Содержание к диссертации
Введение
Глава 1 Исследование условий эксплуатации и методов повышения отказоустойчивости бортовых информационно-измерительных комплексов 16
1.1 Информационно-измерительный комплекс летательного аппарата (авионика) и его основные компоненты 16
1.2 Условия эксплуатации гражданских летательных аппаратов, виды и причины возникновения отказов авионики 20
1.3. Отказоустойчивость авионики, методы и способы повышения безотказности ее компонентов 21
1.3.1. Общие вопросы анализа отказоустойчивости авионики 21
1.3.2. Обеспечение безотказности аппаратуры 23
1.3.3. Вопросы надежности программного обеспечения 25
1.4. Обоснование необходимости учета разнородности (разнотемповости) характера влияния внешних воздействий на возникновение отказов компонентов авионики при оценке ее отказоустойчивости 29
14.1. Особенности анализа функциональных отказов систем авионики в расчетных условиях эксплуатации 29
1.4.2. Условия возникновения и характеристика отказов компонентов резервированной системы по причине внешних воздействий HIRF 33
1.4.3. Оценка значения вероятности отказа компонентов авионики по причине внешних воздействий HIRF 37
1.4.4. Допущения, принимаемые при анализе отказоустойчивости авионики в условиях разнотемповых внешних воздействий 43
1.5. Задачи исследования показателей отказоустойчивости авионики с совместным учетом внешних воздействий, имеющих разнородный (разнотемповый) характер влияния на процесс возникновения отказов 45
1.6. Выводы 47
Глава 2. Выбор отказоустойчивой структуры перспективного информационно- измерительного комплекса (авионики) 48
2 1. Анализ структур современных бортовых систем авионики 48
2.1.1. КСЦПНО для самолета Ил 96-300 48
2 1 2 Комплекс АРИА-200М самолета Бе-200ЧС 52
2.1 3. Бортовая модульная система EASy самолета Falcon 2000ЕХ 58
2.1.4. Обобщение описанных структур 64
2 2. Структура перспективной авионики, обеспечивающая повышенную отказоустойчивость в условиях разнородных внешних воздействий 67
2 3. Выбор информационного канала для анализа отказоустойчивости авионики 70
2 4 Сравнительная оценка отказоустойчивости перспективной авионики по каналу определения пространственного положения методом имитационногомоделирования 71
2.4.1. Структура информационного канала 71
2.4.2. Задача и методика проведения моделирования 78
2.4.3. Алгоритм моделирования 80
2.4.4 Результаты моделирования и их оценка 88
2 5 Выводы 94
Глава 3. Разработка программно-алгоритмических средств для расчета оценок показателей отказоустойчивости с учетом разнородного (разнотемпового) характера внешних воздействий 95
3.1. Модель процесса изменения состояния резервированной системы в условиях разнородных внешних воздействий 95
3.1.1. Выбор математического аппарата для целей аналитического моделирования 95
3.1.2. Разработка модели и формальное описание процесса изменения структуры перспективной системы 96
3 2. Разработка программно-алгоритмических средств 111
3 2.1. Требования к программному обеспечению 111
3.2.2. Обоснование выбора средств для программирования 112
3 2 3. Разработка алгоритма для расчета зависящих от времени значений вероятностей состояний резервированной системы 113
3 2.4. Разработка алгоритма для расчета зависящего от времени значения вероятности функционального отказа перспективной резервированной системы 118
3.2.5. Алгоритм расчета среднего времени и дисперсии времени до функционального отказа резервированной системы 120
3.3 Сравнительная оценка результатов расчета показателей отказоустойчивости авионики по каналу пространственного положения по результатам проведенного аналитического и имитационного моделирования с учетом разнородности характера внешних воздействий 125
3 4. Выводы 130
Глава 4 Применение полученных результатов при оценке характеристик функциональной безотказности перспективного бортового информационно- измерительного комплекса (авионики) 131
4 1. Функциональное назначение, состав и структура перспективной авионики..131
4 2. Модель реконфигурируемого программного обеспечения для перспективного отказоустойчивого информационно-измерительного комплекса (авионики) 134
4 3. Оценка безотказности перспективной авионики по каналу определения параметров пространственного положения в типовых условиях 138
4.4. Методика расчета основных показателей отказоустойчивости резервированной системы в условиях разнородных внешних воздействий 145
4.5. Оценка основных показателей откакзоустойчивости перспективного информационно-измерительного комплекса с применением разработанных средств 147
4.6. Выводы 154
Заключение 155
Литература
- Отказоустойчивость авионики, методы и способы повышения безотказности ее компонентов
- Условия возникновения и характеристика отказов компонентов резервированной системы по причине внешних воздействий HIRF
- Структура перспективной авионики, обеспечивающая повышенную отказоустойчивость в условиях разнородных внешних воздействий
- Требования к программному обеспечению
Введение к работе
Диссертационная работа посвящена вопросу повышения отказоустойчивости бортовых информационно-измерительных комплексов с оценкой основных количественных показателей отказоустойчивости Информационно-измерительный комплекс летательного аппарата в современной практике авиационной промышленности принято называть авионикой [42, 83] При расчете оценок показателей отказоустойчивости авионики учитывается разнородный характер влияния внешних воздействующих факторов (ВВФ) на возникновение отказов ее компонентов. Значение оценок дается на примере анализа функциональных отказов авионики в расчетных условиях эксплуатации с совместным учетом традиционно учитываемых ВВФ и внешних электромагнитных воздействий HIRF (high intensity radiated fields)
Актуальность темы. Бортовое оборудование самолетов постоянно модернизируется. На современном этапе развития авиационной техники это связано с необходимостью решения следующих четырех основных задач: повышения безопасности эксплуатации самолетов, увеличения надежности, обеспечения возможности полетов в условиях возросшей интенсивности воздушного движения, облегчения технического обслуживания и ремонта. При этом возрастает количество функций, выполняемых авионикой, что приводит к необходимости обработки в темпе со временем больших объемов данных, поступающих от различных датчиков, в том числе и от систем-датчиков, установленных на борту самолета. Это в свою очередь приводит к необходимости увеличения вычислительной мощности бортовых вычислителей, входящих в состав авионики. Увеличение вычислительной мощности часто осуществляется за счет повышения тактовой частоты процессоров и шин данных.
