楊建忠，陳 棒，孫曉哲

（中國民航大學安全科學與工程學院，天津 300300）

在傳統(tǒng)的飛行控制系統(tǒng)中，升降舵、副翼和方向舵等操縱面分別執(zhí)行特定功能，升降舵控制俯仰，副翼控制滾轉，方向舵控制偏航。隨著飛行控制系統(tǒng)功能的增強，要求單個操縱面具備多個功能，如通常可用于提供高升力的襟翼也可用于滾轉控制[1-2]，因此要求襟翼能夠獨立作動。

新的附加功能及其相應的設計要求對系統(tǒng)架構設計施加了新約束。襟翼作動系統(tǒng)非常復雜，具有大量的物理連接與信號傳遞。設計適應多功能飛行控制要求的襟翼作動系統(tǒng)架構是一項復雜而艱巨的工作[3]。

Reckzeh[4]提出了功能驅動設計方法，該方法是從基于知識的設計過渡到功能驅動的設計，探索功能融合的系統(tǒng)架構設計。Lampl 等[5]提出了基于功能多域矩陣的設計方法，應用于飛機系統(tǒng)初期設計階段的功能配置或系統(tǒng)的改裝研究，從功能出發(fā)進行系統(tǒng)架構設計，但未能在計算機上實現(xiàn)。Bauer 等[3]利用設計結構矩陣（DSM，design structure matrix）結合聚類算法生成襟翼作動系統(tǒng)架構并證明了該方法的可行性，但并未考慮系統(tǒng)冗余。

綜上，本文以傳統(tǒng)的A320 襟翼作動系統(tǒng)為參考對象，通過DSM 結合聚類算法并考慮系統(tǒng)冗余生成滿足多功能要求的襟翼作動系統(tǒng)架構。

1 設計結構矩陣及模型建立

1.1 設計結構矩陣

DSM 最早由美國學者Steward 提出，是針對復雜系統(tǒng)設計管理分析的一種工具。DSM 作為復雜系統(tǒng)建模和分析工具，表示不同元素之間相互作用，這些元素的形式可以是物理組件、設計團隊、系統(tǒng)、設計參數(shù)或任何發(fā)生交互的項目[6-8]。DSM 一般為n×n 的矩陣，以圖1 為例，矩陣中含有A、B、C、D、E 5 個元素，對角線處的黑色塊表征元素本身，無其他含義，在對角線以外“X”標記的單元格表征元素間有一定聯(lián)系。

圖1 設計結構矩陣示例Fig.1 Example of design structure matrix

圖1 元素間的信息流向如圖2 所示，如：對角線下方的第E 行第A 列被標記的單元格（A，E），表征信息從A 流向E（A→E）；對角線上方的第B 行第D 列所標記的單元格（B，D），表征信息從D 流向B（B←D）；若無標記的單元格，則表示兩元素沒有聯(lián)系。

圖2 DSM 示例對應的有向圖Fig.2 Diagraph corresponding to the DSM example

1.2 襟翼作動系統(tǒng)DSM 模型

1.2.1 初始功能模型

系統(tǒng)的功能模型是標識系統(tǒng)功能及其交互聯(lián)系的抽象概念，表示能量、物質或信號信息流在系統(tǒng)元素間的傳遞，定義了各功能將如何協(xié)同運行以執(zhí)行系統(tǒng)任務[6]。

以A320 襟翼作動系統(tǒng)為研究對象，提取A320 襟翼作動系統(tǒng)的功能元素，其系統(tǒng)簡化示意圖如圖3所示。根據(jù)各元素間的聯(lián)系建立系統(tǒng)功能模型，由于對稱性，在分析階段僅以一側襟翼作為分析對象，A320襟翼作動系統(tǒng)功能模型如圖4 所示。

