段紹棟，朱愛峰，安罡

（中國航發(fā)控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫 214063）

0 引言

在軍、民用航空控制系統(tǒng)中，系統(tǒng)信號存在雙余度、3余度、4余度或更多余度，為保證系統(tǒng)控制所使用數(shù)據(jù)的一致性和有效性，需要對系統(tǒng)多余度信號進(jìn)行表決。通過余度表決設(shè)計可提高系統(tǒng)的可靠性[1-3]，增強系統(tǒng)容錯能力[4-6]。

為了在多余度信號中表決出可靠、準(zhǔn)確的信號用于系統(tǒng)控制，常采用算術(shù)平均[7-9]，當(dāng)信號之間差異大于預(yù)設(shè)閾值時，選擇安全值[10]（大值或低值或故障前值）或采用第3方模型值進(jìn)行輔助表決，當(dāng)信號均發(fā)生故障時，選擇故障安全值[11-13]，上述表決方法為同一系統(tǒng)層級內(nèi)部多余度信號進(jìn)行對等表決。發(fā)動機控制系統(tǒng)根據(jù)飛機和發(fā)動機的環(huán)境溫度、壓力信號進(jìn)行推力控制，飛機大氣計算機和發(fā)動機控制系統(tǒng)均采集環(huán)境溫度、壓力信號，飛機系統(tǒng)和發(fā)動機控制系統(tǒng)之間的信號精度、可靠性存在差異，并且在同一環(huán)境下，飛機的不同大氣計算機、控制系統(tǒng)的雙余度[14-16]采集的環(huán)境溫度、壓力信號不可避免存在差異。上述多余度信號對等表決方法不適用于飛機與發(fā)動機之間的多余度信號表決。

對于配裝2臺或4臺發(fā)動機的飛機來說，不同發(fā)動機之間推力的一致性尤為重要，即飛行員操作油門桿/操縱桿到相同位置下，不同發(fā)動機應(yīng)提供相同的推力，在不考慮發(fā)動機性能差異的條件下，這就要求多臺發(fā)動機采用相同的環(huán)境溫度、壓力信號進(jìn)行推力控制，而采用某個共同的飛機大氣計算機信號進(jìn)行多臺發(fā)動機的控制能實現(xiàn)該需求。另外，根據(jù)航空發(fā)動機適航規(guī)定，發(fā)動機控制系統(tǒng)在飛機信號出現(xiàn)錯誤時不應(yīng)導(dǎo)致發(fā)動機推力變化超過3%，這就要求在選擇飛機信號時對飛機信號進(jìn)行甄別，避免選用錯誤的飛機信號。同時，當(dāng)飛機信號出現(xiàn)錯誤而切換到發(fā)動機控制系統(tǒng)信號時，應(yīng)避免推力出現(xiàn)階躍。

在滿足適航要求的前提下，為實現(xiàn)多臺發(fā)動機的推力一致性需求，本文提出了一種以發(fā)動機傳感器信號為基準(zhǔn)、優(yōu)先考慮飛機信號的飛機發(fā)動機多余度信號加權(quán)平均表決算法。

1 加權(quán)系數(shù)計算

由于發(fā)動機控制系統(tǒng)溫度、壓力傳感器信號一般為雙余度，飛機的環(huán)境溫度、壓力信號一般來自大氣計算機，大氣計算機采用多余度一般不超過3個，為使本研究具備更好的通用性和指導(dǎo)性，本文以發(fā)動機控制系統(tǒng)雙余度、飛機3余度（3個大氣計算機）構(gòu)型下的總溫信號T2為例進(jìn)行飛發(fā)多余度信號綜合表決策略研究。

在飛機信號和發(fā)動機信號之間設(shè)計1個閾值Δ1，當(dāng)選擇的飛機信號與發(fā)動機信號之間的差異在小于該閾值的范圍內(nèi)變化時，選擇飛機信號，即使飛機信號存在漂移或錯誤，發(fā)動機推力變化也不超過3%；設(shè)計另一閾值Δ2，滿足Δ1＜Δ2（Δ2可取2Δ1），當(dāng)飛機信號與發(fā)動機信號之間差異大于Δ2時選擇發(fā)動機信號，介于Δ1和Δ2之間時，將飛機信號與發(fā)動機信號進(jìn)行加權(quán)平均，實現(xiàn)信號選擇平滑過渡，以避免推力發(fā)生階躍跳動。加權(quán)系數(shù)計算如圖1所示。

