基于適航要求的飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)多余度信號(hào)表決設(shè)計(jì)

段紹棟，朱愛(ài)峰，安罡

（中國(guó)航發(fā)控制系統(tǒng)研究所，江蘇無(wú)錫 214063）

0 引言

在軍、民用航空控制系統(tǒng)中，系統(tǒng)信號(hào)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(duì)系統(tǒng)多余度信號(hào)進(jìn)行表決。通過(guò)余度表決設(shè)計(jì)可提高系統(tǒng)的可靠性[1-3]，增強(qiáng)系統(tǒng)容錯(cuò)能力[4-6]。

為了在多余度信號(hào)中表決出可靠、準(zhǔn)確的信號(hào)用于系統(tǒng)控制，常采用算術(shù)平均[7-9]，當(dāng)信號(hào)之間差異大于預(yù)設(shè)閾值時(shí)，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(hào)均發(fā)生故障時(shí)，選擇故障安全值[11-13]，上述表決方法為同一系統(tǒng)層級(jí)內(nèi)部多余度信號(hào)進(jìn)行對(duì)等表決。發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)根據(jù)飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的環(huán)境溫度、壓力信號(hào)進(jìn)行推力控制，飛機(jī)大氣計(jì)算機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)均采集環(huán)境溫度、壓力信號(hào)，飛機(jī)系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)之間的信號(hào)精度、可靠性存在差異，并且在同一環(huán)境下，飛機(jī)的不同大氣計(jì)算機(jī)、控制系統(tǒng)的雙余度[14-16]采集的環(huán)境溫度、壓力信號(hào)不可避免存在差異。上述多余度信號(hào)對(duì)等表決方法不適用于飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)之間的多余度信號(hào)表決。

對(duì)于配裝2臺(tái)或4臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)來(lái)說(shuō)，不同發(fā)動(dòng)機(jī)之間推力的一致性尤為重要，即飛行員操作油門(mén)桿/操縱桿到相同位置下，不同發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)提供相同的推力，在不考慮發(fā)動(dòng)機(jī)性能差異的條件下，這就要求多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)采用相同的環(huán)境溫度、壓力信號(hào)進(jìn)行推力控制，而采用某個(gè)共同的飛機(jī)大氣計(jì)算機(jī)信號(hào)進(jìn)行多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的控制能實(shí)現(xiàn)該需求。另外，根據(jù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)適航規(guī)定，發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)在飛機(jī)信號(hào)出現(xiàn)錯(cuò)誤時(shí)不應(yīng)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化超過(guò)3%，這就要求在選擇飛機(jī)信號(hào)時(shí)對(duì)飛機(jī)信號(hào)進(jìn)行甄別，避免選用錯(cuò)誤的飛機(jī)信號(hào)。同時(shí)，當(dāng)飛機(jī)信號(hào)出現(xiàn)錯(cuò)誤而切換到發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)信號(hào)時(shí)，應(yīng)避免推力出現(xiàn)階躍。

在滿足適航要求的前提下，為實(shí)現(xiàn)多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力一致性需求，本文提出了一種以發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號(hào)為基準(zhǔn)、優(yōu)先考慮飛機(jī)信號(hào)的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)多余度信號(hào)加權(quán)平均表決算法。

1 加權(quán)系數(shù)計(jì)算

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

在飛機(jī)信號(hào)和發(fā)動(dòng)機(jī)信號(hào)之間設(shè)計(jì)1個(gè)閾值Δ1，當(dāng)選擇的飛機(jī)信號(hào)與發(fā)動(dòng)機(jī)信號(hào)之間的差異在小于該閾值的范圍內(nèi)變化時(shí)，選擇飛機(jī)信號(hào)，即使飛機(jī)信號(hào)存在漂移或錯(cuò)誤，發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化也不超過(guò)3%；設(shè)計(jì)另一閾值Δ2，滿足Δ1＜Δ2（Δ2可取2Δ1），當(dāng)飛機(jī)信號(hào)與發(fā)動(dòng)機(jī)信號(hào)之間差異大于Δ2時(shí)選擇發(fā)動(dòng)機(jī)信號(hào)，介于Δ1和Δ2之間時(shí)，將飛機(jī)信號(hào)與發(fā)動(dòng)機(jī)信號(hào)進(jìn)行加權(quán)平均，實(shí)現(xiàn)信號(hào)選擇平滑過(guò)渡，以避免推力發(fā)生階躍跳動(dòng)。加權(quán)系數(shù)計(jì)算如圖1所示。

