一种DP‑3级动力定位控制系统的可靠性分析方法与流程

本发明属于船舶与海洋工程领域，尤其涉及一种dp-3级动力定位控制系统的可靠性分析方法。

背景技术：

动力定位技术是一门船舶与海洋平台依靠自身的推力器系统来抵抗外界海洋环境载荷影响的自动控制技术，是海上油气勘探及其辅助作业必不可少的支撑技术。随着海上特种作业不断向深海区域拓展，对动力定位系统的可靠性提出了更高的要求，传统的单一控制器结构已经不能满足深海长时间不间断作业的安全性要求，为此国际海事组织与各大船级社对动力定位系统的冗余度分别做了相关规范要求。

而动力定位系统冗余程度的提升也给整个系统可靠性的分析与预测带来困难，特别对于冗余程度较高的动力定位系统。文献检索结果表明，虽然关于动力定位控制方法已有诸多公开报道，但对于dp-2级、dp-3级动力定位控制系统的可靠性分析研究还很少见公开的报道。

技术实现要素：

为了克服现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种dp-3级动力定位控制系统的可靠性分析方法，其能解决动力定位控制系统的可靠性分析的技术问题。

本发明的目的采用以下技术方案实现：

一种dp-3级动力定位控制系统的可靠性分析方法，包括以下步骤：

s1：对该动力定位冗余控制系统进行简化，将冗余控制系统分割为主控制子系统和备用控制子系统；

s2：通过对主控制子系统进行可靠性分析以得到主控制子系统的故障率；

s3：通过对备用控制子系统进行可靠性分析以得到备用控制子系统的故障率；

s4：根据主控制子系统的故障率以及备用控制子系统的故障率对所述冗余控制系统进行可靠性分析，以得到该动力定位冗余控制系统的故障率。

优选的，所述步骤s2、s3和s4中的可靠性分析为马尔科夫方法。

优选的，所述分割逻辑为dp-3级附加标志所要求的防火物理隔离。

优选的，所述步骤s2具体包括以下子步骤：

s21：确定主控制子系统的部件以及与部件对应的个数；

s22：建立主控制子系统的状态转移关系；

s23：通过可靠性分析对主控制子系统的状态转移关系进行数学建模求解以得到主控制子系统的故障率。

优选的，所述步骤s3具体包括以下子步骤：

s31：确定备用控制子系统的部件以及与部件对应的个数；

s32：建立备用控制子系统的状态转移关系；

s33：通过可靠性分析对备用控制子系统的状态转移关系进行数学建模求解以得到备用控制子系统的故障率。

优选的，所述步骤s4具体包括以下子步骤：

s41：建立动力定位控制系统的状态转移关系；

s42：根据可靠性分析对所求动力定位冗余控制系统的状态转移关系进行数学求解以得到整个动力定位冗余控制系统的故障率。

相比现有技术，本发明的有益效果在于：

本发明的可靠性分析方法无需获取动力定位冗余控制系统的所有状态量，而是将子系统作为独立的可靠性分析单元，大大减少了需要考虑的系统状态数量，节约了可靠性分析的计算量。

附图说明

图1为动力定位冗余控制系统的结构图；

图2为本发明的dp-3级动力定位控制系统的可靠性分析方法的流程图；

图3为本发明的主控制子系统的状态转移示意图；

图4为本发明的备用控制子系统的状态转移示意图；

图5为本发明的动力定位冗余控制系统的状态转移示意图。

具体实施方式

下面，结合附图以及具体实施方式，对本发明做进一步描述：

如图1所示为动力定位冗余控制系统的结构图，该冗余控制系统包括主控制子系统和备用控制子系统，在本发明所列举的实施例中采用的主控制子系统由三台相同的显控台和三台相同的控制器组成，备用控制子系统由一台显控台和控制器组成，并且显控台与控制器之间还通过双冗余的以太网进行实时通讯。

