焦 璐，郭 毅，雷廷萬，鄧德明，朱 楠，馮 剛

(航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計研究所，四川 成都 610091)

作為飛行安全關(guān)鍵系統(tǒng)的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，利用安裝在飛機(jī)機(jī)體外部的全靜壓傳感器(含機(jī)身靜壓孔)、風(fēng)標(biāo)、總溫等傳感器完成與飛行密切相關(guān)的全壓、靜壓、攻角(含側(cè)滑角)以及大氣總溫的測量，經(jīng)修正、補(bǔ)償后，這些信息被提供給飛行控制系統(tǒng)、航空電子系統(tǒng)等飛機(jī)其他系統(tǒng)，用于飛機(jī)的操控和顯示[1]。

由于大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測量和解算的飛行大氣參數(shù)直接或間接地表征飛機(jī)在空氣中運(yùn)動的狀態(tài)，與飛機(jī)的升力、阻力、速度限制、攻角限制等直接相關(guān)，其測量參數(shù)往往直接或間接地被用于飛行控制系統(tǒng)。因此，對于飛行安全要求較高的民航客機(jī)、先進(jìn)軍用飛機(jī)，往往采用多余度的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)配置，以避免大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)某個/某些部件的故障導(dǎo)致整個大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)失效，或?qū)е嘛w機(jī)其他系統(tǒng)無法獲取有效的飛行大氣參數(shù)，引起飛行事故或災(zāi)難[2-3]。

然而，采用多余度大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)配置使得暴露在機(jī)體外部的傳感器探頭數(shù)量成倍增長。以目前世界上主流軍用或民用飛機(jī)為例，大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的外露傳感器探頭一般包括全靜壓受感器(也稱皮托管)、攻角傳感器、總溫傳感器。這些傳感器按照多余度配置后，在前機(jī)身通常會有數(shù)個突出飛機(jī)輪廓的探頭。對于先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)而言，大量的外露探頭勢必導(dǎo)致隱身性能的下降，而對于民用航空器而言，這些外露探頭又會增加飛行阻力，影響航線運(yùn)行的經(jīng)濟(jì)性。當(dāng)然，余度的增加也會導(dǎo)致成本的上升。因此，目前幾乎所有的軍民航空器設(shè)計都會在安全性(增加余度的需求)和性能/經(jīng)濟(jì)性(降低余度的需求)之間尋求平衡，以期在保證安全的基礎(chǔ)上將余度控制到最少。這就帶來一個問題：如何用最少的余度保證飛行的安全。

1 主流軍民航空器大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)余度配置

目前，國內(nèi)外主要的軍用和民用航空器均采用多余度飛行控制系統(tǒng)，以保證飛行的安全和任務(wù)的可靠性[2-3]。圖1為典型飛控系統(tǒng)的余度配置。

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)作為關(guān)鍵飛行傳感器系統(tǒng)，是飛控系統(tǒng)和座艙顯示系統(tǒng)的重要信息源，其提供的動壓(空速)、攻角(迎角)等信息實時反映飛行器在大氣中飛行時作用在飛行器上的升力、阻力等氣動力以及與控制面動作相關(guān)的氣動力矩，提示飛行員飛行的高度、速度等關(guān)鍵操作信息，因此，典型軍民飛機(jī)的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)通常也采用與飛控系統(tǒng)、座艙顯示系統(tǒng)相適應(yīng)的余度配置，如圖2所示[4]。

圖2 典型多余度大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)

2 多余度大氣參數(shù)的故障隔離

無論是飛控系統(tǒng)還是座艙顯示系統(tǒng)，從控制的角度，需要選擇唯一正確的表征飛行器飛行狀態(tài)的信息對飛行器進(jìn)行控制。當(dāng)然對于多駕駛員的多數(shù)民航飛機(jī)，座艙顯示通常會采用機(jī)長與副駕駛不同的信息源進(jìn)行顯示，其目的是通過顯示信息一致性的人工檢查，來判斷多余度信息源的故障狀態(tài)，并按照手冊和檢查單的提示做出正確的判斷和操控。對于大多采用單一飛行員的軍用戰(zhàn)斗機(jī)，則通過主顯示系統(tǒng)與備份顯示系統(tǒng)選用不同余度的信息，達(dá)到與民航系統(tǒng)類似的信息源故障檢查的目的。

