автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.09, диссертация на тему:Автоматизация продольного управления самолетов короткого взлета и посадки с энергетическими системами увеличения подъемной силы

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА

1. Особенности режимов захода на посадку и посадки на укороченную ВПП самолетов с энергетическими системами увеличения подъемной силы.

1.1 Выбор схемы посадки и параметров режимов снижения по глиссаде и выравнивания из условия минимизации посадочной дистанции самолета.

1.2 Балансировка и собственные характеристики устойчивости и управляемости самолета на посадочной глиссаде.

Выводы к главе 1.

ГЛАВА

2 Управление нормальной перегрузкой и скоростью самолета КВП на режимах применения энергетических систем при поканальной автоматизации управления.

2.1 Обеспечение устойчивости полного продольного движения на взлетно-посадочных режимах полета.

2.2 Управление нормальной перегрузкой. Выбор рациональной структуры автоматизации штурвального управления в канале руля высоты.

2.3 Алгоритмическое ограничение угла атаки в интегральной системе управления.

2.4 Управление скоростью полета. Алгоритмы автоматизации управления тягой двигателей.

2.4.1 Влияние перебалансировки самолета КВП по углу атаки на управляемость по скорости при изменении режима работы двигателей.

2.4.2 Автоматизация контура управления скоростью.

Выводы к главе 2.

ГЛАВА 3.

3 Интеграция управления рулем высоты, двигателем и механизацией крыла.

3.1 Особенности управления механизацией крыла на режиме захода на посадку на короткую ВПП.

3.2 Независимое управление скоростью и углом наклона траектории при снижении по крутой глиссаде.

3.2.1 Синтез алгоритмов управления самолетом, основанный на принципе разделения движений по скорости и углу наклона траектории.

3.2.2 Независимое управление скоростью полета.

3.2.3 Независимое управление углом наклона траектории.

3.2.4 Оценка на пилотажном стенде независимого управления скоростью и углом наклона траектории.

Выводы к главе 3.

ГЛАВА

4 Повышение точностных характеристик посадки самолета на короткую взлетно-посадочную полосу.

4.1 Разработка информационного обеспечения посадки на короткие взлетно-посадочные полосы.

4.1.1 Использование индикатора на лобовом стекле для обеспечения точной посадки самолета на необорудованную взлетно-посадочную полосу.

4.1.2 Наземная лазерная система индикации предельных отклонений.

4.2 Исследование на пилотажных стендах точностных характеристик посадки самолета КВП.

4.3 Математическое моделирование режимов снижения по крутой глиссаде самолета КВП, оборудованного системой индикации на лобовом стекле.

4.3.1 Разработка модели управляющих воздействий летчика в канале руля высоты на этапе снижения самолета по глиссаде.

4.3.2 Результаты математического моделирования.

Выводы к главе 4.

Основной парк современных пассажирских и военно-транспортных самолетов рассчитан на эксплуатацию с аэродромов первого, второго и третьего классов с длиной бетонной ВПП соответственно 2500, 1800, 1200 метров, оснащенных наземными радиотехническими и другими системами посадки. Однако, анализ существующих в Европе аэродромов показывает, что на сегодняшний день наибольшую по численности группу составляют аэродромы с длиной ВПП 600-ь800 метров. Учитывая стремление приблизить аэродромы к большим городам, необходимость освоения густонаселенных регионов и районов со сложным рельефом местности, а также относительно невысокие, по сравнению с "классными" аэродромами, затраты на строительство, можно предположить, что и в дальнейшем количество аэродромов с "короткими" ВПП будет увеличиваться более быстрыми темпами, чем число "классных" аэродромов, особенно, если этот процесс будет сопровождаться появлением пассажирских и транспортных самолетов, пригодных для эксплуатации с укороченных ВПП.

В настоящее время на аэродромах с "короткими" ВПП базируются самолеты авиации вспомогательного назначения, легкие административные самолеты, самолеты сельскохозяйственной авиации и другие, а также вертолеты. Особым случаем является эксплуатация авиации с взлетно-посадочной палубы авианесущего корабля (длина палубы ~ 200м;, которая возможна только при использовании специальных систем (катапульты, аэрофинишеры, трамплины и т.д.). Перспективы применения палубной авиации связаны прежде всего с решением военных и специальных задач (ледовая разведка, поисково-спасательные операции и др.).

Создание самолетов различных классов, в том числе средних и тяжелых транспортных, с характеристиками на основных режимах полета, незначительно уступающими современному уровню, способных эксплуатироваться с укороченных ВПП, представляет значительный интерес как для гражданских, так и для военных целей. Увеличение количества аэродромов, пригодных для базирования военной авиации, территориально расширяет регион ее использования, повышает возможности взаимодействия с другими родами войск и, следовательно, эффективность ее боевого применения. Чрезвычайно важной в условиях военных действий является способность авиации использоваться с коротких участков поврежденных взлетно-посадочных полос и доставлять грузы на элементарно подготовленные площадки, не оборудованные наземными системами посадки.

К настоящему времени в практике мирового авиастроения были опробованы, в основном на экспериментальных самолетах, различные энергетические системы повышения подъемной силы, в том числе: вспомогательная подъемная силовая установка, поворотные мотогондолы двигателей и поворотные сопла, дополнительные аэродинамические поверхности в зоне выхлопных струй двигателей, обеспечивающие разворот реактивных струй на значительные углы, системы с выдувом воздуха в районе задней кромки крыла (струйный закрылок и др.).

Применение перечисленных выше энергетических систем привело к созданию летательных аппаратов, компоновки которых значительно отличались от традиционных схем самолетов транспортной авиации.

Для пассажирских и транспортных самолетов КВП представляет интерес использование в качестве энергетической системы повышения подъемной силы обдува крыла и многозвенных закрылков, отклоненных на большие углы, реактивными струями двигателей, что позволяет увеличить коэффициент подъемной силы в 1,8 -s- 2 раза.

Первый самолет с энергетической системой такого типа появился в начале 60-х годов (Бреге-941) [1]. В середине 70-х годов были построены экспериментальные самолеты YC-14 фирмы Boeing [2-ь5] и YC-15 фирмы McDonnel Douglas [6], в конце 70-х г. - самолет QSRA (на базе самолета Buffalo) [7*8], в начале 80-х годов - само лет-лаборатория НТТВ (на базе самолета С-130 Hercules) [9-ИО]. Однако предпосылки к созданию серийного самолета КВП сложились только к концу 80-х годов. К этому времени появились надежные двигатели, цифровые дистанционные системы управления, системы отображения информации на базе электронных дисплеев, и был накоплен значительный опыт отработки различных систем и пилотажных характеристик самолета КВП на летающих лабораториях.

Первым серийным самолетом, на котором использован обдув крыла с отклоненной механизацией задней кромки реактивными струями двигателей для улучшения взлетно-посадочных характеристик, стал стратегический военно-транспортный самолет С-17 компании McDonnel Douglas (1991 год) [11].

