CC BY
171
УДК 629.7.017/629.7.03.05
НАДЕЖНОСТЬ И БЕЗОПАСНОСТЬ СИСТЕМ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМИ
АППАРАТАМИ
Москатов Генрих Карлович
профессор МИРЭА, научный консультант ФГУП «ЦНИИ «Центр», доктор технических наук, академик Российской Академии космонавтики, Заслуженный деятель науки Российской Федерации
а
шЬ
Чепелев Андрей Александрович
заместитель директора ФГУП «ЦНИИ «Центр»
Посвящается 100 - летию первого автоматически управляемого полета самолета
И прошлое, и настоящее, и будущее существуют одновременно, в сегодняшнем дне. Важно только увидеть будущее и поддержать его.
Статья посвящена столетнему юбилею первого автоматически управляемого полета самолета. Кратко излагается и подытоживается предистория автопилотов от первых маятниковых стабилизаторов ЛА начала ХХ века до современных многоуровневых адаптивных САУ полетом.
Время адаптации в таких САУ рассматривается как случайная величина с произвольным законом распределения.
С. П. Курдюмов11
Конструируется полумарковская модель надежности двухуровневого автопилота, позволяющая получать все практически используемые показатели надежности с учетом эффекта самоприспособления к собственным частичным неисправностям.
Ключевые слова
• надежность и безопасность,
• летательные аппараты,
• системы автоматического управления,
• стабилизация и управление,
• автопилот,
• структурная избыточность,
• адаптация,
• адаптивная система,
• время адаптации,
• полумарковская модель надежности.
Moskatov Genrikh, scientific consultant Central Shipbuilding Research Institute "Centre", Moscow, Russian Federation.
Chepelev Andrey, deputy director Central Shipbuilding Research Institute "Centre", Moscow, Russian Federation.
Reliability and Safety of Feedback Flight Control Systems
The paper is dedicated to the centennial jubilee of the first automatically controlled airplane flight.
Autopilots pre-history from early 20th century pendulum stabilizers to the latest multi-level adaptive flight controls is outlined and summarized.
The time of adaptation is considered as a random value with an arbitrary law of distribution.
A semi-markovian reliability model of a 2-level adaptive autopilot is constructed, permitting to derive all practically used reliability measures taking into account the system partial failures.
Keywords
• reliability and safety,
• flying vehicles,
• feedback control systems,
• stability and control,
• autopilot,
• structural redundancy,
• adaptation,
• adaptive systems,
• time of adaptation,
• semi-markovian reliability model.
Предыстория автопилотов.
Первые шаги
Автоматические системы стабилизации и управления полетом — ровесники ХХ-го века.
В 1898 г. К. Э. Циолковский излагает идею создания автомата стабилизации тангажа дирижабля. Предложенная им схема содержит главные элементы современных автопилотов: генератор тока, электрический двигатель и маятник в качестве чувствительного элемента. В целом система представляла собой регулятор непрямого действия (см. Рисунок 1)26. В 1900 году А. Ёрт-зен предлагает маятниковое устройство прямого действия для сохранения аэропланом равновесного положения.
В 1909 - 1910 годах Этеве строит флюгерный продольный стабилизатор и устанавливает его на неустойчивом биплане братьев Райт, имевшем скорость 55 км/час. Идея Этеве состояла в следующем. От ручки управления тяга идет к ломаному рычагу. К другому концу ломаного рычага присоединен флюгер. В основу устройства положено свойство флюгера устанавливаться в направлении полета. От флюгера идет тяга к рулю высоты. Получается система с двумя степенями свободы. С одной стороны, руль может поворачивать пилот, и флюгер при этом будет подниматься и опускаться. С другой стороны, при изменении продольного наклона аэроплана флюгер останется в направлении полета и повернет руль высоты таким образом, чтобы возник восстанавливающий момент. Это изобретение получило практическое применение и имело, по словам Н. Е. Жуковского, «порядочный успех»4.
17 июля 1910 года во Франции совершается полет с брошенной ручкой управления, что подтвердило мысль о
Рисунок 1. Маятниковый автомат стабилизации тангажа дирижабля
Обозначения: 1 — маятниковый чувствительный элемент, 2 — переключатель, 3 — указатель отклонения руля
реальности автоматического пилотирования самолета.
Вскоре после удачного опыта во Франции в 1910—1911 годах стабилизаторы Этеве устанавливаются на нескольких бипланах «Райт» и «Фарман» 27,28.
Оригинальный автомат стабилизации непрямого действия был создан в 1910 году братьями Райт. Поперечная устойчивость аэроплана создавалась с помощью маятника, а продольная — с помощью флюгера. Маленький маятник, обеспечивающий поперечную устойчивость, приводит в движение пневматический сервомотор, который управляет рулями. Сервомотор питается сжатым воздухом из специального резервуара; постоянство давления в резервуаре поддерживается насосом. Руль высоты приводится в действие флюгером, как и в автомате Этеве.
В 1911 году В. М. Ольховский* пред-
* Ольховский Владимир Михайлович — военный летчик, в Первую мировую войну — капитан, командир 5-го авиапарка в г Брянске; в 1916—1917 гг. вы-
лагает маятниковый автомат, который действует одновременно на элероны и руль высоты. Роль маятника выполняет пилот, сидение которого подвешено на карданном шарнире. К стержню маятника подведены нити от элеронов и руля высоты (см. Рисунок 2). В общем маятник в данном устройстве свободно колеблется в пространстве. Таким образом, стабилизация осуществляется как в боковой, так и в продольной плоскости.
В этот овеянный романтикой период зарождения и становления авиации Н. Е. Жуковский начал читать в Императорском Московском техническом училище (с декабря 1911 года) годовой курс «Теоретические основы воздухоплавания». Четыре лекции (прочитаны 20, 23, 27 февраля и 1 марта 1912 года) он посвятил анализу «приспособлений
полнил в мастерских авиапарка ряд оригинальных опытных работ, построив несколько модификаций военных самолетов, проходивших здесь ремонт; в 1923—1929 гг. — помощник Н. Н. Поликарпова29.
Рисунок 2. Маятниковый автомат стабилизации В. М. Ольховского20
для придания аэроплану автоматической устойчивости».
В 1912 году на Втором Всероссийском воздухоплавательном съезде Николай Егорович делает доклад «Об автоматической стабилизации», где излагает теоретические основы динамики управления полетом.
Н. Е. Жуковский разделил все аэро-планные автоматы в зависимости от типа воспринимающего элемента на три группы: маятниковые, флюгерные, гироскопические. О некоторых примерах устройств маятникового и флюгерного типа мы уже говорили. Из устройств третьей группы наибольшего внимания заслуживают разработки Элмара Сперри. В 1908 году им построен удачный образец гирокомпаса для морских судов, а в 1910 году начался их серийный выпуск. В 1914 году Сперри строит прибор, чувствительный элемент которого состоит из четырех электрогироскопов, заимствованных у морского гирокомпаса. Таким образом, получается площадка, не изменяющая своего положения в пространстве. Отклонение самолета относительно этой площадки немедленно фиксируется и выправляется при помощи пневматических рулевых машинок, связанных с органами управления.