Повышение функциональности за счет применения быстродействующих цифровых средств привело к восприимчивости авионики к электромагнитным полям высокой интенсивности HIRF, которые излучаются радиолокационными станциями слежения за воздушным движением. Подобные электромагнитные поля также излучаются передатчиками про-мьішленної о, военного и бытового назначения За последнее время в связи с быстрым развитием техники электромагнитная обстановка вокруг летящего самолета усложнилась [47] — увеличилось количество спутниковых систем, введены в действие наземные радиоэлектронные станции широкого диапазона, быстро развиваются радиорелейные и тропосферные линии связи системы Интернет и корпоративных информационных систем, сотовых и пей-джерских систем связи, местных теле- и радиостанций. Повышенное высокочастотное элек-тромаї нитное излучение, создаваемое также и отказывающими коммерческими информационными системами, теле- и радиостанциями, тоже может привести к функциональным отказам радиоэлектронного оборудования летательных аппаратов [48]. Отмечается [1], что на возникновение отказных состояний цифровой аппаратуры влияет не только мощность и час тота микроволнового пакета, но и количество импульсов в этом пакете, так как современная цифровая аппаратура способна монотонно увеличивать остаток запасенной энергии до тех пор, пока он не превысит критическое значение и не возникнет отказ.
Поскольку отказоустойчивость авионики влияет на обеспечение безопасности полетов, то в соответствии с Авиационными правилами [2] и международными нормами к ней помимо стойкости к традиционно учитываемым ВВФ, таким как, например, вибрация и температура, предъявляются также и требования по стойкости к воздействию HIRF. Наличие сложной электромагнитной обстановки, способность современного оборудования накапливать запасенную электромагнитную энергию и наличие технологического разброса в параметрах элементов, входящих в состав радиоэлектронного компонента авионики, в совокупности говорят о существовании вероятности отказа этого компонента в момент воздействия HIRF при эксплуатации самолета. В настоящее время вопрос влияния HIRF на работоспособность авионики (в связи с недавним появлением этого фактора) недостаточно изучен. Тем не менее, стоит вопрос оценки отказоустойчивости авионики при всей совокупности ВВФ, влияющих на работоспособность ее компонентов.
Отличие внешнего воздействия HIRF от традиционно учитываемых ВВФ состоит в том, что длительность воздействия HIRF не только составляет доли секунды [104], но и по классификации Авиационных правил [2] является событием умеренно вероятным, которое может возникнуть в течение срока службы самолета лишь один или максимум несколько раз, тогда как остальные ВВФ обычно действуют на авионику во время каждого полета и соизмеримы с этим временем Такое несоответствие масштабов времени позволяет говорить о том, что (в масштабе среднего времени полета самолета) отказы компонентов авионики из-за воздействия HIRF могут происходить одновременно. При этом отказы, происходящие по причине других ВВФ, как и принято рассматривать их на практике, происходят в разные моменты времени Это говорит не только о разнородном, но и о разнотемповом характере влияния ВВФ на работоспособность авионики. А так как существующие методы анализа отказоустойчивости авионики базируются на предположении о возникновении отказов в различные моменты времени [13, 29, 42, 79], то их нельзя без доработки использовать для проведения расчетов при одновременном учете ВВФ с разнотемповым характером влияния на работоспособность ее компонентов
Таким образом, потребности в создании отказоустойчивой авионики, изменившийся состав внешних факторов, влияющих на ее работоспособность, и отсутствие общей теории анализа и расчета, позволяющей оценить количественные показатели отказоустойчивости авионики в новых условиях, объясняют необходимость и актуальность исследований, проведенных в диссертационной работе.
Объектом исследования является бортовой информационно-измерительный комплекс (авионика), состоящий из взаимодействующих систем: системы-датчики, бортовая вычислительная система, средства передачи и отображения информации.
При проектировании оборудования учитывается состав выполняемых авионикой функций, который в процессе полета самолета может изменяться как в зависимости от этапа полета, так и по причине возникающих отказов компонентов авионики из-за влияния ВВФ. В современной практике анализ функциональных отказов авионики принято проводить по ее структуре. При этом обеспечение отказоустойчивости авионики путем маскирования отказов осуществляется с помощью избыточности структуры аппаратуры и реконфигурируемого программного обеспечения (ПО).
