湯麗麗，宋軍強,2，潘慕絢，黃金泉

（1.南京航空航天大學江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室，南京210016；2.中航工業(yè)航空動力控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫214063）

航空發(fā)動機分布式控制通訊網(wǎng)絡拓撲結(jié)構(gòu)優(yōu)化

湯麗麗1，宋軍強1,2，潘慕絢1，黃金泉1

（1.南京航空航天大學江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室，南京210016；2.中航工業(yè)航空動力控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫214063）

針對航空發(fā)動機分布式控制系統(tǒng)通訊網(wǎng)絡拓撲結(jié)構(gòu)的構(gòu)架問題，建立航空渦扇發(fā)動機機匣模型，選取具有代表性的10個傳感器作為控制節(jié)點開展研究。同時考慮發(fā)動機表面存在通訊總線不可通過區(qū)域,以及控制節(jié)點的工作可靠性因其重要程度存在差異的約束條件，利用遺傳算法對航空發(fā)動機分布式控制系統(tǒng)通訊網(wǎng)絡的拓撲結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化設計。結(jié)果表明：優(yōu)化過程簡單，并且優(yōu)化得到的通訊網(wǎng)絡拓撲結(jié)構(gòu)在滿足約束條件的基礎(chǔ)上線束總長度最短。

分布式控制；拓撲結(jié)構(gòu)；通訊網(wǎng)絡；遺傳算法；航空發(fā)動機

0 引言

航空發(fā)動機分布式控制系統(tǒng)有利于減輕推進系統(tǒng)控制器和附件系統(tǒng)質(zhì)量，提高系統(tǒng)通用性和可靠性[1-5]，其最顯著的特點是其工作中的空間結(jié)構(gòu)[7]。到21世紀初，發(fā)動機分布式控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)已有多種形式[3,5-6]，例如過渡分布式控制系統(tǒng)，部分分布式控制系統(tǒng)和完全分布式控制。其中，完全分布式控制系統(tǒng)是分布式控制系統(tǒng)的發(fā)展方向。完全分布式控制系統(tǒng)是由智能傳感器、智能執(zhí)行機構(gòu)、子控制器等控制節(jié)點構(gòu)成的1個網(wǎng)絡，每個節(jié)點都直接與通訊總線相連，連接方式構(gòu)成航空發(fā)動機分布式控制系統(tǒng)通訊總線的拓撲結(jié)構(gòu)[8-9]。對于航空發(fā)動機分布式控制系統(tǒng)，采用通訊網(wǎng)絡環(huán)形拓撲結(jié)構(gòu)更有利于減輕控制系統(tǒng)的質(zhì)量[10-11]，但是在實際應用中環(huán)形拓撲結(jié)構(gòu)的構(gòu)架受到諸多限制條件的約束。

實際控制系統(tǒng)通訊網(wǎng)絡中各控制節(jié)點的重要性是不同的，即控制節(jié)點的工作可靠性的需求存在差異，其可靠性不僅取決于節(jié)點本身，也取決于此節(jié)點的位置環(huán)境和與節(jié)點的連線冗余程度。后者對通訊網(wǎng)絡的拓撲結(jié)構(gòu)的構(gòu)架形成制約。另外，航空發(fā)動機機匣表面情況復雜，存在發(fā)動機附件等較大部件的安裝區(qū)域或者溫度較高的區(qū)域，這些區(qū)域通訊總線都應避開繞行，這對控制節(jié)點之間通訊總線的連接路徑的設置形成一定制約，影響通訊網(wǎng)絡控制系統(tǒng)的拓撲結(jié)構(gòu)的構(gòu)架。

航空發(fā)動機作為1種復雜的系統(tǒng)[12]，其控制節(jié)點，尤其是智能傳感器和智能執(zhí)行機構(gòu)眾多。要對含所有控制節(jié)點的通訊總線拓撲結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化設計，傳統(tǒng)的搜索算法難以解決。近年來，隨著對智能優(yōu)化算法的不斷深入研究，使得這類問題的解決有了更為有效的方法。其中遺傳算法[13]作為典型的群智能優(yōu)化算法，在幾乎所有科學和工程問題中得到良好應用。

本文針對具體的航空發(fā)動機分布式控制系統(tǒng)，運用遺傳算法開展其通訊網(wǎng)絡環(huán)形拓撲結(jié)構(gòu)的優(yōu)化研究[14]。

1 航空發(fā)動機分布式控制系統(tǒng)拓撲結(jié)構(gòu)網(wǎng)格模型

以某渦扇發(fā)動機為研究對象，其機匣殼體結(jié)構(gòu)如圖1所示。從圖中可見，左側(cè)圓柱為風扇部件，右側(cè)圓柱包含壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪和尾噴管，其軸向總長度為11 m，取紅色區(qū)域為該發(fā)動機通訊總線不可通過區(qū)域，記為S。將該發(fā)動機機匣劃分網(wǎng)格并對網(wǎng)格點進行編號，基本方法是：每個截面圓被分為100等分，沿軸向每0.1 m取1個截面圓，取第1個截面圓上某1點為起始點，順時針依次用自然數(shù)編號。則每個點的編號反映點所在截面圓的軸向位置和在此截面圓內(nèi)的角度位置。

