Применение резервирования в системах наведения и управления летательных аппаратов

В известных публикаций мало данных по использованию методов резервирования в системах управления летательных аппаратов. В разделе 1 уже отмечалось о 4х кратном резервировании системы навигации, наведения и управления в космическом челноке “Спейс-Шаттл”. Одной из немногих работ, где рассматриваются объекты и способы применения различных методов резервирования в ракетной технике является работа [23]. В этой работе теоретически определяется повышение при резервировании системы управления ракеты Сатурн-5, предназначенной для обеспечения полёта КА “Аполлон” к Луне с Земными космонавтами на борту. Как известно, это задача была успешно решена. Задача обеспечения надёжности систем наведения и стабилизации ракеты-носителя Сатурн-5 (С-5) была признана более важной, чем так же проблемы, как снижение веса, потребляемой мощности и в некоторой степени и стоимости. Рассмотрим некоторые результаты исследований, приведённые в работе [23]. Коротко остановимся на характеристике ракеты С-5 и функциях, выполняемых системой управления. Ракета С-5 является 3х ступенчатой. Первая ступень S-1C имеет 5 двигателей F-1 суммарная тяга которых составляет 33,5*10⁶ Н. На второй ступени S-2 используется 5 двигателей J-2 с суммарной тягой 4,5*10⁶ Н. Третья ступень S-4B имеет один двигатель J-2 с тягой 0,9*10⁶ Н, установленный в кардановом подвесе. Аппаратура, размещённая в приборном отсеке, обеспечивает наведение, стабилизацию и выполнение полётной программы, телеметрический контроль и другие операции. Системы наведения и управления C-5 являются полностью автономными системами; они обеспечивают движение объекта по заданной траектории и выполнение конечных условий. Навигация осуществляется с использованием показаний акселерометров, установленных на стабилизированной относительно звёзд платформе. Эта информация обрабатывается в бортовой ЦВМ. Показания акселерометров интегрируются, чтобы получить информацию о скорости и координатах. Информация о положении объекта используется для вычисления и компенсации гравитационного ускорения и определения скорости и положения С-5 в звёздной системе координат. Функция наведения, которая заключается в определении манёвров, необходимых для выполнения заданных конечных условий, осуществляется с помощью БЦВМ. Чтобы получить желаемый результат в вычислитель необходимо заложить уравнения наведения и различные ограничения, важнейшим из которых является стабилизация расхода топлива. Система наведения вырабатывает следующие величины:

1. Мгновенное требуемое направление вектора тяги, определяемое через 2 угла Эйлера.

2. Момент выключения двигателя, необходимый для достижения заданных параметров орбиты.

3. Момент запуска двигателя для перехода на траекторию полёта к Луне.

4. Момент выключения двигателя, необходимый для выполнения конечных условий лунной траектории.

Требуемое угловое положение, вычисленное системой наведения, реализуется системой управления. Кроме отработки команд системы наведения, система управления должна обеспечить стабилизацию движения ракеты в условиях действия различных возмущений. Элементы системы управления, необходимые для выполнения этой задачи, можно разделить на 3 функциональных группы: датчики, вычислительное устройство и исполнительные органы. Основные элементы систем навигации, наведения и управления показаны на блок-схеме рис. 11.6, которая иллюстрирует также использование основных методов резервирования.

Рис. 11.6

МПР – многократное параллельное резервирование (всего 4 блока: 3 рабочих, 1 резервный)

ППР – последовательно – параллельное резервирование.

Эффективность резервирования определяется функцией U=kλt*10⁶, называемой показателем ненадёжности. Здесь λ – опасность (интенсивность) отказа; t - время полёта, k – коэффициент влияния среды. Показатель ненадёжности U определяет число отказов на миллион полётов. Коэффициент k определяется на основании статистических данных.

Эффективность резервирования каждой системы оценивается отношением U_s/U_r, где U_s – показатель ненадёжности нерезервированной системы; U_r – показатель ненадёжности резервированного варианта той же системы.

Рассмотрим коротко особенности резервирования систем ракеты С-5, показанных на рис. 11.6.

Система стабилизированной платформы.

В ракете С-5 используется 3х – осная платформа ST 124-M с неограниченными углами прокачки вокруг осей тангажа и крена. Вращение вокруг оси рыскания, отсчитываемое от стартового положения, ограничено углами ±60º, что соответствует требованиям для КЛА “Аполлон”. В связи со сложностью резервировании стабилизирующих гироскопов и ряда других элементов, резервирование на уровне элементов в данном случае более целесообразно заменить дублированием всей системы. Система управления аппарата “Аполлон” будет дублировать систему наведения С-5 на этапе орбитального полёта и на участке вывода на окололунную орбиту. Кроме самой платформы она дублирует все вычисления, необходимые для наведения. Резервирование распространяется только на последние фазы полёта, т.к. решение уравнений наведения на участке вывода на околоземную орбиту невозможно из-за ограничения памяти БЦВМ аппарата “Аполлон”. Имеются некоторые соображения по использованию вспомогательных упрощенных систем отсчёта для резервирования платформы на всех участках полёта (например, безкарданных систем).

Рассматривается также вариант включения человека в контур управления ракетой в случае отказа платформы. В любом случае цифровая вычислительная система ракеты-носителя должна функционировать на всех этапах безотносительно к используемой навигационной системе осуществляя управление последовательностью режимов полёта, калибровку телеметрической системы и другие функции.

Кроме общего дублирования системы применяется резервирование некоторых критических узлов платформы.

