Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1 . Особенности летной эксплуатации воздушных судов на взлете и посадке в условиях предельных ограничений 13
1.1. Вводные замечания и постановка задачи 13
1.2. Анализ причин авиационных происшествий при взлете воздушных судов 15
1.3. Анализ причин авиационных происшествий при посадке воздушных судов 16
1.4. Влияние отказов функциональных систем на безопасность полетов воздушных судов 19
1.5. Влияние внешней среды на безопасность полетов воздушных судов 20
1.6. Анализ действий пилота на обстоятельства и причины авиационных происшествий 21
1.7. Методы исследования летной эксплуатации и безопасности полетов воздушных судов в условиях предельных ограничений 23
Выводы по главе 1 25
ГЛАВА 2 Система математического моделирования динамики полета летательных аппаратов на этапах взлета и посадки 26
2.1. Вводные замечания 26
2.2. Возможности системы математического моделирования динамики полета летательных аппаратов 28
2.3. Архитектура системы математического моделирования динамики полета летательных аппаратов 30
2.4. Структура математической модели движения самолета 34
2.5. Идентификация математических моделей движения воздушных судов на этапах взлета и посадки 35
2.5.1. Методика обобщенной проверки адекватности ММ экспериментальным данным 36
2.5.2. Методика эвристической проверки адекватности ММ экспериментальным данным 39
2.6. Результаты идентификации математических моделей движения воздушных судов на этапах взлета и посадки 42
2.6.1. Результаты идентификации ММ движения самолета Ил-96-300 по ВПП 42
2.6.1.1. Идентификация математической модели посадки в продольном канале управления 42
2.6.1 ^.Идентификация математической модели посадки при воздействии возмущающих факторов поперечного движения 44
2.6.1.3.Идентификация математической модели движения самолета по ВПП в продольном направлении 46
2.6.2 Результаты идентификации математической модели движения самолета Ил-76ТД48
2.6.3 Результаты идентификации ММ движения самолета Ту-154 50
Выводы по главе 2 52
ГЛАВА 3. Разработка и применение теоретических методов исследования при моделировании взлета и посадки воздушных судов 54
3.1.Постановка задачи 54
3.2. Метод идентификации модели пилота 54
3.3 Модель состояния взлетно-посадочной полосы 66
3.4 Составительный анализ отечественных и зарубежных норм летной годности ВС при назначении ограничений по боковому ветру в зависимости от коэффициента сцепления пневматиков шасси с ВПП 73
3.4.1 Анализ процедур сертификации ограничений по состоянию ВПП и боковому ветру по отечественным и зарубежным нормам летной годности 73
3.4.2. Анализ процедур замера коэффициента сцепления по отечественным и зарубежным нормам летной годности 76
3.4.3. Применение математического моделирования для определения ограничений по состоянию ВПП и боковому ветру 78
3.5 Метод оптимального планирования численного эксперимента при математическом моделирования взлета и посадки ВС 82
3.5.1. Математическая теория планирования эксперимента 83
3.5.2 Вычисление коэффициентов поверхности отклика 84
3.5.3. Определение оптимального объема выборки 86
Выводы по главе 3 88
ГЛАВА 4. Решение прикладных задач взлета и посадки воздушных судов в условиях предельных ограничений 90
4.1 Постановка задачи 90
4.2 Решение прикладных задач особых случаев взлета и посадки самолета Ил-96-300 90
4.2.1. Анализ нормативной документации 90
4.2.2 Обоснование выбора расчетных случаев вычислительных экспериментов 92
4.2.3.Результаты вычисленных экспериментов особых случаев взлета самолета Ил - 96-
300 94
4.2.4 Результаты вычислительных экспериментов особых случаев посадки самолета Ил
-96-300 96
4.2.4.1. Посадка без отказов в системах управления 96
4.2.4.2. Отказы руля направления 97
4.2.4.3. Отказы элеронов 99
4.2.4.4. Отказы внешних интерцепторов 100
4.2.4.5. Отказы реверсирования крайнего двигателя 103
4.2.4.6. Отказы управления передней стойкой шасси 105
4.2.4.7.Невключение тормозов одной подкрыльевой стойки шасси 107
4.3. Исследование условий движения самолетов Ил-86 и Ил-96-300 на ВПП с различными характеристиками торможения с целью расширения границ их безопасной эксплуатации 108
4.3.1. Выбор и обоснование расчетных случаев вычислительных экспериментов 109
4.3.2. Исследования условий движения самолета Ил-86 на ВПП с различными характеристиками торможения 111
4.3.2.1. Исследование прерванного взлета самолета Ил-86 с различными характеристиками торможения 111
4.3.2.1.1. Исследование влияния скорости отказа наветренного двигателя при прерванном взлете самолета на разбеге по ВПП с сильным боковым ветром и пониженным коэффициентом сцепления 112
4.3.2.1.2. Исследование прерванного взлета самолета на скользкой ВПП при сильном боковом ветре 113
4.3.2.1.3. Исследование отказа управления передней стойкой шасси при прерванном взлете самолета 115
4.3.2.1.4. Исследование влияния уменьшения вдвое скорости поворота передней стойки шасси при прерванном взлете самолета 116
4.3.2.2. Исследование влияния различных способов торможения на длину пробега самолета Ил-86 при посадке 117
4.3.3. Исследование условий движения самолета Ил-96-300 на ВПП с различными характеристиками торможения 120
4.3.3.1. Исследование взлета самолета Ил-96-300 120
4.3.3.2. Исследование посадки самолета Ил-96-300 121
4.4 Определение предельных эксплутационных возможностей самолета Ил-76ТД с повышенным значением взлетной массы 127 4.5. Исследование совокупности особых условий взлета и посадки воздушных судов с
целью выявления критических ситуаций 130
4.6.Разработка практических рекомендаций и предложений по летной эксплуатации и
обеспечению безопасности полетов воздушных судов на взлете и посадке в условиях
предельных ограничений 137
4.6.1. Рекомендации и предложения по расширению ожидаемых условий эксплуатации самолетов Ил-86 и Ил-96-300 при движении по ВПП 138
4.6.2. Рекомендации и предложения по летной эксплуатации самолета Ил-76ТД с повышенным значением взлетной массы 141
4.6.3. Рекомендации и предложения по унификации требований отечественных норм летной годности с зарубежными по коэффициенту сцепления шин шасси с ВПП 142
Выводы по главе 4 143
Заключение
- Анализ причин авиационных происшествий при взлете воздушных судов
- Возможности системы математического моделирования динамики полета летательных аппаратов
- Составительный анализ отечественных и зарубежных норм летной годности ВС при назначении ограничений по боковому ветру в зависимости от коэффициента сцепления пневматиков шасси с ВПП
- Решение прикладных задач особых случаев взлета и посадки самолета Ил-96-300
Введение к работе
Высокая эффективность и безопасность полета эксплуатационных подразделений
гражданской авиации непосредственно зависят от качества самого ВС и пилота, управляющего им. Если говорить о таком типе ВС как самолет, то его качества характеризуются тремя основными летными свойствами устойчивостью, управляемостью и маневренностью (для транспортного самолета маневренность не играет существенную роль), а также существенно зависят от надежной и безотказной работы конструкции, двигателей и систем самолета [3, 4,11 , 12].
