面向航空發(fā)動機推力控制的大氣參數(shù)測量系統(tǒng)設(shè)計

李 琛，郝彬彬，左 偉，何佳音，吳 新，高 凱

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽 110015）

0 引言

隨著電子技術(shù)的迅速發(fā)展，在航空發(fā)動機控制領(lǐng)域，結(jié)構(gòu)復(fù)雜且笨重的機械液壓控制系統(tǒng)已逐步被更加先進的全權(quán)限數(shù)字電子控制系統(tǒng)代替[1-2]。采用全權(quán)限數(shù)字電子控制系統(tǒng)后，能夠?qū)崿F(xiàn)的功能越來越多，復(fù)雜程度也越來越高，因此對其安全性和可靠性提出了更高的要求，在不增加系統(tǒng)硬件的前提下，提升系統(tǒng)的可靠性和安全性成為研究重點。推力控制是控制系統(tǒng)重要的控制功能之一，發(fā)動機推力的設(shè)定一般與飛機油門桿直接相關(guān)，同時依據(jù)外界環(huán)境大氣數(shù)據(jù)修正后得到最終的推力設(shè)定值，對于多發(fā)飛機，涉及各發(fā)動機之間的推力匹配問題，因此在油門桿角度相同的條件下，大氣環(huán)境參數(shù)測量的可靠性和穩(wěn)定性直接影響著發(fā)動機推力控制的穩(wěn)定性及飛機飛行的安全。為了提升大氣環(huán)境參數(shù)測量的可靠性和安全性，必須在測量系統(tǒng)設(shè)計過程中采用故障診斷與容錯設(shè)計技術(shù)，容錯的重要手段即采用余度（冗余）設(shè)計[3-5]。杜永良等[6]基于硬件冗余的方式，提出了一種3 余度模擬信號表決方案；蔣平國等[7]采用基于數(shù)學(xué)模型的故障診斷方法，提升了傳感器故障診斷的準確性和快速性；魏志遠[8]以某型民用齒輪傳動風(fēng)扇發(fā)動機為對象，基于卡曼濾波器開展了傳感器的故障診斷、隔離與重構(gòu)研究，并根據(jù)傳感器無故障的故障指示信號特征，設(shè)計了故障診斷閾值。就故障診斷與容錯而言，診斷是基礎(chǔ)，容錯是目的。由最早的基于硬件冗余的故障診斷，到硬件冗余+軟件故障診斷算法，再到基于解析余度的智能診斷，故障診斷與容錯技術(shù)已成為近年研究的熱點技術(shù)之一[9-10]。航空發(fā)動機的工作過程是一個非常復(fù)雜的非線性熱力學(xué)過程，要獲取準確的解析模型非常困難，簡化后的模型又與真實對象之間存在較大差異，因此在目前的航空發(fā)動機工程設(shè)計中多采用硬件冗余+軟件故障診斷的模式。

本文以不增加硬件冗余為前提條件，針對提升機載環(huán)境參數(shù)測量的可靠性和安全性問題，以及多發(fā)飛機推力匹配問題，提出了一種大氣環(huán)境參數(shù)測量系統(tǒng)冗余架構(gòu)，設(shè)計了一套信號故障診斷與表決邏輯和一種多源信號的切換邏輯，并對該邏輯開展了仿真和試驗驗證。

1 設(shè)計的基本原則

航空發(fā)動機的主要作用是為飛機提供可靠穩(wěn)定的推力，而對于多發(fā)飛機，在正常的平飛過程中，希望多臺發(fā)動機產(chǎn)生的推力盡量保持一致，以實現(xiàn)飛機左右推力相同，有利于飛行的穩(wěn)定控制。發(fā)動機的推力是按油門桿位置信號和給定的控制規(guī)律，經(jīng)過環(huán)境的總壓、靜壓和總溫修正后確定的，當油門桿位置相同時，發(fā)動機的推力只與外界環(huán)境參數(shù)相關(guān)。同時，在飛行顯示中，若飛機不同系統(tǒng)之間采用不同的環(huán)境參數(shù)，在計算推力時會出現(xiàn)推力差異，會對飛行員造成困擾?；谏鲜鲈?，需要統(tǒng)一多發(fā)飛機的飛發(fā)推力計算參數(shù)。