圖1 加權(quán)系數(shù)計(jì)算

針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)雙通道架構(gòu)，每個(gè)通道采集1個(gè)余度的總溫信號(hào)，本通道記作T2A，對(duì)方通道記作T2B。飛機(jī)3個(gè)大氣計(jì)算機(jī)各采集1個(gè)總溫信號(hào)，大氣計(jì) 算機(jī)1、2、3的總 溫 信號(hào) 分別 記 作T2ADC1、T2ADC2、T2ADC3。飛機(jī)3個(gè)大氣計(jì)算機(jī)總溫信號(hào)分別與本通道T2A、對(duì)方通道T2B計(jì)算加權(quán)系數(shù)，分別記作C1A、C2A、C3A、C1B、C2B、C3B，見(jiàn)表1。當(dāng)某個(gè)大氣計(jì)算機(jī)信號(hào)故障或某通道傳感器故障時(shí)，對(duì)應(yīng)的加權(quán)系數(shù)均為0。

表1 加權(quán)系數(shù)符號(hào)

2 飛機(jī)信號(hào)選擇

飛機(jī)信號(hào)選擇包括T2ADC1、T2ADC2、T2ADC33個(gè)信號(hào)選擇以及對(duì)應(yīng)的加權(quán)系數(shù)選擇。

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

每個(gè)飛機(jī)信號(hào)分別與發(fā)動(dòng)機(jī)雙通道傳感器信號(hào)進(jìn)行加權(quán)系數(shù)計(jì)算并得到2個(gè)加權(quán)系數(shù)值，加權(quán)系數(shù)越大，說(shuō)明與發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號(hào)越接近，飛發(fā)整體信號(hào)精度越高，因此選擇加權(quán)系數(shù)大者作為該飛機(jī)信號(hào)對(duì)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(jī)信號(hào)選擇的前提條件為發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器至少有1個(gè)是正常的，能夠根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號(hào)計(jì)算各信號(hào)加權(quán)系數(shù)。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器發(fā)生故障時(shí)，飛機(jī)3個(gè)信號(hào)按常規(guī)3余度信號(hào)進(jìn)行選擇：

（1）T2ADC1、T2ADC2、T2ADC3均正常，飛機(jī)信號(hào)選擇為3個(gè)信號(hào)的中間值；

（2）T2ADC1、T2ADC2、T2ADC3中只有2個(gè)正常時(shí)，飛機(jī)信號(hào)選擇為正常的2個(gè)信號(hào)的平均值；

（3）T2ADC1、T2ADC2、T2ADC3中只有1個(gè)正常時(shí)，飛機(jī)信號(hào)選擇為正常的信號(hào)值；

（4）T2ADC1、T2ADC2、T2ADC3中3個(gè)均發(fā)生故障時(shí)，飛機(jī)信號(hào)選擇為安全值，一般可取為故障前的值。

3 發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器基準(zhǔn)信號(hào)選擇

在控制系統(tǒng)雙通道信號(hào)T2A和T2B中選擇出基準(zhǔn)信號(hào)T2STD，選擇原則為選擇與飛機(jī)3個(gè)信號(hào)更接近的值，越接近則意味著飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)信號(hào)整體精確度和可靠性越高，選擇方法為對(duì)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(jī)信號(hào)和對(duì)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(duì)方通道傳感器的加權(quán)系數(shù)之和（C1B+C2B+C3B）時(shí)，選擇本通道信號(hào)值T2A作為基準(zhǔn)信號(hào)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(duì)方通道傳感器的加權(quán)系數(shù)之和（C1B+C2B+C3B）時(shí)，選擇對(duì)方通道信號(hào)值T2B作為基準(zhǔn)信號(hào)T2STD；

