Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Задача предупреждения и предотвращения критических режимов одновинтового вертолета 11
1.1 Общая характеристика особых ситуаций и критических режимов полета одновинтового вертолета 11
1.2 Летные ограничения на параметры полета одновинтового вертолета 24
1.3 Эксплуатационные ограничения на основные параметры движения одновинтового вертолета 33
1.4 Принципы построения системы предупреждения критических режимов полета вертолета 43
1.5 Состояние и тенденции развития систем предупреждения и предотвращения критических режимов полета вертолета 50
1.6 Характерные особенности информационно-управляющей системы предотвращения критических режимов полета вертолета 56
1.7 Научная задача разработки информационно-управляющей системы предотвращения критических режимов вертолета 61
Выводы и постановка задачи научного исследования 66
Глава 2. Теоретические основы построения и исследования информационно-управляющей системы предотвращения критических режимов одновинтового вертолета 69
2.1 Анализ подходов к оценке уровня безопасности полета летательных аппаратов 69
2.2 Формализация задачи и синтез информативных функций опасности текущего режима полета вертолета 76
2.3 Связь информативных функций опасности с динамикой управляемого движения вертолета 83
2.4 Методика построения информативных функций опасности критических режимов полета одновинтового вертолета 89
Выводы 99
Глава 3. Анализ и синтез каналов измерения информационно управляющей системы предотвращения критических режимов одновинтового вертолета 101
3.1 Методика формирования требований к погрешностям каналов измерения 101
3.2 Построение и алгоритмы обработки информации каналов измерения основных характеристик параметров критических режимов полета вертолета 110
3.3 Анализ погрешностей измерения характерных параметров критических режимов полета вертолета 115
3.4 Динамические погрешности каналов измерения характерных параметров критических режимов полета вертолета 123
Выводы 130
Глава 4. Анализ и синтез каналов предупреждения, управления и информационной поддержки экипажа с использованием информативных функций опасности 131
4.1 Методика формирования эксплуатационных ограничений каналов предупреждения и синтеза управления по критерию безопасности 131
4.2 Методика построения алгоритмов управления вертолетом в нештатных ситуациях с использованием информативных функций опасности 139
4.3 Методика принятия решений в нештатных ситуациях с использованием информативных функций опасности 144
4.4 Построение канала информационной поддержки экипажа в нештатных ситуациях по критерию безопасности 151
Выводы 156
Глава 5. Имитационное моделирование и стендовая отработка информационно-управляющей системы предотвращения критических режимов одновинтового вертолета. реализация и развитие результатов исследования . 157
5.1 Модели эксплуатационных ограничений на критические параметры полета
одновинтового вертолета Ми-171А2 157
5.2 Модели динамики и исходные данные для имитационного моделирования критических режимов полета одновинтового вертолета Ми-171А2 164
5.3 Имитационное моделирование и стендовая отработка алгоритмов информационно-управляющей системы предотвращения критических режимов одновинтового вертолета Ми-171А2 173
5.4 Реализация результатов исследования и направления развития информационно-управляющей системы предотвращения критических режимов одновинтового вертолета 203
Выводы... 219
Заключение 221
Список используемых источников 223
- Эксплуатационные ограничения на основные параметры движения одновинтового вертолета
- Методика построения информативных функций опасности критических режимов полета одновинтового вертолета
- Анализ погрешностей измерения характерных параметров критических режимов полета вертолета
- Методика построения алгоритмов управления вертолетом в нештатных ситуациях с использованием информативных функций опасности
Введение к работе
Актуальность темы. Начиная со второй половины 20-го века, в вооруженных силах различных государств, в том числе и России, а в последствии - и в гражданской авиации, появились и активно применяются вертолеты - летательные аппараты тяжелее воздуха, подъёмная и пропульсивная сила которых создается одним или несколькими вращающимися несущими винтами.
С момента создания и до наших дней важнейшим вопросом эксплуатации вертолетов является обеспечение его безопасности на всех режимах полета, на которую негативно влияет ряд факторов, таких как метеоусловия, отказы оборудования, повышенная психофизиологическая нагрузка на экипаж и т.п. В течение многих лет классификация причин авиационных происшествий (АП) с вертолетами выглядит, в основном, следующим образом: человеческий фактор 70-80%; отказы авиатехники 20-30%; факторы внешней среды 10-15%.
Значительная доля АП, подпадающих под классификацию «человеческий
фактор», вызвана особенностями аэродинамической компоновки и, как следствие,
сложным управлением вертолета, динамикой полета, прочностными
характеристиками конструкции, обусловливающими многочисленные
эксплуатационные ограничения, устанавливаемые руководствами по летной эксплуатации (РЛЭ) каждого типа вертолета. Строго выполняя требования РЛЭ, экипаж должен предотвращать попадание вертолета в особые ситуации типа «подхват» вертолета, режим «вихревого кольца», неуправляемое левое самовращение на режиме висения, критические ситуации при облете препятствий, на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах.