Важной особенностью современной авионики является наличие ресурсного обеспечения для осуществления реконфигурации в случае возникновения отказов ее компонентов. Увеличение объема ресурсного обеспечения бортового оборудования на практике часто ограничено вследствие существования естественных ограничений на массогабаритные характеристики и энергопотребление оборудования.
Обеспечение отказоустойчивости авионики во время полета и учет разнородного характера влияния ВВФ на работоспособность ее компонентов, обуславливают необходимость разработки комплексного подхода к оценке количественных показателей безотказности авионики. В связи с этим предметом исследования диссертационной работы является отказоустойчивая структура бортового информационно-измерительного комплекса (авионики) в условиях разнородных (разнотемповых) ВВФ.
Цель диссертащонной работы — повышение отказоустойчивости бортового информационно-измерительного комплекса (авионики) без увеличения числа его основных компонентов и разработка средств для оценки основных количественных показателей отказоустойчивости в условиях разнородных (разнотемповых) ВВФ.
В соответствии с поставленной целью в работе решаются следующие задачи:
1. Обоснование необходимости учета разнотемповости характера влияния ВВФ на возникновение отказов компонентов авионики при оценке ее отказоустойчивости;
2. Построение структуры перспективного информационно-измерительного комплекса (авионики), обеспечивающей повышенную отказоустойчивость без увеличения числа его основных компонентов;
3 Разработка математической модели процесса изменения во времени состояния резервированной системы, учитывающей разнородный (разнотемповый) характер влияния ВВФ на возникновение отказов элементов этой системы;
4. Разработка программно-алгоритмических средств для получения оценок основных количественных показателей отказоустойчивости резервированных компонентов авионики с учетом разнородного (разнотемпового) характера влияния ВВФ на их работоспособность;
5 Разработка методики расчета среднего времени до функционального отказа и дисперсии времени до функционального отказа для резервированной модульной системы при вероятном появлении отказов ее компонентов в условиях разнородных (разнотемповых) ВВФ.
Методы исследования базируются на методах теории надежности, теории марковских процессов, элементах теории графов и теории вероятности. Перечисленным аналитическим методам исследования посвящены работы отечественных ученых: B.C. Авдуевского, Б В Гнеденко, Е.С. Вентцель, А.Н Колмлгорова, В.Ф. Крапивина, А.А. Маркова, В.И. Тихонова, А.Н. Ширяева и др., а также зарубежных специалистов: И. Базовского, Д Р. Кокса, Д Ллойда и др.
Научная новизна работы заключается в следующем:
1 Показана необходимость учета разнотемповости характера влияния независимых ВВФ на возникновение отказов компонентов авионики при оценке показателей ее отказоустойчивости
2 Разработана математическая модель процесса возникновения отказов в обобщенном резервированном компоненте модульной авионики, учитывающая фактор времени, разнородность (разнотемповость) характера влияния ВВФ на работоспособность элементов ресурса этого компонента и позволяющая рассчитать количественные оценки показателей его отказоустойчивости.
3 На основании сформированной модели и созданных программно-алгоритмических средств разработана методика расчета количественных показателей отказоустойчивости резервированной модульной системы бортового информационно-измерительного комплекса (авионики).
Научные результаты, выносимые на защиту:
- математическая модель процесса возникновения отказов в обобщенном резервированном компоненте модульной авионики, учитывающая фактор времени, разнородность (разнотемповость) характера влияния ВВФ на работоспособность элементов ресурса этого компонента и позволяющая рассчитать количественные оценки показателей его отказоустойчивости;
- методика моделирования процесса изменения во времени количества элементов ресурса резервированной модульной системы, основанная на алгоритмах расчета оценок значений вероятностей состояний ее ресурса и учитывающая время функционирования системы,
- алгоритмы расчета оценок среднего времени до функционального отказа резервированной системы и дисперсии времени до функционального отказа, основанные на методике моделирования процессов изменения во времени состояния ресурса резервированной системы
Достоверность полученных результатов обусловлена корректным использованием математического аппарата и проверкой адекватности разработанных аналитических моделей методом имитационного моделирования процессов возникновения отказов элементов ресурса в условиях разнородных (разнотемповых) внешних воздействий.
Практическая ценность работы состоит в следующем:
-дано предложение по структуре перспективного бортового информационно-измерительного комплекса (авионики), обеспечивающей повышенную отказоустойчивость без увеличения числа его основных компонентов;
-разработано программно-алгоритмическое обеспечение, описывающее процесс изменения во времени состояния ресурсов резервированной модульной системы и позволяющее получить оценки (без статистического разброса) среднего времени до функционального отказа системы и дисперсии времени до функционального отказа и тем самым обеспечить возможность сравнения различных вариантов структур перспективной системы в условиях разнородных (разнотемповых) внешних воздействий;
-при формировании модулей программного обеспечения заложена наиболее общая форма описания начальных условий для математического моделирования, что делает его применимым для получения оценок и для иных видов внешних воздействий, имеющих характер влияния на аппаратуру, аналогичный воздействиям HIRF, совместно с традиционно учитываемыми ВВФ;
- все разработанные средства реализованы в виде программных модулей, ориентированных на стандартное программное обеспечение ПЭВМ, и допускают непосредственное включение в другие, более общие программные модели.