在適航規(guī)章中要求發(fā)動機的控制不能依賴于飛機信號，要保證在飛機數(shù)據(jù)失效時不會導(dǎo)致發(fā)動機功率或推力產(chǎn)生不可接受的變化，或妨礙發(fā)動機安全穩(wěn)定運轉(zhuǎn)[11-13]。在控制系統(tǒng)設(shè)計過程中，要保證在任何電氣或電子部件發(fā)生單一失效或故障以及組合失效時，發(fā)動機仍能保持安全控制[14-16]。

基于上述2 項原則開展環(huán)境大氣參數(shù)信號測量系統(tǒng)設(shè)計，主要包括系統(tǒng)的余度設(shè)計及信號故障診斷與表決邏輯設(shè)計。

2 余度設(shè)計

環(huán)境大氣參數(shù)主要包括大氣靜壓、總壓以及總溫，參數(shù)采集來源主要包括飛機大氣計算機（Atmosphere Data Computer，ADC）和發(fā)動機環(huán)境大氣參數(shù)傳感器，在民用飛行器上一般至少會設(shè)有2 臺大氣數(shù)據(jù)計算機，同時對于發(fā)動機上的關(guān)鍵控制參數(shù)傳感器一般設(shè)置2個余度。

分別將ADC 采集的環(huán)境大氣數(shù)據(jù)（靜壓Pamb、總壓Ptotal、總溫TAT）通過數(shù)據(jù)總線傳遞給數(shù)字電子控制器（Electronic Control Unit，ECU）的A、B 控制通道，通道之間通過通訊可以分別獲取對方通道的數(shù)據(jù)，這樣每個通道都可以獲得4 個大氣數(shù)據(jù)。發(fā)動機測量的大氣環(huán)境數(shù)據(jù)（靜壓P0、總壓P2、總溫T2）也可通過ECU 雙通道之間的通訊傳遞給對方通道。余度架構(gòu)如圖1所示。

圖1 余度架構(gòu)

采用此余度架構(gòu)既未增加系統(tǒng)的復(fù)雜度，又可提升環(huán)境參數(shù)測量的可靠性和安全性。依據(jù)此架構(gòu)，ECU將采集到的數(shù)據(jù)進行故障診斷、隔離、表決后，選出優(yōu)選信號作為發(fā)動機推力控制參數(shù)，用于發(fā)動機的推力控制。

3 信號故障診斷算法與表決邏輯設(shè)計

信號處理流程如圖2所示。從圖中可見，ADC 測量的信號和發(fā)動機采集的信號分別經(jīng)過信號處理、故障診斷以及信號表決3個步驟。

圖2 信號處理流程

故障診斷與容錯算法包含信號的故障診斷與隔離、信號的表決2 個主要模塊。分析傳感器故障模式，確定對應(yīng)故障模式的診斷算法，實現(xiàn)故障的實時檢測和隔離；將相關(guān)故障信息傳遞給信號表決模塊，通過設(shè)計合理的表決算法，在多余度信號中選取最優(yōu)的信號，用于發(fā)動機的推力控制。

3.1 飛機信號

飛機信號處理流程如圖3所示。

圖3 飛機信號處理流程

3.1.1 通訊校驗

目前在國際商用客機上多采用ARINC 429 總線作為通訊傳輸形式，國內(nèi)對應(yīng)的總線標準為HB 6096數(shù)據(jù)總線。通訊校驗主要包含奇偶校驗（Parity，P）、狀態(tài)矩陣校驗（Sign Status Matrix，SSM）、數(shù)據(jù)存儲區(qū)校驗、標識位（Source Destination Identifier，SDI）和數(shù)據(jù)標志位（Label），通過通訊校驗得到傳輸?shù)目偩€數(shù)據(jù)狀態(tài)（ADC_ARINC）作為后續(xù)信號表決的輸入條件之一。