В 1994 году совершил первые полеты российско-украинский транспортный самолет КВП Ан-70.

В последние годы государства Западной Европы работают над программой перспективного военно-транспортного самолета FLA (Future Large Aircraft), с аэродинамической компоновкой аналогичной самолету Ан-70. В настоящее время в рамках этой программы рассматривается проект самолета Airbus Military Co. - А400М.

Семейство самолетов укороченного взлета и посадки в ближайшие годы могло бы пополниться за счет модификаций некоторых известных транспортных самолетов. Например, оптимизация взлетно-посадочных режимов и поэтапная модернизация хорошо зарекомендовавшего себя самолета Ил-76 [12], направленная на максимальное использование эффекта обдува высокомеханизированного крыла струями двигателей, могли бы значительно улучшить взлетно-посадочные характеристики этого самолета.

По теме диссертации опубликовано значительное количество работ российских и зарубежных авторов, которые отражают этапы создания известных самолетов КВП и уровень развития различных аспектов применения энергетических систем обеспечения посадки на укороченную ВПП.

Анализ опубликованных за последние 20^-25 лет материалов показывает, что интересы ведущих авиакомпаний мира, занимающихся разработкой самолетов короткого взлета и посадки переместились с вопросов аэродинамики, аэромеханики и принципов автоматизации самолетов с энергетическими системами [13-5-21] (до 80-х годов) на вопросы создания и применения современных методик построения сложных многоконтурных систем управления и разработку систем отображения информации, обеспечивающих точность посадки (начиная со второй половины 80-х годов по настоящее время) [22-4-28].

Зарубежные, прежде всего - американские, исследования в области автоматизации управления самолетов КВП имеют более длительную историю, носят больший размах и обычно подкреплены результатами испытаний на специальных летающих лабораториях (QSRA, НТТВ) и экспериментальных самолетах (YC-14, YC-15). Закономерным итогом этих работ стало создание военно-транспортного самолета С-17, использующего эффект обдувки крыла струями двигателей для повышения подъемной силы на взлетно-посадочных режимах.

Из зарубежных специалистов наиболее известны Роберт Иннис (R.S.Innis), Джеймс Франклин (J.A.Franklin), Роберт Гесс (R.A.Hess), Самуэль Крейг (S.J.Craig), Роберт Хэффли (R.K.Heffley), Вильям Харрис (William P.A.Harris), Алан Ли (A.H.Lee), Джон Гибсон (J.C.Gibson), Роберт Редфорд (R.C.Radford), Роджерс Смит (R.E.Smith) и др.

С исследованиями вопросов аэродинамики, устойчивости, управляемости и систем управления отечественных самолетов короткого взлета и посадки связаны имена таких ученых, как В.Я. Бочаров, В.Ф. Брагазин, В.П. Дзех, Е.М. Золотько, В.И. Егоров, Г.Г. Муравьев, С.Я. Наумов, А.В. Петров, А.Н. Предтеченский, В.П. Пустовойтов, В.К. Святодух, В.А. Тунцев, В.А. Чочиев и другие.

В работе В.Я. Бочарова, В.К. Святодуха, В.В. Стрелкова, В.А. Тунцева [29] была поставлена задача обеспечения обычной манеры пилотирования для военно-транспортных самолетов укороченного взлета и посадки, предназначенных для широкого использования в вооруженных силах и в гражданских грузовых перевозках, а также предложены принципы построения системы штурвального управления. В дальнейшем в ЦАГИ эти принципы развивались и уточнялись, были разработаны алгоритмы автоматизации управления, методы пилотирования и проведена их оценка на пилотажных стендах. Исследования были направлены на достижение высокого уровня пилотажных характеристик, безопасности полета и требуемой точности выполнения посадки на короткую ВПП. Эти исследования проводились под руководством доктора технических наук В.К. Святодуха при непосредственном участии автора настоящей работы.

Заметным вкладом в исследование динамики самолетов с энергетическими системами и принципов автоматизации управления самолетов такого класса являются работы В.А. Тунцева. В работах В.А. Тунцева рассмотрены основы аэромеханики самолетов короткого взлета и посадки [30], проведен детальный анализ собственны* характеристик устойчивости и управляемости [30], [33], предложены новые критерии оценки пилотажных характеристик [31], [32], рассмотрены рациональные структуры системы управления, соответствующие двум возможным манерам пилотирования самолетов с энергетическими системами увеличения подъемной силы [30], предложены принципы автоматизации управления [33], [34].

Необходимо отметить, что проведенные в ЦАГИ исследования в значительной степени были инициированы работами конструкторских бюро им. O.K. Антонова и им. С.В. Ильюшина над проектами военно-транспортных самолетов короткого взлета и посадки. Многие наиболее интересные результаты были получены в ЦАГИ благодаря тесному сотрудничеству со специалистами конструкторских бюро.

Целью диссертационной работы является исследование особенностей осуществления посадки самолета с энергетической системой повышения подъемной силы на укороченную ВПП, решение связанных с этим режимом проблем устойчивости и управляемости и разработка перспективных систем управления и средств повышения точности посадки.

Первый раздел настоящей работы посвящен выбору схемы посадки и анализу характеристик собственной устойчивости и управляемости самолета на режиме снижения по глиссаде.

Требуемая для посадки минимальная длина ВПП складывается из длины воздушного участка посадочной дистанции LBy, длины пробега Lnpб самолета и размера зоны приземления L3 пр: впп min = ^ву + ^прб + ^з.пр

Длина пробега зависит прежде всего от посадочной скорости V, а также используемых средств торможения, состояния ВПП и времени задержки включения тормозов колес шасси t. Размер зоны приземления определяется точностью пилотирования и, следовательно, пилотажными характеристиками самолета, используемым приборным оборудованием и точностью информационно-измерительных систем.

Длину пробега можно оценить простой формулой, [35]: прб ~ ^сп + ^торм ' где Lcn « Vt3- длина свободного пробега, ^ Jvl торм ~

2 * аэр 3 УтР

АГаэр - аэродинамическое качество самолета на пробеге, Лр ~ приведенный коэффициент трения.

Очевидно, что длина пробега зависит главным образом от посадочной скорости, которая определяется эффективностью энергетической системы (ЭС):

V =

АС

2р С

0-Л). у аэр у ЭС где т] = —---— - параметр, характеризующий эффективность ЭС, у аэр + АС у эс

Су аэр ~ коэффициент подъемной силы самолета без энергетической системы увеличения подъемлой силы, АС у эс - приращение С у от работающей ЭС.