Для предупреждения и предотвращения особых и критических режимов на борту вертолета должны быть установлены технические средства контроля параметров движения и состояния окружающей среды, определения их соответствия эксплуатационным ограничениям, обнаружения, предупреждения и интеллектуальной поддержки экипажа в особых(нештатных) ситуациях.
Степень разработанности темы исследования. Значительный вклад в разработку принципов построения, основ теории, методов проектирования и особенностей применения отечественных систем предупреждения и предотвращения критических режимов (СПКР) самолетов, вертолетов и других
Актуальность темы. Начиная со второй половины 20-го века, в вооруженных силах различных государств, в том числе и России, а в последствии – и в гражданской авиации, появились и активно применяются вертолеты – летательные аппараты тяжелее воздуха, подъёмная и пропульсивная сила которых создается одним или несколькими вращающимися несущими винтами.
С момента создания и до наших дней важнейшим вопросом эксплуатации вертолетов является обеспечение его безопасности на всех режимах полета, на которую негативно влияет ряд факторов, таких как метеоусловия, отказы оборудования, повышенная психофизиологическая нагрузка на экипаж и т.п. В течение многих лет классификация причин авиационных происшествий (АП) с вертолетами выглядит, в основном, следующим образом: человеческий фактор 70–80%; отказы авиатехники 20– 30%; факторы внешней среды 10–15%.
Значительная доля АП, подпадающих под классификацию «человеческий
фактор», вызвана особенностями аэродинамической компоновки и, как следствие,
сложным управлением вертолета, динамикой полета, прочностными
характеристиками конструкции, обусловливающими многочисленные
эксплуатационные ограничения, устанавливаемые руководствами по летной эксплуатации (РЛЭ) каждого типа вертолета. Строго выполняя требования РЛЭ, экипаж должен предотвращать попадание вертолета в особые ситуации типа «подхват» вертолета, режим «вихревого кольца», неуправляемое левое самовращение на режиме висения, критические ситуации при облете препятствий, на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах.
Для предупреждения и предотвращения особых и критических режимов на
борту вертолета должны быть установлены технические средства контроля
параметров движения и состояния окружающей среды, определения их соответствия
эксплуатационным ограничениям, обнаружения, предупреждения и
интеллектуальной поддержки экипажа в особых(нештатных) ситуациях.
Степень разработанности темы исследования. Значительный вклад в разработку принципов построения, основ теории, методов проектирования и особенностей применения отечественных систем предупреждения и предотвращения критических режимов (СПКР) самолетов, вертолетов и других летательных
3 аппаратов внесли Б.М. Абрамов, А.М. Берестов, А.С. Браверман, А.П. Вайнтруб, Е.Г. Вождаев, М.А. Головкин, В.Б. Живетин, Б.В. Зубков, В.П. Деревянкин, В.И. Кожевников, В.К. Козицин, В.В. Косьянчук, В.Г. Кравцов, А.Г. Кузнецов, В.Я. Кушельман, Г.Н. Лебедев, Н.Н. Макаров, С.П. Никифоров, Э.А. Петросян, Р.В. Сакач, Н.И. Сельвесюк, В.М. Солдаткин, Е.А. Федосов, Б.Е. Федунов, Е.Г. Харин, Г.А. Чуянов, Г.В. Шибаков, В.П. Школин и другие отечественные ученые, специалисты КБ и отраслевых институтов (ЦАГИ, НИИАО, ГосНИИ ГА, ГосНИИ АС, ГЛИЦ им. В.П. Чкалова, ЛИИ им. М.М. Громова), другие профильные организации авиационной отрасли.
По материалам открытых публикаций известны зарубежные исследователи в данной области D. Bartur, F.M. Benoit, T.R. Brown, ch. Bulloch, H.I. Chevallir, M. Codish, T. Dhamelincoun, R.K. Heffley, W.P. Gilben, S.M John, J.K. King, W.H. King, C.E. Libbey, B. McConnel, D. McLean, W.W. Milvin, A. Miele, L. Milosivich, R.P. Quinlican, J.M. Ramsdon, R.M. Rarons, M. Samaka, R.C. Sangster, A.W. Scoott, I.P. Staples, R.A. Wilke, T. Wong и др.
Несмотря на значительные достижения в области теоретических основ построения, методов проектирования и применения систем предупреждения и предотвращения критических режимов полета самолета, использование их при обеспечении безопасности полета вертолета сопряжено с необходимостью учета, в первую очередь, его специфики как объекта управления, а также номенклатуры измеряемых и контролируемых параметров.
С точки зрения требований Авиационных правил (АП-27 и АП-29) и РЛЭ
вертолета бортовые средства должны обеспечивать контроль текущих значений
параметров движения вертолета и своевременно предупреждать экипаж о
приближении к эксплуатационным границам отдельных критических параметров.
