Содержание к диссертации
Введение
Глава 1 Математическая модель движения широкофюзеляжного самолета при взлете 16
1.1. Математическая модель движения широкофюзеляжного самолета на наземном участке взлета 16
1.1.1 Математическая модель движения широкофюзеляжного самолета при разбеге 17
1.1.2 Математическая модель движения широкофюзеляжного самолета при торможении на взлетно-посадочной полосе 42
1.2. Математическая модель движения широкофюзеляжного самолета на воздушном участке взлета 55
Выводы к главе 1 64
Глава 2 Алгоритмы управления движением самолета на взлетно-посадочной полосе 65
2.1. Основные режимы взлета самолета 65
2.2. Алгоритм определения прогнозируемой величины скорости на заданном расстоянии от местоположения широкофюзеляжного самолета 73
2.3. Алгоритм определения необходимости аварийного торможения широкофюзеляжного самолета при разбеге по взлетно-посадочной полосе 76
2.4. Режимы работы СНВВ ПНК 79
Выводы к главе 2. 83
Глава 3 Алгоритмы управления движением широко фюзеляжного самолета при отрыве от взлетно-посадочной полосы и наборе высоты : 84
3.1. Особенности управления полетом широкофюзеляжного самолета 84
3.2. Алгоритм определения прогнозируемой высоты полета на заданном расстоянии от местоположения широкофюзеляжного самолета при полете с постоянным углом тангажа - 86
3.3. Алгоритм определения прогнозируемой высоты полета на заданном расстоянии от местоположения широкофюзеляжного самолета с
переменным углом тангажа 92
Выводы к главе 3 99
Глава 4 Моделирование СНВВ ПНК 100
4.1. Постановка эксперимента 101
4.2. Определение величины такта работы СНВВ ПНК 104
4.3. Рекомендации по аппаратной реализации СНВВ ПНК 106
4.4. Проведение моделирования с учетом фактических летных ситуаций.. 110
Заключение 123
Список используемой литературы
- Математическая модель движения широкофюзеляжного самолета при разбеге
- Алгоритм определения прогнозируемой величины скорости на заданном расстоянии от местоположения широкофюзеляжного самолета
- Алгоритм определения прогнозируемой высоты полета на заданном расстоянии от местоположения широкофюзеляжного самолета при полете с постоянным углом тангажа
- Определение величины такта работы СНВВ ПНК
Введение к работе
Основной тенденцией развития воздушных перевозок в настоящее время является применение широкофюзеляжных самолетов (ЩФС). Использование широкофюзеляжной схемы для пассажирских и транспортных самолетов позволяет увеличить число пассажиров на борту, предоставить им наиболее комфортные условия во время перелета, разместить на борту достаточное количество багажа, а в некоторых случаях и попутный коммерческий груз, дают возможность перевозить крупногабаритные грузы, упрощается загрузка самолетов и швартовка грузов. Использование широкофюзеляжных самолетов позволяет снизить интенсивность воздушного движения, оптимизировать нагрузку на персонал аэропортов, повысить эффективность работы аэродромных служб, а также уменьшить удельные затраты на обслуживание пассажиров и грузов.
В настоящее время 90% пассажирских и грузовых авиаперевозок на дальнемагистральных рейсах выполняется широкофюзеляжными самолетами. Их доля на среднемагистральных линиях L = (3000 ~ 7000) км превышает 50%. В настоящее время это наиболее динамично развивающийся класс самолетов для рынка воздушных перевозок.
Некоторые характеристики отечественных и зарубежных широкофюзеляжных самолетов приведены в таблице 1.
Необходимость использования широкофюзеляжных самолетов предъявляет высокие требований к размерам и качеству аэропортов. Большие взлетные массы таких самолетов требуют взлетно-посадочные полосы длиной более Ьвпп > 2700 м,.
Несмотря на оснащение широкофюзеляжных самолетов, мощными маршевыми силовыми установками и развитой механизацией крыла существующие взлетно-посадочные полосы используют практически на пределе их возможностей. Типовая схема взлета ШФС приведена в приложении 1.
Таблица 1. Некоторые характеристики отечественных и зарубежных
широкофюзеляжных самолетов.
Окончание таблицы 1
Взлет является одними из наиболее сложных и потенциально опасных режимов эксплуатации самолета, поскольку его отличают:
нелинейный характер зависимостей большинства аэродинамических характеристик самолета от углов атаки и крена (из-за больших углов атаки и значительного влияния на аэродинамику самолета поверхности Земли);
зависимость параметров движения самолета в процессе разбега от вида и состояния покрытия взлетно-посадочной полосы, а также от ее рельефа;
существенное влияния атмосферных условий на работу силовых установок самолета и на несущие характеристики крыла;
широкий диапазон изменения углов набегающего потока в силовые установки;
скоротечность этапа взлета по времени.