Использование высокоразвитой механизации крыла и обдув крыла с отклоненными закрылками струями двигателей позволяет в 1,8 -г- 2 раза уменьшить длину пробега за счет уменьшения в 1,4-И ,5 раза скорости захода на посадку при сохранении уровня аэродинамической подъемной силы. Для самолета КВП с удельной нагрузкой на крыло Gl S =400*500 кг/м2 при посадочной скорости Fnoc = 160 км/ч дистанция торможения составляет £Торм =

250*300 м и дистанция свободного пробега Lcn~100 м при времени задержки включения тормозов колес шасси /3 ~3 с. Если бы заход на посадку осуществлялся по стандартной глиссаде с углом наклона 0ГЛ » -3°, то длина воздушного участка посадочной дистанции составила бы около 300 м, а требуемая для посадки минимальная длина ВПП не менее 700 м без учета длины зоны приземления.

Увеличение угла наклона глиссады при посадке без выравнивания и выдерживания позволяет сократить длину воздушного участка посадочной дистанции и требуемую длину ВПП. Заход на посадку по более крутой глиссаде предпочтителен также с точки зрения снижения уровня шума двигателей на местности в зоне аэродрома и уменьшения вероятности поражения самолета наземными средствами противника. Однако на пути увеличения крутизны посадочной глиссады встают ограничение по вертикальной скорости приземления, связанное с прочностью шасси, а также вопросы обеспечения балансировки и приемлемых характеристик устойчивости и управляемости самолета на крутой глиссаде.

В первом разделе первой главы диссертационной работы приводится сравнительная оценка эффективности различных путей сокращения посадочной дистанции самолета. Обосновывается выбор величины угла наклона глиссады для самолета КВП на заключительном этапе посадки из условия обеспечения минимальной длины воздушного участка посадочной дистанции с учетом наличия запаздывания в канале управления перегрузкой, ограничений по вертикальной скорости приземления и располагаемых нормальных перегрузок, а также отклонений самолета от номинальной глиссады в момент начала выравнивания.

Достижение заметного прироста подъемной силы за счет обдува крыла с отклоненными закрылками струями двигателей, а также уменьшение скорости захода на посадку стало причиной значительного изменения характеристик устойчивости и управляемости самолета.

Для самолета КВП на режиме захода на посадку характерны "вторые" режимы силовой балансировки по скорости, зависимость продольного момента от скорости полета, обусловленная работой энергетической системы, близость частот углового и траекторного движений, плохое демпфирование траекторного движения и специфические реакции самолета на управляющие воздействия, а именно: выраженная реакция нормальной и пониженная чувствительность продольной перегрузок на изменение режима работы двигателей, а также пониженная чувствительность нормальной перегрузки и повышенная чувствительность продольной перегрузки к изменению угла атаки.

Неудовлетворительные характеристики устойчивости и управляемости на режиме захода на посадку на короткую полосу требуют компенсации неблагоприятных особенностей собственной динамики самолета средствами автоматизации системы штурвального управления.

Результаты исследований, изложенных в первой главе настоящей работы, позволяют:

• сформулировать рекомендации относительно выбора оптимальной по критерию минимума длины посадочной дистанции схемы захода на посадку с учетом условий балансировки самолета на глиссаде, угла уклона ВПП, располагаемых нормальных перегрузок и ограничений на вертикальную скорость в момент касания ВПП;

• определить основные направления дальнейших исследований по формированию облика системы штурвального управления рассматриваемого класса самолетов.

Во второй главе решаются вопросы обеспечения устойчивости полного продольного движения на режиме захода на посадку, разрабатываются алгоритмы поканальной автоматизации управления и на базе этих алгоритмов строится автоматизированная система штурвального управления самолета.

Для большинства современных самолетов задача обеспечения устойчивости продольного движения, как правило, сводится к обеспечению устойчивости движения относительно центра масс самолета (углового движения). Близкое к нейтральному (слабозатухающее или слабонеустойчивое) длиннопериодическое движение центра масс не оказывает существенного влияния на пилотажные характеристики самолета и оценивается летчиком как приемлемое без использования системы улучшения устойчивости контура траекторного движения.

Традиционно проблемы устойчивости продольного движения решаются за счет использования в канале руля высоты обратных связей по угловой скорости тангажа, реже - обратных связей по нормальной перегрузке и углу атаки.

При сближении частот углового и траекторного движений, характерном для режима захода на посадку самолета с энергетической системой повышения подъемной силы, взаимосвязь движения относительно центра масс и движения центра масс оказывает существенное влияние на пилотажные характеристики. Решение проблемы устойчивости полного продольного движения через автоматизацию канала руля высоты достигается только в рамках интегральной по угловой скорости тангажа системы обеспечения устойчивости.

Интегральная АСШУ существенно расширяет возможности обеспечения характеристик устойчивости и управляемости самолета. В настоящей работе в рамках интегральной системы улучшения продольной устойчивости и управляемости, использующей информацию о текущих значениях угла атаки, нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа, рассматривается возможность алгоритмического ограничения максимального угла атаки и максимальной перегрузки. Предлагаемый алгоритм обеспечивает заданный градиент отклонения рычага продольного управления по нормальной перегрузке, когда углы атаки меньше заданного, и ограничение максимального угла атаки или максимальной перегрузки при максимальном ходе рычага управления на кабрирование.

Особый интерес вызывает контур управления и стабилизации скорости. Это связано, с одной стороны, с неудовлетворительными собственными характеристиками устойчивости и управляемости в контуре траекторного управления, усилением влияния отклонений скорости от номинального значения, например из-за порывов ветра, на безопасность полета вследствие уменьшения скорости захода на посадку, а с другой стороны, с повышенными требованиями к точности траекторного управления при посадке на короткую ВПП.

Итогом второй главы диссертационной работы являются алгоритмы системы штурвального управления самолета, обеспечивающей устойчивость, управляемость и алгоритмическое ограничение угла атаки и нормальной перегрузки, а также концепция построения контура управления скоростью самолета.

Третья глава посвящена особенностям управления механизацией крыла на режиме захода на посадку на короткую ВПП и разработке перспективной системы управления на основе интеграции управления рулем высоты, двигателем и механизацией крыла.

Процедура выпуска закрылков по скорости традиционно строится таким образом, чтобы в каждый момент времени текущая скорость полета не превышала максимально допустимой из условия прочности конструкции и сохранялся нормируемый запас по скорости до сваливания.

Однако для самолетов с энергетическими системами повышения подъемной силы в отличии от обычных самолетов существует несколько видов сваливания, связанного с потерей несущих свойств крыла, каждое из которых характеризуется своей скоростью сваливания. Это обусловлено зависимостью коэффициента подъемной силы от режима работы двигателей и скорости полета.

