系統(tǒng)為例，通過(guò)運(yùn)用KBE 方法、UML 知識(shí)表示語(yǔ)言以及MATLAB 編程語(yǔ)言建立飛機(jī)燃油箱專家建模系統(tǒng)，將專家知識(shí)與信息化智能工具結(jié)合，基于不同的飛機(jī)燃油箱結(jié)架構(gòu)定義實(shí)現(xiàn)快速建立燃油箱物理模型以及熱模型的目標(biāo)，以縮短早期概念設(shè)計(jì)的周期。

1 知識(shí)獲取和知識(shí)表示

知識(shí)獲取是將解決問(wèn)題的專業(yè)知識(shí)從專家或文檔化的知識(shí)源積累、轉(zhuǎn)移和轉(zhuǎn)化為用于構(gòu)建或擴(kuò)展知識(shí)庫(kù)的計(jì)算機(jī)程序[1]。飛機(jī)機(jī)翼通常由不同的隔艙組成，每個(gè)隔艙由飛機(jī)的肋、桁以及蒙皮組成。燃油箱通常看作機(jī)翼的一個(gè)功能模塊，對(duì)應(yīng)由飛機(jī)的肋、桁以及蒙皮組成。肋、桁以及蒙皮成為構(gòu)成機(jī)翼和燃油箱的結(jié)構(gòu)模塊，翼型為機(jī)翼和燃油箱的幾何屬性，通過(guò)影響肋的幾何特性影響機(jī)翼和油箱的具體結(jié)構(gòu)。

在獲取初步知識(shí)架構(gòu)后，需要對(duì)專家知識(shí)進(jìn)行進(jìn)一步開(kāi)發(fā)和表示，知識(shí)表示語(yǔ)言（該文使用UML）運(yùn)用不同的推理符號(hào)和描述邏輯（DLS）[2]進(jìn)行表示。在圖1 中，與飛機(jī)機(jī)翼（Civil Fix wing Aircraft）類對(duì)應(yīng)的屬性有隔艙（Segment）、油箱（Fuel Tank）。

UML 用組合（用符號(hào)*表示）來(lái)表示具有多重限制的形式部分-整體關(guān)系，用數(shù)字和*來(lái)表示組合關(guān)系，數(shù)字n表示該整體由n個(gè)部件組成，n*表示整體由至少n個(gè)部件組成。圖1 表示固定翼機(jī)翼（Civil Fix wing Aircraft）通常由隔艙（Segment）組成，每個(gè)隔艙通常由翼型（Airfoil）、桁（Spar）以及肋（Rib）組成，隔艙、翼型、桁以及肋的數(shù)量至少為1、2、0 和0 個(gè)。同時(shí)，每種類/對(duì)象完整的特征屬性均在屬性框中進(jìn)行定義。圖1 表示固定翼機(jī)翼（Civil Fix wing Aircraft）由不少于0個(gè)燃油箱（Fuel Tank）組成（全電飛機(jī)為0），每個(gè)燃油箱（Fuel Tank）由至少1 類熱部件（Thermal component）組成，燃油箱（Fuel Tank）的熱屬性包括空氣（Air）、燃油（Fuel）以及氣隙（Ullage）熱部件的屬性（包括表面屬性（Surface）及流體屬性（Fluid））。

2 算法實(shí)現(xiàn)與編程

基于UML 的知識(shí)表示提供了清晰的知識(shí)架構(gòu)，定義了各元素屬性及邏輯關(guān)系，為算法需求識(shí)別提供了條件。由圖1 可知，在屬性翼型（Airfoil）、桁（Spar）以及肋（Rib）中，翼型為衍生屬性，是機(jī)翼及油箱建模的核心共用模塊，需要對(duì)算法進(jìn)行特別研究。機(jī)翼翼型通常分為對(duì)稱翼型、半對(duì)稱翼型、克拉克Y 翼型、內(nèi)凹翼型以及S 翼型等，燃油箱建模專家系統(tǒng)需要分別對(duì)不同翼型進(jìn)行算法研究。因篇幅有限，半對(duì)稱翼型等其他翼型通?？梢酝ㄟ^(guò)對(duì)稱翼型衍生獲取，該文僅體現(xiàn)對(duì)稱翼型的部分算法。

圖1 飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)類模型及熱模型

2.1 對(duì)稱翼型的算法

對(duì)稱翼翼型的上表面和下表面都可以使用任意順序的伯恩斯坦多項(xiàng)式來(lái)描述1 組分量形狀函數(shù)[3]，用伯恩斯坦多項(xiàng)式表示翼型的方法具有以下獨(dú)特、非常強(qiáng)大的特性：1） 這種翼型算法可獲取連續(xù)光滑翼型。2） 機(jī)翼各處的翼型都可以從翼型模型中提取。3） 機(jī)翼中每個(gè)翼型都可以從其他翼型衍生而來(lái)。

