Текст книги "Институт проблем риска. Образование, наука"

Изобретение относится к области измерительной техники и может найти применение, в частности, для измерения параметров состояния вертолета в полете: продольной V_х и поперечной V_z скоростей полета; тяги Т несущего винта в полете; веса G (массы т) вертолета в полете (на взлете); угла атаки α (коэффициента подъемной силы С_у) сечения лопасти несущего винта вертолета.

Известен аэродинамический способ измерения воздушных сигналов, в частности угла атаки α, угла скольжения β, и соответствующая система воздушных сигналов для его осуществления.

Такой способ и устройства для его осуществления наиболее распространены в гражданской авиации. Сущность аэродинамического способа заключается в том, что измеряется разность давления, равная

где Р_n — полное давление в точке, где скорость падает до нуля, Р_ст – статическое давление, V — скорость самолета, q — скоростной напор, ρ – плотность воздушного потока.

Основным недостатком такого способа и его реализации является низкая точность измерения, особенно при маневрах вертолета и других динамических процессах, а также относительно высокая стоимость реализации данного способа.

Заметим, что для целей пилотирования и работы системы обеспечения оптимальности и безопасности полета требуемая точность измерения аэродинамических углов составляет 0,4÷0,5º в диапазоне изменения до 50º, тогда как для решения прицельных задач имеем соответственно 0,1÷2º в диапазоне 0÷60º. Существующие флюгерные преобразователи аэродинамических углов обладают инструментальной погрешностью 0,4÷2º, а некоторые зарубежные фирмы довели эту величину до 0,1÷0,25º.

Флюгер на передней кромке крыла работает по схеме «включено – выключено». Имеются модификации этого устройства, выходной сигнал которых пропорционален углу атаки, но они очень дорогие. Всем этим приборам свойственно прямое измерение угла атаки, связанное с измерением поля аэродинамических сил и моментов на поверхности флюгера и компенсацией погрешностей при изменении режима полета (скорости полета, угла скольжения, положения механизации и т. д.).

Флюгерные преобразователи обладают небольшой чувствительностью, что ограничивает нижний предел их применения по скорости полета до 150–250 км/час. Кроме того, недостаточная надежность, связанная с возникновением резонансных явлений при колебаниях ЛА, приводит к значительным динамическим погрешностям.

Преобразователи классической схемы (перепад давления – перемещение – электрический сигнал) с емкостным, индуктивным и тензометрическим выходами могут эффективно использоваться на ЛА для значений перепадов давления δР от 0,2÷1 мм вод. ст. и выше. При меньшем значении δР возникают недопустимые погрешности, обусловленные температурой, вибрациями, перегрузкой, а также гистерезисными явлениями. Все это ограничивает нижний предел по скорости полета до 100÷150 км/ч. Установленный на самолете Galfstrem преобразователь модели 7100 фирмы United Coontrol (США) с цилиндрическим насадком и индуктивным нуль-органом с порогом реагирования ~2Па обеспечивает инструментальную погрешность ±(0,3÷0,1º) во всем диапазоне скоростей 110÷150 км/ч.

Наиболее близким способом измерения воздушно-скоростных параметров траектории полета является способ измерения аэродинамических углов с помощью безфлюгерных измерителей, основанный на измерении и обработке сигналов с датчиков перепада давления, размещенных на искусственно введенных поверхностях на фюзеляже самолета: цилиндр, сфера, полусфера, конус, обтекаемые набегающим потоком воздуха при полете.

Основным недостатком такого способа и систем его реализации является ограниченный объем информации о параметрах траектории движения вертолета (угол атаки, угол скольжения), а также необходимость вводить поправки для компенсации методических погрешностей, обусловленных влиянием поля аэродинамического давления вертолета.

Предотвращение срыва потока, имеющего место на лопастях вертолета, является актуальной задачей. Это обусловлено требованиями маневренности и желанием эксплуатирующих организаций перевозить грузы максимально допустимого веса.

Целью предполагаемого изобретения является расширение функциональных возможностей, повышение точности измерения. Цель достигается тем, что измерение перепада давления осуществляется непосредственно на одной из лопастей несущего винта вертолета в трех специально выбранных точках на хорде профиля и на некотором (заранее выбранном) расстоянии от оси вращения, которые обеспечиваются авторским способом по выбору места расположения датчиков перепада давления. Полученная информация обрабатывается согласно формульным соотношениям, обеспечивая получение искомых параметров состояния вертолета.