Вторая особенность связана с тем, что при выпуске закрылков на большие углы и снижении скорости полета значительно сужается диапазон допустимых скоростей полета. Управление закрылками в ручном режиме становится достаточно сложной задачей. Моделирование на пилотажном стенде режимов захода на посадку на укороченную ВПП самолета с энергетической системой увеличения подъемной силы показывает, что даже при высокой степени автоматизации управления в канале руля высоты и использовании автомата тяги нагрузка на летчика остается высокой, а точность выдерживания режима полета -недостаточной для выполнения успешной посадки на короткую полосу. Для выдерживания заданной скорости полета и угла наклона глиссады летчик вынужден интенсивно вмешиваться как в управление рулем высоты, так и в управление двигателем. Сложность задачи одновременной стабилизации скорости и угла наклона траектории объясняется значительными перекрестными влияниями органов управления и взаимодействием углового и траекторного движений: на отклонение руля высоты самолет реагирует интенсивным изменением скорости вследствие движения по углу атаки, а на отклонение рычага управления двигателями - изменением нормальной перегрузки и, следовательно, угла наклона траектории. Непривычная реакция самолета на вмешательство в управление режимом работы двигателей может существенно повлиять не только на точность приземления, но и на безопасность полета вблизи земли.

На самолетах короткого взлета и посадки на режимах применения энергетических систем (взлет, заход на посадку) возможна реализация одного из двух способов пилотирования: способа пилотирования, характерного для самолета вертикального взлета и посадки (управление траекторией через сектор газа и скоростью полета через изменение угла атаки) и обычного способа пилотирования (управление траекторией через изменение угла атаки и управление скоростью полета через сектор газа). Оба способа пилотирования нашли применение в практике создания экспериментальных самолетов КВП за рубежом.

Представляется целесообразным для транспортного самолета КВП сохранить единую технику пилотирования на всех режимах полета, используемую летчиками на современных неманевренных самолетах. При этом компенсация взаимного влияния контуров управления возлагается на автоматическую систему управления.

С целью облегчения пилотирования для самолетов различных классов рассматривается возможность независимого поканального управления фазовыми координатами, как в продольном, так и в боковом движениях. При этом обычно требуют, чтобы отклонение заданного рычага управления приводило к изменению только одной заданной фазовой координаты.

В предлагаемой работе решается задача частичной автономизации управления, которая позволяет сохранить стандартную манеру пилотирования. Разработанные алгоритмы обеспечивают управление углом наклона траектории при постоянной скорости и управление скоростью при сохранении угла наклона траектории.

Четвертая глава диссертации посвящена вопросам обеспечения точности посадки. Для обеспечения требуемых точностных характеристик посадки самолета на короткие элементарно подготовленные ВПП, не оборудованные стандартными радиотехническими посадочными системами, предлагается способ директорного управления самолетом на этапах снижения по "продолженной" глиссаде (при #<100 м), основанный на совмещении летчиком специальной директорной метки, индицируемой системой коллиматорной индикации (СКИ) на лобовом стекле, с прицельной точкой на поверхности земли. Координаты директорной метки формируются СКИ с использованием информации только бортовых информационно-измерительных систем. В результате исследований на пилотажном стенде посадки методом "прицеливания" были выбраны параметры закона формирования директорной метки и проведены исследования точности посадки самолета на короткую ВПП в спокойной и в турбулентной атмосфере при наличии сдвига ветра.

Сигналы системы воздушный сигналов (СВС), бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) и собственно СКИ, которые используются при формировании закона управления директорной меткой, могут содержать динамические и случайные погрешности (как постоянные, так и переменные в процессе посадки). В связи с этим возникает необходимость в оценке влияния погрешностей бортовых информационно-измерительных систем (ИИС) на точность посадки самолета при управлении методом совмещения директорной метки на лобовом стекле с прицельной точкой на поверхности земли. В настоящей работе были разработаны программы расчета сигналов ИИС и выполнены исследования точности посадки с учетом погрешностей ИИС.

Исследования на пилотажном стенде с участием летчиков-операторов показали, что наличие погрешностей измерения параметров самолета бортовыми системами увеличивает разброс точек приземления, но не препятствует использованию предложенного способа посадки на короткие необорудованные взлетно-посадочные полосы.

В дополнение к результатам полунатурного стендового моделирования было проведено математическое статистическое моделирование с использованием специально разработанной математической модели летчика. Такое моделирование позволяет рассмотреть существенно большее количество реализаций, выявить и проанализировать случаи, в которых отклонения от заданной номинальной глиссады значительно превышают средние. Результаты статистического моделирования с математической моделью пилота в контуре управления качественно согласуются с результатами экспериментальных исследований и подтверждают эффективность предлагаемого метода управления самолетом при посадке на необорудованные взлетно-посадочные полосы.

В диссертационной работе получены следующие новые научные результаты:

1. Сделаны оценки величины максимального угла наклона траектории на заключительном этапе захода на посадку, который может быть реализован на современных самолетах с целью сокращения длины воздушного участка посадочной дистанции самолета, сокращения уровня шума в зоне аэродрома и уменьшения вероятности поражения самолета наземными средствами ПВО.

2. Определены основные задачи, решение которых возлагается на автоматизацию системы штурвального управления самолетом и соответствующее информационное обеспечение летчика.

3. Разработана интегральная структура алгоритмов автоматизированной системы штурвального управления в канале руля высоты, обеспечивающая устойчивость полного продольного движения самолета на взлетно-посадочных режимах полета, заданные характеристики управляемости на крейсерских режимах полета, алгоритмическое ограничение максимальных углов атаки и допустимых перегрузок на всех режимах полета.

4. Показано, что автоматическая перебалансировка самолета по углу атаки при отклонении рычага управления двигателем может заметно улучшить управляемость самолета по скорости.

Разработана идеология взаимодействия летчика и астатического автомата тяги (совмещенного управления) для самолета КВП, выполняющего заход на посадку на "вторых" режимах полета.

5. Обоснована целесообразность разработки системы независимого управления скоростью и углом наклона траектории самолета КВП на режиме захода на посадку. Предложены алгоритмы частичной автономизации контуров управления в рамках единой системы управления самолетом, двигателем и механизацией крыла.

6. Предложено информационное обеспечение летчика, обеспечивающее повышение точности посадки на взлетно-посадочную полосу, не оборудованную наземными радиотехническими средствами.

7. Проведен анализ действий летчика на режиме захода на посадку, построены математические модели действий летчика.

8. Разработан метод статистического моделирования режима захода на посадку самолета КВП с моделью летчика в контуре управления для оценки влияния ошибок информационно-измерительных систем на точность выдерживания глиссады.

На защиту выносятся следующие основные положения:

Проведенный анализ путей сокращения посадочной дистанции самолета при достигнутом уровне коэффициента подъемной силы показывает, что увеличение угла наклона посадочной глиссады до некоторого "оптимального" значения, которое определяется используемым на выравнивании приращением нормальной перегрузки и ограничением на вертикальную скорость в момент касания самолетом ВПП, приводит к сокращению длины посадочной дистанции самолета. На практике использованию крутых глиссад с углами наклона, близкими к "оптимальным", препятствует проблема обеспечения силовой балансировки на крутой глиссаде самолета с работающими двигателями. Именно условиями балансировки определяется максимальный угол наклона посадочной глиссады.

