楊建忠, 楊洪利, 孫曉哲

(中國(guó)民航大學(xué) 安全科學(xué)與工程學(xué)院, 天津 300300)

引言

未來(lái)航空運(yùn)輸市場(chǎng)客貨周轉(zhuǎn)量的快速提升,對(duì)大型飛機(jī)提出了更嚴(yán)苛的要求。目前采用筒狀機(jī)身加機(jī)翼(Tube And Wing,TAW)的常規(guī)布局飛機(jī)已經(jīng)發(fā)展了很多年,其氣動(dòng)特性很難進(jìn)一步提升,這就要求研究新構(gòu)型飛機(jī)以滿足未來(lái)航空運(yùn)輸對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性等方面提出的嚴(yán)苛要求。采用翼身融合構(gòu)型(Blended Wing Body,BWB)成為提升未來(lái)飛機(jī)綜合性能的重要發(fā)展方向,引起各大飛機(jī)廠商和科研院所的廣泛關(guān)注。BWB飛機(jī)因具有如下特征和優(yōu)勢(shì)[1],可以更好的滿足對(duì)民機(jī)經(jīng)濟(jì)性、環(huán)保性等要求:

(1) 高氣動(dòng)特性配合低耗油率,較大幅度地降低飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量,降低尾氣污染物的排放;

(2) 為提高操縱性, 配備較大數(shù)量舵面同時(shí)舵面具有二軸或三軸功能。

運(yùn)輸類飛機(jī)適航規(guī)章25.1309(b)款對(duì)飛控系統(tǒng)的安全性提出了極高要求[2],當(dāng)前工業(yè)一般采用余度容錯(cuò)的架構(gòu)設(shè)計(jì)方法以滿足失效-安全的設(shè)計(jì)要求,飛控系統(tǒng)的架構(gòu)設(shè)計(jì)對(duì)于飛機(jī)飛行安全至關(guān)重要。飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)的任務(wù)是針對(duì)余度的動(dòng)力源、作動(dòng)器和計(jì)算機(jī)找到相應(yīng)的組合,以滿足不同失效后的安全性概率要求。對(duì)于BWB新構(gòu)型飛機(jī),其舵面數(shù)量增多,每個(gè)舵面承擔(dān)著多種功能,同時(shí)新型動(dòng)力源和作動(dòng)器類型多樣,因此架構(gòu)設(shè)計(jì)比較困難,用傳統(tǒng)的試錯(cuò)法在可接受的時(shí)間內(nèi)為飛機(jī)找到合適的架構(gòu)是不可能的。因此,針對(duì)BWB構(gòu)型飛機(jī)迫切需要新的作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)方法。

國(guó)內(nèi)某大學(xué)提出了一種飛機(jī)飛控作動(dòng)系統(tǒng)智能設(shè)計(jì)與優(yōu)化方法,通過(guò)對(duì)飛機(jī)飛控作動(dòng)系統(tǒng)進(jìn)行功能分析、設(shè)計(jì)空間探索、安全評(píng)估、多目標(biāo)優(yōu)化、多目標(biāo)決策等在短時(shí)間內(nèi)為某型飛機(jī)確定能耗、重量等的最優(yōu)架構(gòu)[3]。國(guó)外某公司提出了分支定界(Branch &Bound)算法來(lái)優(yōu)化選取飛控系統(tǒng)的架構(gòu),該算法是基于安全約束和權(quán)重準(zhǔn)則去優(yōu)化飛控系統(tǒng)結(jié)構(gòu)[4]。QI Haitao等[5]提出了把遺傳算法用于對(duì)多電飛機(jī)作動(dòng)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)。當(dāng)前這些方法主要應(yīng)用到常規(guī)構(gòu)型飛機(jī)上,適用于常規(guī)構(gòu)型飛機(jī)的架構(gòu)設(shè)計(jì),BWB飛機(jī)由于具有多功能舵面和舵面數(shù)量增加,因此架構(gòu)設(shè)計(jì)將更為復(fù)雜。CSP算法主要依據(jù)技術(shù)約束和設(shè)計(jì)原則進(jìn)行架構(gòu)設(shè)計(jì)的初步大規(guī)模篩選,可以明顯縮短篩選時(shí)間,適用于BWB構(gòu)型飛機(jī)作動(dòng)系統(tǒng)初步的架構(gòu)設(shè)計(jì)。