В 1914 году во время Всемирной выставки в Париже на гидросамолете с этим прибором сын изобретателя летчик Лоуренс Сперри совершает полет на высоте 100 м в присутствии группы су-
дей. Механик вышел на крыло самолета, а пилот высунулся из кабины и держал руки над головой. Это первый официально зарегистрированный полет самолета с автоматическим управлением.
В 1915 году гироскопическая часть прибора была усовершенствована. Пневматические рулевые машинки заменены сервомотором, приводимым в действие ветрянкой, выставленной в поток воздуха; включение рулей производилось электромагнитными муфтами, которые управлялись гироскопами.
В последующие годы гироскопические автопилоты полностью вытесняют флюгерные и маятниковые.
Теперь мы отвлечемся на мгновение от нормального хода повествования и обратимся к самим объектам стабилизации.
Быстрое развитие аппаратов тяжелее воздуха в Европе начинается после того, как Луи Блерио перелетает через Ла-Манш на моноплане собственной конструкции с мотором Анзани мощностью 25 л. с. Это произошло 25 июля 1909 года. В августе того же года на средства богатых виноделов юга Франции в Реймсе организовываются и с большим успехом проходят международные авиационные соревнования «Реймсская неделя».
С 1910 г. повсюду создаются аэроклубы, воздухоплавательные кружки. Организуется производство аэропланов и авиационных моторов. Однако аэродинамика конструкций была несовершенна, двигатели часто останавливались в воздухе. В те годы практика самолетостроения опережала науку. «К моменту постройки первых самолетов, на которых были совершены удачные полеты, теоретическая механика не могла дать почти ничего для проектирования и расчета самолетов; от общих теорем вихрей, теории струй, движения идеальной и вязкой жидкости до их технических приложений в то время лежала целая пропасть, почти ничем не
заполненная»3. В этих условиях частые катастрофы оказывались неизбежными.
Для повышения безопасности полетов требовалось безотлагательное решение таких проблем, как прочность конструкции, устойчивость и управляемость аэроплана при полете в неспокойной атмосфере, надежность двигательной установки.
Эти обстоятельства послужили толчком к объявлению в 1914 г. конкурса на лучший проект по безопасности летательных аппаратов. Среди других на конкурсе рассматривается проект упоминавшегося уже нами французского военного инженера Этеве, позволяющий стабилизировать скорость полета (см. Рисунок 3). Этот аппарат состоит из специальной анемометрической пластинки п, установленной на качающейся вокруг оси О стойке, и системы двух равных грузов г и q, укрепленных на другой стойке, подвижной вокруг оси Р. Эти два груза расположены на одинаковом расстоянии от оси Р, представляя инерционный баланс, противодействующий вращательным движениям. Одна пружина £ соединяет пластинку с балансом, а другая регулируемая пружина Ь уравновешивает действие потока на пластинку п.
Аппарат реагирует на определенную скорость V с таким расчетом, чтобы в случае увеличения скорости полета пластинка п поворачивала ось Р, заставляя самолет кабрировать. В случае короткопериодических возмущений инерционный баланс работает как тормоз. Своей инерцией он противодействует также резким изменениям продольного наклона самолета.
Самолет, оборудованный таким стабилизатором, блестяще проходит испытания, совершив перелет Версаль-Шартр и обратно при ветре 15 м/сек; собственная скорость аппарата состав-
Рисунок 3. Автоматический стабилизатор Этеве 20
ляла только 75 км/час20.
В 1912 г. начинается применение аэропланов в Балканской войне. В военных маневрах 1912—1914 годах в России, Франции, Германии авиационные соединения участвуют как новый род войск.
Приборное оборудование почти всех русских военных самолетов в Первую мировую войну сводилось к счетчику оборотов винта и высотомеру. На самолетах «Илья Муромец», совершавших ночные полеты с начала войны, были установлены, кроме того, компас, указатель скорости и креномер (см. Рисунок 4). Креномер состоял из двух стеклянных ^образных трубочек с шариком. В горизонтальном полете при нулевом угле крена шарик должен был оставаться в середине прибора14.
В 1917 г. креномер и компас появились на армейских самолетах Сопвич. На некоторых русских аэропланах в конце войны применялся гироскопический маятник для указания горизонта и углов наклонения аппарата. Серийный их выпуск был налажен фирмой Гарнье во Франции.
Устройство прибора основано на принципе волчка, приводимого в движение встречной воздушной струей. Волчок оканчивался небольшим стержнем, который описывал по отношению к намеченным на колпаке делениям круг.
Рисунок 4. Пилотская кабина и приборное оборудование "Ильи Муромца "
Колпак был жестко связан с аэропланом. При наклонении аэроплана центр круга перемещался по отношению к колпаку и по имевшейся градуировке указывал на степень наклонения.
В дореволюционной России точные приборы и инструменты для аэропланов в небольших количествах производили: Главное военно-метеорологическое управление Николаевская главная физическая обсерватория, Главное гидрографическое управление, завод Луцен-ко, Физическая лаборатория Киевского университета. Первое специализированное предприятие - завод «Авиаприбор»-было создано в Москве в 1918 году.
Четыре периода в развитии автоматических систем стабилизации и управления
В развитии автопилотов, следуя работам16, 27, можно выделить четыре периода. Первый охватывает промежуток (1909 - 1914 годы). Автопилоты в этот период, как мы уже убедились, предназначались для обеспечения собственной устойчивости аэропланов34,35.
Второй период открывается гироскопическим автопилотом Сперри 1914 года и заканчивается 1945 годом. В 30-е
и 40-е годы самолеты, как правило, уже обладали достаточной продольной и поперечной устойчивостью и характеризовались большой дальностью полета. Поэтому главной в функциях автопилота становится задача стабилизации курса. На ряде бомбардировщиков того времени, особенно на германских, устанавливались только стабилизаторы курса. На легких самолетах автопилоты, за редким исключением, не устанавливались.
В 30-е годы у нас в стране и за границей были разработаны и внедрены исключительно интересные конструкции автопилотов. Один из первых советских автопилотов АВП-12 (1937 год) и созданный на его базе АП-42 (1942 год) выполняли функции стабилизации самолета относительно трех осей, а также могли автоматически производить набор высоты, планирование, разворот и вираж*.
Кроме чисто линейных автопилотов производились попытки применять автоматы с нелинейной коррекцией.
В этом направлении интересна работа французского конструктора Джианоли. Его автопилот (1933—1935 годы)20 содержал специальный тип следящей системы, которая давала возможность изменять скачком передаточные числа рулевого привода в зависимости от того, удалялся аэроплан от положения равновесия или приближался нему. При этом предполагались различные передаточные числа для устойчивого и неустойчивого самолетов. Так, если при отклонении самолета «прямое» передаточное число принять за то «обратные» передаточные числа (для возвращения самолета в равновесное положение) должны были быть, по мнению Джианоли, для неустойчивого самолета i2 = 0,5 а для устойчивого i2 = - 0,25 Характер отклонения руля 5 в
* Детальное описание советских автопилотов предвоенного периода дано в работе "Автопилоты"20 и здесь опускается.