Показано, что эффективное решение проблемы устойчивости полного продольного движения через автоматизацию канала руля высоты возможно только при применении интегральных по угловой скорости тангажа алгоритмов автоматизации системы штурвального управления. Кроме того, в рамках интегральной автоматизированной системы штурвального управления может быть построен эффективный алгоритмический ограничитель угла атаки и максимальной перегрузки. Для получения высокого уровня пилотажных характеристик самолета с интегральной АСШУ при управлении углом наклона траектории нес кодимо предотвратить интенсивное изменение скорости при изменении угла атаки самолета.

Проведенные исследования характеристик управляемости самолета по скорости показывают, что автоматическая перебалансировка самолета по углу атаки при управлении скоростью через рычаг управления двигателем также, как согласованное с изменением тяги отклонение закрылков самолета приводит к повышению эффективности управления скоростью полета и снижению чувствительности нормальной перегрузки к изменению режима работы двигателей. При этом возможности улучшения управляемости самолета по скорости за счет перебалансировки по углу атаки ограничены, поскольку реакция самолета по тангажу на отклонение сектора газа оказывает существенное влияние на пилотажную оценку.

Показано, что автоматизация контура управления тягой двигателей является обязательным условием обеспечения приемлемых пилотажных характеристик. Минимальный состав автоматизации управления тягой должен включать статический автомат тяги, который решает проблему вторых режимов полета.

Эффективным средством повышения точности выдерживания скорости на режиме захода на посадку является астатический автомат тяги. Из-за наличия существенного взаимодействия углового и траекторного движений при синтезе алгоритмов астатического автомата тяги необходимо обязательно учитывать алгоритмы автоматизации контура руля высоты.

Интеграция управления рулем высоты, двигателем и механизацией крыла открывает новые возможности для обеспечения требуемого уровня пилотажных характеристик и, соответственно, точности выдерживания заданных параметров полета в режиме ручного пилотирования. Разработанные алгоритмы независимого управления скоростью и углом наклона траектории компенсируют неблагоприятные особенности собственных характеристик самолета КВП и позволяют сохранить привычный для летчика стереотип управления самолетом на всех режимах полета.

Применение предлагаемого в работе специального индикатора на лобовом стекле обеспечивает выполнение точной посадки самолета на короткую ВПП, не оборудованную наземными радиотехническими средствами посадки. Алгоритмы индикатора на лобовом стекле построены только на базе сигналов бортовых информационно-измерительных систем. Исследования на пилотажном стенде точности посадки самолета методом совмещения директорной метки на лобовом стекле с прицельной точкой на поверхности земли, в том числе в условиях атмосферных возмущений, показали высокую эффективность предлагаемого способа управления.

Предлагаемый в диссертационной работе метод математического моделирования режимов захода на посадку с моделью летчика в контуре управления в ряде случаев позволяет получить предварительные оценки влияния различных факторов (например, ошибок информационно-измерительных систем) на точность посадки самолета при директорном управлении без проведения масштабных исследований на пилотажных стендах с участием летчиков.

Выводы к главе 4

1. Разработан метод директорного управления с использованием индикатора на лобовом стекле (ИЛС) для посадки на взлетно-посадочную полосу, не оборудованную наземной радиотехнической курсоглиссадной системой. Совмещение летчиком специальной директорной метки на ИЛС, формируемой на основе информации только бортовых информационно-измерительных систем, с прицельной точкой на поверхности земли, позволяет вывести самолет на «номинальную» глиссаду, выполнить снижение по глиссаде до высоты начала выравнивания и точную посадку в районе точки прицеливания. Значительное повышение точности приземления на необорудованную ВПП при использовании предлагаемого метода управления, по сравнению со случаем визуальной посадки, подтверждается результатами большого объема исследований, выполненных на пилотажных стендах ЦАГИ.

2. Для исследования точности посадки самолета КВП с индикатором на лобовом стекле предложен метод математического моделирования режима захода на посадку с использованием модели летчика в контуре управления. Проведен анализ действий летчика на режиме захода на посадку, построены математические модели действий летчика. Методом математического моделирования посадки получены оценки влияния ошибок информационно-измерительных систем на точность выдерживания глиссады в условиях турбулентности и ветровых возмущений. Показано, что предлагаемый метод математического моделирования, в дополнение к полунатурному моделированию на пилотажных стендах с участием летчиков, является эффективным инструментом исследования точности посадки.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Комплексные аналитические, расчетные и стендовые исследования, выполненные в рамках диссертационной работы по автоматизации продольного управления самолетов короткого взлета и посадки с энергетическими системами повышения подъемной силы, содержат следующие основные научные результаты:

1. Показано, что одним из эффективных путей сокращения длины посадочной дистанции самолета при достигнутом уровне подъемной силы и соответствующей скорости захода на посадку является увеличение угла наклона посадочной глиссады. При скорости захода на посадку Гзп « 160 км/ч и допустимой вертикальной скорости касания ВПП VyKac «-1,5-ь-2 м/с оптимальный угол наклона глиссады оценивается величиной 0rjlopt =-8° +-12°. Теоретический выигрыш в длине воздушного участка посадочной дистанции составляет около 50%, по сравнению со случаем захода на посадку по стандартной глиссаде.

Для самолета КВП традиционной компоновки максимальный угол наклона посадочной глиссады составляет 0ГЛ тах = -5° н- -7°. При этом выигрыш в длине воздушного участка посадочной дистанции незначительно уступает теоретически возможному при оптимальном угле наклона глиссады.

2. Показано, что вследствие существенной взаимосвязи коротко периодической и фугоидной составляющих продольного движения на режиме захода на посадку самолета КВП традиционные алгоритмы автоматизации контура руля высоты, улучшающие характеристики короткопериодического движения (демпфер тангажа, автомат улучшения продольной устойчивости),не эффективны.

Разработаны интегральные алгоритмы системы штурвального управления в контуре руля высоты, обеспечивающие устойчивость продольного движения самолета КВП на всех режимах полета от взлета до посадки.

3. Показано, что в случае использования высокоэффективной энергетической системы повышения подъемной силы при раздельном синтезе алгоритмов управления рулем высоты и тягой двигателей крайне затруднительно обеспечить возможность применения традиционной манеры пилотирования и высокие пилотажные характеристики самолета вследствие значительного взаимного влияния контуров управления.

Разработана комплексная автоматизированная система продольного управления на основе интеграции управления рулем высоты, двигателями и механизацией крыла. Система управления включает:

- интегральную по угловой скорости систему управления рулем высоты;

- автомат тяги в контуре управления тягой двигателей;

- следящую автоматизированную систему управления закрылками;

- специальные перекрестные связи в прямых цепях управления.

При этом обеспечивается независимое управление скоростью и углом наклона траектории при традиционной манере пилотирования (управление скоростью через РУД и углом наклона траектории через отклонение штурвальной колонки) и алгоритмическое ограничение максимального угла атаки и нормальной перегрузки.

Исследования на пилотажных стендах подтверждают высокую эффективность разработанных принципов и алгоритмов автоматизации.

