航空發(fā)動(dòng)機(jī)分布式控制通訊網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)優(yōu)化

湯麗麗，宋軍強(qiáng),2，潘慕絢，黃金泉

（1.南京航空航天大學(xué)江蘇省航空動(dòng)力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京210016；2.中航工業(yè)航空動(dòng)力控制系統(tǒng)研究所，江蘇無(wú)錫214063）

航空發(fā)動(dòng)機(jī)分布式控制通訊網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)優(yōu)化

湯麗麗1，宋軍強(qiáng)1,2，潘慕絢1，黃金泉1

（1.南京航空航天大學(xué)江蘇省航空動(dòng)力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京210016；2.中航工業(yè)航空動(dòng)力控制系統(tǒng)研究所，江蘇無(wú)錫214063）

針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)分布式控制系統(tǒng)通訊網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的構(gòu)架問(wèn)題，建立航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣模型，選取具有代表性的10個(gè)傳感器作為控制節(jié)點(diǎn)開展研究。同時(shí)考慮發(fā)動(dòng)機(jī)表面存在通訊總線不可通過(guò)區(qū)域,以及控制節(jié)點(diǎn)的工作可靠性因其重要程度存在差異的約束條件，利用遺傳算法對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)分布式控制系統(tǒng)通訊網(wǎng)絡(luò)的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。結(jié)果表明：優(yōu)化過(guò)程簡(jiǎn)單，并且優(yōu)化得到的通訊網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)在滿足約束條件的基礎(chǔ)上線束總長(zhǎng)度最短。

分布式控制；拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)；通訊網(wǎng)絡(luò)；遺傳算法；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)分布式控制系統(tǒng)有利于減輕推進(jìn)系統(tǒng)控制器和附件系統(tǒng)質(zhì)量，提高系統(tǒng)通用性和可靠性[1-5]，其最顯著的特點(diǎn)是其工作中的空間結(jié)構(gòu)[7]。到21世紀(jì)初，發(fā)動(dòng)機(jī)分布式控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)已有多種形式[3,5-6]，例如過(guò)渡分布式控制系統(tǒng)，部分分布式控制系統(tǒng)和完全分布式控制。其中，完全分布式控制系統(tǒng)是分布式控制系統(tǒng)的發(fā)展方向。完全分布式控制系統(tǒng)是由智能傳感器、智能執(zhí)行機(jī)構(gòu)、子控制器等控制節(jié)點(diǎn)構(gòu)成的1個(gè)網(wǎng)絡(luò)，每個(gè)節(jié)點(diǎn)都直接與通訊總線相連，連接方式構(gòu)成航空發(fā)動(dòng)機(jī)分布式控制系統(tǒng)通訊總線的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)[8-9]。對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)分布式控制系統(tǒng)，采用通訊網(wǎng)絡(luò)環(huán)形拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)更有利于減輕控制系統(tǒng)的質(zhì)量[10-11]，但是在實(shí)際應(yīng)用中環(huán)形拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的構(gòu)架受到諸多限制條件的約束。

實(shí)際控制系統(tǒng)通訊網(wǎng)絡(luò)中各控制節(jié)點(diǎn)的重要性是不同的，即控制節(jié)點(diǎn)的工作可靠性的需求存在差異，其可靠性不僅取決于節(jié)點(diǎn)本身，也取決于此節(jié)點(diǎn)的位置環(huán)境和與節(jié)點(diǎn)的連線冗余程度。后者對(duì)通訊網(wǎng)絡(luò)的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的構(gòu)架形成制約。另外，航空發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣表面情況復(fù)雜，存在發(fā)動(dòng)機(jī)附件等較大部件的安裝區(qū)域或者溫度較高的區(qū)域，這些區(qū)域通訊總線都應(yīng)避開繞行，這對(duì)控制節(jié)點(diǎn)之間通訊總線的連接路徑的設(shè)置形成一定制約，影響通訊網(wǎng)絡(luò)控制系統(tǒng)的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的構(gòu)架。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)作為1種復(fù)雜的系統(tǒng)[12]，其控制節(jié)點(diǎn)，尤其是智能傳感器和智能執(zhí)行機(jī)構(gòu)眾多。要對(duì)含所有控制節(jié)點(diǎn)的通訊總線拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，傳統(tǒng)的搜索算法難以解決。近年來(lái)，隨著對(duì)智能優(yōu)化算法的不斷深入研究，使得這類問(wèn)題的解決有了更為有效的方法。其中遺傳算法[13]作為典型的群智能優(yōu)化算法，在幾乎所有科學(xué)和工程問(wèn)題中得到良好應(yīng)用。