этом случае (по сравнению с линейным законом) приведен на Рисунке 5.
Кроме того, Джианоли предложил устройство для изменения «прямого» передаточного числа 1! в зависимости от величины внешних возмущений (настройка на входной сигнал).
Например, для устойчивого самолета при тихой погоде предполагалось иметь ^ = 0,25, = - 0,5, а при болтанке 11=1,0,12 = - 0,5.
Рисунок 5. Характер отклонения руля в автопилоте Джианоли (1935 г.) для устойчивого (а) и неустойчивого самолетов (б)20
Соответствующие законы отклонения руля б показаны на Рисунке 6.
Изменение передаточных чисел при отклонении самолета от положения равновесия и при возвращении к этому положению производилось автоматически с помощью трех механизмов: детектора знака, указывающего, находится ли самолет в периоде отклонения или возвращения, реле инвертора и сервомотора демпфирования, с помощью которого производилось непосредственное
изменение передаточного числа.
Рисунок 6. Характер отклонения руля в автопилоте Джианоли при различной погоде для устойчивого (а) и неустойчивого (б) самолетов20
Автопилот Джианоли - прототип современных адаптивных автопилотов с разомкнутыми цепями самонастройки.
Вопросы автоматизации посадки давно привлекали внимание авиационных специалистов. Первые работы в этой области относятся к 1928—1929 годам. В 1929 году американский пилот Д. Дулиттл совершил посадку при зашторенной кабине и полном отсутствии видимости земли. Посадка окончилась аварией на пробеге. В распоряжении пилота была информация о высоте и курсе самолета (от баровысо-томера малых высот, индикатора курса по направлению на радиомаяк).
В СССР успешные испытания системы слепой посадки легких и тяжелых самолетов были проведены в 1935 году летчиком П. М. Стефановским (1903 - 1976 гг.) и другими151620. Эта системапозволялапилоту при полностью защторенной кабине осуществлять посадку на летное поле. В распоряжении пилота имелась информация о
вертикальной скорости, истинной высоте и курсе самолета от вариометра, механической системы определения малой высоты и радиомаяка.
В 1937 году были осуществлены попытки внедрения систем слепой посадки на самолеты ВВС США15,16.
Третий период развития автопилотов начинается с 1945—1946 годов, когда внедрение в авиации реактивных двигателей позволило перейти к звуковым и сверхзвуковым скоростям. В этот период, как и в 1909—1914 годы, вновь столкнулись с проблемой неустойчивости, на этот раз — сверхзвуковых самолетов на некоторых режимах полета. Вследствие этого вновь оживился интерес к автоматам стабилизации, обеспечивающим необходимый запас устойчивости по амплитуде и фазе.
В конце 50-х годов было разработано и внедрено несколько автопилотов с самонастройкой параметров по разомкнутому циклу (например, автопилоты РВ-20 и РВ-60 фирмы Бендикс, США). Такие автопилоты устанавливались на ряде транспортных самолетов (Боинг-720, Локхид С-141 и др.), обладающих скоростью полета 800—900 км/час, а также на скоростных военных машинах.
С 1955 года начинают проводиться работы в области адаптивных автопилотов с обратной связью по критерию качества. Первые сведения о практическом их применении относятся к 1959 г. Наиболее удачными разработками, считают самонастраивающиеся автопилоты МН-96 и Н-14. Первый из них устанавливается на ракетоплане Х-15 и успешно проходит летные испытания в 1959 году, а второй — на легких двухмоторных самолетах (Бичкрафт, Сесс-на, АэроКоммандер, Пайпер и др.)28.
В 60-е годы в связи с дальнейшим ро-
стом скоростей и высот полета, а также снижением минимумов погоды, функции автопилота существенно расши-ряются.Вычислительные и логические операции возлагаются на бортовую ЭВМ. Существенной особенностью автопилотов с БЭВМ является возможность гибкого адаптивного управления и принятия решения с учетом оценки обстановки1,2.Этим знаменуется начало нового, четвертого периода, в котором мы и находимся. Характерной его чертой является постепенный переход к цифризации практически всех структурных звеньев системы - от датчиков до исполнительных механизмов.
Функциональная блок-схема современного автопилота на самолете приводится на Рисунке 7. Автопилот состоит из близких по принципу действия автоматов, каждый из которых обеспечивает сохранение определенных параметров режима полета (курса, углов и скоростей крена и тангажа, скорости полета). Заданный режим сохраняется без вмешательства летчика. В качестве датчиков используются гироскопы,радиотехнические устройства, инерциальные системы и другие. Исполнительные механизмы - электрические и электрогидравлические сервоприводы. Для управления траекторией полета создаются контуры регулирования положения ЛА на заданной пространственной траектории. Соответствующий комплекс называется автоматической системой тра-екторного управления. При создании этих систем и комплексов используется все богатство идей современной теории управления8,9,24. Теория базируется на описании процессов в пространстве состояний. Критерии качества управления и критерии оптимальности задаются в ней в виде функционалов, как и в классическом вариационном исчислении8.
Интеграция автопилота с другими
Аетро- ! 1 Измеритель | | Измеритель | I Навигацион-
компас | скорости 1 1 | высоты | ный автомат
Прицел
Радио--еистема посадки
Вспомогательные датчики
Рисунок 7. Функциональная блок-схема автопилота5
пилотажными автоматами (захода на посадку, взлета и ухода на второй круг, тяги и другое) осуществляется на базе цифровых вычислителей. Комплекс этих автоматов составляет бортовую систему автоматического управления ЛА.
Количественные требования к надежности автопилота стали формулировать в технических заданиях немногим более 50 лет назад.
В качестве показателей надежности используются среднее время наработки на отказ, среднее время восстановления, коэффициенты стационарной
и оперативной готовности. Для обеспечения надежности применяются:
• стопроцентный входной контроль комплектующих элементов;
• твердотельные схемы;
• разгрузка режимов работы электрорадиоэлементов и механических узлов (создание запасов прочности по тепловым, электрическим и механическим нагрузкам);
• алгоритмическая и структурная из-
быточность на различных уровнях;
• предполетный контроль оборудования.
При введении структурной избыточности в САУ ЛА представляется естественным, что основной и резервный каналы имеют одну и ту же физическую природу. Чаще всего так и бывает. И в этом кроется известная опасность. Дестабилизирующий фактор, выводящий из строя основной канал, может быть (стать) причиной отказа и оборудования резервного канала.
На работоспособность системы управления современными ЛА существенное влияние оказывают внешние дестабилизирующие факторы (ДФ), такие как электромагнитные и радиационные излучения6,12,13.
Для передачи управляющих сигналов к приводам поверхностей управления используется электро-дистанционная система (ЭДСУ), где управление от летчика и обратные связи реализуются передачей электрических сигналов. ЭДСУ весьма чувствительна к воздействию электро-
магнитных и радиационных излучений. «Одним из вариантов надежности управления и безопасности полета самолетами с ЭДСУ при воздействии ДФ является использование разнородной СУ, включающей наряду с основным электронным резервированным каналом резервный канал на базе цифровых и аналоговых элементов струйной техники»13.
