Диссертация (785901), страница 33
Текст из файла (страница 33)
На рис. 2.39 приведеныпримеры распределений, полученных в результате обработки результатов полетовна пилотажном стенде.254Рисунок 5.28 – Пример распределения P(h, Tconf) для модели TF = 0,05 cРисунок 5.29 – Пример распределения P(h, Tconf) для модели TF = 0,5 cСрабатывание системы контроля вследствие асинхронности измеренийконтролируемых сигналов. Рассмотрим теперь случай, когда основную роль дляпревышениясчетчикомнесравнениймаксимальногозначенияиграетсоставляющая, связанная с асинхронностью. Это справедливо, если производнаяпараметров движения очень велика и существует заметный временной сдвиг255междусравниваемымисигналами.«Шумами»датчиковвэтомслучаепренебрегаем, и рассогласование между контролируемыми сигналами имеет вид:y12 dy(t ).dtИз этого выражения следует, что если порог срабатывания алгоритмовконтроля будет меньше, чем произведение производной контролируемого сигналана временной сдвиг между сигналами разных каналов, т.
е. h dy(t)/dt в течениевремени подтверждения, то эта ситуация будет трактоваться как отказконтролируемого сигнала. Чтобы оценить максимальное значение скоростиизменения по времени параметров полета, следует рассмотреть два расчетныхслучая. Производная контролируемых сигналов очень велика при интенсивномотклонении рычага управления на максимальное значение и при входе самолета вветровой порыв. Наибольший интерес представляет зависимость интервалавремени, в течение которого производная параметра движения превышает заданноезначение, от величины этого заданного значения (рис.
5.30). При Т = 0 имееммаксимальное значение производной контролируемого параметра. Примеры такихзависимостей для одного из современных самолетов приведены на рис. 5.31.Рисунок 5.30 – Зависимость времени превышения уровня от величины этого уровня256Рисунок 5.31 – Зависимость интервала, в течение которого производнаяпараметра движения превышает заданный уровень, от этого уровняНа рис. 5.32 показаны переходные процессы, соответствующие расчетномуслучаю – энергичному отклонению («даче») ручки при полете самолета сминимальным весом на максимальном скоростном напоре.257Рисунок 5.32 – Режим VD. H = 4000 м, G – min.
Энергичная «дача» ручки258Данныезависимостипозволяютоценитьминимальныепорогисрабатывания для алгоритмов контроля ряда параметров полета. Для этогонеобходимоизмаксимальноезависимостей,значениеприведенныхпроизводнойнарис. 5.32,определитьконтролируемогопараметра,соответствующее времени подтверждения Tconf = 0,2 с, и умножить его намаксимальновозможноевремярассогласованиямеждусравниваемымипараметрами. Примеры минимальных оценок значений порогов срабатыванияприведены в таблице 5.2.Таблица 5.2 Определение минимального порога для случаяэнергичного маневрирования|dX/dt|, Т = 0,2 сHminУгловая скорость тангажа, град/с200,071,4Угол тангажа, град50,070,35Угол атаки, град120,11251,35Нормальная перегрузка40,070,28Сигнал на отклонение руля высоты, град300,020,6Позиционный сигнал на отклонение руля высоты, град110,020,22Параметр – XПомимо этого, на основании обработки результатов моделирования полетовна стенде ПСПК-102 была проведена оценка вероятности превышенияабсолютной величиной производной |dy(t)/dt| заданного уровня h в течениезаданного времени Т и более, т.
е. решалась задача, аналогичная описанной вышезадачедляапериодическогофильтра.Примерытакихинтегральныхраспределений (по совокупности результатов моделирования многих полетов напилотажном стенде) приведены на рис. 5.33.Спомощьюданныхраспределенийможнооценитьминимальнодопустимые пороги срабатывания алгоритмов контроля ряда параметров,используя следующую процедуру.259а) нормальная перегрузкав) угловая скорость тангажаб) угол атакиг) управляющий сигнал на руль высотыд) отклонение ручки управления по тангажуРисунок 5.33 – Распределение Pdy/dt(h, Tconf) по результатам моделированияна пилотажном стенде260Вероятность ложного срабатывания системы контроля входных сигналов недолжна превышать значение, установленное АФО (см. таблицу 5.1).
Обозначимего Р0. Будем использовать более строгое условие: не должно быть срабатыванийсистемы контроля по отношению к любой паре исправных сигналов:Pdy/dt(h, Tconf) < P0.Это вполне оправдано, поскольку физическая сущность асинхронныхрассогласований такова, что они достигают больших значений тогда, когдапроисходит интенсивное изменение контролируемого сигнала. При этом большоерассогласование имеет место между всеми парами сравниваемых сигналов. Ксожалению, полученное на пилотажном стенде распределение не обеспечиваеттребуемые АФО малые значения Pdy/dt(h, Tconf).
