книги из ГПНТБ / Системы автоматического и директорного управления самолетом

— для узла на рис. 3.18, а

Qu^3(A y+ AKlI+ Ac) ^ ;

(3. 196)

Qm~ 0;

— для узла на рис. 3.18,6

Qo — 3(Лу + ХкП+У'кц)^

(3. 197)

Qm~ о.

Так как САУ представляет собой последовательное соедине­ ние узлов, то теперь нетрудно вычислить и вероятность отказа САУ на данном режиме полета, суммируя вероятности отказа отдельных узлов в соответствии с приближенной формулой

(3.77).

Вероятность отказа САУ с учетом изменения

изменения режима работы САУ (моменты изменения ее струк­

182

Pi-i (ti-i) — вероятность исправной работы структуры САУ, соответствующей (г—1)-му режиму по^ лета, в момент времени ti- ь

Р"(У/_1), Ql — соответственно вероятность успешного вклю­ чения или невключения /-го режима полета

вмомент времени ti-\.

Сдругой стороны,

Q; (ti)=Qi Vi-i)+ P i iti-1)Qi r n - J ,

откуда

Подставив полученное выражение в (3.198), будем иметь

Qc(t»)=Qi

1=2

или, приняв во внимание близость к единице вероятности исправ­ ной работы, получим следующее приближенное выражение:

Из полученной формулы следует, что при законе изменения струк­ туры САУ, соответствующем на каждом последующем режиме

183

полета включению новых узлов в контур управления или сохране­ нию структуры предыдущего режима вероятность отказа САУ определяется только вероятностью ее отказа на последнем, ц-м режиме полета. В противном случае, т. е. при наличии исключае­ мых из контура управления узлов на последующем режиме по­ лета, вероятность отказа САУ определяется еще и вероятностью отказа этих узлов до момента их исключения из контура управ­ ления.

В качестве примера рассмотрим САУ, состоящую из четырех узлов, последовательность работы которых на трех режимах по­ лета представлена в табл. 3.5.

Таблица 3.5

где <7,(0 — вероятность отказа /-го узла, то окончательно получим

Вычислив вероятность отказа САУ с учетом изменения ее структуры по режимам полета, нетрудно при известном способе контроля готовности определить уровень риска управления с по­ мощью выражений (3.81) или (3.82). Положим, что t\ соответст­ вует началу критического участка (см. табл. 3.5). Тогда при диф­ ференциальном контроле готовности, преобразовав выражение (3.203) в соответствии с (3.82), будем иметь

'Т’кр)т'^з(1'кр^~Ь,74(^2—

где ткр= /з—1\ — критическое время.

184

При интегральном контроле готовности, преобразовав выра­ жение (3.203) в соответствии с (3.81), получим

Выражения (3. 77) и (3. 202) позволяют решить обратную за­ дачу— задачу синтеза: по известному требованию на вероят­

ность отказа САУ — QcaV определить допустимую вероятность отказа узла САУ или допустимую интенсивность отказа базового элемента. Для этого необходимо знать или задаться соотноше­ нием между указанными характеристиками отдельных узлов или их элементов. Применительно как к данному режиму полета, так и ко всему полету с учетом изменения структуры САУ по режи­ мам полета определение предельно допустимой вероятности

отказа /-го узла — Уу (tj) — ведется на основании следующего очевидного соотношения, являющегося следствием формул (3.77)

и (3.202):

; = 1

где т — число узлов САУ.

Из полученной формулы можно исключить вероятности отказа узлов, если выразить каждую из них через вероятность отказа какого-то одного узла — Q0(t0) в соответствии с соотно­ шением

где величина х; известна или задается на основании опыта. Тогда выражение (3.204) примет следующий вид:

Q r V ] ) = - i r - Q Z (3.206)

2 * 7

)-\

Величины коэффициентов xj можно определить, задавшись или зная соотношения между интенсивностями отказа элементов узла САУ. Так, вероятность отказа /-го узла САУ можно выра­ зить через интенсивность отказа какого-то одного элемента узла, например, его управляющего элемента — Ху j следующим обра­ зом:

от соотношения интенсивностей отказов элементов дан­ ного узла;

185

г, — отказность данного узла;

tj — время с момента начала работы САУ до момента окон­ чательного исключения данного узла из контура управ­ ления полетом.

Из формулы (3. 207) будем иметь

Qo(*o)= * o W

Ху j

где

Из выражения (3.208) следует, что в общем случае для опре­ деления коэффициентов xj необходимо знать еще величину ин­ тенсивности отказа хотя бы одного элемента'— Хуо- Это условие отпадает, если отказность всех узлов САУ одинакова, т. е. г> = г0. Тогда формула (3.208) приобретает следующий вид:

(3. 209)

При решении задачи синтеза применительно к САУ со струк­ турой, изменяющейся по режимам полета, целесообразно иметь

допустимой вероятности отказа САУ и одной и той же структуре САУ на последнем режиме полета требования на характеристики надежности узлов САУ и их элементов будут менее жесткими, если переход с одного режима полета на другой осуществляется без исключения узлов из контура управления полетом самолета. Как указывалось выше, в этом случае вероятность отказа САУ определяется вероятностью ее отказа только на последнем ре­ жиме полета.

