Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Математические модели и алгоритмы обеспечения надежности интегрированных вычислительных комплексов систем управления летательными аппаратами 15
1.1. Анализ методов оценки надежности интегрированных вычислительных комплексов 15
1.2. Математические модели и последовательность оценки надежности вычислительных комплексов с учетом избыточности 21
1.3. Задача оптимального резервирования элементов интегрированных вычислительных комплексов 24
1.4. Оптимизация систем бортового управления дискриминационным методом 28
1.5. Выводы по главе 1 и постановка задачи исследования 32
Глава 2. Методы оценки и прогнозирования способов повышения надежности интегрированных вычислительных комплексов систем управления летательными аппаратами 35
2.1. Анализ и синтез оптимальных законов управления самолетами с помощью принципа динамического программирования 35
2.2. Способы повышения надежности комплексных систем управления 45
2.3. Математические методы прогнозирования перспективности комплексных систем управления по основным показателям качества 56
2.4. Выводы по главе 2 66
Глава 3. Способы и техническая реализация интегрированных комплексов систем управления летательными аппаратами с повышенной надежностью 68
3.1. Способы построения комплексных систем управления летательными аппаратами 70
3.2. Системы автоматического управления летательными аппаратами 80
3.3. Выводы по главе 3 107
Глава 4. Методы и модели полунатурных испытаний интегрированных вычислительных комплексов систем управления летательными аппаратами 109
4.1. Применение методов автоматизированного моделирования при полунатурных испытаниях вычислительных комплексов систем управления ПО
4.2. Выбор вычислительных процедур и тактов интегрирования дифференциальных уравнений полета летательного аппарата и составление структурных схем комплексной системы автоматического управления 121
4.3. Выводы по главе 4 137
Глава 5. Стендовые и летно-конструкторские испытания интегрированных комплексов систем управления летательными аппаратами 140
5.1. Стендовые испытания систем управления авиационными комплексами 140
5.2. Применение мобильного отладочного стенда при летно-конструкторских испытаниях систем управления 148
5.3. Повышение достоверности оценок надежности комплексных систем управления на основе теоремы Байеса с использованием данных летных испытаний 156
5.4. Выводы по главе 5 160
Глава 6. Методы оценок надежности программного обеспечения интегрированных вычислительных комплексов систем управления летательными аппаратами 162
6.1. Математические модели оценки надежности программного обеспечения и способы отладки рабочих программ 162
6.2. Методы разделения классов случайных ошибок в программном обеспечении 172
6.3. Формирование алгоритмов резервирования и контроля вычислительных комплексов систем управления 180
6.4. Оценка интенсивности отказов на основе построения графов состояний 187
6.5. Выводы по главе 6 191
Глава 7. Методы и критерии автоматического тестирования программного обеспечениясистем управления летательных аппаратов наоснове эталонной модели 193
7.1. Технология тестирования программного обеспечения методов сравнения с эталонной моделью 193
7.2. Методика и критерии выбора воздействий при тестировании программного обеспечения методом сравнения с эталонной модели 203
7.3. Критерии автоматической оценки результатов тестирования 217
7.4. Проверка формирования параметров предельных режимов полета алгоритмами СОС системы управления КСУ-35 226
7.5. Выводы по главе 7 237
Выводы 240
Список литературы
- Задача оптимального резервирования элементов интегрированных вычислительных комплексов
- Способы повышения надежности комплексных систем управления
- Системы автоматического управления летательными аппаратами
- Применение мобильного отладочного стенда при летно-конструкторских испытаниях систем управления
Введение к работе
Актуальность работы. Разработка и создание интегрированных отказоустойчивых вычислительных комплексов систем управления летательными аппаратами (ИВК СУ ЛА) для получения заданных пилотажных характеристик представляет собой сложную научно-техническую проблему, связанную с необходимостью исследования нелинейных дифференциальных непрерывных и разностных уравнений высоких порядков, описывающих динамические процессы в летательном аппарате совместно с автоматической системой управления скоростями, координатами полета, а также углами и угловыми скоростями. В настоящее время аналитические методы решения уравнений высоких порядков еще не найдены, что затрудняет выбор параметров комплексных систем из условий устойчивости и показателей качества выходных характеристик при подаче на входы даже простых типовых сигналов.
Большие трудности в исследовании интегрированных вычислительных комплексов систем управления вносит необходимость реализации множества полетных режимов в широком диапазоне высот и скоростей полета, требующих выбора заданных траекторий без ухудшения маневренностных свойств летательного аппарата. Кроме того, требуется с помощью интегрированных вычислительных комплексов систем управления летательными аппаратами обеспечить переход с автоматических режимов на командные (ручные), ввода ряда ограничений на фазовые координаты, гарантирующие безопасность полетов при выполнении многих задач.