Реализация результатов диссертационной работы. Прикладные результаты диссертационной работы, а именно: «Проект структуры перспективной авионики для самолета» и «Методика расчета оценок количественных показателей отказоустойчивости резервированной модульной системы с учетом разнотемпового характера внешних воздействий» использованы ОАО «Туполев» при разработке технических предложений по выбору структуры авионики для модернизации самолетов семейства ТУ-204 и ТУ-334. В проекте структуры перспективной авионики представлены состав оборудования и схема информационных связей между ее компонентами (системами). На основе методики рассчитываются значения оценок среднего времени до функционального отказа, дисперсии времени до функциональ ного отказа и вероятности функционального отказа резервированной модульной системы, которые с учетом характера внешних воздействий, влияющих на возникновение отказов компонентов системы, входящей в состав авионики, позволяют сделать обоснованный выбор количества элементов ресурса этой системы. Внедрение проекта структуры перспективной авионики и методики расчета дает технический эффект, заключающийся в повышении отказоустойчивости, облегчении технического обслуживания и ремонта авионики гражданского самолета, отвечающего всем современным и перспективным требованиям безопасности в условиях высокой интенсивности полетов.
Теоретические результаты внедрены в учебный процесс в рамках курсов «Надежность и диагностика» и «Авиационные приборы и измерительно-вычислительные комплексы» на кафедре «Приборы и измерительно-вычислительные комплексы» Московского авиационного института (государственного технического университета) «МАИ».
Апробация работы. Основные положения диссертационной работы докладывались и обсуждались на научно-технических конференциях и семинарах:
- всероссийская научно-техническая конференция «Вычислительные системы бортового базирования — 95», г. Москва, 1995 г.;
- международный научно-технический семинар «Современные технологии в задачах управления и обработки информации», г. Алушта, 1996 г. [62];
- международные научно-технические семинары «Современные технологии в задачах управления, автоматики и обработки информации», г. Алушта, 1997 — 2004,2006 гг. [30, 58, 59,67—69,73—75];
-международные научно-технические конференции «Современные проблемы аэрокосмической науки», г. Жуковский, 1999,2000 гг. [64, 65];
- научные чтения по авиации, посвященные памяти Н. Е. Жуковского, г. Москва, 2004 г. [66]
Публикации По материалам диссертационной работы опубликована 21 печатная работа [30, 53, 54, 56—70, 73—75]. Результаты исследований отражены в 5 отчетах [20, 21, 55, 71,72] о научно-исследовательской работе (включая 3 опубликованных рукописных отчета).
Структура диссертации Диссертационная работа состоит из списка обозначений и сокращений, введения, четырех глав, заключения, списка литературы (111 наименований) и трех приложений Общий объем основного текста работы составляет 165 страниц, включая 41 рисунок и 7 таблиц Приложения представлены на 9 страницах.
Во введении показана актуальность выбора темы диссертационной работы, определены объект и предмет исследования, сформулированы цель и вытекающие из нее задачи диссертационного исследования, отражены научная новизна и практическая ценность работы,
дана общая характеристика работы.
В первой главе дано определение объекта исследования, рассмотрены условия его эксплуатации и методы повышения его отказоустойчивости. Обоснована необходимость совместного учета ВВФ, имеющих разнородный характер влияния на работоспособность компонентов объекта исследования. Приведена оценка вероятности отказа компонентов авионики по причине внешних воздействий HIRF. Проведена постановка задач исследования.
Во второй главе дан анализ современных структур авионики, на основе которого синтезирована структура, обладающая повышенной отказоустойчивостью при том же количестве основных компонентов авионики. Методом статистического имитационного моделирования дана сравнительная оценка этих структур, подтверждающая эффективность перспективной структуры.
В третьей главе сформирована математическая модель процесса изменения во времени состояния резервированной системы и описаны разработанные программно-алгоритмические средства, позволяющие рассчитывать не имеющие статистического разброса оценки основных количественных показателей отказоустойчивости авионики с учетом разнородного характера внешних воздействий. Дана оценка разработанных средств.
В четвертой главе приведены функциональное назначение, состав и структура перспективной авионики. Дано описание модели программного обеспечения для перспективной авионики, иллюстрирующее возможности его реконфигурации при возникновении отказов аппаратуры Представлена методика и пример использования этой методики для расчета значений оценок среднего времени до функционального отказа и дисперсии времени до функционального отказа для резервированной системы при вероятном появлении отказов ее компонентов в условиях разнородных внешних воздействий. Показан способ применения разработанных средств.
Заключение содержит выводы по основным результатам диссертационной работы
Приложения содержат пример текста программы для проведения расчетов основных показателей безотказности с учетом разнородности характера внешних воздействий, акты внедрения прикладных результатов работы в производство и теоретических результатов в учебный процесс
Отказоустойчивость авионики, методы и способы повышения безотказности ее компонентов
Согласно АП-25 Раздел А-0 [2] гражданский самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации при действиях экипажа в соответствии с РЛЭ каждое отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы), приводящее к возникновению катастрофической ситуации, оценивалось как практически невероятное и не возникало вследствие отказа любого из элементов системы. Отказное состояние может быть отнесено к событиям практически невероятным и может быть исключено из дальнейшего анализа, если оно возникает в результате двух и более независимых последовательных отказов различных элементов рассматриваемой системы и взаимодействующих с ней систем с вероятностью менее 10 9 на час полета по типовому профилю При этом отказное состояние также может быть отнесено к событиям практически невероятным, если оно является следствием конкретного механического отказа (разрушение, заклинивание, рассоединение) одного из элементов системы и если практическая невероятность такого отказа доказана в том числе и при анализе предусмотренных эксплуатационной документацией средств, методов и периодичности технического обслуживания.
