Один из подходов к повышению безопасности полета самолета при нарушении работоспособности системы управления Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

ОКОЁМОВ1 Барит Николаевич, доктор технических наук, профессор РОДНОВ2 Николай Алексеевич, кандидат технических наук ФАЩЕВСКИЙ3 Николай Николаевич, кандидат технических наук

ОДИН ИЗ ПОДХОДОВ К ПОВЫШЕНИЮ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТА САМОЛЕТА ПРИ НАРУШЕНИИ РАБОТОСПОСОБНОСТИ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

В статье предложена схема резервирования системы управления летательного аппарата, позволяющая избежать критических с точки зрения работоспособности мест. Это становится возможным благодаря предложенному методу идентификации в полете технического состояния агрегатов, входящих в состав системы управления самолета. Тем самым обеспечивается достаточный на сегодня уровень безопасности полета при минимальной кратности резервирования. Ключевые слова: система управления, резервирование, надежность, безотказность, летательный аппарат, самолет.

In article the scheme of reservation of the flying machine control system, allowing to avoid critical places from the point of view of working capacity is offered. It becomes possible thanks to the offered method of identification in flight of a technical condition of the units which are a part of the plane control system. Thus level of flight safety is provided sufficient for today at the minimum frequency rate of reservation.

Keywords: control system, reservation, reliability, non-failure, flying machine, plane.

Системы управления (СУ) современных самолетов вне зависимости от их класса и предназначения представляют собой комплекс взаимосвязанных и взаимодействующих систем. Комплекс СУ состоит из летчика, системы отображения информации, рычагов (ручек и педалей) управления, системы датчиков первичной информации (СДПИ), гидроусилителей (ГУ) или бустеров, автоматов устойчивости и управляемости, автоматов стабилизации параметров движения (АС), автомата тяги (АТ), механической проводки управления и непосредственно органов управления. Безотказность (живучесть) такого сложного комплекса определяется фи-

зиологическим состоянием экипажа, возможным наличием отказов или повреждений других его систем, включая рули и элероны летательного аппарата (ЛА). Учитывая, что экипаж самолетов большинства классов (за исключением некоторых типов), состоит из двух летчиков, наличия предполетного медицинского контроля, в данной статье ограничимся только отказами технических систем в комплексе СУ самолетом. Отказобезопасность СУ самолетом, с точки зрения ее эффективности описывается показателем живучести L(t), который определяется двумя независимыми явлениями — надежность Щ^)

— показатель) и неуязвимость ^^)

— показатель) для боевых ЛА. Показатель надежности общеизвестен, второй связан с разрушением комплекса СУ вследствие внешнего воздействия. Влияние последних на живучесть можно представить как: L(t) = f [R(t), V(t)] . Среди всех систем комплекса СУ на безопасность полета наибольшее влияние оказывает АС и АТ. Это вызвано тем, что обе эти системы непосредственно связаны с органами управления ЛА (рис. 1).

Несмотря на возросший уровень технологии и производства элементов ПНК, по-прежнему методом обеспечения заданного уровня 1-показателя является структурное резервирование агрегатов

SB

1 - профессор кафедры ИУ-2 МГТУ им. Н.Э. Баумана;2 - руководитель управления научных исследований МГТУ им. Н.Э. Баумана;

3 - доцент кафедры ИУ-2 МГТУ им. Н.Э. Баумана.

АТ: СДПИ гЛ Блоки гЛ ВУ ► ИМАТ СГ ТРД

связи К

Рис.1. Схемы систем влияющих на безопасность полета:

ВУ - вычислительное устройство; СП - сервопривод; ИМАТ - исполнительный механизм автомата тяги; СГ - сектор газа; ТРД - турбореактивный двигатель; 5Р - угол отклонения соответствующего руля ЛА

Рис. 2. Резервированная структура канала АС с высокоответственными узлами

и систем АС и АТ. Вследствие этого в настоящее время при построении систем АС используют не менее чем триплексные системы, имеющие не менее чем три идентичных подканала для перемещения соответствующего органа управления ЛА. При этом количество идентичных агрегатов АС определяется соотношением их вероятности отказа О, и допустимой вероятностью отказа всего комплекса систем АС в полете, определяемой ИКАО (Международная организация гражданской авиации,

ICAO — International Civil Aviation Organization), - QAon< (4^5)10's или ТЗ. Для оценки технического состояния каждой группы агрегатов АС применяют средства встроенного контроля (СВК) мажоритарного типа, отключающие отказавший агрегат. В СВК стекаются и из нее выходят для дальнейшей обработки все ключевые сигналы, необходимые для работы АС. Выход из строя СВК приводит к деформации закона управления соответствующего руля или необходимости перехода

на другой вариант пилотирования. То есть блоки СВК являются локальными узлами, ответственными за работоспособность всей АС (рис. 2).