На сегодняшний день задача обеспечения безопасности полета ЛА автоматизирована по отдельным параметрам полета. При этом в каждый текущей момент времени ограничивается только один параметр движения из вектора параметров полета, связанных между собой через динамический объект управления. Кроме того, не учитывается прогноз изменения параметров движения ЛА в процессе полета по заданной траектории (учитывается только текущий темп изменения ограничиваемого параметра). Ограничения на отдельных этапах автоматизированных режимов управления введены как квазистатические, что при несогласованности заданной траектории полета с допустимым движением ЛА может вызывать размыкание контура управления по регулируемой координате. Существующие контуры безопасности управления работают независимо от основных режимов автоматизированного управления и при наличии ситуации выхода за ограничения вступают в работу с отключением режима управления. Решением проблемы автоматизации безопасного полета ЛА должен стать синтез заданных траекторий и алгоритмов управления с учетом ограничений на фазовые координаты движения ЛА, ограничений силовой установки и ограничений по конструкции ЛА.
Проблема безопасности полета в автоматизированных режимах зависит от обеспечения необходимого уровня надежности аппаратных средств ИВК СУ ЛА и программного обеспечения. Отказ ИВК может быть вызван отказом (неверным срабатыванием) каких-то ее компонентов – процессора, памяти, устройства ввода-вывода, линии связи или программного обеспечения. Техническая сложность и высокая стоимость ИВК СУ ЛА потребовали изучения влияния кратности резервирования аппаратуры (вычислительные модули, датчики и приводы) и разработки методик обеспечения надежности аппаратно-программных средств, связанных с достижением необходимого уровня тестирования с использованием как методов математического моделирования аппаратно-программных средств, так и встроенных символьных отладчиков и стендов полунатурного моделирования в составе бортовых цифровых машин (БЦВМ) и ИВК СУ ЛА в целом (рис. В.1).
Поэтому разработка научных основ создания отказоустойчивых интегрированных вычислительных комплексов систем управления летательными аппаратами является актуальной и своевременной.
Цель работы. Целью диссертационной работы является решение проблемы, имеющей важное хозяйственное значение – создание научно обоснованных, технически целесообразных и экономически выгодных отказоустойчивых интегрированных вычислительных комплексов систем управления летательными аппаратами.
Решение этой проблемы связанно с разработкой математических методов повышения надежности ИВК СУ ЛА, современной элементной базы вычислительных комплексов и их программного обеспечения.
Задачи исследований. Для реализации поставленной цели необходимо разработать:
математические модели и алгоритмы обеспечения надежности интегрированных вычислительных комплексов систем управления летательными аппаратами ИВК СУ ЛА;
методы оценки и прогнозирования способов повышения надежности ИВК СУ ЛА;
способы и техническую реализацию элементов и устройств ИВК СУ ЛА с повышенной надежностью;
методы и модели полунатурных испытаний ИВК СУ ЛА;
технологию стендовых и летно-конструкторских испытаний ИВК СУ ЛА;
методы оценки надежности программного обеспечения ИВК СУ ЛА;
технологию и критерии автоматического тестирования программного обеспечения систем управления летательных аппаратов на основе эталонной модели.
Методы исследования. В качестве методов исследования в работе используются положения теории систем, теории графов, теории надежности, теории принятия решений. Методы исследования основаны на статистической теории максимального правдоподобия, наименьших квадратов и байесовых оценок.
Методической основой выполненной работы являются: определение оптимальных цифровых законов управления по методу динамического программирования; составление математических моделей ошибок; формирование алгоритмов резервирования, контроля и оценивания с помощью оценок постоянных интенсивностей и восстановлений на основе построения графов состояний; применение инженерных аналитических и стендовых методов оценивания ошибок аппаратно-программного обеспечения; проведение процедур отладки с встроенным отладчиком M2SDEX и контролем программ тестированием.
Научная новизна работы.
1. Разработаны оптимальные законы управления на основе принципа динамического программирования Беллмана, основанные на квадратичном функционале качества в виде скалярного произведения относительных фазовых координат, позволяющие минимизировать ошибки по управлению с учетом различных типов ограничений. Полученные линейные рекурсивные процедуры представляют собой матрицы, обеспечивающие устойчивые режимы полета в широком диапазоне скоростей и высот полета при действии заданных уровней регулярных возмущений и помех.
2. Предложены структурные схемы оценки надежности ИВК систем управления самолетами с выбором оптимальных глубин резервирования аппаратуры, изготавливаемых из обычных по надежности и стоимости элементов, основанные на функции Колмогорова, связывающей стоимость и надежность. Данная методика позволяет сравнивать аппаратную и программную надежности комплексов, что дает возможность находить структурные схемы раздельного резервирования.
3. Созданы методики расчета и проектирования систем автоматического управления с учетом надежности его устройств при различных глубинах резервирования на основе аналитических процедур автоматизированного проектирования и моделирования на стендах с применением методов наименьших квадратов, максимума правдоподобия и критерия Байеса.
4. Предложен математический метод долгосрочного прогнозирования способов повышения надежности ИВК СУ ЛА в зависимости от стоимости, основанный на статистических решениях и максимизации дивергенции по признакам, назначаемым экспертами.. Дополнительно в качестве признаков использовались степень сложности устройств и оказываемое на них влияние внешних возмущений в виде перегрузок, жестких ударов при посадках, вибраций, температуры и давления.
5. На основе исследования математических моделей программного обеспечения предложена процедура применения методов программирования. Вводимые при этом линейные ограничения позволяют применять идеи Куна-Таккера и с помощью квадратичной целевой функции находить необходимые и достаточные условия оптимальности. Прогнозирование ошибок в программах определяется методом линейной регрессии. Приведенный алгоритм решения задачи прогнозирования ошибок основан на рекуррентной процедуре принципа дополнительности. За конечное число итераций с условием учета дополняющей нежесткости находится искомое неотрицательное решение.