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

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

（5）當(dāng)雙通道傳感器均發(fā)生故障時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號(hào)不參與表決。

4 飛發(fā)信號(hào)綜合表決算法

基于上述加權(quán)系數(shù)計(jì)算、飛機(jī)信號(hào)選擇、發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器基準(zhǔn)信號(hào)選擇，飛發(fā)信號(hào)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(dòng)機(jī)傳感器信號(hào)為基準(zhǔn)，優(yōu)先考慮飛機(jī)信號(hào)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(jí)順序，C1為T(mén)2ADC1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(jí)順序，C2為T(mén)2ADC2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(jí)順序，C3為T(mén)2ADC3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(jí)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(hào)的表決結(jié)果

式（2）為飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)信號(hào)全勤構(gòu)型，T2ADC1、T2ADC2、T2ADC3、T2STD一共存在16種構(gòu)型，構(gòu)型真值見(jiàn)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(gè)正常時(shí)，T2STD正常；當(dāng)雙通道T2傳感器均發(fā)生故障時(shí)，T2STD故障。

表2 飛發(fā)信號(hào)狀態(tài)構(gòu)型真值

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

構(gòu)型9為發(fā)動(dòng)機(jī)雙通道傳感器均發(fā)生故障，此時(shí)喪失基準(zhǔn)，根據(jù)飛機(jī)信號(hào)選擇，飛發(fā)信號(hào)的表決結(jié)果為

構(gòu)型10的飛發(fā)信號(hào)表決結(jié)果為

構(gòu)型11的飛發(fā)信號(hào)表決結(jié)果為

構(gòu)型12的飛發(fā)信號(hào)表決結(jié)果為

構(gòu)型13的飛發(fā)信號(hào)表決結(jié)果為

構(gòu)型14的飛發(fā)信號(hào)表決結(jié)果為

構(gòu)型15的飛發(fā)信號(hào)表決結(jié)果為

構(gòu)型16的飛發(fā)信號(hào)表決結(jié)果為

5 仿真

基于上述飛發(fā)多余度信號(hào)綜合表決策略，構(gòu)建某型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)全數(shù)字仿真模型，本文以全構(gòu)型下飛機(jī)總線信號(hào)異常漂移偏大、飛機(jī)總線信號(hào)異常故障、發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號(hào)單余度異常漂移偏大為例進(jìn)行仿真，仿真結(jié)果分別見(jiàn)第5.1、5.2、5.3節(jié)，另采用某常用的飛發(fā)多余度信號(hào)綜合表決策略進(jìn)行仿真，仿真結(jié)果見(jiàn)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(duì)比。

5.1 飛機(jī)總線信號(hào)異常漂移偏大仿真

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

圖2 飛機(jī)總線信號(hào)異常漂移偏大仿真結(jié)果

從圖中可見(jiàn)：

（1）在7500 s時(shí)刻之前的穩(wěn)定狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)雙通道傳感器信號(hào)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T(mén)2ADC1，等于289 K；

（2）在7500 s時(shí)刻，T2ADC1開(kāi)始出現(xiàn)異常并向上漂移，T2ADC1在發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號(hào)Δ1范圍內(nèi)變化時(shí)，表決值T2=T2ADC1，超過(guò)Δ1時(shí)，T2ADC1的權(quán)重逐漸變小，直至超過(guò)Δ2時(shí)權(quán)重變?yōu)?，此時(shí)表決值T2為T(mén)2ADC2，等于289 K；

（3）在8000 s時(shí)刻，T2ADC2開(kāi)始出現(xiàn)異常并向上漂移，T2ADC2在發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號(hào)Δ1范圍內(nèi)變化時(shí)，表決值T2等于T2ADC2，超過(guò)Δ1時(shí)，T2ADC2的權(quán)重逐漸變小，直至超過(guò)Δ2時(shí)權(quán)重變?yōu)?，此時(shí)表決值T2為T(mén)2ADC3，等于291 K；