Для того чтобы получить этизначения, используется линейная экстраполяция. Полученное значение h,соответствующее P0, определяет минимальное значение порога срабатывания дляряда параметров. Эти значения приведены в таблице 5.3.Таблица 5.3 Определение минимального порога срабатываниядля сигналов СДУПараметр – X|dX/dt|, Т = 0,2 сHminУгловая скорость тангажа, град/с2230,071,6Угловая скорость крена, град/с2500,073,5Угловая скорость рыскания, град/с235,50,072,49Угол атаки, град/с180,11252Нормальная перегрузка, 1/с1,50,070,1Боковая перегрузка, 1/с0,140,070,01Сигнал на отклонение руля высоты, град/с950,021,9град/с710,021,4Сигнал на отклонение элеронов1260,022,5Отклонение ручки по тангажу, мм/с4500,029Отклонение ручки по крену, мм/с5000,0210Отклонение педалей, мм/с4000,028Сигнал на отклонение руля направления,261Следует также отметить, что полученные оценки порогов срабатывания –это оценки первого приближения и они должны быть уточнены по результатамиспытательных полетов, выполняемых по программе летных испытаний.В настоящее время типовая программа летных испытаний, которые необходимовыполнить для сертификации самолета, весьма обширна (порядка 800 полетов).Результатыэтихинформацииополетов нетольколетно-техническихявляются ценнейшим источникомхарактеристиках,устойчивостииуправляемости самолета и т.
д., но также могут быть использованы дляполучения статистических данных о различных параметрах движения самолета исигналах системы управления. Эти данные могут быть использованы длякоррекциираспределенийPdy/dt(h, Tconf)–превышениепроизводнойконтролируемого сигнала заданного порога в течение заданного времени иPyij (h, Tconf ) – превышения рассогласования между сравниваемыми сигналамизаданного значения в течение заданного времени.
В дальнейшем этираспределения должны быть использованы для коррекции ключевых параметровсистемы контроля – порога срабатывания и времени подтверждения. Примерыинтегральных распределений Pdy/dt(h, Tconf) для разных параметров движения,полученных в результате обработки ряда испытательных полетов пассажирскогосамолета, показаны на рис. 5.34.Следует отметить, что в таблицах 5.2 и 5.3 приведены оценки, касающиесятолько асинхронных составляющих рассогласования между каналами. Онидолжны быть увеличены с учетом характеристик «шумов» (дисперсия, структураформирующего фильтра и т. д.) датчиков контролируемых сигналов, т.
е. должнабыть решена задача о превышении случайным процессом заданного уровня втечение заданного времени [70–71]. В самом грубом приближении, к полученнымоценкам порогов срабатывания можно добавить величину, соответствующуюнескольким паспортным значениям погрешностей датчиков (~ 3). Такимобразом, с помощью рассмотренной методики можно сделать предварительныеоценки порогов срабатывания алгоритмов контроля входных сигналов системыуправления и скорректировать их по результатам летных испытаний.262а) нормальная перегрузкаб) угол атакив) угловая скорость тангажаРисунок 5.34 – Распределение P(h, Tconf) для пассажирского самолетапо результатам летных испытаний5.5 Реконфигурация основной системы управления, обнаружение ее отказаи переключение на резервную систему управленияВсе резервированные системы управления имеют в своем составе системуконтроля. В связи с постоянным усложнением законов управления, котороевыражается в увеличении числа функций, выполняемых системой управления,расширением информационного обеспечения, необходимого для реализации этихфункций, увеличении набора режимов СДУ и числа ее состояний, определяемогоколичеством логических элементов в СДУ, роль системы контроля неуклоннорастет.
При этом основными функциями системы контроля являются:−контроль входной информации, обнаружение отказа среди группы входныхсигналов, определение отказавшего источника информации и его изоляция;263− реконфигурация законов управления в случае потери части сигналов;− синхронизациясостоянийрезервированныхканаловвслучаереконфигурации законов управления;− обнаружение полного отказа основного управления СДУ и переход нарезервное управление;− обнаружение полного отказа резервного управления СДУ и переход нааварийное управление, если оно предусмотрено.Общий подход к проблеме реконфигурации основной системы управлениявключает следующие главные этапы.1. Алгоритмы управления должны быть разделены на несколько главныхблоков согласно их важности для управления самолета, обеспечения пилотажныххарактеристик и устойчивости.
Сигналы, соответствующие менее важным блокамалгоритмов, контролируются, и если результат их контроля положителен, то онидобавляются к более важным сигналам. Предварительная иерархия алгоритмовсистемы управления использовалась для оценки надежности и включаетследующие части:− сигнал прямой цепи;− сигнал интеграла.В свою очередь, сигнал прямой цепи имеет собственные сигналы:− сигнал позиционного тракта;− сигнал демпфирования угловой скорости тангажа;− сигналы нормальный перегрузки и угла атаки.2.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
