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每個通道使用 2
,當
2臺計算機的輸出差值超過規定的閾值
,則切除計算機作為主控計算機 ,用以產生系統輸出 ,其他該通道的輸出 ,該方法準確可靠 ,可認為通道的 計算機作為備份。采用各種故障檢測技術及故障定位技術來監控計算機的運行。當主控計算機失F= (f 2 + 2 fr) n本準則確定飛行控制系統的余度數 :
準則 1 滿足系統的可靠性指標。
準則 2 滿足 FO/ FO/ FO容錯等級。
假定余度飛行控制系統的可靠性指標為失效
-
概率小于 (或等于 )10 10 /飛行小時。計算機的可靠性模型為傳統的指數分布可靠性模型。
定義 : F為飛控計算機的失效概率 ; f為每個通道的失效概率 ; R為飛控計算機的可靠度 ; r為單個通道的可靠度 ; c為通道的故障測試覆蓋率 ; n為余度通道的數目。
以下對幾種常用的余度模型所需要的通道數進行討論 [8]。
11 1 備用替換的主動余度模型
在備用替換的主動余度模型中 ,一個通道的
效 ,備用計算機馬上切換到工作狀態 ,從而保證系統正常運行。直到第 n個通道失效后 ,余度系統失效。當 n =4時 ,有
F= f(1 -c) +f 2 c(1 -c) +f 3 c 2 (1 -c) +f 4 c 3
假定每個計算機的失效概率為 λ=10 -4 /飛行小時 (所有模型中計算機失效概率相同 ),系統的失效概率是 c的函數。在實際系統中 ,機內測試設備的 c不可能等于 1。當 c ≥01 99時 ,必須使用監控表決技術。當 c =01 99時 ,即使通道數目為 4 ,該模型的失效概率為 10 -6 /飛行小時 ,不能滿足系統的可靠性要求。
建議 1 中國大型民機的余度飛控計算機新方案必須使用比較監控或表決技術 ,才能滿足準則 1和準則 2。
11 2 n模冗余模型
n個通道同時運行 ,產生的結果送至多數表決器 ,當參加表決的通道數目大于 2時 ,認為 c = 1。當只剩 2個通道工作時 ,無法表決 ,只能通過機內測試進行故障檢測 ,這時的測試成功率取決于 c,因此有 :
+ 4 f n-1
fn
F= r(1 -c)
當通道數為 1或者 2時 ,不能滿足系統要求。當通道數為 3時 ,此時系統的可靠性取決于機內測試設備的故障測試覆蓋率 c。當 c <01 99時 ,不能滿足系統的可靠性要求 ;當 c =01 99時 ,系統的失效概率級別為 10 -10 /飛行小時 ,基本滿足系統可靠性需求。但 01 99的故障測試覆蓋率對機內測試設備的故障檢測技術提出了很高的要求。通過對中國飛行控制系統的專業研究所進行調研 ,表明中國現有的機內測試設備不能保證這個級別的故障測試覆蓋率。因此三余度系統還是不能保證系統的可靠性。當通道數目為 4時 ,該模型能同時滿足準則 1和準則 2。
建議 2 中國大型民機的余度飛控計算機新方案使用表決技術后 ,通道數目為 3時可滿足準則 1 ,但此時必須要求 c ≥01 99 ;通道數目為 4時 ,可同時滿足準則 1和準則 2。
11 3 比較監控余度模型
很明顯 ,當通道數為 1或者 2時 ,不能滿足準則 1和準則 2。通道數為 3時 ,能滿足準則 1。通道數為 4時 ,能同時滿足準則 1和準則 2。
建議 3 在以上 3種余度模型中 ,要想同時滿足準則 1和準則 2 ,則必須遵循 2個條件 :①使用比較監控或表決技術 ;②余度數 n ≥4。
現役飛機的電傳系統大都采用以上 3種余度模型 ,或者是這幾種余度模型的組合。如 F216C/ D飛機的電傳系統為四余度系統 , F222的電傳系統為三余度系統 ,均為 n模冗余模型 ; A320的每個主控制計算機采用比較監控余度模型 ;B777主控制計算機系統的每個通道為比較監控余度模型和備用替換的主動余度模型的組合 , 3個通道并行工作又構成 n模冗余模型 ,因此 B777的主控制計算機系統是幾種基本余度模型的典型組合。
11 4 故障測試覆蓋率對系統可靠性的影響
故障測試覆蓋率是評價余度系統設計優劣的一個重要參數。在 n模冗余模型中已經給出了三余度系統的失效概率為 F = f 3 +3 f 2 r(1-c)。可以看出 ,故障測試覆蓋率 c對系統可靠性有著至關重要的影響。 c =0時 ,三余度系統僅具有單故障 —工作 ( FO)容錯等級。 c =1時 ,三余度系統才具有雙故障 —工作 ( FO/ FO)容錯等級。總地來說 ,自監控技術目前還沒有完全發展成熟 ,故障測試覆蓋率不能滿足高標準要求 ,一般只能達到 01 9以下 ,有些對象或部位還難以實現自監控。
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(2)備用支路切換到指令狀態的成功率。
飛機電傳系統的可靠性等級 ,必然需要增加余度飛機對同態故障 /同區域故障造成的損壞很
數 ,因此四余度系統成了中國電傳系統的首選。
敏感 ,因此在設計余度飛行控制系統時 ,需要余度建議 4 中國航空技術相對落后 ,故障測試通道在位置和功能的分離 ,采用獨立的電氣單元因此 ,對于高可靠的飛行控制系統 ,其可靠性要求達到 10 -10 /飛行小時 ,這就要求 c ≥01 99。而中國現有的科技水平 ,故障測試覆蓋率尚不能達到 c
≥01 99這一要求 ,因此三余度系統很難達到上述可靠性指標要求。
對于四余度系統 ,第 1 , 2次故障均可通過表決技術來隔離 ,可認為第 1 , 2次故障測試覆蓋率 c =1。如果再次發生故障 ,兩個通道無法進行表決過程 ,只能通過機內測試設備來隔離發生故障的通道。在 n模冗余中已經給出了四余度系統的失效概率 :F = f 4 +4 f 3 r(1-c)。如果 c =1 ,四余度系統具有 FO/ FO/ FO容錯等級。
中國在電傳系統研制方面 ,一直落后于歐美強國。在元器件的可靠性、自監控技術的完備性等方面都與美國存在不小的差距。為了達到美國
覆蓋率尚不能達到 c ≥01 99這一要求。因此 ,中國大型民機的余度飛控計算機新方案不宜采用三余度系統。
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