Предлагаемый способ и устройство его реализации реализовано и испытано на вертолете Ми-8. Получены положительные результаты и рекомендации для серийного внедрения в ОКБ им. Миля.

Сигналы, поступающие с датчиков перепада давления, размещенных на этих поверхностях, обрабатываются по рассчитанным автором математическим функциональным зависимостям, по которым и определяются искомые параметры состояния вертолета при полете.

На рис. 5.14 представлена блок-схема устройства, реализующего предлагаемый способ аэромеханического измерения параметров полета.

На рис. 5.15 – место размещения датчиков перепада давления на лопасти несущего винта вертолета.

На рис. 5.16 – место размещения датчиков перепада давления в сечении АВ лопасти несущего винта.

Рис. 5.14

Рис. 5.15 ( = 0,05в; = 0,1 в; = 0,4в; = 0,4в)

Рис. 5.16. Сечение АВ

Функциональная схема устройства, реализующего предполагаемый способ, содержит блоки и связи между ними:

1, 2, 3 – датчики перепадов давления;

9, 12, 20 – датчики частоты вращения несущего винта, плотности воздуха за бортом вертолета, датчик азимутального положения лопасти соответственно;

4, 5, 6, 8, 10, 11, 14, 16, 17, 18, 19, 21, 22, 23, 24 – функциональные преобразователи;

7, 15, 18А, 25 – указатели скоростей, тяги, угла атаки сечения лопасти, веса (массы) вертолета соответственно.

В рассматриваемом аэромеханическом способе измерение воздушного давления производят непосредственно в виде разности давлений на верхней и нижней поверхности лопасти несущего винта в специально выбранных точках согласно конструктивно-аэродинамическим свойствам поверхности лопасти несущего винта вертолета.

Реализуется предполагаемый способ следующим образом.

Перепады давления измеряют с помощью датчиков 1 и 2 в точках, равноудаленных по размеру лопасти (в одном сечении), усиливают в блоке (4), передают полученный сигнал в кабину посредством светодиодного устройства (5), обрабатывают по заданной функциональной зависимости в функциональный преобразователь (блок (6)), на выходе которого получают сигналы, пропорциональные продольной V_x и поперечной V_z скоростям полета, которые затем индуцируют с помощью указателя скоростей (блок (7)).

Сигнал перепада давления с датчика давления (3) и выходной сигнал с датчика (9) частоты вращения ω несущего винта, а также с датчика (20) азимутальный угол положения лопасти поступают в интегратор (8), вырабатывающий сигнал, пропорциональный осредненному за один оборот винта значению перепада давления . Одновременно сигнал с датчика (9) частоты вращения поступает на вход преобразователя (10) частоты в напряжение. Выходные сигналы интегратора (8), преобразователей (10–1) и (10–2), функционального преобразователя (13), датчика плотности воздуха за бортом вертолета (12) поступают на вход согласующего блока (11), который преобразует их в цифровой код, выход которого в виде цифрового сигнала поступает на вычислительный блок (14), в котором вычисляется величина тяги Т несущего винта вертолета; полученный результат индицируют с помощью указателя (15).

Сигнал с датчика перепада давления, измеренный датчиком давления (3), а также сигнал с выхода функционального преобразователя (4) поступают на вход вычислителя (19), с помощью которого определяется давление р при заданном угле ψ, т. е. р(х,ψ). Сигнал с выхода вычислителя (6–2), пропорциональный скорости V_х вертолета, поступает на вход функционального преобразователя (16). Выходы (16–2) и вычислитель (19) обрабатываются в функциональных преобразователях (17), а затем (18) на выходе последнего получают вес G = mg вертолета в полете, индицируют его на индикаторе указателя (26).