圖1 加權(quán)系數(shù)計算

針對發(fā)動機控制系統(tǒng)雙通道架構(gòu)，每個通道采集1個余度的總溫信號，本通道記作T2A，對方通道記作T2B。飛機3個大氣計算機各采集1個總溫信號，大氣計 算機1、2、3的總 溫 信號 分別 記 作T2ADC1、T2ADC2、T2ADC3。飛機3個大氣計算機總溫信號分別與本通道T2A、對方通道T2B計算加權(quán)系數(shù)，分別記作C1A、C2A、C3A、C1B、C2B、C3B，見表1。當(dāng)某個大氣計算機信號故障或某通道傳感器故障時，對應(yīng)的加權(quán)系數(shù)均為0。

表1 加權(quán)系數(shù)符號

2 飛機信號選擇

飛機信號選擇包括T2ADC1、T2ADC2、T2ADC33個信號選擇以及對應(yīng)的加權(quán)系數(shù)選擇。

飛機3個大氣計算機總溫信號的可靠性、精度相當(dāng)，為使雙發(fā)或4發(fā)選擇的信號相同，即為滿足推力一致性需求，指定3個大氣計算機總溫信號按如T2ADC1＞T2ADC2＞T2ADC3的優(yōu)先級順序進(jìn)行選擇（如真實的T2ADC1、T2ADC2、T2ADC3性能存在差異，可按性能優(yōu)劣確定優(yōu)先級順序）。

每個飛機信號分別與發(fā)動機雙通道傳感器信號進(jìn)行加權(quán)系數(shù)計算并得到2個加權(quán)系數(shù)值，加權(quán)系數(shù)越大，說明與發(fā)動機傳感器信號越接近，飛發(fā)整體信號精度越高，因此選擇加權(quán)系數(shù)大者作為該飛機信號對應(yīng)的加權(quán)系數(shù)。選擇T2ADC1的加權(quán)系數(shù)為C1=max（C1A，C1B），T2ADC2的加權(quán)系數(shù)為C2=max（C2A，C2B），T2ADC3的加權(quán)系數(shù)為C3=max（C3A，C3B）。

上述飛機信號選擇的前提條件為發(fā)動機傳感器至少有1個是正常的，能夠根據(jù)發(fā)動機傳感器信號計算各信號加權(quán)系數(shù)。當(dāng)發(fā)動機傳感器發(fā)生故障時，飛機3個信號按常規(guī)3余度信號進(jìn)行選擇：

（1）T2ADC1、T2ADC2、T2ADC3均正常，飛機信號選擇為3個信號的中間值；

（2）T2ADC1、T2ADC2、T2ADC3中只有2個正常時，飛機信號選擇為正常的2個信號的平均值；

（3）T2ADC1、T2ADC2、T2ADC3中只有1個正常時，飛機信號選擇為正常的信號值；

（4）T2ADC1、T2ADC2、T2ADC3中3個均發(fā)生故障時，飛機信號選擇為安全值，一般可取為故障前的值。

3 發(fā)動機傳感器基準(zhǔn)信號選擇

在控制系統(tǒng)雙通道信號T2A和T2B中選擇出基準(zhǔn)信號T2STD，選擇原則為選擇與飛機3個信號更接近的值，越接近則意味著飛機發(fā)動機信號整體精確度和可靠性越高，選擇方法為對相應(yīng)通道的加權(quán)系數(shù)之和的大小進(jìn)行比較，系數(shù)越大則飛機信號和對應(yīng)通道傳感器越接近。具體方法如下：

（1）當(dāng)雙通道傳感器正常，本通道傳感器的加權(quán)系數(shù)之和（C1A+C2A+C3A）大于等于對方通道傳感器的加權(quán)系數(shù)之和（C1B+C2B+C3B）時，選擇本通道信號值T2A作為基準(zhǔn)信號T2STD；

（2）當(dāng)雙通道傳感器正常，本通道傳感器的加權(quán)系數(shù)之和（C1A+C2A+C3A）小于對方通道傳感器的加權(quán)系數(shù)之和（C1B+C2B+C3B）時，選擇對方通道信號值T2B作為基準(zhǔn)信號T2STD；