При этом оптимальным решением является комплексный анализ и определение
текущего уровня безопасности полета, прогноз его развития и последствий
воздействия возмущений и других неблагоприятных факторов с учетом состояния
объекта, возможностей каналов ручного и автоматического управления. По
результатам такого анализа своевременно должны формироваться «команды-
подсказки» экипажу или перестраиваться алгоритмы работы системы
автоматического управления (САУ) в нештатных ситуациях по гарантированному
4 предотвращению попадания или выводу вертолета из опасной зоны, т.е. выполнять функции информационно-управляющей системы предотвращения критических режимов (ИУСПКР).
Объектом исследования является бортовая информационно-управляющая система предотвращения критических режимов вертолета.
Предметом исследования является научно-обоснованная техническая разработка ИУСПКР одновинтового вертолета.
Цель работы - повышение безопасности полета одновинтовых вертолетов в нештатных ситуациях, связанных с непреднамеренным выходом на границы эксплуатационных ограничений и возникновением особых и критических режимов, в том числе «подхват» вертолета, режим «вихревого» кольца, левое самовращение вертолета, критические режимы по прочности конструкции, по режиму обтекания несущего винта с помощью бортовой информационно-управляющей системы предотвращения критических режимов.
Научная задача исследования заключается в научно-обоснованной технической разработке информационно-управляющей системы предотвращения критических режимов одновинтового вертолета, в разработке методик анализа и синтеза, алгоритмического и метрологического обеспечения каналов, методик моделирования и экспериментальных исследований системы.
Решение поставленной задачи научного исследования проводится по следующим основным направлениям:
анализ летных и эксплуатационных ограничений на параметры движения одновинтового вертолета и степени опасности возможных особых ситуаций, состояния и направлений развития бортовых средств предупреждения и предотвращения критических режимов полета;
разработка методики формирования и использования информативных функций опасности текущего режима полета в каналах обнаружения и предупреждения, принятия решений и управления, информационной поддержки экипажа одновинтового вертолета в нештатных ситуациях;
разработка методик анализа и синтеза каналов ИУСПКР с использованием информативных функций опасности;
разработка математических моделей, алгоритмического и программного
5 обеспечения, методик имитационного моделирования и стендовых исследований каналов ИУСПКР одновинтового вертолета;
проведение имитационного моделирования и экспериментальных исследований ИУСПКР одновинтового вертолета на разработанном полунатурном стенде, обоснование направлений развития исследований.
Научная новизна диссертации определяется следующими результатами:
-
Сформулирован подход к построению и обоснованы новые функции ИУСПКР.
-
Разработана методики формализации и синтеза частных (по отдельным критическим параметрам) и интегральной (по текущему режиму в целом) детерминированных функций опасности, отражающих изменение уровня безопасности полета вертолета, обусловленное как отклонением отдельных критических параметров полета от значений, регламентируемых РЛЭ вертолета, так и интегральным влиянием всех неблагоприятных факторов.
-
Разработаны методики анализа и синтеза каналов измерения и предупреждения, управления и принятия решений, информационной поддержки экипажа в нештатных ситуациях ИУСПКР одновинтового вертолета с использованием информативных функций опасности.
-
Разработаны математические и имитационные модели, методики моделирования и стендовых исследований каналов ИУСПКР одновинтового вертолета Ми-171А2.
Практическая ценность работы. Работа выполнялась в соответствии с направлениями федеральной целевой программы «Развитие гражданской авиационной техники до 2020 года» и технологической платформы «Авиационная мобильность и авиационные технологии». Основными результатами, определяющими практическую ценность диссертации, являются:
-
Научно-обоснованная техническая разработка бортовой ИУСПКР одновинтового вертолета, позволяющая обеспечить регламентируемый уровень безопасности полета в нештатных ситуациях.
-
Предложенное схемотехническое построение, технические решения и рекомендации по реализации каналов ИУСПКР, созданный полунатурный стенд, алгоритмическое и программное обеспечение.
6 3. Программа, методики и результаты имитационного моделирования, стендовой отработки ИУСПКР вертолета Ми-171А2, опыт реализации и внедрения научно-технических результатов, рекомендации по совершенствованию и развитию системы.
На защиту выносятся:
-
Научно-обоснованная техническая разработка бортовой ИУСПКР одновинтового вертолета, внедрение которой позволяет повысить безопасность полетов, что имеет существенное значение для авиации.
-
Предложенные подходы к построению и новые функции ИУСПКР одновинтового вертолета с учетом критерия безопасности.
-
Методики формализации, синтеза и использования частных и интегральной информативных функций опасности в каналах сигнализации, управления, принятия решения и информационной поддержки экипажа.
-
Методики и результаты анализа и синтеза каналов ИУСПКР одновинтового вертолета с использованием информативных функций опасности.
-
Математические и имитационные модели, алгоритмическое обеспечение, результаты моделирования и стендовой отработки ИУСПКР вертолета Ми-171А2, опыт реализации и внедрения научно-обоснованной технической разработки.