Для большинства современных АС от-казность г на единицу меньше общего числа идентичных агрегатов п, т.е. г = п - 1 (отказностью резервированной системы называют минимальное количество отказов элементов, которое соответствует отказу резервированной системы в целом). В этом случае, полный отказ канала АС проис-

и,

АгАС

и

АЦП1

АЦП2

Вирт.Аг! и Блок контроля и

Чш гот

ь

II Вирт.Аг2

и,

Ц2

Рис. 3. Функциональная схема агрегата АС с контроллером работоспособности:

АгАС - агрегат, входящий в состав АС; ВиртАг - «виртуальный» агрегат; ЦТ - текущий выходной сигнал АгАС; ЦТЦ - оцифрованный текущий выходной сигнал АгАС; ЦЭ - экстраполированный выходной сигнал АгАС;

Ц - оцифрованный проверенный текущий выходной сигнал АгАС, ZОТ - сигнал истинности

ходит при одном еще работоспособном агрегате из группы идентичных. Это связано с тем, что коэффициент полноты проверки КПП, характеризующий возможность самопроверки агрегатов КПП < 1.

В работе [1] описаны алгоритмы работы и схемы построения СВК АС на базе цифрового бортового вычислительного устройства (ВУ) АС, позволяющие избежать этого недостатка. При быстродействии ВУ АС, существенно (на несколько порядков) превышающем требования динамики системы ЛА-АС, создается временная избыточность (резерв), то есть процессор ВУ простаивает. Эту временную избыточность можно использовать для предсказания

— экстраполяции величин выходных сигналов каждого идентичного агрегата АС на один такт вперед работы цифрового бортового ВУ АС. Таким образом для каждого проверяемого агрегата можно создать «виртуальный» дублер в ВУ и тем самым проверить его работоспособность стандартными алгоритмами полностью, то есть довести его до коэффициента КПП = 1. Использование «виртуального» резерва каждого агрегата АС позволяет построить структуру АС, в которой количество возможных отказов будет соответствовать количеству агрегатов, т.е. г = п. При использовании этого алгоритма особое внимание должно быть уделено бортовому ВУ АС, а именно

- контролю его работоспособности,

поскольку все функции СВК, помимо реализации алгоритма управления и стабилизации, выполняет ВУ АС. Этот алгоритм дает возможность понизить кратность резервирования всех агрегатов, входящих в АС, но выдвигает более жесткие требования к ВУ АС по быстродействию, отказобезопасности и объему ЗУ.

Снять эту функцию с ВУ возможно созданием автономных «виртуальных» резервных устройств не на базе бортового ВУ АС, а используя возможности современной микроэлектроники [2]. Большинство ДПИ и других приборов, входящих в состав АС последних лет разработки, функционально состоят из непосредственно датчика (прибора) и контроллера, формирующего формат выходного сигнала. В то же время контроллер, помимо функции формирования сигнала (обычно аналого-цифровое преобразование - АЦП), способен выполнять функции контроллера работоспособности (КР) агрегата АС путем экстраполяции величины выходного сигнала этого агрегата (рис. 3). Методически при синтезе автомата стабилизации самолета, его разбивают на каналы, формирующие управляющие сигналы, в соответствии с которыми происходит отклонение того или иного руля. В результате резервирования агрегатов АС каждый канал разбивается на идентичные подканалы (количество которых соответствует кратности резервирования плюс один) вплоть до ГУ

приводящего в движение соответствующий руль.

Вообще, при такой схеме построения резервированного АС состав и параметры подканалов внутри одного канала абсолютно идентичны, и при нормальной работе идентичных между собой агрегатов, относящихся к разным подканалам, их выходные сигналы будут близки с точностью до допустимой ошибки. При отказе одного из агрегатов, входящего в состав подканала, этот отказ определяется с помощью контроллера работоспособности и подканал с еще работоспособными другими агрегатами выводится из контура управления, существенно снижая уровень вероятности безотказной работы всего АС. Тогда в ситуации, описанной выше, можно предусмотреть подачу в контур управления сигнала от идентичного агрегата с другого подканала вместо последнего истинного сигнала с момента отказа. В резервированных структурах АС эту функцию выполняет так называемый восстанавливающий орган (ВО).