（3）當(dāng)本通道傳感器正常，對方通道傳感器發(fā)生故障時，選擇本通道信號值T2A作為基準(zhǔn)信號T2STD；

（4）當(dāng)本通道傳感器發(fā)生故障，對方通道傳感器正常時，選擇對方通道信號值T2B作為基準(zhǔn)信號T2STD；

（5）當(dāng)雙通道傳感器均發(fā)生故障時，發(fā)動機傳感器信號不參與表決。

4 飛發(fā)信號綜合表決算法

基于上述加權(quán)系數(shù)計算、飛機信號選擇、發(fā)動機傳感器基準(zhǔn)信號選擇，飛發(fā)信號綜合表決算法表達(dá)式為

其中，k1、k2、k3、k4為權(quán)重系數(shù)，有k1+k2+k3+k4=1。以發(fā)動機傳感器信號為基準(zhǔn)，優(yōu)先考慮飛機信號的加權(quán)平均按如下方法確定權(quán)重系數(shù)k1、k2、k3、k4。

（1）T2ADC1為第1優(yōu)先級順序，C1為T2ADC1的加權(quán)系數(shù)，因此T2ADC1的權(quán)重系數(shù)k1=C1；

（2）T2ADC2為第2優(yōu)先級順序，C2為T2ADC2的加權(quán)系數(shù)，因此T2ADC2的權(quán)重系數(shù)k2=C2*（1-C1）；

（3）T2ADC3為第3優(yōu)先級順序，C3為T2ADC3的加權(quán)系數(shù)，因此T2ADC3的權(quán)重系數(shù)k3=C3*（1-C1）*（1-C2）；

（4）T2STD為最后優(yōu)先級順序，因此T2STD的權(quán)重系數(shù)k4=（1-C1）*（1-C2）*（1-C3）。

將已確定的權(quán)重系數(shù)代入式（1）可得飛發(fā)信號的表決結(jié)果

式（2）為飛機發(fā)動機信號全勤構(gòu)型，T2ADC1、T2ADC2、T2ADC3、T2STD一共存在16種構(gòu)型，構(gòu)型真值見表2。表中T為真，F(xiàn)為假，當(dāng)雙通道T2傳感器至少有1個正常時，T2STD正常；當(dāng)雙通道T2傳感器均發(fā)生故障時，T2STD故障。

表2 飛發(fā)信號狀態(tài)構(gòu)型真值

構(gòu)型2、3、4、5、6、7、8的飛發(fā)信號表決結(jié)果與構(gòu)型1的相同，為

構(gòu)型9為發(fā)動機雙通道傳感器均發(fā)生故障，此時喪失基準(zhǔn)，根據(jù)飛機信號選擇，飛發(fā)信號的表決結(jié)果為

構(gòu)型10的飛發(fā)信號表決結(jié)果為

構(gòu)型11的飛發(fā)信號表決結(jié)果為

構(gòu)型12的飛發(fā)信號表決結(jié)果為

構(gòu)型13的飛發(fā)信號表決結(jié)果為

構(gòu)型14的飛發(fā)信號表決結(jié)果為

構(gòu)型15的飛發(fā)信號表決結(jié)果為

構(gòu)型16的飛發(fā)信號表決結(jié)果為

5 仿真

基于上述飛發(fā)多余度信號綜合表決策略，構(gòu)建某型飛機發(fā)動機全數(shù)字仿真模型，本文以全構(gòu)型下飛機總線信號異常漂移偏大、飛機總線信號異常故障、發(fā)動機傳感器信號單余度異常漂移偏大為例進(jìn)行仿真，仿真結(jié)果分別見第5.1、5.2、5.3節(jié)，另采用某常用的飛發(fā)多余度信號綜合表決策略進(jìn)行仿真，仿真結(jié)果見第5.4節(jié)，并將上述仿真結(jié)果與本文提出的綜合表決策略進(jìn)行對比。