3.1.2 總線BIT檢測

BIT 檢測可通過硬件或軟件來實現(xiàn)，在設(shè)計過程中應(yīng)盡量減少額外增加的硬件元件或軟件代碼，且應(yīng)保證BIT 電路的可靠性。通過BIT 對ECU 與飛機之間的數(shù)據(jù)總線模塊進行檢測，獲得數(shù)據(jù)總線硬件電路狀態(tài)（ADC_BIT）。

3.1.3 故障診斷

在工程實踐中，較常遇到的傳感器故障模式有斷路、短路、信號偏差、虛連、信號干擾等，這些故障模式占傳感器故障的95%以上，因此故障診斷算法應(yīng)至少覆蓋上述故障模式，傳感器故障的模式、表現(xiàn)形式及診斷方法見表1。

表1 傳感器故障的模式、表現(xiàn)形式及診斷方法

3.1.3.1 極值診斷

極值診斷用于判斷測量參數(shù)是否在正常工作范圍內(nèi)。對輸入信號進行參數(shù)范圍判定，設(shè)定極大值、極小值，當被測參數(shù)超出判定閾值的極大值或極小值時，判定出現(xiàn)極值故障。

3.1.3.2 交叉診斷

交叉診斷用于判斷不同余度之間的偏差程度。對同一信號的雙通道測量值進行對比，當2 個通道的信號差異在設(shè)定閾值范圍內(nèi)時，認為雙通道交叉診斷正常，超出設(shè)定閾值范圍時判定出現(xiàn)故障。

3.1.3.3 斜率診斷

斜率診斷用于判斷信號瞬時跳變故障。根據(jù)輸入信號與前一周期的變化量來診斷是否出現(xiàn)故障，當連續(xù)若干周期每一周期與前一周期相比信號的差值都大于1個設(shè)定的閾值，則認為出現(xiàn)信號故障。

3.1.3.4 故障積分診斷

故障積分診斷用于確認故障是否真正發(fā)生。以信號的故障信息作為輸入，當信號連續(xù)出現(xiàn)故障，或在一定時間內(nèi)出現(xiàn)故障次數(shù)超過限制值時才判定該故障為真實故障。故障積分診斷用于確認傳感器是否真的出現(xiàn)故障，避免由于傳感器虛連、信號干擾等原因?qū)е抡`判傳感器故障。

通過故障診斷算法得到各故障狀態(tài)信息，以極值（ADC1_A_RANGE）、斜率（ADC1_A_SLOPE）故障檢測結(jié)果為輸入，當極值或斜率出現(xiàn)任意故障時，認為該通道獲取的數(shù)據(jù)出現(xiàn)故障，獲取ADC 數(shù)據(jù)故障狀態(tài)（ADC1_A_F），見表2，T 表示未發(fā)生故障，F(xiàn) 表示發(fā)生故障。

表2 通道數(shù)據(jù)故障狀態(tài)（以ECU A獲得的ADC1數(shù)據(jù)為例）

3.1.4 信號表決

依據(jù)通訊校驗結(jié)果（ADC1_A_ARINC）、BIT 檢測結(jié)果（ADC1_A_BIT）和數(shù)據(jù)故障狀態(tài)（ADC1_A_F）進行通道狀態(tài)驗證，獲取通道故障狀態(tài)（ADC1_A_S），當任一檢測結(jié)果出現(xiàn)故障則判定該通道數(shù)據(jù)存在故障，判斷邏輯見表3。

表3 通道故障狀態(tài)驗證（以ADC1 A通道為例）

數(shù)據(jù)選用原則：

（1）優(yōu)先選擇ECU 在控通道的數(shù)據(jù)，當在控通道數(shù)據(jù)損壞時使用備份通道數(shù)據(jù)；

（2）優(yōu)先選擇ADC1 數(shù)據(jù)，其次選擇ADC2 數(shù)據(jù)，在現(xiàn)在多數(shù)飛機設(shè)計方案中，ADC1 數(shù)據(jù)是提供給主駕駛員的，優(yōu)先級更高。

