книги из ГПНТБ / Коваленко И.Н. Полумарковские модели в задачах проектирования систем управления летательными аппаратами
.pdfГлава II
НАДЕЖНОСТЬ АДАПТИВНЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ
2.1. СТАБИЛИЗАЦИЯ И УПРАВЛЕНИЕ КАК ПРОЦЕССЫ ОБСЛУЖИВАНИЯ «НЕТЕРПЕЛИВЫХ КЛИЕНТОВ»
Эффективность ЛА в значительной мере определяет ся надежностью, точностью и качеством управления. Усложнение задач, решаемых многорежимными ЛА, вле чет за собой непрерывный рост требований к этим харак теристикам.
Удовлетворение сформулированным требованиям шло по нескольким линиям и, в частности, по пути создания новых типов высокоточных датчиков информации, разра ботки адаптивных автопилотов и включения бортовых цифровых вычислительных машин (БЦВМ) в контуры управления ЛА [1, 25, 39, 40, 67, 68].
Существует представление о том, что дополнительное оборудование, необходимое для придания системе свой ства приспособляемости к изменениям внутренней и внешней среды, приводит к снижению надежности систе мы относительно внезапных отказов. При этом игнори руется тот факт, что самонастраивающиеся системы (СНС) с иерархически упорядоченной структурой ком пенсируют довольно широкий класс внутренних неисправ ностей основного контура, включая отдельные изменения структуры алгоритма управления. Экспериментальные исследования показали, что такие автоматы в принципе способны компенсировать отдельные отказы, которые приводили к вырождению дифференциального уравнения основного контура управления {34].
Для обоснованного выбора одного из конкурирующих вариантов адаптивного автомата, удовлетворяющего за данным требованиям по надежности, уже на ранних эта пах проектирования необходимо иметь адекватные математические модели надежности системы (с учетом
60
эффекта самоприспособления) и располагать методикой расчета характеристик безотказности.
Какие же черты поведения и структуры иерархически упорядоченных адаптивных систем следует отнести к су щественным для построения математической модели их надежности?
Поскольку поведение адаптивной системы находится в непосредственной связи с меняющимся окружением, в конструируемой модели должны быть представлены:
—статистические свойства внутренней и внешней сре ды (интенсивности отказов компонентов системы с уче том нагрузок и спектральные плотности внешних возму щений) ;
—способность к частичной компенсации параметри ческих и структурных нарушений;
—числовые характеристики случайного времени адаптации;
—многоконтурность.
Из этого следует, что математическая модель надеж ности адаптивной системы должна отражать не только результат адаптации (достижение цели в меняющемся окружении), но и некоторые важные черты самого про цесса адаптации, в частности, запаздывание ее по отно шению к изменениям внешней обстановки, наблюдаемое во всех СНС с обратной связью по критерию качества.
Модель должна быть чувствительной к вариациям су щественных параметров. Исследование модели должно привести к эффективному вычислению интересующих нас характеристик безотказности адаптивной системы:
—вероятности безотказной работы за время полета (или за какой-либо другой период);
!—• математического ожидания времени до попадания систем'ь^в поглощающее состояние (до полного отказа);
—математического ожидания времени до первого
нескомпенсированного параметрического отказа. Успешное построение математической модели во мно
гом определяется удачным выбором метатеории модели. В качестве метатеории мы воспользуемся теорией массо вого обслуживания (ТМО). По мере надобности будут использоваться также методы теории регулирования и теории случайных процессов.
Процессы адаптации — переходные процессы во внеш них контурах СНС — мы будем рассматривать с позиций ТМО как процессы обслуживания «нетерпеливых клиен
61
тов» ', к которым относятся такие явления ожидания, когда на время пребывания клиента в очереди или в об служивающем приборе накладываются ограничения. В интересующих нас случаях время ожидания должно быть равно нулю. Иначе говоря, поступившая в случайный мо мент времени заявка на адаптацию должна немедленно обслуживаться. В терминах теории регулирования это означает, что случайный момент возникновения ошибки или рассогласования является случайным моментом за рождения переходного процесса в системе.
Разумеется, процессы отработки рассогласова ния между желаемым и действительным поведе нием в обычных (несамонастраивагащнхся) систе мах также могут быть изучены с позиций ТМО,
имы сначала обратимся к простому примеру [26].
Всистеме «самолет-автопилот» (рис. 2. 1)
автопилот обеспечивает заранее заданный режим полета (например, поддерживает неизменным за данный курс), а при подаче внешних команд за ставляет самолет выполнять различные эволюции. Регулируемой координатой здесь является курс тр. Желаемое значение курса тр0 задается первона чальной уставкой наружного кольца курсового гироскопа Г, сохраняющего неизменной свою ори ентацию в пространстве в условиях рыскания самолета. В случайный момент времени сигнал рассогласования Дф снимается с потенциометра П, движок которого связан с наружным кольцом гироскопа, а основание потенциометра — с корпу сом самолета.