Структура разнородной СУ ЛА представлена на Рисунке 8. Основными элементами системы являются два канала различной природы: основной (электронный) и резервный (струйный). Основной канал включает в себя БЦВК, датчики Д и внутриканальные связи между ними. Резервный канал - вычислитель резервного канала ВРК, датчики Д и внутрика-нальные связи. Основной канал может использовать аппаратурную и программную избыточность. Оба канала должны работать параллельно, реализуя в БЦВК и ВРК идентичные алгоритмы управления. Дга регистрации критических уров-
ней дестабилизирующих факторов, вызывающих сбои и необратимые отказы электронной аппаратуры, используются специальные датчики регистрации ДР. В состав системы управления также входят устройства сопряжения (УС) между электронными и струйными элементами системы, устройство коммутации (УК).
В рабочем режиме основной канал (на электронных элементах) включен в контур управления, а резервный (на струйных элементах) - нет. В момент проявления внешних ДФ система управления переходит в аварийный режим - на резервный канал управления. По окончании действия внешних ДФ осуществляется проверка работоспособности БЦВК и датчиков, в контур управления включается работоспособная конфигурация СУ.
Для обеспечения нормального функционирования СУ организуется управление конфигурацией системы в соответствии с ее состоянием.
Изменение структуры в соответствии
ОтУУК
Основной канал
УС
ОтУУК
др
УС
о >
п
УУК
До V V
ВРК
Резервный канал
И
До УК БЦВК 1
1
О >
И
Рисунок 8. Структурная схема разнородной системы управления13
с изменением состояния СУ реализуется с помощью специального устройства управления конфигурацией (УУК). УУК обеспечивает:
• анализ состояния элементов СУ;
• определение состояния СУ как целого;
• формирование команды на изменение конфигурации системы13.
В итоге в контур управления включается работоспособная конфигурация.
Первые отечественные беспилотные летательные аппараты были разработаны в 1948 г. под руководством советского авиаконструктора Героя Социалистического труда Лауреата Ленинской Премии М.Р. Бисновата (1905-1977 гг.).
БПЛА, как правило, автоматически стабилизируются по курсу, углам тангажа и крена. В некоторых случаях оказывается необходимым управление движением центра масс9,10.
БПЛА управляются с помощью бортовых программных устройств или дистанционно по радиоканалу (дискретно или непрерывно) (Рисунок 9).
По тактико-техническим характеристикам и объему выпуска беспилотных ЛА Советский Союз не уступал передовым странам. К 1980 г. только КБ А.Н. Туполева выпустило около 950 экземпляров аппарата Ту-143. Анализ современного состояния разработок и производства БПЛА в Российской Федерации не входит в нашу задачу. Заинтересованного читателя отсылаем к официальному сайту ОАО «Туполев».
Авторы, занимающиеся системами управления беспилотными ЛА, приходят к одному и тому же выводу: эти САУ должны быть реализованы в классе отказоустойчивых многоконтурных адаптивных комплексов**.
В этой связи представляется суще-
** Пример аналитического двухуровневого нейро-сетевого адаптивного управления БПЛА рассмотрен в работах И. В. Прокопьева и А.В. Бецкова22 23.
ственным ознакомиться с основными положениями теории надежности иерархически упорядоченных адаптивных САУ. При этом время адаптации будем рассматривать как случайную величину с произвольным законом распределения. Начнем с краткого исторического экскурса.
Первые работы, посвященные принципам построения и расчету многоуровневых адаптивных САУ, появились в конце 50-х годов прошлого столетия.
В качестве объектов рассматривались преимущественно самолеты, ракетопланы и возвращаемые космические аппараты. Через два года после запуска в СССР первого искусственного спутника Земли в США начали испытывать аэрокосмический аппарат Х-15 с самонастраивающимся автопилотом МН-96. Аппарат предназначался для суборбитальных полетов и отработки входа в атмосферу Земли спускаемых аппаратов с аэродинамическим качеством.
Хотя после завершения испытаний Х-15 прошло более 50 исключительно насыщенных лет, уроки этих полетов продолжают привлекать внимание специалистов: ракетоплан Х-15 послужил прототипом орбитальных самолетов, разрабатывавшихся по программам «Спейс Шатл» и до некоторой степени «Буран».
Испытания проводились на нескольких аппаратах, причем некоторые полеты совершались с обычными автопилотами с постоянным коэффициентом усиления. Это обстоятельство позволило провести детальное сравнение поведения обычных автопилотов с адаптивной системой МН-96 в широком диапазоне режимов (атмосферный и внеатмосферный полеты, а также вход в атмосферу). Коэффициент усиления ракетоплана Х-15 в ходе этих полетов изменялся в 1000 раз.
Способность адаптивного автопилота приспосабливаться к изменению аэродинамических характеристик оказалась
Вертолет спасения ДПЛА
Самолет носитель ДПЛА
Самолет сопровождения и резервного управления
Дистанционно-пилотируемый летательный аппарат
Радоканал связи с землей
Видеоканал
Радоканал связи с аппаратом
Рад иола катор
Приемник телеметрической информации
Приемник видео информации
Передатчик команд
Канал радиотелефонной связи с самолетом-носителем, самолетом резервного управления, вертолетом спасения
Наземный центр управления ДПЛА
ЭВМ
Пункт управления ДПЛА
Система дистанционного управления ДПЛА
Средства наземного обслуживания ДПЛА
Рисунок 9. Схема работы авиационного комплекса с ДПЛА
10
важной для обеспечения управляемости в процессе возвращения на Землю. Преимущества адаптивной системы проявились при внеатмосферных полетах и на участке входа в атмосферу.
Эквивалентная средняя наработка на отказ электронного оборудования этого автопилота для двухчасового полетного задания составила 100 000 ч. Всего было совершено 199 полетов, один из которых закончился катастрофой.
Катастрофа, происшедшая с аппаратом Х-15-3, подробно разобрана в работе "Полумарковские модели в задачах проектирования систем управле-
ния летательными аппаратами"7. Она не может быть приписана адаптивной системе МН-96 — последняя вела себя в соответствии с техническим заданием. А задание не предусматривало такого крайне неблагоприятного стечения внутренних и внешних обстоятельств, которое имело место в полете.
В результате испытаний и опытной эксплуатации первых адаптивных систем был получен исключительно ценный материал для их совершенствования. Вместе с тем, детальный анализ телеметрии последнего полета ракетоплана Х-15-3, а также двойственный характер оценок,
дававшихся летчиками самонастраивающимся автопилотам, позволили избавиться от некоторых иллюзий относительно адаптивного автоматического управления. Как бы то ни было, к середине 60-х годов прошлого века многоуровневые адаптивные системы управления полетом стали реальностью19'21.
Постановка проблемы
Система управления S нестационарным объектом, состояние которой зависит от параметров ^ i =1,т (причем каждый из них принимает конечное множество значений), называют адаптивной, если для критерия I и класса сред 2 значения изменяются таким образом, что поведение S оптимизируется по отношению к 2 при экстремальном, в некотором смысле, выборе I.
