автореферат диссертации по транспорту, 05.22.14, диссертация на тему:Моделирование захода на посадку и посадки воздушных судов в условиях предельных профилей сдвига ветра

кандидат технических наук
Стрелец,
Игорь Владимирович
город
Санкт-Петербург
год
2000
специальность ВАК РФ
05.22.14
Автореферат по транспорту на тему «Моделирование захода на посадку и посадки воздушных судов в условиях предельных профилей сдвига ветра»

Автореферат диссертации по теме "Моделирование захода на посадку и посадки воздушных судов в условиях предельных профилей сдвига ветра"

ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

Академия гражданской авиащ^|»|5

2 2 ДЕК

На правах рукописи

УДК 629.735.33.073:551.553

СТРЕЛЕЦ Игорь Владимирович

МОДЕЛИРОВАНИЕ ЗАХОДА НА ПОСАДКУ И ПОСАДКИ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ В УСЛОВИЯХ ПРЕДЕЛЬНЫХ ПРОФИЛЕЙ СДВИГА ВЕТРА

Специальность 05.22.14 — Эксплуатация воздушного транспорта

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Санкт-Петербург 2000

Работа выполнена в Киевском международном университете гражданской авиации и в Московском государственном техническом университете гражданской авиации.

Научный руководитель — доктор технических наук, профессор

Ципенко В.Г.

Научный консультант — кандидат технических наук, доцент

Кубланов М. С.

Официальные оппоненты: — доктор физико-математических наук,

профессор Исаев С.А. — кандидат технических наук Рисухин В.Н.

Ведущая организация — Государственный научно-исследовательский

институт гражданской авиации

Защита состоится «. /)» а е I а) М 2000 г. в час. на заседании Диссертационного совета Д 072.03.01 Академии гражданской авиации по адресу: 196210, г.Санкт-Петербург, М-210, ул.Пилотов, д.38, Академия ГА.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Академии ГА.

Автореферат разослан

<¿4/^^^2000 г.

Ученый секретарь Диссертационного совета, кандидат технических наук, профессор Михайлов О. И.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Анализ тенденции развития гражданской авиации (ГА) во всем мире показывает, что основной проблемой, неизменно стоящей в процессе создания и эксплуатации авиационной техники (АТ), является проблема постоянного повышения эффективности летной эксплуатации (ЛЭ) неодновременно с этим,обеспечения заданного уровня безопасности полетов (БП) воздушных судов (ВС) на различных этапах полета. Повышение эффективности ДЭ ВС требует обеспечения полетов практически в любую погоду, днем и но-' чью, в самых различных природно-климатических условиях. Для этого совершенствуется АТ, усложняются автоматические устройства, но при этом одновременно усложняется и эксплуатация самолета.

Наиболее сложными и ответственными с точки зрения обеспечения БП, по-прежнему, являются режимы взлета, захода на посадку и посадки ВС, специфика которых обусловлена:

— существенно нелинейным характером аэродинамических характеристик (АХ) самолета на больших взлетно-посадочных углах атаки;

— проявлением существенных перекрестных связей продольного и бокового движений самолета;

— значительным влиянием близости земли как на АХ, так и непосредственно на условия пилотирования самолета;

— наличием особых этапов движения самолета (в отличие от обычных полетных) — отрыва и касания, а также участков движения ВС по взлетно-посадочной полосе (ВПП);

— значительным 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 разбросом эксплуатационных параметров в рассматриваемых режимах полета.

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.

По данным отечественных и зарубежных органов информации на взлет, который составляет 2% общего времени полета, приходится 21% катастроф, а на посадке (4% общего времени полета) происходит 54% катастроф. Иначе говоря, на 6% летного времени приходится 75% авиационных происшествий (АП), при этом на долю ошибок пилотов отводится 62,5% всех катастроф. Наличие столь весомой доли АП, приходящихся на этапы захода на посадку и посадки, делает эти этапы потенциально более опасными, чем взлет. Поэтому все вышесказанное обусловило необходимость проведения в данной работе исследований движения ВС на этапах захода на посадку и посадки в условиях опасных внешних воздействий и, в частности, в условиях сдвига ветра (СВ) с целью выявления предельных возможностей самолетов ГА.

Проблема СВ в последние годы, точнее в последние десятилетия, входит в перечень основных научно-технических проблем, решаемых Аэронавигационной комиссией Международной организации гражданской авиации (ИКАО). В нашей стране работы по проблеме СВ ведутся под контролем Федеральной службы воздушного транспорта (ФСВТ), в них участвуют ведущие организации ГА и авиационной промышленности.

