民用飛機飛控系統(tǒng)傳感器信號表決設計

唐志帥 劉興華 盛偉強 吳志琪 / TANG Zhishuai LIU Xinghua SHENG Weiqiang WU Zhiqi(上海飛機設計研究院，上海201210)(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

民用飛機飛控系統(tǒng)傳感器信號表決設計

唐志帥 劉興華 盛偉強 吳志琪 / TANG Zhishuai LIU Xinghua SHENG Weiqiang WU Zhiqi
(上海飛機設計研究院，上海201210)
(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

電傳飛控系統(tǒng)(Fly By Wire，簡稱FBW)通過傳感器余度配置，提高了信號可用性和完整性。介紹了幾類常見的傳感器余度配置方案及其表決邏輯，設計了三余度傳感器表決架構，對其中比較器、計數器進行了詳細描述。最后通過一個仿真算例驗證了表決器設計的正確性。對于國內民機傳感器余度配置和表決管理具有指導意義。

電傳飛控系統(tǒng)；余度管理；表決器；傳感器

0 引言

電傳飛控系統(tǒng)使用冗余硬件(傳感器、計算單元等)，以滿足高可靠性、高安全性要求。目前很多傳感器具備內部監(jiān)控器(電壓/電流監(jiān)控、頻率監(jiān)控等)，可提供90%～95%以上的故障檢測率。一旦檢測到故障，該傳感器數據將被標記為“無效”。然而有效性標記并不能覆蓋傳感器的所有故障，針對傳感器不能自己檢測到的故障，需要設計外部監(jiān)控器對多余度傳感器進行表決(余度管理)，以隔離錯誤傳感器信號，避免對飛機產生不良影響[1]。

本文對二余度、三余度、四余度、混雜余度的傳感器表決邏輯進行了研究[2]，分析了可應用于工程實踐的表決器設計方法。對于飛控系統(tǒng)的關鍵傳感器表決設計(側桿、腳蹬、大氣數據、慣導傳感器等)，具有指導意義。

1 表決邏輯

信號表決的目的是為了提高信號的可用性或完整性，或二者兼有。表決的源信號并非越多越好，余度增加會帶來硬件成本、架構復雜度、維護工作和重量的增加[3]。源信號的數量及表決邏輯取決于飛機/系統(tǒng)對信號的要求，民用飛機設計過程中常見的傳感器余度設計主要有二余度、三余度、四余度、混雜余度這幾類，表1總結了不同的表決邏輯所帶來的收益。(根據目前工業(yè)水平，假設單個傳感器信號可用性為1E-4/FH，完整性為1E-5/FH。假設飛行暴露時間為3小時，多傳感器之間相互獨立。)

表1 多余度傳感器常見的表決邏輯

2 表決器設計

當傳感器輸出信號超出公差范圍的次數大于定義值(持續(xù)故障時間)，表決器需檢測到故障并隔離相應傳感器信號。

表決器需根據已確定的表決邏輯進行設計，同時定義相關的表決門限和允許的持續(xù)故障時間。表決門限過低會導致傳感器輸出在誤差帶邊緣時被斷開，門限過高則可能導致故障鎖存時傳感器已出現不可接受的瞬變，因此表決器門限的選擇非常重要。同時為了避免信號跳變導致表決器頻繁誤觸發(fā)，提高系統(tǒng)魯棒性，需要允許傳感器信號的“錯誤”持續(xù)一段時間，工程上一般采用計數器的方法，一旦錯誤計數達到定義值，則鎖存?zhèn)鞲衅鞴收希綦x錯誤信號。

以飛控系統(tǒng)常見的三余度配置為例，設計表決器如圖1所示。

比較器對三路傳感器信號A、B、C進行兩兩比較，若兩個傳感器信號之差超出門限，比較器輸出1至邏輯與門，表示這一組信號不匹配。若A與B不匹配且A與C不匹配(與門輸出為1)，則可判定傳感器A出現一次故障，相應的計數器記錄故障信息。比較器門限的設計需綜合考慮傳感器、傳輸總線、飛控電子設備的誤差和延遲，并根據試驗結果進行修正。

