基于CSP算法的BWB飛機飛控作動系統架構設計

楊建忠, 楊洪利, 孫曉哲

(中國民航大學 安全科學與工程學院, 天津 300300)

引言

未來航空運輸市場客貨周轉量的快速提升,對大型飛機提出了更嚴苛的要求。目前采用筒狀機身加機翼(Tube And Wing,TAW)的常規布局飛機已經發展了很多年,其氣動特性很難進一步提升,這就要求研究新構型飛機以滿足未來航空運輸對飛機氣動特性等方面提出的嚴苛要求。采用翼身融合構型(Blended Wing Body,BWB)成為提升未來飛機綜合性能的重要發展方向,引起各大飛機廠商和科研院所的廣泛關注。BWB飛機因具有如下特征和優勢[1],可以更好的滿足對民機經濟性、環保性等要求:

(1) 高氣動特性配合低耗油率,較大幅度地降低飛機結構重量,降低尾氣污染物的排放;

(2) 為提高操縱性, 配備較大數量舵面同時舵面具有二軸或三軸功能。

運輸類飛機適航規章25.1309(b)款對飛控系統的安全性提出了極高要求[2],當前工業一般采用余度容錯的架構設計方法以滿足失效-安全的設計要求,飛控系統的架構設計對于飛機飛行安全至關重要。飛控作動系統架構設計的任務是針對余度的動力源、作動器和計算機找到相應的組合,以滿足不同失效后的安全性概率要求。對于BWB新構型飛機,其舵面數量增多,每個舵面承擔著多種功能,同時新型動力源和作動器類型多樣,因此架構設計比較困難,用傳統的試錯法在可接受的時間內為飛機找到合適的架構是不可能的。因此,針對BWB構型飛機迫切需要新的作動系統架構設計方法。

國內某大學提出了一種飛機飛控作動系統智能設計與優化方法,通過對飛機飛控作動系統進行功能分析、設計空間探索、安全評估、多目標優化、多目標決策等在短時間內為某型飛機確定能耗、重量等的最優架構[3]。國外某公司提出了分支定界(Branch &Bound)算法來優化選取飛控系統的架構,該算法是基于安全約束和權重準則去優化飛控系統結構[4]。QI Haitao等[5]提出了把遺傳算法用于對多電飛機作動系統結構的優化設計。當前這些方法主要應用到常規構型飛機上,適用于常規構型飛機的架構設計,BWB飛機由于具有多功能舵面和舵面數量增加,因此架構設計將更為復雜。CSP算法主要依據技術約束和設計原則進行架構設計的初步大規模篩選,可以明顯縮短篩選時間,適用于BWB構型飛機作動系統初步的架構設計。

研究對象選取某型BWB構型飛機,如圖1所示,該型BWB飛機主要依靠后緣20個操縱面完成飛機的滾轉、俯仰等功能,后緣設計有方向舵和升降舵,輔助飛機完成相應的功能。BWB飛機舵面數量比常規構型飛機更多且每個舵面承擔著多種功能。

圖1 某型BWB構型飛機

本研究針對BWB構型飛機舵面數量多導致作動配置設計困難的問題,將采用CSP算法進行BWB飛機飛控作動系統的架構設計,為該型BWB飛機篩選出符合技術約束和安全設計原則的作動系統架構。

1 飛控作動系統架構分析

1.1 作動系統架構概述

對于常規構型飛機而言,飛控作動系統的功能是通過操縱飛機的副翼控制滾轉,操縱升降舵控制俯仰,操縱方向舵控制偏航[6]。對于BWB飛機,舵面具有多功能,即可同時控制滾轉、俯仰、偏航,每個舵面承擔著多種功能。

飛控作動系統由飛控計算機、動力源、舵面、作動器、傳感器等部分組成,多種傳感器將飛機本身的姿態數據傳到飛控計算機,飛控計算機經過控制律解算后將指令發送給作動器,使相應舵面按照指令完成規定的指令偏轉,并將舵面位置反饋給飛控計算機,動力源為作動器提供動力[7]。圖2是A350飛機的飛控作動系統架構,即舵面與飛控計算機、作動器、動力源的配置情況。A350飛機能源結構是2H/2E型,即由2個電力源和2個液壓源提供能源[8],由6個飛行控制計算機(Flight Control Computer,FCC)進行控制,其中3個是主飛行控制計算機(Primary Flight Control Computer,PFCC),3個是備用計算機(Spare Flight Control Computer,SFCC),作動器包括傳統液壓作動器(Hydraulic Actuator,HA)、電靜液作動器(Electro-hydrostatic Actuator,EHA)、電氣備份液壓作動器(Electro-backup-hydraulic Actuator,EBHA)等。