2.1 常規(guī)多余度大氣參數(shù)的故障隔離

一般而言，對于具備足夠余度設(shè)計的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，各設(shè)備在自身電氣電路自檢測(BIT)的基礎(chǔ)上，通過飛控系統(tǒng)或航空電子系統(tǒng)采用表決的形式可以較好地完成大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的故障隔離，將錯誤的信息排除在系統(tǒng)之外，采用正確的信息完成飛機(jī)的控制。

傳感器信息的表決算法很多，一般取決于設(shè)備的可靠性指標(biāo)、余度配置、信號重要程度等[5]。對于大氣參數(shù)而言，目前多數(shù)民用和軍用飛機(jī)采用的余度配置為三余度或四余度，包括機(jī)械余度和電氣余度，其監(jiān)控表決技術(shù)也相對成熟。例如，對三余度信息而言，當(dāng)所有余度的信息有效且未超過監(jiān)控門限時，可以取均值作為表決參數(shù)用于控制；當(dāng)有一個余度的信息為無效而其他兩個余度信息有效，且剩余的兩個余度信息偏差不超過監(jiān)控門限時，采用剩余的兩個余度的均值作為表決值用于控制；當(dāng)僅有一個余度的信息有效且該設(shè)備的可靠性較高時，可以利用該僅剩的余度信息作為表決值用于控制，反之則宣布所有余度的對應(yīng)信息失效。因此，常規(guī)的多余度大氣參數(shù)的監(jiān)控表決具有邏輯清楚、實現(xiàn)方便的特點，也能在發(fā)生故障時準(zhǔn)確地隔離出故障，保證飛行的安全。

2.2 利用多信息融合技術(shù)完成多余度大氣參數(shù)的故障隔離

但是，隨著技術(shù)的發(fā)展，航空運(yùn)輸領(lǐng)域要求以更少的能耗完成相同的或更多的貨物運(yùn)輸量，同時各飛機(jī)生產(chǎn)公司也一直致力于降低飛機(jī)成本以獲取更大的利益。軍事領(lǐng)域隱身需求等也逐漸成為先進(jìn)作戰(zhàn)飛機(jī)的標(biāo)志之一。以上種種需求，使得飛行器大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的外露探頭數(shù)量受到限制，并且最大限度地減少外露探頭的要求也越來越明顯。

有資料顯示，以美國F-22、F-35為代表的先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)只采用了兩只突出機(jī)身表面安裝的大氣數(shù)據(jù)傳感器探頭，配合機(jī)身齊平安裝的靜壓孔完成動靜壓、攻角及側(cè)滑角的測量。盡管可以采用增加采集電路、解算電路以及接口電路等形式獲得多余度的大氣參數(shù)信息，但從機(jī)械余度上看，大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的余度配置為兩余度配置，當(dāng)某只探頭出現(xiàn)物理損壞時(例如結(jié)冰、鳥撞等)，測量的上述大氣參數(shù)會出現(xiàn)分離的故障，并且某些情況下可能難以通過常規(guī)的電氣電路自檢測確認(rèn)故障。在這種情況下如何隔離出故障的信號，選擇正確的信號支撐安全的飛行變得尤為重要。由于無法獲得更詳細(xì)的資料，無法確定這兩型飛機(jī)大氣參數(shù)故障隔離的具體方法，但分析認(rèn)為可能采用了多信息融合輔助進(jìn)行故障隔離的手段。

2.2.1 多信息融合隔離大氣參數(shù)故障原理

國內(nèi)外采用多信息融合技術(shù)進(jìn)行大氣參數(shù)計算的研究已有很長時間，其方法也有多種，主要包括利用慣性參考系統(tǒng)信息進(jìn)行大氣參數(shù)的估計運(yùn)算獲得關(guān)鍵飛行大氣參數(shù)[6-7]，也有綜合利用慣性信息和氣動數(shù)據(jù)庫估算飛行大氣參數(shù)的方法[8]等。事實上，綜合利用其他系統(tǒng)信息完成關(guān)鍵大氣參數(shù)估計后，相當(dāng)于構(gòu)建了一個(或多個)余度的“虛擬大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)”，在進(jìn)行大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)故障隔離的過程中，將“虛擬大氣參數(shù)”與真實大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測量參數(shù)一起進(jìn)行監(jiān)控表決，是解決缺少機(jī)械余度的多余度大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)故障監(jiān)控與隔離、完成關(guān)鍵參數(shù)表決的有效辦法之一。