如图2所示，本发明提供了一种dp-3级动力定位控制系统的可靠性分析方法，其应用于如上述动力定位控制系统中，其包括以下步骤：

s1：对该动力定位冗余控制系统进行分解与简化，将冗余控制系统分割为主控制子系统和备用控制子系统；由于动力定位控制系统为冗余控制系统，故而需要先对该冗余控制系统进行简化，由主控制系统的一台显控台配合一台控制器来实施相应的控制权，当其中某台显控台或控制器发生故障时，可自动或手动切换到另外一台正常的显控台或控制计算机，当主控制子系统完全失效时，备用控制子系统会接任控制权，保证整个系统不间断运行；故而在进行系统分割的时候是基于以上特点来进行逻辑划分的；

但是该系统的分解标准并不是固定的某种形式，可以根据实际系统的功能特点与运行特性合理设置分割逻辑，其主要是以简化系统可靠性分析过程为目的。

s2：通过对主控制子系统进行可靠性分析以得到主控制子系统的故障率；所述步骤s2具体包括以下子步骤：

s21：确定主控制子系统的部件以及与部件对应的个数；

s22：建立主控制子系统的状态转移关系；

s23：通过可靠性分析对主控制子系统的状态转移关系进行数学建模求解以得到主控制子系统的故障率；如图3所示，主控制子系统有9个系统状态。假设系统在任意一时刻，只有一个部件发生故障，超过两台的显控台或实时计算机不会同时发生故障。如此，主控制子系统具备二次故障-运行能力，直至只剩一台显控台或一台实时控制计算机在正常运行时，主控制子系统完全失效。以o表示显控台正常状态，c表示实时计算机正常状态，x表示显控台或实时计算机失效状态。当t＝0时刻，系统处于完好状态，即三台显控台与三冗余控制计算机均正常，标识为状态0(oooccc)。显控台的故障率表示为a，控制器的故障率表示为b，当主控制系统出现单台显控台失效时，系统的状态变为状态n(ooxccc)，0<n<9；当主控制系统出现单台控制计算机失效时，系统的状态变为m(oooccx)；以此类推，可得到图3所示的主控子系统的状态转换图。系统的失效状态可以是状态oooxxx、ooxxxx、oxxxxx、xxxcxx、xxxccx、xxxccc,均标识为状态9。在相应的可靠性分析方法下，可计算出主控制子系统的故障率c。

以pk表示主控系统处于状态n的概率，则主控系统在t时刻的可靠性r(t)可定义为：

r(t)＝p0+p1+p2+p3+p4+p5+p6+p7+p8

主控系统的故障率为：c＝1-r(t)；

s3：通过对备用控制子系统进行可靠性分析以得到备用控制子系统的故障率；所述步骤s3具体包括以下子步骤：

s31：确定备用控制子系统的部件以及与部件对应的个数；

s32：建立备用控制子系统的状态转移关系；

s33：通过可靠性分析对备用控制子系统的状态转移关系进行数学建模求解以得到备用控制子系统的故障率；在整个实施的过程中，步骤s2与步骤s3之间可以是互换的，也可以先对测量备用控制子系统的故障率，再来测量主控制子系统的故障率；如图4所示。只要任一显控台或控制计算机发生故障，备用控制子系统会失效，失效状态可标识为ox或xc。采用同主控子系统一样的可靠性分析方法，可计算出备用控制子系统的故障率d；

s4：根据主控制子系统的故障率以及备用控制子系统的故障率对整个动力定位冗余控制系统进行可靠性分析，以得到该动力定位冗余控制系统的故障率所述步骤s4具体包括以下子步骤：

s41：建立整个动力定位冗余控制系统的状态转移关系；

s42：根据可靠性分析对该冗余控制系统的状态转移关系进行数学求解以得到动力定位冗余控制系统的故障率。在步骤2、步骤3分别获取了主控制子系统与备用控制子系统的故障率后，整个dp-3控制系统的故障率可通过图5，并结合步骤2、步骤3所采用的可靠性分析方法可最终求得。在本发明申请中的步骤s2、s3和s4中的可靠性分析方法为马尔科夫模型或者分析方法。

对本领域的技术人员来说，可根据以上描述的技术方案以及构思，做出其它各种相应的改变以及形变，而所有的这些改变以及形变都应该属于本发明权利要求的保护范围之内。