研究對(duì)象選取某型BWB構(gòu)型飛機(jī),如圖1所示,該型BWB飛機(jī)主要依靠后緣20個(gè)操縱面完成飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)、俯仰等功能,后緣設(shè)計(jì)有方向舵和升降舵,輔助飛機(jī)完成相應(yīng)的功能。BWB飛機(jī)舵面數(shù)量比常規(guī)構(gòu)型飛機(jī)更多且每個(gè)舵面承擔(dān)著多種功能。

圖1 某型BWB構(gòu)型飛機(jī)

本研究針對(duì)BWB構(gòu)型飛機(jī)舵面數(shù)量多導(dǎo)致作動(dòng)配置設(shè)計(jì)困難的問(wèn)題,將采用CSP算法進(jìn)行BWB飛機(jī)飛控作動(dòng)系統(tǒng)的架構(gòu)設(shè)計(jì),為該型BWB飛機(jī)篩選出符合技術(shù)約束和安全設(shè)計(jì)原則的作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)。

1 飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)分析

1.1 作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)概述

對(duì)于常規(guī)構(gòu)型飛機(jī)而言,飛控作動(dòng)系統(tǒng)的功能是通過(guò)操縱飛機(jī)的副翼控制滾轉(zhuǎn),操縱升降舵控制俯仰,操縱方向舵控制偏航[6]。對(duì)于BWB飛機(jī),舵面具有多功能,即可同時(shí)控制滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航,每個(gè)舵面承擔(dān)著多種功能。

飛控作動(dòng)系統(tǒng)由飛控計(jì)算機(jī)、動(dòng)力源、舵面、作動(dòng)器、傳感器等部分組成,多種傳感器將飛機(jī)本身的姿態(tài)數(shù)據(jù)傳到飛控計(jì)算機(jī),飛控計(jì)算機(jī)經(jīng)過(guò)控制律解算后將指令發(fā)送給作動(dòng)器,使相應(yīng)舵面按照指令完成規(guī)定的指令偏轉(zhuǎn),并將舵面位置反饋給飛控計(jì)算機(jī),動(dòng)力源為作動(dòng)器提供動(dòng)力[7]。圖2是A350飛機(jī)的飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu),即舵面與飛控計(jì)算機(jī)、作動(dòng)器、動(dòng)力源的配置情況。A350飛機(jī)能源結(jié)構(gòu)是2H/2E型,即由2個(gè)電力源和2個(gè)液壓源提供能源[8],由6個(gè)飛行控制計(jì)算機(jī)(Flight Control Computer,FCC)進(jìn)行控制,其中3個(gè)是主飛行控制計(jì)算機(jī)(Primary Flight Control Computer,PFCC),3個(gè)是備用計(jì)算機(jī)(Spare Flight Control Computer,SFCC),作動(dòng)器包括傳統(tǒng)液壓作動(dòng)器(Hydraulic Actuator,HA)、電靜液作動(dòng)器(Electro-hydrostatic Actuator,EHA)、電氣備份液壓作動(dòng)器(Electro-backup-hydraulic Actuator,EBHA)等。

圖2 A350飛機(jī)架構(gòu)圖

1.2 作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)空間探索

針對(duì)傳統(tǒng)構(gòu)型TAW飛機(jī),飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)的設(shè)計(jì)空間較大,可通過(guò)如下分析計(jì)算架構(gòu)設(shè)計(jì)的數(shù)量。

定義液壓動(dòng)力源數(shù)量為nh,電力動(dòng)力源數(shù)量為ne,飛行控制計(jì)算機(jī)FCC數(shù)量為nc,且每個(gè)作動(dòng)器至少由一臺(tái)飛行控制計(jì)算機(jī)進(jìn)行控制,對(duì)于單個(gè)控制面,其可能的架構(gòu)數(shù)量為Nact,如式(1)所示:

Nact=(nh+ne+nh×ne)×(nc+nc×(nc-1))

(1)

根據(jù)安全性要求,控制面通常需要不同數(shù)量的作動(dòng)器以實(shí)現(xiàn)余度容錯(cuò),這導(dǎo)致每個(gè)控制面具有不同的架構(gòu)數(shù)。

為了與BWB新構(gòu)型飛機(jī)進(jìn)行對(duì)比,本研究只考慮機(jī)翼后緣舵面,一個(gè)副翼有兩個(gè)作動(dòng)器,其可能的架構(gòu)數(shù)量為Na,如式(2)所示:

(2)

對(duì)于任何一個(gè)舵面,其具有m個(gè)作動(dòng)器,則該舵面可能的架構(gòu)數(shù)量為Nx,如式(3)所示:

(3)

通過(guò)上述公式可知,對(duì)于一個(gè)具有na個(gè)副翼以及nx個(gè)其他舵面的飛控作動(dòng)系統(tǒng),其可能的架構(gòu)數(shù)量為N,如式(4)所示:

(4)

通過(guò)式(4)可以計(jì)算出一個(gè)飛機(jī)具有的架構(gòu)數(shù)量[4]。

下面以空客A320,A340以及A350為例進(jìn)行說(shuō)明,如表1所示,可以看出,A320,A340以及A350滾轉(zhuǎn)操縱的作動(dòng)系統(tǒng)可能的架構(gòu)數(shù)量很多,以A350架構(gòu)為例,有超過(guò)1029種架構(gòu)組合,假設(shè)只需要1 ns就可以對(duì)架構(gòu)進(jìn)行評(píng)估,那么所需的CPU時(shí)間仍將超過(guò)1012年。故用傳統(tǒng)的試錯(cuò)法在可接受的時(shí)間內(nèi)確定最佳架構(gòu)是不可能的。

表1 可能的架構(gòu)數(shù)量

相較于TAW飛機(jī),BWB飛機(jī)的舵面數(shù)量要比TAW飛機(jī)多,且每個(gè)舵面承擔(dān)著多種功能,舵面之間的聯(lián)系更為密切,通過(guò)式(1)～式(4)可知,BWB飛機(jī)的作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)數(shù)量將比TAW飛機(jī)的架構(gòu)數(shù)量更多,進(jìn)一步表明用傳統(tǒng)的試錯(cuò)法是不現(xiàn)實(shí)的,將花費(fèi)巨大的時(shí)間和成本。

BWB飛機(jī)的操縱面比較多,且可選的作動(dòng)器類型很多,這就使得可選的架構(gòu)數(shù)量大大增加,針對(duì)如此龐大的設(shè)計(jì)空間,研究快速確定合適架構(gòu)的方法是非常必要的。

2 BWB飛機(jī)飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)原則分析

2.1 作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)原則方法

為針對(duì)BWB構(gòu)型飛機(jī)開(kāi)展飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì),分析傳統(tǒng)構(gòu)型飛機(jī)飛控作動(dòng)系統(tǒng)的架構(gòu)設(shè)計(jì)原則和方法,同時(shí)為了保證飛控作動(dòng)系統(tǒng)的安全性概率和目標(biāo)要求,即單個(gè)計(jì)算機(jī)、單個(gè)舵機(jī)或單套能源失效都不能喪失對(duì)某一個(gè)舵面的控制[9],總結(jié)給出BWB構(gòu)型飛機(jī)飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)的設(shè)計(jì)原則和技術(shù)約束[10]。

1) 電源和作動(dòng)系統(tǒng)

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

(2) 每個(gè)后緣操縱面由一個(gè)作動(dòng)器執(zhí)行;

(3) 所有后緣操縱面不允許使用EMA(由于EMA易發(fā)生機(jī)械卡阻);

(4) 兩個(gè)相鄰后緣操縱面作動(dòng)器的動(dòng)力源不同;

(5) 后緣操縱面要包含所有的動(dòng)力源。

2) 飛行控制計(jì)算機(jī)(FCC)

(1) FCC由余度計(jì)算機(jī)組成;