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的基本參數(shù)包含動靜壓、攻角及側(cè)滑角參數(shù)，其中通常討論的飛行高度是靜壓的函數(shù)，校準(zhǔn)空速是動壓的函數(shù)，攻角及側(cè)滑角通常采用直接測量的方法得出。也就是說當(dāng)獲得飛行的動靜壓、攻角及側(cè)滑角后，其他大氣參數(shù)可以利用上述參數(shù)通過標(biāo)準(zhǔn)大氣方程和伯努利方程完成計算。

綜合利用慣性參數(shù)完成“虛擬大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)”余度，并輔助進(jìn)行故障隔離的原理如圖3所示。其核心是利用機(jī)載大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的速度、高度、攻角、側(cè)滑角等信息以及慣性參考系統(tǒng)的速度、高度、航向角及姿態(tài)角信息，獲取實時的風(fēng)速矢量，再利用已知風(fēng)速矢量和慣性參數(shù)，完成上述關(guān)鍵大氣參數(shù)的反向解算。該反向解算出來的大氣參數(shù)可以構(gòu)成一個或多個虛擬余度。當(dāng)機(jī)載大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測量參數(shù)出現(xiàn)“分離”并難以利用已有測量大氣參數(shù)進(jìn)行多余度表決確認(rèn)出正常信息時，利用該融合計算參數(shù)可以可靠地隔離出故障的信息。

圖3 多信息融合故障隔離原理

以雙機(jī)械余度的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)為例，在兩個余度的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測量單元和解算單元均正常時，其輸出的參數(shù)表現(xiàn)出良好的一致性。此時利用測量的大氣參數(shù)與慣性參考系統(tǒng)的慣性參數(shù)可完成實時風(fēng)速矢量的解算和濾波處理。當(dāng)雙余度大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的某一測量單元(如空速管、風(fēng)標(biāo)等傳感器)發(fā)生故障，并且通常的電氣自檢測無法確認(rèn)故障時，飛機(jī)系統(tǒng)(如飛控系統(tǒng)等)難以通過常規(guī)的監(jiān)控表決技術(shù)隔離故障源。若在發(fā)生故障的初始階段(例如當(dāng)分離趨勢剛剛出現(xiàn)時)凍結(jié)風(fēng)速矢量的解算，避免錯誤的大氣參數(shù)污染風(fēng)速信息，利用凍結(jié)的風(fēng)速矢量結(jié)合慣性參數(shù)繼續(xù)完成“虛擬大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)”余度信息的解算，由于融合解算的大氣參數(shù)此時僅與慣性參考系統(tǒng)相關(guān)，并未受到故障的大氣數(shù)據(jù)余度影響，因此其參數(shù)將保持較好的精度，并與正常的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)余度保持較好的一致性。利用該特性，設(shè)計的監(jiān)控/表決器可以快速隔離出故障的大氣信息源，選擇正常的大氣參數(shù)用于飛機(jī)的控制以及顯示。

2.2.2 多信息融合隔離大氣參數(shù)故障仿真

利用上述原理設(shè)計了仿真器，結(jié)合飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行了仿真驗證。仿真器輸入為真實飛行數(shù)據(jù)，包括雙余度大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)兩個通道的攻角、側(cè)滑角、全壓、靜壓測量值以及慣性參考系統(tǒng)的總速、高度、航向及姿態(tài)角，輸出為表決后的全壓、靜壓、攻角。

首先，根據(jù)氣流和機(jī)體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換關(guān)系，將真空速分解到機(jī)體坐標(biāo)系：

(1)

然后，根據(jù)大氣真空速與慣性總速的關(guān)系，求取風(fēng)速矢量：

(2)

當(dāng)出現(xiàn)兩余度大氣測量參數(shù)不一致時，停止風(fēng)速計算，并用已經(jīng)完成計算的風(fēng)速矢量與慣性信息進(jìn)行大氣參數(shù)的反向解算，如式(3)～式(7)所示。

(3)

(4)

(5)

(6)

Hp=HI+Hbc

(7)