（4）在8500 s時(shí)刻，T2ADC3開(kāi)始出現(xiàn)異常并向上漂移，T2ADC3在發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號(hào)Δ1范圍內(nèi)變化時(shí)，表決值T2等于T2ADC3，超過(guò)Δ1時(shí)，T2ADC3的權(quán)重逐漸變小，直至超過(guò)Δ2時(shí)權(quán)重變?yōu)?，此時(shí)表決值T2為發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器基準(zhǔn)信號(hào)288 K。

在整個(gè)過(guò)程中相應(yīng)飛機(jī)信號(hào)出現(xiàn)異常之前，T2表決值為相應(yīng)的飛機(jī)信號(hào)，能夠有效地保證發(fā)動(dòng)機(jī)推力一致性；在T2表決值由飛機(jī)信號(hào)過(guò)渡到發(fā)動(dòng)機(jī)基準(zhǔn)信號(hào)的過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)推力Fr在81.0%～82.5%之間波動(dòng)并平滑過(guò)渡，滿足適航規(guī)定中“飛機(jī)信號(hào)錯(cuò)誤時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化小于3%”的要求。

5.2 飛機(jī)總線信號(hào)異常故障仿真

飛機(jī)總線信號(hào)發(fā)生異常故障時(shí)飛發(fā)多余度信號(hào)表決仿真結(jié)果如圖3所示。

圖3 飛機(jī)總線信號(hào)發(fā)生異常故障時(shí)仿真結(jié)果

從圖中可見(jiàn)：

（1）在7500 s時(shí)刻之前的穩(wěn)定狀態(tài)下，各信號(hào)狀態(tài)同圖2，表決值T2為T(mén)2ADC1，等于289 K；

（2）在7500 s時(shí)刻，T2ADC1發(fā)生異常故障，其值階躍向下，T2ADC1的權(quán)重為0，此時(shí)表決值T2為T(mén)2ADC2，等于289 K；

（3）在8000 s時(shí)刻，T2ADC2發(fā)生異常故障，其值階躍向下，T2ADC2的權(quán)重為0，此時(shí)表決值T2為T(mén)2ADC3，等于291 K；

（4）在8500 s時(shí)刻，T2ADC3發(fā)生異常故障，其值階躍向下，T2ADC3的權(quán)重為0，此時(shí)表決值T2為發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器基準(zhǔn)信號(hào)288 K。

在整個(gè)過(guò)程中，在某個(gè)飛機(jī)信號(hào)發(fā)生故障時(shí)，系統(tǒng)能夠在健康的飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號(hào)中按表決策略選擇出最優(yōu)信號(hào)。在飛機(jī)信號(hào)未完全發(fā)生故障前，表決值為相應(yīng)的飛機(jī)信號(hào)，能夠有效地保證發(fā)動(dòng)機(jī)推力一致性，在飛機(jī)信號(hào)完全發(fā)生故障后，表決值為發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號(hào)，在整個(gè)過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)推力Fr在81.0%～82.5%之間波動(dòng)并平滑過(guò)渡，滿足適航規(guī)定中“飛機(jī)信號(hào)錯(cuò)誤時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化小于3%”的要求。

5.3 發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號(hào)異常漂移偏大仿真

在全勤構(gòu)型下發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器異常漂移偏大時(shí)飛發(fā)多余度信號(hào)表決仿真結(jié)果如圖4所示。

圖4 發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號(hào)異常漂移仿真結(jié)果

從圖中可見(jiàn)：

（1）在7500 s時(shí)刻之前的穩(wěn)定狀態(tài)下，各信號(hào)狀態(tài)同圖2，表決值T2為T(mén)2ADC1，等于289 K；

（2）在7500 s時(shí)刻，發(fā)動(dòng)機(jī)雙余度傳感器信號(hào)中1余度異常漂移偏大；

（3）在7741 s時(shí)刻之前，本通道與對(duì)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(hào)作為T(mén)2STD，因此T2STD隨本通道異常漂移增大而增大；