Вследствие этого на взлетных режимах к экипажу предъявляются повышенные требования по точности управления самолетом, четкости и согласованности действия всех членов экипажа и наземных служб, времени
10 реакции на нештатные ситуации. Это приводит к значительному повышению психофизиологической нагрузки и, как следствие, возрастанию вероятности ошибочных и несвоевременных действий членов экипажа. По данным мировой статистики около 30% всех авиационных происшествий происходит на этапе взлета [13]. Наиболее характерные особые ситуации, происшедшие в процессе взлета за период 1994 - 2001 г., приведены в Приложении 3.
Повышение уровня безопасности полетов и всепогодной эксплуатации ШФС невозможно без автоматизации взлета.
Сложность автоматизации взлета современных широкофюзеляжных самолетов обусловлена:
не все существенные характеристики самолета и окружающей среды могут быть измерены непосредственно датчиками первичной информации, находящимися на борту самолета (например взлетная масса самолета, коэффициент трения качения шасси с учетом их износа, скорость и направления ветра), более того эти характеристики имеют нестационарный характер и могут изменяться в широких пределах;
существующие ВПП аэродромов и воздушные «коридоры» в районе аэропортов имеют ограниченный размер, что накладывает жесткие требования на траектории взлета ШФС, поскольку полеты выполняются на небольшой высоте над густонаселенными территориями.
Вследствие этого на этапе взлета возможно возникновение следующих особых ситуаций (ОС):
на наземном участке траектории — недостаточность длины ВПП для взлета или торможения ШФС в случае прерванного взлета;
на воздушном участке траектории — столкновение с наземным препятствием вследствие отклонения от штатной траектории набора высоты.
Обе ОС могут привести к тяжелым последствиям.
Анализ особых ситуаций, происшедших на взлете, показывает, что их основными причинами являются:
неточные и ошибочные действия членов экипажа;
отказ двигателя или снижение силы тяги одной из двигательных установок;
несоответствие фактической взлетной массы ее расчетному значению, аэродинамических свойств крыла, фюзеляжа и поверхностей управления установленным требованиям;
отказы систем управления ШФС;
отказы пилотажно-навигационного комплекса, систем и приборов ШФС.
Вероятность возникновения особых ситуаций вследствие этих причин, существенно зависит от состояния и характеристик аэродромов, метеоусловий, качества наземного обеспечения полетов, регулярности воздушных рейсов.
Выключение или существенное снижение силы тяги силовых установок может быть вызвано:
попаданием во входной и направляющий аппарат МДУ посторонних предметов (птиц, гравия, частиц грунта, других посторонних предметов);
использованием некондиционных топлив и смазок;
отказом элементов конструкции МДУ, а также агрегатов обеспечивающих их работу;
ошибочными действиями экипажа.
Несмотря на то, что взлет длиться по времени не более Івзл < (180~300) с, вероятность данных отказов достаточно велика (Приложение 2).
К наибольшему числу ОС на взлете приводит превышение взлетной массы над расчетной величиной. На больших многодвигательных самолетах масса лакокрасочного покрытия достигает Шлкп =10000 кг и даже более. Вследствие износа в процессе эксплуатации толщина этого покрытия
12 уменьшается и появляется необходимость в его восстановление. Это ведет к увеличению массы самолета, так как предыдущее покрытие полностью не удаляется. Увеличивает массу ШФС и проведение доработок оборудования и элементов планера. В большинстве случаев такие доработки связаны с установкой дополнительных блоков, агрегатов и усиления конструкции планера, что также так же ведет к росту массы. В процессе загрузки самолета, как правило, взвешивается не весь груз, что приводит к недостоверным сведениям о взлетной массе ШФС.
Таким образом, через некоторое время после начала эксплуатации воздушного судна, действительная взлетная масса самолета может составлять
пт^шл = (0,9* 1,1) тРАСвзл
Несущие свойства крыла и хвостового оперения зависят от качества их поверхности и наличия на них снега и льда. Образование на их поверхности даже небольшой пленки ведет к срыву потока и уменьшению несущих свойств, ухудшению управляемости ЛА. Наличие таких образований на поверхности фюзеляжа самолета приводит к увеличению лобового сопротивления и взлетной массы.