Достоверность научных результатов определяется применением адекватных
математических моделей и современных методов анализа и синтеза информационно-
измерительных и управляющих систем, согласованностью результатов
имитационного моделирования и стендовых исследований ИУСПКР одновинтового
вертолета, опытом реализации и внедрения полученных научно-технических
результатов.
Реализация и внедрение результатов работы. Полученные научные и практические результаты внедрены на АО «УКБП» при разработке комплекса бортового оборудования КБО-17, реализующего функции ИУСПКР вертолета Ми-171А2, использованы в АО «Московский вертолетный завод им. М.Л. Миля» при опытной отработке и испытаниях вертолета Ми-171А2. Результаты внедрения подтверждены соответствующими актами.
Апробация работы. Основные положения и результаты диссертации докладывались на Международной научно-практической конференции (НПК) «Современные технологии, материалы, оборудование и ускоренное восстановление
7
квалифицированного кадрового потенциала – ключевые звенья в возрождении
отечественного авиа-ракетостроения (Казань, 2012 г.), на III Международной НПК
«Системы управления жизненным циклом изделий авиационной техники: актуальные
проблемы, исследования, опыт внедрения и перспективы развития (Ульяновск,
2012 г.), на X Международной Четаевской конференции «Аналитическая механика,
устойчивость и управление» (Казань, 2012 г.), на Всероссийской научно-технической
конференции (НТК) «Авиационные приборы и измерительно-вычислительные
комплексы» (Ульяновск, 2013 г.), на XXI, XXII, XXIII, XXIV Международном
научно-техническом семинаре «Современные технологии в задачах управления,
автоматики и обработки информации» (Алушта, 2012 – 2015 г.г.), на VI, VII
Международной НТК «Информационные технологии в науке, образовании и
производстве» (Орел, 2014, 2015 г.г.), на Международной НПК «Поиск эффективных
решений в процессе создания и реализации научных разработок в Российской
авиационной и ракетно-космической промышленности» (Казань, 2014 г.), на
Международной НТК «Проблемы автоматизации и управления в технических
системах» (Пенза, 2015 г.), на Международной НТК «Проблемы авиации, наземного
транспорта и энергетики» (Казань, 2015 г.), а также на НТС
АО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения» (2010 – 2015 гг.), на кафедре «Приборы и информационно-измерительные системы» (2012 – 2015 гг.) и НТС Казанского национального исследовательского технического университета им. А.Н. Туполева-КАИ (2015 г.).
Публикации. Основные результаты диссертации опубликованы в 26 печатных работах, в том числе в 6 статьях в ведущих рецензируемых научных журналах, рекомендованных ВАК РФ, в 4 статьях в других журналах и 10 материалах докладов. На предложенные технические решения получены 6 патентов на изобретения и полезные модели.
Личный вклад автора заключается в научном обосновании разработки бортовой ИУСПКР одновинтового вертолета, в разработке методики формализации и синтеза частных и интегральной функций опасности текущего режима полета, в разработке методик анализа и синтеза каналов измерения и предупреждения, управления и принятия решений, информационной поддержки экипажа в нештатных ситуациях с использованием информативных функций опасности, в разработке
8 математических и имитационных моделей, в личном участии в моделировании, стендовых исследованиях и отработке ИУСПКР одновинтового вертолета Ми-171А2, в непосредственном творческом участии в опытно-конструкторских работах, опытном производстве и испытаниях комплекса бортового оборудования КБО-17, реализующего функции ИУСПКР на вертолете Ми-171А2, в апробации и опубликовании результатов исследования.
Содержание диссертации соответствует паспорту научной специальности
05.11.16 по пункту 1. Научное обоснование перспективных информационно-измерительных и управляющих систем, систем их контроля, испытаний, метрологического обеспечения, обеспечение эффективности существующих систем. Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, списка использованных источников. Основное содержание диссертации изложено на 235 страницах машинописного текста, содержит 16 таблиц и 69 рисунков. Библиография включает 127 наименований, представленных на 13 страницах.
Эксплуатационные ограничения на основные параметры движения одновинтового вертолета
Возрастающие требования к тактико-техническим возможностям и эффективности применения вертолетов и непрерывный рост требований к уровню безопасности полетов обусловливают необходимость непрерывного совершенствования методов и средств инструментального обеспечения безопасности полетов. Перспективным направлением повышения уровня безопасности полета вертолета является создание бортовых информационно-управляющих систем предотвращения критических режимов полета вертолета.
В таком ИУСПКР как большой технической системе, в состав которой входит и лицо, принимающее решение (пилот), существенно переплетаются и взаимодополняются функции измерения, обработки и предоставления информации, оценки уровня опасности возникающей нештатной ситуации и принятия эффективных решений по предотвращению ее развития, синтеза ручного и автоматического управления по критерию безопасности режима полета, анализа технической и технико-экономической эффективности и безопасности принимаемых решений и реализуемых уравнений.