機(jī)翼后緣上表面厚度比如公式（1）所示。

式中：uTE為機(jī)翼后緣上表面距離弦線的厚度；c為弦長(zhǎng)；z為距離翼型面中軸線的z向高度。

機(jī)翼后緣下表面厚度比如公式（2）所示。

隨著社會(huì)的不斷發(fā)展，網(wǎng)絡(luò)技術(shù)已經(jīng)成為大眾生活中無(wú)法缺少的技術(shù)之一。網(wǎng)絡(luò)技術(shù)不僅為大眾的生活提供了便利，也走進(jìn)了校園，成為教師主要的教學(xué)手段。在小學(xué)語(yǔ)文教學(xué)的過(guò)程中，運(yùn)用網(wǎng)絡(luò)資源開(kāi)展教學(xué)，能夠有效地拓展學(xué)生的知識(shí)面，提升學(xué)生的文學(xué)素養(yǎng)，促進(jìn)學(xué)生核心素養(yǎng)的發(fā)展。

式中：lTE為機(jī)翼后緣下表面距離弦線的厚度。

機(jī)翼上表面幾何特性可以由公式（3）～公式（7）得出。

式中：x為距離機(jī)翼前緣的縱向距離；Su為機(jī)翼上表面函數(shù)；Aui為機(jī)翼上表面特性因子；ΔzET為后緣距離弦線的厚度；Ψ為弦位；ζ為翼弦比；ζT為翼弦比斜率。

機(jī)翼下表面幾何特性同理[4]，基于公式（1）～公式（7）可以實(shí)現(xiàn)對(duì)稱翼型的幾何模型線編程建模。

2.2 燃油箱熱模型的基本算法

在飛行過(guò)程中，飛機(jī)油箱的熱量來(lái)源主要有空間熱輻射、機(jī)翼對(duì)流換熱、機(jī)翼摩擦熱量以及機(jī)翼蒙皮導(dǎo)熱器等。油箱單元中的熱力邊界如公式（8）所示。

式中：ρ為密度；Cp為油箱單元定壓比熱容；V為油箱單元體積；Tj為油箱單元瞬時(shí)溫度；t為熱力學(xué)溫度；Qrad，j為輻率（太陽(yáng)、大地以及飛機(jī)）；Qconv，j為對(duì)流換熱率（惰化氣體、環(huán)境空氣）；Qgen，j為摩擦生熱率（機(jī)翼上下表面）；Qcond，j為導(dǎo)熱率（機(jī)翼前后緣）[5]。

在飛行過(guò)程中，飛機(jī)外蒙皮氣流由于相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度快，因此會(huì)在蒙皮表面形成附面層，氣動(dòng)熱使飛機(jī)蒙皮溫度升高。機(jī)翼表面附面層溫度如公式（9）所示。

根據(jù)能量守恒方程建立附面層與飛機(jī)蒙皮的對(duì)流換熱，如公式（10）所示。

式中：CH為大氣-蒙皮換熱系數(shù)；Tw為蒙皮溫度。

在外界對(duì)飛機(jī)蒙皮溫升造成影響的同時(shí)，飛機(jī)蒙皮同樣對(duì)大氣有向外的熱輻射損失。根據(jù)斯特潘-波爾茲曼定律建立熱輻射方程式，如公式（11）所示。

式中：ε為輻射傳熱系數(shù)，取 0.5 W；TH為對(duì)流層中任一高度下的大氣溫度。

基于油箱熱力環(huán)境的不同，可以將油箱熱力單元分為空網(wǎng)格（全部為空氣）、氣隙網(wǎng)格及滿油網(wǎng)格。由于油箱浸油部分的表面與油箱內(nèi)的燃油是直接接觸的，可以認(rèn)為油箱浸油表面與燃油進(jìn)行對(duì)流換熱。因此，油箱蒙皮浸油表面向燃油加載的熱量如公式（12）所示。

式中：Tjin為油箱蒙皮浸油溫度；Tfuel為燃油溫度；CT為燃油對(duì)流換熱系數(shù)，CT=125 W/（m2·K）；Rw為飛機(jī)蒙皮熱阻。

對(duì)非浸油部分來(lái)說(shuō)，傳熱主要包括熱輻射和空氣導(dǎo)熱2個(gè)部分：1） 非浸油部分蒙皮向燃油輻射量Q1。2）空氣和燃油表面對(duì)流換熱Q2。2 個(gè)部分的熱量和即為蒙皮非浸油面加載給燃油的熱量。其熱量平衡方程如公式（13）所示。