Отказы ПНК принципиально могут привести к развитию особой ситуации в сложных погодных условиях, однако высокая кратность резервирования систем ПНК (КР 2) гарантирует, что отказ одной из этих систем не окажет на динамику взлета существенных изменений. В данной работе отказы систем ПНК не рассматриваются.
Как правило, каждая особая ситуация является результатом совпадения нескольких перечисленных выше факторов. Последствия могут усугубляться неправильными действиями экипажа из-за недостоверности информации о развитии аварийной ситуации, скоротечности процесса ее развития, отсутствия точных стереотипных действий всех членов экипажа. Поэтому автоматизация взлета ШФС является актуальной задачей.
13 В отличие от существующих работ по данному вопросу [13, 22, 23, 26] все причины, вызывающие возникновение особых ситуаций на взлете ШФС сведены к двум группам:
отказ двигателя;
недостоверность первоначальной (исходной) информации о состоянии объекта управления (ШФС).
В качестве объекта для моделирования был выбран широко распространенный в России широкофюзеляжный транспортный самолет Ил-76, оснащенный четырьмя авиадвигателями Д-ЗОКП. Технические характеристики и летные ограничения ШФС приведены в Приложении 3, а двигателя — в Приложении 4.
Для проверки теоретических положений разработанных в данной диссертации использованы эксплуатационные данные самолетов Ип-76МД регистрационные номера RA - 78796, RA - 78816 ФГУП «Госавиакомпания 224 летный отряд» штатно оснащенные системой объективного контроля МСРП-64-2. При моделировании, были учтены дополнительные сведения о зарегистрированных полетах, которые были получены в подразделение обработки полетной информации авиакомпании, результаты опроса членов экипажей самолетов, анализа полетной и эксплуатационной документации. Протоколы обработки этих полетных данных программой обработки полетной информации «Лидер - 76» приведены в Приложении 5.
Данная диссертация посвящена автоматизации процесса взлета, что в конечном итоге приводит к повышению безопасности взлета широкофюзеляжного самолета, имеющих взлетную массу более тВзл^5 0000кг, при отказе одной из маршевых турбореактивных силовых установок и возможной недостоверности исходной информации о тВз, состоянии ВПП и т. д.,
С этой целью разработана структура специализированного цифрового вычислителя ГГНК, обеспечивающего в процессе взлета ШФС выполнение следующих задач:
определения координат точки принятия решения на прекращение взлета при отказе одной силовой установки, превышения взлетной массы, изменения характеристик движения самолета и прогнозирование оптимальной траектории движения ШФС при экстренном торможении на ВПП;
определение возможной безопасной траектории движения самолета с одним отказавшим двигателем при наборе высоты после его отрыва от ВПП;
выдачу сигнализации экипажу об отклонении траєкторних и скоростных характеристик движения самолета от штатных (расчетных).
В основу решения всей совокупности перечисленных задач в бортовом ПИК положено моделирование по разработанным алгоритмам в ускоренном масштабе времени математических моделей фактических ситуаций при взлете ШФС с использованием априорной и текущей информации, получаемой от бортовых измерительных систем. С этой целью в диссертации разработаны алгоритмы:
определения эквивалентной взлетной массы;
определения прогнозируемой: величины скорости на заданном расстоянии от местоположения ШФС;
определения необходимости аварийного торможения ШФС при разбеге по ВПП;
определения прогнозируемой высоты полета на заданном расстоянии от местоположения ЛА при полете с постоянным углом тангажа;
определения прогнозируемой высоты полета на заданном расстоянии от местоположения ЛА с переменным углом тангажа.
ОБЪЕМ РАБОТЫ. Диссертационная работа состоит из введения, четырех разделов, заключения и приложений. Работа содержит 180 страниц, в том числе таблиц 17, рисунков 90, список литературы из 42 наименований и 6 приложений.
15 НА ЗАЩИТУ ВЫНОСЯТСЯ
Алгоритмы работы ПНК, синтезированные по критерию безопасности взлета ШФС и обеспечивающие повышение эффективности их эксплуатации.
Структурная схема цифрового навигационного вычислителя ПНК, работающего в автоматическом, командном (директорном) режиме, обеспечивающего интеллектуальную информационную поддержку экипажа и реализующего алгоритмы управления взлетом ШФС или его прекращение при возможном отказе двигателя, а также недостоверности априорной информации.
Математические модели движения ШФС, уточненные по результатам анализа эксплуатационных данных, зарегистрированных на этапе взлета и посадки (на примере самолета Ил-76).
Работа выполнена на кафедре ИУ-2 МГТУ имени Н. Э. Баумана.