圖2 A350飛機架構圖

1.2 作動系統架構空間探索

針對傳統構型TAW飛機,飛控作動系統架構的設計空間較大,可通過如下分析計算架構設計的數量。

定義液壓動力源數量為nh,電力動力源數量為ne,飛行控制計算機FCC數量為nc,且每個作動器至少由一臺飛行控制計算機進行控制,對于單個控制面,其可能的架構數量為Nact,如式(1)所示:

Nact=(nh+ne+nh×ne)×(nc+nc×(nc-1))

(1)

根據安全性要求,控制面通常需要不同數量的作動器以實現余度容錯,這導致每個控制面具有不同的架構數。

為了與BWB新構型飛機進行對比,本研究只考慮機翼后緣舵面,一個副翼有兩個作動器,其可能的架構數量為Na,如式(2)所示:

(2)

對于任何一個舵面,其具有m個作動器,則該舵面可能的架構數量為Nx,如式(3)所示:

(3)

通過上述公式可知,對于一個具有na個副翼以及nx個其他舵面的飛控作動系統,其可能的架構數量為N,如式(4)所示:

(4)

通過式(4)可以計算出一個飛機具有的架構數量[4]。

下面以空客A320,A340以及A350為例進行說明,如表1所示,可以看出,A320,A340以及A350滾轉操縱的作動系統可能的架構數量很多,以A350架構為例,有超過1029種架構組合,假設只需要1 ns就可以對架構進行評估,那么所需的CPU時間仍將超過1012年。故用傳統的試錯法在可接受的時間內確定最佳架構是不可能的。

表1 可能的架構數量

相較于TAW飛機,BWB飛機的舵面數量要比TAW飛機多,且每個舵面承擔著多種功能,舵面之間的聯系更為密切,通過式(1)～式(4)可知,BWB飛機的作動系統架構數量將比TAW飛機的架構數量更多,進一步表明用傳統的試錯法是不現實的,將花費巨大的時間和成本。

BWB飛機的操縱面比較多,且可選的作動器類型很多,這就使得可選的架構數量大大增加,針對如此龐大的設計空間,研究快速確定合適架構的方法是非常必要的。

2 BWB飛機飛控作動系統架構設計原則分析

2.1 作動系統架構設計原則方法

為針對BWB構型飛機開展飛控作動系統架構設計,分析傳統構型飛機飛控作動系統的架構設計原則和方法,同時為了保證飛控作動系統的安全性概率和目標要求,即單個計算機、單個舵機或單套能源失效都不能喪失對某一個舵面的控制[9],總結給出BWB構型飛機飛控作動系統架構的設計原則和技術約束[10]。

1) 電源和作動系統

(1) 所有作動器必須連接到適當類型的動力源,即EBHA同時連接電力源和液壓源;HA連接液壓源;EHA連接電力源;

(2) 每個后緣操縱面由一個作動器執行;

(3) 所有后緣操縱面不允許使用EMA(由于EMA易發生機械卡阻);

(4) 兩個相鄰后緣操縱面作動器的動力源不同;

(5) 后緣操縱面要包含所有的動力源。

2) 飛行控制計算機(FCC)

(1) FCC由余度計算機組成;

(2) 兩個相鄰舵面的作動器應具有不同的FCC;

(3) 舵面作動器應連接到兩個不同的FCC進行配置(主備模式);

(4) 電源和FCC應均勻分布,以分別具有相當的負載。

在飛控作動系統架構設計的以上安全性設計原則和技術約束中,安全性和共因故障是要重點考慮的因素。BWB飛機多操縱面布置實現了氣動冗余,為保證飛控作動系統安全性滿足10-9概率要求,將多余度能源和計算機指令信號在全部舵面上進行分配,保證單套能源或單個計算機指令驅動的一組舵面仍能達到飛機的最低可接受操縱。同時基于計算機電子部件失效率高的問題,每個舵機接收兩個不同的余度計算機信號。架構設計時考慮共因失效,即防止同一原因或同一事件導致的多個設備或系統同時失效,因此本研究中考慮到相鄰舵面同時喪失會對飛行造成較大影響,因此兩個相鄰后緣舵面作動器配置了不同的能源和計算機。

