Файл: Системы автоматического и директорного управления самолетом..pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 21.10.2024
Просмотров: 114
Скачиваний: 0
лета, то требуемый уровень безопасности может быть достигнут применением как минимум четырехотказной САУ (табл. 3.4).
Однако на практике при создании резервированных систем встречаются чрезвычайно большие трудности. Основными из них являются различные технические ограничения степени резерви рования, уменьшение коэффициента готовности резервированной САУ по сравнению с нерезервированной при прочих равных условиях [13], трудности эксплуатации, возрастающие с увеличе-' нием отказности САУ. Поэтому всякое увеличение отказности САУ должно быть обосновано уже на стадии ее проектирования. С этой точки зрения целесообразно рассмотреть вопрос конт роля готовности САУ, оказывающего влияние на отказность системы.
Контроль готовности САУ, его значение и виды
Для выяснения возможности снижения отказности САУ про анализируем приближенное (выражение (3.47), связывающее уровень риска с вероятностью отказа критической части САУ. Из этого выражения следует, что величины составляющих, опре деляющих значение уровня риска управления самолетом посред ством конкретной САУ, зависят от момента времени tQ. Первое, основное слагаемое, определяется при у с л о в и и исправности критической части САУ непосредственно перед выходом на кри тический участок полета. Исправность или неисправность кри тической части САУ контролируется с помощью специальных средств. Целью контроля является определение соответствую щей готовности критической части САУ к работе на критическом участке полета. Такой контроль называется контролем готов ности САУ к работе на критическом участке трассы, или, сокра щенно, контролем готовности САУ.
Положительным результатом контроля готовности САУ на зывается событие, подтверждающее факт исправности проверяе мой системы. Событие, противоположное положительному результату, называется отрицательным результатом контроля готовности САУ.
Положительный результат является основанием для исполь зования основного варианта полета, отрицательный — запасного.
В наиболее простом случае сам факт автоматического выдер
живания |
заданной траектории |
полета с требуемой точностью |
в момент |
контроля готовности |
tK,v может свидетельствовать об |
исправности САУ при условии, |
что именно проверяемая часть |
|
САУ является критической частью в момент tK,г и осуществляет управление полетом, т. е. все элементы этой части являются функционирующими. Но так как структура САУ изменяется по заданной программе, то на практике некоторые элементы крити ческой части САУ в момент контроля готовности являются нефункционирующими, например, вычислитель выравнивания..
130
Для контроля готовности нефункцпопирующих элементов СЛУ необходимы специальные схемы, а значит, и оборудование. В противном случае при отсутствии контроля готовности вслед ствие отказа нефункциопирующих элементов САУ еще до выхода на критический участок САУ может иметь отказность, недоста точную для обеспечения заданного уровня безопасности при по лете на критическом участке. Не вдаваясь в подробности реали зации средств контроля готовности, можно выделить по крайней мере два характерных способа контроля готовности резервиро ванной САУ:
—интегральный контроль готовности САУ, когда положи тельный результат контроля означает, что резервированная САУ исправна в целом, хотя ее отдельные элементы могут отказать;
—дифференциальный контроль готовности САУ, когда поло жительный результат контроля означает исправность каждого элемента резервированной СЛУ.
Вероятность |
исправной |
работы |
резервированной |
системы |
в момент времени t > t KT при |
условии получения положитель |
|||
ного результата |
контроля |
г) определяется известным вы |
||
ражением |
|
|
|
|
|
|
Pc j t — |
Ф ) |
{3.79) |
|
|
Р. (Л.г Ф) |
||
|
|
|
||
где to-— начало отсчета,т. е. момент времени,в который |
д о с т о |
|||
в е р н о известно, что к а ж д ы й элемент системы исправен, т. е, удовлетворяет равенству
Л -Л ' !•
Из полученного выражения легко определить вероятность отказа резервированной системы Qc(t/tu.r) при условии получе ния положительного результата контроля в момент времени
Q |
Р с (^к.г *о) ■ ш *- ■V - ■Qc(*K.r-V], |
(3. 80) |
с(^к.г) |
|
причем
Qc(t — Q = 1 — А’с ^ — ^о);
Qc(^K.r-',o)= 1—
С?с(^к.г)=1 - Л ( ^ ) .
На практике величина Рс(^к.г—to) весьма близка к единице, поэтому выражение (3.80) можно представить в следующем виде:
Qc m . r)~ Q . i t - t0) - Q c (Q, - V - |
( 3 . 8 1) |
При дифференциальном контроле готовности системы в мо мент £к.г положительный результат контроля означает, что каж дый элемент системы исправен, поэтому началом дальнейшего
5* |
131 |
отсчета времени в принятой постановке задачи становится мо мент контроля tK,v. В связи с этим, положив to= tK.r из (3.81), будем иметь
(3. 82)
т. е. при дифференциальном контроле системы в случае положи тельного результата контроля вероятность отказа системы опре деляется только продолжительностью ее работы после момента контроля и не зависит от того, сколько времени система прора ботала до момента контроля готовности.