В свою очередь, качества пилота определяются его теоретической и практической подготовкой, пониманием динамики движения самолета в различных, ситуациях и знанием соответствующих инструкций по ЛЭ [1,2, 5-Ю ];
Поскольку вопросы устойчивости, управляемости и БП для ВС являются важнейшими и тесно связанными между собой, то методы как теоретических, так и экспериментальных исследований обеспечения хороших показателей этих качеств самолетов, относятся, к числу достаточно сложных проблем [13-15]. Все трудности в изучении и понимании этих проблем вытекают , с одной стороны , из большого числа параметров и. эксплуатационных ограничений, влияющих на режим полета, а с другой: стороны, большое число летных и эксплуатационных ограничений, указанные пилоту в инструкции по ЛЭ конкретного типа самолета, определяют предельные режимы полета, пилотирование на которых требует повышенного внимания. Поэтому в некоторых случаях полета из-за ошибок в пилотировании возможно попадание самолета на критические режимы полета, которые могут усугубляться сложными метеоусловиями, отказами функциональных систем самолета, влиянием гибких конструкций, которые подвержены значительным деформациям в полете, недостатками эффективности рулевых поверхностей и т.д. Это все приводит к дополнительным трудностям в эксплуатации ВС, к снижению их летно-технических характеристик (ЛТХ) и уровня БП [16-120].
Наиболее сложными и ответственными с точки зрения обеспечения БП являются режимы взлета, захода на посадку и посадки ВС [21, 22, 14, 24-26], специфика которых обусловлена:
существенно нелинейным характером аэродинамических характеристик самолета на больших взлетно-посадочных углах атаки;
явным проявлением перекрестных связей продольного и бокового движений самолета;
значительным влиянием близости земли как на аэродинамические характеристики, так и непосредственно на условия пилотирования самолета;
наличием принципиально особых этапов движения самолета (в отличие от обычных полетных) - отрыва и касания, а также участков движения ВС по полосе;
большим повышением психофизической нагрузки на экипаж в связи с резким возрастанием объема и сложности задач, которые необходимо решить в течение коротких периодов времени;
необходимостью применения особых, отличных от используемых в течение всего остального полета методов пилотирования ВС, требующих большой точности и четкости действий экипажа;
значительным влиянием внешних атмосферных условий;
существенным эксплуатационным разбросом параметров в рассматриваемых режимах полёта.
Необходимость решения указанных и многих других вопросов делает задачу исследования движения ВС на режимах взлета и посадки в нормальных и особых случаях полета весьма актуальной. Именно поэтому вполне оправданным является большой объем проводимых в нашей стране и за рубежом исследований, направленных на повышение эффективности ЛЭ и уровня БП ВС на этапах взлета и посадки.
Основы методов расчета взлетно-посадочных характеристик (ВПХ) самолетов были заложены еще в классических трудах Н. Е. Жуковского [27] и В. П. Ветчинкина [28]. К числу первых фундаментальных исследований, позволивших глубоко понять и проанализировать физическую картину явлений, происходящих на взлете и посадке самолета, дать научную основу современных методов расчета динамических характеристик и широкие практические рекомендации по оптимальным приемам пилотирования самолета на этих режимах, необходимо отнести методы и разработки В. С. Пышнова, изложенные в его основополагающих теоретических работах по динамике полета [29]. Большую роль в развитии аналитических и экспериментальных методов изучения ВПХ сыграли труды Б. Т. Горощенко [30] и И. В. Остославского [24-26]. Значительный вклад в дальнейшее развитие методов исследования динамических характеристик самолетов и, в частности, их ВПХ, внесен работами Г. С. Бюшгенса [31-33].
Современные методы исследования движения ВС на этапах взлета и посадки базируются на системном подходе к проблеме обеспечения БП, который позволяет рассматривать и прослеживать большое число условий связей и факторов, влияющих на возникновение, ход и исход особых ситуаций полета. Системное представление достигается построением единой модели изучаемых явлений и системной организацией исследований. Системная организация означает непрерывное планирование и управление разработкой проблемы БП на взлете и посадке ВС с применением современных методов. Системный подход не требует обязательного рассмотрения всех элементов системы на одинаковом уровне, поскольку для практики все чаще необходимы промежуточные результаты решения проблемы -выводы и рекомендации, направленные на повышение уровня БП.