Адаптивная система S обладает, кроме отмеченных, следующими структурными и функциональными свойствами.
1. Она имеет п > 1 различных подсистем SJ С S и соответственно п режимов функционирования RJ, ] = 1,п в каждом из которых цель управления, возложенная на S, может быть достигнута частично или полностью.
Между подсистемами SJ устанавливается иерархическое соответствие. В основу S положен уровень низшего ранга S1 (основной контур), реализующий алгоритм координатного управления, который учитывает «нормальный» режим координатных и параметрических возмущений и обеспечивает требуемую реакцию. Структура S1 в общем случае содержит объект, измеритель, наблюдатель, регулятор (см. Рисунок 10).
Уровни старших рангов SJ, ]>1 называют контурами адаптации; последние воздействуют на параметрические входы непосредственно подчиненного уровня и осуществляют координатно-
параметрическое управление. Алгоритмы подсистем Sj, _]>1 называют алгоритмами адаптации.
Подсистемы SJ характеризуются функционалами качества I ; между последними также устанавливается иерархическое соответствие. Критерий 1п верхнего уровня служит общим (глобальным) функционалом качества 1п=1. Наличие режимов RJ, ]=1,п делает естественным выбор в качестве общего функционала
1=М[Е©]=Х Р^Е^) - > ех№, 1=1
впервые использованного А. Н. Колмогоровым. Здесь Р^) - вероятность функционирования системы S в режиме ^ в момент ^ t С [0,Т], Е^) - эффективность функционирования в режиме
2. В каждый из моментов времени 1, t С [0,Т], система S работает в одном и только одном из режимов.
Наиболее распространенная двухуровневая система S с адаптивной настройкой параметров наблюдателя, регулятора и объекта задается пятью соотношениями:
х(1) = /х(у,и,1); х(0=хо, х(1) С Gx; (1) у(1) = ф(х, п, 0; (2)
хО)=/х(у,иД); (3)
u(t)= /и(х ,1); и С Gu; (4)
4 (t)= ф(4, и, у ,хЛе, t); 4 (0= ^О (5)
и функционалом качества
1=М[Е(х, и, 1)], где
(1) - уравнение нестационарного объекта,
(2) - уравнение измерителя,
(3) - уравнение наблюдателя,
(4) - закон управления,
(5) - алгоритм адаптации,
ю(1), п(1) - шумы,
4(1), ад={§и, §р, §о, 1} - вектор на-
страиваемых параметров, §р, - настраиваемые параметры, наблюдателя, регулятора, объекта,
х^) - оценка x(t), 8(t)=x(t)-y(t), Gx, Gu - ограничения, наложенные на траектории х^) и управление и^).
Из обобщенной структуры, представленной на Рисунке 10, следуют важные частные случаи:
1. Если в объекте допускается выделение настраиваемых параметров, с помощью которых компенсируются параметрические возмущения, то наблюдатель играет роль эталонной модели объекта, и нет нужды настраивать регулятор S1 и модель.
2. Если в объекте не допускается выделения настраиваемых параметров для компенсации его параметрических возмущений, то I —> ехЦ" достигается настройкой регулятора и подстройкой параметров наблюдателя к объекту (система с обучаемой эталонной моделью).
. Надежностью адаптивной системы S будем называть ее свойство, сост ящее в способности достигать цели управления в случайных средах, не
выходящих из класса 5.
На основе анализа экспериментальных данных сформулированы существенные свойства системы S и класса сред 5, которые представляются в полумарковской модели надежности адаптивной САУ
Относительно проектируемой адаптивной системы управления предполагаются известными:
• структура;
• алгоритм взаимодействия уровней;
• элементная база;
• коэффициенты электрических, тепловых, механических и, возможно, иных нагрузок на компоненты;
• закон распределения случайного времени адаптации, по крайней мере, с точностью до принадлежности к некоторому классу.
Требуется:
1. Найти априорную и апостериорную оценки всех практически используемых характеристик безотказности с учетом частичной приспособляемости к собственным параметрическим и структурным нарушениям.
2. Осуществить текущее оценивание
Рисунок 10. Обобщенная структурная схема двухконтурной адаптивной системы с настройкой параметров наблюдателя, регулятора и объекта
состояния.
Из необходимости решения этих прикладных задач возникает следующая проблема:
• выяснить общее поведение многоуровневой адаптивной системы при наличии случайных толчков различной физической природы;
• дать теоретическое построение, которое позволило бы из экспериментальных данных подойти к выяснению случайных скачков в изменении состояний реальных систем;
• выделить из множества движений системы те, которые при данном портрете среды осуществляются с наибольшей вероятностью.
Приспособляемость адаптивных систем к собственным частичным неисправностям
Наблюдаемые изменения параметров в непрерывных САУ можно подразделить на а-вариации, не приводящие к изменению начальных условий и порядка уравнения движения системы, Р-вариации или изменения начальных условий, и Х-вариации, приводящие к изменению порядка дифференциального уравнения7, 14-17.
К настоящему времени накоплен обширный экспериментальный материал, свидетельствующий о способности контуров адаптации в двухконтурных самонастраивающихся системах компенсировать а-, Р-, и в ограниченной степени, Х-вариации вектора внутренних параметров основного контура управления7,15,16.
К компенсируемым отказам относятся, в основном, отказы в регуляторе, хотя в некоторых случаях парируются отказы датчиков и исполнительных органов, например, падение напряжения питания в датчике или рулевой машине. В цифровом регуляторе компенсируются сбои и отказы, связанные
с коэффициентом масштабирования, с неправильным выбором адреса оператора из памяти ЭВМ (вместо одного числа выбирается другое), с искажением разрядов содержимого регистра, сбоями дешифрации кодов операции (вместо одной операции выполняется другая). Можно компенсировать также некоторые отказы в объекте управления, такие как уменьшение эффективности секционных рулевых органов летательных аппаратов вследствие заклинивания некоторых секций рулей.
При некоторых ограничениях на сложность контура адаптации возможно достижение своего рода «баланса» между дополнительными отказами, привносимыми блоком адаптации, и расширением компенсаторных возможностей адаптивной системы как целостной структуры. При этом следует иметь в виду два обстоятельства:
а) компенсируются отказы преимущественно тех элементов, которые участвуют в формировании настраиваемого параметра;
б) при адаптации используется информация об отказах, содержащаяся в вызванных ими возмущениях.
На ранних этапах проектирования компенсируемые отказы можно определять путем анализа сеток корневых годографов, одновременно изменяя варьируемые и настраиваемые параметры и используя при этом условия параметрической е-инвариантности.
Структура входящего потока
Процесс функционирования адаптивной системы автоматического управления представляют как развитие ее состояний на интервале [0, Т], где Т - время выполнения задания. Состояние системы в каждый момент t С [0, Т] характеризуется вектором х(^), который является п-мерным случайным процессом. Наблюдению доступен вектор у^),
связанный с х(1) соотношением (2).
