Содержание к диссертации
Введение
1. Обзор литературы по динамике самолета в условиях СВ на малых высотах 14
1.1. Примеры опасного влияния СВ на полет самолета 14
1.2. Метеорологические условия возникновения СВ . 19
1.3. Разработка и создание наземных и бортовых систем обнаружения и предупреждения о СВ 22
1.4. Исследования в области динамики самолета в условиях СВ 26
1.5. Выводы по главе 43
2. Математическая модель продольного движения самолета в условиях СВ 44
2.1. Общие замечания 44
2.2. Уравнения продольного движения самолета в условиях СВ 45
2.3. Моделирование условий СВ 50
2.4. Описание принятой математической модели продольного движения конкретного типа самолета 58
2.5. Оценка качества математического моделирования продольного движения самолета в условиях СВ 64
2.6. Методика поиска оптимального управления продольным движением самолета в условиях СВ на посадке 67
2.7. Методика поиска оптимального управления продольным движением самолета в условиях СВ на взлете 85
2.8. Выводы по главе 99
3. Исследование продольного движения самолета Ту-154 на посадке в условиях СВ 100
3.1. Задачи исследования 100
3.2. Исследование полета самолета Ту-154 по глиссаде с зажатым управлением в условиях СВ 100
3.3. Возмогшие варианты управления продольным движением самолета Ту-154 в условиях вертикального СВ П4
3.4. Исследование уцравляемого по текущим параметрам продольного движения самолета Ту-154 в условиях вертикального СВ 126
3.5. Исследование управляемого продольного движения самолета Ту-154 по глиссаде в условиях нисходящих потоков 140
3.6. Исследование уцравляемого продольного движения самолета Ту-154 по глиссаде при совместном воздействии вертикального СВ и нисходящего потока 147
3.7. Влияние случайной составляющей скорости ветра на параметры управляемого продольного движения самолета Ту-154 149
3.8. Исследование возможностей самолета Ту-154 по гашению скорости в условиях вертикального СВ.. 152
3.9. Выводы по главе 160
4. Исследование продольного движения самолета ТУ-154 в условиях св на взлете 166
4.1. Задачи исследования 166:.
4.2. Методика, расчета влияния СВ на параметры установившегося набора высоты 166
4.3. Исследование управляемого продольного движения самолета Ту-154 в условиях СВ на взлете 182
4.4. Выводы по главе 192
Основные результаты 197
Список литературы 199
Приложение 207
- Разработка и создание наземных и бортовых систем обнаружения и предупреждения о СВ
- Описание принятой математической модели продольного движения конкретного типа самолета
- Исследование полета самолета Ту-154 по глиссаде с зажатым управлением в условиях СВ
- Исследование управляемого продольного движения самолета Ту-154 в условиях СВ на взлете
Введение к работе
Одной из главных задач, стоящих перед гражданской авиацией, является обеспечение безопасности и регулярности полетов. В этом плане в последнее время актуальной стала задача обеспечения безопасности полетов в условиях сдвига ветра(СВ) - метеорологического явления, отнесенного к категории опасных внешних воздействий в виду ряда катастроф, причиной которых признано исключительно это явление. Особенно опасен СВ для современных самолетов большой массы с газотурбинными двигателями, имеющими относите-тельно большую величину времени приемистости, тем более, что увеличившиеся скорости захода на посадку привели к более резкому изменению параметров движения самолета при пересечении зоны СВ. Кроме того, актуальность проблемы обеспечения безопасности полетов в условиях СВ в последнее время объясняется возросшей интенсивностью воздушных перевозок, снижением допустимых погодных минимумов, расширением географии полетов, что увеличивает вероятность столкновения с сильным СВ.
По данным FAA (США) в период 1964 - 1975 г.г. зарегистрирован 91 случай авиационных происшествий и предпосылок к ним, в которых одной из основных причин был СВ на малой высоте. Согласно статистическим данным ИКАО СВ является причиной 78% всех авиационных происшествий, связанных с метеоусловиями во время взлета и захода на посадку /4/. В Советском Союзе по причине СВ также имелись случаи предпосылок к авиационным происшествиям. Приведенные данные свидетельствуют о реальном существовании проблемы СВ.