Практическая значимость работы.
1. Обосновано применение ИВК СУ ЛА с магистральным принципом связи между устройствами, позволяющими соединять две машины с объединенным общим ресурсом и управлять взлетом, набором высоты, множеством других полетных режимов, снижением и посадкой, а также выполнять математическое и полунатурное моделирование на стендах.
2. Разработан экспериментальный технологический стенд с ИВК, позволяющий выполнять имитационные полеты, создавая условия, близкие к аварийным и находить способы их преодоления. В этом случае технологический стенд становится авиационным тренажером, на котором могут проходить обучение летчики для подготовки и пилотирования новых типов самолетов и вертолетов.
3. Сформированы алгоритмы для резервирования и контроля систем управления по мажоритарному принципу с помощью кворум-элементов, которые определяют неисправный канал и отключают его автоматически от управления при несовпадении сравниваемых сигналов. Предложенный комплекс с контурами безопасности обладает высокой разрешающей способностью и возможностью выполнения отладочных работ, не нарушая процесса нормального функционирования комплекса.
4. Предложена процедура повышения достоверности оценок надежности комплексных систем управления на основе теоремы Байеса с использованием данных об априорной информации, определяемой с помощью значений риска или данными по предшествующим комплексам-аналогам. В последнем случае удается сократить количество летно-конструкторских испытаний в 2-3 раза, что значительно сокращает стоимость, затрачиваемую на проведение полетов.
5. Практическая значимость результатов работы состоит в разработке ИВК систем управления САУ-10, САУ -515-57, САУ-140, СДУ-427, ЭДСУ-200, КСУ-35, КСУ-941, САУ-10М-03, КСУ-10М, КСУ-А и их модификаций, подготовки к запуску в серийное производство, а также создании способов построения и методов отладки программного обеспечения комплексных систем управления и доведения их на этапах стендовых и летно-конструкторских испытаний вплоть до серийного производства.
Достоверность результатов. Достоверность проведенных теоретических исследований обеспечивается строгим математическим обоснованием предлагаемых подходов и методов: системного анализа, теории графов; теории надежности, принятия решений, линейного и нелинейного программирования, а также сравнением с теоретическими данными, известными в научной литературе и полученными автором.
Реализация и внедрение результатов работы. Внедрение результатов определяется доведением исследований до конкретных аналитических зависимостей, алгоритмов и вычислительных процедур, а также проведением стендовых и летно-конструкторских испытаний, выполняемых в ОАО МНПК «Авионика» при создании систем для самолетов АН-140, МиГ-АТ, МиГ-29, МиГ-29К, МиГ-31, Су-27К, Су-27М, Су-30МК, Су-34, Су-35, для гидросамолета Бе-200, для вертолетов «АНСАТ» и Ми-8.
Основные положения, выносимые на защиту:
1. Математические модели и алгоритмы обеспечения надежности интегрированных вычислительных комплексов систем управления летательными аппаратами (ИВК СУ ЛА).
2. Синтез оптимальных законов управления летательными аппаратами на основе применения метода динамического программирования и его реализации в виде рекуррентных процедур. Численные процедуры выбора наилучших тактов по динамической точности при интегрировании линейных и нелинейных дифференциальных уравнений ЛА с правыми частями, описываемыми в форме уравнений третьего порядка с помощью z-преобразований и переходных процессов.
3. Способы реализации интегрированных комплексов систем управления летательными аппаратами повышенной надежности: способы и системы измерения угловых и линейных положений летательного аппарата; способы и системы автоматического управления высокоманевренными летательными аппаратами; система автоматического управления самолетом при заходе на посадку.
4. Методы оценки и прогнозирования способов повышения надежности ИВК СУ ЛА по следующим показателям: безотказность действия; влияние возмущений (перегрузок, вибраций, ударных нагрузок, температуры и давления), основанных на математическом аппарате максимума правдоподобия и принципа дивергенции с привлечением экспертных оценок.
5. Обоснование выбора глубины раздельного резервирования по устройствам ИВК систем управления с использованием функции Колмогорова, связывающей стоимость устройств управления с надежностью их действия, сложностью конструкций, влиянием возмущений и времени работы, а также с помощью специально введенной функции.
6. Применение методов автоматизированного моделирования при полунатурных испытаниях вычислительных комплексов систем управления летательными аппаратами, включающие выбор вычислительных процедур и тактов интегрирования дифференциальных уравнений полета ЛА.
7. Методы оценки надежности программного обеспечения интегрированных вычислительных комплексов систем управления летательными аппаратами.