Действительно, при указанном вращении осно вания потенциометра между его движком и сред ней точкой возникает рассогласование Аі|->, кото рое в соответствии с выбранным законом управле ния преобразуется автопилотом и через рулевую поверхность и внешнюю среду создает управляю щий момент. Последний заставляет самолет пово рачиваться так, чтобы рассогласоваіние Дг|) все время удерживалось близким к нулю.
Рис. 2. 1. Простейшая одноконтурная систе ма «самолет-автопилот»
Если предусмотреть устройство (например, в виде червячной па ры), позволяющее вращать основание потенциометра относительно корпуса самолета, то появляется возможность подавать команды на изменение курса. При работе автопилота в определенных режимах желаемое значение курса может изменяться во времени в соответст вии с программой полета.
1 Термин «нетерпеливые клиенты» был введен в 1956 г. Д. У. Бар рерой [51, 52].
62
В описанном одноконтурной системе имеются нее оснопные части СМО: входящий поток клиентов, обслуживающий прибор, и вы ходящий поток обслуженных клиентов. Мсточпнком входящего пото ка является сравнивающее устройство, реализованное в датчике угло вого положения. Момент прихода «нетерпеливого клиента» — это слу чайный момент выхода отклонения курса Дф за уровни, определяе мые требованиями к точности стабилизации пли управления. Обслу живающим прибором является усилительно-преобразовательное уст ройство У автопилота, рулевой привод РП и сам ЛА. С выхода ап парата снимается поток обслуженных заявок. Обратная связь такой СМО замыкается через аэродинамику объекта. Потеря «нетерпеливо го клиента», т. е. возникновение нового рассогласования в период от работки команды млн ошибки, может грозить потерей устойчивости или управляемости самолета.
В соответствии со сложившейся в теории массового обслуживания традицией мы начнем изучение СМО с анализа статистической структуры входящего потока, затем перейдем к изучению процесса обслуживания, по строению и решению системы уравнений и, наконец, к проверке адекватности модели существенным чертам изу чаемого явления.
Говоря об адаптивных системах, мы будем иметь в виду многоконтурные самонастраивающиеся системы.
Все реальные адаптивные системы обладают ограни ченной приспособляемостью, и раньше всего следует уточнить ее пределы, т. е. конкретизировать существен ную черту — способность к частичной компенсации пара метрических и структурных нарушений.
2.2. ПРИСПОСОБЛЯЕМОСТЬ АДАПТИВНЫХ СИСТЕМ К СОБСТВЕННЫМ ЧАСТИЧНЫМ НЕИСПРАВНОСТЯМ
Все наблюдаемые изменения параметров в непрерыв ных системах стабилизации и управления можно подраз делить на [61]:
—a -вариации, не приводящие к изменению началь ных условий и порядка уравнения;
—ß-вариации, или изменения начальных условий;
—І-івариации, приводящие к изменению порядка
дифференциального уравнения движения системы.
К настоящему времени накоплен обширный экспери ментальный материал, свидетельствующий о сТюсобностн контуров самонастройки (КС) в избыточных адаптивных системах компенсировать a-, ß- и в ограниченной степени ^-вариации параметров основного контура.
При некоторых ограничениях.на относительную слож ность контура самонастройки возможно достижение свое-
63
го рода «равновесия» между дополнительной ненадеж ностью, привносимой КС, и расширением компенсатор ных возможностей адаптивной системы как целостной структуры. Иначе говоря, суммарная интенсивность вне запных отказов элементов основного контура, компенси руемых за счет деятельности исправного КС, может быть сделана близкой к суммарной интенсивности внезапных отказов собственно КС.
блол адаптации
Рис. 2. 2. Обобщенная структурная схема адаптивного автопи лота МН-96
При этом надо иметь в виду, в частности то, что:
—компенсируются поломки преимущественно тех элементов, которые участвуют в формировании настраи ваемого параметра;
—при адаптации используется информация об отка зах, содержащаяся в (вызванных ими возмущениях.
Ниже приводятся результаты электронного модели
рования и летных испытаний самонастраивающегося автопилота МН-96 (рис. 2.2), установленного на ракето плане Х-15 [28, 58, 60, 69, 70]. Экспериментальный аэро космический аппарат Х-15 предназначен для суборбнтальных полетов и отработки парящего входа в атмосфе ру Земли спускаемых космических аппаратов. Хотя с на чала летных испытаний Х-15 прошло более ПО лет, резуль таты этих полетов продолжают привлекать внимание спе циалистов [69].