При анализе последствий отказных состояний (функциональных отказов, видов отказов систем) оценка должна учитывать критичные (определяющие) внешние воздействия (явления) и их вероятность.
Доказательство соответствия разрабатываемых систем требованиям Раздела А-0 АП-25 должно проводиться путем анализа и расчета вероятностей возможных видов отказов функциональных систем и оценки их влияния на безопасность полета самолета. Согласно требованиям АП-25 такая оценка должна проводиться для каждой системы и во взаимосвязи с другими системами и (при необходимости) подкрепляться наземными и (или) летными испытаниями, испытаниями на пилотажном стенде или другими видами стендовых испытаний, расчетами или моделированием.
Анализ должен включать возможные виды отказов (в том числе сочетания видов отказов в различных системах), оценку вероятности этих видов отказов, последствия для самолета и находящихся на борту людей с учетом этапа полета, условий эксплуатации и внезапности для экипажа возникновения соответствующего отказного состояния, требуемые действия по парированию, возможность обнаружения отказа, процедуры контроля состояния и обслуживания самолета
Анализ функциональных отказов для оценки отказоустойчивости системы при заданном количестве последовательных отказов компонентов авионики сводится к анализу надежности предоставления информации о значениях соответствующих параметров полета, таких, как, например пространственное положение, курс, скорость и высота полета самолета Такой анализ проводится с применением так называемых деревьев событий, приводящих к отказу, которые схематично описывают связи между элементами системы, участвующими в определении значения соответствующего параметра.
Как правило, при расчете показателей отказоустойчивости авионики используются статистические данные по безотказности комплектующих изделий. Существуют таблицы значений так называемых лямбда-характеристик, рекомендуемых к использованию при проведении таких расчетов. Основным при разработке новой авионики с высокими показателя ми отказоустойчивости является учет воздействующих факторов и защита от воздействий самой авионики или ее некоторых чувствительных к ним компонентов. Тем не менее, расчет показателей надежности компонентов авионики и авионики в целом играет важную роль и позволяет обнаружить слабые звенья и принять меры к их «упрочнению», например, путем резервирования или дополнительной защиты от превалирующих воздействующих факторов.
Когда не удается создать какой-либо компонент авионики, который удовлетворял бы условиям его применения в любых географических районах Земного шара, тогда принято ограничиваться тем или иным диапазоном воздействий или принимают меры по защите всего компонента или его наиболее чувствительных к данным воздействиям элементов.
При расчете безотказности компонентов авионики и отказоустойчивости авионики в целом важно правильно оценить ожидаемое воздействие внешней среды, окружающей самолет. Выбор условий воздействия внешней среды на авионику осуществляется в соответствии с требованиями Авиационных правил [2].
Методы повышения надежности бортовых систем, связанные с понятиями надежности, отказоустойчивости и живучести аппаратуры, можно разделить на три группы: 1) конструктивно-технологические методы, направленные на улучшение качества отдельных элементов и облегчение режимов работы систем; 2) методы технической диагностики, связанные с применением аппаратно-программных средств автоматического или полуавтоматического контроля исправности аппаратуры и программного обеспечения в процессе эксплуатации системы, 3) структурные методы, с помощью которых может быть выбрана наиболее рациональная структура системы и ее компонентов, по возможности ослабляющая влияние отказов отдельных элементов на погрешности и качество ее работы. Как правило все эти методы не исключают, а взаимно дополняют друг друга, что ведет к созданию наиболее технически эффективных систем [19].
Для достижения цели настоящего исследования (не снижая важности первых 2-х методов) целесообразно более подробно рассмотреть структурные методы, которые можно разделить на две подгруппы.
1. Методы, основанные на оптимизации структурной схемы без применения функциональной избыточности. Здесь изменение в широких пределах входных параметров или данных наиболее нестабильных модулей или элементов не должно влиять или должно мало влиять на стабильность решения поставленных задач. При этом проводится оптимизация параметров систем.
Условия возникновения и характеристика отказов компонентов резервированной системы по причине внешних воздействий HIRF
Поскольку безотказность выполнения функций авионикой влияет на обеспечение безопасности полетов, а компоненты авионики содержат как электрические цепи, так и радиоэлектронные компоненты, то в соответствии с Авиационными правилами, часть 25 и международными нормами к ней предъявляются требования по стойкости к электромагнитным полям HIRF, ибо такие системы потенциально уязвимы к воздействию электромагнитных помех.
Следует отметить, что российские требования к бортовому оборудованию по его устойчивости к HIRF соответствуют европейским нормам JAR, которые распространяются на системы, выполняющие как критические, так и существенные функции. Эти требования более жесткие, чем требования США FAR к гражданским самолетам, которые предъявляются к бортовым системам, выполняющим только критические функции Это говорит о важности обеспечения устойчивости аппаратуры авионики к внешним воздействиям HIRF притом, что согласно Авиационным правилам, часть 25 [2], все системы, входящие в состав авионики участвуют в процессе выполнения как минимум существенных функций.