Математическая модель движения широкофюзеляжного самолета при разбеге
Введем стартовую систему координат (СК) - OoXcYcZc, которая в точке старта (Оо) совпадает со связанной OXYZ и скоростной системой координат OXaYaZa.
Движение ШФС по ВПП до поднятия передней стойки шасси происходит под действием суммы сил (рис. 1.1). Математическая модель этого движения в проекциях на оси скоростной системе координат OXaYaZa может быть представлены как: d(mV) dt X (Р(С08фи ) - Gsin(f Brai - X - Ftp = 0, L = V. (1.1) где: m - масса самолета; V - скорость движения самолета; Pj(V,T) - суммарная тяга силовых установок; G = nv g - сила тяжести ШФС; Y(V, а, Н) - аэродинамическая подъемная сила; X(V, а, Н) - сила аэродинамического лобового сопротивления; ФРІ - угол между продольной осью ОХ и вектором тяги і-той силовой установки; Фвпп угол наклона ВПП, принимаемый отрицательным, если самолет движется под уклон, и положительным в противоположном случае; NnEp - сила реакции ВПП на колеса передней стойки шасси; NnEp - сила реакции ВПП на колеса основных стоек шасси; FTP - сила трения качения колес шасси ЛА, Абсолютное большинство современных широкофюзеляжных самолетов оснащены шасси трехстоечной схемы с носовым колесом (Рис. 1.2, 1.3).
На самолетах, имеющих взлетную массу тВз 200000 кг, количество опор может быть больше. Так, например, самолет Ан-124 оснащен двумя носовыми стойками шасси и пятью основных стойками с каждого борта фюзеляжа (Рис. 1.4), Соотношение сил, действующих на самолет во время разбега, при этом не изменяется. Практически не изменяются и управляющие воздействия для удержания самолета на заданной траектории движения при ветровых воздействиях, несимметричной тяги силовых установок, неодинаковых характеристиках авиационных колес.
Для всех самолетов трехстоечной схемы шасси с носовым колесом силу трения FTP допустимо представить в виде: FTP = fTp(NnEp+NocH I+NOCH2)J (1-2) где fn - коэффициент трения качения колес шасси ЛА; NnEP - сила реакции опоры на колеса передней стойки шасси; NOCHI - сила реакции опоры на колеса передней основной стойки шасси; Nocra - сила реакции опоры на колеса задней основной стойки шасси. Величину силы трения качения можно представить следующим образом (рис. 1.1): Fn)=fTP(Gcos9Bnn-Y-X(Pisin9R), (1.3) здесь Y - аэродинамическая подъемная сила (Y = CY р S —). Су - коэффициент подъемной силы (Су = CYct). Тогда первое уравнение системы уравнений (1.1) примет вид: — = XPj(cos9pj+fTpS Pi) + (fTpCy-Cx)pS— -- mg(sincpBrm + fTP cos9Bnn)
Переменные и коэффициенты, входящие в дифференциальное уравнение (1.4), зависят от большого количества факторов. Их непосредственное измерение в процессе движения ЛА по ВПП связано со значительными трудностями.
Для уточнения математической модели движения самолета по ВПП были проведены исследования реальных разбегов с различными взлетными массами и центровками самолетов Ил-76. По их результатам можно сделать вывод о допустимости аппроксимации полиномами коэффициентов, входящих в уравнение (1.4).
Тяга реактивных двигателей для постоянной высоты (Н = const), является функцией скорости близкой к линейной (рис. 1.5 - 1.7), поэтому без потери точности допустимо аппроксимировать ее линейной функцией вида: P = A1V + A0, (1.5). Для двигателей Д=30КП ШФС Ил-76 коэффициенты Аг и А0 имеют вид: А, = —=- 209,934 (Н-с/м), (1.6) dV А0-117720(H). (1.7) При разбеге масса самолета уменьшается на величину израсходованного топлива. Поэтому: m(t) = mo - СР Р t. (1.8) Приняв во внимание, что тяга изменяется в зависимости от скорости, а удельный расход СР на взлетном режиме является функцией скорости, близкой к линейной (рис. 1.5) допустимо представить: Cp = B!V+B0, (1.9) где В, = -= 7,6 1(Г5(кг/н м); Во =1,38 1(Г4(кг/н с). дУ Тогда уравнение (1.8) примет вид: m(V,t) = mo - (B,V+B0)(AiV + А0) t. (1.10)
Разбег по времени занимает tPA3 30 с. Для двигателя Д-ЗОКП расход топлива на максимальном взлетном режиме составляет Cj - 1,65 кг/с. Таким образом, за время разбега при работе четырех двигателей масса ШФС уменьшится на Дт = 400 кг. Это составляет менее Дтвз = 0,005тВз- Поэтому допустимо принять взлетную массу во время разбега постоянной тВз = const.