В заключение в качестве примера рассмотрим расчет уровня риска управления полетом с помощью двухотказной САУ, струк­ тура которой на критическом участке не упрощается и на по­ следнем режиме полета содержит следующие узлы (рис. 3.20)-

— узел 1 — строенный с постоянно включенным резервом

икольцевой схемой контроля;

—узел 2 — сдвоенный с резервированием замещением. Будем считать, что:

—контроль готовности рассматриваемой САУ дифферен­ циальный, а сама система контроля готовности абсолютно на­ дежна;

186

—двухотказность рассматриваемой САУ подтверждена мо­ делированием системы «самолет — САУ» при имитации всевоз­ можных обобщенных отказов САУ;

—интенсивности отказов идентичных элементов рассматри­ ваемой САУ одинаковы.

Рис. 3. 20. К расчету уровня риска управления с помощью двухотказ­ ной САУ

Воспользовавшись выражениями (3.191), (3.192), (3.197), будем иметь:

— для узла 1

Здесь сохранен тот же принцип обозначений, что и в форму­ лах (3. 191), (3. 192), (3. 197) с введением дополнительных индек­ сов «1» и «2» для узлов 1 и 2 соответственно, а в величины ХУ2 и А.КЦ2 входят как слагаемые интенсивности отказов элементов межузловой связи ЭС.

Зададимся следующими соотношениями между интенсивно­ стями отказов в (3.210) и (3.211):

187

Приняв во внимание эти соотношения и тот факт, что вероят­ ность отказа САУ на данном режиме полета определяется как

Q= Qi “HQ2>

получим

Так как структура рассматриваемой САУ на критическом участке при переходе от режима к режиму не упрощается, конт­ роль готовности САУ — дифференциальный, то уровень риска управления на основании выражений (3.82) и (3.202) опреде­ лится формулой, аналогичной (3. 123):

зов элементов рассматриваемой САУ или на среднее время без­

3.5. ВСТРОЕННАЯ СИСТЕМА КОНТРОЛЯ САУ, ЕЕ СОСТАВ И ХАРАКТЕРИСТИКИ

Состав встроенной системы контроля

Совокупность элементов, предназначенных для контроля от­ дельных частей САУ (объектов контроля — ОК), назовем

встроенной системой контроля (ВСК) САУ.

188

Результат работы ВСК может сводиться:

—к оповещению летчика об отказе ОК, или

—к отключению отказавшего ОК, или

—к управлению резервными элементами.

обработку исходной информации с ОК с целью определения на­ личия или отсутствия в нем отказа;

Рис, 3.21. Состав встроенной системы контроля (ВСК) САУ:

1—датчики исходной информации о состоянии объекта контроля; 2—преобра­ зователи исходной информации; 3—исполнительные элементы; 4—программные элементы; 5—логические элементы; 6—элементы сигнализации и индикации; 7—управляющие элементы САУ — объект контроля

— исполнительные элементы — ИЭ, фиксирующие результат работы преобразователей информации. В простейшем случае ИЭ либо сигнализируют об отказе ОК, либо отключают отказавший

ОК;

— логические элементы, осуществляющие логическую обра­ ботку сигналов с ПИ или исполнительных элементов и объеди­ няющих перечисленные здесь элементы встроенного контроля

ния САУ;

— программные элементы, реализующие необходимую про­ грамму проверки готовности перед выходом на критический уча­

сток полета;

— элементы сигнализации и индикации о состоянии САУ и, если это необходимо, отдельных ее элементов как при текущем контроле, так и в период проверки готовности САУ.

189

Параметры преобразователя информации и исполнительные элементы ВСК имеют важнейшее значение, так как в основном именно с их помощью реализуется а л г о р и т м контроля в со­ ответствии с принятым критерием безотказной работы или отказа объектов контроля, а потому в большой степени именно эти элементы определяют оптимальность процесса контроля и характеристики ВСК.

На основе поступающей для анализа информации от ОК пре­ образователи информации формируют сигнал, называемый конт­ рольным, который в общем случае является функцией несколь­ ких параметров, характеризующих состояние ОКЗначение конт­

два состояния ОК: исправен и отказал.

Предельная величина контрольного сигнала, соответствую­ щая условной границе между состоянием отказа и исправной работы ОК, называется порогом срабатывания. В общем случае

имеется верхний — и™р и нижний — м™'рп порог срабатывания (см. рис. 3. 18); они численно не равны между собой. Если в мо­ мент времени t

то ОК считается отказавшим. При нарушении условия (3.216) или выполнении условий (3. 127) вступает в работу исполнитель­ ный элемент, либо сигнализируя об отказе, либо отключая отка­ завший ОК-

Оптимальность алгоритма контроля в основном определяет длительность важнейших периодов реакции самолета на отказ САУ, а значит, и величину реакции на отказ САУ, т. е. совер­ шенство динамических характеристик ВСК и в конечном счете— уровень безопасности полета. В самом деле, момент достижения контрольным сигналом порога срабатывания является моментом обнаружения отказа ОК и, таким образом, определяет длитель­ ность скрытного периода отказа (рис. 3.22). Время с момента достижения контрольным сигналом порога срабатывания до мо­ мента срабатывания исполнительного элемента ВСК при авто­ матическом управлении резервом будет соответствовать периоду проявления отказа. Таким образом, длительность последнего пе­ риода определяется быстродействием исполнительных элементов ВСК, которое в современной ВСК составляет сотые доли се­ кунды. Это дает возможность на практике не учитывать период проявления отказа САУ.

190