Проблема СВ является комплексной и ее решение осуществляется по ряду направлений. К их числу относятся: I) исследование метеорологических аспектов явления СВ; 2) исследование динамики полета самолета в условиях СВ; 3) создание наземных систем об наружения СВ в районе аэропорта; 4) разработка бортового оборудования, предупреждающего об условиях СВ и облегчающего пилотирование; 5) разработка летных тренажеров, имитирующих полет в условиях СВ, учебных программ и пособий для обучения и тренировки экипажей. Исследование поведения самолета в условиях СВ занимает центральное место среди указанных направлений, так как не только решает самостоятельные задачи, но и обеспечивает необходимой информацией работу в других направлениях. Актуальность таких исследований определяется тем, что влияние СВ на полет самолета проявляется через его аэродинамику, а реакция самолета на условия СВ и его возможности по парированию СВ определяются аэродинамическими и летно-техническими характеристиками. Кроме того, состояние работ в других направлениях решения проблемы СВ указывает на то, что выделенное направление - кратчайший путь в получении практических результатов по решению проблемы СВ.
Целью настоящей работы являлась разработка достаточно общей методики исследования возможностей самолетов ГА по парированию СВ на этапах взлета и посадки с учетом эксплуатационных факторов и особенностей техники пилотирования, включающей математическую модель продольного движения самолета в условиях СВ, методику поиска управления в модели для этапов снижения по глиссаде, выравнивания, набора высоты, методику выполнения расчетов и представления результатов исследований; проведение исследований для конкретного типа самолета с выходом на практические рекомендации по выполнению взлета и посадки в условиях СВ. Результаты проведенных исследований использованы в качестве исходного материала при разработке дополнений к РЛЭ самолетов в условиях СВ. Разработанные методика поиска управления в математической модели и методика исследования легли в основу "Методики поиска оптимального управления продольным движением самолетов ГА на посадке в условиях СВ" и применены при исследовании динамики движения в условиях СВ ряда самолетов ГА. Результаты исследований также должны найти применение при разработке требований в НЛГС по эксплуатации самолетов в условиях СВ и методов определения соответствия этим требованиям самолета и его отдельных систем, при разработке оборудования для обнаружения и предупреждения о СВ, требований к метеоинформации о СВ, а также в качестве методического материала при разработке учебных программ по подготовке пилотов и диспетчерского состава к решению практических задач, связанных с летной эксплуатацией в условиях СВ.
Методом исследования выбрано математическое моделирование как средство проведения контролируемого эксперимента в ситуации, где экспериментирование на реальном объекте сопряжено с значительной степенью риска и требует больших материальных затрат.
В качестве объекта исследования выбран самолет Ту-154, являющийся основным магистральным самолетом, предназначенным для перевозки пассажиров в П-ой пятилетке.
Содержание работы изложено в 4-х главах.
Глава I освещает основные направления в решении проблемы СВ и показывает место исследований динамики движения самолета среди других направлений.
В главе 2 описана математическая модель продольного движения самолета в условиях СВ. Приведены методики поиска оптимального управления продольным движением самолета на посадке и при взлете.
В главах 3 и 4 изложены результаты исследования продольного движения самолета Ту-154 в условиях СВ на посадке и на взлете, соответственно, изложена методика проведения исследований, приведены практические рекомендации по пилотированию.
На защиту выносится:
1. Методика поиска оптимального управления на этапах взлета и захода на посадку для исследования методами численного моделирования продольного движения самолета в условиях СВ.
2. Методика расчета предельно допустимых по условиям безопасности полета величин СВ и нисходящих потоков.
3. Результаты исследования продольного движения самолета Ту-154 на этапах взлета и посадки в условиях СВ и практические рекомендации по принятию мер безопасности при выполнении взлета и посадки в условиях СВ.