Апробация работы. По основным результатам работы были сделаны научные доклады, которые обсуждались и получили одобрение на Всероссийских и Международных конференциях: VI Всероссийской научно-технической национальной ассоциации – Москва, 2001 г.; Научно-технической конференции – Санкт-Петербург, 2002 г.; III Научно-технической конференции по проблемам и развитию СУО – Курск, 2002 г.; Научно-технической конференции «Тренажерные технологии и имитаторы» – Санкт-Петербург, 2002 г.; Конференции ВВА им. Гагарина – Монино, 2002 г.; V Международном фестивале компьютерной технологии – Пекин, 2002г; II Всероссийской научно-практической конференции «Перспективные системы и задачи управления» - Таганрог, 2007; Научно-практической конференции ОКБ «Авиаавтоматика» - Курск, 2007; III Всероссийской научно-практической конференции «Перспективные системы и задачи управления» - Таганрог, 2008; VIII Форуме Российского вертолетного общества – Москва, 2008; III Московском международном форуме «Беспилотные многоцелевые комплексы» - Москва, 2009; IV Всероссийской научно-практической конференции «Перспективные системы и задачи управления» - Таганрог, 2009.
Публикации. По теме диссертации опубликовано 59 работ, в том числе 17 научных статей в ведущих рецензируемых журналах, рекомендуемых ВАК МИНОБРНАУКИ РФ для опубликования материалов докторских диссертаций, 13 патентов Российской Федерации на изобретения, 7 свидетельств на специальное программное обеспечение ИВК СУ ЛА, 12 статей в Российских журналах, 10 докладов на Международных и Всероссийских конференциях.
Объем диссертации. Диссертация состоит из введения, семи глав, заключения, списка литературы из наименований и приложения. Диссертация изложена на стр., приложение на стр., где представлен интегрированный отказоустойчивый вычислительный комплекс и акты внедрения результатов работы. Общий объем диссертации страниц.
Задача оптимального резервирования элементов интегрированных вычислительных комплексов
Пусть Rt (х) — показатель надежности і-го части комплекса при х, резервных элементах (і=1,... п). Вначале рассмотрим показатели надежности типа коэффициента готовности и вероятности безотказной работы за фиксированное время, т.е. такие, которые для комплекса в целом при условии независимости отказов частей комплекса можно записать в виде R{X) = Y[R,(x,) (1.3.1) \ ,1 П либо после логарифмирования L(X) = YlL,(x ) (1-3-2) \ л п гд&Х=(х,, ..., X,). В дальнейшем удобнее оперировать функцией L(X) [13].
Пусть каждый из элементов і-го типа характеризуется стоимостью с-,. Обозначим С = (сь ..., с„). Тогда суммарные затраты на резервные элементы есть скалярное произведение векторов: С(Х) = (С,Х) = с,х, если справедливо предположение о линейности функции затрат (эта зависимость вполне естественна, и именно она обычно рассматривается в практических задачах оптимального резервирования). Прямая и обратная задачи оптимального резервирования записываются соответственно в виде тахДООС(Х) С0} (1.3.3) X min{C(X)\L(X) L0} (1.3.4) х где С0, L0 — допустимые затраты и требуемый уровень показателя надежности: Задача оптимального резервирования в такой формулировке является задаче дискретного программирования, для которой разработано достаточно конструктивных методов решения [13].
Рассмотрим процесс последовательного добавления в систему резервных элементов. Пусть перед началом процесса в системе содержится J -(xj, ... х п) резервных элементов. (В качестве начального состояния процесса оптимизации может быть взято, например, х{=0 для всех і = 1, ... , п, однако часто целесообразно начинать процесс с некоторого ненулевого состояния, выбор которого обсудим особо). Перед к-м (к=0, 1, 2, ...) шагом вычисляются значения 7/( ) = c,-1[A(xf+ 1)-Z,,(xf)] для всех/- 1, ..., п
В систему добавляется резервный элемент с таким номером j, для которого выполняется условие хк =argmax ,(f)- Таким образом, к (к+1)-му шагу J +J= J + е} , где ej - вектор с нулевыми компонентами, кроме у -й, которая равна единице. Процедура продолжается до момента останова на такой шаге N, когда впервые нарушается условие С(Х ) С0 для прямой задачи или ЦХ ) L0 для обратной [13]. Известно, что если все элементы характеризуются одинаковой стоимостью, т.е. СІ = С, то метод покоординатного спуска позволяет найти глобальный условный экстремум для любых монотонно возрастающих выпуклых вверх функций Ь((х() при ограничении х . Если ct различны, то метод покоординатного спуска позволяет найти глобальный условный экстремум, если одновременно выполняются условия: функции Ri(x) логарифмически строго выпуклы, т.е. ALt(x) =Ll(x+l) -Lt(x) О A2L((x) =ALi(x+l) -ALt(x) 0 в точке останова соблюдается точное выполнение С(Х ) = Со или ЦХ ) = L0. Каждому вектору X =(х, , ..., х„) можно поставить в соответствие два-функционала - показатель надежности ЦХ) и показатель затрат С(Х). Последовательность векторов х!" назовем доминирующей, если ЦХк) max {L(X) \ С(Х) С(Хк)} (1.3.5)
С помощью, метода наискорейшего покоординатного спуска строится подпоследовательность полной последовательности доминирующих векторов. Задачу оптимального резервирования можно весьма просто решить приближенно, если выполняется условия при тах?,( ,)П 1/л, где ,(х() X вероятность отказа г-й части комплекса, при xt резервных элементах. С учетом этих допущений обратная задача оптимального резервирования min{Z с,х,\ Е QM) Qo) х Hi n \ ,i .n
