多信息融合大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)故障隔離技術(shù)研究

陳克艷

（中國特種飛行器研究所，湖北 荊門 448035）

飛行安全關(guān)鍵系統(tǒng)內(nèi)的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)能夠?qū)Π惭b在飛機(jī)機(jī)體外部的全靜壓傳感器以及總溫傳感器、風(fēng)標(biāo)傳感器等諸多硬件設(shè)施，完成與飛行高度關(guān)聯(lián)的靜壓全壓，以及大氣讀文的測(cè)量工作相關(guān)信息，經(jīng)過補(bǔ)償修正后能夠提供給飛行控制系統(tǒng)，并且能夠提供給航空電子系統(tǒng)等諸多系統(tǒng)。在實(shí)際應(yīng)用中，能夠在飛機(jī)操控集顯示中進(jìn)行使用。由于大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測(cè)量的參數(shù)，會(huì)直接或者間接體現(xiàn)飛機(jī)的運(yùn)行狀態(tài)，并且與飛機(jī)的阻力、限制速度以及攻角限制等諸多內(nèi)容具有密切關(guān)聯(lián)。其測(cè)量參數(shù)會(huì)更加直接或者間接應(yīng)用在飛機(jī)控制室內(nèi)，文章分析多信息融合大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)故障隔離技術(shù)，希望以此能夠確保飛機(jī)安全飛行，并且使其系統(tǒng)的實(shí)際成本得到大幅度的下降。[1]

1 主流軍民航空器大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)余度配置概述

國外在軍用以及民用航空器的設(shè)置過程中，會(huì)對(duì)一路飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行應(yīng)用，確保飛機(jī)根據(jù)安全性實(shí)際任務(wù)更加可靠。大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)是關(guān)鍵飛行傳感器極為重要的系統(tǒng)，并且是飛控系統(tǒng)以及座艙顯示系統(tǒng)在應(yīng)用中極為重要的信息來源，能夠進(jìn)一步將其所提供的攻角、動(dòng)壓等諸多信息精準(zhǔn)有效地運(yùn)用在飛行器上。將飛行過程中具有的阻力、升力等氣動(dòng)力以及控制面動(dòng)作的各類氣動(dòng)力矩進(jìn)行反映，并且能夠?qū)︼w行員實(shí)際的飛行高度進(jìn)行提示，對(duì)于速度的諸多關(guān)鍵信息進(jìn)行提示。

由此，典型軍民飛機(jī)的大氣數(shù)據(jù)控制系統(tǒng)在實(shí)際情況下，會(huì)應(yīng)用與座艙顯示飛控系統(tǒng)具有高度適應(yīng)性的配置。[2]

2 多余度大氣參數(shù)的故障隔離研究

2.1 常規(guī)性多余度大氣參數(shù)故障隔離

在一般情況下，對(duì)于具備足夠余度設(shè)計(jì)的各類大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)而言，各種設(shè)備的電氣電路自檢測(cè)時(shí)，進(jìn)一步以飛控系統(tǒng)，并且使用航空電子系統(tǒng)進(jìn)行應(yīng)用采取表決方式，在一定程度上能夠完成大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)故障隔離工作，確保各類故障信息能夠在系統(tǒng)外進(jìn)行排除。在應(yīng)用中，能夠更為正確地應(yīng)用信息，以此實(shí)現(xiàn)飛機(jī)控制。傳感器信息其表決算法具有高度的多樣性，一般情況下，與設(shè)備的可靠性指標(biāo)以及信號(hào)重要程度與移動(dòng)配置具有密切關(guān)聯(lián)。

就大氣參數(shù)角度，當(dāng)前多數(shù)軍用以及民用分析，對(duì)應(yīng)用的余度配置主要為三、四余度，主要包含電氣余度以及機(jī)械余度。監(jiān)控表決技術(shù)在應(yīng)用中的成熟度相對(duì)較高。舉例說明，在三余度信息處理中，在所有移動(dòng)信息并未超出監(jiān)控門線并且處于有效狀態(tài)時(shí)，能夠通過對(duì)均值進(jìn)行提取，將其作為表決參數(shù)完成控制工作。若一個(gè)余度信息出現(xiàn)無效情況，而其他兩個(gè)余度信息處于有效狀態(tài)，且剩余兩個(gè)余度信息的偏差并不超出監(jiān)控門限時(shí)，應(yīng)用剩余兩個(gè)余度的均值作為表決時(shí)，在監(jiān)控控制中進(jìn)行應(yīng)用，僅有一個(gè)移動(dòng)信息處于有效狀態(tài)。同時(shí)，設(shè)備的可靠性相對(duì)較高，可以對(duì)僅剩的余度信息進(jìn)行應(yīng)用，將其作為表決值，由此完成實(shí)際的控制工作。反之，可認(rèn)定各余度所對(duì)應(yīng)的信息出現(xiàn)失效情況。由此，常規(guī)多余度大氣參數(shù)在監(jiān)控表決使用中，其邏輯較為清楚且具有方便、快捷的特征。在實(shí)際故障產(chǎn)生時(shí)，能夠更加準(zhǔn)確地對(duì)故障進(jìn)行隔絕，確保飛機(jī)的安全性得到大幅度的提升。[3]

