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

    2022-09-23 01:50:18雷廷萬鄧德明
    測(cè)控技術(shù) 2022年9期
    關(guān)鍵詞:余度數(shù)據(jù)系統(tǒng)攻角

    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(jì)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(cè)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(cè)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(dòng)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(cè)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(duì)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(gè)/某些部件的故障導(dǎo)致整個(gè)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?yàn)?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(zhǎng)。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(huì)有數(shù)個(gè)突出飛機(jī)輪廓的探頭。對(duì)于先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)而言,大量的外露探頭勢(shì)必導(dǎo)致隱身性能的下降,而對(duì)于民用航空器而言,這些外露探頭又會(huì)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(huì)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(jì)都會(huì)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(gè)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(guó)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(dòng)壓(空速)、攻角(迎角)等信息實(shí)時(shí)反映飛行器在大氣中飛行時(shí)作用在飛行器上的升力、阻力等氣動(dòng)力以及與控制面動(dòng)作相關(guān)的氣動(dòng)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(duì)飛行器進(jìn)行控制。當(dāng)然對(duì)于多駕駛員的多數(shù)民航飛機(jī),座艙顯示通常會(huì)采用機(jī)長(zhǎng)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(cè)和檢查單的提示做出正確的判斷和操控。對(duì)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(duì)于具備足夠余度設(shè)計(jì)的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng),各設(shè)備在自身電氣電路自檢測(cè)(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(cuò)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(hào)重要程度等[5]。對(duì)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(duì)成熟。例如,對(duì)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(shí),可以取均值作為表決參數(shù)用于控制;當(dāng)有一個(gè)余度的信息為無效而其他兩個(gè)余度信息有效,且剩余的兩個(gè)余度信息偏差不超過監(jiān)控門限時(shí),采用剩余的兩個(gè)余度的均值作為表決值用于控制;當(dāng)僅有一個(gè)余度的信息有效且該設(shè)備的可靠性較高時(shí),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(duì)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(shí)現(xiàn)方便的特點(diǎn),也能在發(fā)生故障時(shí)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(shí)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(guó)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(dòng)靜壓、攻角及側(cè)滑角的測(cè)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(shí)(例如結(jié)冰、鳥撞等),測(cè)量的上述大氣參數(shù)會(huì)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(cè)確認(rèn)故障。在這種情況下如何隔離出故障的信號(hào),選擇正確的信號(hào)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(guó)內(nèi)外采用多信息融合技術(shù)進(jìn)行大氣參數(shù)計(jì)算的研究已有很長(zhǎng)時(shí)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(jì)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(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)估算飛行大氣參數(shù)的方法[8]等。事實(shí)上,綜合利用其他系統(tǒng)信息完成關(guān)鍵大氣參數(shù)估計(jì)后,相當(dāng)于構(gòu)建了一個(gè)(或多個(gè))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(shí)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測(cè)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(dòng)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(dòng)壓的函數(shù),攻角及側(cè)滑角通常采用直接測(cè)量的方法得出。也就是說當(dāng)獲得飛行的動(dòng)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(jì)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(shí)時(shí)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(gè)或多個(gè)虛擬余度。當(dāng)機(jī)載大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測(cè)量參數(shù)出現(xiàn)“分離”并難以利用已有測(cè)量大氣參數(shù)進(jìn)行多余度表決確認(rèn)出正常信息時(shí),利用該融合計(jì)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(gè)余度的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測(cè)量單元和解算單元均正常時(shí),其輸出的參數(shù)表現(xiàn)出良好的一致性。此時(shí)利用測(cè)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(shí)時(shí)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(cè)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(cè)無法確認(rèn)故障時(shí),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(shì)剛剛出現(xiàn)時(shí))凍結(jié)風(fēng)速矢量的解算,避免錯(cuò)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(shí)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(jì)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(jì)了仿真器,結(jié)合飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。仿真器輸入為真實(shí)飛行數(shù)據(jù),包括雙余度大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)兩個(gè)通道的攻角、側(cè)滑角、全壓、靜壓測(cè)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(cè)量參數(shù)不一致時(shí),停止風(fēng)速計(jì)算,并用已經(jīng)完成計(jì)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(jì)算。

    仿真過程中設(shè)置余度A攻角發(fā)生故障偏離真實(shí)值,設(shè)置凍結(jié)風(fēng)場(chǎng)計(jì)算的條件為兩個(gè)余度的參數(shù)偏差超過3°,圖4為攻角的仿真結(jié)果??梢钥闯觯?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(cè)到偏離,并凍結(jié)風(fēng)場(chǎng)計(jì)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(shí)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(gè)攻角傳感器故障,輸出角度極大地超過飛機(jī)的真實(shí)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(dú)有的MCAS(Maneuvering Characteristics Augmentation System,機(jī)動(dòng)性能增強(qiáng)系統(tǒng)),致使飛機(jī)自動(dòng)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?yàn)閮芍还ソ莻鞲衅髦械囊恢话l(fā)生故障,即導(dǎo)致MCAS的反復(fù)啟動(dòng),盡管飛行員進(jìn)行了長(zhǎng)時(shí)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?gòu)恼V瞪仙?4.5°,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(duì)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(yàn)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(jiǎn)單采用雙余度攻角輸入信號(hào)監(jiān)控,偏差超過某一特定門限即不啟動(dòng)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(dòng)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(xiǎn)。如果在復(fù)雜氣象條件下確實(shí)出現(xiàn)上述故障,飛行員可能較難確認(rèn)飛機(jī)的真實(shí)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(cè)量原理分別完成大氣參數(shù)和慣性參數(shù)的測(cè)量。綜合利用上述兩個(gè)系統(tǒng)的輸出參數(shù),完成實(shí)時(shí)風(fēng)速矢量的計(jì)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(cè)無法檢測(cè)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(duì)傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)硬件余度的要求。

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