Решение задач оптимального резервирования методом неопределенных множителей Лагранжа или методом наискорейшего спуска приводит к выполнению следующего условия: [R,{x, +1)-Д,0,)]/сДО() / для всех f = l, ..., п, где у - векторная константа. Если учесть сделанное допущение о малости ( ,) то / ,(х()/С( (1.3.6) в условие достижения необходимого показателя надежности можно записать в виде Qi(Xi) xQ0. После несложных подстановок искомое значение может 1 ! И быть найдено из решения уравнения Qt(xt) = Qoci( 2 ?/)-1 1 1 П Решить прямую задачу можно, используя многократно решение обратной задачи с помощью какого-либо интерполяционного метода [13]. Для решения прямой задачи оптимального резервирования методом динамического программирования составляются обычным способом функциональные уравнения для целевой функции Р„(С0)= max [Ln(xn) + (Pn-i(C0-xncn) (1.3.7) 0 х„ с0/с„ и для обратной задачи Pn(L0)= min [cnxn + pn_x(L0-Ln{xn))\ (1.3.8) здесь верхний предел хп находится - как наибольшее целое из неравенства Ln(хп) Х0, (где L 1- функция, обратная L). Уравнения (1.3.7), (1.3.8) позволяют рекуррентное находить решения сформулированной задачи с учетом начальных условий %(С) = 0, р 0Щ = 0, 1(С) = А(]С/с1[), р 1() = с1]Г\Щ где ] z [ - целая часть числа z. Для одномерного случая члены доминирующей последовательности {Х,(( } представляют собой натуральный ряд чисел К?) = Х (1) = 1» Ю) = Х;(2) = 2 ДЛЯ ЛЮбоГО І=1, ... ,П. ЗдеСЬ ВврХНИЙ ИНДЄКС - порядковый номер члена данной доминирующей последовательности, первый нижний индекс — размерность доминирующего вектора, а второй (в скобках) — номер части комплекса для которой строится доминирующая последовательность.
Двумерные векторы X\2J)(S=1,2,...) строятся как X lj)={X\l{)l),X( ))), 1,т s, причем оставляются те, которые удовлетворяют условию (1.3.5). Любые -мерные векторы Х{ а), (s=l,2, ...) могут быть получены в виде Хца/хг) =- і(а,) ма2) гл-е ( w 5; а а, и № - некоторые множества индексов из і = 1, ... , т, причем щ v а2 — а, щ л а2 = 0; k}=\aj\, к2=\а2\, т.е. равны числу индексов, входящих в соответствующие множества.
Способы повышения надежности комплексных систем управления
Выполненный оптимальный синтез (2.1.22), (2.1.23) показывает, что полученное управление зависит линейно от фазовых координат и вычисляется по явным формулам. В результате чего вычислительный алгоритм реализуется достаточно просто на БЦВМ и дает возможность выбрать рациональное значение такта Т.
Следует указать, что найденные линейные рекуррентные процедуры оптимальных законов управления по Беллману упрощают способы получения устойчивых режимов полета в широком диапазоне высот и скоростей при различных видах регулярных и случайных возмущений. В зависимости от траекторий и типов самолетов приведенные матрицы могут быть постоянными или зависящими от времени. Реализация полученных вычислительных процедур на БЦВМ мало зависит от размерности решаемой задачи и справедлива при различных величинах фазовых координат и управлений.
При проектировании комплексных систем управления конструктор выбирает оптимальную структуру и параметры, которые в соответствии с тактико-техническими требованиями должны обеспечивать выполнение всех заданных режимов полета по скоростям, высотам, перегрузкам при действии различных типов регулярных и случайных возмущений. Однако, будучи спроектированным и изготовленным, такой комплекс не гарантирует безопасность работы даже в установленный эксплуатационный срок жизни самолета. Поэтому для исключения потерь-работоспособности комплекса-с основной системой необходимо водить параллельное резервирование в виде дополнительных контуров» безопасности вводя в систему аппаратную избыточность, в том числе кворум-элементы, определяющие неисправные каналы и отключающих их от управления.
Нельзя не отметить, что аппаратура, входящая в состав комплекса отличается различными типами конструкций и вероятностями безотказной работы в зависимости от ее сложности, времени работы, воздействия , перегрузок, вибрации и ударов при посадках, окружающей температуры и давления.
Составить аналитические зависимости для оценок надежности устройств комплексов не представляется возможным. Для этого приходится находить способы упрощения данной проблемы и пользоваться методами приведения множества оценок к одному обобщенному показателю. Так как каждая из систем или устройств управления обладает определенными допустимыми по экономическим, соображениям стоимостями, то их можно относить к минимальным, или базовым, а вероятности безотказной работы к исходным [48, 53, 55, 59, 62, 68, 70].
Обычно принимается, что отказ одного устройства не зависит от состояния всех остальных, а резервированные комплексы могут иметь различные структурные схемы с последовательными, параллельными, последовательно-параллельными, параллельно-последовательными и смешанными- соединениями устройств. По мере усложнения таких схем анализ их надежности существенно усложняется, а неудачные способы резервирования иногда могут приводить к снижению надежности комплекса, что недопустимо. Такое снижение надежности связано и с введением таких дополнительных устройств, для которых характерно доминированное получение отказов.