Сигнал с выхода блока (19) поступает на вход логического устройства (21), в котором определяется значение коэффициента перепада давления при заданном ψ, измеряемого посредством датчика азимута (20). Выход логического блока (21) подключен ко входу функционального преобразователя (22), где сигнал обрабатывается по заданной функциональной зависимости, и получают сигналы, пропорциональные коэффициенту подъемной силы С_у и угла атаки α лопасти в сечении по размаху z = 0,7R. Сигналы с выходов функционального преобразователя (22) и формирователя критических значений С_укр и α_кр (23) поступают на блок сравнения (24), где сравниваются С_у и С_укр, а также α и α_кр, а результаты сравнения в виде запасов δС_у = С_у – С_укр, δα = α – α_кр индицируются на указателе (25).

Обработку сигналов с датчиков перепада давлений осуществляют с помощью разработанных автором математических соотношений, отражающих функциональные зависимости измеряемых перепадов давления на нижней и верхней поверхности лопасти несущего винта.

Так, например, напряжения с выходов датчиков 1 и 2, поступающие на вход функционального преобразователя (4), преобразуются в соотношении

u₄ = k₁u₁ + k₂u₂ = kq(ψ),

где k, k₁, k₂ – постоянные коэффициенты, зависящие от конструктивных особенностей лопасти несущего винта;

u₁, u₂– выходные напряжения датчиков перепада давления 1 и 2;

и₄ – выходное напряжение функционального преобразователя (4).

Величина напряжения и₄ пропорциональна скоростному напору q, а с помощью функционального усилителя (6) входное напряжение и₄ преобразуется в соотношение:

– на выходе (6–2) получают

– на выходе (6–1) получают

где u⁽²⁾₆ – выходное напряжение функционального преобразователя (6), пропорциональное продольной скорости V_х полета вертолета; u⁽¹⁾₆– выходное напряжение функционального преобразователя (6), пропорциональное поперечной скорости V_z полета вертолета; а₁ = а₂и₉; а₂ – постоянная величина; и₉ – сигнал с датчика угловой скорости вращения несущего винта, а = ψ₁ = π/2; b = ψ₂ = 3π/2; с = ψ₃ = π; d = ψ₄ = 0; ψ – угол азимута лопасти, на которой установлены датчики.

Выходные напряжения и₃, и₉, и₂₀ преобразовываются в функциональном блоке (интеграторе) (8) в напряжение и ₈, которое одновременно с сигналами и₁₃, и₆, и₁₀ поступает через согласующий блок (11) на вход функционального преобразователя (14), где они преобразуются в напряжение и₁₄, пропорциональное величине тяги Т несущего винта вертолета:

u₁₄ = a₁u₁₃[a₂u⁽¹⁾₁₀u₈ + a₃u⁽¹⁾₁₀ + u⁽²⁾₁₀],

где и₈ – выходное напряжение интегратора (8); u⁽¹⁾₁₀, u⁽²⁾₁₀ – выходные напряжения функционального преобразователя (10), реализующего зависимости u⁽¹⁾₁₀ = u⁽¹⁾₁₀(u₆, u₉) и u⁽²⁾₁₀ = u⁽²⁾₁₀(u₆, u₉); a₁, a₂, a₃ – постоянные коэффициенты, зависящие от конструктивных особенностей лопасти несущего винта.

Выходные напряжения с датчиков (3) и блока (4), поступающие на вход функционального преобразователя (19), преобразовываются в выходное напряжение

Выходные сигналы с блока (16), в котором реализуются функциональные зависимости

u_16–1 = a₁ + b₁u_6–2 + b₂u6²_6–2,

u_16–2 = a₂ + b₃u_6–2 + b₄u²_6–2,

поступают совместно с выходным сигналом и₁₉ на вход функционального преобразователя (17), где на его выходе формируется соотношение в виде

u₁₇ = a₃(u_16-1)u₁₉ + a₄u_16–1 + u_16–2.

Выходное напряжение и₁₇ поступает на вход усилителя (18), на выходе которого получают

u₁₈ = ku₁₇,

пропорциональное полетному весу G вертолета, индицируемому указателем (18А).

Выходные напряжения и₁₉ и и₂₀ поступают на вход логического блока (21), на выходе которого формируется напряжение

u₂₁ = u₁₉(u₂₀),

где и₁₉ – функция коэффициента перепада давления = от угла азимута, и₂₀ пропорционален ψ.