Для аппроксимации коэффициента Cy(V) возможно использовать зависимость Су(а) (Рис. 1.8), определяемую при продувках модели самолета и уточняемую во время летных испытаний [3]. Для большинства тяжелых самолетов она при взлетной конфигурации механизации крыла в зоне эксплуатационных углов атаки близка к линейной. Это утверждение справедливо и для ШФС Ил-76.
Влиянием составляющих подъемной силы других элементов конструкции, самолета можно пренебречь, так как на данном режиме движения ШФС они не превышают 5 % от подъемной силы крыла [3].
Необходимо иметь ввиду, что непосредственное измерение угла атаки на взлете приводит к большими погрешностями из-за нестационарного обтекания набегающим потоком фюзеляжа, на котором обычно устанавливается датчик угла атаки. Поэтому учитывать в алгоритме измеренный датчиком при разбеге угол атаки не возможно. Допустимо предположить, что угол атаки при разбеге близок к углу тангажа с поправкой на установочный угол атаки крыла.
Алгоритм определения прогнозируемой величины скорости на заданном расстоянии от местоположения широкофюзеляжного самолета
Для построения алгоритма определения расстояния до точки остановки ЛА необходимо решить дифференциальное уравнение (1.14). Расстояние оставшееся до остановки ШФС будет состоять из двух участков: -переходной участок, связанный с инерционностью перевода силовых установок с режима «максимальный взлетный» на режим реверса, перевода механизации крыла на режим торможения и включения торможения колес; -участок торможения, когда все устройства работают в режиме торможения. Первый участок описан дифференциальным уравнением (1.14) с коэффициентами (1.16) - (1.28), так как реверс силовых установок допустимо включать только после их перевода в режим «малый газ». При этом некоторое время (t « Зс) ШФС будет продолжать разгоняться. Этот участок требует натурного моделирования для уточнения величины коэффициентов дифференциального уравнения, поскольку связан с переходными процессами, которые в эксплуатации встречаются очень редко.
Второй участок представляет собой движение, описанное уравнением (1.14) с коэффициентами (1.42) - (1.54). Сумма длин вышеназванных участков является расстояние до полной остановки ШФС. Алгоритм определения прогнозируемой величины скорости на заданном расстоянии от местоположения ШФС представлен на рис. 2.4.
Суть его состоит в следующем. Информация о текущем местоположении ШФС на ВПП может быть определена по сигналам СРНС, МкСП или ИНС в СНВВ ПНК. Информация о расстоянии между точкой старта концом ВПП и препятствиями вводится в запоминающее устройство СНВВ ПНК.
На вход вычислительного устройства поступает информация о координатах местоположения ШФС, которое пересчитывает координаты и определяет расстояние ШФС от точки старта L. С запоминающего устройства выдается информация о расстоянии до заранее определенных точек по курсу взлета (торец ВПП, «малоопасные» препятствия, «опасные» препятствия). Вычисляется остаток расстояния до характерных точек. Затем происходит вычисление коэффициентов дифференциального уравнения (1,16) и решается дифференциальное уравнение на шаге интегрирования At. Расчет продолжается до тех пор, пока расстояние пройденное ШФС, не окажется более расстояния до наиболее дальней определенных точки.
Аварийное торможение ШФС необходимо в следующих ситуациях: - отказы в системах ШФС, при которых запрещено продолжать взлет; - ШФС не хватает расстояния для набора Увзл до конца ВПП; - ШФС может оторваться до конца ВПП, но не может преодолеть препятствий по курсу взлета. Отказ одного двигателя на разбеге можно определить по следующим признакам: - самопроизвольный разворот ШФС в сторону отказавшего двигателя; - падения оборотов ротора турбины и температуры газов за турбиной; - уменьшение продольной перегрузки пг.
Безопасность взлета может быть обеспечена, если самолет после отказа одного двигателя можно остановить в пределах летной полосы аэродрома, либо осуществить отрыв в пределах ВПП, набрав высоту над препятствиями по курсу взлета с набором скорости достаточной для продолжения полета. Если существует возможность выбора между прерванным и продолженным взлетом, то предпочтительно выбрать прерванный взлет.
При работе в этом режиме (блок - схема алгоритма выдачи сигнализации на прекращение взлета ШФС представлена рис. 2.5.), по сигналам от СРНС, РТСП и ИНС СНВВ ПНК определяет текущее расстояние от точки старта Ьтек и расстояние до торца ВПП Ьторца.