Поэтому будем рассматривать только такие структуры комплексов, которые значительно повышают безотказность их действия без значительного увеличения стоимости. При этом необходимо учитывать первоначальные затраты на разработку и изготовление отдельных устройств С, , а также дополнительные, связанные с повышением надежности функционирования Сг Во всех схемах будем рассматривать или параллельные соединения устройств, или параллельные соединения систем, или с раздельным резервированием. Введем интегральную функцию вероятности безотказной работы Р7(/) при / 0 для каждого из п устройств, затрачивая их на повышение надежности С,. Для этого воспользуемся экспериментальными кривыми, получаемыми по статистическим данным для трех типов устройств: 1 — цифровой вычислительной машины (/,); 2 - измерительных датчиков {у2); 3 аналоговой вычислительной машины (у3), приведенными на рис. 2.2.1. С .тыс.руб. 0,99 0,999 0,9999 0,99999 0,999999 rj Рис. 2.2.1. Экспериментальные кривые повышения стоимости устройств то роста их надежности. В этом случае стоимость для каждого устройства запишем через функцию Колмогорова в следующем виде: C,=5,r,lglgy + Cv (2.2.1) j где у j — коэффициент наклона характеристики С7=/(РЛ устройства (рис.2.2.1); С, — первоначальные затраты на разработку, изготовление и испытание, связанные с повышением надежности; 5, — показатель сложности устройства. Тогда найдем зависимость Q=E .lglgl + Q/r (2.2.2) Здесь Cfu — общие первоначальные затраты. Вероятность безотказной работы каждого из устройств представлена в следующем виде: р/(0= Л- (2:2-3) Здесь kj — коэффициент, учитывающий влияние внешних возмущений (перегрузок, вибраций, ударных нагрузок при жестких посадках, температуры и давления). Будем рассматривать три основных способа резервирования комплексов. Первый -m-кратное параллельное для каждого из п устройств, представленное формулой (2.2.4) =пИ1- А)й Второй — m-кратное для систем, состоящее из тех же последовательно соединенных устройств, т.е. и третье с раздельным резервированием с параллельными вычислительными машинами (аналоговыми и цифровыми), параллельным включением всех систем с различными глубинами резервирования. Необходимость учета особенностей конструкции органов управления самолета, связанных с возможностью их размещения и значительная стоимость отдельных устройств при их высокой надежности позволяет уменьшить количество их резервирований.
Например, электродистанционная система управления ЭДСУ-200 гидросамолета Бе-200 имеет следующую архитектуру: четырехкратное резервирование аналоговых каналов, трехкратное цифровых с вычислительными машинами МВС-4; тремя усилителями сервоприводов, тремя рулевыми агрегатами с двумя рулевыми приводами (рис. 2.2.2). На рисунке изображена модель — электронная модель рулевого агрегата. Для простоты на рис. 2.2.2 не показано контрольное устройство, сравнивающее сигнал модели с сигналом обратной связи рулевого агрегата, которое при рассогласовании отключает неисправный сервопривод. Датчики левый w правый входят в трижды резервированную секцию положений руля. При исправной работе обе секции руля жестко связаны и для. организации обратной связи достаточно датчика одной секции.
Внизу показана схема работы КЭ - кворум-элементов, производящих сравнения сигналов различных подканалов и передающих всем потребителям независимые сигналы одного значения.
Системы автоматического управления летательными аппаратами
Система, реализующая! способ (рис. 3.1.2); содержит блок 1 датчиков текущих параметров движения самолета, вычислитель 2 заданного значения нормальной перегрузки, продольный 3 канал САУ, вычислитель 4 заданного значения угла крена, боковой канал 5 САУ, устройство 6-принудительного включения автомата 7 тяги. Сигналы блока 1 датчиков текущих значений параметров движения самолета, а именно сигнал нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа, подают в продольный канал 3 САУ. Сигналы датчиков угла крена и вертикальной скорости подают в вычислитель 2 заданного значения нормальной перегрузки. В данном вычислителе формируют сигнал, пропорциональный произведению сигнала вертикальной скорости и сигнала, зависящего от абсолютной величины угла крена, причем при малых по абсолютной величине углах крена, меньше 80, этот сигнал должен быть отрицательным, при значениях от 80 до 100 - нулевым, а при больших по абсолютной величине углах крена, больше 100, -положительным. Таким образом, в вычислителе 2 заданного значения нормальной перегрузки формируют знакопеременный управляющий сигнал, поступающий в продольный канал 3 САУ, при этом при выведении самолета в режим горизонтального полета в продольной плоскости представляется возможность управлять нормальной перегрузкой изменением сигнала крена в боковом канале, то есть в каком-то смысле обеспечить, с точки зрения быстродействия системы, оптимальное управление нормальной перегрузкой самолета. Под воздействием управляющих сигналов нормальной перегрузки пу, угловой скорости тангажа coz и сигнала, сформированного вычислителем 2 заданного значения нормальной перегрузки пу зац поступающих в продольный канал 3 САУ, осуществляют управление самолетом в продольной плоскости. Сигналы угла у и угловой скорости сох крена .подают в боковой канал 5 САУ и в вычислитель 4. В вычислителе 4 на основании сигналов вертикальной скорости Vy, угла у и угловой скорости юх крена формируют управляющий сигнал уэад заданного значения угла крена, величина которого пропорциональна вертикальной скорости полета, а знак определяется знаком угла крена в момент включения режима, если в этот момент сумма сигналов, соответствующих значению текущего угла крена и значению текущей угловой скорости, не превышала по абсолютной величине сигнал, соответствующий углу, крена 180, в противном случае знак сигнала, соответствующего заданному значению угла крена, меняют на противоположный. Таким образом, в зависимости от величины вертикальной скорости выбирается оптимальный с точки зрения минимизации времени переходного процесса управляющий сигнал заданного значения угла крена.