Основными методами исследований указанной проблемы в настоящее время являются летный эксперимент и математические средства, включающие аналитические методы и моделирование на ЭВМ и пилотажных стендах. Хотя теоретические основы построения и применения математического моделирования движения ВС сейчас все еще находятся в стадии разработки и становления, тем не менее, как уже показывает практика, математическое моделирование полета самолета является наиболее перспективным методом предварительного определения его характеристик (как дискретных, так и статистико-вероятностных) до начала летных испытаний (ЛИ), в процессе их проведения и по окончании испытаний для распространения полученных в результате испытаний данных на весь объем ожидаемых условий эксплуатации [34-49].
Успешное создание математических моделей (ММ) движения ВС невозможно без хорошо организованного системного анализа методов, развиваемых в базовых науках (аэродинамике, динамике полета, теоретической механике, теории упругости и автоматике) и позволяющих последовательно по времени определять нагрузки, перемещение самолета, его деформации и отклонения рулей. Однако такой общий подход к проблеме разработки ММ делает ее довольно сложной и трудно обозримой: поставленная задача имеет большую размерность по количеству параметров ВС, режимов его полета и исходных данных. Тем не менее решение именно такой большой и сложной задами позволяет иметь достаточную гарантию ее определенной достоверности, которая может быть проверена и уточнена лишь по результатам ЛИ.
В истории построения ММ четко выделяются три этапа их создания, которые последовательно связаны с разработкой ММ жесткого аэроупругого и аэроавтоупругого самолета [44,48,50].
Заметен неоспоримый прогресс в развитии методов математического моделирования динамики полета жесткого самолета. Наибольший успех здесь достигнут в связи с вводом новых быстродействующих ЭВМ. В настоящее время во многих авиационных организациях разработаны с теми или иными допущениями более полные ММ жесткого самолета, которые позволяют сегодня проводить внедрение комплексного цикла исследований на ЭВМ в практику ЛИ ВС.
Особое место занимают работы Бурдуна И. Е., Боярского Г. И., Ударцева Е. П., Лазнюка П. С, Страдомского О. Ю., Егорова Г. С, Фицнера Л. К., Савина В. С, Моисеева Е. М., Сушко В. В., Ломовского В. В., Ермакова В. В., Супруна В. М., Пухова В. В., Леонова В. А., Сурина В. П., Пуминовой Г. С, Матвеева 10. И., ..Опара А. С, Юша Н. Ф., Кулифеева Ю. Б., Морозова В. И., Брагазина В. Ф., Феногенова Д. А., Шишмарева А. В., Бина Г. Е. и других отечественных и зарубежных ученых.
Характерным для большинства этих работ [50-62] являются, как отмечалось выше, трудности замыкания общих уравнений движения ВС, которые преодолеваются путем задания законов управления и дополнительных соотношений, полученных из эксперимента. Это оставляет проблему создания адекватных ММ движения самолета по-прежнему открытой и одной из основных [63,64].
В последнее время появился целый ряд глубоких научных исследований, посвященных разработкам аэроупругой и аэроавтоупругой моделей самолета. Теоретические и экспериментальные методы исследования указанных моделей весьма сложны, поскольку они требуют для успешного решения проблемы вполне согласованного взаимодействия различных специалистов и выдачи ими исходных данных. Более того, задача значительно усложняется, когда делаются попытки учесть влияния нестационарности обтекания в уравнениях аэроупругости самолета и дополнить их моделями рулевого привода и датчиков.
Теории статической аэроупругости и ее практическому применению посвящена обширная литература. Большой вклад в ее развитие внесли Белоцерковский С. М., Ништ М. И., Кашин Г. М., Протопопов В. И., Муравьев Г. Г., Васин И. С, Смирнов А. И., Новицкий В. В., Бисилингкофф Р. Л., Эшли X., Холфмэн Р. Л., Фын Я. Ц., Фершинг Г., Kussner Н. G., Possio С., Watkins С. Е., Landahl М.Т. и многие другие исследователи. Наиболее обобщающими работами в этом направлении являются монографии [50,65-69].
Вместе с тем, при использовании полных аэроупругих и аэроавтоупругих моделей возникает ряд затруднений и, в первую очередь, сложности их реализации на ЭВМ. Поэтому при исследовании только движения ВС, его устойчивости и управляемости в нормальных и особых случаях полета вряд ли целесообразно использовать громоздкие аэроупругие и аэроавтоупругие модели. В этой случае лучше воспользоваться упрощенными моделями, учитывающими аэроупругость конструкции ВС путем введения соответствующих поправок в управлении движения и использовать их в инженерной практике [49, 50, 65, 70,71].
К настоящему времени уже опубликовано достаточно много материалов, посвященных решению частных задач движения ВС в нормальных условиях взлета и посадки [24,38, 44,47] . Но особого внимания требуют материалы, касающиеся особых случаев при взлете и посадке, в частности, вопросов инженерного обеспечения БП, связанных с анализом отказов двигателей и систем, влиянием внешней среды и ошибочными действиями экипажа [36, 37, 52, 54]. Отсутствие на сегодняшний день надежных результатов по данным вопросам во многом объясняется недостаточным использованием при математическом моделировании движения ВС современных теоретических методов анализа и синтеза особых условий полета и статистических методов планирования численных экспериментов, что значительно затрудняет интерпретацию результатов проведенных исследований.
В этих условиях трудно выделить среди множества факторов определяющие, а среди большого объема противоречивых данных достоверные.
Подводя итоги анализа недостатков существующих методов исследования повышения эффективности ЛЭ и уровня БП ВС в особых случаях взлета и посадки, можно заключить, что они не позволяют в полной мере реализовать все преемущества математического моделирования движения самолёта и требуют их совершенствования, что и нашло отражение в рассматриваемой диссертационной работе. Таким образом, в предлагаемой работе решается имеющая важное в ГА значение проблема повышения эффективности ЛЭ и уровня БП ВС в нормальных и особых случаях взлета и посадки за счет использования математического моделирования движения ВС, создания новых и применения современных теоретических методов исследования особых случаев полета с целью разработки на этой основе рекомендаций по совершенствованию техники пилотирования.
