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每个通道使用 2
,当
2台计算机的输出差值超过规定的阈值
,则切除计算机作为主控计算机 ,用以产生系统输出 ,其他该通道的输出 ,该方法准确可靠 ,可认为通道的 计算机作为备份。采用各种故障检测技术及故障定位技术来监控计算机的运行。当主控计算机失F= (f 2 + 2 fr) n本准则确定飞行控制系统的余度数 :
准则 1 满足系统的可靠性指标。
准则 2 满足 FO/ FO/ FO容错等级。
假定余度飞行控制系统的可靠性指标为失效
-
概率小于 (或等于 )10 10 /飞行小时。计算机的可靠性模型为传统的指数分布可靠性模型。
定义 : F为飞控计算机的失效概率 ; f为每个通道的失效概率 ; R为飞控计算机的可靠度 ; r为单个通道的可靠度 ; c为通道的故障测试覆盖率 ; n为余度通道的数目。
以下对几种常用的余度模型所需要的通道数进行讨论 [8]。
11 1 备用替换的主动余度模型
在备用替换的主动余度模型中 ,一个通道的
效 ,备用计算机马上切换到工作状态 ,从而保证系统正常运行。直到第 n个通道失效后 ,余度系统失效。当 n =4时 ,有
F= f(1 -c) +f 2 c(1 -c) +f 3 c 2 (1 -c) +f 4 c 3
假定每个计算机的失效概率为 λ=10 -4 /飞行小时 (所有模型中计算机失效概率相同 ),系统的失效概率是 c的函数。在实际系统中 ,机内测试设备的 c不可能等于 1。当 c ≥01 99时 ,必须使用监控表决技术。当 c =01 99时 ,即使通道数目为 4 ,该模型的失效概率为 10 -6 /飞行小时 ,不能满足系统的可靠性要求。
建议 1 中国大型民机的余度飞控计算机新方案必须使用比较监控或表决技术 ,才能满足准则 1和准则 2。
11 2 n模冗余模型
n个通道同时运行 ,产生的结果送至多数表决器 ,当参加表决的通道数目大于 2时 ,认为 c = 1。当只剩 2个通道工作时 ,无法表决 ,只能通过机内测试进行故障检测 ,这时的测试成功率取决于 c,因此有 :
+ 4 f n-1
fn
F= r(1 -c)
当通道数为 1或者 2时 ,不能满足系统要求。当通道数为 3时 ,此时系统的可靠性取决于机内测试设备的故障测试覆盖率 c。当 c <01 99时 ,不能满足系统的可靠性要求 ;当 c =01 99时 ,系统的失效概率级别为 10 -10 /飞行小时 ,基本满足系统可靠性需求。但 01 99的故障测试覆盖率对机内测试设备的故障检测技术提出了很高的要求。通过对中国飞行控制系统的专业研究所进行调研 ,表明中国现有的机内测试设备不能保证这个级别的故障测试覆盖率。因此三余度系统还是不能保证系统的可靠性。当通道数目为 4时 ,该模型能同时满足准则 1和准则 2。
建议 2 中国大型民机的余度飞控计算机新方案使用表决技术后 ,通道数目为 3时可满足准则 1 ,但此时必须要求 c ≥01 99 ;通道数目为 4时 ,可同时满足准则 1和准则 2。
11 3 比较监控余度模型
很明显 ,当通道数为 1或者 2时 ,不能满足准则 1和准则 2。通道数为 3时 ,能满足准则 1。通道数为 4时 ,能同时满足准则 1和准则 2。
建议 3 在以上 3种余度模型中 ,要想同时满足准则 1和准则 2 ,则必须遵循 2个条件 :①使用比较监控或表决技术 ;②余度数 n ≥4。
现役飞机的电传系统大都采用以上 3种余度模型 ,或者是这几种余度模型的组合。如 F216C/ D飞机的电传系统为四余度系统 , F222的电传系统为三余度系统 ,均为 n模冗余模型 ; A320的每个主控制计算机采用比较监控余度模型 ;B777主控制计算机系统的每个通道为比较监控余度模型和备用替换的主动余度模型的组合 , 3个通道并行工作又构成 n模冗余模型 ,因此 B777的主控制计算机系统是几种基本余度模型的典型组合。
11 4 故障测试覆盖率对系统可靠性的影响
故障测试覆盖率是评价余度系统设计优劣的一个重要参数。在 n模冗余模型中已经给出了三余度系统的失效概率为 F = f 3 +3 f 2 r(1-c)。可以看出 ,故障测试覆盖率 c对系统可靠性有着至关重要的影响。 c =0时 ,三余度系统仅具有单故障 —工作 ( FO)容错等级。 c =1时 ,三余度系统才具有双故障 —工作 ( FO/ FO)容错等级。总地来说 ,自监控技术目前还没有完全发展成熟 ,故障测试覆盖率不能满足高标准要求 ,一般只能达到 01 9以下 ,有些对象或部位还难以实现自监控。
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(2)备用支路切换到指令状态的成功率。
飞机电传系统的可靠性等级 ,必然需要增加余度飞机对同态故障 /同区域故障造成的损坏很
数 ,因此四余度系统成了中国电传系统的首选。
敏感 ,因此在设计余度飞行控制系统时 ,需要余度建议 4 中国航空技术相对落后 ,故障测试通道在位置和功能的分离 ,采用独立的电气单元因此 ,对于高可靠的飞行控制系统 ,其可靠性要求达到 10 -10 /飞行小时 ,这就要求 c ≥01 99。而中国现有的科技水平 ,故障测试覆盖率尚不能达到 c
≥01 99这一要求 ,因此三余度系统很难达到上述可靠性指标要求。
对于四余度系统 ,第 1 , 2次故障均可通过表决技术来隔离 ,可认为第 1 , 2次故障测试覆盖率 c =1。如果再次发生故障 ,两个通道无法进行表决过程 ,只能通过机内测试设备来隔离发生故障的通道。在 n模冗余中已经给出了四余度系统的失效概率 :F = f 4 +4 f 3 r(1-c)。如果 c =1 ,四余度系统具有 FO/ FO/ FO容错等级。
中国在电传系统研制方面 ,一直落后于欧美强国。在元器件的可靠性、自监控技术的完备性等方面都与美国存在不小的差距。为了达到美国
覆盖率尚不能达到 c ≥01 99这一要求。因此 ,中国大型民机的余度飞控计算机新方案不宜采用三余度系统。
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本文链接地址：航空学报08大飞机专刊(28)