Как было показано выше, КР агрегата АС имеет два основных выходных сигнала — выходной сигнал реального агрегата АС и и так называемый сигнал истинности ZОТ, характеризующий работоспособность этого агрегата АС. Исходя из схемы КР, сигнал истинности в случае отказа агрегата АС будет представлять из себя сигнал высокого уровня — логическую «1», если отказа

Рис. 4. Схема работы ВО (положение селектора до отказа первого агрегата АС).

Рис. 5. Секционированный по подканалам руль и ГУ с одним отказавшим

подканалом

нет, сигнал низкого уровня — логический «0». ВО в случае наличия сигнала отказа должен перекоммутировать приемную цепь с этого агрегата АС на выходной сигнал от одного из идентичных агрегатов с другого подканала. Схемотехнически ВО должен состоять из управляемого ключа и специализи-

рованного селектора данных, реализующего функцию выборки (рис. 4). Логика работы селектора основана на том, что выходные сигналы с идентичных работоспособных агрегатов АС близки и взаимно заменяемы, а в случае отказа любого из этих агрегатов для него будет существовать сигнал

истинности «высокого уровня». При этом возможность возникновения одновременно двух и более внезапных отказов в один и тот же момент времени в течение полета пренебрежимо мала по сравнению с вероятностью появления одиночных последовательных отказов в функционально-различных агрегатах. Выборка осуществляется следующим образом. В начальный момент времени селектор выбирает первый по адресу вход. При возникновении отказа в первом агрегате его сигнал истинности становится равным «1» и селектор переключается на второй по адресу вход. Если к моменту переключения второй по адресу агрегат работоспособен и значение его сигнала истинности равно логическому «0», то селектор остается в этом состоянии. Если же к моменту переключения второй по адресу агрегат вышел из строя и значение его сигнала истинности равно логической «1», то селектор переключается на следующий по адресу вход. На современной элементной базе микроэлектроники подобный селектор может быть реализован буквально в однокорпусной микросхеме, при этом на сегодняшний день существуют уже готовые варианты отечественного и зарубежного производства реализующие функцию выборки.

во —> ВУї

11 иКР

во

во

IF

во

і 1 секция

tt руля ...

ВО

ВУп во —р- спп

иКР т 11 иКР

Г

во

гг

во

Рис. б. Резервированная структура канала управления без узлов

Единственным общим узловым элементом при такой схеме канала АС остается непосредственно ГУ, приводящий в движение соответствующий руль.

В схемах управления рулевыми поверхностями в ряде современных самолетов используется секционирование рулей для целей коррекции пилотирования (рис. 5). Так, на самолете ИЛ-76 в качестве механизации крыла применяются спойлеры, на каждой из консолей крыла они разделены на четыре секции. Каждая секция приводится в действие отдельным рулевым агрегатом [4]. На стратегическом бомбардировщике B-1 «Лансер» (США - Rockwell International B-1 Lancer) — элероны разделены на секции, каждая из которых управляется отдельным гидроприводом. Однако разделение на секции рулей можно применять и для целей повышения безопасности полета.

При секционировании рулевой поверхности результат работы канала управления складывается из вклада в управляющий момент каждой секции:

5 = 51 +...+ 5n,

где n — число секций управляющей поверхности руля. Каждая секция приводится в действие отдельным ГУ и сервоприводом, который управляется отдельным ВУ, а оно в свою очередь принимает сигналы с отдельных

датчиков первичной информации. В этом случае возможно построить АС по схеме общего резервирования от уровня СДПИ до управляющей поверхности секции руля, то есть полная цепочка подканала создает долю управляющего момента М6. При этом каждый подканал, по сути, является автономной системой регулирования в рамках канала АС (рис. 6).

При подобной схеме построения канала АС канал остается полностью эффективным до момента выхода из строя одного из сервоприводов (СП) или разрушения секции руля. В случае наступления такого события эффективность управления будет снижена, т.к. производная коэффициента момента по отклонению соответствующего руля зависит от площади рулевой поверхности, складывающейся из площадей составляющих ее секций

Sp = SI + ... + Sn .