圖3 A320 襟翼作動系統(tǒng)示意圖Fig.3 Architecture of A320 flaps actuation system

圖4 A320 襟翼作動系統(tǒng)功能模型Fig.4 Function model of A320 flaps actuation system

圖4 中：電信號由“虛線”表示，如控制指令信號、位置信號等；電源的供給由“點劃線”表示；扭矩傳遞、液壓的流動由“實線段”表示；每種類型的信息流、能量的流動及能源的供給均在線上標注。操縱桿信號經(jīng)過命令傳感組件（CSU，command sense unit）輸入到襟翼控制計算機（SFCC，slat flap control computer）SFCC1和SFCC2 進行信號處理，然后給功率控制組件（PCU，power control unit）發(fā)出控制指令產(chǎn)生扭矩，PCU 有2 套位置檢測裝置——儀表位置探測組件（IPPU，instrument position pick off unit）和反饋位置探測組件（FPPU，feedback position pick off unit），其中：IPPU 直接采集PCU 的位置信息，一路發(fā)送至儀表指示，另一路發(fā)送至SFCC1；FPPU 在采集PCU 位置信息后，一路發(fā)送至飛行告警計算機（FWC，flight warning computer），另一路發(fā)送至SFCC2。PCU 產(chǎn)生的扭矩經(jīng)過傳動軸、齒輪箱、作動器等將扭矩分為4 路傳遞到內、外襟翼。在襟翼外側有不對稱位置探測組件（APPU，asymmetry position off unit）探測襟翼位置，將位置信號發(fā)送到SFCC1 和SFCC2[9]。由于內、外襟翼由襟翼固定鎖連接，同步作動，所以使用“驅動襟翼”表示該功能。

1.2.2 設計結構矩陣構造

根據(jù)圖4 的A320 襟翼作動系統(tǒng)功能模型，基于模型中各功能模塊間的關系，如能源、控制指令信號、位置信號等，構造襟翼作動系統(tǒng)架構的功能模型原始及修改后DSM 如圖5 所示，其中：第1 列為原始DSM元素名稱，第2 列是修改后DSM 元素名稱；第2 行和第3 列表示修改后DSM 元素編號；矩陣對角線上的黑色塊表示系統(tǒng)元素本身，無其他意義；對角線兩側藍色塊表示行列元素之間的聯(lián)系及方向；無標記的單元格，則表示兩元素無關聯(lián)[10]。整個DSM 表示整個襟翼作動系統(tǒng)功能間作動能源（液壓源、電源）、指令與控制、監(jiān)控等信號的傳遞[11-12]。

飛行階段襟翼作動系統(tǒng)能夠提供附加的輔助滾轉控制功能，需要實現(xiàn)外襟翼和內襟翼的獨立控制與驅動，因此，在原始襟翼作動系統(tǒng)功能DSM 上進行如下改進，在圖5 中以灰色進行標記。

圖5 改進前、后襟翼作動系統(tǒng)功能DSMFig.5 Functional DSM of improved fore/aft-flap actuator system

（1）為了實現(xiàn)外襟翼和內襟翼的獨立作動，增加2個控制扭矩1、2，每個控制扭矩單元都接受來自SFCC1 和SFCC2 的控制指令。由控制扭矩1、2 對來自PCU 的扭矩進行獨立控制，實現(xiàn)外襟翼和內襟翼的獨立偏轉作動。在修改的DSM 中以編號10 和11 的控制扭矩1、2 及與其他元素的聯(lián)系表示。

（2）增加2 個測量扭矩1、2，分別測量供給到外襟翼和內襟翼的扭矩具體數(shù)值，發(fā)送到控制扭矩1、2，以實現(xiàn)控制扭矩單元的精準控制。在修改的DSM 中以編號為12 和13 的測量扭矩1、2 及與其他元素的聯(lián)系表示。

（3）由于外襟翼和內襟翼可以獨立驅動，所以將“驅動襟翼”變更為“驅動外襟翼”與“驅動內襟翼”，即編號18、19。

（4）將原本測量整體襟翼位置的功能改變成測量外襟翼和內襟翼的位置，然后發(fā)送到處理信號SFCC1和SFCC2。在修改的DSM 中以編號20 和21 的測量襟翼位置1、2 及與其他元素的聯(lián)系表示。

通過上述修改，斷開了外襟翼和內襟翼的同步作動，增加了外襟翼和內襟翼各自獨立的控制器和作動器，僅以較小修改實現(xiàn)了外襟翼和內襟翼獨立控制和驅動。

2 系統(tǒng)功能架構生成

2.1 聚類算法

對于DSM 的運算方法主要有：劃分、撕裂、綁定、聚類等[12]，根據(jù)DSM 類型選擇不同的運算方法，基于功能的DSM 常選擇聚類算法。聚類算法是把DSM模型中聯(lián)系緊密的行、列元素歸入同一類中，使得聚類內部元素的聯(lián)系強度更高，而聚類之間的聯(lián)系強度較低[10]。