Цифровая вычислительная система.

Эта система состоит из двух основных подсистем: цифрового вычислителя (БЦВМ) и устройства обработки данных (БУОД). БЦВМ является основным расчётным элементом, который выполняет необходимые арифметические действия и выполняет необходимые операции для выбора логических вариантов.

БУОД является устройством ввода-вывода БЦВМ, а также осуществляет необходимые преобразования входных и выходных сигналов. Кроме того БУОД осуществляет определённые простые арифметические и логические действия над данными. Вычислительная система функционирует во всех 3-х фазах работы ракеты-носителя; она играет главную роль при автоматическом контроле перед запуском, решает уравнения наведения, обеспечивает формирование сигналов коррекции пространственного движения ракеты и программы полёта на участке выведения, участвует в проверке систем ракеты на орбитальном участке. Для резервирования цифрового вычислителя используются различные методы: последовательно-параллельное резервирование (ППР) элементов и схем, дублирование, резервирование замещением, а также дублирование всей системы. БЦВМ и БУОД образуют сложную систему, содержащую 95000 эквивалентных электронных элементов. Из этого числа менее 0,5% работают в таком режиме, что отказ одного элемента вызывает отказ всей системы. Для цифровых систем более характерны перемежающиеся отказы, нежели поломки конструкции и отказы в схемах. Поэтому в БЦВМ и БУОД предусмотрена возможность переключения с резервного блока обратно на основной канал.

Система управления.

Система управления подразделена на подсистемы измерения угловой скорости, управления ступенями S-1C и S-2 с многокамерными двигательными установками, управления ступенью S-4B с однокамерным двигателем на активном участке, управление ступенью S-4B на орбитальном участке. Подсистема измерения угловой скорости состоит из двух контейнеров, содержащих датчик угловой скорости (ДУС) и вспомогательную электронику. Блок ДУС состоит из 9-ти автономных датчиков, установленных по три вдоль каждой оси (тангаж, рыскание, крен). Резервирование ДУС-ов осуществляется методом резервирования замещением с эталонным элементом. Принцип работы резервной системы состоит в следующем:

Рис. 11.7

Выходной сигнал рабочего и эталонного каналов (каждый канал содержит один ДУС) посылается на компаратор. Если рассогласование между сигналами рабочего и эталонного каналов превышает заданный уровень, то компаратор отключает рабочий канал и заменяет его резервным. Следовательно, резервный канал вступает в действие в случае отказа или рабочего или эталонного канала. Если отказ произойдёт в резервном канале при нормально работающих остальных каналах, то переключения на происходит. Сигналы эталонного канала в системе не используются.

Вариант резервного замещения в этой системе не обеспечивает возможности обратного переключения на основной канал после включения резервного. Подобная схема делает подсистему эквивалентной нерезервированной системе после одного расхождения сигналов, даже если оно преходящее.

Сигналы, поступающие от подсистем измерения угловой скорости ракеты и со стабилизированной платформы, а также программные величины, вырабатываемые цифровым вычислителем, используются для управления и стабилизации ракеты. Вычислитель СУ обрабатывает эти входные сигналы и формирует команды для управления силовыми приводами поворотных маршевых двигателей и вспомогательными двигателями малой тяги.

Формирующие цепи с усилителями не резервируются, а сервоприводы работают по схеме МПР: на 3 рабочих канала приходится один резервный (по нашей терминологии это вариант скользящего резервирования).

Схема управления по углам тангажа и рыскания ступени S-4B при работающем двигателе существенно отличается от соответствующих схем многокамерных степеней. Так как здесь используется только один маршевый двигатель, то управляющие моменты создаются с помощью одного привода по каждой оси. Схемы управления по обоим каналам аналогичны. Поскольку управление по тангажу и рысканию ступени S-4B осуществляется только за счёт одного двигателя, то резервирование применяется максимально широко. Управляющий сигнал на сервоприводы подаётся через схему резервирования замещением с эталонным элементом, аналогично схеме рис. 7.2. Резервирование в данном случае применяется к электронным устройствам. Гидравлическая система не резервируется. Поэтому эффективность резервирования получается невысокой. Она было бы высокой, если бы все системы были полностью резервированы. В таблице №1 приведены значения показателей ненадёжности трёх главных подсистем, обеспечивающих выполнение функций наведения и управления полётом ракеты C-5 [Л…]

Таблица №11.4

Из таблицы видно, что цифровая вычислительная система, которая почти полностью резервируется, имеет значительно меньшую вероятность отказа, чем остальные две системы. Этот факт не следует однако, интерпретировать так, что резервирование в других система было бесполезным. Во всех 3-х системах было достигнуто значительное повышение надёжности. Тот факт, что три главные системы имеют существенно различную надёжность, и что наиболее надёжная в нерезервированном варианте имеет наивысшую степень резервирования, отражает определённые идеологические принципы проектирования ракеты С-2. Принцип обеспечения одинаковой надёжности подсистем, аналогичных по значимости и сложности был заменён принципом достижения максимально разумной выгоды в тех областях, где резервирование может быть легко применено на основе простейших элементов и где применение резервирования не связано с существенным усложнением систем и другими значительными потерями.

Следует подчеркнуть, что приведённые значения показателей ненадёжности характеризуют ожидаемое число отказов на 106 полётов, но не определяет число неудачных пусков.

Последнее определяется видом отказа и его последствиями. Это число, называемое показателем опасности для различных подсистем значительно ниже, чем указанные в таблице значения показателей ненадёжности.