4. Разработан метод директорного управления с использованием индикатора на лобовом стекле для посадки на взлетно-посадочную полосу, не оборудованную наземными курсоглиссадными системами. Значительное повышение точности приземления на необорудованную ВПП при использовании предлагаемого метода управления, по сравнению со случаем визуальной посадки, подтверждается результатами большого объема исследований, выполненных на пилотажных стендах ЦАГИ.

5. Для исследования точности посадки самолета с индикатором на лобовом стекле предложен метод математического моделирования режима захода на посадку с использованием модели летчика в контуре управления. Методом математического моделирования посадки получены оценки влияния ошибок информационно-измерительных систем на точность выдерживания глиссады в условиях турбулентности и ветровых возмущений. Показано, что предлагаемый метод математического моделирования, в дополнение к полунатурному моделированию на пилотажных стендах с участием летчиков, является эффективным инструментом исследования точности посадки.

6. Разработанные принципы и алгоритмы автоматизации продольного управления самолетов короткого взлета и посадки с энергетическими системами повышения подъемной силы, метод директорного управления самолетом при посадке на необорудованную ВПП были отработаны на пилотажных стендах с участием летчиков, получили положительную оценку и были использованы при подготовке рекомендаций ЦАГИ по автоматизации управления транспортных самолетов, в том числе, российско-украинского самолета Ан-70.

1. Историческая справка по созданию самолета короткого взлета и посадки Бреге-941. - Технический перевод №СГ-90285. ЦИАМ, 1981.

2. Lee А.Н. YC-14 Flight Control. AIAA Aircraft Systems and Technology Meeting. Los Angeles, California /August 4-7, 1975. AIAA Paper, No. 75-1027.

3. Foody J.J. YC-14 STATUS PEPORT. Society of automotive engineers Air Transportation Meeting New York City, May 18-20, 1976.

4. Martin D.L., Gangsaas D. Testing of the YC-14 digital flight control system software. -AIAA Guidance and Control Conference, Hollywood, Florida August 8-10, 1977.

5. Самолет Боинг YC-14. Техническая информация ОНТИ ЦАГИ, 1978.

6. Самолет Макдоннелл Дуглас YC-15. -Техническая информация ОНТИ ЦАГИ, 1978.

7. Queen S., Cochrane J.A. Quiet Short-Haul Research Aircraft Joint Navy/NASA Sea Trials. J.Aircraft. AIAA 81-0152R. Vol. 19, No.8, August 1982.

8. Cochrane J.A., Riddle D.W., Stevens V.C. Quiet Short-Haul Research Aircraft-The First Three Years of Flight Research. AIAA-81-2625. AIA A/NASA Ames VSTOL Conference. December 7-9, 1981/Palo Alto, California.

9. Тактический военно-транспортный самолет Локхид С-130 "Геркулес". -Техническая информация № 10 (1536), май 1986. ЦАГИ.

10. Wanstall В., Norris G. Europe to develop new military airlifter. Interavia Aerospace Review, 8/1989.

11. Fulghum D.A. USAF Weighs C-17 Production Slowdown. Aviation Week & Space Technology. January 24, 2000.

12. Васин И.С., Егоров В.И., Муравьев Г.Г. Аэродинамика самолета Ил-76Т. М.: Транспорт, 1983.

13. Franklin J.A., Innis R.C. Flight-Path and Airspeed Control During Landing Approach for Powered-Lift Aircraft. NASA TN D-7791, 124, 1974.

14. Campbell J.P. Overview of powered-lift technology. In: "Powered-Lift Aerodynamics and Acoustics", 1976, p. 1-27, ill. Bibl. 24 NN. (NASA SP-406).

15. Сое P.L., Fournier P.G. Application of powered-lift concepts for improved cruise efficiency of long-range aircraft. In: "Powered-Lift Aerodynamics and Acoustics", 1976, p.89-101, ill. Bibl. 7 NN. (NASA SP-406).

16. Scott B.C., Hynes C.S., Martin R.W., Bryder R.M. Progress Toward Development of Civil Airworthiness Criteria for Powered-Lift Aircraft. NASA TM X-73, 124, 1976.

17. Vomaske R.F., Innis P.C., Crossmith B.E. A Flight Investigation of the Stability, Control, and Handling Qualities of an Augmented Jet Flap STOL Airplane. NASA TP -1254, 1978.

18. Hindson W.S., Hardy G.H., Innis R.C. Flight-Test Evaluation of STOL Control and Flight Director Concepts in a Powered-Lift Aircraft Flying Curved Decelerating Approaches. NASA TP -1641,1981.

19. Hindson W.S., Hardy G.H., Innis R.C. Flight Experiments Using the Front-side Control Technique During Piloted Approach and Landing in a Powered-Lift STOL Aircraft. -NASA TM X-81337, April 1982.

20. Miller R.J., Roth S.P., Kerr W.B. NASA V/STOL propulsion control analysis phase I & II program status. AIAA-81-2632,1 Op., 1981.

21. Franklin J.A., Innis R.C., Hardy G.H. Design Criteria for Flight-Path and Airspeed Control for the Approach and Landing of STOL Aircraft. NASA TP -1911, 1982.

22. Franklin J.A., Hynes C.S., Hardy G.H., Martin J.L., Innis R.C. Flight Evaluation of Augmented Control for Approach and Landing of Powered-Lift Aircraft. Journal of Guidance, Vol.9, No.5, Sept.- Oct. 1986.

23. Green F.B., Hoffman S.K. Design and Development of a Three-Axis Augmentation System for a Class III STOL Assault Transport. AIAA-86-2709.

24. Hynes C.S., Franklin J.A., Hardy G.H., Martin J.L., Innis R.C. Flight Evaluation of Pursuit Displays for Precision Approach of Powered-Lift Aircraft. J.Guidance. vol.12, No 4, July-August 1989. NASA Ames Research Center, Moffett Field, California.

25. Smith R.E., Hopper D., Bradshaw A. Comparison of Eigenstructure Assignment and the Salford Singular Perturbation Methods in VSTOL Aircraft Control Law Design. AIAA Paper 89-3451-CP.

26. Garg S., Schmidt D.K. Cooperative Synthesis of Control and Display Augmentation in Approach and Landing. J.Guidance, vol. 13, No. 3,1990.

27. Garg S., Mattern D.L. Integrated Flight/Propulsion Control System Design Based on a Centralized Approach. J.Guidance, vol.14, No.l, Jan.-Feb. 1991.

28. Bates D.G., Gatley S.L., Postlethwaite I. Design and Piloted Simulation of a Robust Integrated Flight and Propulsion Controller. J. Guidance, vol.23, No.2 March-April 2000.

29. Бочаров В.Я., Святодух B.K., Стрелков B.B., Тунцев В.А. и др. Предварительный анализ устойчивости и управляемости и принципов построения системы управления транспортного самолета КВП. Отчет НИО-15 ЦАГИ инв. №1333,1983.