Решение указанной проблемы позволяет существенно расширить и углубить уровень изучения динамических свойств ВС в сложных условиях взлета и посадки при сохранении или уменьшении объема ЛИ, а также выдавать до проведения ЛИ рекомендации по обеспечению безопасности и регулярности полетов, расширению летных ограничений и делать заключения по соответствию нормам летной годности гражданских транспортных самолетов (НЛГС).
Диссертационная работа базируется на материалах теоретических и экспериментальных исследований, выполненных автором в Московском Государственном Техническом Университете гражданской авиации (МГТУ ГА) в период 2000-2004гг.
Ниже приводится краткая характеристика целей, задач, основных результатов диссертационной работы и ее содержание.
Цель работы - разработка рекомендаций и предложений по обеспечению БП и технике пилотирования ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений по коэффициенту сцепления пневматиков шасси с ВПП и боковой составляющей ветра на основе результатов математического моделирования.
Задачи исследования:
выявление основных эксплуатационных факторов и условий , влияющих наЛЭ иБПВС на этапах взлетай посадки в условиях предельных ограничений;
обоснование применения и разработка методов оценки адекватности системы математического моделирования движения ВС на взлете и посадке;
разработка и реализация в системе математического моделирования современных теоретических методов и алгоритмов для решения практических задач оценки возможности эксплуатации ВС на взлете и посадки в условиях предельных ограничений;
> исследование с помощью системы математического моделирования динамики
полета ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений;
У разработка практических рекомендаций и предложений по расширению эксплуатационных ограничений и обеспечению БПВСна взлете и посадке.
Объект исследования : самолеты Ил -96-300, Ил-86, Ил-76ТД и Ту-154
Методы исследования : широкий спектр методов математического моделирования динамики полета: идентификации и оценки адекватности ММ, оптимизации и интерполяции , разностные решения дифференциальных уравнений , теории вероятностей и математической статистики.
Научная новизна работы :
создан и обоснован метод разработки рекомендаций по ЛЭ и обеспечению БП ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений ;
предложен метод и разработан алгоритм идентификации модели пилота;
обобщена и обоснована модель состояния ВПП;
предложена методика сравнительной оценки отечественных и зарубежных норм летной годности при назначении ограничений по боковому ветру в зависимости от коэффициента сцепления пневматиков шасси с ВПП;
определены предельные безопасные границы основных факторов взлета и посадки ВС с учетом отказов функциональных систем , позволяющих расширить ожидаемый диапазон эксплуатации конкретных типов ВС;
разработаны рекомендации и предложения по ЛЭ и обеспечению БП ВС на взлете и посадке в условиях предельных ограничений.
Достоверность результатов решения поставленных задач подтверждается:
идентификацией ММ по данным ЛИ конкретных типов ВС;
адекватностью ВЭ данным ЛИ конкретных типов ВС , оцененной с помощью статистических критериев точности и непротиворечивости , а также с помощью эвристического подхода.
Практическая значимость работы в том, что она позволяет:
> более полно исследовать особенности ЛЭ и обеспечение БП ВС на взлете и
посадки за рамками предельных ограничений с целью оценки предельных
эксплуатационных возможностей ВС;
> обеспечивать экономию ресурсов за счет сокращения объема ЛИ;
г- совершенствовать РЛЭ как вновь создаваемых ВС , так и находившихся в эксплуатации;
проводить расследования авиационных происшествий и инцидентов с помощью решения обратных задач динамики полета ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений и на этой основе обосновать рекомендации по их профилактике;
разрабатывать рекомендации и предложения по обучению и тренировке экипажей ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений .
На защиту выносятся:
теоретическое обоснование и рекомендации по применению системы математического моделирования динамики полета ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений;
методы проверки достоверности и точности результатов математического моделирования;
обоснование использования и применение метода идентификации модели пилота, теоретической модели состояния ВПП и метода оптимального планирования численного эксперимента и алгоритма обработки результатов математического моделирования особых случаев взлета и посадки ВС, позволяющих существенно сократить затраты времени и средств при проведении вычислительных экспериментов;
результаты теоретических исследований движения ВС в особых случаях взлета и посадки с помощью системы математического моделирования.
Реализация и внедрение результатов работы^ Материалы выполненных исследований докладывались на заседаниях и кафедральных семинарах в МГТУ ГА /2001-04 гг./, обсуждались на межотраслевых семинарах, научно-технических конференциях.
Основные результаты диссертационной работы были использованы в летных подразделениях ГА при обучении экипажей технике пилотирования
Апробация работы. Результаты выполненных исследований докладывались и получили положительную оценку на четырех международных конференциях (2001-2003 г.), а также обсуждались на ежегодных отраслевых и вузовских научно-технических конференциях и семинарах.
Публикация. По материалам диссертационной работы опубликовано 8 печатных работ, полученные результаты в период 2000-2003 г. отражены в шести отчетах по научно-исследовательской работе МГТУ ГА.
Структура и объем диссертационной работы. Работа состоит из введения, четырех глав, заключения, списка используемых источников, списка сокращений и двух приложений. Основная часть работы изложена на 160 страницах машинописного текста, всего работа содержит 18 рисунков, 24таблиц и149 библиографических названий (из них 18 - на иностранных языках), общий объем работы 190 страниц .
В первой главе работы рассмотрен вопрос состояния проблемы повышения эффективности ЛЭ и уровня БП ВС в нормальных и особых случаях полета. На основании этого был проведен анализ влияния различных факторов и характерных отказов AT с целью их возможного учета при разработке методов исследования. Было подмечено, что взлет и посадка ВС являются самыми напряженными и опасными этапами полета, требующими очень серьезного внимания в общей проблеме повышения эффективности ЛЭ и обеспечения БП. Обосновывается важность и необходимость исследования инженерного обеспечения БП, в котором существенные и определяющие роли отводятся состоянию ВС, воздействиям внешней среды и профессиональному уровню экипажа. Рекомендуется всесторонне проводить теоретические и практические мероприятия с целью инженерного обеспечения БП ВС. В конце главы сформулированы основные выводы и задачи исследований, требующие наибольшего внимания как экипажа, так и наземных служб.