Сложность пилотирования на этапах захода на посадку и посадки ВС в условиях СВ заключается в отсутствии запасов по высоте, скорости и времени полета, когда несвоевременное и неправильное управление проявляется как решающий фактор возникновения аварийной ситуации. Поэтому при полете в опасных ситуациях, особенно на этапах захода на посадку и посадки, пилоту важно иметь в активе возможные варианты принятия грамотного решения, что требует исследования динамических свойств самолетов

в условиях СВ. Как правило, источником выработки рекомендаций действий в таких условиях являются летные испытания (ЛИ). Однако, ввиду недостаточного аппаратурного обеспечения замера параметров СБ, сложности его обнаружения, сравнительной быстротечности явлений, а также трудности и дороговизны проведения ЛИ последние проводятся мало. Поэтому в настоящее время с учетом мощного развития вычислительной техники все большую роль начинает играть математическое моделирование.

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.

Сейчас уже заметен неоспоримый прогресс в развитии методов математического моделирования динамики полета самолета, который связан с вводом новых быстродействующих ЭВМ. В настоящее время во многих авиационных организациях и учебных центрах (ЦАГИ, ЛИИ им.Громова, ГосНИИГА, МАИ, ВАТУ, МГГУГА, КМУГА, РАУ и др.) разработаны с теми или иными допущениями ММ самолета.

К настоящему времени опубликовано достаточно много результатов решения частных задач движения ВС в условиях СБ на взлете и посадке. Но необходимы исследования особых случаев захода на посадку и посадки ВС, в частности, с отказами двигателей и систем, а также при ошибочных действиях экипажа.

Такие внешние воздействия, как СВ и турбулентность, в настоящее время не определяются метеонаблюдениями с достаточной точностью, поэтому и рекомендации по ЛЭ имеют весьма общий характер. Для более глубоких исследований необходимо иметь модели СВ, позволяющие выявить самые неблагоприятные условия в атмосфере — критические профили СВ.

Таким образом, в предлагаемой работе решается важная для ГА проблема повышения эффективности ЛЭ и уровня БП ВС на этапах захода на посадку и посадки за счет определения и исполь-

зования в ММ движения ВС критических профилей СВ с целью разработки на этой основе рекомендаций по совершенствованию техники пилотирования.

Решение указанной проблемы позволяет существенно расширить и углубить уровень изучения динамических свойств ВС на этапах захода на посадку и посадки в условиях СВ, а также выдавать до проведения ЛИ рекомендации по обеспечению БП, расширению ожидаемых условий эксплуатации (ОУЭ) и делать заключения по соответствию нормам летной годности гражданских транспортных самолетов (НЛГС).

Диссертационная работа базируется на материалах теоретических и экспериментальных исследований, выполненных автором в Киевском международном университете гражданской авиации (КМУГА, ранее — Киевском институте инженеров гражданской авиации — КНИГА) и в Московском государственном техническом университете гражданской авиации (МГТУГА, ранее — Московском институте инженеров гражданской авиации — МИИГА) в период 1985—2000 гг.

Цель работы — разработка предложений и рекомендаций по обеспечению БП и технике пилотирования ВС на этапах захода на посадку и посадки в условиях критических профилей СВ на основе результатов математического моделирования.

Объектом исследования являются широкофюзеляжный и узкофюзеляжный самолеты (Ил-96-300, Ту-154М).

Анализ руководящей и технической документации по ЛЭ ВС на этапах захода на посадку и посадки позволил сформулировать следующие конкретные задачи исследования:

— разработка метода определения допустимых значений параметров СВ на критических профилях ветровых возмущений;

— исследование с помощью системы математического моделирования динамики полета ВС поведения самолета на этапах захода на посадку и посадки в условиях критических профилей СВ;

— разработка рекомендаций и предложений по обеспечению безопасной ЛЭ ВС на этапах захода на посадку и посадки в условиях СВ.

Главная идея диссертационной работы состоит в том, чтобы в основу разработки рекомендаций и предложений по обеспечению БП ВС на этапах захода на посадку и посадки в условиях СВ положить математическое моделирование, как наиболее дешевое и доступное средство, а дорогостоящие и трудновыполнимые летные эксперименты использовать лишь для оценю! адекватности и уточнения (идентификации) ММ.

В качестве методов исследования в работе использовался широкий спектр методов математического моделирования динамики полета: идентификации и оценки адекватности ММ, оптимизации и интерполяции, разностные методы решения дифференциальных уравнений и методы математической статистики.

Научная новизна работы состоит в том, что на комплексной основе анализа АП и метеоусловий, применения математического моделирования в задачах ЛЭ:

— создан метод разработки рекомендаций по ЛЭ ВС на этапах захода на посадку и посадки в условиях СВ;

— разработан метод определения допустимых значений параметров критических профилей СВ, которые обеспечивают БП на этапах захода на посадку и посадки при отказах функциональных систем;

— предложены и обоснованы методы пилотирования ВС в ожидаемых условиях эксплуатации (ОУЭ) на этапах захода на посадку и посадки в условиях СВ.