Разработка и создание наземных и бортовых систем обнаружения и предупреждения о СВ
Учитывая динамичность явления СВ, более предпочтительным в настоящее время считается решение задачи своевременного обнаружения СВ и предупреждения экипажа об этом явлении, чем пошт ки предсказать его появление в данном месте и в данное время. Эта задача решается главным образом путем создания наземного и бортового оборудования. Кроме того, в этом направлении, как первый шаг, необходимо дать пилоту знания в области метеоусловий возникновения СВ и его признаков, особенностей изменения параметров движения самолета при попадании в СВ, а также организовать систему оперативной передачи докладов пилотов, чьи самолеты встретили СВ, в центр управления воздушным движением и пилотам других самолетов.
Работы в области создания наземного оборудования предполагается провести в два этапа: I) создать в кратчайшие сроки серийное, простое, не требующее больших затрат оборудование для обнаружения СВ на малой высоте в районе аэропорта; 2) разработать системы, способные как производить измерения параметров СВ и атмосферных процессов в целом, так и осуществлять поиск безопасных коридоров для подхода и убытия самолета из зоны аэропорта. Оборудование, разработанное на первом этапе, представляет собой систему анемометров /70/ или датчиков скачка давления /31/. Исштания показали, что такие системы в значительной мере исключают элемент неожиданности при столкновении с СВ, имеющем место при определенном классе метеоявлений. В настоящее время такие системы эксплуатируются в ряде аэропортов США /61/.
К числу систем, разрабатываемых на втором этапе создания наземного оборудования, относятся: спаренная акустическая и микроволновая допплеровская лазерная система, импульсная доппле-ровская лазерная система и импульсная допплеровская радиолокационная система. Характеристики этих систем и результаты их испытаний /32/, /36/, /45/, /59/, /60/, /64/, /71/ говорят о том, что в будущем эти системы смогут полностью решить проблему внезапности попадания самолета в СВ и дать оценку степени риска при полете в условиях СВ. Однако в настоящее время разрешающая способность и дальность действия разработанных систем не отвечают предъявляемым требованиям. Большие трудности возникают и при интерпретации получаемых данных. Кроме того, как отмечает ИКАО в своем отчете /64/, потребность в сложном и дорогостоящем оборудовании еще долго не позволит осуществить постоянное использование на аэродромах таких систем.
Отметим также, что использование наземных систем обнаружения СВ поднимает вопрос разработки систем оперативной передачи информации от датчиков системы на борт самолета /54/, учитывая динамичность явления ОБ.
В плане оперативности представления информации пилоту о СВ наиболее предпочтительными являются бортовые системы обнаружения СВ. На первом этапе разработки бортового оборудования проведены исследования возможности использования имеющегося на самолете оборудования и приборов для определения условий.СВ. Эксперимент, проведенный в США на тренажере самолета ДС-І0, имитирующем полет в условиях СВ /70/, показал, что наиболее полезной информацией для успешного преодоления СВ является индикация цутевой скорости совместно с воздушной и индикация разности скоростей ветра у поверхности земли и на высоте полета. Методика пилотирования самолета по показаниям путевой и воздушной скорости основана на знании физической картины влияния СВ на параметры движения самолета. Индикация путевой скорости совместно с воздушной не представляет труда в реализации для самолетов, оборудованных инерциальной навигационной системой (ИНС). Для самолетов, не имеющих таких систем, разрабатываются устройства, позволяющие получить информацию о путевой скорости без использования тяжелого и дорогостоящего оборудования ИНС /53/.
Различные схемы сравнения воздушной и путевой скорости име ют существенный недостаток, так как не могут обнаружить вертикальные потоки воздуха. Этого недостатка лишены системы, основанные на измерении энергетических параметров движения самолета. Система фирмы Сейф Флайт (США) вычисляет величину ускорения самолета, потребную для сохранения расчетной скорости и положения на глиссаде в условиях СВ, как меру потребных энергетических затрат /43/, /53/, /65/, /66/, /76/. Величина потребного ускорения Укп определяется параметрами СВ согласно выражения
Формируемый системой сигнал Укп поступает в устройство сравнительного контроля, обеспечивающее подачу сигнала тревоги и необходимости ухода на второй круг при достижении сигналом порогового значения, и в прибор индикации, представляющий собой отдельный указатель типа "быстро-медленно". Системы, разработанные фирмами Сфена (Франция) и Смите инд. (Англия), основаны на измерении скорости изменения полной энергии самолета /65/, /74/.
