陳克艷

（中國特種飛行器研究所，湖北 荊門 448035）

飛行安全關鍵系統(tǒng)內的大氣數(shù)據系統(tǒng)能夠對安裝在飛機機體外部的全靜壓傳感器以及總溫傳感器、風標傳感器等諸多硬件設施，完成與飛行高度關聯(lián)的靜壓全壓，以及大氣讀文的測量工作相關信息，經過補償修正后能夠提供給飛行控制系統(tǒng)，并且能夠提供給航空電子系統(tǒng)等諸多系統(tǒng)。在實際應用中，能夠在飛機操控集顯示中進行使用。由于大氣數(shù)據系統(tǒng)測量的參數(shù)，會直接或者間接體現(xiàn)飛機的運行狀態(tài)，并且與飛機的阻力、限制速度以及攻角限制等諸多內容具有密切關聯(lián)。其測量參數(shù)會更加直接或者間接應用在飛機控制室內，文章分析多信息融合大氣數(shù)據系統(tǒng)故障隔離技術，希望以此能夠確保飛機安全飛行，并且使其系統(tǒng)的實際成本得到大幅度的下降。[1]

1 主流軍民航空器大氣數(shù)據系統(tǒng)余度配置概述

國外在軍用以及民用航空器的設置過程中，會對一路飛行控制系統(tǒng)進行應用，確保飛機根據安全性實際任務更加可靠。大氣數(shù)據系統(tǒng)是關鍵飛行傳感器極為重要的系統(tǒng)，并且是飛控系統(tǒng)以及座艙顯示系統(tǒng)在應用中極為重要的信息來源，能夠進一步將其所提供的攻角、動壓等諸多信息精準有效地運用在飛行器上。將飛行過程中具有的阻力、升力等氣動力以及控制面動作的各類氣動力矩進行反映，并且能夠對飛行員實際的飛行高度進行提示，對于速度的諸多關鍵信息進行提示。

由此，典型軍民飛機的大氣數(shù)據控制系統(tǒng)在實際情況下，會應用與座艙顯示飛控系統(tǒng)具有高度適應性的配置。[2]

2 多余度大氣參數(shù)的故障隔離研究

2.1 常規(guī)性多余度大氣參數(shù)故障隔離

在一般情況下，對于具備足夠余度設計的各類大氣數(shù)據系統(tǒng)而言，各種設備的電氣電路自檢測時，進一步以飛控系統(tǒng)，并且使用航空電子系統(tǒng)進行應用采取表決方式，在一定程度上能夠完成大氣數(shù)據系統(tǒng)故障隔離工作，確保各類故障信息能夠在系統(tǒng)外進行排除。在應用中，能夠更為正確地應用信息，以此實現(xiàn)飛機控制。傳感器信息其表決算法具有高度的多樣性，一般情況下，與設備的可靠性指標以及信號重要程度與移動配置具有密切關聯(lián)。

就大氣參數(shù)角度，當前多數(shù)軍用以及民用分析，對應用的余度配置主要為三、四余度，主要包含電氣余度以及機械余度。監(jiān)控表決技術在應用中的成熟度相對較高。舉例說明，在三余度信息處理中，在所有移動信息并未超出監(jiān)控門線并且處于有效狀態(tài)時，能夠通過對均值進行提取，將其作為表決參數(shù)完成控制工作。若一個余度信息出現(xiàn)無效情況，而其他兩個余度信息處于有效狀態(tài)，且剩余兩個余度信息的偏差并不超出監(jiān)控門限時，應用剩余兩個余度的均值作為表決時，在監(jiān)控控制中進行應用，僅有一個移動信息處于有效狀態(tài)。同時，設備的可靠性相對較高，可以對僅剩的余度信息進行應用，將其作為表決值，由此完成實際的控制工作。反之，可認定各余度所對應的信息出現(xiàn)失效情況。由此，常規(guī)多余度大氣參數(shù)在監(jiān)控表決使用中，其邏輯較為清楚且具有方便、快捷的特征。在實際故障產生時，能夠更加準確地對故障進行隔絕，確保飛機的安全性得到大幅度的提升。[3]

2.2 多信息融合技術背景下的多余度大氣參數(shù)故障隔離

技術發(fā)展較為迅速，航空運輸?shù)戎T多領域需要以更少的能耗作為代價，完成數(shù)量更多的貨物運輸工作。同時，在飛機生產公司的發(fā)展過程中，正逐步研究降低飛機成本，以此獲取更大的利益。