Достоверность результатов решения поставленных задач подтверждается:

— идентификацией ММ по данным ЛИ конкретных типов самолетов;

— адекватностью результатов вычислительных экспериментов (ВЭ) данным ЛИ конкретных типов самолетов, оцененной с помощью статистических критериев точности и непротиворечивости, а также с помощью эвристического подхода.

Практическая ценность работы состоит в том, что она позволяет:

— решать задачи эффективности и оптимизации режимов полета ВС в условиях СВ на этапах захода на посадку и посадки для получения дополнительной информации к существующим руководствам по летной эксплуатации (РЛЭ) и выработки первой редакции новых РЛЗ перспективных ВС, которая будет уточняться результатами ЛИ;

— совершенствовать РЛЭ как вновь создаваемых ВС, так и находящихся в эксплуатации;

— разрабатывать рекомендации и предложения по обучению и тренировке экипажей ВС в условиях СВ на этапах захода на посадку и посадки;

— расширить границы исследований ЛЭ ВС в условиях СВ на этапах захода на посадку и посадки и сделать ЛИ в аналогичных условиях более безопасными и информативными;

— обеспечить экономию ресурсов за счет сокращения объема ЛИ;

— проводить анализ особых ситуаций в полете за рамками эксплуатационных ограничений на этапах захода на посадку и посадки ВС с целью определения предельных возможностей самолета.

Апробация работы. Основные материалы выполненных исследований и отдельные результаты работы докладывались и получили положительную оценку на заседаниях кафедральных семинаров в КМУГА (г.Киев) и МГТУГА (г.Москва) в период 1985— 2000 гг., а также обсуждались на межотраслевых и международных научно-практических конференциях.

Реализация и внедрение результатов работы. Основные результаты диссертационной работы были использованы в авиакомпаниях ГА при повышении квалификации экипажей на этапах захода на посадку и посадки в условиях СВ, а также нашли применение в отраслевых учебных пособиях по курсам аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов (ЛА), в курсах лекций по указанным дисциплинам.

Публикации. По материалам диссертационной работы опубликовано 6 печатных работ (4 — в КМУГА и 2 — в МГТУГА).

Структура и объем диссертационной работы. Работа состоит из введения, пяти глав, заключения, списка использованных источников, перечня сокращений и двух приложений. Основная часть работы изложена на 203 страницах текста. Работа содержит 66 рисунков, 17 таблиц и 108 библиографических названий (из них 21 — на иностранных языках). Общий объем работы 263 страницы.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность темы диссертационной работы, сформулирована цель исследований, доказывается ее практическая значимость при эксплуатации ВС, определен круг решаемых задач и описывается последовательность изложения результатов выполненных исследований.

1. АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ СДВИГА ВЕТРА

НА БЕЗОПАСНОСТЬ ПОЛЕТОВ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

В главе рассмотрен вопрос состояния проблемы повышения эффективности ЛЭ и уровня БП ВС на этапах взлета и посадки в условиях СВ.

Проведено исследование метеорологических условий возникновения СВ. Отмечено, что в силу многообразия факторов, вызывающих СВ, и отсутствия их физических моделей особое внимание должно быть обращено на исследование критических профилей СВ — профилей, вызывающих максимальное отклонение от программы полета.

Анализ обстоятельств катастроф, причиной которых был СВ, а также изучение случаев попадания самолетов в условия СВ, закончившихся благополучно, показали, что общей чертой здесь является чрезвычайно быстрое развитие ситуации от нормального полета до катастрофы. Длительность промежутка времени, в течение которого

экипажу необходимо было оценить ситуацию и предпринять правильные действия, измерялась 5—10 секундами после входа в зону СВ. Поэтому первоочередными направлениями обеспечения БП ВС в условиях СВ являются разработка новых и совершенствование существующих рекомендаций экипажу, заблаговременное его оповещение наземными службами об обнаруженных зонах, в которых возможно возникновение СВ, рекомендации по обходу этих зон, а также разработка и внедрение бортовых систем индикации СВ и формирования команд в систему автоматического управления.

В заключение первой главы делается вывод о том, что определение допустимого градиента СВ критического профиля и исследование влияния СВ на динамику полета ВС необходимо проводить с помощью математического моделирования.

2. МЕТОД ОПРЕДЕЛЕНИЯ ДОПУСТИМЫХ ЗНАЧЕНИЙ ПАРАМЕТРОВ СДВИГА ВЕТРА НА КРИТИЧЕСКИХ ПРОФИЛЯХ ВЕТРОВЫХ ВОЗМУЩЕНИЙ

Целью исследования, проведенного в данной главе, явилась разработка математического аппарата определения допустимых значений параметров СВ для широкого класса критических профилей ветровых возмущений, возможная реализация которых обусловлена разнообразными метеорологическими причинами их возникновения.

