三余度迎角傳感器可靠性分析及重構(gòu)技術(shù)研究

張羽白，謝慧慈，余云鵬，李玉飛，胡秀軍

（中航工業(yè)洪都，江西 南昌330024）

0 引 言

為保證系統(tǒng)可靠性滿足設(shè)計要求，現(xiàn)有的電傳飛行控制系統(tǒng)均采用了多余度配置方式。因迎角傳感器的安裝受在飛機上的布局和空間限制，如不能按照電傳飛行控制系統(tǒng)的基本四余度進行配置，可采用三余度配置，并通過合理的余度管理決策保證系統(tǒng)可靠性。另外，迎角信號作為縱向控制的關(guān)鍵反饋信號，需要對其故障后的故障瞬態(tài)、飛機飛行品質(zhì)和系統(tǒng)穩(wěn)定性等進行分析，并設(shè)計迎角全故障重構(gòu)控制律，以保證飛行安全。

1 迎角余度配置及可靠性分析

1.1 余度配置

迎角傳感器主要是向飛控控制律提供所需的飛機迎角反饋信號，一般安裝在氣流比較穩(wěn)定的機頭部位，具體安裝位置一般由風(fēng)洞試驗確定。由于這一特殊要求以及空間限制，迎角傳感器的機械余度很難按照電傳飛行控制系統(tǒng)的基本四余度進行配置。例如，某型電傳飛行控制系統(tǒng)飛機采用左風(fēng)標(biāo)式迎角傳感器、右風(fēng)標(biāo)式迎角傳感器及機頭上下壓差式迎角傳感器，構(gòu)成機械三余度配置，而每個機械余度具有電氣兩余度，如圖1所示。

為了使多余度迎角信號有效協(xié)調(diào)的工作，需設(shè)計合理的余度管理策略，采取多通道信號選擇、信號監(jiān)控、信號隔離、故障后重構(gòu)等措施。

圖1 迎角傳感器余度配置

1.2 可靠性分析

基于迎角傳感器的這一特殊余度配置及余度管理策略，通過建立可靠性模型，進行可靠性計算分析。

而對于任務(wù)可靠性，同一風(fēng)標(biāo)或壓差管的兩個傳感器之間為并聯(lián)模型，且在全故障后采用了重構(gòu)方式能保證安全，故三個機械余度的傳感器信號為3表決1，其可靠性模型如圖2所示。

圖2 任務(wù)可靠性模型

而同樣在全故障后采用了重構(gòu)方式能保證安全，四余度配置的迎角傳感器信號為4選1，其任務(wù)可靠性模型如圖3所示。

圖3 正常四余度配置的迎角傳感器任務(wù)可靠性模型

按照可靠性模型，其涉及到串聯(lián)模型、并聯(lián)模型和表決模型，各類型模型的可靠性計算方法如下：

1）單個部件的可靠度：

式中：R（t）—部件可靠度；

λ—部件失效率；

t—系統(tǒng)工作時間。

2）串聯(lián)模型的可靠度：

式中：Ri(t)—部件可靠性；

Rs(t)—串聯(lián)系統(tǒng)可靠性；

n—系統(tǒng)部件數(shù)。

3）并聯(lián)模型的可靠度：

式中：Ri(t)—部件可靠性；

Rs(t)—并聯(lián)系統(tǒng)可靠性；

n—系統(tǒng)部件數(shù)。

4）r/n（G）表決系統(tǒng)的可靠度

式中：Ri(t)—部件可靠度；

Rs(t)—r/n（G）系統(tǒng)可靠度；

n—系統(tǒng)部件數(shù)。

考慮到風(fēng)標(biāo)及壓差管為機械部件，其可靠度可近似為1；為了便于計算，角位移傳感器的可靠度和上下壓差式傳感器的可靠度同設(shè)為R0，兩電氣傳感器的可靠度設(shè)為R1，三個機械余度的可靠度設(shè)為R2，標(biāo)準(zhǔn)四余度的可靠度設(shè)為R3，圖2的可靠性計算如下:

根據(jù)圖3可靠性框圖，可靠度計算如下：

將R0作為f的函數(shù)，其函數(shù)關(guān)系如圖4所示，從圖中可以看出，在任一可靠度R0，其函數(shù)f均大于0，也就是 大于 ，即采用這一特殊迎角配置的可靠度大于傳統(tǒng)四余度可靠度。

2 迎角故障后重構(gòu)及影響分析

2.1 故障重構(gòu)方法

迎角信號主要是保證飛機縱向靜穩(wěn)定性。多余度信號中個別通道故障時，對系統(tǒng)的穩(wěn)定性、安全性影響不大，在極其嚴(yán)苛的情況下導(dǎo)致迎角信號全故障時，飛機縱向靜安定性減弱，飛控系統(tǒng)迎角限制功能失效，可能影響到飛行安全。因此，為了提高電傳飛行控制系統(tǒng)的可靠性和安全性，同時保證故障后飛機飛行品質(zhì)及系統(tǒng)穩(wěn)定性，需對迎角信號全故障后進行重構(gòu)，重構(gòu)方法如圖5所示。

圖4 R0與f的關(guān)系(橫坐標(biāo)為R0，縱坐標(biāo)為f)