Решением дифференциального уравнения (1.14) в СНВВ ПНК определяет расстояние необходимое ШФС набора скорости отрыва от ВПП Ьотр. Эта дистанция сравнивается с запасом расстояния до торца ВПП: ДЬотр = Ьторца - Ьтек - Ьотр (2.1) щ Если ДЬотр О, СНВВ ПНК вычисляет высоту полета над препятствиями по курсу взлета Н. Если она больше высоты препятствий (Н НПРЕП), то разбег продолжается. Система воздушных сигналов выдает информацию о текущей скорости ШФС. Одновременно СНВВ ПНК рассчитывает дистанцию, необходимую для торможения: ДЬторм = Ьторца - Ьтек- Ьторм (2.2) Если ДЬторм 0, то СНВВ ПНК продолжает работать в режиме контроля динамики разбега. Если ДЬторм 0, то СНВВ ПНК выдает команду или осуществляет торможение. СНВВ ПНК заканчивает работу по алгоритму определения необходимости аварийного торможения ШФС при разбеге по В1111 после f получения сигнала об отрыве от ВИН или после отработки команды «прекращение взлета».
Алгоритм определения прогнозируемой высоты полета на заданном расстоянии от местоположения широкофюзеляжного самолета при полете с постоянным углом тангажа
Штатный (типовой) набор высоты при взлете ШФС происходит на прямолинейной траектории и его характеристики оценивают по градиенту скороподъемности, который определяют как тангенс угла наклона траектории набора высоты и выражают в процентах; n=tg0 lOO%. (3.2)
Нормы летной годности гражданских судов (НЛГС) [35] предписывают, чтобы располагаемые градиенты набора высоты на всех этапах были не менее нормируемых. Выполнение полета с заданным градиентом обеспечивается соблюдением следующих условий: - механизация крыла находится во взлетном положении; - двигатели работают на взлетном режиме; - шасси убрано; - набор высоты осуществляется на установившейся скорости.
Для самолета Ил-76 более жестким требованием является обеспечение заданного градиента скороподъемности r\ = 3% с одним неработающим двигателем на втором этапе набора высоты.
Для всего диапазона ожидаемых возможных условий в эксплуатационной документации приводятся номограммы для определения располагаемого градиента, в зависимости от взлетной массы ШФС [35].
Существующая в настоящее время инструкция набора высоты с одним отказавшим двигателем предусматривает движение самолета с установившейся воздушной скоростью при постоянном градиенте набора высоты, что в некоторых случаях (например, перекладка рулей по крену) может привести к особой ситуации. Вследствие этого для безопасного взлета ШФС необходимо реализовать движение по более сложным траекториям с заданным допустимым изменением скорости. Это расширяет возможности преодоления препятствий по курсу взлета.
При неизменном режиме работы силовых установок, задаваясь различными законами управления углом атаки ШФС, можно получить различные траектории движения самолета и соответственно различные зависимости скорости, пройденного расстояния, высоты полета и расхода топлива от времени. Для принятия решения о продолжении взлета многодвигательного самолета с отказавшей силовой установкой необходимо определить сможет ли самолет достичь скорости отрыва в пределах взлетно-посадочной полосы и в процессе набора высоты преодолеть препятствия по курсу взлета. Это можно сделать, рассчитав оптимальную траекторию движения воздушного судна после отрыва от ВИН. Оптимальным будем считать такой алгоритм набора высоты, при котором обеспечивается пролет над препятствием на заданной высоте с максимальной скоростью. Таким образом, в данном случае решается задача оптимального управления. В общем случае эта задача для безопасного полета самолета после его отрыва от ВПП может быть сформулирована следующим образом. Летательный аппарат перемещается из точки 1 с координатами Li и Hi фазового пространства в точку 2. В точке 1 также известны масса самолета Шь скорость его полета Vi и угол наклона траектории Q\. Точка 2 задана координатой Ьг и высотой препятствия Н3. Требуется сформировать такой закон управления, который обеспечивал полет ШФС над точкой 2 с наибольшим значением координаты Нг, где Нг Ї Нз + Н4, то есть необходимо определить sup Н4 (Рис. 3.1).
