段紹棟，朱愛峰，安罡

（中國航發(fā)控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫 214063）

0 引言

在軍、民用航空控制系統(tǒng)中，系統(tǒng)信號存在雙余度、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，需要對系統(tǒng)多余度信號進(jìn)行表決。通過余度表決設(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]。

為了在多余度信號中表決出可靠、準(zhǔn)確的信號用于系統(tǒng)控制，常采用算術(shù)平均[7-9]，當(dāng)信號之間差異大于預(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)層級內(nèi)部多余度信號進(jìn)行對等表決。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，飛機(jī)系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)之間的信號精度、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、壓力信號不可避免存在差異。上述多余度信號對等表決方法不適用于飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)之間的多余度信號表決。

對于配裝2臺或4臺發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)來說，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，這就要求多臺發(fā)動(dòng)機(jī)采用相同的環(huán)境溫度、壓力信號進(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)信號進(jìn)行多臺發(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3%，這就要求在選擇飛機(jī)信號時(shí)對飛機(jī)信號進(jìn)行甄別，避免選用錯(cuò)誤的飛機(jī)信號。同時(shí)，當(dāng)飛機(jī)信號出現(xiàn)錯(cuò)誤而切換到發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)信號時(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)傳感器信號為基準(zhǔn)、優(yōu)先考慮飛機(jī)信號的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)多余度信號加權(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、壓力傳感器信號一般為雙余度，飛機(jī)的環(huán)境溫度、壓力信號一般來自大氣計(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T2為例進(jìn)行飛發(fā)多余度信號綜合表決策略研究。

在飛機(jī)信號和發(fā)動(dòng)機(jī)信號之間設(shè)計(jì)1個(gè)閾值Δ1，當(dāng)選擇的飛機(jī)信號與發(fā)動(dòng)機(jī)信號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，即使飛機(jī)信號存在漂移或錯(cuò)誤，發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化也不超過3%；設(shè)計(jì)另一閾值Δ2，滿足Δ1＜Δ2（Δ2可取2Δ1），當(dāng)飛機(jī)信號與發(fā)動(dòng)機(jī)信號之間差異大于Δ2時(shí)選擇發(fā)動(dòng)機(jī)信號，介于Δ1和Δ2之間時(shí)，將飛機(jī)信號與發(fā)動(dòng)機(jī)信號進(jìn)行加權(quán)平均，實(shí)現(xiàn)信號選擇平滑過渡，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，本通道記作T2A，對方通道記作T2B。飛機(jī)3個(gè)大氣計(jì)算機(jī)各采集1個(gè)總溫信號，大氣計(jì) 算機(jī)1、2、3的總 溫 信號 分別 記 作T2ADC1、T2ADC2、T2ADC3。飛機(jī)3個(gè)大氣計(jì)算機(jī)總溫信號分別與本通道T2A、對方通道T2B計(jì)算加權(quán)系數(shù)，分別記作C1A、C2A、C3A、C1B、C2B、C3B，見表1。當(dāng)某個(gè)大氣計(jì)算機(jī)信號故障或某通道傳感器故障時(shí)，對應(yīng)的加權(quán)系數(shù)均為0。

表1 加權(quán)系數(shù)符號

2 飛機(jī)信號選擇

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

飛機(jī)3個(gè)大氣計(jì)算機(jī)總溫信號的可靠性、精度相當(dāng)，為使雙發(fā)或4發(fā)選擇的信號相同，即為滿足推力一致性需求，指定3個(gè)大氣計(jì)算機(jī)總溫信號按如T2ADC1＞T2ADC2＞T2ADC3的優(yōu)先級順序進(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)先級順序）。

每個(gè)飛機(jī)信號分別與發(fā)動(dòng)機(jī)雙通道傳感器信號進(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，說明與發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號越接近，飛發(fā)整體信號精度越高，因此選擇加權(quán)系數(shù)大者作為該飛機(jī)信號對應(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)傳感器信號計(jì)算各信號加權(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)信號按常規(guī)3余度信號進(jìn)行選擇：

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

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

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

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

3 發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器基準(zhǔn)信號選擇

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

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

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

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

4 飛發(fā)信號綜合表決算法

基于上述加權(quán)系數(shù)計(jì)算、飛機(jī)信號選擇、發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器基準(zhǔn)信號選擇，飛發(fā)信號綜合表決算法表達(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)傳感器信號為基準(zhǔn)，優(yōu)先考慮飛機(jī)信號的加權(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)先級順序，C1為T2ADC1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)先級順序，C2為T2ADC2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)先級順序，C3為T2ADC3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)信號的表決結(jié)果

式（2）為飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)信號全勤構(gòu)型，T2ADC1、T2ADC2、T2ADC3、T2STD一共存在16種構(gòu)型，構(gòu)型真值見表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)信號狀態(tài)構(gòu)型真值

構(gòu)型2、3、4、5、6、7、8的飛發(fā)信號表決結(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)信號選擇，飛發(fā)信號的表決結(jié)果為