Для математической постановки задачи поиска допустимых значений параметров СВ было сформулировано понятие критического профиля. Критический профиль СВ — это ветровое возмущение такого профиля, которое при фиксированных значениях ^ЩмеГ^тса-^тп — максимального перепада скорости ветра и А=тах | ^асШ^] — максимального значения модуля его градиента на заданном этапе управляемого полета самолета вызывает его максимальное отклонение от программного движения. Таким образом, в данной главе ветровое возмущение на исследуемом этапе полета характеризуется формой его профиля и парой значений его характерных параметров (АФтах, А).

В главе предложен метод определения допустимых критических профилей СВ на достаточно широком для практических приложений классе многопараметрических семейств кривых, непрерывных вместе со своей производной, а также для их кусочно-линейных аппроксимаций.

По своей природе данная задача является минимаксной: найти такую форму профиля СВ, на которой при минимальном значении А реализуются максимальные отклонения наблюдаемых параметров полета от их программных значений, при этом хотя бы один из них выходит на границу области эксплуатационных ограничений. Путем декомпозиции решение минимаксной задачи сводится к последовательному решению задач условной параметрической оптимизации в следующей постановке.

Пусть состояние системы «самолет — система автоматического управления — ветровое возмущение» описывается моделью

z = F{t,z, w), z{t0) = zo, t e[V4 n 1 ^

z = {x,u),F = {f,g),y = Hz), ( >

где x, и — векторы фазовых координат самолета и управлений; и> — вектор-функция внешних возмущении; f, g — вектор-функции правых частей дифференциальных уравнений, описывающих соответственно модель динамики полета самолета и функционирование системы автоматического управления (САУ), го— вектор начальных условий; у — вектор наблюдаемых параметров, tQ, tk — соответственно, начальный и конечный момент времени.

Тогда для заданных значений (A^'L А^) необходимо определить вектор параметров СВ Л = (а1,а2,...,а„), доставляющий минимум функционалу Q:

Л* = arg minф'(Л)], Л* е Ол (2.2)

при наличии ограничений

фя(Л) > 0, п = 1,пь Л еОл; (2.3)

Ф„00 >0, п = щ + 1,7V, у еПу; (2.4)

таЩ = - Жи,.„| = Дта^ргаЩ = Л», (2.5)

где Ол — гиперкуб поиска вектора параметров оптимизации Л; Пу — допустимая область эксплуатационных ограничений, (2.3) — неравенства, для проверки которых не требуется интегрирование системы (2.1), а определяются только алгоритмом формироьиния профиля ветра; (2.4) — неравенства, проверка которых связана с интегрированием системы (2.1).

Решение задачи (2.2) — (2.5) можно разбить на следующие вложенные друг в друга итерационные процедуры:

1) построение области существования критического профиля СВ при заданных ограничениях и параметрах (2.5), некоторые из которых могут быть оптимизируемыми;

2) формирование характерного типа профиля СВ в области О.^;

3) поиск допустимых значений (Дхарактеризующих ветровое возмущение, на сформированном профиле;

4) расчет траектории движения ВС на исследуемом участке с целью выявления таких значений (ДЩ%™,Лд0"), ДДЯ которых функционал () принимает предельное допустимое в эксплуатации значение (этому посвящена глава 3).

Проиллюстрируем простейшим примером указанную последовательность процедур.

Рассмотрим случай, когда скорость ветра \¥х(н) имеет только

горизонтальную составляющую, направленную вдоль движения ВС при заходе на посадку, и изменяется по высоте Н. Тогда для Формирования области необходимо задать следующие параметры:

Нв — высота попадания ВС в зону сдвига ветра;

Нн — минимальная высота, ниже которой изменение скорости ветра может быть принято по линейному закону от значения Жх(Нн) до нуля у земли, либо считается постоянной и равной №Х(НИ);

1Ув = Жх(Нв), 1УН = 1К(НИ) — скорости ветра на высотах Нв и Нн соответственно;

ДК,ах = Я/'хтах-Щстт — максимальный перепад скорости ветра на исследуемом диапазоне изменения высоты Н е [#„,#„]; \дЖ1

А = тах-^-у- — максимальным градиент ветра, достигаемый хост/

тя бы в одной точке профиля ветра.