協(xié)調成本是DSM 模型聚類劃分時行、列元素之間聯(lián)系所涉及的交互管理成本[10]，計算得出的協(xié)調成本表征聚類結果的優(yōu)劣，值越低，表示協(xié)調成本越低，聚類效果越好。

DSM 模型在聚類劃分下的總協(xié)調成本為

mi和ni為第i 個聚類中第1 個元素和最后一個元素的編號；為聚類外部第i 和j 聚類間的協(xié)調成本值

式中：Si為第i 個聚類內所含元素數(shù)；d 為元素間的聯(lián)系值，取常數(shù)值1。

以總協(xié)調成本C 最小作為聚類的目標，設計聚類程序，聚類步驟[7]如下：

步驟1首先每個元素都單獨為一個聚類；

步驟2計算整個“聚類矩陣”的總協(xié)調成本C；

步驟3隨機選擇一個元素（等價為單獨聚類i），計算所有聚類對所選元素的出價；

步驟4選擇隨機數(shù)N∈[1，rand_bid]（rand_bid是由Matlab 中rand 函數(shù)生成的均勻分布隨機數(shù)）；

步驟5如果所選元素成為出價最高的聚類成員，則計算總協(xié)調成本（如果步驟4 中N=rand_bid，則使用第二高的出價）；

步驟6選擇隨機數(shù)M∈[1,rand_accept]（rand_accept 是由Matlab 中rand 函數(shù)生成的均勻分布隨機數(shù)）；

步驟7如果新的協(xié)調成本低于舊的協(xié)調成本或在步驟6 中選擇的數(shù)字等于rand_accept，則替換舊的協(xié)調成本，否則不進行更改；

步驟8返回到步驟3，重復執(zhí)行，直到達到設定次數(shù)為止。

在算法中使用了模擬退火的思想，避免陷入局部最優(yōu)，體現(xiàn)在：步驟5 中通過隨機數(shù)N 選擇第二高的出價，而不是最高的出價；步驟7 中通過隨機數(shù)M 更新協(xié)調成本值。

參數(shù)的選取首先參考文獻[7，11]，將圖5 所示的襟翼作動系統(tǒng)功能DSM 輸入到算法中，在反復試驗的基礎上，逐漸完成參數(shù)的調試，如表1 所示。

表1 聚類算法參數(shù)值Tab.1 Parameter values of clustering algorithm

2.2 算法運行結果

利用表1 所示的參數(shù)執(zhí)行聚類算法生成1 000個功能架構。整個系統(tǒng)架構生成過程是隨機的，循環(huán)數(shù)越多，則聚類算法探索架構生成空間越大。但為了平衡算法的執(zhí)行時間，選取循環(huán)數(shù)為1 000 次。圖6 為1 000 次重復執(zhí)行聚類算法，每次運算產(chǎn)生的最終總協(xié)調成本值曲線。

圖6 執(zhí)行1 000 次聚類算法的協(xié)調成本曲線Fig.6 Curve of coordination cost value executed 1 000 times

聚類算法以總協(xié)調成本值最低作為優(yōu)化目標，根據(jù)圖6 所示的“*”標記處，第868 次運行結果中總協(xié)調成本值最小為436。提取第868 次運行的數(shù)據(jù)，展現(xiàn)在該次聚類過程中總協(xié)調成本的變化，在第868 次運行中總協(xié)調成本變化如圖7 所示，圖7 中“*”標記處為該輪運算經(jīng)過145 次迭代，總協(xié)調成本首次達到最小，之后穩(wěn)定在436，聚類后的DSM 如圖8 所示。

圖7 第868 次執(zhí)行算法協(xié)調成本曲線Fig.7 Coordination cost curve of the 868th execution algorithm