30. Тунцев В.А. Динамика самолетов укороченного взлета и посадки с энергетическими системами увеличения подъемной силы. Отчет НИО-15 ЦАГИ, инв. № 7709, 1985.

31. Тунцев В.А., Федосеева С.Б., Саулин В.К. Анализ требований к параметрам фуго-идного движения самолетов укороченного взлета и посадки с энергетическими системами увеличения подъемной силы. Труды ЦАГИ, вып.2349, 1987.

32. Тунцев В.А., Федосеева С.Б., Хаскина И.В. Требования к короткопериодическому движению самолетов укороченного взлета и посадки на взлетно-посадочных режимах полета. Труды ЦАГИ, вып.2312, 1987.

33. В.А. Тунцев. Динамика продольного движения самолетов короткого взлета и посадки с энергетическими системами увеличения подъемной силы. Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук, 1988.

34. A.M. Мхитарян, П.С. Лазнюк, B.C. Максимов и др. Динамика полета. Учебник для авиационных вузов. 2-ое изд., перераб. и доп. М.: Машиностроение, 1978.

35. Котик М.Г. Динамика взлета и посадки самолетов. М.: Машиностроение, 1984.

36. Федоров Л.П. (,ернавских Ю.Н. Исследование возможностей уменьшения посадочной дистанции самолетов. Техника воздушного флота №4 (491), 1979.

37. Иродов Р.Д., Медвежникова JI.A. Расчет взлетной и посадочной дистанций самолета с высокой тяговооруженностью и эффективными средствами торможения. -Техника воздушного флота № 8-9 (576 577), 1988.

38. Стрелков В.В., Уткина Е.Е. Использование интерцепторов как органов НУПС для обеспечения заданной точности посадки самолета КВП. Отчет НИО-15 ЦАГИ инв. №1852,1989.

39. Святодух В.К., Стрелков В.В., Тунцев В.А. Особенности динамики самолетов укороченного взлета и посадки с энергетическими системами увеличения подъемной силы. Сборник научных трудов III научно-технической конференции СибНИА г.Новосибирск, 1989.

40. Гуськов Ю.П., ЗагайновГ.И. Управление полетом самолетов. -М.: Машиностроение, 1980.

41. Стрелков В.В., Тунцев В.А., Уткина Е.Е. Предварительная разработка принципов автоматизации продольного управления самолетом короткого взлета и посадки. Отчет НИО-15 ЦАГИ, инв. №7937, 1986.

42. Брагазин В.Ф., Диденко Ю.И., Святодух В.К., Шелюхин Ю.Ф. Устойчивость и управляемость по скорости неманевренного самолета с интегральной системой управления. Труды ЦАГИ, вып. 2516,1994.

43. Погодаев А.А., Святодух В.К. Влияние различной автоматизации штурвального управления на динамику неманевренного самолета при посадке в условиях атмосферных возмущений. Труды ЦАГИ, вып. 2273, 1985.

44. Бочаров В.Я., Святодух В.К., Стрелков В.В., Тунцев В.А. Предварительный выбор структуры и параметров интегральной системы улучшения устойчивости и управляемости самолета короткого взлета и посадки. Отчет НИО-15 ЦАГИ инв. №1660, 1986.

45. Ziegler В. and Durandeau М. Flight Control System on Modern Civil Aircraft. 14-th Congress of the International Counsil of the Aeronautical Sciences, p.7-15, ICAS Proceedings, 1984, Toulouse, France v.l.

46. Paige A.B. Development of the Stall Warning/Stick Pusher System for the Boeing/De Havilland Dash 8 Series 300. Paper presented at the First CASI Symposium on Aerodynamics, Ottawa, Canada, December 4-5,1989.

47. Берко P.Ci, Берко Г.С., Живов Ю.Г., Поединок A.M., Сыроватский В.А., Фалько С.В., Хмелевский B.J1. Астатическая система ограничения угла атаки маневренного самолета. Техника воздушного флота, №4-5, 1988.

48. Алашеев О.Ю., Гуськова Н.А., Диденко Ю.И., Клеванский И.И., Насретдинов Т.Н. Ограничение предельных режимов в интегральной системе штурвального управления неманевренных самолетов. Труды ЦАГИ, вып.2516, 1994.

49. Стрелков В.В. Алгоритмическое ограничение максимального угла атаки в интегральных системах управления. Отчет НИО-15 ЦАГИ, инв. №2701, 1987 г.

50. Стрелков В.В. Ограничение угла атаки в интегральной системе штурвального управления самолета. Материалы XV межотраслевой НТК молодых специалистов. Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова, 1989.

51. Святодух В.К., Стрелков В.В. Алгоритмическое ограничение угла атаки в интегральной системе управления. Труды ЦАГИ, вып. 2469, 1990.

52. Стрелков В.В, Саулин В.К., Таранец А.А., Тунцев В.А. и др. Улучшение управляемости по скорости самолета КВП за счет автоматической перебалансировки по углу атаки при управлении сектором газа. Отчет НИО-15 ЦАГИ, инв. №1732,1987.

53. Кушнир П.В., Стрелков В.В. Уточнение требований к тракту управления тягой и алгоритмов управления двигателями для самолета короткого взлета и посадки. -Отчет НИО-15 ЦАГИ, инв. №1976, 1991.

54. Святодух В.К., Стрелков В.В., Тунцев В.А. Обеспечение приемлемых пилотажных характеристик на самолетах короткого взлета и посадки интеграцией управления двигателями и аэродинамическими органами. Материалы VII межотраслевой НТК. Труды ЦИАМ, №1260, 1989.

55. Стрелков В.В., Тунцев В.А. Особенности реализации необходимых пилотажных свойств на самолетах короткого взлета и посадки средствами автоматизации. -Труды ЦАГИ, вып. 2486. 1991.

56. Обрубов А.Г., Погодаев А.А. Выбор алгоритмов автоматической системы управления механизацией крыла ближнего магистрального самолета на режиме взлета. -Отчет НИО-15 ЦАГИ, инв. №2874, 1988.

57. Святодух В.К., Обрубов А.Г., Лясников В.В. Автоматическая система управления механизацией крыла неманевренного самолета. -Отчет НИО-15 ЦАГИ, инв. №3283, 1992.

58. Тарасов А.З., Шумилов А.А. Синтез алгоритмов управления пространственным движением маневренного самолета, основанный на принципе разделения движений. Труды ЦАГИ, вып. 2418, 1988.

59. Лясников В.В., Святодух В.К. Векторное управление самолетом. Принципы построения и алгоритмы. Ученые записки ЦАГИ, 1997, t.XXVII, №1-2.

60. Стрелков В.В. Независимое управление скоростью и углом наклона траектории самолета КВП на взлетно-посадочных режимах полета. Отчет НИО-15 ЦАГИ, инв. №1802, 1988.

61. Стрелков В.В. Уточнение требований к тракту управления закрылками самолета КВП и алгоритмов их отклонения. Отчет НИО-15 ЦАГИ, инв. №1969, 1991.