圖5中SWAOAF表示控制律所采用的迎角反饋類型選擇開關(guān)，SWAOAF=0，采用正常迎角反饋。SWAOAF=1，迎角傳感器全故障，選擇重構(gòu)的迎角作為控制律反饋信號。重構(gòu)的迎角由根據(jù)動靜壓計算出一理論的配平迎角和俯仰角速率解算的動態(tài)迎角相加得到，其計算公式如下：

圖5 迎角故障后控制律重構(gòu)結(jié)構(gòu)框圖

其中：YALF參數(shù)根據(jù)動靜壓調(diào)參，體現(xiàn)了在不同飛行狀態(tài)下俯仰角速率與迎角的動態(tài)換算關(guān)系。

上述公式第一項的配平迎角是對平飛狀態(tài)進行靜安定性補償，保證飛機在平飛狀態(tài)的飛行品質(zhì)。第二項根據(jù)俯仰速率加慣性環(huán)節(jié)是對飛機機動特性進行補充反饋，保證飛機在機動過程中縱向靜安定性，并保證飛機迎角不超過限制。

為保證迎角故障重構(gòu)時轉(zhuǎn)換瞬態(tài)較小，在轉(zhuǎn)換為重構(gòu)迎角的過程中采用淡化器來抑制瞬態(tài)，淡化器為下式的一階慣性環(huán)節(jié)：

圖6是正常迎角與重構(gòu)迎角的縱向機動仿真對比，從圖中可以看出，重構(gòu)的迎角與真實迎角動態(tài)吻合性較好，且重構(gòu)的迎角最大值為18.8°，小于迎角正常時的最大值25.8°，可以滿足迎角故障后的安全飛行。

2.2 故障重構(gòu)后的影響分析

通過仿真的手段來分析迎角故障重構(gòu)后對系統(tǒng)的影響。主要從兩個方面進行仿真驗證，一是評估故障后對飛機瞬態(tài)的影響；二是評估故障后對飛行品質(zhì)的影響。

圖6 正常迎角與重構(gòu)迎角的對比

2.2.1 對飛機瞬態(tài)的影響分析

仿真過程中，采用六自由度非線性模型，基于某型飛機的氣動力數(shù)據(jù)，選取典型狀態(tài)點3km、0.4M進行分析。飛機進行縱向大機動飛行，在仿真時間第2s開始發(fā)生迎角傳感器一次故障，第3s發(fā)生迎角傳感器二次故障，第4s發(fā)生迎角傳感器三次故障，如圖7所示。

在迎角信號發(fā)生一次、兩次故障時，飛行的過載變化小于0.1g，滿足相關(guān)規(guī)范規(guī)定的0.5g的要求。在迎角信號發(fā)生最后一次故障時，飛機迎角減小2.3°，法向過載減小緩慢，在飛行員接受范圍內(nèi)，而后迎角減小至20°范圍內(nèi)，滿足安全要求。

圖7 縱向機動過程中迎角故障瞬態(tài)

2.2.2 對飛行品質(zhì)的影響分析

考慮到迎角故障后主要影響飛機縱向飛行品質(zhì)，對涉及到的縱向短周期頻率、阻尼比、操縱期望參數(shù)、縱向穩(wěn)定儲備等參數(shù)進行評估。

首先，建立飛機縱向二自由度小擾動模型：

對小擾動方程進行拉氏變換，建立特征方程如下：

通常情況下，特征方程具有一對大的共軛復(fù)根及一對小的共軛復(fù)根（或兩個小的實根），短周期模態(tài)特性主要受大的共軛復(fù)根影響，因此，可以根據(jù)大的共軛復(fù)根計算飛機的縱向模態(tài)特性。

飛機縱向特征方程一對大的共軛復(fù)根記為

則由此得短周期無阻尼振蕩頻率：

短周期阻尼比：

以0304（3km，0.4M）、0307、0805、0808狀態(tài)點為例，對迎角正常和迎角全故障后的縱向短周期特性進行計算，其計算結(jié)果如表2所示。

迎角正常和迎角全故障后的縱向穩(wěn)定儲備計算結(jié)果如表3所示。

表1 短周期阻尼比標(biāo)準(zhǔn)

表2 縱向短周期特性對比

表3 縱向穩(wěn)定儲備對比

由表2和表3可以看出，在飛機配平狀態(tài)，迎角故障情況下的飛行品質(zhì)和穩(wěn)定儲備與迎角正常情況相比變化極小，滿足相關(guān)規(guī)范的要求。

3 結(jié) 語

本文主要是針對三余度迎角傳感器配置下可靠性進行分析，合理的余度管理策略可保證其可靠性滿足可靠性設(shè)計要求。

同時，迎角信號全故障后，提出一種飛控系統(tǒng)控制律“偽迎角”重構(gòu)方法，并通過構(gòu)建小擾動模型及六自由度仿真模型進行仿真計算，該故障重構(gòu)方法可保障迎角全故障后的飛機安全，其故障瞬態(tài)、飛行品質(zhì)及系統(tǒng)穩(wěn)定儲備等滿足相關(guān)規(guī)范要求。

[1]飛機設(shè)計手冊.北京：航空工業(yè)出版社，2003.

[2]宋翔貴 張新國.電傳飛行控制系統(tǒng).北京:國防工業(yè)出版社,2001.