在軍事領域層面，隱身需求是后續(xù)先進作戰(zhàn)飛機發(fā)展極為重要的標志之一。在上述各種需求的背景下，飛行器大氣數(shù)據系統(tǒng)在發(fā)展過程中，外露探頭數(shù)量受到一定程度的限制，并且在最大程度上需要減少外漏探頭，其要求更為明顯。根據資料研究可以發(fā)現(xiàn)，在美國F-22 以及F-35 先進戰(zhàn)機的建造過程中，其大氣數(shù)據系統(tǒng)僅安裝兩只突出機身表面的大氣數(shù)據傳感器探頭。在實際的構造中，會安裝與機身相齊平的靜壓孔，以此對動靜壓以及側滑角、攻角進行測量。雖然能夠增加采集電路，同時通過接口電路以及結算電路增加等諸多方法獲取多余度大氣參數(shù)信息，但在機械余度層面，大氣數(shù)據系統(tǒng)在一度配置中設置為兩余度的配置。在航行狀態(tài)下，若某一只探頭存在物理損壞，比如出現(xiàn)撞鳥或者結冰等情況，測量的上述大氣數(shù)據會出現(xiàn)分離的故障問題。并且在部分情況下很難對故障以常規(guī)電氣電路自檢方式進行確認。而在此背景下，如何對故障信號進行隔離，對正確信號進行選用，對航行的安全予以支撐便極為重要。由于無法獲取更為詳細的資料，所以無法對相關飛機大氣參數(shù)故障隔離應用的方法進行確定。但在研究中可以初步認為，在相關機型的飛機飛行中，可能會應用多信息融合輔助，以此完成故障隔離。[4]

2.2.1 多信息融合隔離大氣參數(shù)故障的原理

目前在國內外的研究中，應用多信息融合技術完成大氣參數(shù)計算的研究時間相對較長，同時也形成了各種類型的研究方法，主要包含應用慣性參考系統(tǒng)信息完成大氣參數(shù)估計運算，獲取各類關鍵飛行大氣參數(shù)。同時包含綜合使用慣性信息以及氣動數(shù)據庫，對大氣飛行參數(shù)進行估算等諸多方法。但就事實而言，綜合對其他系統(tǒng)信息進行應用，以此對大氣參數(shù)完成估計之后，其主要的實際應用效果在于建設了一個或者多個余度虛擬大氣參數(shù)系統(tǒng)。同時，在對大氣數(shù)據系統(tǒng)故障完成實際隔離的過程中，會將虛擬代替參數(shù)以及真實大氣參數(shù)系統(tǒng)所測取的數(shù)據完成有效的監(jiān)控表決。而此模式在一定程度上能夠對缺少機械余度的多余度大氣數(shù)據系統(tǒng)故障隔離與監(jiān)測問題進行有效的解決。就目前而言，這是對關鍵參數(shù)表決進行有效完成極為高效的方法。[5]

大氣數(shù)據系統(tǒng)在實際構建過程中，存在的基礎參數(shù)主要為側滑角、攻角等諸多參數(shù)，其中通常討論的實際飛行高度主要為靜壓函數(shù)以及校準整體動壓的實際函數(shù)。攻角與側滑角在一般情況下會對直接測量的方式予以獲取，由此代表著對于非機動靜壓以及側滑角、攻角予以獲取之后，其他大氣參數(shù)在一定程度上可對上述參數(shù)進行應用。通過大氣方程以及伯努利方程完成實際的計算，應用慣性參數(shù)完成虛擬大氣數(shù)據系統(tǒng)的余度分析，實際核心主要是應用機載大氣數(shù)據系統(tǒng)的高度速度側滑角以及攻角等諸多信息。同時，應用參考系統(tǒng)的高度速度、航向角以及實際的姿態(tài)角信息獲取實時的風速矢量。同時，對已知風速矢量以及慣性參數(shù)進行有效的應用，完成上述關鍵大氣參數(shù)的反向結算。此反向結算在一定程度上所獲得的大氣參數(shù)能夠形成多個的虛擬參數(shù)。在大氣數(shù)據參數(shù)隨機測量參數(shù)存在分離，同時無法對現(xiàn)有的測量大氣參數(shù)完成多余度表決，對正常信息予以確定時，應用此融合計算參數(shù)，在一定程度上能夠有效隔離各類故障信息。

