三余度迎角傳感器可靠性分析及重構技術研究

張羽白，謝慧慈，余云鵬，李玉飛，胡秀軍

（中航工業洪都，江西 南昌330024）

0 引 言

為保證系統可靠性滿足設計要求，現有的電傳飛行控制系統均采用了多余度配置方式。因迎角傳感器的安裝受在飛機上的布局和空間限制，如不能按照電傳飛行控制系統的基本四余度進行配置，可采用三余度配置，并通過合理的余度管理決策保證系統可靠性。另外，迎角信號作為縱向控制的關鍵反饋信號，需要對其故障后的故障瞬態、飛機飛行品質和系統穩定性等進行分析，并設計迎角全故障重構控制律，以保證飛行安全。

1 迎角余度配置及可靠性分析

1.1 余度配置

迎角傳感器主要是向飛控控制律提供所需的飛機迎角反饋信號，一般安裝在氣流比較穩定的機頭部位，具體安裝位置一般由風洞試驗確定。由于這一特殊要求以及空間限制，迎角傳感器的機械余度很難按照電傳飛行控制系統的基本四余度進行配置。例如，某型電傳飛行控制系統飛機采用左風標式迎角傳感器、右風標式迎角傳感器及機頭上下壓差式迎角傳感器，構成機械三余度配置，而每個機械余度具有電氣兩余度，如圖1所示。

為了使多余度迎角信號有效協調的工作，需設計合理的余度管理策略，采取多通道信號選擇、信號監控、信號隔離、故障后重構等措施。

圖1 迎角傳感器余度配置

1.2 可靠性分析

基于迎角傳感器的這一特殊余度配置及余度管理策略，通過建立可靠性模型，進行可靠性計算分析。

而對于任務可靠性，同一風標或壓差管的兩個傳感器之間為并聯模型，且在全故障后采用了重構方式能保證安全，故三個機械余度的傳感器信號為3表決1，其可靠性模型如圖2所示。

圖2 任務可靠性模型

而同樣在全故障后采用了重構方式能保證安全，四余度配置的迎角傳感器信號為4選1，其任務可靠性模型如圖3所示。

圖3 正常四余度配置的迎角傳感器任務可靠性模型

按照可靠性模型，其涉及到串聯模型、并聯模型和表決模型，各類型模型的可靠性計算方法如下：

1）單個部件的可靠度：

式中：R（t）—部件可靠度；

λ—部件失效率；

t—系統工作時間。

2）串聯模型的可靠度：

式中：Ri(t)—部件可靠性；

Rs(t)—串聯系統可靠性；

n—系統部件數。

3）并聯模型的可靠度：

式中：Ri(t)—部件可靠性；

Rs(t)—并聯系統可靠性；

n—系統部件數。

4）r/n（G）表決系統的可靠度

式中：Ri(t)—部件可靠度；

Rs(t)—r/n（G）系統可靠度；

n—系統部件數。

考慮到風標及壓差管為機械部件，其可靠度可近似為1；為了便于計算，角位移傳感器的可靠度和上下壓差式傳感器的可靠度同設為R0，兩電氣傳感器的可靠度設為R1，三個機械余度的可靠度設為R2，標準四余度的可靠度設為R3，圖2的可靠性計算如下:

根據圖3可靠性框圖，可靠度計算如下：

將R0作為f的函數，其函數關系如圖4所示，從圖中可以看出，在任一可靠度R0，其函數f均大于0，也就是 大于 ，即采用這一特殊迎角配置的可靠度大于傳統四余度可靠度。

2 迎角故障后重構及影響分析

2.1 故障重構方法

迎角信號主要是保證飛機縱向靜穩定性。多余度信號中個別通道故障時，對系統的穩定性、安全性影響不大，在極其嚴苛的情況下導致迎角信號全故障時，飛機縱向靜安定性減弱，飛控系統迎角限制功能失效，可能影響到飛行安全。因此，為了提高電傳飛行控制系統的可靠性和安全性，同時保證故障后飛機飛行品質及系統穩定性，需對迎角信號全故障后進行重構，重構方法如圖5所示。

圖4 R0與f的關系(橫坐標為R0，縱坐標為f)