При интегральном контроле системы для условной вероятно сти отказа остается справедливым выражение (3.81), которое показывает, что вероятность отказа САУ при условии получения положительного результата интегрального контроля опреде ляется не только продолжительностью работы системы после момента контроля, но также и временем, предшествующим конт ролю готовности системы. При отсутствии контроля готовности нужно положить в (3. 81) tKX = t0, и оно примет вид
<?сн (*/*к.г ) ~ 0 (*-*<>)•
Таким образом, при дифференциальном способе контроля готовности критической части САУ при прочих равных условиях обеспечивается наименьший уровень риска управления. Это может быть выражено графически с привлечением известного вы ражения [12].
|
|
|
(3. 83) |
|
где кс (t) — интенсивность |
отказа резервированной системы. |
|||
Типовой вид функции kc(t) |
при экспоненциальном |
законе |
рас |
|
пределения элементов резервированной САУ представлен |
на |
|||
рис. 3. 12. |
|
|
|
|
При интегральном контроле готовности искомая вероятность |
||||
^с(^к.г) |
определяется в соответствии с формулой |
(3.81) пло |
||
щадью под кривой kc(t) на временном интервале tK.r-^t. След ствием дифференциального контроля готовности является
исправность каждого |
элемента |
системы в момент tK_r, поэтому |
искомая вероятность |
Р пс{^^КшТ) |
будет определяться также пло |
щадью под кривой kc(t), но уже на временном интервале to-r-tu численно равном интервалу /к.г-т-б Иными словами, дифферен циальный контроль можно интерпретировать переносом начала to кривой kc(t) в момент времени ^к.г.
132
Так как Xc(t) — неубывающая функция времени, то нетрудно видеть [(см. рис. 3. 12 и (3.83)], что
Р1{тк, ) > Р " М к.т)
и, напротив,
т. е. при прочих равных условиях (например при одной и той же отказности системы) наименьшая величина вероятности отказа имеет место при дифференциальном способе контроля, причем эта величина определяется только временной протяженностью
Рис. 3. 12. Зависимость вероятности отказа системы от различных способов контроля ее готовности
с момента -контроля готовности и не зависит от времени до мо мента проверки. Очевидно, здесь имеется в виду положительный результат контроля.
Таким образом, контроль готовности САУ является техниче ской мерой, которая при наличии одного критического участка трассы полета самолета в районе аэропорта дает возможность существенно уменьшить уровень риска при полете самолета с САУ, причем чем позже проводится контроль готовности, тем меньший уровень риска обеспечивается за время с момента контроля готовности до момента приземления при прочих раз ных условиях. Последнее означает, что для получения наилуч ших характеристик безопасности контроль готовности САУ сле дует проводить непосредственно перед выходом на критический участок полета.
По данным табл. 3.4 можно видеть, что требуемый уровень безопасности при небольшой протяженности критического уча стка может быть обеспечен уже с помощью двухотказной САУ при условии проведения в ней дифференциального предпосадоч ного контроля непосредственно перед выходом самолета на кри тический участок полета.
133
Итак, при проектировании САУ, обеспечивающей заданный уровень безопасности полета, необходимо:
—резервирование критической части САУ с применением дифференциального контроля готовности этой части к работе;
—использование частичного резервирования и средств пер вого пути обеспечения безопасности для некритической части САУ, выбор и расчет которых приведен в разд. 3. 3.
В наиболее общем случае, при использовании в САУ всех
способов и средств обеспечения безопасности, САУ содержит:
—основные и резервные элементы управления полетом;
—элементы встроенного контроля и управления резервом, связывающие основные и резервные элементы в схему резерви рования и обеспечивающие требуемое функционирование схемы резервирования на критическом участке полета;
—элементы контроля готовности САУ перед выходом на критический участок полета, обеспечивающие требуемую отказ-
ность САУ в начале критического участка полета.
Такая «обобщенная» структура САУ чрезвычайно громоздка, но при более подробном рассмотрении может быть значительно упрощена. Упрощения могут быть достигнуты при конкретном числовом расчете САУ под заданный уровень безопасности с уче том основных факторов, определяющих «обобщенную» струк туру САУ:
—протяженности критического участка;
—реальной надежности элементов САУ;
—возможностей летчика в обеспечении безопасности полета;
—наличия дополнительного оборудования.
Результаты такого расчета позволят выбрать параметры, определяющие «обобщенную» структуру — число узлов и отказность каждого из узлов САУ.
3.3. РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ НЕКОТОРЫХ СРЕДСТВ ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗОПАСНОСТИ НА ДОКРИТИЧЕСКОМ УЧАСТКЕ ПОЛЕТА
Рассматриваемые в этом разделе средства предназначены для обеспечения выполнения условия (3.30) путем увеличения fpacОни являются средствами первого пути обеспечения безо пасности полета и ограничивают лишь параметры движения самолета первой группы.
При опасных отказах САУ превышение указанных парамет ров может произойти только в результате неуправляемого дви жения руля самолета. Естественно, поэтому, ограничить это дви жение руля такими пределами, при которых, с одной стороны, обеспечивалось бы определенное качество стабилизации пара метров движения самолета и, с другой стороны, не превышались допустимые значения указанных параметров за время ^ ^ Пер.
134