2.2 多信息融合技術(shù)背景下的多余度大氣參數(shù)故障隔離

技術(shù)發(fā)展較為迅速，航空運(yùn)輸?shù)戎T多領(lǐng)域需要以更少的能耗作為代價(jià)，完成數(shù)量更多的貨物運(yùn)輸工作。同時(shí)，在飛機(jī)生產(chǎn)公司的發(fā)展過程中，正逐步研究降低飛機(jī)成本，以此獲取更大的利益。

在軍事領(lǐng)域?qū)用?，隱身需求是后續(xù)先進(jìn)作戰(zhàn)飛機(jī)發(fā)展極為重要的標(biāo)志之一。在上述各種需求的背景下，飛行器大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)在發(fā)展過程中，外露探頭數(shù)量受到一定程度的限制，并且在最大程度上需要減少外漏探頭，其要求更為明顯。根據(jù)資料研究可以發(fā)現(xiàn)，在美國F-22 以及F-35 先進(jìn)戰(zhàn)機(jī)的建造過程中，其大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)僅安裝兩只突出機(jī)身表面的大氣數(shù)據(jù)傳感器探頭。在實(shí)際的構(gòu)造中，會(huì)安裝與機(jī)身相齊平的靜壓孔，以此對(duì)動(dòng)靜壓以及側(cè)滑角、攻角進(jìn)行測(cè)量。雖然能夠增加采集電路，同時(shí)通過接口電路以及結(jié)算電路增加等諸多方法獲取多余度大氣參數(shù)信息，但在機(jī)械余度層面，大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)在一度配置中設(shè)置為兩余度的配置。在航行狀態(tài)下，若某一只探頭存在物理損壞，比如出現(xiàn)撞鳥或者結(jié)冰等情況，測(cè)量的上述大氣數(shù)據(jù)會(huì)出現(xiàn)分離的故障問題。并且在部分情況下很難對(duì)故障以常規(guī)電氣電路自檢方式進(jìn)行確認(rèn)。而在此背景下，如何對(duì)故障信號(hào)進(jìn)行隔離，對(duì)正確信號(hào)進(jìn)行選用，對(duì)航行的安全予以支撐便極為重要。由于無法獲取更為詳細(xì)的資料，所以無法對(duì)相關(guān)飛機(jī)大氣參數(shù)故障隔離應(yīng)用的方法進(jìn)行確定。但在研究中可以初步認(rèn)為，在相關(guān)機(jī)型的飛機(jī)飛行中，可能會(huì)應(yīng)用多信息融合輔助，以此完成故障隔離。[4]

2.2.1 多信息融合隔離大氣參數(shù)故障的原理

目前在國內(nèi)外的研究中，應(yīng)用多信息融合技術(shù)完成大氣參數(shù)計(jì)算的研究時(shí)間相對(duì)較長，同時(shí)也形成了各種類型的研究方法，主要包含應(yīng)用慣性參考系統(tǒng)信息完成大氣參數(shù)估計(jì)運(yùn)算，獲取各類關(guān)鍵飛行大氣參數(shù)。同時(shí)包含綜合使用慣性信息以及氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫，對(duì)大氣飛行參數(shù)進(jìn)行估算等諸多方法。但就事實(shí)而言，綜合對(duì)其他系統(tǒng)信息進(jìn)行應(yīng)用，以此對(duì)大氣參數(shù)完成估計(jì)之后，其主要的實(shí)際應(yīng)用效果在于建設(shè)了一個(gè)或者多個(gè)余度虛擬大氣參數(shù)系統(tǒng)。同時(shí)，在對(duì)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)故障完成實(shí)際隔離的過程中，會(huì)將虛擬代替參數(shù)以及真實(shí)大氣參數(shù)系統(tǒng)所測(cè)取的數(shù)據(jù)完成有效的監(jiān)控表決。而此模式在一定程度上能夠?qū)θ鄙贆C(jī)械余度的多余度大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)故障隔離與監(jiān)測(cè)問題進(jìn)行有效的解決。就目前而言，這是對(duì)關(guān)鍵參數(shù)表決進(jìn)行有效完成極為高效的方法。[5]