Разработка и исследование ИУСПКР вертолета должны быть основаны на комплексном подходе к совместному и всестороннему рассмотрению всех ее аспектов - измерительных, информационных, управленческих.
Как показано выше, на процесс полета вертолета накладывается большое число ограничений по пилотажным параметрам, по параметрам несущей системы и окружающей среды, взаимосвязанных между собой через аэродинамику и динамику полета вертолета. Эти ограничений определяют безопасную область эксплуатации вертолета на данном этапе и режиме полета, изменяющую свои границы в процессе полета. Эта область эксплуатации по основным критическим параметрам определяется разработчиком конкретного типа вертолета по результатам трубных исследований и летных испытаний и предоставляется в виде аналитических зависимостей, эмпирических соотношений, графиков, таблиц и т.п.
В общем случае режим полета вертолета определяется многокомпонентным вектором состояния X(t) = f(x1,x2,...,xi,...,xn; и1,и2,...,и1,и ...,ит; W1,...,W,...,Wk;i), (1.29) где .() - фазовые координаты; U-(t) - параметры управления; Wt(t) характеристики действующих возмущений; t - время.
Вектор состояния X(i) изменяется стохастически, поэтому при приближении к границам эксплуатационной области, особенно при решении тактико-технических задач на предельных режимах полета, необходима дополнительная количественная информация об изменении состояния вертолета и соответствующем ему изменении уровня безопасности режима полета. Такая информация весьма важна для идентификации возникающих нештатных (особых) ситуаций, вид которых, (усложнение условий полета, сложная, аварийная или катастрофическая ситуация) характеризуется как предельно допустимыми значениями пилотажных параметров, их сочетанием и соотношением в зависимости от условий и режима полета.
Информация о границах безопасной области эксплуатации вертолета, а также об изменении уровня безопасности полета в нештатных ситуациях необходима для контроля состояния вертолета, принятия решения и построения соответствующих алгоритмов ручного и (или) автоматического управления.
Интегральная функция, определяющая состояние вертолета, может быть представлена в виде некоторого условного критерия режима полета Kv(i), который является детерминированной функцией ряда взаимно коррелированных параметров Гг.
Эта функция может быть представлена в форме полинома или произведения частных критериальных функций, которая удобна для инструментальной реализации: где Yt(t) и Yt. - сигналы первичной информации по параметрам и факторам, определяющим режим полета вертолета и их первые производные по времени; 7доп. (t) - предельно допустимые значения указанных определяющих параметров и факторов; Qt и bt - чувствительность каналов прогнозирования (предвидения) и степень влияния частной функции по і-му параметру (вес параметра) на общее состояние вертолета. Ряд компонентов вектора X(i) состояния вертолета (например, вес, положение органов управления, обладающие менее жесткими связями) могут быть выделены в виде некоторых частных скалярных факторов-критериев, аддитивно дополняющих интегральную функцию состояния Kv(i). Упомянутые критерии с целью упрощения их реализации и восприятия целесообразно представить в виде относительных безразмерных приращений, их отклонений от норм, задаваемых программой, соответствующей требуемому режиму полета.
Реализация автоматического и ручного управления по критерию безопасности предусматривает формирование соответствующих количественных показателей текущего уровня безопасности режима полета вертолета. Это предопределяет необходимость разработки методов формирования и построения информативных функций, характеризующих изменения состояния объекта и уровня безопасности полета при приближении к эксплуатационным ограничениям как отдельного критического пилотажного параметра, так и текущего состояния объекта и уровня безопасности режима полета в целом, а также функций, определяющих степень опасности возникающей особой ситуации и возможные эффективные пути предотвращения ее развития.
В связи с возможными погрешностями измерения критических параметров и реализации рассмотренного выше алгоритма работы сигнализации возникает необходимость постановки и решения задачи, анализа и параметрического синтеза каналов сигнализации ИУСПКР. Повышение эффективности работы ИУСПКР посредством совершенствования каналов сигнализации возможно путем уточнения алгоритмов работы сигнализации. В частности, с точки зрения помехоустойчивости канала сигнализации более полным является алгоритм, описываемый операторным уравнением вида Xc(s) = Xд п(s)W{s) - X{s)W2{s) - X(s) - Фх{s)W3{s\ (1.31) где Wis) и W2(s) - передаточные функции фильтров в цепях формирования текущего и допустимого значений контролируемого параметра х(t); Фх{s) и W {s) - оператор функции упреждения и передаточная функция фильтра по цепи упреждения; Xc(s), Хд0п(4 ВД - изображения соответствующих сигналов; s -оператор Лапласа.