(2) 兩個(gè)相鄰舵面的作動(dòng)器應(yīng)具有不同的FCC;

(3) 舵面作動(dòng)器應(yīng)連接到兩個(gè)不同的FCC進(jìn)行配置(主備模式);

(4) 電源和FCC應(yīng)均勻分布,以分別具有相當(dāng)?shù)呢?fù)載。

在飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)的以上安全性設(shè)計(jì)原則和技術(shù)約束中,安全性和共因故障是要重點(diǎn)考慮的因素。BWB飛機(jī)多操縱面布置實(shí)現(xiàn)了氣動(dòng)冗余,為保證飛控作動(dòng)系統(tǒng)安全性滿足10-9概率要求,將多余度能源和計(jì)算機(jī)指令信號(hào)在全部舵面上進(jìn)行分配,保證單套能源或單個(gè)計(jì)算機(jī)指令驅(qū)動(dòng)的一組舵面仍能達(dá)到飛機(jī)的最低可接受操縱。同時(shí)基于計(jì)算機(jī)電子部件失效率高的問(wèn)題,每個(gè)舵機(jī)接收兩個(gè)不同的余度計(jì)算機(jī)信號(hào)。架構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)考慮共因失效,即防止同一原因或同一事件導(dǎo)致的多個(gè)設(shè)備或系統(tǒng)同時(shí)失效,因此本研究中考慮到相鄰舵面同時(shí)喪失會(huì)對(duì)飛行造成較大影響,因此兩個(gè)相鄰后緣舵面作動(dòng)器配置了不同的能源和計(jì)算機(jī)。

2.2 舵面作動(dòng)器及能源配置分析

該型BWB飛機(jī)機(jī)翼后緣設(shè)計(jì)有20個(gè)操縱面,采用2H/2E能源配置,即2個(gè)液壓動(dòng)力源和2個(gè)電力動(dòng)力源,舵面作動(dòng)器主要由HA,EHA,EBHA 3種。由6個(gè)飛行控制計(jì)算機(jī)進(jìn)行控制和計(jì)算,其中包括3個(gè)主飛控計(jì)算機(jī)PFCC和3個(gè)備用飛控計(jì)算機(jī)SFCC,每個(gè)作動(dòng)器至少由一個(gè)飛控計(jì)算機(jī)進(jìn)行控制,設(shè)定為一臺(tái)主用計(jì)算機(jī)和一臺(tái)備用計(jì)算機(jī)進(jìn)行控制,當(dāng)飛控計(jì)算機(jī)發(fā)生故障時(shí),備用飛控計(jì)算機(jī)可以繼續(xù)工作,通過(guò)式(1)可以計(jì)算出單個(gè)作動(dòng)器的飛控計(jì)算機(jī)和能源的組合數(shù)量。

后緣操縱面是BWB飛機(jī)功能的主要實(shí)現(xiàn)部件,每個(gè)后緣操縱面設(shè)計(jì)有一個(gè)作動(dòng)器,每個(gè)后緣操縱面可能的架構(gòu)數(shù)量為Nts,如式(5)所示:

Nts=Nact

(5)

通過(guò)上述公式可知,對(duì)于一個(gè)具有nts個(gè)后緣操縱面的飛控作動(dòng)系統(tǒng),其可能的架構(gòu)數(shù)量為N,如式(6)所示:

(6)

通過(guò)式(6)可以計(jì)算出該BWB飛機(jī)具有的所有可能的架構(gòu)數(shù)量,如表2所示。

表2 BWB飛機(jī)架構(gòu)數(shù)量

對(duì)比表1和表2可以看出,該型BWB飛機(jī)可能的架構(gòu)數(shù)量遠(yuǎn)遠(yuǎn)多于TAW飛機(jī)的架構(gòu)數(shù)量,它有超過(guò)1049種架構(gòu)組合,相對(duì)于傳統(tǒng)構(gòu)型飛機(jī),隨著舵面數(shù)量的增加,架構(gòu)設(shè)計(jì)空間增大了1020倍。