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)在實(shí)際構(gòu)建過程中，存在的基礎(chǔ)參數(shù)主要為側(cè)滑角、攻角等諸多參數(shù)，其中通常討論的實(shí)際飛行高度主要為靜壓函數(shù)以及校準(zhǔn)整體動(dòng)壓的實(shí)際函數(shù)。攻角與側(cè)滑角在一般情況下會(huì)對(duì)直接測(cè)量的方式予以獲取，由此代表著對(duì)于非機(jī)動(dòng)靜壓以及側(cè)滑角、攻角予以獲取之后，其他大氣參數(shù)在一定程度上可對(duì)上述參數(shù)進(jìn)行應(yīng)用。通過大氣方程以及伯努利方程完成實(shí)際的計(jì)算，應(yīng)用慣性參數(shù)完成虛擬大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的余度分析，實(shí)際核心主要是應(yīng)用機(jī)載大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的高度速度側(cè)滑角以及攻角等諸多信息。同時(shí)，應(yīng)用參考系統(tǒng)的高度速度、航向角以及實(shí)際的姿態(tài)角信息獲取實(shí)時(shí)的風(fēng)速矢量。同時(shí)，對(duì)已知風(fēng)速矢量以及慣性參數(shù)進(jìn)行有效的應(yīng)用，完成上述關(guān)鍵大氣參數(shù)的反向結(jié)算。此反向結(jié)算在一定程度上所獲得的大氣參數(shù)能夠形成多個(gè)的虛擬參數(shù)。在大氣數(shù)據(jù)參數(shù)隨機(jī)測(cè)量參數(shù)存在分離，同時(shí)無法對(duì)現(xiàn)有的測(cè)量大氣參數(shù)完成多余度表決，對(duì)正常信息予以確定時(shí)，應(yīng)用此融合計(jì)算參數(shù)，在一定程度上能夠有效隔離各類故障信息。

舉例說明，在雙機(jī)械余度大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的應(yīng)用中，若應(yīng)用兩個(gè)余度大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測(cè)量單元與計(jì)算單元，正常運(yùn)行實(shí)際輸出參數(shù)的表現(xiàn)良好且一致。在此背景下，應(yīng)用測(cè)量好大氣數(shù)據(jù)與慣性，參考系統(tǒng)的慣性參數(shù)，在一定程度上能夠完成實(shí)時(shí)風(fēng)速矢量的濾波以及結(jié)算處理，若雙余度大氣數(shù)據(jù)及系統(tǒng)的某一單元，比如風(fēng)標(biāo)以及空速管等諸多傳感器存在故障的情況下，同時(shí)以電氣自檢模式無法對(duì)故障予以確認(rèn)的情況下，飛機(jī)系統(tǒng)如飛控系統(tǒng)等很難以常規(guī)監(jiān)測(cè)表決技術(shù)對(duì)故障源進(jìn)行隔離。若故障處于諸事階段，比如分離趨勢(shì)剛剛出現(xiàn)時(shí)，需要對(duì)風(fēng)速矢量結(jié)算予以凍結(jié)。在此情況下，需有效地防止大氣參數(shù)出現(xiàn)錯(cuò)誤而對(duì)風(fēng)速信息產(chǎn)生影響。通過對(duì)風(fēng)速矢量進(jìn)行凍結(jié)，并且應(yīng)用慣性參數(shù)，可進(jìn)一步完成虛擬大氣參數(shù)系統(tǒng)的余度信息結(jié)算工作，由于融合結(jié)算大氣參數(shù)，在此情況之下，僅能夠與慣性參數(shù)系統(tǒng)完成具體的關(guān)聯(lián)，實(shí)際使用中并未遇到各類故障以及大氣數(shù)據(jù)余度的實(shí)際影響。

因此，在具體使用過程中參數(shù)能夠具有更加優(yōu)異的精度，同時(shí)，正常大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)余度的使用能夠具備更為優(yōu)異的一致性。通過對(duì)此特征進(jìn)行應(yīng)用，對(duì)表決器或者監(jiān)控器進(jìn)行設(shè)計(jì)，在一定程度上能夠更加快速地對(duì)存在故障的大氣信息源進(jìn)行有效的隔離，以此選取較為正常的大氣參數(shù)，完成飛機(jī)的顯示以及控制。[6]

