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每個(gè)通道使用 2
,當(dāng)
2臺(tái)計(jì)算機(jī)的輸出差值超過規(guī)定的閾值
,則切除計(jì)算機(jī)作為主控計(jì)算機(jī) ,用以產(chǎn)生系統(tǒng)輸出 ,其他該通道的輸出 ,該方法準(zhǔn)確可靠 ,可認(rèn)為通道的 計(jì)算機(jī)作為備份。采用各種故障檢測(cè)技術(shù)及故障定位技術(shù)來監(jiān)控計(jì)算機(jī)的運(yùn)行。當(dāng)主控計(jì)算機(jī)失F= (f 2 + 2 fr) n本準(zhǔn)則確定飛行控制系統(tǒng)的余度數(shù) :
準(zhǔn)則 1 滿足系統(tǒng)的可靠性指標(biāo)。
準(zhǔn)則 2 滿足 FO/ FO/ FO容錯(cuò)等級(jí)。
假定余度飛行控制系統(tǒng)的可靠性指標(biāo)為失效
-
概率小于 (或等于 )10 10 /飛行小時(shí)。計(jì)算機(jī)的可靠性模型為傳統(tǒng)的指數(shù)分布可靠性模型。
定義 : F為飛控計(jì)算機(jī)的失效概率 ; f為每個(gè)通道的失效概率 ; R為飛控計(jì)算機(jī)的可靠度 ; r為單個(gè)通道的可靠度 ; c為通道的故障測(cè)試覆蓋率 ; n為余度通道的數(shù)目。
以下對(duì)幾種常用的余度模型所需要的通道數(shù)進(jìn)行討論 [8]。
11 1 備用替換的主動(dòng)余度模型
在備用替換的主動(dòng)余度模型中 ,一個(gè)通道的
效 ,備用計(jì)算機(jī)馬上切換到工作狀態(tài) ,從而保證系統(tǒng)正常運(yùn)行。直到第 n個(gè)通道失效后 ,余度系統(tǒng)失效。當(dāng) n =4時(shí) ,有
F= f(1 -c) +f 2 c(1 -c) +f 3 c 2 (1 -c) +f 4 c 3
假定每個(gè)計(jì)算機(jī)的失效概率為 λ=10 -4 /飛行小時(shí) (所有模型中計(jì)算機(jī)失效概率相同 ),系統(tǒng)的失效概率是 c的函數(shù)。在實(shí)際系統(tǒng)中 ,機(jī)內(nèi)測(cè)試設(shè)備的 c不可能等于 1。當(dāng) c ≥01 99時(shí) ,必須使用監(jiān)控表決技術(shù)。當(dāng) c =01 99時(shí) ,即使通道數(shù)目為 4 ,該模型的失效概率為 10 -6 /飛行小時(shí) ,不能滿足系統(tǒng)的可靠性要求。
建議 1 中國大型民機(jī)的余度飛控計(jì)算機(jī)新方案必須使用比較監(jiān)控或表決技術(shù) ,才能滿足準(zhǔn)則 1和準(zhǔn)則 2。
11 2 n模冗余模型
n個(gè)通道同時(shí)運(yùn)行 ,產(chǎn)生的結(jié)果送至多數(shù)表決器 ,當(dāng)參加表決的通道數(shù)目大于 2時(shí) ,認(rèn)為 c = 1。當(dāng)只剩 2個(gè)通道工作時(shí) ,無法表決 ,只能通過機(jī)內(nèi)測(cè)試進(jìn)行故障檢測(cè) ,這時(shí)的測(cè)試成功率取決于 c,因此有 :
+ 4 f n-1
fn
F= r(1 -c)
當(dāng)通道數(shù)為 1或者 2時(shí) ,不能滿足系統(tǒng)要求。當(dāng)通道數(shù)為 3時(shí) ,此時(shí)系統(tǒng)的可靠性取決于機(jī)內(nèi)測(cè)試設(shè)備的故障測(cè)試覆蓋率 c。當(dāng) c <01 99時(shí) ,不能滿足系統(tǒng)的可靠性要求 ;當(dāng) c =01 99時(shí) ,系統(tǒng)的失效概率級(jí)別為 10 -10 /飛行小時(shí) ,基本滿足系統(tǒng)可靠性需求。但 01 99的故障測(cè)試覆蓋率對(duì)機(jī)內(nèi)測(cè)試設(shè)備的故障檢測(cè)技術(shù)提出了很高的要求。通過對(duì)中國飛行控制系統(tǒng)的專業(yè)研究所進(jìn)行調(diào)研 ,表明中國現(xiàn)有的機(jī)內(nèi)測(cè)試設(shè)備不能保證這個(gè)級(jí)別的故障測(cè)試覆蓋率。因此三余度系統(tǒng)還是不能保證系統(tǒng)的可靠性。當(dāng)通道數(shù)目為 4時(shí) ,該模型能同時(shí)滿足準(zhǔn)則 1和準(zhǔn)則 2。
建議 2 中國大型民機(jī)的余度飛控計(jì)算機(jī)新方案使用表決技術(shù)后 ,通道數(shù)目為 3時(shí)可滿足準(zhǔn)則 1 ,但此時(shí)必須要求 c ≥01 99 ;通道數(shù)目為 4時(shí) ,可同時(shí)滿足準(zhǔn)則 1和準(zhǔn)則 2。