3 CSP算法架構(gòu)設(shè)計(jì)研究

3.1 CSP算法介紹

約束滿足問(wèn)題(Constraint Satisfaction Problem,CSP)算法是一種智能設(shè)計(jì)方法,在眾多領(lǐng)域已經(jīng)得到了廣泛的關(guān)注和研究,是解決實(shí)際問(wèn)題的一種很實(shí)用的方法,例如:機(jī)器視覺(jué)、生產(chǎn)調(diào)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(shí)質(zhì)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(jié)果是滿足約束C的,如果沒(méi)有滿足約束C的解集,那么該問(wèn)題無(wú)解。約束滿足問(wèn)題是一個(gè)三元組P=(X,D,C),其中:

(1)n個(gè)變量的有限集合:

X={x1,x2,x3,…,xn}

(7)

(2)n個(gè)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(duì)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(duì)于飛控作動(dòng)系統(tǒng)而言,CSP算法的流程圖如圖3所示。

圖3 CSP算法流程圖

(1) 對(duì)飛控作動(dòng)系統(tǒng)進(jìn)行變量V和值域D的建模;

(2) 對(duì)飛控作動(dòng)系統(tǒng)約束C進(jìn)行建模,并按照用戶需求定義約束;

(3) 將已經(jīng)建模的變量V、值域D以及約束C進(jìn)行回溯算法設(shè)計(jì)。

(4) 在所有的架構(gòu)中為飛機(jī)篩選出符合設(shè)計(jì)者要求即滿足約束C的飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu),得到算法的結(jié)果。

3.2 變量V和值域D建模

在對(duì)BWB飛機(jī)進(jìn)行飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí),CSP算法中的變量V是飛控作動(dòng)系統(tǒng)中的作動(dòng)器,作動(dòng)器是變量,為每個(gè)舵面選擇合適的作動(dòng)器,且為每個(gè)舵面的作動(dòng)器配置合適的能源,配置飛控計(jì)算機(jī)進(jìn)行指令控制,BWB飛機(jī)后緣有20個(gè)操縱面,基于多數(shù)量舵面將一個(gè)操縱面配備一個(gè)作動(dòng)器,共有20個(gè)作動(dòng)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(dòng)器的類型選取常用的三種:HA,EHA,EBHA,下面對(duì)值域D進(jìn)行建模分析:

(1) HA是液壓源類型作動(dòng)器,必須由液壓動(dòng)力源提供動(dòng)力,所以HA作動(dòng)器必須連接一個(gè)液壓源以提供動(dòng)力,飛機(jī)有兩個(gè)液壓源,所以HA可以由1號(hào)液壓源來(lái)提供動(dòng)力,也可以由2號(hào)液壓源提供動(dòng)力,分別記為H1,H2。

(2) EHA是電力源類型的作動(dòng)器,其必須由電力動(dòng)力源提供作動(dòng)器需要的動(dòng)力,所以EHA作動(dòng)器必須連接一個(gè)電力源以提供動(dòng)力,飛機(jī)有兩個(gè)電力動(dòng)力源,所以EHA可以由1號(hào)電力動(dòng)力源來(lái)提供動(dòng)力,也可以由2號(hào)電力動(dòng)力源提供動(dòng)力,分別記為E1,E2。

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

從上述分析可以知道,作動(dòng)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(dòng)器變量V只能在值域D中進(jìn)行選擇。為方便進(jìn)行程序的設(shè)計(jì)以及提高計(jì)算的速度,為值域中的每個(gè)作動(dòng)器類型進(jìn)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(gè)作動(dòng)器連接一個(gè)主飛控計(jì)算機(jī)PFCC和一個(gè)備用飛控計(jì)算機(jī)SFCC,那么每個(gè)作動(dòng)器可選的飛控計(jì)算機(jī)FCC組合為:

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

(15)

為了方便進(jìn)行程序的編寫和提高程序運(yùn)行速度,將每個(gè)計(jì)算機(jī)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(duì)變量V和值域D進(jìn)行建模之后,下面對(duì)約束C進(jìn)行分析[13],約束包括設(shè)計(jì)和技術(shù)上的規(guī)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(shù)約束的飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu),為BWB飛機(jī)找到合適的、符合約束的架構(gòu)。