2.2.2 多信息融合隔離大氣參數(shù)故障仿真

以上述原理對(duì)仿真器進(jìn)行設(shè)計(jì)，并且與飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行有效結(jié)合完成仿真驗(yàn)證。在實(shí)際仿真器中輸入真實(shí)飛行數(shù)據(jù)，主要包含雙余度大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)兩個(gè)通道具有的側(cè)滑角、攻角、靜壓測(cè)量值以及全壓值與實(shí)際的慣性參考系統(tǒng)的高度以及姿態(tài)角航向輸出，使實(shí)際表現(xiàn)之后的靜壓、全壓以及攻角依照整體氣流以及機(jī)體坐標(biāo)系實(shí)際轉(zhuǎn)換關(guān)系，將真空速進(jìn)一步向機(jī)體坐標(biāo)系進(jìn)行有效的分解。而后，依照大氣真空塑以及實(shí)際慣性總數(shù)的實(shí)際關(guān)系，獲取風(fēng)速矢量。若存在兩余度大氣測(cè)量參數(shù)不一致的情況，需要停止對(duì)風(fēng)速進(jìn)行計(jì)算，并且對(duì)已經(jīng)完成計(jì)算的風(fēng)速矢量以及慣性信息進(jìn)行應(yīng)用，完成大氣參數(shù)反向的結(jié)算工作。[7]

2.2.3 應(yīng)急通信中轉(zhuǎn)站設(shè)置

由于小型無人機(jī)中繼通信具有噪聲低、易于攜帶和控制、升空快等優(yōu)點(diǎn)，在大氣數(shù)據(jù)監(jiān)測(cè)中，基于無人機(jī)對(duì)戰(zhàn)破壞評(píng)估的破壞評(píng)估系統(tǒng)的應(yīng)用參照應(yīng)急通信中轉(zhuǎn)站的應(yīng)用。例如，當(dāng)路面損壞評(píng)估系統(tǒng)被破壞時(shí)，將中斷與作戰(zhàn)部隊(duì)的溝通。除了對(duì)地面中轉(zhuǎn)站進(jìn)行緊急維修外，還可以應(yīng)用緊急通信中轉(zhuǎn)站采用通信方式。在整個(gè)過程中，無人機(jī)戰(zhàn)斗中繼通信設(shè)備可以快速返回工作，盡管數(shù)據(jù)信號(hào)傳輸間距低于地面設(shè)備通信設(shè)備。雖然數(shù)據(jù)的傳輸是有限的，但可以在間距中增加可以正常工作的無人機(jī)對(duì)戰(zhàn)破壞評(píng)估，建立數(shù)據(jù)信號(hào)，加強(qiáng)促進(jìn)數(shù)據(jù)信號(hào)的遠(yuǎn)程傳輸。設(shè)計(jì)近距離無人機(jī)對(duì)戰(zhàn)破壞評(píng)估時(shí)，應(yīng)充分考慮到無人機(jī)對(duì)戰(zhàn)破壞評(píng)估的耐久性和隱蔽性，以滿足通信中轉(zhuǎn)設(shè)備的高度限制，對(duì)無人機(jī)對(duì)戰(zhàn)破壞評(píng)估設(shè)計(jì)提出了嚴(yán)格的標(biāo)準(zhǔn)。同時(shí)，應(yīng)急通信中轉(zhuǎn)站也需要全天候應(yīng)用，要求無人機(jī)對(duì)戰(zhàn)破壞評(píng)估可以保證螺旋槳葉片的密封性和牢固性，同時(shí)足以保證無人機(jī)對(duì)戰(zhàn)破壞評(píng)估的抗風(fēng)性，只有符合上述標(biāo)準(zhǔn)的無人機(jī)對(duì)戰(zhàn)破壞評(píng)估，通過數(shù)據(jù)信號(hào)的改進(jìn)和傳輸，才能快速準(zhǔn)確地傳輸數(shù)據(jù)信號(hào)。[8]

3 結(jié)語

應(yīng)用大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)以及慣性參考系統(tǒng)，可將其作為反映飛機(jī)飛行狀態(tài)的兩類傳感器系統(tǒng)，應(yīng)用差異化的測(cè)量原理，完成大氣參數(shù)以及慣性參數(shù)的測(cè)量。使用上述兩個(gè)系統(tǒng)進(jìn)行參數(shù)輸出，能夠完成實(shí)時(shí)風(fēng)速矢量計(jì)算。同時(shí)，對(duì)風(fēng)速矢量以及慣性參數(shù)進(jìn)行應(yīng)用，能夠確保進(jìn)行大氣參數(shù)的結(jié)算工作。在此背景下，能夠進(jìn)一步地形成虛擬大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，并且以監(jiān)控表決的方式，在一定程度上能夠?qū)鹘y(tǒng)系統(tǒng)自檢測(cè)無法測(cè)取的故障進(jìn)行綜合性的檢測(cè)，選取正確的大氣數(shù)據(jù)，使用在飛機(jī)的操控上。此技術(shù)在應(yīng)用過程中能夠降低對(duì)傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的硬件余度要求。