而后根據(jù)式(6)和式(7)，可完成全壓及靜壓的計算。

仿真過程中設(shè)置余度A攻角發(fā)生故障偏離真實值，設(shè)置凍結(jié)風(fēng)場計算的條件為兩個余度的參數(shù)偏差超過3°，圖4為攻角的仿真結(jié)果?？梢钥闯?，當(dāng)余度A的攻角出現(xiàn)故障偏離余度C后，監(jiān)控器快速檢測到偏離，并凍結(jié)風(fēng)場計算，而后通過監(jiān)控器隔離了A余度的攻角故障，使得表決攻角快速恢復(fù)到正常的余度C的攻角。

圖4 雙余度攻角故障隔離仿真

其余參數(shù)的仿真結(jié)果與攻角相似，不再一一列出。

3 波音737MAX空難原因初步分析

2019年，印尼獅航和埃塞俄比亞航空的波音737MAX飛機(jī)在很短的時間內(nèi)出現(xiàn)兩次空難，根據(jù)初步調(diào)查結(jié)果，均是由于大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的一個攻角傳感器故障，輸出角度極大地超過飛機(jī)的真實攻角，而飛控系統(tǒng)未能隔離出故障的攻角傳感器，導(dǎo)致反復(fù)觸發(fā)該型飛機(jī)獨有的MCAS(Maneuvering Characteristics Augmentation System，機(jī)動性能增強(qiáng)系統(tǒng))，致使飛機(jī)自動反復(fù)快速壓低機(jī)頭，最終導(dǎo)致悲劇的發(fā)生[9]。

從埃航公布的初步調(diào)查結(jié)果來看，僅僅因為兩只攻角傳感器中的一只發(fā)生故障，即導(dǎo)致MCAS的反復(fù)啟動，盡管飛行員進(jìn)行了長時間的努力，最后飛機(jī)以約-40°的俯仰角，接近500 kn的空速俯沖墜地,空難數(shù)據(jù)如圖5所示。

由圖5可以看出，左側(cè)攻角傳感器起飛后快速從正常值上升到74.5°，而右側(cè)攻角傳感器讀數(shù)為15.3°。該情況和上文中仿真模擬的情況非常類似，從技術(shù)上看，顯然是可以通過信息融合的手段快速隔離出左側(cè)攻角傳感器的故障，進(jìn)而選擇右側(cè)正常工作的傳感器繼續(xù)控制飛機(jī)，避免空難的發(fā)生。

圖5 埃航737MAX空難數(shù)據(jù)

目前，波音公司對MCAS軟件進(jìn)行了優(yōu)化，將攻角指示器作為標(biāo)準(zhǔn)配置安裝在其737MAX機(jī)型上，并已經(jīng)開展了大量的飛行驗證工作，但MCAS軟件具體如何優(yōu)化并未進(jìn)行詳細(xì)說明，若簡單采用雙余度攻角輸入信號監(jiān)控，偏差超過某一特定門限即不啟動MCAS系統(tǒng)，將飛行的控制權(quán)全部交給飛行員，似乎并不是最好的解決方案。畢竟737MAX機(jī)型由于發(fā)動機(jī)安裝問題容易導(dǎo)致飛機(jī)進(jìn)入大攻角狀態(tài)，需要飛控系統(tǒng)的幫助加以克服，從而避免發(fā)生失速危險。如果在復(fù)雜氣象條件下確實出現(xiàn)上述故障，飛行員可能較難確認(rèn)飛機(jī)的真實狀態(tài)并完成正確的操作。

4 結(jié)束語

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)和慣性參考系統(tǒng)作為反映飛機(jī)飛行狀態(tài)的兩種傳感器系統(tǒng)，采用不同測量原理分別完成大氣參數(shù)和慣性參數(shù)的測量。綜合利用上述兩個系統(tǒng)的輸出參數(shù)，完成實時風(fēng)速矢量的計算，并利用風(fēng)速矢量和慣性參數(shù)可以完成大氣參數(shù)的解算。在此基礎(chǔ)上構(gòu)建起“虛擬大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)”，通過監(jiān)控表決，可以完成傳統(tǒng)系統(tǒng)自檢測無法檢測和隔離的故障，選擇正確的大氣數(shù)據(jù)用于飛機(jī)的操控。該技術(shù)可以有效降低對傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)硬件余度的要求。