2.2 舵面作動器及能源配置分析

該型BWB飛機機翼后緣設計有20個操縱面,采用2H/2E能源配置,即2個液壓動力源和2個電力動力源,舵面作動器主要由HA,EHA,EBHA 3種。由6個飛行控制計算機進行控制和計算,其中包括3個主飛控計算機PFCC和3個備用飛控計算機SFCC,每個作動器至少由一個飛控計算機進行控制,設定為一臺主用計算機和一臺備用計算機進行控制,當飛控計算機發生故障時,備用飛控計算機可以繼續工作,通過式(1)可以計算出單個作動器的飛控計算機和能源的組合數量。

后緣操縱面是BWB飛機功能的主要實現部件,每個后緣操縱面設計有一個作動器,每個后緣操縱面可能的架構數量為Nts,如式(5)所示:

Nts=Nact

(5)

通過上述公式可知,對于一個具有nts個后緣操縱面的飛控作動系統,其可能的架構數量為N,如式(6)所示:

(6)

通過式(6)可以計算出該BWB飛機具有的所有可能的架構數量,如表2所示。

表2 BWB飛機架構數量

對比表1和表2可以看出,該型BWB飛機可能的架構數量遠遠多于TAW飛機的架構數量,它有超過1049種架構組合,相對于傳統構型飛機,隨著舵面數量的增加,架構設計空間增大了1020倍。

3 CSP算法架構設計研究

3.1 CSP算法介紹

約束滿足問題(Constraint Satisfaction Problem,CSP)算法是一種智能設計方法,在眾多領域已經得到了廣泛的關注和研究,是解決實際問題的一種很實用的方法,例如:機器視覺、生產調度、頻率分配等。

CSP算法的模型由變量V、值域D以及約束C組成,該算法的實質是給變量V在值域D中找到所有滿足約束C的解集,最后得到的結果是滿足約束C的,如果沒有滿足約束C的解集,那么該問題無解。約束滿足問題是一個三元組P=(X,D,C),其中:

(1)n個變量的有限集合:

X={x1,x2,x3,…,xn}

(7)

(2)n個變量的有限值域集合:

D={d(x1),d(x2),…,d(xn)}

(8)

其中,d(xi)為變量xi的有限域,i=1,2,…,n;

(3) 約束的有限集:

C={c1,c2,…,cm}

(9)

約束ci涉及變量集:

{xi1,xi2,…,xij}∈X

(10)

其中:

i=1,2,…,m,1≤j≤n

(11)

則稱ci為在變量集{xi1,xi2,…,xij}上的j元約束,變量集{xi1,xi2,…,xij}為約束ci的約束范圍[11]。

故CSP算法的核心是確定變量V、值域D以及約束C,分別對變量V、值域D和約束C建模,然后利用回溯算法在值域D中尋找滿足約束C的變量V的解集。對于飛控作動系統而言,CSP算法的流程圖如圖3所示。

圖3 CSP算法流程圖

(1) 對飛控作動系統進行變量V和值域D的建模;

(2) 對飛控作動系統約束C進行建模,并按照用戶需求定義約束;

(3) 將已經建模的變量V、值域D以及約束C進行回溯算法設計。

(4) 在所有的架構中為飛機篩選出符合設計者要求即滿足約束C的飛控作動系統架構,得到算法的結果。

3.2 變量V和值域D建模

在對BWB飛機進行飛控作動系統架構設計時,CSP算法中的變量V是飛控作動系統中的作動器,作動器是變量,為每個舵面選擇合適的作動器,且為每個舵面的作動器配置合適的能源,配置飛控計算機進行指令控制,BWB飛機后緣有20個操縱面,基于多數量舵面將一個操縱面配備一個作動器,共有20個作動器,那么CSP算法中的變量V建?？梢员硎緸閇12]:

V={A1,A2,A3,…A20}

(12)