Под воздействием управляющего сигнала вычислителя 4 заданного значения угла крена и сигналов блока 1 датчиков угла и угловой скорости крена, поступающих в боковой канал 5 САУ, происходит управление самолетом в боковой плоскости.
Кроме того, устройством 6 принудительного включения вводят в управление автомат 7 тяги двигателей, с помощью которого управляют приборной скоростью самолета. Введение в управление автомата тяги позволяет существенно расширить полетную область, в которой выведение самолета в горизонтальный полет не приводит к уменьшению приборной скорости с выходом за предельно допустимые значения, тем самым повышается безопасность полета.
Для реализации заявляемого способа автоматического управления полетом высокоманевренного самолета не требуется специального оборудования. В состав блока датчиков входят стандартные датчики угла и угловой скорости, выпускаемые промышленностью. Функции вычислителей могут быть реализованы с помощью БЦВМ или с использованием аналоговых устройств, например, сложения, умножения, логических устройств. В качестве устройства принудительного включения автомата тяги двигателей используется кнопка на ручке управления летчика.
Как показали результаты моделирования комплексной системы управления КСУ-35 для самолета Су-35, при использовании данного способа автоматического управления пространственным маневрированием самолета время приведения самолета в горизонтальный полет при больших вертикальных скоростях уменьшилось до 10-15 секунд и существенно расширилась полетная область, при которой можно безопасно включать режим выведения самолета в горизонтальный полет. Следует отметить, что при использовании предлагаемого способа управления при начальной приборной скорости 450 км/ч и кабрировании с вертикальной скоростью 360 км/ч приборная скорость уменьшилась на 100 км/ч, а при использовании известного способа, выбранного в качестве прототипа, - на 200 км/ч.
Предлагаемый способ реализуем и применим, в частности, для высокоманевренных самолетов типа Су-35. Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета МиГ-29 КУБ Г1321.
Согласно предлагаемому способу управления полетом самолета, предусматривающему переключение с основного контура управления на резервный контур управления в случае отказа информационной системы, на выходе которой формируются сигналы, соответствующие высотно-скоростным параметрам полета, в резервном контуре управления запоминают текущие значения высотно-скоростных параметров, устанавливают передаточные числа по сигналам с интегрального блока датчиков равными в основном и резервных контурах управления и соответствующими сигналам с информационной системы о текущих высотно-скоростных параметрах, а при отказе информационной системы формируют управляющий сигнал резервного контура в соответствии с алгоритмом, согласно которому передаточные числа по сигналам с интегрального блока датчиков изменяют во времени в зависимости от запомненных величин высотно-скоростных параметров в момент отказа информационной системы таким образом, чтобы обеспечить требуемые характеристики устойчивости и управляемости при полете самолета по траектории возврата на аэродром.
Применение мобильного отладочного стенда при летно-конструкторских испытаниях систем управления
Стендовые и летно-конструкторские испытания комплексных систем управления самолетами и вертолетами предназначены для окончательных оценок эффективности их применения и установления на полное соответствие тактико-техническим требованиям, проводимым в автоматических и ручных режимах управления. При этом на основании статистических оценок определяются допустимые режимы полетов по максимальным значениям продольной и боковой перегрузок, углам крена, скоростям и высотам, а также угловым скоростям. В процессе испытаний фиксируются все отказы в САУ и выполняется инженерный анализ ее отказобезопасности по методике, разработанной в МНПК «Авионика». Значительное внимание уделяется системе контроля САУ и проверке логики формирования команд на отключение автоматических режимов в случае превышения контролируемыми данными допустимых значений. По результатам стендовых и летно-конструкторских испытаний САУ принимается решение о выполнении необходимых доработок аппаратуры с последующим проведением повторных испытаний. После завершения летно-конструкторских испытаний САУ предъявляется заказчикам на приемку и серийное изготовление.
Стендовые испытания выполняются на определение статических и динамических характеристик САУ на их подтверждение и соответствие заданным в тактико-технических требованиях А200.0005.03ТТ при нормальной работе ЭДСУ-200 и взаимодействии с ними электрических и гидравлических систем. В качестве объектов испытаний были следующие устройства: механическая аварийная система управления рулями высоты и направления; ЭДСУ-200, работающая в основном (цифровом) и резервном (аналоговом) режимах управления рулями, элеронами и интерцепторами, водорулем, стабилизатором, закрылками и предкрылками, тормозными щитками.
Испытания проводились на технологическом стенде с подключенной реальной аппаратурой и применением подсистемы автономного тестирования. Тогда тестовые сигналы одновременно подавались с САУ в математическую модель. Правильность реализации подтверждалась совпадением углов отклонения всех поверхностей управления с углами отклонения, вычисленными в математической модели ЭДСУ-200, при одинаковых входных воздействиях. Кроме того, записывались переходные процессы по каналам тангажа, курса и крена при подаче ступенчатого входного сигнала.