Среди совокупности компонент {х1(1),... хп(1)} имеется 1 < п определяющих координат, пределы изменения которых ограничены по условиям безопасности. Выход выборочных функций соответствующего наблюдаемого процесса у^) за пределы области О. допустимых по условиям безопасности значений может быть отождествлен с аварийной ситуацией.
Пересечения границ области О с траекториями процесса у^) определяют моменты времени, когда корректирующие воздействия контура адаптации на параметрические входы основного контура становятся необходимыми. Если выборочные функции процесса у^) - монотонные неубывающие функции времени, то корректирующие воздействия необходимы для сохранения устойчивости и безопасности системы.
Вследствие непрерывной идентификации основного контура управления блок адаптации контролирует и корректирует параметрические отказы в латентный период, предшествующий их внешнему проявлению - выходу, по меньшей мере одного определяющего параметра за пределы области О и развитию аварийной ситуации. В адаптивных системах с обратной связью по качеству корректирующее воздействие начинается не в момент пересечения выборочной функции процесса у[(1) с границей О, а несколько раньше - при достижении рассогласованием ЕкаО) порога чувствительности канала самонастройки. Таким образом, формируется резерв времени, необходимый для предотвращения аварийной ситуации.
Время адаптации 1ад должно быть строго меньше времени развития 1ас аварийной ситуации. Для уверенности в благополучном исходе на время адаптации следует наложить сверху более сильное ограничение 1ад < 1ас, где ^ -
*
располагаемое время вмешательства. *
Положительный результат гарантируется выполнением неравенства
Р(1ад < д > (1 - р),
где р - сформулированное в ТЗ значение приемлемого уровня риска.
Необходимость в адаптации возникает в связи с изменениями как внешней, так и внутренней среды. Поэтому поток компенсируемых параметрических и внезапных отказов - заявок на адаптацию - образуется в результате наложения потоков из нескольких источников, внутренних и внешних. Принимаются допущения о гауссовском свойстве процесса у1 (1) и неоднородном по времени пуассоновском потоке компенсируемых отказов15.
Если процесс у1 (1) одномерный и уровень О - дифференцируемая функция времени, то для определения математического ожидания числа пересечений траекториями процесса этого уровня применяют известную формулу М. Р. Лидбеттера. При постоянном уровне эта характеристика вычисляется по формуле Е. В. Булинской, а в случае многомерного процесса - по формуле Ю. К. Беляева1415.
Полумарковская модель надежности
В системе S будем рассматривать следующие потоки случайных событий:
а) неоднородный по времени пуассонов-ский поток компенсируемых параметрических отказов с мгновенной интенсивностью у(1);
б) однородный пуассоновский поток внезапных отказов в основном контуре с интенсивностью п;
в) однородный пуассоновский поток
* ^—время, прошедшее с момента начала реакции объекта на отказ до момента, начиная с которого автомат безопасности или оператор, вмешавшись в процесс управления и использовав возможности объекта, выводит его в безопасный режим.
внезапных отказов в блоке адаптации с интенсивностью X.
Случайность разрывных по величине или производным возмущающих воздействий и начальных условий порождает случайность переходных процессов в адаптивных системах. Предполагается, что:
- время адаптации - случайная величина с произвольным законом распределения F(v)=P{taд < V};
- адаптация начинается в момент достижения траекторией случайного процесса у1 0) границы области
- процесс адаптации квазистационарный, т. е. очередь компенсируемых отказов (заявок на обслуживание) не образуется.
Случайный процесс развития состояний системы будем изучать с помощью фазового пространства, состоящего из множества изолированных точек и полупрямой (0 < V < да). При сделанных допущениях эволюция состояний адаптивной системы S образует полумарковский случайный процесс.
Для снижения размерности задачи выделим обобщенные состояния, образующие фактор-множество исходного
множества состояний по эквивалентности функционала качества I:
Ш; ~ ^ 1(Ш;) = 1(шД В результате рассматриваются следующие обобщенные состояния:
ш0 00: система 8 исправна в момент ^ ш^^): внезапных (катастрофических) отказов в основном контуре нет, блок адаптации занят компенсацией параметрического отказа в течение времени V;
ш2 0): в момент t возник внезапный отказ блока адаптации, параметрических и внезапных отказов в основном контуре (ОК) нет (в этом состоянии возможна ложная, неоправданная состоянием системы, адаптация);
ш30): параметрический отказ в ОК и внезапный отказ в блоке адаптации;
ш40): попадание системы 8 в момент t в поглощающий экран.
Состояниям ш;0), i = 0, 2, 3, 4 в фазовом пространстве соответствуют изолированные точки, состоянию ш^у)- полупрямая.
Развитие состояний системы 8 управляется следующей системой интегро-дифференциальных уравнений с переменным параметром у(1):
Для адаптивной системы, способной Вероятность безотказной работы в
функционировать, по крайней мере, на изображениях:
отдельных участках траектории движе- з -
ния с неисправным, но отключенным Р,^) =
(во избежание ложной самонастройки) (;=о)
блоком адаптации, множество благопри- Математическое ожидание времени
ятных состояний (1)}, 1 = 0, 1, 3. до первого катастрофического отказа:
Если функционирование блока адап- Математическое ожидание времени
тации необходимо на всей траектории до первого некомпенсированного пара-
движения объекта, то метрического отказа:
2 -
ВД = !Р1(в)
('=0)
При известном законе распределе- отказности в оригиналах. Важные для
ния времени адаптации получаются все приложений частные случаи приведены
стандартизированные показатели без- на Рисунках 11а и 11б7,16.
На Рисунке 11а время адаптации распределено по показательному закону. Скорость адаптации опережает темп возникновения компенсируемых отказов | > v, v = 2-10"2 1/c, | =2-10-1 1/с; Х=1540~7 1/с; п=43^10-7 1/с. На Рисунке 10б скорость адаптации запаздывает по отношению к темпу возникновения компенсируемых отказов | < v.
Рекуррентный алгоритм оценки надежности адаптивной САУ с произвольным числом уровней управления подробно рассмотрен в работе "Оценка надежности многоуровневой адаптивной системы управления"36.
Полученные оценки нужно рассматривать как априорную информацию о надежности, которая по мере продвижения работы над проектом должна уточняться по результатам всех видов испытаний. Естественно, что в процессе испытаний система будет дорабатываться и совершенствоваться. Для уточнения оценки надежности совершенствуемых адаптивных систем управления применены модели обучаемости и роста надежности19.
В дальнейшем теория надежности многоуровневых адаптивных САУ получила развитие и применение в работах учеников академика Б.Н. Петрова для синтеза отказоустойчивых САУ с модульной структурой30-32. В предложенном методе обеспечения отказоустойчивости для каждого блока многомодульной САУ сначала либо синтезируются цепи настройки, параметры которых могут настраиваться, либо, если это возможно, в самом блоке выбираются настраиваемые параметры.