Для подтверждения того, что разработанный информационно-измерительный комплекс (авионика) удовлетворяет российским требованиям, проводится тестирование его компонентов на восприимчивость к HIRF.
Склонность аппаратуры авионики к неблагоприятной реакции на HIRF согласно [104] зависит от частоты сигнала HIRF, восприимчивости этой аппаратуры к определенным частотам электромагнитного излучения, объема экранирования внутренних компонентов конструкции самолета и электрической схемы, мощности радиочастотного сигнала, которым самолет облучается Область частот HIRF простирается от 10 кГц до 18 ГГц. Нижний участок этого спектра от 10 кГц до приблизительно 400 МГц доминирует у слабонаправленных антенн постоянно передающих радио- и телестанций. Спектр свыше 400 МГц главным образом занят высоконаправленными радиолокационными системами и спутниковыми линиями связи, которые способны излучать значительно более мощные сигналы, чем те, которые излучаются передатчиками, работающими на частоте ниже 400 МГц [104].
При тестировании на HIRF моделируются опасные для аппаратуры систем авионики уровни электромагнитных полей с напряженностью до 7200 В/м, что позволяет убедиться лишь в том, что при тестировании это оборудование работает надежно без перерывов, отказов и сбоев [95,101]. Однако на качество функционирования системы в процессе ее эксплуатации существенно влияет и окружающая электромагнитная обстановка, на усложнение которой в каждый определенный момент времени в разных точках земного пространства влияют работающие независимо друг от друга радиоэлектронные средства промышленного, военного и бытового назначения [47]. В результате их работы на аппаратурные компоненты авионики может повлиять суммарный градиент излучений спутниковых систем, наземных радиоэлектронных станций широкого диапазона, радиорелейных и тропосферных линий связи системы Интернет и корпоративных информационных систем, сотовых и пейджерских систем связи, местных теле- и радиостанций. Повышенное электромагнитное излучение создается также отказавшими коммерческими информационными системами, теле- и радиостанциями ввиду низкой надежности их аппаратуры [48]. За время воздействия высокочастотного электромагнитного поля на бортовую аппаратуру в зависимости от мощности этого излучения может отказать как одна бортовая система, так и даже все системы, входящие в состав авионики.
Отмечается [1], что на возникновение отказных состояний радиоэлектронной аппаратуры (РЭА) влияет не только мощность и частота микроволнового пакета, но и количество импульсов в этом пакете. По мнению авторов работы [1] это явление связано с тем, что в современной РЭА находятся высокодобротные элементы, в которых под действием очередного импульса происходит монотонное увеличение остатка запасенной энергии до тех пор, пока оно не превысит критическое значение.
Дополнительно к тому, что суммарная энергия магнитного поля HIRF, поглощенная ЭРИ аппаратурных компонентов авионики, может превысить то значение, на устойчивость к которой она проверяется, следует отметить, что все испытания на устойчивость к ВВФ, включая HIRF, проводятся в рамках квалификационных или межведомственных испытаний лишь на одном экземпляре системы. После проведения успешных проверок и получения сертификата другие экземпляры этой системы таким проверкам не подвергаются.
Учитывая разброс в структуре материалов, из которых изготавливается корпус системы, разброс в конструктивных параметрах компонентов системы, разброс в характеристиках ЭРИ, входящих в состав ее электрической схемы, можно утверждать, что разные экземпляры систем одного типа будут реагировать на одно и то же воздействие HIRF по-разному.
Явления, происходящие в полупроводниковых элементах при воздействии HIRF, исследованы достаточно подробно [1,12,22,40,47,48,93,95,100,104,105,106,108, ПО, 111]. Под действием мощных электромагнитных полей РЭА авионики может изменять свое штатное состояние на аварийное или близкое к нему. Это происходит из-за возникновения отказов в полупроводниковых ЭРИ, входящих в состав элементов РЭА. Вследствие этого утрачивается часть или даже все функции, возложенные на аппаратуру.
Существует три принципиальных режима проникновения электромагнитной энергии HIRF внутрь корпуса РЭА: 1) через антенну, наличие которой характерно для радарного, связного оборудования и СНС [40]; 2) через электрические проводники соединений между компонентами авионики, с основным источником питания или через сеть передачи данных [40, 110, 111]; 3) через вентиляционные отверстия и щели между панелями и плохо экранированными интерфейсами [95]. И если эта энергия проникнет внутрь корпуса РЭА, то повреждению могут подвергнуться и ЭРИ этой аппаратуры.
Поскольку модули авионики, устанавливаемые в крейты, не имеют антенн, то энергия электромагнитного поля HIRF проникает к ЭРИ, расположенным внутри корпуса ее модулей, по облученным кабелям или проводам, а также через вентиляционные отверстия и щели. Эта энергия также может создать помехи при цифровой передаче данных или повредить коммуникационные интерфейсы.
При наличии микроволнового излучения любое отверстие, ведущее внутрь модуля, ведет себя как щель в микроволновой полости, служащей для этого излучения антенной или позволяющей ему проникать в полость корпуса модуля. При этом внутри корпуса формируется пространственная стоячая волна и компоненты, расположенные в противоположных узлах стоячей волны, подвергаются действию сильного электромагнитного поля [95].