Испытывалось несколько аппаратов Х-15, причем не которые полеты совершались с обычными автопилотами
64
с постоянным коэффициентом усиления. Это обстоятель ство позволило провести детальное сравнение Поведения обычных автопилотов с адаптивной системой МН-96 в широком диапазоне режимов (в атмосферном и вне атмосферном полетах, а также при входе в атмосферу). Коэффициент усиления аппарата Х-15 в ходе полетов из менялся примерно в 1000 раз.
С целью снижения перегрузок и уменьшения нагрева аппарата возвращение с больших высот происходило при больших углах атаки. Коэффициенты статической устойчивости при больших, углах атаки существенно от личаются от коэффициентов для небольших углов атаки при одних и тех же скорости и высоте полета.
Обычный автопилот с программным.изменением угла атаки по скоростному напору не может обеспечить же лаемую степень устойчивости объекта на всех режимах полета. Способность СНС приспосабливаться к измене нию аэродинамических характеристик оказалась важной для обеспечения хорошей управляемости в процессе воз вращения аппарата на Землю.
Результаты моделирования полета аппарата Х-15 на больших высотах с использованием ручного реактивного управления и управления с помощью автопилота МН-96 показали, что при адаптивной автоматической стабили зации расход топлива в два раза меньше, чем при руч ном управлении. Летные испытания Х-15 свидетельству ют о том, что преимущества адаптивного автопилота МН-96 проявляются при внеатмосферных полетах и на участке входа в атмосферу.
Рассмотрим вопросы надежности адаптивной системы. В результате электронного моделирования и испытаний реального образца автопилота МН-96 выяснилось, что 90—95% отказов его электронного оборудования состав ляли отказы типа «обрыв» («О») и «короткое замыкание» («КЗ»), к которым автопилот не приспосабливался.
Отказы компонентов, приводившие к уменьшению ко эффициента усиления, компенсировались контуром адап тации. В действующем варианте автопилота использова лись интегральные схемы.. Все приборы МН-96 были задублированы. Для того, чтобы раздельное параллель ное дублирование было эффективным, каждый прибор снабжался надежным предохранителем, который сводил отказы типа «КЗ» к отказам типа «О», т. е. отключал вышедший из строя прибор. Таким образом обеспечи
3 |
3353 |
65 |
валась защищенность автопилота МН-96 от любого оди ночного и некоторых двойных внезапных отказов.
Предусматривался также предстартовый контроль: на авиаматке Б-52, с которой производится запуск ракето плана Х-15, устанавливался автоматический анализатор, который проверял более 70 параметров и функций авто пилота МН-96. Цикл проверки занимал около трех
минут [60].
Эквивалентная средняя наработка на отказ электрон ного оборудования автопилота МН-96 равна около 100 000 ч для двухчасового полета. За первые два года эксплуатации только один элемент автопилота МН-96 вы шел из строя. Этот отказ не ухудшил качества функцио нирования, а вызвал лишь незначительное отклонение угла рыскания, которое пилот ощутил как слабое нару шение курсовой балансировки. За первые 850 ч эксплуа тации автопилота (суммарная наработка) зафиксирова но семь неисправностей, причем пять из них вызваны ошибками оператора.
По более поздним данным [69] на ракетоплане Х-15 было совершено всего 65 полетов, во время которых за фиксировано два уже упомянутых выше внезапных отка за автопилота МН-96. Последствия этих отказов, (возник ших в одном из каналов, были локализованы и не рас пространились на другие каналы.
За время летной эксплуатации в автопилоте МН-96 наблюдалось несколько сбоев, последствия которых иног да оказывали влияние на другие каналы автопилота. Благодаря исправно действовавшему контуру самонаст ройки все сбои были скомпенсированы за время переход ного процесса, вызванного возмущением.
При анализе летных испытаний [60, 69, 70] отмечается хорошее качество технического обслуживания.
Катастрофа, происшедшая с третьим аппаратом Х-15 (Х-15-3), требует тщательного рассмотрения1. Для раз бора обстоятельств этого полета необходимо вновь оста новиться на некоторых подробностях работы контура са монастройки системы МН-96.
Коэффициент усиления системы должен быть обратно пропорционален эффективности рулей. Контур самонаст ройки управляется амплитудой колебаний, происходящих на собственной частоте сервопривода. Узкополосный
1 Анализ последнего полета ракетоплана Х-15-3 основан на ма териалах, опубликованных в работах [58, 69, 70].
фильтр КС должен обеспечить подавление колебаний на всех частотах, не совпадающих с собственной частотой сервопривода. Выходной сигнал фильтра подается на вход выпрямителя. С выхода выпрямителя снимается на пряжение постоянного тока, пропорциональное амплиту де колебаний на его входе. Этот сигнал сравнивается с фиксированной опорной амплитудой. Отличное от нуля рассогласование приводит в действие исполнительный механизм контура самонастройки.