圖8 第868 次執(zhí)行算法的DSMFig.8 DSM of the 868th execution algorithm

從圖8 可看出，將23 個元素聚類成6 個聚類，其中，C6 作為獨立Bus 類，由于第23 號元素與大部分元素均有聯(lián)系，在聚類前提取出來不參與聚類。各聚類所包含的元素如表2 所示，根據(jù)每個聚類所包含的元素，分別將聚類1～6 命名為：C1 產(chǎn)生扭矩-儀表指示；C2 內襟翼控制-驅動單元；C3 指令-監(jiān)控單元；C4 外襟翼控制-驅動單元；C5 危險告警單元；C6 供應電源。其中：C3 中把測量襟翼位置1、2 與處理信號SFCC1和SFCC2 聚類到一起，可理解為襟翼位置作為控制單元核心輸入對差動控制具有重要作用；C2 和C4 分別包含內、外襟翼的控制，供給扭矩及驅動，且C2 和C4之間沒有直接聯(lián)系，因此，達到了內、外襟翼能夠獨立控制，實現(xiàn)差動的目的。

表2 聚類包含元素清單Tab.2 List of cluster elements

為了進一步探究C1～C6 間的聯(lián)系，根據(jù)圖8，表征聚類之間的聯(lián)系，形成了聚類后的襟翼作動系統(tǒng)功能模塊架構圖，如圖9 所示。

圖9 聚類后的襟翼作動系統(tǒng)功能模塊架構Fig.9 Functional module architecture of flap actuation system after clusting

由圖9 可看出，C3 單元發(fā)出控制指令，控制C1產(chǎn)生扭矩，然后傳遞到C2 和C4 單元，由各自的控制模塊根據(jù)來自C3 單元的指令進一步精確控制扭矩大小，驅動內、外襟翼，實現(xiàn)獨立控制。C3 單元內的測量襟翼位置1、2 分別測量外襟翼和內襟翼的偏轉角度，將位置信息發(fā)送到C3 內的信號處理模塊，形成閉環(huán)反饋。

由此，通過DSM 矩陣的聚類算法，使得功能實現(xiàn)模塊化和集成化，生成了滿足內、外襟翼獨立作動要求的襟翼作動系統(tǒng)功能架構。

3 新的襟翼作動系統(tǒng)物理架構

DSM 聚類算法所生成的襟翼作動系統(tǒng)功能架構能夠為物理架構的設計提供頂層指導，根據(jù)每個模塊所表示的功能進行物理架構設計，通過選擇不同的技術解決方案（物理元素）來實現(xiàn)多種物理架構。

以最小更改為原則，結合圖9 襟翼作為系統(tǒng)功能模塊架構，C1、C3、C5、C6 選擇的技術解決方案與原始A320 的計算機系統(tǒng)、作動能源類型、指示告警、電源一致；C2 和C4 作為內、外襟翼控制-驅動單元，與原始架構不同的是分別在其內部引入獨立控制驅動模塊。最終，設計物理架構如圖10 所示，在最終的物理架構中將另一部分的襟翼對稱表示出來。同原始架構相比更改如下：①新增襟翼控制-驅動模塊：L1、L2、R1、R2；②新增內襟翼位置探測組件：S2、S3；③新增信號傳遞，其中，“虛線”表示新增控制指令信號，“點劃線”表示新增反饋信號。

圖10 襟翼作動系統(tǒng)物理架構Fig.10 Physical architecture of flaps actuation system

圖10 中黑色粗線表示扭矩的傳遞路徑，其余黑色線段所示的信息路徑與A320 襟翼作動系統(tǒng)架構一致。

在新的物理架構中，每個控制-驅動模塊有主-主式指令信號通道，接收SFCC1 與SFCC2 指令信號。襟翼位置傳感組件通過主-主式的傳遞通道，將位置信號發(fā)送到SFCC1 與SFCC2。與A320 原始系統(tǒng)架構相比，不僅實現(xiàn)了襟翼獨立控制，且增加了信息傳遞路徑，襟翼控制更為精確。

4 結語

為滿足襟翼輔助滾轉的多功能要求，在原始的A320 襟翼作動系統(tǒng)架構上，通過分析功能模型建立襟翼作動系統(tǒng)的DSM 模型；直接在DSM 模型上進行修改并引入滿足多功能要求的元素，采用聚類算法得到新的襟翼作動系統(tǒng)功能模塊架構。最后，以最小更改設計襟翼作動系統(tǒng)物理架構，實現(xiàn)了內、外襟翼的獨立控制，滿足輔助滾轉的多功能要求，驗明了使用DSM設計具有新功能需求的襟翼作動系統(tǒng)架構的可行性。