Вторая глава работы посвящена выбору и исследованию системы математического моделирования движения ВС на этапах взлета и посадки, позволяющая удовлетворять потребности цифрового моделирования при исследованиях эффективности ЛЭ и БП транспортных самолетов с достаточной степенью точности и достоверности. Определена степень универсальности и унификации базовых ММ движения ВС . Разработанный метод эвристической оценки адекватности математических моделей динамики полета позволяет при достаточной информации идентифицировать не только недостающие значения внешних параметров (ветер, коэффициент сцепления ВПП), но и манеры пилотирования на различных участках полета в различных ЛИ.
Третья глава работы содержит ряд разработок и исследований по использованию в системе математического моделирования современных теоретических методов для оценки эффективности ЛЭ и уровня БП на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений . Разработаны алгоритм и программа для ЭВМ идентификации математической модели пилота , основанные на использовании градиентного. Предложена теоретическая модель взаимодействия колес шасси с ВПП , позволяющая определять боковые и продольные силы колес шасси на влажной и скользкой ВПП в зависимости от величины коэффициента сцепления при заданном коэффициенте трения на сухой ВПП .Проведен сравнительный анализ отечественной и зарубежной нормативной документации по ограничениям на эксплуатацию самолетов на ВПП с пониженным коэффициентом сцепления и боковым
ветром . Предложен метод оптимального планирования численного эксперимента и разработан алгоритм обработки результатов математического моделирования взлета и посадки ВС , позволяющий существенно сократить затраты времени и средств при постановке массового численного эксперимента.
В четвертой главе работы выполнен численный эксперимент по решению прикладных прямых задач динамики полета с помощью разработанной системы математического моделирования движения ВС на взлете и посадке в условиях предельных ограничений при отказах AT. Результаты численного моделирования особых случаев взлета и посадки ВС свидетельствуют о реальной возможности расширения области эксплуатации транспортных самолетов в указанных условиях полета и проведения расследований АП с помощью ММ. Сформулированы и даны выводы и рекомендации по повышению эффективности ЛЭ и уровня БП ВС, полученные на основании анализа математического моделирования движения ВС на этапах взлета и посадки в сложных метеоусловиях и при отказах AT.
В приложениях приводятся некоторые дополнительные результаты исследований и документы, подтверждающие внедрение результатов работы.
Анализ причин авиационных происшествий при взлете воздушных судов
АП при взлете ВС в условиях предельных ограничений , если исключить ошибки экипажа, связаны в основном с отказами двигателей, разрушением колес шасси, отказами в системе управления передним колесом, нерасчетной центровкой и некоторыми другими. Как правило, это приводит к выкатыванию ВС за пределы ВПП и особенно при сочетании отказа AT и неблагоприятных внешних условий: боковой ветер, мокрая или скользкая ВПП, высокая температура наружного воздуха и т.д. Такие ситуации как неуборка шасси или механизации крыла после взлета рассматриваются как предпосылки к АП, т.к. полет по маршруту в этих случаях прекращается.
Рассмотрим ниже наиболее характерные отказы AT при взлете ВС.
Отказы двигателей. Отказы двигателей при взлете ВС - событие весьма вероятное и оно рассматривается как обязательное условие при сертификации ВС. В любом РЛЭ содержится раздел "Отказ двигателя при взлете", где строго оговариваются критические скорости принятия решения о прекращении или продолжении взлета и даются подробные рекомендации по технике пилотирования в последнем случае.
Взлет ВС с отказавшим двигателем является типовой ситуацией, которая входит в программу подготовки экипажа. Анализ ПАП с транспортными самолетами гражданской авиации за последние 20 лет показал [24], что число отказов двигателей по различным причинам на основных этапах полета составило 45-50% от общего числа ПАП.
По данным зарубежной статистики в среднем один отказ авиадвигателя приходится на 50 тыс. часов налета. Последствия отказа двигателя при взлете могут быть различными: это и возможное выкатывание за концевые полосы безопасности (КПБ) ВПП при запоздании принятия решения о прекращении полета, это и выкатывание за. боковые полосы безопасности (БПБ) при боковом ветре особенно на ВПП с пониженным коэффициентом сцепления. В случае продолженного взлета и недостаточной тяговооруженности ВС, например, при высоких температурах наружного воздуха, возможна потеря скорости и высоты полета после отрыва ВС и столкновение его с землей или препятствием [78].
Состояние шасси. Состояние элементов шасси оказывает существенное влияние на возникновение АП или предпосылок к ним. Так сначала 90-х годов на американских широкофюзеляжных самолетах, совершивших более 7,5 млн. полетов, АП связанные с повреждением шасси составили 59% от общего числа летных происшествий. [79].
Причем самые большие неприятности здесь доставляют случаи разрушения авиашин шасси при взлете. Всего за 20 месяцев эксплуатации самолетов Конкорд на территории США зафиксировано четыре случая разрушения авиашин при выполнении взлета, которые классифицируются как крайне опасные, создающие катастрофическую ситуацию: в одном из случаев кусками разрушившейся авиашины были повреждены двигатель, три топливных бака, несколько гидравлических трубопроводов и обшивка передней части крыла.
Случай разрушения авиашин колес правой тележки имел место 16 сентября 1980г. при взлете самолета ДС-10-30 [80]. Для предотвращения подобных АП в настоящее время устанавливаются дополнительные системы контроля давления в авиашинах и предлагаются применять эффективные средства торможения за пределами ВПП [6].
Столкновение ВС с землей при недолете до ВПП, перелет порога ВПП и выкатывание могут являться следствием разнообразных отказов AT ВС. Ниже рассмотрим некоторые наиболее часто встречающиеся из них.