Второй путь предпочтительнее, поскольку требует меньшей аппаратурной избыточности. Алгоритмы настройки параметров синтезируются таким образом, чтобы движение полученного основного контура (системного блока с цепями на-
стройки) совпало с движением эталонной модели данного блока, параметры которой соответствуют параметрам блока при отсутствии отказов. Настройку параметров осуществляет блок диагностирования и настройки (БДН). Структура БДН определяется структурой системного блока, поэтому выделение классов структур системных блоков позволяет организовать дискретное обслуживание нескольких (или даже всех) блоков одного и того же класса одним БДН, который будет периодически подключаться к ним. Частота этих подключений определяется степенью влияния данного системного блока на работу адаптивной системы автоматического управления как целого.
БДН может быть реализован как программно, так и аппаратно. В работе30 предложена аппаратная реализация цифровой адаптивной системы автоматического управления. Единственный блок диагностирования и настройки здесь реализует циклический режим обслуживания п блоков. При этом допустимая кратность отказов т < п. Диагностирование осуществляется на основе допускового контроля.
Алгоритм настройки параметров синтезирован с помощью прямого метода Ляпунова31,32.
Заключение
1. Развитие БПЛА, орбитальных самолетов, экранопланов и других объектов, движение которых проходит в средах с ярко выраженными статистическими свойствами, предопределяет широкое использование адаптивных систем автоматического управления.
2. Безопасность объекта в значительной степени зависит от адаптивной системы управления, которая должна быть максимально защищена от собственных ошибок и частичных неисправностей.
Рисунок 11 (а,б). Переходный процесс и установившийся режим в поведении вероятностей состояний двухуровневой адаптивнойсистемы управления
Вместе с тем следует иметь в виду, что адаптивность систем автоматического управления не освобождает разработчика от необходимости проведения специальных мероприятий по обеспечению надежности и безопасности. Приемлемый уровень безопасности адаптивной системы автоматического управления не является просто «побочным продуктом ее синтеза», как это нередко толковали прежде. Адаптивные системы должны строиться из высококачественных компонентов и тщательно
отрабатываться в ходе всех видов испытаний. При программной реализации алгоритмов адаптации применяются отказоустойчивые ЭВМ и верифицированные программные средства.
3. При синтезе адаптивной САУ следует учитывать то обстоятельство, что время осуществления многих режимов функционирования объекта управления соизмеримо с временем адаптации. Финальные вероятности состояний для таких режимов попросту не существуют.
4. Адаптивные системы автомати-
ческого управления способны приспосабливаться к а-, Р-, и частично к Х-вариациям вектора внутренних параметров основного контура управления.
При экстремальном изменении варьируемого параметра настраиваемый коэффициент исчерпывает весь свой диапазон. То же самое происходит и при тяжелых структурных нарушениях, которые в принципе (т.е. при удовлетворении необходимого и достаточного условий для полной компенсации) могут быть парированы исправным блоком адаптации.
Если вслед за упомянутым внутренним нарушением произойдет изменение внешней среды, требующее вмешательства блока адаптации, то система окажется неспособной парировать эти вариации. Не исключено, что изображающая точка системы попадет при этом в особую часть области устойчивости. Для такого объекта даже при малом изменении его параметров переход в область неустойчивости более вероятен, чем сохранение устойчивости* . В этом проявляется принцип «хрупкости хорошего», сформулированный в теории катастроф**. Отсюда следует, что в ответственных системах управления ресурс приспособительных механизмов необходимо беречь, не расходуя его на компенсацию отказов, которые могут быть парированы традиционными средствами структурного резервирования на микро- и макроуровнях.
Может статься, что принцип хрупкости хорошего будет первым связующим звеном между теорией катастроф и формирующейся на наших глазах теорией безопасности25,33.
5. Адаптивная САУ обеспечивает приемлемые характеристики управляе-
* Вероятность попадания изображающей точки в некоторую область фазовой плоскости примерно пропорциональна площади этой области.
** Все хорошее, например, устойчивость, оказывается более хрупким, чем плохое.
мости для статически нейтрального и даже неустойчивого объектов в широком диапазоне режимов и поэтому допускает более гибкий подход к выбору конкурирующих вариантов проектируемого аппарата, чем САУ с программной коррекцией. Синтез неустойчивого объекта с адаптивным регулятором оправдан, если отказ последнего так же маловероятен, как и поломка объекта.
6. Прежде чем сделать выбор в пользу адаптивной САУ, конструктор должен удостовериться в том, что для данного объекта она обладает преимуществами по сравнению с хорошо спроектированной и тщательно отработанной в ходе испытаний более простой инвариантной во времени системой. Возможные собственные неисправности контура адаптации и внешние факторы (электрические помехи, упругие колебания корпуса объекта, турбулентность внешней среды) могут служить источником ложных данных о якобы имеющих место изменениях динамики объекта. Следствием этих явлений или их сочетаний может быть ложная адаптация.
7. Интегро-дифференциальные уравнения полученного вида являются адекватной моделью надежности многоуровневых адаптивных систем. Уравнения позволили связать в единый ансамбль параметры адаптивной системы со свойствами окружения и с требованиями к точности управления. Их решение позволило получить все используемые характеристики безотказности адаптивной системы.
8. Разработанная теория надежности адаптивных систем получила дальнейшее развитие и применение в построении отказоустойчивых САУ с модульной структурой, блоками диагностирования и самонастройки.
9. Знание поведения адаптивных систем в экстремальных условиях страто-океаносферы, околоземного и космического пространства позволяет не только
сформулировать требования к модели их надежности, но и избежать повторения последствий иллюзий, которые иногда связывают с применением адаптивных систем. Их использование должно быть оправдано обстоятельствами эксплуатации. Недопустимо, чтобы высокая цель, выступая на передний план, оставляла в тени несостоятельные средства.
Эпилог
Автопилоты прошли 100 - летний путь от кажущихся наивными флюгерных и маятниковых стабилизаторов до современных интеллектуальных многофункциональных адаптивным систем.
Изучение истории развития этой области представляется полезным по трем причинам:
- оно позволяет не повторять старых ошибок, которые порой воспроизводятся в новых условиях;
- некоторые идеи, не нашедшие себе ранее применения, могут оказаться ценными при реализации их на современной технологической основе;
- предвидение есть операция над прошлым.
Дальнейшее развитие САУ ЛА, по всей видимости, будет опираться на применение систем искусственного интеллекта, дискретных адаптивных алгоритмов, БЭВМ, систем с переменной структурой и нелинейной коррекцией.
В автопилотах воплощается лучшее из того, что создает страна.
Литература
1. Александров А.Д. Перспективные системы автоматического управления полетом // Информационные материалы Научного совета АН СССР по кибернетике /Б.Н. Петров - М: ВИНИТИ 1970, №7 (44).- С. 2-27.
2. Алексеев К.Б., Теряев Е.Д., Уколов И.С. Реализация адаптивных алгоритмов с помощью
БЦВМ. Труды Юбилейной научно-технической конференции по адаптивным системам. // Информационные материалы Научного совета АН СССР по кибернетике / Б.Н. Петров. -М: ВИНИТИ, 1970, №7 (44). - С. 28-39.
3. Голубев В.В. Чаплыгин С.А. Изд-во ЦАГИ, 1947, С.63.