Проверку проведем для разделенного на три секции элерона самолета ИЛ-76 в предпосадочном режиме полета, как наиболее опасном с точки зрения столкновения с землей: Н = 400 м, V = 61,1 м/с, закрылки 40° [4]. Стандартные требования к переходному процессу работы системы ЛА-АС стабилизации угла крена tРЕГy= 1—3 с, перерегулирование сту < 5% и допустимая статическая

ошибка Д7 = ±3%. Закон отклонения элеронов выглядит как

5э = Wcn(s)^[^^&y + i&(y ~ Узаа)],

где Wcn(s) - передаточная функция сервопривода и ГУ, s — здесь оператор в преобразовании Лапласа, /лЭ и i3

- передаточные числа АС стабилизации угла крена, у - текущее значение угла крена, уЗАД — заданное значение угла крена. Для моделирования использовалась линейная модель движения системы ЛА-АС при Wcn(s) « 1, со структурной схемой на рис. 7 [3]. Передаточные числа могут быть рассчитаны исходя из требований к процессу регулирования

_ 9,48 - brtPEr

h t

°3 ' РЕГ

. _ 22,Ъ

1(3 ~ h t1

3 ' РЕГ

где b1 и b3 — коэффициенты линейной модели движения системы ЛА-АС. От положения элерона зависит один из них, его представление для режима полета близкого к горизонтальному:

b3 ~ х

х COSXэ■Soм /S.

Результат моделирования приведен на рис. 8.

Рис. 7. Структурная схема системы ЛА-АС стабилизации угла крена

Рис. 8. Переходной процесс с полностью работоспособным органом управления

Рис. 9. Переходной процесс с частично отказавшим органом управления и с исходными

передаточными числами АСу.

При отказе одного из трех подканалов АС стабилизации крена снизятся на треть площади элеронов и части крыла ометаемой элеронами:

SЭот = SЭ•(2/3), SОМот = SОМ•(2/3). ТОТ-

да коэффициент линейной модели движения ЛА с одним отказавшим подканалом: Ь3от = Ъ3-(2/3). Результат моделирования с одним отказавшим подканалом приведен на рис. 9., при учете, что отказавшая секция остановилась в нейтральном положении:

&Эот = 0.

При использовании в качестве ВУ цифровой вычислительной машины (у современных ЛА почти всегда, ИЛ-76 в процессе модернизации) возможна практически моменталь-

ная коррекция передаточных АС по сигналу отказа подканала ZОTІ , которая должна привести к более интенсивной работе органа управления. Результат моделирования с одним отказавшим подканалом и коррекцией передаточных чисел АС стабилизации крена приведен на рис. 10.

Из сравнения графиков рис. 8 - 10 в случае отказа одного подканала и прежних передаточных чисел АПу переходной процесс затягивается, тем не менее ЛА остается приемлемо управляемым. При отказе одного подканала и новых передаточных чисел АСу переходной процесс вновь становится удовлетворительным, а оставшиеся секции элеронов отклоняются на

больший угол, но не превышающий максимально возможный. Центральным вопросом при проектировании системы управления для самолетов является вопрос обеспечения безопасности полета при отказах агрегатов, входящих в состав СУ. Предлагаемая схема построения резервированного АС позволяет избавиться от критичных с точки зрения работоспособности системы узлов и использовать по сути автономные подканалы в рамках канала СУ самолета. Полный отказ подканала возможен только при выходе из строя оконечного элемента — секции органа управления с ее приводом. Однако и это не приведет к выходу из строя

Рис. 10. Переходной процесс с частично отказавшим органом управления и с новыми передаточными числами АПу

всего канала управления. Отказность канала СУ равна количеству идентичных подканалов, а не меньше на единицу, как в большинстве существую-

щих схем. Тем не менее обеспечивается требуемый на сегодня уровень безоопасности полета при минимальной кратности резервирования. Ре-

ализация подобной схемы не предполагает существенного изменения массо-габаритных характеристик и энергопотребления на самолете.

Литература

1. Окоемов Б.Н., Петров В.М., Фащевский Н.Н. Принцип построения двухотказного пилотажно-навигационного комплекса для. самолета общего назначения. /Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. «Приборостроение», 1999. - № 1.

2. Окоемов Б.Н., Роднов Н.А., Фащевский Н.Н. Распределенная, система встроенного контроля технического состояния автомата стабилизации, летательного аппарата. /Вестник МГТУ им.. Н.Э. Баумана. Сер. ««Приборостроение», 2008. - № 1.

3. Михалев И. А., Окоемов Б. Н., Чикулаев М. С. Системы, автоматического управления, самолетом. — М.: Машиностроение, 1987. - 240 с.

4. Аэродинамика самолета ИЛ-76Т. Под ред. Г. В. Новожилова. — М.: Транспорт., 1983. - 165 с.