作動器的類型選取常用的三種:HA,EHA,EBHA,下面對值域D進行建模分析:

(1) HA是液壓源類型作動器,必須由液壓動力源提供動力,所以HA作動器必須連接一個液壓源以提供動力,飛機有兩個液壓源,所以HA可以由1號液壓源來提供動力,也可以由2號液壓源提供動力,分別記為H1,H2。

(2) EHA是電力源類型的作動器,其必須由電力動力源提供作動器需要的動力,所以EHA作動器必須連接一個電力源以提供動力,飛機有兩個電力動力源,所以EHA可以由1號電力動力源來提供動力,也可以由2號電力動力源提供動力,分別記為E1,E2。

(3) EBHA是液壓動力源和電力動力源混合類型的作動器,必須由液壓動力源和電力動力源一起提供動力,所以EBHA作動器必須連接一個液壓源和一個電力動力源以提供動力,飛機有兩個液壓源和兩個電力源,所以EBHA可以由兩個液壓源和兩個動力源組合來提供動力,分別記為E1H1,E1H2,E2H1,E2H2。

從上述分析可以知道,作動器可選的有8種方案,值域D可以表示為:

D={E1,E2,H1,H2,H1E1,H1E2,H2E1,H2E2}

(13)

作動器變量V只能在值域D中進行選擇。為方便進行程序的設計以及提高計算的速度,為值域中的每個作動器類型進行賦值,如表3所示,那么值域D可以表示為:

表3 值域D賦值

D={0001,0010,0100,1000,0101,0110,1001,1010}

(14)

每個作動器連接一個主飛控計算機PFCC和一個備用飛控計算機SFCC,那么每個作動器可選的飛控計算機FCC組合為:

F={P1S1,P1S2,P1S3,P2S1,P2S2,P2S3,P3S1,P3S2,P3S3}

(15)

為了方便進行程序的編寫和提高程序運行速度,將每個計算機組合編碼如表4所示,那么F可以表示為:

表4 FCC賦值

F={11,12,13,21,22,23,31,32,33}

(16)

3.3 約束C建模

在對變量V和值域D進行建模之后,下面對約束C進行分析[13],約束包括設計和技術上的規則、約束以及安全性要求,確定約束C為的是篩掉不符合這些技術約束的飛控作動系統架構,為BWB飛機找到合適的、符合約束的架構。

對于BWB新構型飛機,飛控作動系統選擇采用集中式架構,由飛控計算機進行控制律的處理與計算,所有的作動器接收飛控計算機的指令進行操作,飛控計算機是飛控系統的核心部件,為了避免因飛控計算機故障引起的作動系統架構癱瘓,設置了備用計算機,在主計算機故障無法工作的時候,備用計算機承擔起相應的功能。飛控計算機FCC由3個主飛控計算機PFCC和3個備用計算機SFCC共6個計算機組成,每一個作動器連接一個主飛控計算機PFCC和一個備用飛控計算機SFCC。每兩個相鄰的作動器連接到不同的飛控計算機組合,這樣可以降低因同樣飛控計算機故障而導致的多個相鄰作動器故障發生的概率,且所有飛控計算機的組合需要在后緣操縱面進行分布。

能源配置采用2H/2E,即兩個液壓源和兩個電力源提供動力。每個舵面有一個作動器,每個作動器連接適當類型的動力源,即EBHA同時連接電力源和液壓源;HA連接液壓源;EHA連接電力源。為了降低因能源故障導致飛機故障發生的概率,后緣操縱面相鄰的兩個作動器的動力源要不同,且后緣操縱面要包含所有的動力源,保證負載均衡。

3.4 回溯算法設計

回溯算法每次為一個變量賦值,當沒有符合約束的值可以賦給某變量的時候就回溯[14]。每次選擇一個變量,給變量賦值并檢查賦值是否滿足約束,如果所賦的值不能滿足約束條件,則會選擇其他賦值,并再次進行檢查。如果所賦的值滿足約束條件,那么繼續給其他變量賦值,直到所有的變量賦值都符合約束條件,那么這組變量賦值就是一個符合約束的解集?；厮菟惴〞鸩?、依次、全面的為每個變量賦值并檢查是否符合約束,從而把滿足約束的解集找出來[15]。