5.1 飛機總線信號異常漂移偏大仿真

在全勤構(gòu)型下，飛機總線信號異常漂移偏大時飛發(fā)多余度信號表決仿真結(jié)果如圖2所示。

圖2 飛機總線信號異常漂移偏大仿真結(jié)果

從圖中可見：

（1）在7500 s時刻之前的穩(wěn)定狀態(tài)下，發(fā)動機雙通道傳感器信號均為288 K（即T2STD=288 K），T2ADC1=289 K，T2ADC2=290 K，T2ADC3=291 K，三者差異均在Δ1內(nèi)，即加權(quán)系數(shù)均等于1，表決值T2為T2ADC1，等于289 K；

（2）在7500 s時刻，T2ADC1開始出現(xiàn)異常并向上漂移，T2ADC1在發(fā)動機傳感器信號Δ1范圍內(nèi)變化時，表決值T2=T2ADC1，超過Δ1時，T2ADC1的權(quán)重逐漸變小，直至超過Δ2時權(quán)重變?yōu)?，此時表決值T2為T2ADC2，等于289 K；

（3）在8000 s時刻，T2ADC2開始出現(xiàn)異常并向上漂移，T2ADC2在發(fā)動機傳感器信號Δ1范圍內(nèi)變化時，表決值T2等于T2ADC2，超過Δ1時，T2ADC2的權(quán)重逐漸變小，直至超過Δ2時權(quán)重變?yōu)?，此時表決值T2為T2ADC3，等于291 K；

（4）在8500 s時刻，T2ADC3開始出現(xiàn)異常并向上漂移，T2ADC3在發(fā)動機傳感器信號Δ1范圍內(nèi)變化時，表決值T2等于T2ADC3，超過Δ1時，T2ADC3的權(quán)重逐漸變小，直至超過Δ2時權(quán)重變?yōu)?，此時表決值T2為發(fā)動機傳感器基準(zhǔn)信號288 K。

在整個過程中相應(yīng)飛機信號出現(xiàn)異常之前，T2表決值為相應(yīng)的飛機信號，能夠有效地保證發(fā)動機推力一致性；在T2表決值由飛機信號過渡到發(fā)動機基準(zhǔn)信號的過程中，發(fā)動機推力Fr在81.0%～82.5%之間波動并平滑過渡，滿足適航規(guī)定中“飛機信號錯誤時發(fā)動機推力變化小于3%”的要求。

5.2 飛機總線信號異常故障仿真

飛機總線信號發(fā)生異常故障時飛發(fā)多余度信號表決仿真結(jié)果如圖3所示。

圖3 飛機總線信號發(fā)生異常故障時仿真結(jié)果

從圖中可見：

（1）在7500 s時刻之前的穩(wěn)定狀態(tài)下，各信號狀態(tài)同圖2，表決值T2為T2ADC1，等于289 K；

（2）在7500 s時刻，T2ADC1發(fā)生異常故障，其值階躍向下，T2ADC1的權(quán)重為0，此時表決值T2為T2ADC2，等于289 K；

（3）在8000 s時刻，T2ADC2發(fā)生異常故障，其值階躍向下，T2ADC2的權(quán)重為0，此時表決值T2為T2ADC3，等于291 K；

（4）在8500 s時刻，T2ADC3發(fā)生異常故障，其值階躍向下，T2ADC3的權(quán)重為0，此時表決值T2為發(fā)動機傳感器基準(zhǔn)信號288 K。

在整個過程中，在某個飛機信號發(fā)生故障時，系統(tǒng)能夠在健康的飛機、發(fā)動機傳感器信號中按表決策略選擇出最優(yōu)信號。在飛機信號未完全發(fā)生故障前，表決值為相應(yīng)的飛機信號，能夠有效地保證發(fā)動機推力一致性，在飛機信號完全發(fā)生故障后，表決值為發(fā)動機傳感器信號，在整個過程中發(fā)動機推力Fr在81.0%～82.5%之間波動并平滑過渡，滿足適航規(guī)定中“飛機信號錯誤時發(fā)動機推力變化小于3%”的要求。