11 3 比較監(jiān)控余度模型
很明顯 ,當(dāng)通道數(shù)為 1或者 2時(shí) ,不能滿足準(zhǔn)則 1和準(zhǔn)則 2。通道數(shù)為 3時(shí) ,能滿足準(zhǔn)則 1。通道數(shù)為 4時(shí) ,能同時(shí)滿足準(zhǔn)則 1和準(zhǔn)則 2。
建議 3 在以上 3種余度模型中 ,要想同時(shí)滿足準(zhǔn)則 1和準(zhǔn)則 2 ,則必須遵循 2個(gè)條件 :①使用比較監(jiān)控或表決技術(shù) ;②余度數(shù) n ≥4。
現(xiàn)役飛機(jī)的電傳系統(tǒng)大都采用以上 3種余度模型 ,或者是這幾種余度模型的組合。如 F216C/ D飛機(jī)的電傳系統(tǒng)為四余度系統(tǒng) , F222的電傳系統(tǒng)為三余度系統(tǒng) ,均為 n模冗余模型 ; A320的每個(gè)主控制計(jì)算機(jī)采用比較監(jiān)控余度模型 ;B777主控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)的每個(gè)通道為比較監(jiān)控余度模型和備用替換的主動(dòng)余度模型的組合 , 3個(gè)通道并行工作又構(gòu)成 n模冗余模型 ,因此 B777的主控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)是幾種基本余度模型的典型組合。
11 4 故障測(cè)試覆蓋率對(duì)系統(tǒng)可靠性的影響
故障測(cè)試覆蓋率是評(píng)價(jià)余度系統(tǒng)設(shè)計(jì)優(yōu)劣的一個(gè)重要參數(shù)。在 n模冗余模型中已經(jīng)給出了三余度系統(tǒng)的失效概率為 F = f 3 +3 f 2 r(1-c)。可以看出 ,故障測(cè)試覆蓋率 c對(duì)系統(tǒng)可靠性有著至關(guān)重要的影響。 c =0時(shí) ,三余度系統(tǒng)僅具有單故障 —工作 ( FO)容錯(cuò)等級(jí)。 c =1時(shí) ,三余度系統(tǒng)才具有雙故障 —工作 ( FO/ FO)容錯(cuò)等級(jí)。總地來說 ,自監(jiān)控技術(shù)目前還沒有完全發(fā)展成熟 ,故障測(cè)試覆蓋率不能滿足高標(biāo)準(zhǔn)要求 ,一般只能達(dá)到 01 9以下 ,有些對(duì)象或部位還難以實(shí)現(xiàn)自監(jiān)控。
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(2)備用支路切換到指令狀態(tài)的成功率。
飛機(jī)電傳系統(tǒng)的可靠性等級(jí) ,必然需要增加余度飛機(jī)對(duì)同態(tài)故障 /同區(qū)域故障造成的損壞很
數(shù) ,因此四余度系統(tǒng)成了中國電傳系統(tǒng)的首選。
敏感 ,因此在設(shè)計(jì)余度飛行控制系統(tǒng)時(shí) ,需要余度建議 4 中國航空技術(shù)相對(duì)落后 ,故障測(cè)試通道在位置和功能的分離 ,采用獨(dú)立的電氣單元因此 ,對(duì)于高可靠的飛行控制系統(tǒng) ,其可靠性要求達(dá)到 10 -10 /飛行小時(shí) ,這就要求 c ≥01 99。而中國現(xiàn)有的科技水平 ,故障測(cè)試覆蓋率尚不能達(dá)到 c
≥01 99這一要求 ,因此三余度系統(tǒng)很難達(dá)到上述可靠性指標(biāo)要求。
對(duì)于四余度系統(tǒng) ,第 1 , 2次故障均可通過表決技術(shù)來隔離 ,可認(rèn)為第 1 , 2次故障測(cè)試覆蓋率 c =1。如果再次發(fā)生故障 ,兩個(gè)通道無法進(jìn)行表決過程 ,只能通過機(jī)內(nèi)測(cè)試設(shè)備來隔離發(fā)生故障的通道。在 n模冗余中已經(jīng)給出了四余度系統(tǒng)的失效概率 :F = f 4 +4 f 3 r(1-c)。如果 c =1 ,四余度系統(tǒng)具有 FO/ FO/ FO容錯(cuò)等級(jí)。
中國在電傳系統(tǒng)研制方面 ,一直落后于歐美強(qiáng)國。在元器件的可靠性、自監(jiān)控技術(shù)的完備性等方面都與美國存在不小的差距。為了達(dá)到美國
覆蓋率尚不能達(dá)到 c ≥01 99這一要求。因此 ,中國大型民機(jī)的余度飛控計(jì)算機(jī)新方案不宜采用三余度系統(tǒng)。
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