圖5中SWAOAF表示控制律所采用的迎角反饋類型選擇開關，SWAOAF=0，采用正常迎角反饋。SWAOAF=1，迎角傳感器全故障，選擇重構的迎角作為控制律反饋信號。重構的迎角由根據動靜壓計算出一理論的配平迎角和俯仰角速率解算的動態迎角相加得到，其計算公式如下：

圖5 迎角故障后控制律重構結構框圖

其中：YALF參數根據動靜壓調參，體現了在不同飛行狀態下俯仰角速率與迎角的動態換算關系。

上述公式第一項的配平迎角是對平飛狀態進行靜安定性補償，保證飛機在平飛狀態的飛行品質。第二項根據俯仰速率加慣性環節是對飛機機動特性進行補充反饋，保證飛機在機動過程中縱向靜安定性，并保證飛機迎角不超過限制。

為保證迎角故障重構時轉換瞬態較小，在轉換為重構迎角的過程中采用淡化器來抑制瞬態，淡化器為下式的一階慣性環節：

圖6是正常迎角與重構迎角的縱向機動仿真對比，從圖中可以看出，重構的迎角與真實迎角動態吻合性較好，且重構的迎角最大值為18.8°，小于迎角正常時的最大值25.8°，可以滿足迎角故障后的安全飛行。

2.2 故障重構后的影響分析

通過仿真的手段來分析迎角故障重構后對系統的影響。主要從兩個方面進行仿真驗證，一是評估故障后對飛機瞬態的影響；二是評估故障后對飛行品質的影響。

圖6 正常迎角與重構迎角的對比

2.2.1 對飛機瞬態的影響分析

仿真過程中，采用六自由度非線性模型，基于某型飛機的氣動力數據，選取典型狀態點3km、0.4M進行分析。飛機進行縱向大機動飛行，在仿真時間第2s開始發生迎角傳感器一次故障，第3s發生迎角傳感器二次故障，第4s發生迎角傳感器三次故障，如圖7所示。

在迎角信號發生一次、兩次故障時，飛行的過載變化小于0.1g，滿足相關規范規定的0.5g的要求。在迎角信號發生最后一次故障時，飛機迎角減小2.3°，法向過載減小緩慢，在飛行員接受范圍內，而后迎角減小至20°范圍內，滿足安全要求。

圖7 縱向機動過程中迎角故障瞬態

2.2.2 對飛行品質的影響分析

考慮到迎角故障后主要影響飛機縱向飛行品質，對涉及到的縱向短周期頻率、阻尼比、操縱期望參數、縱向穩定儲備等參數進行評估。

首先，建立飛機縱向二自由度小擾動模型：

對小擾動方程進行拉氏變換，建立特征方程如下：

通常情況下，特征方程具有一對大的共軛復根及一對小的共軛復根（或兩個小的實根），短周期模態特性主要受大的共軛復根影響，因此，可以根據大的共軛復根計算飛機的縱向模態特性。

飛機縱向特征方程一對大的共軛復根記為

則由此得短周期無阻尼振蕩頻率：

短周期阻尼比：

以0304（3km，0.4M）、0307、0805、0808狀態點為例，對迎角正常和迎角全故障后的縱向短周期特性進行計算，其計算結果如表2所示。

迎角正常和迎角全故障后的縱向穩定儲備計算結果如表3所示。

表1 短周期阻尼比標準

表2 縱向短周期特性對比

表3 縱向穩定儲備對比

由表2和表3可以看出，在飛機配平狀態，迎角故障情況下的飛行品質和穩定儲備與迎角正常情況相比變化極小，滿足相關規范的要求。

3 結 語

本文主要是針對三余度迎角傳感器配置下可靠性進行分析，合理的余度管理策略可保證其可靠性滿足可靠性設計要求。

同時，迎角信號全故障后，提出一種飛控系統控制律“偽迎角”重構方法，并通過構建小擾動模型及六自由度仿真模型進行仿真計算，該故障重構方法可保障迎角全故障后的飛機安全，其故障瞬態、飛行品質及系統穩定儲備等滿足相關規范要求。

[1]飛機設計手冊.北京：航空工業出版社，2003.

[2]宋翔貴 張新國.電傳飛行控制系統.北京:國防工業出版社,2001.