Методика построения информативных функций опасности критических режимов полета одновинтового вертолета
Возникшая опасная ситуация рассматривается как произведение двух событий: события, заключающегося в том, что при выходе фактического значения x контролируемого параметра в опасную область имеет место аварийная ситуация и событие пропуска опасной ситуации с вероятностью Pпxрi . Обычно принимается, что вероятность возникновения аварийной ситуации однозначно определяется вероятностью пропуска опасной ситуации Pпxрi , обусловленной изменением характерного параметра xi , и определяющей вероятность возникновения аварийной ситуации Pасxi и соответствующей ей информативную функцию опасности Fо п на границе возникновения аварийной ситуации Fас! [60].
Как видно из выражений (3.1) и (3.2), для оценки эффективности работы каналов системы предупреждения критических режимов полета вертолета необходимо знание законов распределения случайных величин AJ и хг., что возможно лишь для систем, находящихся в эксплуатации после набора достаточной статистики.
На этапе проектирования и разработки ИУСПКР вертолета в качестве предварительного критерия оценки эффективности каналов системы можно использовать условные вероятности пропуска опасной ситуации Р х и условной вероятности ложного срабатывания Рлс вида [56] В этом случае не требуется знания закона распределения фактических значений л:ф характерного параметра . на данном режиме полета вертолета, но какая-то гипотеза о законе распределения погрешности , измерения характерного параметра . должна быть принята на этапе проектирования, например, гипотеза о нормальном законе распределении погрешностей.
Для нормального закона распределения случайной погрешности измерения характерного параметра . плотность распределения вероятностей W2(x) принимает вид _2 2 Лх, W2(Axi) = r=е 2710 где с д, - среднее квадратическое значение случайной погрешности . измерения характерного параметра хг полета вертолета.
Тогда условные вероятности Р х и Р х пропуска опасной ситуации и ложного срабатывания системы предупреждения критических режимов полета вертолета по параметру . будут равны - значение в скобках функции Ф( ) в выражениях (3.4) и (3.5); z = ка ; к число, связывающее предельное значение Ахпред случайной погрешности измерения характерного параметра xt с допустимым среднеквадратическим значением погрешностей например, для нормального закона распределения погрешности хпред =3 G ,доп. Таким образом, используя допустимые значения вероятностей пропуска опасной ситуации Рпр Рпурс и ложного срабатывания Рлс Р , можно определить допустимые среднеквадратические значения ст случайных погрешностей измерения характерных параметров . критических режимов полета вертолета. Как показано в работе [60], характерные параметры критических режимов полета JC. их граничные значения х на границах особых ситуаций являются известными функциями нескольких параметров движения вертолета. На границах особых ситуаций, обусловленных летными ограничениями по прочности конструкции, ограничение на характерный параметр критического режима - приборную скорость является функцией абсолютной барометрической высоты Н и истинной воздушной скорости вида [60] хН
На границах особых ситуаций, обусловленных летными ограничениями на коэффициент режима работы несущего винта, граничные значения приборной скорости определяются выражением [60] я,
На границах особых ситуаций, связанных с летными ограничениями на число Маха Мл конца наступающей лопасти НВ, граничные значения приборной скорости [60]
На границах особых ситуаций, обусловленных летными ограничениями на несущую способность НВ, граничные значения вертикальной перегрузки определяются как [60] и коэффициента заполнения НВ с коэффициентом режима работы несущего винта, зависящим от угловой скорости coz вращения вертолета относительно вертикальной оси z; F - ометаемая площадь НВ.
Граничные значения вертикальной перегрузки, определяющие летные ограничения на режиме «подхвата», возникающем при интенсивном маневрировании вертолета, определяются выражением вида [60]
Границы летных ограничений по вертикальной скорости Vyгр на критическом режиме «вихревое кольцо» определяются выражением [60] гр= + А + .8/в=/6( , ,М), (3.11) где VвX,Vв ,VвZ - продольная, вертикальная и боковая составляющие вектора истинной воздушной скорости вертолета, Уу=Уву - вертикальная скорость снижения; х и Z - перемещения ручки циклического шага при продольном и боковом управлении; кх и kz - постоянные коэффициенты. Тогда, при допущении о некоррелированности погрешностей параметров, входящих в функции( ) выражений (3.6-3.11), среднеквадратическое значение сТд,. погрешности измерения характерных параметров . на различных критических режимах полета вертолета будут определяться как для критического режима на прочность конструкции
Анализ погрешностей измерения характерных параметров критических режимов полета вертолета
Анализ особых и критических режимов полета одновинтового вертолета, проведенный в пп.2.3, 2.4, показывает, что задачу обеспечения безопасности полета, в первую очередь, необходимо решать в следующих опасных ситуациях: – на предельных режимах по приборной воздушной скорости, связанных с прочностью конструкции, срывом потока с наступающей лопасти из-за превышения допустимого значения числа Маха и потерей аэроупругой устойчивости несущего винта; – на предельных режимах по вертикальной скорости снижения с малой горизонтальной скоростью и возникновением режима «вихревое кольцо»; – на предельных режимах по вертикальной перегрузке и возникновением явления «подхвата вертолета».