Описание принятой математической модели продольного движения конкретного типа самолета
Для исследования динамики движения конкретного ЛА уравнения (2.1), (2.2), формально описывающие продольное движение самолета в условиях сдвига ветра, были дополнены соответствующими аэродинамическими характеристиками и характеристиками управления конкретного ЛА - самолета Ту-154 /II/. Графики зависимостей аэродинамических коэффициентов Q/0 = /(0( , 8s ), / = f( 0( , /fy ), C/a = f(tyQ,S f) были аппроксимированы многочленами 4-й степени по методу Ньютона. Общий вид многочлена был следующий: где /7 - искомая функция; X - независимая переменная; CLo, Qi, 0-2, #з» Щ - коэффициенты многочлена. При аппроксимации зависимостей / = /((X ,fy) и Qti=f((XtW), представленных на рис.2.6, за независимую переменную принят угол атаки (X , а угол отклонения руля высоты Щ - за параметр. При аппроксимации зависимости Сха = /( Суц 8#) за независимую переменную принят коэффициент Суа . Для промежуточных значений ОД значения аэродинамических коэффициентов определялись многочленом, коэффициенты которого получены линейной интерполяцией по параметру и# коэффициентов многочленов для двух ближайших фиксированных значений 0$ .
Для улучшения аппроксимации каждая зависимость аэродинамических коэффициентов разбивалась на две части прямой параллельной оси искомой функции и пересекающей ось независимой переменной при конкретном значении (Хнр . Пример, иллюстрирующий качество аппроксимации зависимостей ) при Оз - 45, показан на рис.2.6. Погрешность аппроксимации, оцененная в квадратичной метрике -Ьг по формуле составила: для кривых mz = /ел) Учет влияния близости земли осуществлен с высоты полета ГІ = 8 м, которая соответствует высоте нижней кромки закрылков, выпущенных на угол 45, над уровнем земли, равной О А . По мере снижения самолета с П. = 8 м принято, что влияние близости земли нарастает по линейной зависимости. Шксимальные значения приращений аэродинамических коэффициентов вследствие влияния близости земли соответствуют высоте центра масс самолета над ВШ при пробеге ///7/7.- 3,85 м. Апцроксимационные выражения, определяющие добавки аэродинамических коэффициентов вследствие влияния близости земли, голе ли вид: для дз = 45 Плечи силы тяги двигателей и плечи поперечной силы в урав нениях (2.10) определены согласно геометрической схемы самолета и Принимались равными: Ь$&ц.в -0,1095 + 0,0436- ДХт - А т і hd6.5. = 0,7254 - 0,0349-АХт - 0,9982-Д г ; /А.11 5,466 -0,9976- 7 + 0,0698 AJJT ; (2.29) Idl- 6,05 - 0,9994-d/r +0,0349-4 7 . Плечи сил определены в метрах относительно центра масс самолета, находящегося на Хт - 0,25 и лежащего в вертикальной плоскости на линии строительной горизонтали фюзеляжа. Система уравнений продольного движения решалась усовершенствованным методом Эйлера-Коши с последующей итерационной обработкой. Сущность его заключается в том, что при решении дифференциальных уравнений вида
Исследование полета самолета Ту-154 по глиссаде с зажатым управлением в условиях СВ
С целью рассмотрения физической картины влияния СВ на параметры движения самолета первоначально было проведено исследование неуправляемого движения, что позволило также определить степень опасности при попадании самолета в условия СВ через количественную оценку отклонения параметров движения самолета от расчетных значений.