Механизация крыла. Отказы механизации крыла могут приводить к нарушению равновесия аэродинамических сил, действующих на левое и правое полукрыло, при несимметричном отклонении предкрылков и закрылков на противоположных плоскостях, а также к уменьшению величины подъемной силы и увеличению посадочной скорости, если предкрылки и закрылки выпущены не полностью, либо не выпушены совсем.
Статистика АП как с зарубежными самолетами, так и практики эксплуатации отечественных ВС показывает, что отказы механизации крыла, хотя относительно редкое событие, но имеет место. Наиболее распространенные АП здесь связаны с отделением в полете секции предкрылка, приводящего к возникновению несимметричной аэродинамической нагрузки на крыло и к потере управляемости самолета. О том, насколько серьезное внимание придается вопросу предотвращения появления несимметрии аэродинамических нагрузок на крыле ВС, можно Судить по установке дополнительной системы датчиков на самолете А-300, замеряющих углы отклонения предкрылков и закрылков [81]. Их сигналы поступают на указатель в кабине пилотов и на ЭВМ, контролирующую равновесие аэродинамических сил, при отклоненной механизации крыла.
На основании ежегодного анализа ИКАО можно считать, что 4-5% возникновения ПАП на посадке ВС связано с отказами механизации крыла.
Рулевые поверхности. Отказы рулевых поверхностей элеронов, рулей высоты и направления и др., приводящие к невозможности или неполному их отклонению в полете, чреваты самыми тяжелыми АП. Статистика этих АП очень мала по двум причинам: обеспечение повышенной надежности этих элементов конструкции в процессе создания и эксплуатации ВС; трудности определения причины тяжелых АП, если конструкция ВС при этом полностью разрушена. Тем не менее в практике эксплуатации ВС подобные отказы имели место с самолетом ВЕ-Е90с [77] и случай с отечественным самолетом Ан-24 в 1983г., закончившийся благополучно. Причинами АП могут явиться не только отказы рулевых поверхностей, но и нарушения работы элементов триммирования и приводов управления секционными рулевыми поверхностями. -Взлетно-посадочное устройство (ВПУ). Отказы или уменьшение эффективности ВПУ (управление поворотом переднего колеса, система торможения колес шасси, реверса тяги, интерцепторов и др.) могут явиться в нормальных и особенно сложных метеорологических условиях (состояние ВПП, наличие бокового ветра и т.д.) причиной выкатываний ВС за пределы ВПП.
Случаи выкатывания ВС чаще всего имеют место, в основном, в сложных метеорологических условиях на мокрой или скользкой ВПП при наличии бокового ветра.
Возможности системы математического моделирования динамики полета летательных аппаратов
Отмеченным выше требованиям удовлетворяет система математического моделирования динамики полета летательных аппаратов (СММ ДП ЛА), разработанная сотрудниками кафедры Аэродинамики, конструкции и прочности летательных аппаратов МГТУ ГА. СММ ДП ЛА представляет собой развитую систему унифицированного программного обеспечения и набора методик планирования, проведения и обработки ВЭ [96-101].
Находящаяся ныне в эксплуатации редакция СММ позволяет для любого типа ЛА на любых участках траектории: выявить границы безопасных условий полета; проанализировать возможные причины летных происшествий; оценить значения внешних эксплуатационных факторов, не регистрируемых в конкретных условиях полета; выявить особенности пилотирования ЛА в разнообразных условиях и разработать рекомендации по летной эксплуатации;
У определить оптимальное положение органов механизации; определить балансировочные положения органов управления ЛА; выявить возможности ослабления летных ограничений; оценить влияние аэроупругости и нестационарности; оценить адекватность результатов моделирования данным реальных полетов; обеспечить более высокую точность результатов, чем точность регистрации параметров полета.
С помощью СММ ДП ЛА был решен ряд прикладных задач для различных типов ВС, обобщенный перечень которых выглядит следующим образом: 1. выбор оптимальных параметров и характеристик ЛА на стадии его проектирования; 2. сертификация ЛА на стадии испытаний и ввода в эксплуатацию; 3. совершенствование Руководств по летной эксплуатации данного типа ЛА; 4. расследование летных происшествий; 5. оценка деятельности экипажа ЛА.
Каждая из этих обобщенных задач распадается на большой круг конкретных практических вопросов. Так, например, задачами первого рода могут быть задачи выбора оптимального положения закрылков, стабилизатора, расположения стоек шасси, оптимальных траекторий и т.п.
Среди задач второго рода могут быть задачи подтверждения выполнения норм летной годности по различным параметрам (градиенты набора высоты, устойчивость, управляемость и т.д.) на различных участках траектории (взлет, посадка, уход на второй круг, движение по ВПП, и т.п.).
К задачам из третьей группы относятся задачи поиска оптимальных приемов пилотирования на различных участках траектории в разнообразных условиях полета (например, попадание в сдвиг ветра с дождем самолета с одним отказавшим двигателем при заходе на посадку).
Задачи четвертого рода предельно конкретизированы с точки зрения регистрируемых в полете параметров. Однако чаще всего этого недостаточно, и для выявления причин летных происшествий приходится восстанавливать и согласовывать между собой различные параметры полета, а также выявлять возможные внешние причины, не регистрируемые бортовой аппаратурой.
Задачи оценки деятельности экипажа подразумевают выработку объективной оценки пилотирования на различных этапах полета на основании расшифровки и обработки полетной информации.
СММ ДП ЛА обладает рядом преимуществ по сравнению с разработками других научных коллективов. Такими преимуществами являются: 1. полная унификация программного обеспечения математического моделирования динамики полета ЛА; 2. использование безусловно устойчивого алгоритма работы шасси, позволяющего добиться высокой степени адекватности моделирования движения ЛА по ВПП; 3. использование характеристик ЛА в унифицированной форме, максимально приближенной к используемой в конструкторских бюро авиационной промышленности; 4. моделирование сложных взаимодействий различных органов управления между собой; 5. идентификация параметров движения самолета в воздухе или на ВПП, в том числе определение начальной точки движения на моделируемом этапе ; 6. оценка адекватности и точности моделирования движения; 7. диалоговый режим работы с СММ ДП ЛА, позволяющий оперативно готовить входную информацию, компоновать программное обеспечение для проведения конкретного ВЭ, обрабатывать и оформлять выходную информацию; 8. использование оправдавших себя на практике методик планирования, проведения и обработки результатов ВЭ.