回溯算法的流程圖如圖4所示,在對飛控作動系統建立CSP模型后,回溯算法從變量V中選擇一個變量Ai,并從值域D中選擇一個值di,把di值賦給Ai,然后判斷Ai=di是否滿足約束C中的所有約束。如果Ai=di滿足約束C中的所有約束,那么回溯算法將給下一個變量賦值,且檢查該變量是否滿足約束C中的全部約束,執行相同的操作;如果Ai=di不滿足約束C中的所有約束,那么回溯算法將跳轉到前一個變量進行重新賦值,然后再判斷該變量是否符合約束C中的所有約束,執行相同的操作[16]。直到窮盡給每個變量所有的賦值可能,并篩選出符合約束C全部約束的飛控系統架構即為所求。

圖4 回溯算法流程圖

3.5 算法結果

基于CSP算法對BWB飛機作動系統架構進行設計,在1049種候選作動系統架構中,用時不到7 min為飛機找到了109種符合技術約束和設計原則的作動系統架構。通過分析,參考文獻[3-5]中的架構初步篩選算法從飛機1029種候選架構中找到了1010種滿足要求的架構,用時超8 min。文獻[4]分支定界算法是一種窮盡搜索的算法,要窮盡所有的可能進行架構的篩選,耗時較長;文獻[5]遺傳算法對新空間的探索能力是有限的,也容易收斂到局部最優解,當涉及到大量計算導致問題復雜時,耗時時間長,不利于大規模的架構篩選。本研究的CSP算法依照2.1節的安全性技術約束和設計原則對可能架構進行評判,若第一條約束不滿足,則直接丟棄此空間中的某一組配置,因此采用CSP算法進行架構初步篩選用時更短,縮短了設計周期。表5列出了篩選后其中的三種飛控作動系統架構配置。

表5 篩選后的架構舉例

注:序號1到序號3分別列出了左側機翼最左邊到最右邊10個舵面以及右側機翼最右邊到最左邊10個舵面的架構配置,表中的4位數字表示的是舵面中作動器的類型,括號中表示的是作動器連接的主計算機(PFCC)和備用計算機(SFCC)組合。

圖5給出了表5中列出的飛控作動系統架構配置圖,從圖中可以看出,每個作動器連接到適當類型的能源,且每個作動器連接一個主飛控計算機PFCC和一個備用飛控計算機SFCC,相鄰的兩個作動器連接到不同的計算機和能源,后緣操縱面包含了全部能源和飛控計算機。經過CSP算法篩選得到的作動系統架構符合2.1節的安全性設計原則和技術約束。

圖5 作動系統架構配置示意圖

作動系統架構設計篩選的進程如圖6所示,程序剛開始運行的時候,由于不符合約束的架構較多,所以篩選的進程較快,隨著時間的推移,篩選的速度大體呈現衰減的趨勢,最終在約7 min的時候完成了對作動系統架構的設計篩選,為BWB飛機找到了合適的作動系統架構。

圖6 CSP算法架構篩選進程圖

當前初步大規模篩選出的架構數量為設計者提供了可供后續選擇的較大空間,后續將開展對作動系統架構的安全性定量分析,篩選和縮小架構設計空間數量,進一步為BWB飛機找到滿足安全性概率要求、重量、能耗等的最優作動系統架構。

4 結論

本研究針對BWB飛機舵面數量較多導致架構設計困難的問題,基于CSP算法對BWB飛機進行了飛控作動系統架構設計研究,得到以下結論:

(1) BWB飛機的舵面比TAW常規構型的飛機多,且每個舵面承擔著多種功能,每個舵面和多個飛控計算機以及能源連接,因此BWB飛機的架構數量要比TAW傳統構型的飛機更多,設計空間更大。研究分析得出了BWB飛機飛控作動系統架構設計原則和技術約束。

(2) 基于CSP算法對BWB飛機作動系統架構進行設計篩選,最終在可接受的時間為BWB飛機找到了符合安全性設計原則與技術約束的飛控作動系統架構,同文獻中其他算法相比縮短了設計周期,提高了設計效率。

后續將在本研究的基礎上,基于安全性分析建模進一步篩選架構,且對作動系統架構進行多目標優化,即對作動系統架構進行重量估計、功率評估、成本估算等,為BWB飛機找到最優架構。