Пример области существования критического профиля СВ для случая \УН< показан на рис.2.1 а. Для такого вида области рассмотрены следующие типы профилей ветра, различающиеся формой и способом их аппроксимации:

— линейная аппроксимация профиля, когда узлами -шрокси-мации являются угловые точки границы области (один к. профилей показан на рис.2.1 б);

— линейная аппроксимация инверсивного профиля ветрового возмущения, когда узлы аппроксимации находятся как на границе области 0.№, так и внутри ее (рис.2.1 в);

— сплайн-аппроксимация профиля, когда максимум Щ достигается на границе области ¿V и имеются две точки перегиба аппроксимирующей кривой (рис.2.1 г);

— сплайн-аппроксимация профиля, когда максимум Щ достигается на границе области й2]Г и имеется одна точка перегиба аппроксимирующей кривой (рис.2.1 д);

— сплайн-аппроксимация профиля, когда максимум Щ достигается на границе области имеются две точки перегиба аппроксимирующей кривой и участок линейного изменения профиля ветра (рис.2.1 е);

— сплайн-аппроксимация профиля, когда максимум Щ достигается на границе области й^-, имеется одна точка перегиба аппроксимирующей кривой и участок линейного изменения профиля ветра (рис.2.1 ж);

— сплайн-аппроксимация профиля, когда аппроксимирующая кривая имеет два экстремальных значения IV, лежащих внутри области (рис.2.1 з).

Рис. 2.1. Формирование области существования критического профиля СВ и примеры вццов профилей

Сплайн-аппроксимация профилей СБ производится сплайнами четвертого порядка

¡(У) = ^ ФОУМ] «' = 18 (2.6)

причем число сплайнов на рассматриваемом диапазоне изменения наблюдаемого параметра у (например, высоты) может быть выбрано в пределах от 1 до 8. Выбор порядка сплайна обусловлен требованием выполнения пяти условий: три значения скорости Щ, 1¥1+¡, Щ+2 и Два значения градиента А,-, А,+/ на интервале \уь у1+2].

Стратегия поиска допустимых значений параметров ветрового возмущения , Адоп) на его критическом профиле состоит в

следующем. В соответствии с физической постановкой задачи (этап полета, режим управления и, возможно, другие условия) из эксплуатационных ограничений (2.4) выделяется наиболее существенное и из него конструируется функционал 0 таким образом, чтобы его значение могло указывать на факт нарушения либо не нарушения выбранного эксплуатационного ограничения. Определяется предельное значение функционала О*, когда это ограничение еще не нарушается.

Предполагается, что остальные ограничения из (2.4) могут быть представлены в виде

Ук тах-Ук^ 0, Ук тЫ >0, к = 1,К, (2.7)

где уктах,уктт — граничные значения исследуемого Аг-го эксплуатационного параметра.

Далее стратегия поиска (АИ$™,Ад°") состоит в нахождении в плоскости (АЖтах,А) нижней и верхней границ области, в которой выполняются эксплуатационные ограничения (рис.2.2). Поиск граничных точек осуществляется для ряда фиксированных значений АТ'/ЛХ, 1-1,1 на заданном из установленного перечня классе профиля СВ.

Так как А = та^га<ш\, то при фиксированном значении = Жтах - Жтт наименьшее возможное значение А достигается в том случае, когда \Утах и реализуются в крайних точках рассматриваемого СВ. Таким образом, нижней границей области допустимых значений является прямая (рис.2.2):

А . - либо А = та* (7 81

Лтт "ии ц^ >

для значений АЖтах, при которых еще не нарушаются эксплуатационные ограничения. В формулах (2.8) Нв — высота начала развития СВ, Нн — высота, ниже которой скорость ветра может быть принята постоянной, Ьк — характерная протяженность развития СВ, определяемая вдоль направления полета ВС.

Из анализа полученной области допустимые параметры ветровых возмущений определяются как

Ад0") = тЦтахАЦ%»\тах А{]и)), (2.9)

где тахАТ¥^,тахА^к^ — максимальные значения АЖтах и А, для которых не нарушаются эксплуатационные ограничения.

Рис.2.2. Схема поиска границ допустимой области изменения (Д¡¥тах,А) и возможные конфигурации этой области:

ш — область допустимых значений (АЖтах, А),

а — схема поиска точек верхней границы области допустимых значений (ДйГ/Гтах,А);

б — возможные конфигурации области допустимых значений (АИ^^.А).

Предложенный метод определения допустимых значений параметров критических профилей СВ доведен до алгоритмов и использован при решении практических задач изучения движения ВС на этапах захода на посадку и посадки в главе 5.

3. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА ВОЗДУШНОГО СУДНА НА ЭТАПАХ ЗАХОДА НА ПОСАДКУ И ПОСАДКИ В УСЛОВИЯХ СДВИГА ВЕТРА

Анализ известных источников и разработок показал, что применявшиеся методики моделирования в основной своей части страдают отсутствием общности, хотя и позволяют решать отдельные частные задачи, а также неудовлетворительным воспроизведением движения самолета по ВПП. Поэтому поиски ММ, пригодной для исследования захода на посадку и посадки в условиях СВ, велись в направлении наибольшей адекватности, в том числе и при движении по ВПП.