Решение этой задачи в данной работе приведено численным методом. При синтезе оптимального закона управления ШФС на заданном этапе его движения допустимо сделать следующие предположения: - режим работы всех работающих двигателей - максимальный взлетный; - движение ШФС происходит без крена и скольжения; - атмосферное давление в районе аэродрома взлета постоянно, известно и его изменение по высоте соответствует «стандартной атмосфере»; - температура воздуха известна и по высоте полета изменяется в соответствии со «стандартной атмосферой»; - стабилизация угла тангажа происходит без статических и динамических ошибок, а время регулирования при переводе самолета с текущего на заданные значения по времени не превышают t , 5 с. Законы управления САУ должны обеспечивать астатическую стабилизацию ШФС на любом режиме взлета. Для этого в САУ реализованы следующие законы управления: - в режиме стабилизации угла тангажа — ;р 5. « 0г + Ф-О-- (3-3) Тир + 1 - в режиме стабилизации высоты полета 5в = №+і8-%9 + ін(Н-Нщ). (3.4) Тир+1 Тэр + 1 - в режиме стабилизации скорости полета 7 5в=цм2+і,-ЬН-д + і(У-Узд), (3.5) Тир + 1 Tsp +1 где Ти= 8 (с), и = 1 (с"1), ц = 1,3, Ts = 10 (с), ін = 2 (рад/м), iv = 0,15 (рад- с/м). СНВВ ГШК проверяет возможность при приведенном выше законе управления углом тангажа возможность набора высоты препятствия в случае отказа «критического» двигателя с использованием системы уравнений (1.57). В качестве начальных условий системы принимаются текущие значения V, Шэкв» 6ь ai,Li,Hi (Рис. 3.1).
Увеличение угла тангажа с торможением на сверхмалых высотах связано значительным риском. Поэтому перед этим необходимо набрать высоту Н = 10 м и убрать шасси. Такая высота достигается на расстоянии Li от точки отрыва. Так для самолета Ил-76 L} = 100 м. Затем проводится расчет системы уравнений (1.57). Вычисленная высота Нрасч = Нг сравнивается с заданной высотой пролета препятствия Нпреп = Нз + Нд. Если: Нрасч Нпреп, (3.6) то увеличивается угол тангажа:
Определение величины такта работы СНВВ ПНК
Выбор оптимальной траектории набора высоты относится к классу задач на условный экстремум и может быть осуществлен методом динамического программирования.
Первоначально выполним формирование оптимальной траектории движения идеализированного летательного аппарата при наборе высоты с разгоном (торможением) от исходного режима с параметрами Нь V! до заданного режима с параметрами Н2, V При этом точная величина скорости V2 не оговаривается, но она должна быть в заданном интервале, ограниченном эксплуатационными скоростями полета самолета. Под идеализированным летательным аппаратом будем понимать ЛА, для которого в каждый момент времени текущий угол тангажа равен заданному, то есть 9(t) = &3АД(0. Д1151 определения оптимальной траектории в параметрической области выделяем область допустимых режимов полета ЛА и разбиваем ее на элементарные подобласти размером АН, AV. Размер подобластей выбирается из соображения соблюдения необходимой точности решения задачи.
На каждом шаге расчета движение ШФС возможны следующие режимы полета с движением по элементарным траекториям, соответствующим (рис. 3.3): - режиму разгона ЛА на постоянной высоте полета Н (вектор 1 -2); режиму набора высоты с постоянной скоростью V (вектор 1-3); — режиму набора высоты с разгоном (торможением) (вектор 1-4).
Для исследования динамики набора высоты самолетом с одним отказавшим двигателем при различных углах тангажа рассмотрен следующий расчетный случай. Стартовая масса ЛА Швз = 160000 кг. Угол отклонения закрылков 5ЗАКР=0,523 рад (30 град), предкрылков 5пр = 0,244 рад (14 град). Температура воздуха на уровне ВПП составляет Т. = 283 К, атмосферное давление р — 101300 Па. В момент отрыва от ВПП на скорости V = 78 м/с происходит выключение одной силовой установки. Самолет производит отрыв от ВПП и продолжает набор высоты. Общую тягу трех работающих двигателей на уровне ВПП допустимо принять равной Р = 360000 Н. Далее экипаж согласно [23], убирает шасси и производит набор высоты, сохраняя скорость отрыва. Угол тангажа при этом составляет S = 0,227 рад (13 град).
Моделирование проводилось для следующих вариантов изменения угла тангажа в процессе набора высоты: - 0 = 0,174 рад (10 град) - штатное значение; - при & = 0,209 рад (12 град); - при& = 0,279 рад (16 град); = 0,279 рад (16 град) t = [0, 10] с, & = 0,174 рад (10 град) t 10 с. Результаты моделирования приведены на рис. 3.4, 3.5.