С помощью СММ ДП ЛА решено большое количество прикладных задач для гражданской авиации и авиационной промышленности [96-109]. СММ ДП ЛА и результаты, полученные с ее помощью, признаны АК им. СВ. Илыошина»(прил. 1) АК им. А.Н. Туполева, ОАО "Аэрофлот", ГТК "РОССИЯ", Домодедовским производственным объединением, ГосНИИ-ГА. СММ ДП ЛА удостоена премии Российско-Европейского фонда развития науки и техники в области гражданской авиации П. Гросса. С ее помощью осуществлялось научное сопровождение ввода в летную эксплуатацию самолета Ил-96-300, позволившее авиакомпании "Аэрофлот -Российские Международные Авиалинии" существенно расширить его эксплуатационные ограничения [104-105].
Составительный анализ отечественных и зарубежных норм летной годности ВС при назначении ограничений по боковому ветру в зависимости от коэффициента сцепления пневматиков шасси с ВПП
Все отечественные и зарубежные Нормы летной годности гражданских самолетов предъявляют требования к путевой управляемости на ВПП. А именно, самолет должен безопасно управляться на разбеге, пробеге и рулении при наличии бокового, под углом 90, к направлению движения ветре. Величина предельного ветра должна быть определена в летных сертификационных испытаниях, а управляемость на ВПП - получить положительную оценку летчика.
Российские Нормы летной годности самолетов - Авиационные правила (АП-25, АП-23) требуют продемонстрировать управляемость на полосе с боковым ветром не менее 0,2VSIHO не более 12,8 м/с. Эта формулировка полностью совпадает с требованиями FAR-25 [136], по которым сертифицируются зарубежные самолеты.
Однако далее идет существенное различие, которое коренным образом влияет на летную эксплуатацию авиационной техники.
Зарегистрированные в ЛИ значения бокового ветра, согласно требованиям АП-25 или НЛГС-3 [1] вносятся в раздел "Ограничения" РЛЭ [118] типа самолета. В то же время продемонстрированный в испытаниях боковой ветер по FAR-25 [136] не является ограничением и не вносится в РЛЭ в качестве предельного для самолета. Более того, указанный боковой ветер, не являются рекомендацией разработчика самолета эксплуатанту.
Полученные значения заносятся в Руководство по тренировке экипажей и служат основой для получения одобрения на эксплуатацию . Далее, соответствие требованиям НЛГС-3 [1] и АП-25 демонстрируется для всех состояний полосы (сухая, влажная, мокрая, обледеневшая) и коэффициентов сцепления пневматиков. В настоящее время, когда число испытательных полетов ограничено, не всегда удается провести ЛИ при больших значениях бокового ветра и определить предельные возможности самолета, поэтому разработчик оставляет запас по путевой управляемости. Возможность экстраполировать результаты ЛИ на другие значения ветра с помощью математического моделирования ограничена требованиями НЛГС-3 [1] и АП-25 в пределах 10 %. Зафиксированные в ЛИ значения ветра при каждом состоянии ВПП заносятся в раздел "Ограничения" РЛЭ.
Поясним проблему на примере самолета Ил-96Т. В процессе сертификационных ЛИ при доказательстве соответствия п.25.237 АП-25 были зарегистрированы взлеты и посадки с боковым ветром 15 м/с на сухой ВПП, что было внесено в РЛЭ, как ограничение. Однако записи ЛИ свидетельствовали о значительном запасе управляемости на полосе. Через некоторое время самолет Ил-96Т совершил нормальную посадку в Шереметьево в условиях, когда порывы бокового ветра достигали 22 м/с. Так как в этом полете работала контрольно-записывающая аппаратура, то стало возможным зачесть полученные материалы в качестве сертификационных и изменить установленное ограничение РЛЭ. После проведения дополнительных расчетов на математических моделях в качестве ограничения в РЛЭ для сухой ВПП установлен боковой ветер 19 м/с.
FAR-25 [136] требует продемонстрировать путевую управляемость с боковым ветром только на сухой ВПП. Для других состояний полос разрешается эксплуатация с ограничениями по скорости ветра, установленными самими авиакомпаниями и согласованными с FAA. Эти ограничения могут отличаться у разных эксплуатантов, которые несут за них полную ответственность в зависимости от подготовки их экипажей, количества тренировок на тренажерах и т.д.
Так как авиакомпании заинтересованы во всепогодной эксплуатации своих самолетов и соблюдении расписания рейсов, то они стремятся максимально расширить ограничения по состояниям полос, не снижая уровень БП [105].
Как уже говорилось выше, отечественные НЛГ требуют установления ограничений для всех состояний ВПП на этапе сертификационных ЛИ , которые действуют для всех авиакомпаний. Последующее расширение этих ограничений производится только разработчиком самолета путем введения Главного изменения типовой конструкции самолета с одобрения Авиарегистра и Сертификационного Центра.
Таким образом, еще до начала летной эксплуатации, на этапе сертификации авиационной техники отечественные самолеты находятся в более жестких условиях, чем зарубежные.
Необходимо пояснить, почему возникает необходимость рассмотрения концепций назначения ограничений по предельному боковому ветру для различных состояний ВПП. С тех пор, как в российских авиакомпаниях стали эксплуатироваться наряду с отечественными и зарубежные самолеты, например, в авиакомпании "Аэрофлот -Российские международные авиалинии" Ил-96-300, В-777 и В-767, постоянно идет сравнение возможностей этих самолетов выдерживать расписание полетов в любых погодных условиях , т.е. постоянно оценивается конкурентоспособность отечественной авиации, что является очень актуальной проблемой на сегодняшний день.