При этом на предельно-допустимые значения указанных критических параметров оказывают влияние и другие параметры полета вертолета, в частности абсолютная (барометрическая) высота, продольная и боковая составляющие вектора истинной воздушной скорости, температура наружного воздуха, угловая скорость вращения относительно вертикальной оси, углы крена, тангажа, полетная масса и др. Для одновинтового вертолета Ми-171А2 предельно-допустимые значения критических параметров полета регламентируются РЛЭ [16]. В таблице 5.1 приведены ограничения на предельно-допустимую приборную скорость Vпр max , которые являются функцией абсолютной барометрической высоты, полетной массы и температуры наружного воздуха. 157 Непревышаемые и минимальные скорости набора высоты, горизонтального полета, моторного планирования вертолета в зависимости от высоты и полетной массы в условиях СА вертолета Ми-171А2 Таблица 5. Высотаполета,м Полетная масса, кг
При температуре наружного воздуха выше температуры стандартнойатмосферы +15С непревышаемая приборная скорость полета на каждые 15Суменьшится на 10 км/ч.2. При выполнении взлетов и посадок допускаются приборные скорости полетаменее 60 км/ч.
Эксплуатационные границы по приборной скорости (1 - при полезной массе менее 11100 кг; 2 - при полетной массе более 11100 кг и до 13000 кг) Эксплуатационные ограничения по предельно-допустимой приборной скорости Кпр2 вертолета Ми-171А2 на критическом режиме, связанном с самовращением несущего винта при неработающем двигателе, предложено задать соотношением вида [91]: где Vпр доп в км/ч, значение полетной массы G в кг, значение абсолютной барометрической высоты Hабсв м. На рис.5.2 приведены графики изменения границы эксплуатационных значений приборной скорости на режиме самовращения несущего винта в зависимости от абсолютной барометрической высоты Н при нормальной температуре окружающей среды TН0 с разными значениями полетной массы G.
Для характеристики режима работы несущего винта введена относительная величина - коэффициент режима работы несущего винта , определяемый как отношение проекции вектора скорости полета на плоскость вращения втулки к окружной скорости конца лопасти [92]. где А - угол атаки несущего винта; VВ - истинная воздушная скорость, км/ч; - угловая скорость вращения несущего винта, 1/с; г - радиус конца лопасти несущего винта, м (для вертолета Ми-171А2 г =10,65 м). Так как в большинстве случаев угол атаки несущего винта не превышает 10, то приближенно определяется как где Рн - барометрическое давление на высоте Набс, кПа; N - скорость вращения несущего винта, об/мин; - относительная плотность воздуха; о =1,225 кг/м3 - плотность воздуха на уровне моря; R = 287,05287 Дж/(кг К) удельная газовая постоянная; Тн - температура невозмущенного потока, К; для предельно-допустимой величины-коэффициента режима работы Цгтх получим соотношение для эксплуатационного ограничения VпЭр3 по предельно-допустимой приборной скорости полета вертолета Упрдоп2 (в км/ч), при достижении которой возникают недопустимые маховые движения лопастей, т.е.
Как видно из выражения (5.7), летное ограничение вертолета по приборной скорости, связанное с режимом косого обтекания НВ определяется совокупностью параметров Яа&, 7#, N, т.е. высотой полета, внешними условиями, в которых осуществляется полет, а также с режимом работы силовой установки, учет которых для предупреждения данного летного ограничения в существенной мере затруднен для экипажа вертолета.
Летные ограничения, связанные с возрастанием волнового сопротивления несущего винта, определяются максимально-допустимым числом Маха на наступающей лопасти НВ, который определяется суммарной скоростью, которая складывается из скорости движения вертолета V и окружной скорости в концевой части лопасти НВ, т.е.
Методика построения алгоритмов управления вертолетом в нештатных ситуациях с использованием информативных функций опасности
Построены модели эксплуатационных ограничений по предельно-допустимой приборной скорости вертолета Ми-171А2, связанные с прочностью конструкции, срывом потока с наступающей лопасти из-за превышения допустимого значения числа Маха, с достижением предельно-допустимой величины коэффициента работы несущего винта и возникновением недопустимых маховых движений лопасти, по которым построен алгоритм формирования эксплуатационного ограничения на интегральную функцию опасности по приборной скорости. Построены модели эксплуатационных ограничений по предельно-допустимой вертикальной скорости снижения вертолета Ми-171А2, на предельно-допустимую абсолютную высоту полета, на зоны опасных сочетаний геометрической высоты и приборной скорости при посадке, включая режим висения.
С учетом близости аэродинамических и динамических характеристик вертолета Ми-171А2 к характеристикам вертолета Ми-8 для имитационного моделирования ИУСПКР одновинтового вертолета использованы уравнения динамики и исходные данные, полученные при исследовании «восьмерки».