Теоретически КС должен реагировать только на ко лебания с желаемой собственной частотой сервопривода. В действительности же почти все случайные колебания содержат в своем спектре частот составляющие, которые проходят через узкополосный фильтр. Поэтому такие факторы, как турбулентность, упругие колебания ЛА, электрические помехи и управляющие сигналы от штур вала оказывают некоторое влияние на КС. Это влияние в большинстве случаев сводится к тому, чтобы «ввести в заблуждение» КС и представить дело таким образом, как будто бы коэффициент усиления в прямой цепи слиш ком высокий и его необходимо уменьшить до величины, ниже критической.
Контур самонастройки может быть «введен в заблуж дение» также сигналами постоянного тока или низкочас тотными сигналами, которые оказываются достаточно мощными, чтобы насытить электрические допуски и за маскировать сигналы с частотами, лежащими в преде лах полосы пропускания фильтра. В этих случаях коэф фициент усиления будет возрастать до значений, превы шающих критические, и сервопривод потеряет устойчивость. Амплитуда неустойчивых колебаний будет возрастать до тех пор, пока скорость выходной координа ты сервопривода не достигнет своего предельного значе ния. В этот момент возникнут колебания предельного цикла и они будут поддерживаться. Такого рода ситуа ция и возникла в полете.
Поведение ЛА и характеристики его управляемости в значительной степени зависят от того, каким способом автопилот с усилением сигнала от ручки управления «подсоединен» к самолету. В большинстве пилотируемых аппаратов адаптивные системы с усилением управляю- _ щего сигнала (здесь сервоприводу отводится ограничен ная роль) соединяются последовательно с основной меха нической или гидравлической системой управления. При
3 * |
67 |
таком характере соединения ограничения на команду не имеют особого значения, поскольку пилот через основную систему управления может усилить управляющее воздей ствие. Такие команды приведут к немедленному насыще нию электронной системы усиления входного сигнала. Если к тому же эти управляющие сигналы достаточно мощные н неоправданы обстоятельствами, то последст вия потенциально могут быть опасными для нормальной деятельности контура самонастройки. Очевидное, но не всегда практически реализуемое решение заключается в разработке п установке на ЛА полностью'электрической системы управления, исключающей прямую связь пило та с поверхностями управления.
Известная опасность кроется также в использовании одних и тех же аэродинамических рулей для адаптивной стабилизации аппарата по каналам тангажа и крена. В этих аппаратах необходимость демпфирования или угловой стабилизации по одной из осей будет мешать эффективной работе другого канала. Если бы произошло насыщение в одном из каналов, то это привело бы к пол ной потере управляемости по другому каналу.
Отмеченные недостатки присущи не только адаптив ным системам с большим коэффициентом усиления Однако они усугубляются, когда методология построения таких систем используется для решения задач устойчи вости и управляемости ЛА с адаптивными автопилотами. Если случится, что все упомянутые явления возникнут одновременно, то последствия могут стать катастрофи ческими.
Телеметрическая информация о последнем полете Х-15-3 включает в себя примеры работы адаптивного автопилота МН-96, коэффициент усиления которой нахо дился в некритической области. Кроме того, телеметрия показывает, как контур самонастройки может быть «вве ден в заблуждение».
На рис. 2. 3 представлены осциллограммы некоторых характеристик высотного полета аппарата Х-15-3 с запла нированным потолком 76 000 м. Здесь представлены как функции времени: высота полета Н, углы тангажа 0 и крена у, перемещение цилиндра сервопривода правого горизонтального стабилизатора L и уровень адаптивного коэффициента усиления по каналу тангажа Ко- Как пра вило, он дает некоторое представление о значениях ко эффициентов усиления в остальных каналах.
68
Система работала нормально после старта примерно в течение 60 с. На 61-й секунде в аппарате возникла электрическая помеха, которая затронула работу всех систем. Эта помеха, вероятно, наводилась эксперимен том, проводившимся в одной из подвесок крыла. Хотя
Рис. 2.3. К анализу полета аппарата Х-І'5-3:
/ —вклю чение нормальны х реактивны х органов; 2—вклю чение ручного реактив ного управления; 3—вхож дение в штопор; 4—включение нормальны х реактив
ных органов; 5—выход нз штопора; |
6—маневры по |
каналу крена; 7—запуск; |
|
8—начало воздействия |
электрической |
помехи; 9—прекращ ение действия поме |
|
хи; |
10—автоматические реактивны е |
органы |
адаптивная система управления полетом была изолиро вана, помеха оказала существенное влияние на ее рабо ту, в основном, на деятельность контура адаптации. На всем протяжении полета, пока существовала помеха, коэффициенты усиления часто находились ниже крити ческого уровня и создавались препятствия их перестрой ке для достижения более высоких значений. Электричес кая помеха в какой-то момент достигла столь высокого уровня, что привела к разъединению рулевых сервопри-
69