Под адекватностью ММ в теории понимается соответствие результатов расчетов поведению реального объекта в той степени, в которой это необходимо для целей исследования. Идентификация представляет собой процесс определения или уточнения параметров ММ с целью обеспечения необходимой степени адекватности. На современном уровне требований к научным исследованиям эту задачу необходимо решать в строго обоснованных рамках и в полном объеме.

В качестве ММ движения самолета в данной работе должна применяться ММ, которая адекватно описывает весь диапазон возможных маневров. Отказы, внешние возмущения или ошибки пилотирования на предпосадочном снижении и при движении по ВПП могут сделать невозможным благополучное завершение посадки. Поэтому ММ должна адекватно воспроизводить целиком

как этап захода на посадку, так и этап посадки с учетом не только факторов внешней среды, но и возможностей реального управления ВС, в том числе с отказами функциональных систем, во всех каналах.

Таким 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, хорошо зарекомендовавшую себя для адекватного решения разнообразных задач ЛЭ. Но, самое главное, СММ ДП ЛА позволяет моделировать любые виды ветрового воздействия и осадков, а также воспроизводить движение самолета по ВПП с высокой степенью адекватности.

В структуре СММ ДП ЛА находятся следующие укрупненные унифицированные элементы, обеспечивающие указанные преимущества:

— программное обеспечение (ПО) для решения задачи Коши;

— ПО для переформатирования данных ЛА, выданных изготовителем, в унифицированный вид (числовые параметры геометрии ЛА и его систем, аэродинамические характеристики, характеристики силовой установки и шасси, моменты инерции и положение центра тяжести ЛА, поправки к приборам);

— ПО компоновки начальных условий и расчета всех недостающих параметров по условиям сбалансированного состояния ЛА в пространстве;

— сценарий полета, описывающий распознаваемые события, приемы пилотирования, ветровое воздействие, воздействие дождя и другие параметры внешней среды;

— ПО построения таблиц и графиков любых параметров полета;

— ПО проверки адекватности с помощью статистического анализа.

ММ самолета, разработанная с помощью СММ ДП ЛА, использует известную в динамике полета полную систему уравнений движения ЛА, как абсолютно твердого тела, имеющего плоскость симметрии, без учета кориолисовых и центробежных сил. Для ее замыкания применяются модели пилотирования (действий человека-пилота или системы управления), задающие отклонения органов управления ВС в зависимости от сиюминутных потребностей и целей.

В СММ ДП ЛА задача Коши — система дифференциальных уравнений движения при заданных начальных условиях {щ, У0, со0, Х0, /о) решается с помощью численного интегрирования методом Рунге-Кутта II порядка с автоматическим выбором шага интегрирования, отслеживающим заданную допустимую погрешность.

Для оценки адекватности результатов вычислительных экспериментов (ВЭ) данным ЛИ в СММ ДП ЛА применяются две методики: обобщенная — с помощью статистических критериев, и эвристическая — на основе подробного «физического» анализа качественной взаимосвязи управляющих воздействий и параметров движения. Необходимость применения эвристической методики диктуется недостаточной полнотой данных об условиях ЛИ, которые приходится идентифицировать именно таким образом. В третьей главе такой двухсторонний анализ адекватности данным ЛИ проведен для захода на посадку и посадки самолетов Ту-154 и Ил-96-300. Результаты контрольных ВЭ, приведенные в Приложении к диссертации, показывают среднеквадратическое отклонение продольных параметров движения в пределах 1%, поперечных — 30% от оценочных данных ЛИ, не зафиксированных аппаратурой. Таким образом, результаты ВЭ на СММ ДП ЛА могут быть использованы для исследования влияния СВ на заход на посадку и посадку самолетов Ил-96-300 и Ту-154М.

4. ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ РАСЧЕТНЫХ СЛУЧАЕВ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПОСЛЕДСТВИЙ ВЛИЯНИЯ СДВИГА ВЕТРА НА ЭТАПАХ ЗАХОДА НА ПОСАДКУ И ПОСАДКИ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

Четвертая глава посвящена выбору и обоснованию программы расчетных случаев (РС) для определения последствий влияния СВ на этапах захода на посадку и посадки самолетов Ту-154М и Ил-96-300, которые приняты за объекты исследования в данной работе. Предложены программы ВЭ особых случаев захода на посадку и посадки указанных типов ВС в условиях СВ согласно требованиям РЛЭ и дополнениям к ним с учетом замечаний и предложений авиакомпаний ГА.

Перечни расчетных случаев, составляемые изготовителями, содержат наиболее полный перечень отказов систем ВС. По каждому из них приводится анализ степени усложнения полета, вероятности их возникновения, а также приемы компенсации отказов и способы пилотирования. Однако, влияние внешних факторов разработчик не рассматривает.