（4）在7741 s時(shí)刻之后，本通道加權(quán)系數(shù)之和小于對(duì)方通道的，選擇對(duì)方通道傳感器信號(hào)作為T(mén)2STD。

在整個(gè)過(guò)程中T2STD與總線信號(hào)差異均在Δ1內(nèi)，始終選擇T2ADC1，發(fā)動(dòng)機(jī)推力未變化，即單余度傳感器信號(hào)錯(cuò)誤不影響系統(tǒng)控制，表明該表決策略具有容錯(cuò)性能。

5.4 某常用的飛發(fā)信號(hào)綜合表決策略仿真

某常用的飛發(fā)信號(hào)綜合表決策略為飛機(jī)信號(hào)輔助發(fā)動(dòng)機(jī)信號(hào)進(jìn)行表決：當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)雙余度傳感器信號(hào)差異小于Δ3時(shí)，表決值為發(fā)動(dòng)機(jī)雙余度傳感器信號(hào)平均值；當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)雙余度傳感器信號(hào)差異大于Δ3時(shí)，表決值為發(fā)動(dòng)機(jī)雙余度傳感器信號(hào)中靠近飛機(jī)信號(hào)（取平均值）的值。以發(fā)動(dòng)機(jī)雙余度傳感器信號(hào)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(hào)綜合表決策略發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號(hào)異常漂移仿真結(jié)果

從圖中可見(jiàn)：

（1）在7500 s時(shí)刻之前的穩(wěn)定狀態(tài)下，各信號(hào)狀態(tài)同圖2，其中發(fā)動(dòng)機(jī)雙余度傳感器信號(hào)均為288 K，飛機(jī)3個(gè)大氣計(jì)算機(jī)總溫信號(hào)平均值為290 K，表決值T2為發(fā)動(dòng)機(jī)雙余度傳感器平均值，即288 K；

（2）從7500 s時(shí)刻開(kāi)始，發(fā)動(dòng)機(jī)雙余度傳感器信號(hào)中1余度異常漂移偏大；

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

（4）從7723 s時(shí)刻開(kāi)始，雙余度傳感器信號(hào)差異大于Δ3，此時(shí)正常余度信號(hào)更靠近飛機(jī)信號(hào)，表決值為正常余度傳感器信號(hào)值288 K。

在整個(gè)過(guò)程中表決值出現(xiàn)了2 K的變化，發(fā)動(dòng)機(jī)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(jiàn)，本文提出的飛發(fā)多余度信號(hào)綜合表決策略在信號(hào)均正常的情況下能夠選擇同一信號(hào)作為表決值，從而有效地保證推力一致性，當(dāng)飛機(jī)總線信號(hào)出現(xiàn)異常漂移偏大或故障、發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號(hào)出現(xiàn)異常漂移偏大時(shí)，能夠保證發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化不超過(guò)3%。

從第5.4節(jié)的仿真結(jié)果可見(jiàn)，在正常情況下表決值為發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號(hào)值，無(wú)法保證雙發(fā)或4發(fā)均使用相同的信號(hào)進(jìn)行控制，進(jìn)而無(wú)法保證在相同油門(mén)桿角度下雙發(fā)或4發(fā)的推力一致；另外，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器單余度出現(xiàn)異常漂移時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)推力發(fā)生一定程度的變化，而本文提出的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)多余度信號(hào)綜合表決策略在該種場(chǎng)景（見(jiàn)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(qiáng)的綜合容錯(cuò)性能。

6 結(jié)束語(yǔ)

本文設(shè)計(jì)的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)多余度信號(hào)考慮優(yōu)先級(jí)的加權(quán)平均表決策略，以發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號(hào)為基準(zhǔn)計(jì)算飛機(jī)各信號(hào)的加權(quán)系數(shù)，能夠在復(fù)雜的多余度信號(hào)中表決出1個(gè)可靠、準(zhǔn)確的信號(hào)用于推力控制，滿足飛機(jī)多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力一致性需求；同時(shí)在飛機(jī)信號(hào)出現(xiàn)錯(cuò)誤時(shí)保證發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化不超過(guò)3%，符合適航要求。