ADC1 數(shù)據(jù)表決邏輯見表4，優(yōu)選次選表決邏輯見表5，依據(jù)上述原則，按表4 獲取ADC 的測量表決值（ADC1_SED）和故障狀態(tài)（ADC1_S）。按表5 邏輯獲取優(yōu)選信號（ADC1_PRE）、次選信號（ADC1_SEC）及對應(yīng)的故障狀態(tài)（ADC1_PRE_S、ADC1_SEC_S）。

表4 ADC1數(shù)據(jù)表決邏輯（以ADC1為例）

表5 優(yōu)選次選表決邏輯

3.2 發(fā)動機信號處理

發(fā)動機信號處理流程如圖4所示。

圖4 發(fā)動機信號處理流程

3.2.1 硬件處理

將發(fā)動機環(huán)境大氣數(shù)據(jù)測量傳感器測量的信號傳遞給數(shù)字電子控制器，通過控制器內(nèi)部設(shè)置的BIT檢測電路獲取傳感器硬件的健康狀態(tài)，同時將傳感器的測量信號轉(zhuǎn)化為物理測量值（ENGA、ENGB）。

3.2.2 故障診斷

發(fā)動機信號的故障診斷與飛機信號的相同。通過故障診斷算法得到極值（ENGA_RANGE）、斜率（ENGA_SLOPE）故障信息，與BIT 檢測結(jié)果（ENGA_BIT）一起輸入以判斷通道健康狀態(tài)（ENGA_S），見表6。

表6 通道健康狀態(tài)（以ECU A通道為例）

3.2.3 信號表決

依據(jù)交叉診斷結(jié)果（ENG_CR）和通道健康狀態(tài)表決得到最終的發(fā)動機信號（ENG_SED）和信號狀態(tài)（ENG_S），發(fā)動機信號表決邏輯見表7。當交叉診斷結(jié)果為“F”時，應(yīng)從保證發(fā)動機安全的角度確定選取較大值或較小值。

表7 發(fā)動機信號表決邏輯

3.3 信號綜合表決

為了保證多發(fā)飛機的推力相同以及各飛機系統(tǒng)中顯示的推力數(shù)據(jù)一致，在飛機正常平飛時，應(yīng)采用相同的大氣環(huán)境參數(shù)，由于不同發(fā)動機所處飛機位置不同，環(huán)境參數(shù)測量存在偏差，此時應(yīng)優(yōu)先選擇ADC測量的環(huán)境參數(shù)數(shù)據(jù)。但ADC 數(shù)據(jù)更容易受到飛機姿態(tài)等外界因素的影響，特別在大機動飛行時，沒有進氣道的整流，ADC 測量的傳感器數(shù)據(jù)會失真，此時應(yīng)選擇發(fā)動機測量的參數(shù)用于發(fā)動機控制。為此設(shè)計了一種切換方案用于解決此類問題。信號選擇邏輯如圖5所示。

圖5 信號選擇邏輯

在適航條款中規(guī)定[11]，由于參數(shù)切換引起的發(fā)動機推力變化不超過最大起飛推力的3%時，是可接受的，因此在切換過程中應(yīng)保持推力變化滿足該要求，通過反算可得到各大氣環(huán)境信號允許的最大偏差范圍。從圖5中可見，當ADC與發(fā)動機測量的數(shù)據(jù)偏差在Δ 之內(nèi)時，選擇ADC 的測量信號用于推力控制；當二者偏差超出允許范圍時，選擇發(fā)動機測量的數(shù)據(jù)，但這樣處理會導(dǎo)致發(fā)動機推力產(chǎn)生階躍。為了避免信號切換時產(chǎn)生較大的階躍變化或者在臨界狀態(tài)信號頻繁切換，設(shè)置Δ～2Δ 過渡區(qū)域，在此范圍內(nèi)采用飛機與發(fā)動機測量數(shù)據(jù)線性插值。當差值大于2Δ時放棄使用ADC 數(shù)據(jù)，選用發(fā)動機自身的測量數(shù)據(jù)。信號綜合表決邏輯見表8，表中的判斷邏輯按先后次序依次判斷。