Программа расчетных случаев данной диссертационной работы составлена для исследования именно внешних воздействий на этапах захода на посадку и посадки, осложненных возможными отказами двигателей и систем управления. Вошли в эту программу и случаи, лежащие на границе ОУЭ по атмосферным условиям. Программа не претендует на полноту, но обеспечивает возможность разработки рекомендаций и предложений по ЛЭ самолетов Ту-154М и Ил-96-300 в исследуемых условиях, охватывая наиболее неблагоприятные с точки зрения БП сочетания отказов и внешних воздействий.

5. РЕШЕНИЕ ПРИКЛАДНЫХ ЗАДАЧ ЗАХОДА НА ПОСАДКУ И ПОСАДКИ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ В УСЛОВИЯХ СДВИГА ВЕТРА, ПРАКТИЧЕСКИЕ РЕКОМЕНДАЦИИ И ПРЕДЛОЖЕНИЯ

В данной главе приведены основные результаты решения наиболее важных прикладных задач особых случаев захода на посадку и посадки ВС в условиях критических профилей СВ, а также даны практические рекомендации и предложения по обеспечению БП и возможному расширению летных ограничений.

Выбор конкретных задач определялся реальными потребностями в моделировании полетных ситуаций, возникавших в ГА в период подготовки диссертационной работы.

Для самолетов Ту-154М и Ил-96-300 особые случаи захода на посадку и посадки охватывали:

— критические профили продольной, боковой и вертикальной составляющих скоростей ветра, в том числе на ВПП;

— состояние атмосферы (высотный аэродром, высокая температура, ливневые осадки);

— отказы двигателей и систем (управления рулем высоты, закрылками и т.д.);

— состояние ВПП (сухая, мокрая, скользкая);

— ошибки пилотирования (запаздывание по приборной и вертикальной скоростям полета, заход на посадку с ошибкой по курсу и т.д.).

Для определения степени опасности влияния СВ на самолет при заходе на посадку и посадке необходимо иметь информацию о предельных профилях продольной, боковой и вертикальной составляющих скоростей ветра в нижнем слое атмосферы. Такие профили ветра, полученные по методике, приведенной во второй главе работы, предствалены на рис.5.1. Как оказалось, они близки к тем предельным профилям, которые были выявлены при анализе АП в США в 1975 и 1976 гг.

10 12 14 16 18 20 22 24

Скорость продольного ветра, м/с

300 200 100 0

16 18 20 22 24 Скорость бокового ветра, м/с

-12 -10 Ь, м

1500 1000 500 0

0 2 4 6 8 10 12 14 Скорость нисходящего воздушного потока, м/с

О 2 4_ - -6'

10 12 14 16 18 20 22 24

Скорость бокового ветра на ВПП, м/с

Рис.5.1

По результатам проведенных исследований в конце главы разработаны рекомендации и предложения по обеспечению безопасной ЛЭ ВС при заходе на посадку и посадке в условиях предельных профилей СВ с учетом влияния внешних воздействий среды и при отказах АТ, а также по обучению и тренировке летного состава. Среди них следует отметить такие, которые уже внедрены в ЛЭ самолета Ил-96-300 в процессе ввода его в эксплуатацию:

— установившийся режим снижения по глиссаде должен быть обеспечен до достижения высоты 100 м;

— при попадании самолета в ливневые осадки («тропические ливни»), сопровождаемые сильным нисходящим СВ, следует отклониться от глиссады вверх на 5 м или, если позволяет длина ВПП с учетом ее влажности, перейти на более пологую траекторию снижения. В противном случае указанные условия приводят к отклонению самолета под глиссаду, увеличению вертикальной скорости снижения и, как следствие, к опасности приземления на ВПП с большой перегрузкой и ударом хвостовой опорой;

— во избежание бокового выкатывания с ВПП основное внимание пилота на выравнивании и в начале пробега должно быть сосредоточено на сохранении направления движения самолета вдоль оси ВПП;

— в целях уменьшения посадочной дистанции использовать полный режим торможения, реверс тяги двигателей вплоть до полной остановки и уменьшать режим работы двигателей переводом на малый газ на высоте 8 м (при повышенных режимах на глиссаде);

— с целью предотвращения разрушения шин создавать условия для небольших значений путевой скорости — это, прежде всего, ограничение посадочной массы самолета при полетах на горный жаркий аэродром. Как показали проведенные ВЭ, в крайних климатических условиях (3000 м, МСА+250) к разрушению шин

могут привести посадки самолета с массой более 150 т при промежуточном положении закрылков и с массой более 130 т при убранной механизации крыла.

В приложениях приводятся результаты идентификации ММ захода на посадку и посадки самолетов Ту-154М и Ил-96-300, а также примеры расчетов.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Диссертационная работа выполнена согласно общим требованиям ГА стран СНГ и решениям ИКАО по вопросам обеспечения БП ВС в процессе их эксплуатации.