本文針對(duì)具體的航空發(fā)動(dòng)機(jī)分布式控制系統(tǒng)，運(yùn)用遺傳算法開展其通訊網(wǎng)絡(luò)環(huán)形拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的優(yōu)化研究[14]。

1 航空發(fā)動(dòng)機(jī)分布式控制系統(tǒng)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)網(wǎng)格模型

以某渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，其機(jī)匣殼體結(jié)構(gòu)如圖1所示。從圖中可見，左側(cè)圓柱為風(fēng)扇部件，右側(cè)圓柱包含壓氣機(jī)、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪和尾噴管，其軸向總長(zhǎng)度為11 m，取紅色區(qū)域?yàn)樵摪l(fā)動(dòng)機(jī)通訊總線不可通過(guò)區(qū)域，記為S。將該發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣劃分網(wǎng)格并對(duì)網(wǎng)格點(diǎn)進(jìn)行編號(hào)，基本方法是：每個(gè)截面圓被分為100等分，沿軸向每0.1 m取1個(gè)截面圓，取第1個(gè)截面圓上某1點(diǎn)為起始點(diǎn)，順時(shí)針依次用自然數(shù)編號(hào)。則每個(gè)點(diǎn)的編號(hào)反映點(diǎn)所在截面圓的軸向位置和在此截面圓內(nèi)的角度位置。

圖1 某渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)模型

考慮實(shí)際航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制節(jié)點(diǎn)較多，而拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)優(yōu)化的研究重點(diǎn)在于優(yōu)化策略與算法的探索，僅選取其中具有代表性的10個(gè)傳感器開展通訊總線拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)優(yōu)化研究。選取10個(gè)傳感器：分別是進(jìn)口靜壓傳感器（P0）、進(jìn)氣總溫傳感器（T12）、高壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速傳感器（N2）、高壓壓氣機(jī)進(jìn)口溫度傳感器（PT25）、低壓渦輪主動(dòng)間隙傳感器（SL）、低壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速傳感器（N1）、高壓壓氣機(jī)出口壓力傳感器（PS3）、高壓壓氣機(jī)出口溫度傳感器（T3）、高壓渦輪主動(dòng)間隙傳感器（SH）和第2級(jí)低壓渦輪導(dǎo)向器溫度傳感器（T49.5）。這10個(gè)傳感器對(duì)應(yīng)的編號(hào)為1～10，分別記為V1～V10。選取的傳感器的安裝位置落在網(wǎng)格點(diǎn)上，其中進(jìn)氣總溫和高壓壓氣機(jī)出口溫度傳感器不可視。用各節(jié)點(diǎn)所在網(wǎng)格點(diǎn)編號(hào)表征其位置，優(yōu)化節(jié)點(diǎn)位置見表1。

表1 優(yōu)化節(jié)點(diǎn)位置

2 通訊總線拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的優(yōu)化

2.1 形成抽象圖

獲得不存在不可通過(guò)區(qū)域的情況下發(fā)動(dòng)機(jī)模型的每個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)與其相鄰的網(wǎng)格點(diǎn)之間的距離，然后利用最短路徑的Floyed算法[15]求解傳感器節(jié)點(diǎn)Vi所在的網(wǎng)格點(diǎn)與傳感器節(jié)點(diǎn)Vj所在網(wǎng)格點(diǎn)之間的最短路徑（Vi，Vj），并求得最短路徑的長(zhǎng)度，記為d（Vi，Vj）（式中i=1～10；j=1～10），從而形成抽象圖G（V，E，D）。其中：V為航空發(fā)動(dòng)機(jī)通訊網(wǎng)絡(luò)中各節(jié)點(diǎn)的集合；E為各節(jié)點(diǎn)對(duì)之間最短路徑的集合；D為E集合中所有最短路徑的長(zhǎng)度所形成的距離矩陣。