式中：Qcond，2為油箱蒙皮非浸油表面向燃油所加的熱量；Tfei為油箱蒙皮非浸油部分的溫度；Caf為空氣-燃油的對(duì)流換熱系數(shù)，Caf=14.65 W/（m2·K）；εnp為輻射傳熱系數(shù)。

通過(guò)公式（8）～公式（13）可以建立飛機(jī)燃油箱熱模型。

2.3 MATLAB 結(jié)構(gòu)化編程

基于MATLAB 編程語(yǔ)言，按照?qǐng)D1 的知識(shí)表示架構(gòu)及邏輯運(yùn)用結(jié)構(gòu)體數(shù)組分別對(duì)翼型（Airfoil）、桁（Spar）、肋（Rib）、燃油箱以及熱模型等各元素進(jìn)行建模，編程邏輯分配與圖1 知識(shí)描述一致。在MATLAB 結(jié)構(gòu)體數(shù)組中，結(jié)構(gòu)體數(shù)組隔艙（Segment）的數(shù)組中包括隔艙數(shù)量（NO.）、翼展（Span）、反角（Dihedral）、后掠角（LeSweep）、桁（Spar）、翼型（Airfoil）以及Rib（肋）；結(jié)構(gòu)體桁（Spar）中包括桁數(shù)量（NO.）、展弦比（Chord_Ratio）；結(jié)構(gòu)體翼型（Airfoil）中包括弦長(zhǎng)（Chord）、厚度比（TC_Ratio）；結(jié)構(gòu)體Rib（肋）中包括肋數(shù)量（NO.）、跨度比（Span_Ratio）。通過(guò)建立結(jié)構(gòu)體和結(jié)構(gòu)體中的數(shù)組元素與知識(shí)表示中的對(duì)象及對(duì)象屬性一一對(duì)應(yīng)的關(guān)系，實(shí)現(xiàn)了知識(shí)架構(gòu)到軟件算法的邏輯映射。

3 燃油箱快速建模

為了驗(yàn)證專家系統(tǒng)的準(zhǔn)確性，分別對(duì) A320-L-1011、A340-300、B737-800 和 B787-8 飛機(jī)進(jìn)行幾何模型測(cè)試。其中，A320-L1011 油箱的幾何模型測(cè)試結(jié)果如圖2（a）所示，油箱瞬態(tài)溫度測(cè)試模型如圖2（b）所示。機(jī)翼的幾何參數(shù)能夠?qū)崿F(xiàn)98%以上的匹配度，同時(shí)該專家建模系統(tǒng)可適用于特殊機(jī)翼（折疊機(jī)翼、三角機(jī)翼等）及油箱建模。同時(shí)，基于A320-L-1011 的飛行數(shù)據(jù)，結(jié)合不同飛行包線下的邊界參數(shù)，對(duì)燃油箱初始溫度T0為20 ℃時(shí)燃油箱內(nèi)溫度-飛行時(shí)間變化關(guān)系進(jìn)行熱模型分析，結(jié)果如圖2（b）所示。與結(jié)構(gòu)模型不同，考慮熱分析環(huán)境與真實(shí)飛行環(huán)境存在一定的差異性，油箱溫度變化只能模擬理想飛行工況，不具備與真實(shí)油箱溫度數(shù)據(jù)進(jìn)行比較的條件，只能模擬假定理想工況，主要用于支撐燃油防爆系統(tǒng)的系統(tǒng)安全性分析。

圖2 基于專家系統(tǒng)的機(jī)翼油箱模型

4 結(jié)語(yǔ)

該文基于知識(shí)工程方法和UML 知識(shí)表示語(yǔ)言對(duì)飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)和燃油箱熱模型的架構(gòu)進(jìn)行知識(shí)獲取和知識(shí)描述，并對(duì)飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)及燃油箱熱模型設(shè)計(jì)算法進(jìn)行研究，通過(guò)MATLAB 編程語(yǔ)言建立了架構(gòu)化的燃油箱專家建模系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)模塊化的可復(fù)用燃油箱專家建模系統(tǒng)。系統(tǒng)用戶只需要在用戶軟件使用界面簡(jiǎn)單輸入定制化參數(shù)，即可快速建立機(jī)翼結(jié)構(gòu)、機(jī)翼油箱和燃油箱熱模型。該專家建模系統(tǒng)中的燃油箱幾何建模模塊適用于所有對(duì)稱翼型機(jī)翼（包括特殊結(jié)構(gòu)機(jī)翼，例如折疊機(jī)翼），準(zhǔn)確度可達(dá)98%。燃油箱熱模型對(duì)比幾何模型有更多的邊界條件及影響因子，由于該文獲取的飛行數(shù)據(jù)獲取有限，因此需要結(jié)合實(shí)際的飛行數(shù)據(jù)對(duì)熱模型進(jìn)行進(jìn)一步迭代修正，以獲取更準(zhǔn)確的修正因子和熱模型。