圖1 某渦扇發(fā)動機模型

考慮實際航空發(fā)動機控制節(jié)點較多，而拓撲結(jié)構(gòu)優(yōu)化的研究重點在于優(yōu)化策略與算法的探索，僅選取其中具有代表性的10個傳感器開展通訊總線拓撲結(jié)構(gòu)優(yōu)化研究。選取10個傳感器：分別是進口靜壓傳感器（P0）、進氣總溫傳感器（T12）、高壓壓氣機轉(zhuǎn)速傳感器（N2）、高壓壓氣機進口溫度傳感器（PT25）、低壓渦輪主動間隙傳感器（SL）、低壓壓氣機轉(zhuǎn)速傳感器（N1）、高壓壓氣機出口壓力傳感器（PS3）、高壓壓氣機出口溫度傳感器（T3）、高壓渦輪主動間隙傳感器（SH）和第2級低壓渦輪導向器溫度傳感器（T49.5）。這10個傳感器對應的編號為1～10，分別記為V1～V10。選取的傳感器的安裝位置落在網(wǎng)格點上，其中進氣總溫和高壓壓氣機出口溫度傳感器不可視。用各節(jié)點所在網(wǎng)格點編號表征其位置，優(yōu)化節(jié)點位置見表1。

表1 優(yōu)化節(jié)點位置

2 通訊總線拓撲結(jié)構(gòu)的優(yōu)化

2.1 形成抽象圖

獲得不存在不可通過區(qū)域的情況下發(fā)動機模型的每個網(wǎng)格點與其相鄰的網(wǎng)格點之間的距離，然后利用最短路徑的Floyed算法[15]求解傳感器節(jié)點Vi所在的網(wǎng)格點與傳感器節(jié)點Vj所在網(wǎng)格點之間的最短路徑（Vi，Vj），并求得最短路徑的長度，記為d（Vi，Vj）（式中i=1～10；j=1～10），從而形成抽象圖G（V，E，D）。其中：V為航空發(fā)動機通訊網(wǎng)絡中各節(jié)點的集合；E為各節(jié)點對之間最短路徑的集合；D為E集合中所有最短路徑的長度所形成的距離矩陣。

2.2 處理約束條件

航空發(fā)動機控制節(jié)點的重要性存在差異，可直接反映發(fā)動機性能和工作狀態(tài)控制節(jié)點的重要性優(yōu)于其他控制節(jié)點的。例如轉(zhuǎn)速傳感器測量的工作轉(zhuǎn)速可直接反映發(fā)動機的推力大小并判斷是否超轉(zhuǎn)；進口總溫傳感器可反映飛機飛行的高度和馬赫數(shù)；而主動間隙傳感器的設置主要為了提高發(fā)動機的工作效率，并且不是提高發(fā)動機工作效率的主要措施。就此而言，轉(zhuǎn)速傳感器和進口總溫傳感器優(yōu)于主動間隙傳感器。

對于重要節(jié)點的工作可靠性要求較高。在拓撲結(jié)構(gòu)設計中可以通過改善節(jié)點安裝位置的工作環(huán)境和節(jié)點的連線冗余來提高重要節(jié)點的工作可靠性。由于第1章中已確立了所選控制節(jié)點的安裝位置，下面主要考慮節(jié)點的連線冗余程度。為簡化程序和減小程序運行時間，在通訊網(wǎng)絡拓撲結(jié)構(gòu)的優(yōu)化過程中，選取2個重要節(jié)點V2和V3，即進氣總溫傳感器和高壓壓氣機轉(zhuǎn)速傳感器，并設此重要節(jié)點的連線冗余為2，而其余節(jié)點的連線冗余為1。

航空發(fā)動機表面存在通訊總線的不可通過區(qū)域S，則集合E中的所有最短路徑都不能通過S區(qū)域。由2.1可知，最短路徑的求解基于機匣表面所劃分的網(wǎng)格之間的距離，故S區(qū)域內(nèi)所劃分的網(wǎng)格間的距離為無窮，則求得最短路徑都不通過S區(qū)域，并得到相應的最短路徑集合E和距離矩陣D。

2.3 基于遺傳算法的優(yōu)化

采用遺傳算法優(yōu)化航空動機分布式控制系統(tǒng)通信網(wǎng)絡拓撲結(jié)構(gòu)。

（1）個體的選取及編碼

個體反映選取的控制節(jié)點之間通訊總線的連接情況。選取的10個節(jié)點編號1～10，則控制節(jié)點之間通訊總線的連線問題轉(zhuǎn)化為1～10的排序問題，即個體的編碼為自然數(shù)1～10的隨機排序。

設定節(jié)點V2和V3的連線冗余為2，若某個體編碼為（9，10，1，2，8，7，3，6，5，4），則其表示10個控制節(jié)點間的連接形式，如圖2所示。每一個體都表示發(fā)動機分布式控制系統(tǒng)通訊網(wǎng)絡的1種可能拓撲結(jié)構(gòu)。

圖2 拓撲結(jié)構(gòu)