構(gòu)型10的飛發(fā)信號表決結(jié)果為

構(gòu)型11的飛發(fā)信號表決結(jié)果為

構(gòu)型12的飛發(fā)信號表決結(jié)果為

構(gòu)型13的飛發(fā)信號表決結(jié)果為

構(gòu)型14的飛發(fā)信號表決結(jié)果為

構(gòu)型15的飛發(fā)信號表決結(jié)果為

構(gòu)型16的飛發(fā)信號表決結(jié)果為

5 仿真

基于上述飛發(fā)多余度信號綜合表決策略，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)總線信號異常漂移偏大、飛機(jī)總線信號異常故障、發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號單余度異常漂移偏大為例進(jìn)行仿真，仿真結(jié)果分別見第5.1、5.2、5.3節(jié)，另采用某常用的飛發(fā)多余度信號綜合表決策略進(jìn)行仿真，仿真結(jié)果見第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)行對比。

5.1 飛機(jī)總線信號異常漂移偏大仿真

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

圖2 飛機(jī)總線信號異常漂移偏大仿真結(jié)果

從圖中可見：

（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T2ADC1，等于289 K；

（2）在7500 s時(shí)刻，T2ADC1開始出現(xiàn)異常并向上漂移，T2ADC1在發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號Δ1范圍內(nèi)變化時(shí)，表決值T2=T2ADC1，超過Δ1時(shí)，T2ADC1的權(quán)重逐漸變小，直至超過Δ2時(shí)權(quán)重變?yōu)?，此時(shí)表決值T2為T2ADC2，等于289 K；

（3）在8000 s時(shí)刻，T2ADC2開始出現(xiàn)異常并向上漂移，T2ADC2在發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號Δ1范圍內(nèi)變化時(shí)，表決值T2等于T2ADC2，超過Δ1時(shí)，T2ADC2的權(quán)重逐漸變小，直至超過Δ2時(shí)權(quán)重變?yōu)?，此時(shí)表決值T2為T2ADC3，等于291 K；

（4）在8500 s時(shí)刻，T2ADC3開始出現(xiàn)異常并向上漂移，T2ADC3在發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號Δ1范圍內(nèi)變化時(shí)，表決值T2等于T2ADC3，超過Δ1時(shí)，T2ADC3的權(quán)重逐漸變小，直至超過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288 K。

在整個(gè)過程中相應(yīng)飛機(jī)信號出現(xiàn)異常之前，T2表決值為相應(yīng)的飛機(jī)信號，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)信號過渡到發(fā)動(dòng)機(jī)基準(zhǔn)信號的過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)推力Fr在81.0%～82.5%之間波動(dòng)并平滑過渡，滿足適航規(guī)定中“飛機(jī)信號錯(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)總線信號異常故障仿真

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

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

從圖中可見：

（1）在7500 s時(shí)刻之前的穩(wěn)定狀態(tài)下，各信號狀態(tài)同圖2，表決值T2為T2ADC1，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T2ADC2，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T2ADC3，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288 K。

在整個(gè)過程中，在某個(gè)飛機(jī)信號發(fā)生故障時(shí)，系統(tǒng)能夠在健康的飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號中按表決策略選擇出最優(yōu)信號。在飛機(jī)信號未完全發(fā)生故障前，表決值為相應(yīng)的飛機(jī)信號，能夠有效地保證發(fā)動(dòng)機(jī)推力一致性，在飛機(jī)信號完全發(fā)生故障后，表決值為發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號，在整個(gè)過程中發(fā)動(dòng)機(jī)推力Fr在81.0%～82.5%之間波動(dòng)并平滑過渡，滿足適航規(guī)定中“飛機(jī)信號錯(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)傳感器信號異常漂移仿真結(jié)果

從圖中可見：

（1）在7500 s時(shí)刻之前的穩(wěn)定狀態(tài)下，各信號狀態(tài)同圖2，表決值T2為T2ADC1，等于289 K；

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

（3）在7741 s時(shí)刻之前，本通道與對方通道加權(quán)系數(shù)之和均等于3，選擇本通道傳感器信號作為T2STD，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)之和小于對方通道的，選擇對方通道傳感器信號作為T2STD。

在整個(gè)過程中T2STD與總線信號差異均在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)信號綜合表決策略仿真

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

從圖中可見：

（1）在7500 s時(shí)刻之前的穩(wěn)定狀態(tài)下，各信號狀態(tài)同圖2，其中發(fā)動(dòng)機(jī)雙余度傳感器信號均為288 K，飛機(jī)3個(gè)大氣計(jì)算機(jī)總溫信號平均值為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)刻開始，發(fā)動(dòng)機(jī)雙余度傳感器信號中1余度異常漂移偏大；

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

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

在整個(gè)過程中表決值出現(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，本文提出的飛發(fā)多余度信號綜合表決策略在信號均正常的情況下能夠選擇同一信號作為表決值，從而有效地保證推力一致性，當(dāng)飛機(jī)總線信號出現(xiàn)異常漂移偏大或故障、發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號出現(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3%。

從第5.4節(jié)的仿真結(jié)果可見，在正常情況下表決值為發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器信號值，無法保證雙發(fā)或4發(fā)均使用相同的信號進(jìn)行控制，進(jìn)而無法保證在相同油門桿角度下雙發(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)多余度信號綜合表決策略在該種場景（見第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

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