計數器記錄傳感器故障信息，對每路傳感器的故障次數進行統(tǒng)計，出現一次故障計數器加X，出現一次正常數據計數器減Y，當計數值大于Z，則判定相應傳感器出現故障，監(jiān)控器隔離并鎖存故障信號。X、Y、Z的定義更多依賴于工程經驗，同時考慮表決器性能要求。

最后表決器根據傳感器信號值和故障鎖存信息，對剩余有效信號取均值，輸出表決信號，用于控制律計算。

3 仿真算例

本文根據第三章設計的表決器架構，使用MATLAB/Simulink建立模型，進行三余度表決器的仿真研究[4]。

假設某機型慣導系統(tǒng)通過數據總線，發(fā)給飛控系統(tǒng)的三路偏航角信號如圖2所示(三路信號均疊加了高斯白噪聲，以測試表決器的魯棒性；偏航角信號A在第4s至5s注入故障，偏航角信號B和C為正常有效信號)。

假設偏航角傳感器的誤差為δ1(含傳感器信號延遲等動態(tài)誤差)，飛控系統(tǒng)內部誤差為δ2，則最壞情況下兩路慣導信號最大差異為2(δ1+δ2)，因此這里設置比較器門限為2(δ1+δ2)。根據工程經驗，假設計數器的X、Y、Z參數分別為30、1、500，使用本文設計的表決器可得到仿真結果如圖3所示。

由圖3可知，計數器在收到一次故障信號后計數器加30，收到一次正常信號后計數器減1，若計數值大于500，則鎖存故障。表決器在偏航角A信號發(fā)生故障后的450 ms內，偏航角A對應的計數值超過500，其鎖存信號由0變?yōu)?，表決器成功實現了故障信號鎖存。而偏航角信號B和C則正常輸出，在噪聲干擾下其計數值在100以內，具備一定的魯棒性。

在實際設計中如對表決器性能有更高要求，可通過調整X、Y、Z參數實現。

4 結論

本文分析了電傳飛控系統(tǒng)常見的傳感器信號表決邏輯，完成了三余度傳感器信號的表決器設計，并通過仿真算例證明了表決器設計的正確性。本文對于國內民機傳感器余度配置和表決設計具有指導意義。

[1] Oosterom, M., Babuska, R.. Aircraft sensor management and flight control law reconfiguration—Fuzzy logic approach [C]. Canada: AIAA Paper 2001-4358, 2001.

[2] 陳丁劍. 多通道余度模型中高可靠表決結構和算法[J]. 測控技術，2012(31): 31-33.

[3] Society of Automotive Engineers. ARP4754A Guidelines for Development of Civil Aircraft and Systems [S].2010.

[4] 黃開枝. MATLAB 7基礎教程-面向工程應用[M]. 第一版. 北京：清華大學出版社，2007: 253-255.

The Sensor Voter Design of Flight Control System for Civil Aircraft

Fly By Wire Flight Control System improved the availability and integrity of signals by the redundancy sensors configuration. This paper introduces several Redundancy Configurations and the corresponding Vote Logic, presents the Compare Module and Counter Module, and designs the Triple Redundancy Sensor Voter, which has been verified by a simulation case. This paper can provide the guidance for Redundancy sensors Management and Voter Design for Civil Aircraft.

fly by wire; redundancy management; voter, sensor

10.19416/j.cnki.1674-9804.2017.02.021

V249

A

唐志帥 男 ，碩士，工程師，主要研究方向：民機飛控系統(tǒng)設計與安全性分析等；E-mail： tangzhishuai@comac.cc

劉興華 男 ，博士，高級工程師，主要研究方向：民機飛控系統(tǒng)設計、分析與驗證等；E-mail： liuxinghua@comac.cc

盛偉強 男 ，碩士，工程師，主要研究方向：民機飛控系統(tǒng)設計與驗證等；E-mail： shengweiqiang@comac.cc

吳志琪 男 ，碩士，工程師，主要研究方向：民機飛控系統(tǒng)設計與驗證等；E-mail： wuzhiqi@comac.cc