Анализ результатов моделирования позволяет сделать следующие выводы: 1. Использование режима набора высоты полета самолета с потерей скорости до допустимых значений позволяет достичь большей высоты, чем при наборе высоты с постоянной скоростью (рис. 3.6). Так, на расстоянии L4 = Ьі+Ьг+Ьу= І0000 м от точки отрыва, высота полета достигает Н = 605 м (при 9 = 0,209 рад (12 град), V - 76 м/с), Н = 738 м (при 9 = 0,279 рад (16 град), скорость уменьшается с V = 78 м/с до V = 67 м/с), Н = 613 м (при профиле полета 9 = (0,279 0,209) рад, скорость уменьшается с V = 78 м/с до V = 76 м/с).
2. Существует некоторая максимальная высота на расчетной горизонтальной дальности Н = 738 м, которую можно достичь до начала срывных явлений на крыле и оперении, увеличивая угол тангажа.
3. Летчик самостоятельно без командной информации (наличия СНВВ ПНК), не в состоянии оценить оптимальный угол тангажа при наборе высоты ШФС.
4. Использование режима набора высоты с изменением угла тангажа требует наличия, точной информации о положении самолета в пространстве, массе самолета и параметрах работы силовых установок, поскольку существует потенциальная опасность вывода самолета на режимы «сваливания».
На рис. 3.6 представлен график зависимости высоты от расстояния, набранной ШФС Ил-76 при следующих вариантах набора высоты (с начальными условиями твз = 160000 кг, центровка 33,0%, атмосферное давление р = 101300 Па (соответствует Набс = 0 м), температура наружного воздуха ТНв = 288 К, работают три двигателя Д-30КП с тягой на уровне ВПП Р = 120000 Н): 1. набор высоты на скорости отрыва VOTP = 78 м/с (линия 78 м/с); 2. набор высоты с 9 = 0,209 рад (12 град) (линия 12 град); 3: набор высоты с9 = 0,279 (16 град) до достижения скорости V = 70 м/с и продолжение набора высоты с 9 = 0,209 рад (12 град) (линия 16-12 гр); 4. сочетание участков, состоящих из набора высоты &= 0,279 (16 град) до достижения скорости V = 70 м/с, затем набор высоты с & = 0,209 рад (12 град) до достижения скорости V = 78 м/с (линия 16-12 град); 5. набор высоты с углом тангажа 9 = 0,227 рад (13 град), обеспечивающих уменьшение скорости от V = 78 м/с до V = 70 м/с на расстоянии L = 10000 м от точки отрыва (линия V = 70 м/с).
Таким образом, при приведенных выше начальных условиях на расстоянии L = 1750 м от точки отрыва наибольшая высота Н = 178 м достигается при наборе высоты по четвертому варианту, а на расстоянии L = 10000 м от точки отрыва наибольшая высота Н = 738 м достигается при наборе высоты по пятому варианту.
Исходя из приведенных выше рассуждений, допустимо задать t — 10 с. При полете с постоянной скоростью на малой высоте в этом случае изменение высоты за t =10 с составит Н = 45 м. Для простоты расчета допустимо принять Н = 50 м. Аналогично при полете на постоянной высоте скорость возрастет на V = 5 м/с.
При наборе высоты кроме предложенного выше алгоритма возможны следующие стратегии набора высоты: - Набор высоты с торможением до минимальной эволютивной скорости на заданном расстоянии от точки взлета; - Сочетание участков набора высоты с максимальным углом тангажа до достижения минимальной эволютивной скорости и набора высоты с взлетным углом тангажа до достижения скорости отрыва.
1. Разработаны алгоритмы набора высоты в зависимости от различных законов управления углом тангажа.
2. Сделан вывод о необходимости реализации параллельного просчета различных алгоритмов набора высоты с последующим их сравнением в СНВВ ПНК для определения оптимального.
3. Алгоритм набора высоты с постоянной скоростью является наиболее простым и надежным для выполнения, но не всегда оптимальным.
4. Существует наибольшая высота которая может быть набрана на заданном расстоянии при использовании маневра в продольной плоскости. При невозможности преодоления препятствия по курсу взлета необходимо осуществить экстренное торможение (если ШФС еще не оторвался от ВПП) либо выдать экипажу сигнализацию о необходимости облета препятствия с использованием бокового маневра.
Целью данной главы явилась проверка адекватности разработанных выше математических моделей движения ШФС (на примере ШФС типа Ил-76) и работоспособность предложенных в данной диссертации алгоритмов работы ПНК взлета. Проверка была проведена в два этапа. На первом этапе выполнено математическое моделирование ПНК взлета на персональной электронной вычислительной машине (ПЭВМ). На втором этапе было проведено моделирование работы ПНК с учетом фактических летных ситуаций, в процессе которого были проверена модель работы ПНК взлета применительно к ШФС типа Ил-7б.