Имитационное моделирование и стендовая отработка алгоритмов формирования упреждающей сигнализации каналов информационно управляющей системы предотвращения критических режимов одновинтового вертолета проведено на одновинтового вертолета Ми-171А2, созданном при творческом участии диссертанта комплексном стенде для отработки и испытаний комплекса бортового оборудования КБО-17 вертолета Ми-171А2, в составе которого реализованы функции ИУСПКР. В процессе имитационного моделирования разработаны и апробированы алгоритмы формирования упреждающей сигнализации по каналам приборной скорости, вертикальной скорости снижения, абсолютной высоте полета, температуре наружного воздуха и опасных сочетаний геометрической высоты и приборной скорости. Как показали результаты моделирования, характеристики информационно-управляющей системы предотвращения критических режимов полностью соответствуют требованиям по обеспечению безопасности пилотирования регламентируемым РЛЭ.
Результаты имитационного моделирования ИУСПКР свидетельствуют об адекватности разработанных подходов, математических моделей и алгоритмов, о соответствии каналов ИУСПКР предъявляемых требованиям по обеспечению безопасности полета вертолета в возможных нештатных ситуациях, позволяют обоснованно проводить опытно-конструкторскую разработку функции ИУСПКР в составе КБО-17.
Полученные научные и практические результаты по научно-обоснованной технической разработке информационно-управляющей системы предотвращения критических режимов одновинтового вертолета внедрены в АО «УКБП» при разработке комплекса бортового оборудования КБО-17 вертолета Ми-171А2, использованы в АО «Московский вертолетный завод им. М.Л. Миля» при опытной отработке и испытаниях вертолета Ми-171А2.
Сформулированы направления совершенствования информационно управляющей системы предотвращения критических режимов одновинтового вертолета за счет совершенствования средств информационного обеспечения и бортовых систем электронной индикации, формирования единого информационно-управляющего поля кабины вертолета и реализации концепции интегрированной модульной авионики, использования при идентификации текущих нештатных ситуаций причинно-следственных подходов и методов распознавания образов и экспертных систем, а также за счет расширения функций ИУСПКР на стояночные и взлетно-посадочные режимы вертолета. Результаты исследования являются базой для разработки информационно-управляющих систем обеспечения безопасности полета вертолетов различного класса и назначения.
Анализ задачи предупреждения и предотвращения критических режимов пилотирования одновинтового вертолета позволил получить основные характеристики особых и критических режимов полета, определить летные ограничения на параметры движения, провести систематизацию принципов построения системы предупреждения и предотвращения критических режимов, оценить перспективность создания и применения информационно-управляющей системы, сформулировать задачу научного исследования по научно-обоснованной технической разработке ИУСПКР одновинтового вертолета.
Разработанная методика формирования и синтеза частных (по отдельным критическим параметрам) и интегральной (по текущему режиму полета в целом) детерминированных функций опасности, модели их связи с динамикой управляемого движения вертолета позволяют количественно оценить текущий уровень безопасности полета, вероятности возникновения и степень опасности возникающих особых ситуаций, выявить причины их возникновения, направление и темпы их изменения, сформировать своевременные сигналы предупреждения, команды и алгоритмы управления по выводу вертолета из опасного режима, решать задачу информационной поддержки экипажа в нештатных ситуациях.
Разработанные методики формирования требований к погрешностям и построению алгоритмов обработки информации каналов измерения характерных параметров критических режимов, анализа погрешностей и обеспечения статической и динамической точности при детерминированных и случайных воздействиях, а также методики формирования эксплуатационных ограничений и построения алгоритмов принятия оперативных решений и информационной поддержки экипажа с использованием информативных функций опасности являются теоретической основой проектирования, моделирования и исследования вариантов информационно-управляющей системы предотвращения критических режимов полета одновинтовых вертолетов.
Построенные модели эксплуатационных ограничений на максимально-допустимые значения приборной скорости на различных режимах полета вертолета Ми-171А2, на предельно-допустимую вертикальную скорость снижения, на предельно-допустимую абсолютную высоту полета, на зоны опасных сочетаний геометрической высоты и приборной скорости, на другие критические параметры, а также построенные на их основе алгоритмы упреждающей сигнализации апробированы и отработаны на комплексном стенде для имитационного моделирования работы ИУСПКР в составе комплекса бортового оборудования КБО-17 вертолета Ми-171А2.
Результаты моделирования и стендовой отработки ИУСПКР подтвердили ее соответствие требованиям РЛЭ вертолета Ми-171А2 и свидетельствуют об адекватности разработанных подходов, математических моделей и алгоритмов, позволяют обоснованно проводить опытно-конструкторские работы по разработке ИУСПКР в составе КБО-17. Результаты исследования и разработки ИУСПКР внедрены на АО «УКБП» и на АО «Московский вертолетный завод им.М.Л.Миля» и обеспечивают регламентируемый уровень безопасности полета вертолета Ми-171А2, являются базой разработки ИУСПКР вертолетов других типов и назначения, решают важную для авиации задачу обеспечения безопасности полетов вертолетов.