В зависимости от электрической схемы модуля авионики влияние электромагнитных полей HIRF в диапазоне частот полосы пропускания цифровых систем может интерпретироваться аппаратурой как сигнал управления, приводящий систему в непредсказуемое состояние [1, 48, 95]. Частотная область восприимчивости этих систем к воздействиям HIRF простирается от тактовой частоты до частоты, превышающей тактовую, приблизительно в 10 раз [93, 104] В настоящее время тактовые частоты процессоров и шин данных цифровых авиационных систем лежат в диапазоне от 2 МГц до 300 МГц [104]. Такое отставание по тактовой частоте от элементов, применяемых для бытовых нужд, соответствует нескольким поколениям цифровых схем и связано с высокой стоимостью авиационного оборудования и необходимой задержкой во времени для его сертификации. Отмечается [47,48, 93], что чем ниже тактовая частота цифровой системы, тем ниже ее восприимчивость к высокочастотным электромагнитным помехам, что говорит о том, что с дальнейшим развитием РЭА авионики влияние HIRF на эту аппаратуру будет усиливаться
Структура перспективной авионики, обеспечивающая повышенную отказоустойчивость в условиях разнородных внешних воздействий
Существует ряд типовых схем обеспечения отказоустойчивости структурными методами [42] При этом все существующие схемы основаны на введении резервных элементов, выполняющих те же самые функции, что и основной элемент, а в большинстве случаев и полностью идентичных основному элементу. В связи с этим задача построения отказоустойчивой системы часто рассматривается как задача формирования такой избыточной структуры, при которой неработоспособность элемента более низкого иерархического уровня не приводит к отказам на более высоком уровне.
В соответствии со схемой рис. 2.7 в состав БСОИ входят две независимые ВС, каждая из которых состоят из совокупности вычислителей.
Рассмотрим вопрос отказоустойчивости БСОИ с точки зрения обеспечения безопасности полетов. Здесь считается, что лучше потерять какую-либо функцию, выполняемую авионикой, чем попасть на неконтролируемый отказ. Поэтому в случае возникновения отказа (например, вычислителя, обеспечивающего обработку информации для некоторой функции) предпочитают отказаться от выполнения задач, связанных с обеспечением работоспособности этой функции. В случае возникновения последующего отказа в аппаратуре другого борта, обеспечивающей решение другой функции, будет отключено соответствующее оборудование первого борта В данном случае наличие двух бортов позволяет обеспечить получение однотипных данных по независимым каналам, что дает возможность провести процедуру голосования и выявить отказ в системе в случае несовпадения результатов обработки информации.
В результате таких последовательных двух отказов на борту образуется неиспользуемый работоспособный ресурс, который можно было бы использовать для реализации одной из отключенных функций. В случае использования идентичных вычислителей (как, например, в комплексе АРИА-200) это можно реализовать с помощью перезагрузки программного обеспечения одного из неиспользуемых работоспособных вычислителей БСОИ. Однако жесткое следование концепции полностью функционально независимых двух бортов привело к отсутствию физической возможности переключения аппаратуры БСОИ из структуры одного борта в структуру другого борта. Введение коммутационной среды между всеми вычислителями обоих бортов и использование соответствующей гальванической развязки позволит обеспечить взаимодействие между ними в случае необходимости при возникновении отказов аппаратуры Один из возможных вариантов технической реализации коммутационной среды — это использование стандарта AFDX и ARINC 664.
При этом существует возможность реализовать коммутационную среду в двух вариантах: 1) коммутационная среда не участвует при реализации функций авионики, 2) коммутационная среда является одним из элементов в цепи выполнения функций авионики. В первом случае при физическом отключении коммутационной среды (или ее перехода в предельное состояние) при полной работоспособности другой аппаратуры информационно-измерительного комплекса (авионики), работоспособность авионики должна полностью сохраняться Во втором случае необходимо обеспечить значение вероятности отказа коммутационной среды за 1 час полете в пределах от 1-Ю 9 до 1-Ю"12. При аппаратурной реализации второго случая количество проводов в БСОИ сильно уменьшится. В связи с этим второй способ является наиболее привлекательным.
Итак, коммутационная среда вводится в БСОИ с целью повышения безотказности выполнения требуемых функций за счет уменьшения масштаба резервирования. Опираясь на структуры комплекса АРИА-200 (см. рис. 2 3) и системы EASy (см. рис. 2.4), а также на функциональную схему авионики (см. рис. 2.6), структуру перспективной авионики удобно представить в виде, показанном на рис. 2.8. На этой схеме укрупненно показана структура БСОИ, объединенная коммутационной средой обмена данными.
Требования к программному обеспечению
Оценку отказоустойчивости авионики принято проводить по ее структуре [9,13]. Тем не менее, исходная структура системы часто является только основой для модели надежности, по которой находятся показатели отказоустойчивости рассматриваемой системы. При этом структура модели для расчета отказоустойчивости не обязательно совпадает с исходной структурой системы и является значительно более абстрактной и сложной [13, 83].
Как было показано в п. 2.4, с точки зрения отказоустойчивости в условиях разнородных внешних воздействий наилучшими показателями обладает БСОИ с объединением аппаратуры информационных каналов в рамках единой системы (см. схему на рис. 2.10). При этом показателями отказоустойчивости (функциональной безотказности) являются среднее время наработки до функционального отказа и дисперсия времени до функционального отказа [29]. В случае если эти показатели определить весьма затруднительно или невозможно, то используют вспомогательный показатель — значение вероятности возникновения функционального отказа за один час полета [2].