舉例說明，在雙機械余度大氣數(shù)據系統(tǒng)的應用中，若應用兩個余度大氣數(shù)據系統(tǒng)測量單元與計算單元，正常運行實際輸出參數(shù)的表現(xiàn)良好且一致。在此背景下，應用測量好大氣數(shù)據與慣性，參考系統(tǒng)的慣性參數(shù)，在一定程度上能夠完成實時風速矢量的濾波以及結算處理，若雙余度大氣數(shù)據及系統(tǒng)的某一單元，比如風標以及空速管等諸多傳感器存在故障的情況下，同時以電氣自檢模式無法對故障予以確認的情況下，飛機系統(tǒng)如飛控系統(tǒng)等很難以常規(guī)監(jiān)測表決技術對故障源進行隔離。若故障處于諸事階段，比如分離趨勢剛剛出現(xiàn)時，需要對風速矢量結算予以凍結。在此情況下，需有效地防止大氣參數(shù)出現(xiàn)錯誤而對風速信息產生影響。通過對風速矢量進行凍結，并且應用慣性參數(shù)，可進一步完成虛擬大氣參數(shù)系統(tǒng)的余度信息結算工作，由于融合結算大氣參數(shù)，在此情況之下，僅能夠與慣性參數(shù)系統(tǒng)完成具體的關聯(lián)，實際使用中并未遇到各類故障以及大氣數(shù)據余度的實際影響。

因此，在具體使用過程中參數(shù)能夠具有更加優(yōu)異的精度，同時，正常大氣數(shù)據系統(tǒng)余度的使用能夠具備更為優(yōu)異的一致性。通過對此特征進行應用，對表決器或者監(jiān)控器進行設計，在一定程度上能夠更加快速地對存在故障的大氣信息源進行有效的隔離，以此選取較為正常的大氣參數(shù)，完成飛機的顯示以及控制。[6]

2.2.2 多信息融合隔離大氣參數(shù)故障仿真

以上述原理對仿真器進行設計，并且與飛行數(shù)據進行有效結合完成仿真驗證。在實際仿真器中輸入真實飛行數(shù)據，主要包含雙余度大氣數(shù)據系統(tǒng)兩個通道具有的側滑角、攻角、靜壓測量值以及全壓值與實際的慣性參考系統(tǒng)的高度以及姿態(tài)角航向輸出，使實際表現(xiàn)之后的靜壓、全壓以及攻角依照整體氣流以及機體坐標系實際轉換關系，將真空速進一步向機體坐標系進行有效的分解。而后，依照大氣真空塑以及實際慣性總數(shù)的實際關系，獲取風速矢量。若存在兩余度大氣測量參數(shù)不一致的情況，需要停止對風速進行計算，并且對已經完成計算的風速矢量以及慣性信息進行應用，完成大氣參數(shù)反向的結算工作。[7]

2.2.3 應急通信中轉站設置

由于小型無人機中繼通信具有噪聲低、易于攜帶和控制、升空快等優(yōu)點，在大氣數(shù)據監(jiān)測中，基于無人機對戰(zhàn)破壞評估的破壞評估系統(tǒng)的應用參照應急通信中轉站的應用。例如，當路面損壞評估系統(tǒng)被破壞時，將中斷與作戰(zhàn)部隊的溝通。除了對地面中轉站進行緊急維修外，還可以應用緊急通信中轉站采用通信方式。在整個過程中，無人機戰(zhàn)斗中繼通信設備可以快速返回工作，盡管數(shù)據信號傳輸間距低于地面設備通信設備。雖然數(shù)據的傳輸是有限的，但可以在間距中增加可以正常工作的無人機對戰(zhàn)破壞評估，建立數(shù)據信號，加強促進數(shù)據信號的遠程傳輸。設計近距離無人機對戰(zhàn)破壞評估時，應充分考慮到無人機對戰(zhàn)破壞評估的耐久性和隱蔽性，以滿足通信中轉設備的高度限制，對無人機對戰(zhàn)破壞評估設計提出了嚴格的標準。同時，應急通信中轉站也需要全天候應用，要求無人機對戰(zhàn)破壞評估可以保證螺旋槳葉片的密封性和牢固性，同時足以保證無人機對戰(zhàn)破壞評估的抗風性，只有符合上述標準的無人機對戰(zhàn)破壞評估，通過數(shù)據信號的改進和傳輸，才能快速準確地傳輸數(shù)據信號。[8]

3 結語

應用大氣數(shù)據系統(tǒng)以及慣性參考系統(tǒng)，可將其作為反映飛機飛行狀態(tài)的兩類傳感器系統(tǒng)，應用差異化的測量原理，完成大氣參數(shù)以及慣性參數(shù)的測量。使用上述兩個系統(tǒng)進行參數(shù)輸出，能夠完成實時風速矢量計算。同時，對風速矢量以及慣性參數(shù)進行應用，能夠確保進行大氣參數(shù)的結算工作。在此背景下，能夠進一步地形成虛擬大氣數(shù)據系統(tǒng)，并且以監(jiān)控表決的方式，在一定程度上能夠對傳統(tǒng)系統(tǒng)自檢測無法測取的故障進行綜合性的檢測，選取正確的大氣數(shù)據，使用在飛機的操控上。此技術在應用過程中能夠降低對傳統(tǒng)大氣數(shù)據系統(tǒng)的硬件余度要求。