Посредством функционального преобразователя (22) формируется сигнал

u₂₂ = u₂₁(u₂₀),

т. е. угол атаки α как функция угла азимута ψ.

Выходные сигналы формирователя критических значений α_кр(С_укр) и и₂₃ поступают на вход блока сравнения (24), на выходе которого формируется соотношение

u₂₄ = u ₂₂ – u₂₃,

пропорциональное запасу по углу атаки α (коэффициенту подъемной силы) при эксплуатации (маневрах) вертолета.

Устройство, реализующее способ измерения параметров состояния вертолета в полете, представлено в виде структурно-функциональной блок-схемы.

Датчики перепада давления 1 и 2 регистрируют разность давления между верхней и нижней поверхностями в различных точках по хорде одной из лопастей несущего винта вертолета и своими выходами связаны со входами функционального преобразователя (4). Выход блока (4), а также выход датчика (20) соединены со входом функционального преобразователя (5), выход которого совместно с выходом датчика (9) поступает на вход функционального преобразователя (6), выход последнего соединен с указателем тяги (7).

Датчик перепада давления (3), установленный на лопасти несущего винта, своими выходами одновременно с датчиком (20) соединен со входом блока (8). Выход блока (8), а также выходы блоков (10) и (13) поступают на вход блока (11). Выход блока (11) через блок (14) подключен ко входу указателя (15).

Датчик перепада давления (3) своими выходами, одновременно с выходами блока (4), соединен со входами блока (19). Выход блока (17) соединен со входом блока (18), а выход последнего подключен ко входу указателя (18А).

Выход функционального преобразователя (19), одновременно с выходом датчика (20), подключен на вход функционального преобразователя (21), выход которого через блок (22) подключен ко входу блока (24). Одновременно вход (24) соединен с выходом блока (23). Указатель (25) своим входом соединен с выходом блока (24).

Работает устройство следующим образом.

Сигналы с выходов датчиков (1) и (2), пропорциональные перепадам давления на верхней и нижней поверхности профиля лопасти несущего винта вертолета, поступают на функциональный преобразователь (4). Сигнал с выхода функционального преобразователя (4) и датчика (20) поступает на вход функционального преобразователя (5). Сигналы с выхода блоков (5) и (9) поступают на вход указателя (7) через функциональный преобразователь (6).

Сигнал с датчика перепада давления (3), пропорциональный перепаду давления на лопасти несущего винта, поступает на вход функционального преобразователя (интегратора) (8); на вход блока (8) поступает сигнал с датчика (20).

Выход блока (8), а также выходы блоков (10) и (18) подключены ко входам блока (11). Выход блока (11) через блок (14) соединен с указателем (15).

Сигнал с датчика перепада давления (3), пропорциональный перепаду давления на лопасти несущего винта, а также выход блока (4) поступают на вход функционального преобразователя (19). Выходы блоков (19) и (16) подключены ко входу блока (17), а выход последнего через блок (18) – на указатель (18А).

Выход функционального преобразователя (19), а также выход датчика (20) соединены со входами функционального преобразователя (21), выход которого через блок (22) соединен со входом блока (24). Выход блока (23) подключен ко входу блока (24), а выход последнего соединен со входом указателя (25).

Все датчики перепадов давления оснащены фильтрами выходного высокочастотного напряжения и конструктивно выполнены в виде блоков.

В настоящее время предполагаемый способ аэромеханического измерения параметров состояния вертолета в полете и устройство для его осуществления с применением разработанных автором математических алгоритмов обработки сигналов с датчиков перепада давления, установленных непосредственно на лопасти несущего винта вертолета Ми-8, были апробированы. Получены положительные результаты с рекомендациями серийного применения предлагаемого технического решения, на что имеются соответствующие документы от 5-го отделения ЦАГИ и ОКБ им. Миля.

5.3. Аналитическая система управления рисками банковских систем и коммерческих банков

Практическая целесообразность создания аналитической системы управления рисками банковских систем и коммерческих банков обусловлена необходимостью предотвращения кризисов и катастроф экономических систем различных уровней от мировых до страновых.

Актуальность обусловлена незатухающими процессами, порожденными факторами риска, обусловливающими кризисы и катастрофы Международной денежно-кредитной системы.