Анализ задержанных рейсов и вынужденных уходов на запасной аэродром в авиакомпании "Аэрофлот - Российские международные авиалинии" показывает, что из-за превышения ограничений по боковому ветру и по состоянию ВПП самолет Ил-96-300 восемь раз за 2000 год нарушал расписание полетов, в то время как В-777 и В-767, эксплуатирующиеся в той же авиакомпании, ни одного. Этот результат - прямое следствие различия требований НЛГ, но не различия характеристик.
Сравнительный анализ геометрии хвостовых оперений указанных самолетов показывает, что при близких аэродинамических характеристиках разница в управляемости на ВПП должна быть несущественной.
Характеристики пневматиков (движение резины по бетону) также не различаются несущественно. Это показывают специальные испытания на "барабане" отечественных шин, стоявших на самолете Ил-96-300, и шин фирмы "Рагкег", установленных на Ил-96Т. Сравнение боковых сил, полученных при испытании этих колес, показывает, что они практически одинаковы.
Решение прикладных задач особых случаев взлета и посадки самолета Ил-96-300
В отечественных документах, которыми руководствуются производители самолетов, существует жесткая связь состояния полосы и коэффициента сцепления Цед : сухая цсц= 0,6 - 0,7; влажная цсц = 0,5 - 0,6; мокрая цсц = 0,4-0,5; обледеневшая uCil = 0,3. Коэффициент сцепления измеряется по установленной в Руководстве по эксплуатации гражданских аэродромов Российской Федерации методике деселерометром. Диспетчер в аэропорту передает на борт командиру корабля информацию о состоянии полосы и о коэффициенте сцепления, а также предупреждает его о превышении ограничения, если такое имеет место.
Изучение зарубежных руководящих документов показало, что там принята другая методика соотношения состояния полосы и соответствующего коэффициента, а также средства его измерения. Основной характеристикой поведения самолета на полосе является качество торможения, а коэффициент цторм характеризует торможение.
Коэффициент Дторм в такой трактовке всегда лежит в пределах от 0,05 до 0,4. Причем коэффициенту 0,4 соответствует сухое состояние полосы, а 0,05 - обледеневшее. Для наглядности сведем указанные выше цифры по коэффициенту сцепления в табл.3.3.
Таким образом, автоматически перенося ограничения по боковому ветру зарубежных самолетов на принятую у нас шкалу, что и делается в практике летной эксплуатации, получают значительно большие величины допустимой скорости ветра для иностранных самолетов. Естественно, такое сравнение некорректно, так как, например, при цторм - 0,4 на сухой полосе для В-777 допустимый ветер заведомо больше, чем для Ил-96-300 на мокрой при цсц = 0,4.
Необходимо также отметить, что в РЛЭ В-777 и В-767, эксплуатирующихся в "Аэрофлоте", внесены ограничения значений скорости бокового ветра по характеристикам торможения, которые и передаются диспетчером на борт: Good Medium to Good Medium
Среднее торможение (Medium) привязано к коэффициенту uTOpM = 0,4 и распространяется на более низкие значения цторм , тем самым, повышая конкурентоспособность этих самолетов по сравнению с Ил-96-300. Более низкие характеристики торможения по условиям на ВПП для иностранных самолетов не рассматриваются в связи с тем, что, как показывает практика эксплуатации, гораздо дешевле поддерживать состояние ВПП в нормальном состоянии, чем тратить деньги на последующие разборы авиационных происшествий, которые могут произойти из-за неудовлетворительного состояния полосы.
Существует еще одна проблема, связанная с приборами, измеряющими коэффициент сцепления, и соотношения их с качественной характеристикой торможения. При замерах цТОрм средствами, применяющимися в иностранных аэропортах, получается разброс по состояниям ВПП, представленный в табл.3.4.
Из табл. 3.4. очевидно, что для того, чтобы сравнивать характеристики самолетов на различных состояниях ВПП, необходимо ввести единую шкалу по состояниям полос, коэффициентам сцепления и характеристикам торможения.
В процессе эксплуатации самолета Ил-96-300 [118], сертифицированного по НЛГС-3 [1], возникла потребность расширить предельные эксплуатационные ограничения по боковому ветру на взлете и посадке для всех состояний ВПП. Такая задача была поставлена и успешно решена авиакомпанией "Аэрофлот - Российские международные авиалинии" с целью минимизации убытков из-за отложенных рейсов или из-за вынужденных уходов на запасные аэродромы [105].
Для того чтобы выполнить поставленную задачу и сделать самолет более привлекательным для потенциальных покупателей необходимо оценить его предельные технические возможности. В современных экономических условиях, когда финансирование ЛИ самолетов со стороны государства полностью отсутствует, единственной возможностью является математическое моделирование движения самолета по ВПП [4-9].
Однако для того чтобы сохранить установленный государственный уровень БП , на который выдан сертификат летной годности самолета типа с установленными там ограничениями, необходимо показать адекватность математической модели реальным характеристикам самолета [114].
Управляемость на полосе обеспечивается передней стойкой и рулем направления. На малых скоростях до 100 км/ч основную роль играет управляемая передняя стойка, поэтому для подтверждения адекватности ее эффективности необходимо сравнение результатов расчетов с движением по ВПП "змейкой". Подтвердить адекватность математической модели по эффективности руля направления можно при сравнении балансировок в воздухе по углу крена (скольжения) и при определении расчетной эволютивной скорости разбега при выключенной носовой стойке.
Такая предварительная работа на математической модели самолета Ил-96-300 была выполнена [114], после чего проводились расчеты по определению предельных возможностей самолета. Кроме того, имелась реальная посадка с боковым ветром 19 м/с на сухую ВПП самолета Ил-96Т, характеристики которого на ВПП аналогичны характеристиками Ил-96-300, вследствие схожести аэродинамической компоновки, системы управления и схемы шасси.