2.2 處理約束條件

航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制節(jié)點(diǎn)的重要性存在差異，可直接反映發(fā)動(dòng)機(jī)性能和工作狀態(tài)控制節(jié)點(diǎn)的重要性優(yōu)于其他控制節(jié)點(diǎn)的。例如轉(zhuǎn)速傳感器測(cè)量的工作轉(zhuǎn)速可直接反映發(fā)動(dòng)機(jī)的推力大小并判斷是否超轉(zhuǎn)；進(jìn)口總溫傳感器可反映飛機(jī)飛行的高度和馬赫數(shù)；而主動(dòng)間隙傳感器的設(shè)置主要為了提高發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率，并且不是提高發(fā)動(dòng)機(jī)工作效率的主要措施。就此而言，轉(zhuǎn)速傳感器和進(jìn)口總溫傳感器優(yōu)于主動(dòng)間隙傳感器。

對(duì)于重要節(jié)點(diǎn)的工作可靠性要求較高。在拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中可以通過(guò)改善節(jié)點(diǎn)安裝位置的工作環(huán)境和節(jié)點(diǎn)的連線冗余來(lái)提高重要節(jié)點(diǎn)的工作可靠性。由于第1章中已確立了所選控制節(jié)點(diǎn)的安裝位置，下面主要考慮節(jié)點(diǎn)的連線冗余程度。為簡(jiǎn)化程序和減小程序運(yùn)行時(shí)間，在通訊網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的優(yōu)化過(guò)程中，選取2個(gè)重要節(jié)點(diǎn)V2和V3，即進(jìn)氣總溫傳感器和高壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速傳感器，并設(shè)此重要節(jié)點(diǎn)的連線冗余為2，而其余節(jié)點(diǎn)的連線冗余為1。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)表面存在通訊總線的不可通過(guò)區(qū)域S，則集合E中的所有最短路徑都不能通過(guò)S區(qū)域。由2.1可知，最短路徑的求解基于機(jī)匣表面所劃分的網(wǎng)格之間的距離，故S區(qū)域內(nèi)所劃分的網(wǎng)格間的距離為無(wú)窮，則求得最短路徑都不通過(guò)S區(qū)域，并得到相應(yīng)的最短路徑集合E和距離矩陣D。

2.3 基于遺傳算法的優(yōu)化

采用遺傳算法優(yōu)化航空動(dòng)機(jī)分布式控制系統(tǒng)通信網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)。

（1）個(gè)體的選取及編碼

個(gè)體反映選取的控制節(jié)點(diǎn)之間通訊總線的連接情況。選取的10個(gè)節(jié)點(diǎn)編號(hào)1～10，則控制節(jié)點(diǎn)之間通訊總線的連線問(wèn)題轉(zhuǎn)化為1～10的排序問(wèn)題，即個(gè)體的編碼為自然數(shù)1～10的隨機(jī)排序。

設(shè)定節(jié)點(diǎn)V2和V3的連線冗余為2，若某個(gè)體編碼為（9，10，1，2，8，7，3，6，5，4），則其表示10個(gè)控制節(jié)點(diǎn)間的連接形式，如圖2所示。每一個(gè)體都表示發(fā)動(dòng)機(jī)分布式控制系統(tǒng)通訊網(wǎng)絡(luò)的1種可能拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)。

圖2 拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)

這樣的編碼方式既不增加編碼的復(fù)雜度又考慮到重要節(jié)點(diǎn)的連線冗余。考慮到計(jì)算時(shí)間和收斂程度，取種群中個(gè)體數(shù)目為100。