Для определения логарифмических амплитудных и фазовых характеристик САУ задавался гармонический закон движения плоскостей с помощью устройства ЭА.200.95-6, имеющего рычажную систему и электрогидравлический рулевой агрегат РА86, который воспроизводил перемещения от задающего генератора ГЗ-39. По получаемым фазовым запаздываниям и соотношениям амплитуд устанавливались степени демпфирования всех каналов управления при изменении параметров САУ, вызванных старением устройств.
Для оценок погрешностей параметров переходных процессов по выходным координатам составим математическое описание в векторно-матричном уравнении =А]+ВХ (5.1.1) где Yj — «-мерный вектор выходных координат; X — /77-мерный вектор входных координат. Для выходных координат, измеряемых с погрешностью, имеем Z HYJ+SJ. (5.1.2) Здесь Я — Аг-мерный оператор измерений, 7 - -мерная погрешность измерений. 141 Примем, что для входной координаты известны в момент времени/ ее оценка Г,, и дискретная матрица ,(?}), тогда при наличии уравнений (5.1.1) (5.1.3) и (5.1.2) найдем и DJ{Y ) = ADAYJ)AT + BDX J)B (5.1.4) где ДАТ — погрешность в оценке по входной координате, полученная вследствие несмещенной оценки для метода наименьших квадратов с нулевым математическим ожиданием и дисперсной матрицей D} (гу.).
После установления наилучших параметров САУ по изложенной методике проводились заключительные стендовые испытания, которые дали: силы трения на ручке управления: по тангажу 0,4 кгс, крену 0,3 кгс, курсу 0,8 кгс; зоны нечувствительности при включенной ЭДСУ-200: по тангажу ± 2,5 мм, по курсу ± 2,5 мм, крену ± 2,0 мм; зоны нечувствительности по углу отклонения рулевой поверхности с включенной ЭДСУ-200: по рулю высоты ± 0,25 , рулю направления ± 0,4 , элеронам ± 0,4 , по интерцепторам ± 0,2 . Измерения значений фазовых запаздываний и отклонений амплитуд при заданной частоте f = 0,5 Гц приведены в табл.
Выход гидросамолета на предельно допустимые углы отклонения рукоятки управления по тангажу лв = -155 мм изображен на рис. 4.1,а сплошной линией для пу и штриховой для а, а на рис. 5.1.1,6 сплошной линией для VUP, км/ч и штриховой для 5В.
Выход гидросамолета на предельно допустимые углы крена при отклонении ручки управления по крену хэ = -155 мм показан на рис. 5Л.2,а сплошной линией для и штриховой для шЛ, а на рис. 5.1.2,6 сплошной для Р и штриховой для 8Э.
Процесс отработки импульсного отклонения рукоятки управления по крену с выходом на крен равным 30 изображен на рис. 5.1.3,а сплошной линией для со и штриховой для у0, а на рис. 5.1.3,6 сплошной для р и штриховой для 8Э.
Выход гидросамолета на предельно допустимые боковые перегрузки в процессе отработки отклонения педали JCH = —80 мм показан на рис. 5Л.4,а сплошной линией для щ штриховой для у0, а на рис. 5.1.4, б сплошной для р, штриховой для Шу и штрихпунктирной для 8Н.
Принятие пассажирских и военных самолетов в постоянную эксплуатацию определяется по результатам летно-конструкторских испытаний - наиболее сложного и дорогостоящего этапа проверки комплексных систем управления. Намечающаяся тенденция уменьшения их объема потребовала применения специальных мобильных отладочных стендов и определения показателей эффективности, основанных на статистическом анализе испытаний. Мобильный отладочный стенд должен обеспечивать выполнение следующих основных операций: - съем сигналов с комплексной системы управления через платы сопряжения без разрыва связей; - подачу сигналов на входы комплексных систем управления и комплексные устройства; - переключение вычислителей комплексной системы управления с реальных датчиков и исполнительных устройств на их компьютерные имитаторы и обратно; - проверку правильности протоколов информационного взаимодействия блоков комплексной системы управления между собой и с внешними системами; - проверку корректности работы системного программного обеспечения; - проверку правильности соответствия функционального программного обеспечения исходным алгоритмам работы комплексной системы управления; - отработку и уточнение алгоритмов комплексной системы управления в условиях ее работы с реальной бортовой аппаратурой; - имитацию в наземных условиях проблемных ситуаций, возникших при испытаниях в составе объекта комплексной системы управления, и отработка соответствующих ответных технических и организационных мероприятий; - проверку в наземных условиях программных и аппаратных доработок комплексной системы управления, рекомендованных по результатам летных испытаний; - перепрограммирование бортовых цифровых вычислителей на борту объекта в составе комплексной системы управления.
Мобильный отладочный стенд комплексной системы управления выполнен на основе портативной ЭВМ KP-5XXXSKD Kits фирмы Kintek Electronics в ударопрочном, пожарозащищенном и помехозащищенном корпусе с процессорными платами Pentium III. В состав компьютера входят плата цифрового осциллографа, платы сопряжения с самолетными интерфейсами типа MIL-STD-1553В и ARINC-429 (рис. 5.2.1).