Работа направлена на решение большой и важной проблемы ГА — повышение эффективности ЛЭ и обеспечение БП ВС на этапах захода на посадку и посадки в условиях СВ в части разработки обоснованных рекомендаций по ЛЭ, предложений для профессиональной подготовки экипажей ВС по технике пилотирования.

Основные выводы проведенных исследований сформулированы в конце каждой главы диссертации. Общими результатами, полученными в работе, являются следующие:

1. Проведен анализ авиационных происшествий и инцидентов с воздушными суднами по отечественным и зарубежным источникам, связанным со сдвигом ветра. Показано, что наиболее опасными этапами полета являются заход на посадку и посадка ВС. Рассмотрены причины возникновения сдвига ветра, средства их обнаружения и предложены методы исследования поведения воздушных судов в указанных условиях.

2. Разработан расчетный метод определения значений допустимых параметров СВ при заходе на посадку и посадке транспортных самолетов.

3. В качестве метода исследования выбрана СММ ДП ЛА, позволяющая получить параметры движения транспортных самолетов на различных этапах полетов с высокой степенью адекватности с учетом разнообразных внешних условий, в том числе СВ любой формы.

4. Рассмотрены основные требования к содержанию и разработана программа расчетных случаев по оценке последствий внешних воздействий среды и отказов систем самолетов Ту-154М и Ил-96-300 на этапах захода на посадку и посадки.

5. С помощью вычислительных экспериментов решен ряд прикладных задач летной эксплуатации воздушных судов при заходе на посадку и посадке в условиях предельных профилей СВ с учетом влияния опасных внешних воздействий среды и отказов систем согласно разработанной программе РС. Подтверждена эффективность применения СММ ДП ЛА для сопровождения практических задач ЛИ, ЛЭ и обоснованных изменений в РЛЭ транспортных самолетов.

6. На основании результатов ВЭ сформулированы выводы и рекомендации по летной эксплуатации самолетов Ту-154М и Ил-96-300 для обоснования эксплуатационных ограничений, выработки рекомендаций экипажам по технике пилотирования и оценки БП при заходе на посадку и посадке в условиях СВ на границе ОУЭ.

7. Результаты проведенных исследований были переданы в ГосНИИГА, ФСВТ РФ, учебные заведения и авиакомпании ГА для использования в работе, что подтверждается соответствующими актами внедрения.

ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ ОПУБЛИКОВАНЫ СЛЕДУЮЩИЕ РАБОТЫ:

1. Стрелец И.В., Боярский Г.Н. Алгоритм расчетной оценки допустимых параметров сдвига ветра при заходе самолета на посадку в автоматическом режиме. — В кн.: Прикладная аэродинамика. - К.: КНИГА, 1997. - С.106-117.

2. Стрелец И.В., Рубец М.И. Алгоритмы кусочно-линейной аппроксимации критических профилей ветровых возмущений в задачах моделирования полетов самолетов в условиях сдвига ветра. — Кировоград: Труды КВАУГА, 1997. - С.21-40.

3. Стрелец И.В. Концепция построения программного комплекса изучения влияния сдвига ветра на полет воздушного судна. — В кн.: Аэродинамика для эксплуатантов и пилотов. — Кировоград: КВАУГА, 1996. - С.75-92.

4. Стрелец И.В., Боярский Г.Н. Проблемы сертификации автоматической системы управления самолета по парированию сдвига ветра. — В кн.: Моделирование полета и идентификация характеристик воздушных судов гражданской авиации, тезисы докладов Международной научно-технической конференции. — К.: КИИГА, 1991. - С.114—115.

5. Стрелец И.В., Жучков М.Ю., Бехтина Н.Б., Трушковский К.П. Особенности посадки самолета Ил-86 на ВПП, покрытую слоем осадков. — В кн.: Научный Вестник МГТУГА №33, сер. Аэромеханика и прочность. — М.: МГТУГА, 2000. — С.69—71.

6. Стрелец И.В., Жучков М.Б., Косачевский С.Г., Столяров H.H., Таршин П.Ю. Анализ моделей пилотирования Ил-96-300 с одним отказавшим двигателем при посадке с боковым ветром. — В кн.: Научный Вестник МГТУГА №33, сер. Аэромеханика и прочность. - М.: МГТУГА, 2000. - С.72-75.

Оглавление автор диссертации — кандидат технических наук Стрелец, Игорь Владимирович

Введение 2000 год, диссертация по транспорту, Стрелец, Игорь Владимирович

Заключение диссертация на тему "Моделирование захода на посадку и посадки воздушных судов в условиях предельных профилей сдвига ветра"

БиблиографияСтрелец, Игорь Владимирович, диссертация по теме "Эксплуатация воздушного транспорта"