（2）目標(biāo)函數(shù)的確立及適應(yīng)度的計(jì)算。設(shè)某個(gè)體

式中：Vki（ki=1～10）為網(wǎng)絡(luò)中各節(jié)點(diǎn)。

由于此優(yōu)化過(guò)程中沒有附加約束，則對(duì)個(gè)體不施以懲罰值。個(gè)體的適應(yīng)度函數(shù)為

取g=1，即每一個(gè)體的目標(biāo)函數(shù)值即其適應(yīng)度值。

（3）交叉與變異。全局優(yōu)化遺傳算法中控制參數(shù)的選取將影響優(yōu)化效果和速度，考慮到算法的計(jì)算速度和收斂程度，選擇控制參數(shù)交叉概率pc=0.8、變異概率pm=0.3進(jìn)行染色體交叉、變異，此過(guò)程則為標(biāo)準(zhǔn)的交叉、變異。隨機(jī)選取父代個(gè)體進(jìn)行交叉和變異操作，產(chǎn)生新的個(gè)體，與父代個(gè)體合并成新的種群，新種群的個(gè)體數(shù)為Nn。

（4）選擇操作。按個(gè)體適應(yīng)度值與所有個(gè)體適應(yīng)度值總和的比值大小決定（3）中生成的新種群中個(gè)體遺留的可能性。若某個(gè)體i（某個(gè)通信網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)）的適應(yīng)度為Fi，則其被選取的概率為

選擇被選取概率最大的100個(gè)個(gè)體組成新的父代群。

按照上述優(yōu)化步驟，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)分布式控制系統(tǒng)通訊網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化。優(yōu)化的迭代結(jié)果如圖3所示。從圖中可見，運(yùn)用遺傳算法可以在較短時(shí)間內(nèi)獲得線束長(zhǎng)度最短的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)。最優(yōu)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)各節(jié)點(diǎn)間的連接關(guān)系為2-5-6-10-9-8-7-3-4-2-1-3，線束總長(zhǎng)度Lmin=34.79 m，其平面連接和立體效果分別如圖4、5所示。圖5中紅色虛線表示連線在此視圖中不可見，藍(lán)色節(jié)點(diǎn)表示選取的重要節(jié)點(diǎn)。

圖3 迭代結(jié)果

圖4 優(yōu)化結(jié)果平面連接

圖5 優(yōu)化結(jié)果立體效果

由此可知，運(yùn)用本文探索的優(yōu)化方法對(duì)具有約束條件的分布式控制系統(tǒng)通訊網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化，得到的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)滿足約束條件并且線束總長(zhǎng)度最短。

3 結(jié)論

本文考慮航空發(fā)動(dòng)機(jī)表面存在通訊總線不可通過(guò)區(qū)域和控制節(jié)點(diǎn)的工作可靠性需求2大約束條件，利用遺傳算法對(duì)分布式控制系統(tǒng)通訊網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)進(jìn)行構(gòu)架，得到的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)在滿足約束條件的情況下線束總長(zhǎng)度最短。線束總長(zhǎng)度的減少可減輕航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的質(zhì)量，同時(shí)減少信號(hào)的衰減和干擾對(duì)信號(hào)的影響，提高信號(hào)傳輸可靠性。

雖然本文對(duì)約束條件做了一定的簡(jiǎn)化，但基于遺傳算法的優(yōu)化方法為確定在復(fù)雜條件下航空發(fā)動(dòng)機(jī)分布式控制系統(tǒng)通訊網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)提供了1種解決方案。

[1]Lewis T J.Distributed architectures for advanced engine control systems[R].AGARD-CP-572.

[2]黃春峰，劉志友.航空智能發(fā)動(dòng)機(jī)的研究進(jìn)展 [J].航空制造技術(shù)，2009（19）：32-37. HUANG Chunfeng，LIU Zhiyou.Research progress of intelligent aeroengine[J].Aeronautical Manufacturing Technology，2009（19）：32-37. (in Chjnese)

[3]Culley D，Thomas R，Saus J.Concepts for distributed engine control[R]. NASA-TM-2007-214994.

[4]Behbahani A，Culley D，Smith B，et al.Status,vision,and challenge of an intelligent distributed engine control architecture（postprint）[R].SAE 2007-01-3859.

[5]Ballal D R，Zelina J.Progress in aero engine technology(1939-2003) [R].AIAA-2003-4412.

[6]Pakmehr M，Mounier M，F(xiàn)itzgerald N，et al.Distributed control of turbofan engines[R].AIAA-2009-553.

[7]Culley D E，Paluszewski P J.The case for distributed engine control in turboshaft engine systems[R].NASA-TM-2009-215654.