Первый в современных условиях кризис системы произошел в 1971 г., когда США отказались от конвертируемости долларов в золото. При этом создалось неустойчивое состояние Международного валютного фонда.

В недавнем прошлом, в 1997 г., произошел очередной кризис Международной финансовой системы, который был назван «Азиатской моделью». Кризис начался в Таиланде. В процессе кризиса реализовались разрушительные процессы, начиная с банковской системы через экономику, охватывающие социальную систему.

В итоге кризисный процесс эволюционировал, поддерживаемый внутренними (страновыми) факторами риска, формируемыми подсистемами целереализации банковских систем стран, включающими:

– структурно-функциональное несовершенство банковской системы и систем управления предприятиями;

– связь бизнеса и законодательной, политической систем власти;

– с одной стороны, недостающую прозрачность финансовых потоков, с другой – ограниченность политической свободы.

Новый кризис Международной финансовой системы проявил себя в 2008 году. Мировой фондовый рынок испытал внушительное потрясение, которое, по мнению специалистов-аналитиков из Royal Bank of Scotland, может стать одним из самых масштабных за последние 100 лет.

Правительство Великобритании объявило в то время о пакете мер поддержки для банковского сектора, включающего частичную национализацию крупных банков. В частности, сообщило Министерство финансов, банки выпустят привилегированные акции, которые готово выкупить государство.

Российские банки сменили систему оценки потенциальных заемщиков, учитывая сферу их профессиональной занятости.

По этим причинам коммерческий банк должен включать систему управления банковскими рисками.

Базовые основы этой системы изложены в монографиях: Живетин В.Б. «Риски и безопасность банковских систем»; Живетин В.Б. «Риски и безопасность коммерческих банков»; Живетин В.Б. «Риски и безопасность экономических систем» (грант РФФИ); Живетин В.Б. «Риски и безопасность рыночных систем»; Живетин В.Б. «Введение в анализ риска»; Живетин В.Б. «Введение в теорию риска динамических систем».

Цель работы

Обеспечить коммерческим банкам, банковским системам устойчивость функционирования, формирования свободных средств путем максимизации эффективности и минимизации рисков.

Конкретные задачи

Создание аналитической системы управления рисками функционирования банковских систем, осуществляющих предотвращение кризисов Мировой экономической системы, а также коммерческих банков и страновых экономических систем.

Путем построения математической модели системы минимизации рисков функционирования банковских систем, обладающих изменяющимися во времени структурно-функциональными свойствами: свойствами систем контроля, которым присущи случайные погрешности, а также систем управления, обусловливающих отклонения реализованной цели от заданной.

Обусловлены применением структурно-функционального синтеза и анализа банковских систем, позволяющих проводить: анализ области безопасных (допустимых) значений финансовых процессов; анализ вероятностных показателей рисков и безопасности банковских систем; прогнозирование вероятностных показателей рисков и безопасности; управление вероятностными показателями, ограничивая их значения нормативной величиной.

Предполагаемые заказчики:

– Международный валютный фонд,

– Базель,

– страновые банковские системы,

– коммерческие банки.

Система управления деятельностью коммерческого банка включает:

1) систему управления эффективностью банковских процессов, которая максимизирует прибыль банка, обеспечивая пребывание капитала банка в области допустимых значений;

2) систему управления банковскими рисками, реализующую минимизацию банковских потерь.

Каждый банк, предполагая неизбежность потерь (рисков), разрабатывает собственную стратегию управления рисками, т. е. принятия решений на следующих уровнях:

1) своевременно и последовательно использовать все возможности для устойчивого развития свободного капитала;

2) контролировать и удерживать риски (функциональные, кредитные и процентные) на приемлемом и управляемом уровне.

Теоретико-практические пути оценки рисков включают в себя:

1) оценку, прогнозирование и управление финансовым состоянием банка в целом;

2) оценку финансового риска отдельных функциональных подсистем банка;

3) оценку процентных ставок кредитования;

4) оценку рисков ценообразования.

Сложность построения указанных оценок обусловлена их зависимостью от:

– надежности и достоверности функционирования информационных систем, включенных в оценочную деятельность;

– внешних и внутренних возмущающих факторов, а также от времени.