4. Жуковский Н.Е. Теоретические основы воздухоплавания. Курс лекций, вып. 2. Полное собрание сочинений. - М.: Гостехтеоретиздат, 1939. - 307 с.
5. Зорин Е.В., Логунов С.С. Автопилот. // Авиация.Энциклопедия. Научное изд. «Большая Российская Энциклопедия», ЦАГИ им. профессора Н.Е. Жуковского.- 1994.- С. 39-40.
6. Касимов А.М., Мамедли Э.М., Чернявский Л.Т., Коротков А.В. Обеспечение точности и непрерывности управления летательным аппаратом в условиях действия дестабилизирующих факторов// Проблемы управления.- 2006.- №2.- С.75-80.
7. Коваленко И.Н., Москатов Г.К., Барзило-вич Е.Ю. Полумарковские модели в задачах проектирования систем управления летательными аппаратами, М.: Машиностроение, 1973. -176 с.
8. Красовский А.А. Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование. М.: Наука.- 1973.-560 с.
9. Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полета беспилотного летательного аппарата. М.: Машиностроение, 1973, - 615 с.
10. Лисицкий Г.В. Дистанционно-пилотируемый летательный аппарат // Авиация. Энциклопедия. Научное изд. «Большая Российская энциклопедия», ЦАГИ имени профессора Н.Е. Жуковского.-1994.- С.219.
11. Малинецкий Г.В., Кульба В.В., Ахромеева Т.С., Митин Н.А., Посашков С.А. Когнитивные центры - новый инструмент проектирования будущего и управления безопасностью сложных систем - Проблемы управления безопасностью сложных систем //Труды XIX международной конференции.- М.: РГГУ- 2011.- №12.- С.3-34.
12. Мамедли Э.М., Мельников Л.И. Построение разнородной системы управления летательным аппаратом, устойчивой к внешним дестабилизирующим факторам. Труды XVIII международной конференции «Проблеммы безопасности сложных систем» / Н.И. Архипова, В.В. Кульба.- Москва: РГГУ, 2010.- С.295-298.
13. Мамедли Э.М., Мельников Л.И. Организация взаимодействия каналов разнородной системы управления летательным аппаратом//Труды XIX Международной конференции «Проблемы безопасности сложных систем/ Н.Ц. Архипова,
В.В. Кульба.- Москва: РГГУ, 2011.- С.255-257.
14. Москатов Г.К. Оценка надежности двухкон-турных адаптивных систем управления со встроенным контролем и коррекцией неисправностей // Авиационная промышленность, 1969, №2, С.46-51.
15. Москатов Г.К. Надежность адаптивных систем.- М.: Советское радио, 1973. -104 с.
16. Москатов Г.К. Надежность адаптивных систем// Радиоэлектронные системы.- М.: Морской НИИ радиоэлектроники «Альтаир», 2010 , № 1.- С. 78-93.
17. Москатов Г.К. Надежность адаптивных систем управления полетом //Труды VII чтений К.Э Циолковского.- М: Изд. Государственного музея истории космонавтики имени К.Э. Циолковского и Института истории естествознания и техники АН СССР.- 1974.-С.128-139.
18. Москатов Г.К. Принцип Ле Шателье-Брауна и синтез систем автоматического управления с естественной безопасностью // Проблемы безопасности при чрезвычайных ситуациях.- М.- 1992, вып. 2.-С. 49-76.
19. Майоров А.В., Москатов Г.К., Шибанов Г.П. Безопасность функционирования автоматизированных объектов. -М.: Машиностроение, 1988.- 263 с.
20. Ольман Е.В., Соловьев Я.И., Токарев В.П. Автопилоты.- М.: Оборонгиз, 1946. -472 с.
21. Петров Б.Н., Рутковский В.Ю., Крутова И.Н., Земляков С.Д. Принципы построения и проектирования самонастраивающихся систем управления летательными аппаратами. Москва, Машиностроение, 1972, - с.260.
22. Прокопьев И.В.,Бецков А.В. Интеллектуальная система обеспечения живучести и управления беспилотным летательным аппаратом // Фундаментальные проблемы системной безопасности.- М.: Вычислительный центр им. А.А. Дородницына РАН, 2012, вып. 3.- с. 430-433.
23. Прокопьев И.В. Аналитическая модель нечеткого нейросетевого управления беспилотным летательным аппаратом //Фундаментальные проблемы системной безопасности.- М.: Вычислительный центр им. А.А. Дородницына РАН, 2012.- с.420-425.
24. Пупков К.А., Егупов Н.Д. Методы классической и современной теории автоматического управления. Учебник в 5 томах. -М.: Изд. МГТУ им. Баумана, 2004. - т.1. -656 с.
25. Рябинин И.А. Надежность и безопас-
ность структурно-сложных систем.- СПб.: Изд. С-Петерб. ун-та, 2007. - 276 с.
26. Циолковский К.Э. Аэростат металлический, управляемый. - Калуга: Губернское управление, 1893, вып. 2. - 116 с.
27. Чечулин Э.Г. Период зарождения систем автоматического управления полетом самолетов (1900-1920 гг.) // Из истории авиации и космонавтики.- М.: Изд. Советского национального объединения историков естествознания и техники АН СССР, 1970, вып. 10.
28. Чечулин Э.Г. К разработке метода анализа развития систем автоматического управления полетом самолетов//Из истории авиации и космонавтики.- М.: Изд. Советского национального объединения историков естествознания и техники АН СССР, 1970, вып. 9.
29. Шавров В.Б. История конструкций самолетов в СССР до 1938 года. (Материалы к истории самолетостроения).- М.: Машиностроение,
1969. - 606 с.
30. Глумов В.М. , Земляков С.Д., Рутковский В.Ю., Силаев А.В. Оценка надежности и отказоустойчивости адаптивных систем управления. // Судостроительная промышленность, серия «Системы автоматизации проектирования производства и управления».- М.: изд. ЦНИИ "Центр", 1991, вып. 21.
31. Силаев А.В. Обеспечение надежности систем автоматического управления на основе адаптации. //Автоматика и телемеханика.-М.: 1987. - № 3.- С.141-152.
32. А.С. СССР №1441350. Адаптивная диагностическая система / В.Ю. Рутковский, С.Д. Земляков, В.М. Глумов, А.В. Силаев, В.Б. Горбатенков // Бюллетень "Открытия и изобретения", 1988, № 44.
33. Арнольд В.И. Теория катастроф. - М: Наука, 1990, 3-е изд. - 126 с.
34. Москатов Г.К., Клим Д.Ф. К истории летного дела в СССР // Гражданская авиация.- М.:
1970, №1.- С. 30-31.
35. Москатов Г.К. Русская морская авиация в Первой мировой войне // Новости российского судостроения.- М: изд. ФГУП "ЦНИИ "Центр", 2007, № 6.- С. 55-58; № 12. - С. 44-46; 2008, № 2.- С.61-63.
36. Москатов Г.К. Оценка надежности многоуровневой адаптивной системы управления // Надежность и контроль качества.- М.: 1976, № 10. - С.44-51.