[8]黃金泉，徐科.航空發(fā)動(dòng)機(jī)分布式控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)分析[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2003，18（5）：698-704. HUANG Jinquan，XU Ke.Distributed control systems for aeroengines：a survey[J].Journal of Aerospace Power，2003，18（5）：698-704.(in Chinese)

[9]宋軍強(qiáng)，潘慕絢，黃金泉.航空發(fā)動(dòng)機(jī)分布式控制系統(tǒng)技術(shù)分析及系統(tǒng)方案研究[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2013，28（10）：2391-2400. SONG Junqiang，PAN Muxuan，HUANG Jinquan.Technology analysis and system scheme for aero-engine distributed control system[J].Journal of Aerospace Power，2013，28（10）：2391-2400.（in Chinese）

[10]Thompson H A，Chipper filed A J，F(xiàn)leming P J，et al.Distributed aeroengine control systems architecture selection using multi-objective optimization[J].Control Engineering Practice，1999，7：655-664.

[11]Culley D E，Behahani A R.Communication needs assessment for distributed turbine engine control[R].NASA-TM-2008-215419.

[12]孫海東，尚永鋒.航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng) [J].微計(jì)算機(jī)信息，2007（16）：65-66. SUN Haidong,SHANG Yongfeng.The aeroengine xontrol[J].Control and Automation，2007（16）：65-66.（in Chinese）

[13]邊霞，米良.遺傳算法理論及其應(yīng)用研究進(jìn)展[J].計(jì)算機(jī)應(yīng)用研究，2010，27（7）：2425-2429. BIAN Xia，MI Liang.Development oil genetic algorithm theory and its applications[J].Application Research of Computers，2010，27（7）：2425-2429.(in Chinese)

[14]Kumar A，Pathak R M，Gupta Y P，et al.A genetic algorithm for distributed system topology design[J].Computer and Industrial Engineering，1995，28（3）：659-670.

[15]項(xiàng)榮武，劉艷杰，胡忠盛.圖論中最短路徑問(wèn)題的解法[J].沈陽(yáng)航空工業(yè)學(xué)院學(xué)報(bào)，2007，21（2）：86-88. XIANG Rongwu，LIU Yanjie，HU Zhongsheng.Solution of the shortcut problem in graph algorithms[J].Journal of Shenyang Institute of Aeronautical Engineering，2007，21（2）：86-88.(in Chinese)

(編輯：張寶玲)

Optimization of Topology Structure for Aeroengine Distributed Control System Communication Network

TANG Li-li1,SONG Jun-qiang1,2,PAN Mu-xuan1，HUANG Jin-quan1
（1.Jiangsu Province Key Laboratory of Aerospace Power System,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016, China;2.AVIC Aviation Motor Control System Institute,Wuxi Jiangsu 214063,China）

Aiming at the topology structure of the communication network which was built for an aeroengine distributed control system, a turbofan engine model was established，and ten typical sensors were chosen for study.In the meantime,the restrictions those the inaccessible region on the engine surface for the communication bus and the reliability of the control nodes were taken into consideration. The optimization design of topology structure for aeroengine distributed control system communication network was conduted using genetic algorithm.The results show that it's easy to get the topology structure which can satisfy restrictions with the shortest length of the communication bus.

distributed control；topology structure；communication network；genetic algorithm;aeroengine

V 249.122

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.02.006

2014-03-18 基金項(xiàng)目：中央高校基本科研業(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)資金(NP2012504)、國(guó)家自然科學(xué)基金（51406084）、航空基金（2013ZB52030）、中央高校青年創(chuàng)新基金（NS2014017和ZB52030）資助

湯麗麗（1991），女，在讀碩士研究生，研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)控制；E-mail：928532356@qq.com。

湯麗麗，宋軍強(qiáng)，潘慕絢，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)分布式控制通訊網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)優(yōu)化［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2015，41（2）：27-30.TANGLili，SONGJunqiang，PANMuxuan，etal.Optimizationof topologystructureforaeroenginedistributedcontrolsystemcommunicationnetwork[J].Aeroengine，2015，41（2）：27-30.