Исследования были проведены для максимальной посадочной массы самолета Ту-154, равной 78 т, и при центровке Хт 0,25. Пролеты на модели производились при зажатых РУД и колонке штурвала, отклонения руля Еысоты определялись только работой демпфера в продольном канале. В процессе исследований рассмотрено влияние изменения в условиях СВ горизонтальной составляющей скорости ветра, вертикальной составляющей и совместно вертикальной и горизонтальной составляющих скорости ветра на параметры движения самолета при снижении в 100-метровом приземном слое. Рассмотрено также влияние конфигурации самолета, угла наклона глиссады, скорости захода на посадку. На рис.3.1 изображены траектории движения самолета в условиях 4-х типовых профилей вертикального сдвига- встречного ветра (рис.2.2). Как видно из графика, при пролете с высоты Н - 120 м наблюдается значительное отклонение траекторий движения относительно линии глиссады. Величина отклонения самолета от глиссады определяется как интенсивностью СВ, т.е. величиной его градиента Щ( -AWX /&HW У так и продолжительностью полета в зоне градиента ветра одного знака. Наибольшее отклонение самолета от глиссады наблюдается в профиле ветра 17, характеризующегося градиентом скорости одного знака и интенсивностью от сильной в интервале высот 120-100 м до умеренной Б интервале 100-0 м. На рис.3.2 приведено сравнение параметров движения самолета в условиях умеренного и очень сильного СВ. Как видно из графика, уменьшение скорости встречного ветра приводит к уменьшению воздушной скорости самолета, что и определяет изменение других параметров. Чем интенсивнее СВ, тем быстрее изменяется воздушная скорость и другие параметры движения. Влияние изменения горизонтальной составляющей скорости ветра на величину угла атаки невелико и определяется выражением
Уменьшение воздушной скорости вызывает уменьшение подъемной силы, Б результате чего угол наклона траектории увеличивается,самолет отклоняется под глиссаду, стремясь восстановить воздушную скорость, и при невмешательстве в управление посадка самолета произойдет до ВШ при повышенной вертикальной скорости. Увеличение угла наклона траектории усугубляет влияние вертикального СБ, так как увеличивается темп изменения скорости ветра по мере увеличения скорости снижения самолета. Увеличивающаяся при этом траєкторная скорость не монет компенсировать влияние GB при малых запасах высоты. Отметим также, что при пролете с высоты Н - 50 м отклонение самолета от глиссады меньше, чем при пролете с высоты И = 120 м, когда продолжительность полета в условиях СВ была больше, хотя сам СВ характеризовался различной интенсивностью и знаком.
Увеличение скорости встречного ветра при полете в профиле ветра Ш приводит к увеличению воздушной скорости самолета. Увеличивающаяся при этом подъемная сила заставляет самолет отклоняться вверх от глиссады. При отсутствии своевременного вмешательства в управление, как видно из графика рис.3.I, посадка произойдет с существенным перелетом расчетной точки касания.
Исследование влияния угла наклона глиссады на параметры движения самолета в условиях вертикального СВ показало, что при увеличении угла наклона глиссады отклонение самолета от расчетной точки касания уменьшается (рис.3.3), однако изменение параметров движения во времени происходит более интенсивно. Объясняется это уменьшением времени пролета зоны СВ при увеличении угла наклона глиссады.
Исследование управляемого продольного движения самолета Ту-154 в условиях СВ на взлете
Однако, если за время, в течение которого запас воздушной скорости будет израсходован, самолет не выйдет из зоны опасного СВ, то самолет окажется в худшем положении по сравнению с тем, когда он находился в полетной конфигурации, так как возможности самолета по преодолению СВ в полетной конфигурации существенно выше. На рис.4.6 пунктиром показано поведение воздушной скорости самолета в случае, когда закрылки не выпускались и полет продолжался в сильном СВ без снижения (СУ = 0); сплошной линией показано поведение воздушной скорости при выпуске закрылков. Как видно из графика, в приведенной ситуации единственная возможность временно сохранить безопасную скорость без перевода самолета на снижение - это начать выпуск закрылков, который приводит к выигрышу во времени 16 с, в течение которого самолет, при благоприятном стечении обстоятельств, покинет опасную зону (или пролетит над препятствием). Довыпуск закрылков должен производиться порциями в строгом соответствии с текущим поведением воздушной скорости. Если воздушная скорость перестала падать (самолет вышел из зоны опасного СВ), то довыпуск закрылков необходимо прекратить, даже если стабилизировавшаяся воздушная скорость ниже безопасной, но выше скорости тряски. Разовый выпуск закрылков во взлетное положение может привести к ситуации, когда самолет, к примеру, с закрылками 0 28 в силу большого лобового сопротивления не справляется с уменьшившимся СВ, а выпустив закрылки только на 15 он смог бы продолжать горизонтальный полет без потери скорости. На рис.4.6 штрихпунктирной линией показано поведение воздушной скорости при выпуске закрылков в ситуации, когда величина полного градиента набора позволяла только поддер живать горизонтальный полет с постоянной скоростью 1,2 Vcf при 0-$- о0. Отклонение закрылков привело к уменьшению воздушной скорости и при сохранившейся интенсршности СВ самолет уже не в состоянии справиться с ним. Начиная с 26 секунды от момента начала выпуска закрылков, воздушная скорость упала ниже 1,2 Vcs при S = 28.