這樣的編碼方式既不增加編碼的復雜度又考慮到重要節(jié)點的連線冗余?？紤]到計算時間和收斂程度，取種群中個體數(shù)目為100。

（2）目標函數(shù)的確立及適應度的計算。設某個體

式中：Vki（ki=1～10）為網(wǎng)絡中各節(jié)點。

由于此優(yōu)化過程中沒有附加約束，則對個體不施以懲罰值。個體的適應度函數(shù)為

取g=1，即每一個體的目標函數(shù)值即其適應度值。

（3）交叉與變異。全局優(yōu)化遺傳算法中控制參數(shù)的選取將影響優(yōu)化效果和速度，考慮到算法的計算速度和收斂程度，選擇控制參數(shù)交叉概率pc=0.8、變異概率pm=0.3進行染色體交叉、變異，此過程則為標準的交叉、變異。隨機選取父代個體進行交叉和變異操作，產(chǎn)生新的個體，與父代個體合并成新的種群，新種群的個體數(shù)為Nn。

（4）選擇操作。按個體適應度值與所有個體適應度值總和的比值大小決定（3）中生成的新種群中個體遺留的可能性。若某個體i（某個通信網(wǎng)絡拓撲結(jié)構(gòu)）的適應度為Fi，則其被選取的概率為

選擇被選取概率最大的100個個體組成新的父代群。

按照上述優(yōu)化步驟，對航空發(fā)動機分布式控制系統(tǒng)通訊網(wǎng)絡拓撲結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化。優(yōu)化的迭代結(jié)果如圖3所示。從圖中可見，運用遺傳算法可以在較短時間內(nèi)獲得線束長度最短的拓撲結(jié)構(gòu)。最優(yōu)拓撲結(jié)構(gòu)各節(jié)點間的連接關(guān)系為2-5-6-10-9-8-7-3-4-2-1-3，線束總長度Lmin=34.79 m，其平面連接和立體效果分別如圖4、5所示。圖5中紅色虛線表示連線在此視圖中不可見，藍色節(jié)點表示選取的重要節(jié)點。

圖3 迭代結(jié)果

圖4 優(yōu)化結(jié)果平面連接

圖5 優(yōu)化結(jié)果立體效果

由此可知，運用本文探索的優(yōu)化方法對具有約束條件的分布式控制系統(tǒng)通訊網(wǎng)絡拓撲結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化，得到的拓撲結(jié)構(gòu)滿足約束條件并且線束總長度最短。

3 結(jié)論

本文考慮航空發(fā)動機表面存在通訊總線不可通過區(qū)域和控制節(jié)點的工作可靠性需求2大約束條件，利用遺傳算法對分布式控制系統(tǒng)通訊網(wǎng)絡拓撲結(jié)構(gòu)進行構(gòu)架，得到的拓撲結(jié)構(gòu)在滿足約束條件的情況下線束總長度最短。線束總長度的減少可減輕航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的質(zhì)量，同時減少信號的衰減和干擾對信號的影響，提高信號傳輸可靠性。

雖然本文對約束條件做了一定的簡化，但基于遺傳算法的優(yōu)化方法為確定在復雜條件下航空發(fā)動機分布式控制系統(tǒng)通訊網(wǎng)絡拓撲結(jié)構(gòu)提供了1種解決方案。

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(編輯：張寶玲)

Optimization of Topology Structure for Aeroengine Distributed Control System Communication Network

TANG Li-li1,SONG Jun-qiang1,2,PAN Mu-xuan1，HUANG Jin-quan1
（1.Jiangsu Province Key Laboratory of Aerospace Power System,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016, China;2.AVIC Aviation Motor Control System Institute,Wuxi Jiangsu 214063,China）

Aiming at the topology structure of the communication network which was built for an aeroengine distributed control system, a turbofan engine model was established，and ten typical sensors were chosen for study.In the meantime,the restrictions those the inaccessible region on the engine surface for the communication bus and the reliability of the control nodes were taken into consideration. The optimization design of topology structure for aeroengine distributed control system communication network was conduted using genetic algorithm.The results show that it's easy to get the topology structure which can satisfy restrictions with the shortest length of the communication bus.

distributed control；topology structure；communication network；genetic algorithm;aeroengine

V 249.122

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.02.006

2014-03-18 基金項目：中央高?；究蒲袠I(yè)務費專項資金(NP2012504)、國家自然科學基金（51406084）、航空基金（2013ZB52030）、中央高校青年創(chuàng)新基金（NS2014017和ZB52030）資助

湯麗麗（1991），女，在讀碩士研究生，研究方向為航空發(fā)動機控制；E-mail：928532356@qq.com。

湯麗麗，宋軍強，潘慕絢，等.航空發(fā)動機分布式控制通訊網(wǎng)絡拓撲結(jié)構(gòu)優(yōu)化［J］.航空發(fā)動機，2015，41（2）：27-30.TANGLili，SONGJunqiang，PANMuxuan，etal.Optimizationof topologystructureforaeroenginedistributedcontrolsystemcommunicationnetwork[J].Aeroengine，2015，41（2）：27-30.