5.3 發(fā)動機傳感器信號異常漂移偏大仿真

在全勤構(gòu)型下發(fā)動機傳感器異常漂移偏大時飛發(fā)多余度信號表決仿真結(jié)果如圖4所示。

圖4 發(fā)動機傳感器信號異常漂移仿真結(jié)果

從圖中可見：

（1）在7500 s時刻之前的穩(wěn)定狀態(tài)下，各信號狀態(tài)同圖2，表決值T2為T2ADC1，等于289 K；

（2）在7500 s時刻，發(fā)動機雙余度傳感器信號中1余度異常漂移偏大；

（3）在7741 s時刻之前，本通道與對方通道加權(quán)系數(shù)之和均等于3，選擇本通道傳感器信號作為T2STD，因此T2STD隨本通道異常漂移增大而增大；

（4）在7741 s時刻之后，本通道加權(quán)系數(shù)之和小于對方通道的，選擇對方通道傳感器信號作為T2STD。

在整個過程中T2STD與總線信號差異均在Δ1內(nèi)，始終選擇T2ADC1，發(fā)動機推力未變化，即單余度傳感器信號錯誤不影響系統(tǒng)控制，表明該表決策略具有容錯性能。

5.4 某常用的飛發(fā)信號綜合表決策略仿真

某常用的飛發(fā)信號綜合表決策略為飛機信號輔助發(fā)動機信號進(jìn)行表決：當(dāng)發(fā)動機雙余度傳感器信號差異小于Δ3時，表決值為發(fā)動機雙余度傳感器信號平均值；當(dāng)發(fā)動機雙余度傳感器信號差異大于Δ3時，表決值為發(fā)動機雙余度傳感器信號中靠近飛機信號（取平均值）的值。以發(fā)動機雙余度傳感器信號中1余度異常漂移偏大進(jìn)行仿真，仿真結(jié)果如圖5所示。

圖5 某常用的飛發(fā)信號綜合表決策略發(fā)動機傳感器信號異常漂移仿真結(jié)果

從圖中可見：

（1）在7500 s時刻之前的穩(wěn)定狀態(tài)下，各信號狀態(tài)同圖2，其中發(fā)動機雙余度傳感器信號均為288 K，飛機3個大氣計算機總溫信號平均值為290 K，表決值T2為發(fā)動機雙余度傳感器平均值，即288 K；

（2）從7500 s時刻開始，發(fā)動機雙余度傳感器信號中1余度異常漂移偏大；

（3）在7723 s時刻之前，雙余度傳感器信號差異小于Δ3，表決值為雙余度傳感器信號平均值且逐漸增大；

（4）從7723 s時刻開始，雙余度傳感器信號差異大于Δ3，此時正常余度信號更靠近飛機信號，表決值為正常余度傳感器信號值288 K。

在整個過程中表決值出現(xiàn)了2 K的變化，發(fā)動機推力Fr變化約為0.7%。

5.5 小結(jié)

從第5.1、5.2、5.3節(jié)仿真結(jié)果可見，本文提出的飛發(fā)多余度信號綜合表決策略在信號均正常的情況下能夠選擇同一信號作為表決值，從而有效地保證推力一致性，當(dāng)飛機總線信號出現(xiàn)異常漂移偏大或故障、發(fā)動機傳感器信號出現(xiàn)異常漂移偏大時，能夠保證發(fā)動機推力變化不超過3%。

從第5.4節(jié)的仿真結(jié)果可見，在正常情況下表決值為發(fā)動機傳感器信號值，無法保證雙發(fā)或4發(fā)均使用相同的信號進(jìn)行控制，進(jìn)而無法保證在相同油門桿角度下雙發(fā)或4發(fā)的推力一致；另外，當(dāng)發(fā)動機傳感器單余度出現(xiàn)異常漂移時，發(fā)動機推力發(fā)生一定程度的變化，而本文提出的飛機發(fā)動機多余度信號綜合表決策略在該種場景（見第5.3節(jié)）下能夠保證雙發(fā)或4發(fā)的推力一致且保持不變，具有較強的綜合容錯性能。

6 結(jié)束語

本文設(shè)計的飛機發(fā)動機多余度信號考慮優(yōu)先級的加權(quán)平均表決策略，以發(fā)動機傳感器信號為基準(zhǔn)計算飛機各信號的加權(quán)系數(shù)，能夠在復(fù)雜的多余度信號中表決出1個可靠、準(zhǔn)確的信號用于推力控制，滿足飛機多臺發(fā)動機的推力一致性需求；同時在飛機信號出現(xiàn)錯誤時保證發(fā)動機推力變化不超過3%，符合適航要求。