表8 信號綜合表決邏輯

4 仿真驗證

本文采用Matlab/Simulink 搭建了故障診斷邏輯和表決算法，仿真邏輯關(guān)系如圖6 所示。分別模擬斜坡、隨機、正弦和階躍變化，對仿真模型進行了校驗，仿真分析結(jié)果如圖7所示。

圖6 仿真邏輯關(guān)系

圖7 各類型故障仿真分析結(jié)果

從圖中可見，對于斜坡模擬信號漂移故障、隨機模擬信號干擾、正弦模擬信號脈動和階躍模擬信號的突然短路或斷路，仿真結(jié)果表明，當飛機優(yōu)選信號出現(xiàn)故障時，可切換至次選信號，次選信號出現(xiàn)故障后，采用發(fā)動機雙通道表決值保證信號在較小范圍內(nèi)波動，信號不會出現(xiàn)大幅度的變化，提升了系統(tǒng)的容錯能力，保證了發(fā)動機安全控制，仿真結(jié)果符合設(shè)計方案的設(shè)想。

5 試驗驗證

以大氣總溫信號為例，在試車過程中出現(xiàn)ADC大氣總溫信號故障，信號選擇如圖8 所示。在出現(xiàn)總溫故障前，由于ADC 采集的大氣總溫與發(fā)動機采集的大氣總溫相差小于設(shè)定的Δ，大氣總溫表決值（T_SED）為ADC 采集值；當ADC 采集總溫出現(xiàn)故障（雙余度ADC 均故障，總溫降至253 K 后恢復(fù)），并且變化值未超過設(shè)定的2Δ 時，總溫表決值選取為ADC與發(fā)動機測量值的插值，當變化值超過2Δ時，總溫表決值選取為發(fā)動機測量值；總溫恢復(fù)過程亦如此。試驗結(jié)果與仿真結(jié)果一致，與設(shè)計方案的設(shè)想一致，且在故障過程中信號未出現(xiàn)大幅波動。

圖8 故障時信號選擇

信號故障對發(fā)動機推力影響如圖9 所示。從圖中可見，在信號波動過程中，推力未出現(xiàn)明顯波動。

圖9 故障時推力變化

由此可見，本文建立的機載多余度環(huán)境大氣參數(shù)測量系統(tǒng)架構(gòu)合理，表決方案有效，在雙余度ADC 數(shù)據(jù)均出現(xiàn)故障的情況下，仍可實現(xiàn)發(fā)動機推力的穩(wěn)定控制，并且在信號切換過程中未對推力產(chǎn)生明顯擾動，滿足適航規(guī)定中推力波動不大于最大起飛推力的3%的要求，提升了環(huán)境參數(shù)測量的可靠性和安全性。

6 結(jié)論

（1）建立了一種適用于航空發(fā)動機的機載環(huán)境參數(shù)測量系統(tǒng)，以飛機ADC 大氣參數(shù)計算機測量參數(shù)和發(fā)動機機載測量參數(shù)為基礎(chǔ)，在不增加硬件冗余的前提下，構(gòu)建了系統(tǒng)余度架構(gòu)，采用此架構(gòu)可提升環(huán)境參數(shù)測量的可靠性和安全性。

（2）分別提出了對ADC 測量信號和機載信號的故障診斷算法和表決算法，具備故障檢測和故障信號隔離功能，可檢測并隔離95%的故障模式。

（3）對于多發(fā)推力匹配問題，針對多源信號，提出了一種飛發(fā)信號綜合表決邏輯算法，該算法可以篩選出最優(yōu)信號用于發(fā)動機控制，且在參數(shù)切換過程中，推力變化小于3%。

（4）仿真分析和臺架試車驗證證明了所建立的系統(tǒng)余度設(shè)計合理，故障診斷算法和信號表決邏輯有效，可以實現(xiàn)對故障信號的有效隔離和重構(gòu)，并能保證在多源信號切換過程中信號測量的穩(wěn)定性，從而提升參數(shù)測量的可靠性和安全性。