Согласно упрощенной структурной схеме авионики самолета (см. рис. 2.8), ее основными компонентами являются: системы-датчики, включая пульты, многофункциональные индикаторы (ЖКИ) и, как объединяющий их, основной компонент, — БСОИ. Здесь системы-датчики, пульты и ЖКИ конструктивно представляют собой независимые друг от друга элементы структуры авионики, каждый из которых обладает своими показателями безотказности. В отличие от этих элементов, БСОИ представляет собой совокупность конструктивно-независимых блоков и является резервированной интегрированной системой, показатели безотказности которой следует определять по показателям безотказности ее компонентов.
Получить количественные оценки показателей отказоустойчивости расчетным путем удобно с помощью математических методов, используемых в теории надежности [29]. Для этого необходимо формально описать структуру БСОИ и процесс изменения ее состояний, происходящий из-за отказов элементов структуры и по причине разнородных внешних воздействий При этом удобно использовать теорию графов.
Как первичная модель, описывающая структуру связей компонентов системы и параметры, влияющие на изменение этой структуры, граф-схема является идеальным инструментарием и позволяет учитывать воздействия со стороны окружающей среды и других систем самолета [76] Однако аппарат теории графов не предназначен для моделирования развития процесса изменения состояний анализируемой системы во времени [77]. При описании случайной последовательности смены состояний некоторой системы во времени естественной моделью является марковский, а в более общем случае — полумарковский процесс [13, 14, 29, 34, 35, 39, 79, 83, 91, 98]. При этом широко применяемые для анализа последовательностей наступления событий в процессе функционирования систем марковские модели позволяют получить широкий диапазон приближений моделей процессов к реальным ситуациям.
Концептуально, процесс отказов в системе может быть представлен в виде деградации структуры этой системы — изменения состояний марковского процесса, начинающегося в состоянии, соответствующем моменту начала эксплуатации, и оканчивающегося в момент, когда система переходит в предельное состояние. Под предельным состоянием в данном случае понимается ситуация, когда в полете выполнение требуемых функций становится невозможным.
Классическая теория марковских процессов предполагает исследование одного процесса, без учета его взаимодействия с другими аналогичными процессами. Поэтому с использованием такой методологии достаточно просто можно построить стохастико-времен-ные модели, описывающие отдельные совокупности элементов БСОИ. В связи с этим, при оценке наработки до отказа, весь комплекс элементов анализируемой системы иногда необходимо рассматривать в виде своего рода объединения некоторой совокупности марковских процессов Каждый из этих процессов может рассматриваться как элементарный, а их совокупность — как единый случайный процесс.
С целью построения математической модели, пригодной для оценки безотказности системы с любым количеством однотипных унифицированных элементов ресурса функциональности, рассмотрим схему перспективной авионики (см. рис. 2.10). В соответствии с этой схемой структурная схема БСОИ в общем виде выглядит так, как показано на рис. 3.1.
По схеме рис. 3.1 видно, что исследуемая БСОИ состоит из 2-х основных подсистем, связанных с функциональной обработкой информации: 1) подсистема унифицированных вычислительных модулей УВМ и 2) подсистема унифицированных дисплейных вычислительных модулей ДВМ. Каждая из них построена на основе однотипных конструктивно унифицированных элементов Элементы этих двух подсистем объединены между собой в единую БСОИ с помощью коммутационной среды обмена данными по схеме «каждый с каждым», а сама коммутационная среда обмена данными в простейшем случае конструктивно представляет собой жгут проводов. При этом УВМ получают данные от бортовых датчиков и обрабатывают их по соответствующим алгоритмам. Затем через коммутационную среду информация поступает в ДВМ, откуда после соответствующей обработки, она передается на ЖКИ в графическом формате для отображения на многофункциональных индикаторах в кабине экипажа
Поскольку входящие в состав БСОИ модули УВМ и ДВМ имеют разную конструкцию и, как следствие, имеют различные значения интенсивностей отказов, то их нельзя объединять в одну подсистему в смысле безотказности. В связи с этим построенная модель должна описывать как подсистему УВМ (см. пунктир на рис. 3.1), так и подсистему ДВМ, но по отдельности.
Для построения модели, позволяющей оценить отказоустойчивость ресурса однотипных элементов БСОИ в условиях разнородных внешних воздействий, сначала рассмотрим первый из независимых типов подпроцессов возникновения отказов (см. п. 1.4.3) — процесс возникновения отказов по причине традиционно учитываемых ВВФ.
Начнем построение модели, рассмотрев частный пример структуры БСОИ. В этом частном случае в соответствии со схемой перспективной авионики (см. рис. 2.10) БСОИ содержит 6 УВМ и 3 ДВМ, объединенных коммутационной средой. Структурная схема такой БСОИ приведена на рис. 3.2. Здесь с точки зрения анализа отказоустойчивости подсистемы УВМ и ДВМ отличаются лишь количеством и интенсивностью отказов своих компонентов. Если эти два отличия учесть в параметрах модели, то с математической точки зрения модели этих подсистем будут одинаковыми. В связи с этим достаточно рассмотреть подробно лишь подсистему УВМ (см. пунктир на рис. 3.2).