Анализируя зависимость / т f (V) при различных углах отклонения закрылков самолета Ту-154 (рис.4.5), можно сделать вывод, что в критической ситуации в условиях СВ представляется возможным уменьшение скорости полета до скорости срабатывания сигнализации по углу атаки или до скорости тряски Утр.., так как при такой скорости самолет имеет еще достаточно хорошие характеристики скороподъемности (величина %пн достаточно велика) при приемлемых характеристиках устойчивости и управляемости. За счет дополнительной потери скорости самолет может приобрести определенный запас высоты для преодоления препятствия. При достижении скорости тряски и отсутствии других возможностей справиться с СВ самолет необходимо переводить на меньшие углы наклона траектории с целью поддержания воздушной скорости несколько выше скорости тряски. Положение точки 1,25 Vci (безопасная скорость взлета в полетной конфигурации для самолета Ту-154) на кривой %rM=f(V) подтверждает необходимость строго контролировать поведение воздушной скорости в процессе уборки закрылков, так как наличие скорости ниже 1,25 VC1 в момент окончания уборки закрылков уменьшает полный градиент набора. Желательно, чтобы в момент окончания уборки закрылков скорость была не менее 1,25 / 20 км/ч, что обеспечит максимальное значение %ff// , и дальнейший набор высоты производить именно при этой скорости. Осуществление полета на скоростях, близких к Утр. имеет ряд сложностей. В условиях турбулентности, которой часто сопровождается явление СВ, трудно точ но выдерживать величину скорости, поэтому возможна ситуация, когда резкий порыв ветра уменьшит скорость от Утр. до скорости сваливания (или вертикальный порыв ветра увеличит угол атаки до значений, превышающих (Хсв. ). Такая ситуация весьма вероятна для полетной конфигурации самолета Ту-154, при которой полный градиент набора круто уменьшается в области скоростей, близких к Утр. и при У 300 км/ч становится меньше величины 12пн для взлетной конфигурации самолета при взлетной массе 94 т. Кроме того, сложность полета на скоростях, близких к Vmp., заключается в том, что пилоты ГА имеют малый опыт пилотирования на этом режиме.
В процессе исследований было рассмотрено также влияние запаздывания реакции пилота в условиях СВ на отклонение параметров движения самолета на взлете от программных. Задержка в управлении при полете в профиле вертикального СВ не приводит к заметным изменениям в программе движения, если самолет первоначально был отбалансирован по Ук (и ) в соответствии с прогнозируемым СВ. Самолет в силу собственных свойств устойчивости стремится сохранить заданную программу разгона по скорости. Управляющие отклонения руля высоты в процессе установившегося набора оказываются небольшими. При входе же в нисходящий поток и задержке в управлении самолет отклоняется от выполнения программы набора высоты (в силу особенностей влияния нисходящего потока на параметры движения) при сохранении программы разгона. Вход самолета в нисходящий поток требует уменьшения угла наклона траектории и в этом смысле самолет в силу собственных свойств ведет себя "разумно". Выдерживание прежнего угла наклона траектории приводит к потере воздушной скорости. Поэтому при взятии штурвала "на себя" при входе в нисходящий поток необходимо ориентироваться на темп изменения воздушной скорости или, если таковая возможность имеется, на расчетный угол наклона траектории и в условиях нисходящего потока.