對(duì)于BWB新構(gòu)型飛機(jī),飛控作動(dòng)系統(tǒng)選擇采用集中式架構(gòu),由飛控計(jì)算機(jī)進(jìn)行控制律的處理與計(jì)算,所有的作動(dòng)器接收飛控計(jì)算機(jī)的指令進(jìn)行操作,飛控計(jì)算機(jī)是飛控系統(tǒng)的核心部件,為了避免因飛控計(jì)算機(jī)故障引起的作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)癱瘓,設(shè)置了備用計(jì)算機(jī),在主計(jì)算機(jī)故障無(wú)法工作的時(shí)候,備用計(jì)算機(jī)承擔(dān)起相應(yīng)的功能。飛控計(jì)算機(jī)FCC由3個(gè)主飛控計(jì)算機(jī)PFCC和3個(gè)備用計(jì)算機(jī)SFCC共6個(gè)計(jì)算機(jī)組成,每一個(gè)作動(dòng)器連接一個(gè)主飛控計(jì)算機(jī)PFCC和一個(gè)備用飛控計(jì)算機(jī)SFCC。每?jī)蓚€(gè)相鄰的作動(dòng)器連接到不同的飛控計(jì)算機(jī)組合,這樣可以降低因同樣飛控計(jì)算機(jī)故障而導(dǎo)致的多個(gè)相鄰作動(dòng)器故障發(fā)生的概率,且所有飛控計(jì)算機(jī)的組合需要在后緣操縱面進(jìn)行分布。

能源配置采用2H/2E,即兩個(gè)液壓源和兩個(gè)電力源提供動(dòng)力。每個(gè)舵面有一個(gè)作動(dòng)器,每個(gè)作動(dòng)器連接適當(dāng)類型的動(dòng)力源,即EBHA同時(shí)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(dǎo)致飛機(jī)故障發(fā)生的概率,后緣操縱面相鄰的兩個(gè)作動(dòng)器的動(dòng)力源要不同,且后緣操縱面要包含所有的動(dòng)力源,保證負(fù)載均衡。

3.4 回溯算法設(shè)計(jì)

回溯算法每次為一個(gè)變量賦值,當(dāng)沒(méi)有符合約束的值可以賦給某變量的時(shí)候就回溯[14]。每次選擇一個(gè)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(huì)選擇其他賦值,并再次進(jìn)行檢查。如果所賦的值滿足約束條件,那么繼續(xù)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(gè)符合約束的解集?；厮菟惴〞?huì)逐步、依次、全面的為每個(gè)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(lái)[15]。

回溯算法的流程圖如圖4所示,在對(duì)飛控作動(dòng)系統(tǒng)建立CSP模型后,回溯算法從變量V中選擇一個(gè)變量Ai,并從值域D中選擇一個(gè)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(gè)變量賦值,且檢查該變量是否滿足約束C中的全部約束,執(zhí)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(zhuǎn)到前一個(gè)變量進(jìn)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(zhí)行相同的操作[16]。直到窮盡給每個(gè)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(tǒng)架構(gòu)即為所求。

圖4 回溯算法流程圖

3.5 算法結(jié)果

基于CSP算法對(duì)BWB飛機(jī)作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì),在1049種候選作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)中,用時(shí)不到7 min為飛機(jī)找到了109種符合技術(shù)約束和設(shè)計(jì)原則的作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)。通過(guò)分析,參考文獻(xiàn)[3-5]中的架構(gòu)初步篩選算法從飛機(jī)1029種候選架構(gòu)中找到了1010種滿足要求的架構(gòu),用時(shí)超8 min。文獻(xiàn)[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(jìn)行架構(gòu)的篩選,耗時(shí)較長(zhǎng);文獻(xiàn)[5]遺傳算法對(duì)新空間的探索能力是有限的,也容易收斂到局部最優(yōu)解,當(dāng)涉及到大量計(jì)算導(dǎo)致問(wèn)題復(fù)雜時(shí),耗時(shí)時(shí)間長(zhǎng),不利于大規(guī)模的架構(gòu)篩選。本研究的CSP算法依照2.1節(jié)的安全性技術(shù)約束和設(shè)計(jì)原則對(duì)可能架構(gòu)進(jìn)行評(píng)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(jìn)行架構(gòu)初步篩選用時(shí)更短,縮短了設(shè)計(jì)周期。表5列出了篩選后其中的三種飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)配置。