62. Стрелков В.В. Независимое управление скоростью и углом наклона траектории самолета с энергетической системой увеличения подъемной силы. Труды ЦАГИ, вып. 2486, 1991.

63. Strelkov V.V. Uncoupled Speed and Flight Path Angle Control for Aircraft with Power Lift System. Aviaton-2000. Prospects. International Symposium Proceedings. Zhukov-sky, Moscow Region, Russia, August 19-24, 1997.

64. Новиков A.B., Супруненко C.H. Аппроксимация передаточной функции линейного динамического звена в частотной области. Труды ЦАГИ, вып. 2280,1985.

65. Allison R.L., Mack М., Rumsey Р.С. Design Evaluation Criteria for Commercial STOL Transport. №72-31020, Boeing Company, Seattle, Washington, June 1972.

66. Dang В.V., Moing Т., Costes P. Integration of Flight and Carrier Landing Aid Systems for Shipboard Operations. AGARD conference proceedings 509. AGARD-CP-509, published November 1991.

67. Lowe J.R. Improving the Accuracy of HUD Approaches in Windshear with a New Control Law. AIAA Aircraft Systems and Technology Conference, Los Angeles, California, August 21-23, 1978, 5 p.

68. Брагазин В.Ф., Стрелков В.В., Уткина Е.Е. и др. Сравнительный анализ возможности управления траекторией самолета КВП при различных методах выравнивания. Отчет НИО-15 ЦАГИ, инв. № 1890,1989.

69. Августов Е.Ф., Брагазин В.Ф., Саулин В.К., Святодух В.К., Чочиев В.А. Исследование точности выдерживания глиссады при посадке самолета короткого взлета и посадки с использованием метки, индицируемой на лобовом стекле. Труды ЦАГИ, вып. 2576, 1995.

70. Брагазин В.Ф., Святодух В.К., Стрелков В.В., Чочиев В.А. Повышение точности приземления самолета короткого взлета и посадки при использовании индикации на лобовом стекле. Труды ЦАГИ, вып. 2576, 1995.

71. Г'рязин В.Е., Титовский И.Н. Моделирование изменения скорости ветра в приземном слое атмосферы при взлете и заходе самолета на посадку. Труды ЦАГИ, вып. 2529, 1994.

72. Hess R.A. Model for Human Use of Motion Cues in Vehicular Control. J.Guidance, Vol. 13, No. 3, 1985.

73. Hess R.A., Watson D.A. Cross Coupling in Pilot-Vehicle Systems. J.Guidance, Control, and Dynamics, 1986, XI-XII, Vol. 9, No. 6, p.614-620, ill.- Bibl. 16 NN.

74. Goto N., Matssuo T. Identification of Pilot Dynamics in a System a Choice of Feedback Structures. AIAA-86-2250.

75. Hess R.A. Investigating Aircraft Handling Qualities Using a Structural Model of the Human Pilot. AIAA-87-2537.

76. Ефремов A.B. и др. Летчик как динамическая система в контуре управления летательным аппаратом. Обзор ОНТИ ЦАГИ N 635, 1984.

77. Ефремов А.В., Оглоблин А.В., Предтеченский А.Н., Родченко В.В. Летчик как динамическая система. М.: Машиностроение, 1992.

78. Ефремов А.В., Кошеленко А.В., Оглоблин А.В., Мажорин С.Ю., Зайчик Л.Е., Сау-лин В.К. Алгоритмическое и программное обеспечение исследований системы самолет-летчик в задачах точного пилотирования. Отчет по теме №2579, кафедра 106, МАИ, 1989.

79. Брагазин В.Ф., Стрелков В.В., Уткина Е.Е. Статистическое моделирование посадки транспортного самолета на короткие ВПП. Отчет НИО-15 ЦАГИ, инв. № 1959, 1990.

80. Стрелков В.В. Разработка математических моделей и программ расчета ошибок информационно-измерительных систем. Отчет НИО-15 ЦАГИ, инв. № 13079, 1990.

81. Дозвуковая система воздушных сигналов MARC-5. Перевод 31294 ОНТИ ЦАГИ, инв. №2240. Источник: ARINC Characteristic 706-2.

82. Характеристики ARINC 704-2. Инерциальная информационная система. Перевод ОНТИ ЦАГИ, инв. №2245.

83. Стрелков В.В., Чочиев В.А. и др. Разработка программы математического моделирования динамики системы "самолет система отображения информации - летчик". - Отчет НИО-15 ЦАГИ, инв.№3080, 1990.I

84. Рис. 1.1.2 Влияние запаздывания в канале управления нормальной перегрузкой на процесс выравнивания самолета

85. У= 160 км/ч, 0гл=-6, Уукас=06ГЛ = -3,5° 0 гл =

86. Рис. 1.1.3. Влияние угла наклона глиссады на длину дистанции пролета L пр и минимальную высотуначала выравнивания Ню (V= 160 км/ч, 0впп=О)

87. Рис. 1.1.4 Влияние угла наклона глиссады на длину воздушного участка посадочной дистанции Кзп = 160 км/ч, h ст.п = 15 м

88. Рис. 1.1.5. Влияние угла наклона глиссады на длину воздушного участка L ву и минимальную высоту начала выравнивания Н нв (К=160км/ч, бвпп =0)ft — —^глегл = -6»t, C."

89. Уу=-2,5м/с -1,7м/с -1m/c Om/c

90. Повышение точности, пилотирования за счет использования ^УПС (/ сраб=0,5 с) 1

91. Автоматизация траекторного управления {L зоны призем.~ 1 (j) м)1.I I I I300

92. Повышение эффективности энергетической системы0 =-5°

93. Использование крутых глиссадегл=-ю°т-1-1-1С•Уз.п1. Рис. 1.1.10.120 140 160 180 200 220 240 260км/ч

94. Рис. 1.2.1. Увеличение необходимой доли ЭС в суммарной подъемной силе при снижении скорости захода на посадку.

95. Рис. 1.2.2 Аэродинамические \арактеристики самолета с ЭС Посадочная конфигурация

96. Рис. 1.2.3 Аэродинамические характеристики самолета с ЭС Посадочная конфигурация

97. Рис. 1.2.4 Аэродинамические характеристики самолета с ЭС Посадочная конфигурация53 70°

98. Рис. 1.2.5 Типичная балансировочная диаграмма транспортного самолета КВПв посадочной конфигурации

99. Рис. 1.2.6 Балансировочное положение РУД

100. Рис. 1.2.7 Влияние центровки на корни собственного продольного движения самолета Узп=150 км/ч, 8з=65 град, 9= -6 градп53«60°-н70с1. Т-1-1-1-1-1-1-10 0,2 0,4ха4 «3 о1° \1. Г"0,6rs jт—I—I—i—i—i—г г i i0,81 npX

101. Рис. 1.2.8 a) Эффективность управления тягой двигателейПсх У