表5 篩選后的架構(gòu)舉例

注:序號(hào)1到序號(hào)3分別列出了左側(cè)機(jī)翼最左邊到最右邊10個(gè)舵面以及右側(cè)機(jī)翼最右邊到最左邊10個(gè)舵面的架構(gòu)配置,表中的4位數(shù)字表示的是舵面中作動(dòng)器的類型,括號(hào)中表示的是作動(dòng)器連接的主計(jì)算機(jī)(PFCC)和備用計(jì)算機(jī)(SFCC)組合。

圖5給出了表5中列出的飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)配置圖,從圖中可以看出,每個(gè)作動(dòng)器連接到適當(dāng)類型的能源,且每個(gè)作動(dòng)器連接一個(gè)主飛控計(jì)算機(jī)PFCC和一個(gè)備用飛控計(jì)算機(jī)SFCC,相鄰的兩個(gè)作動(dòng)器連接到不同的計(jì)算機(jī)和能源,后緣操縱面包含了全部能源和飛控計(jì)算機(jī)。經(jīng)過(guò)CSP算法篩選得到的作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)符合2.1節(jié)的安全性設(shè)計(jì)原則和技術(shù)約束。

圖5 作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)配置示意圖

作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)篩選的進(jìn)程如圖6所示,程序剛開(kāi)始運(yùn)行的時(shí)候,由于不符合約束的架構(gòu)較多,所以篩選的進(jìn)程較快,隨著時(shí)間的推移,篩選的速度大體呈現(xiàn)衰減的趨勢(shì),最終在約7 min的時(shí)候完成了對(duì)作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)的設(shè)計(jì)篩選,為BWB飛機(jī)找到了合適的作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)。

圖6 CSP算法架構(gòu)篩選進(jìn)程圖

當(dāng)前初步大規(guī)模篩選出的架構(gòu)數(shù)量為設(shè)計(jì)者提供了可供后續(xù)選擇的較大空間,后續(xù)將開(kāi)展對(duì)作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)的安全性定量分析,篩選和縮小架構(gòu)設(shè)計(jì)空間數(shù)量,進(jìn)一步為BWB飛機(jī)找到滿足安全性概率要求、重量、能耗等的最優(yōu)作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)。

4 結(jié)論

本研究針對(duì)BWB飛機(jī)舵面數(shù)量較多導(dǎo)致架構(gòu)設(shè)計(jì)困難的問(wèn)題,基于CSP算法對(duì)BWB飛機(jī)進(jìn)行了飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)研究,得到以下結(jié)論:

(1) BWB飛機(jī)的舵面比TAW常規(guī)構(gòu)型的飛機(jī)多,且每個(gè)舵面承擔(dān)著多種功能,每個(gè)舵面和多個(gè)飛控計(jì)算機(jī)以及能源連接,因此BWB飛機(jī)的架構(gòu)數(shù)量要比TAW傳統(tǒng)構(gòu)型的飛機(jī)更多,設(shè)計(jì)空間更大。研究分析得出了BWB飛機(jī)飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)原則和技術(shù)約束。

(2) 基于CSP算法對(duì)BWB飛機(jī)作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)篩選,最終在可接受的時(shí)間為BWB飛機(jī)找到了符合安全性設(shè)計(jì)原則與技術(shù)約束的飛控作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu),同文獻(xiàn)中其他算法相比縮短了設(shè)計(jì)周期,提高了設(shè)計(jì)效率。

后續(xù)將在本研究的基礎(chǔ)上,基于安全性分析建模進(jìn)一步篩選架構(gòu),且對(duì)作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)進(jìn)行多目標(biāo)優(yōu)化,即對(duì)作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)進(jìn)行重量估計(jì)、功率評(píng)估、成本估算等,為BWB飛機(jī)找到最優(yōu)架構(gòu)。