автореферат диссертации по транспорту, 05.22.14, диссертация на тему:Эксплуатационная оценка свойств боковой управляемости самолета с помощью статистического анализа и математического моделирования

На правах рукописи УДК 629.735.07

ЛЕСОВСКИЙ Андрей Сергеевич

ЭКСПЛУАТАЦИОННАЯ ОЦЕНКА СВОЙСТВ БОКОВОЙ УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА С ПОМОЩЬЮ СТАТИСТИЧЕСКОГО АНАЛИЗА И МАТЕМАТИЧЕСКОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ

Специальность 05.22.14 - «Эксплуатация воздушного транспорта»

Автореферат диссертации на соискание ученой степ кандидата технических наук

Москва-2009

003479683

Работа выполнена в Федеральном государственном образовательно учреждении высшего профессионального образования «Московски Государственный Технический Университет Гражданской Авиации» (МГТУ ГА)

НАУЧНЫЙ РУКОВОДИТЕЛЬ: доктор технических наук, профессор Кубланов Михаил Семенович

ОФИЦИАЛЬНЫЕ ОППОНЕНТЫ: доктор технических наук, профессор Брусов Владимир Сергеевич; кандидат технических наук, профессор Глухов Вячеслав Васильевич.

ВЕДУЩАЯ ОРГАНИЗАЦИЯ: Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации

Защита состоится «_»_ 2009 г. в _часов на заседани

диссертационного совета Д.223.011.01 в Московском государственно!» техническом университете гражданской авиации по адресу: 125993, г.Москва, А 493, ГСП-3, Кронштадтский бульвар, 20.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке университета.

Г

Автореферат разослан « о » G^ll X 2009 г.

Заверенный отзыв в двух экземплярах высылать по вышеуказанному адресу н имя ученого секретаря диссертационного Совета.

Ученый секретарь

диссертационного Совета Д. 223.011.01

доктор технических наук, профессор

Кузнецов C.B.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Актуальность исследования собственных эксплуатационных свойств воздушных судов (ВС) гражданской авиации (ГА) определяется нынешним этапом развития ГА. Это - значительный рост авиаперевозок в разнообразных внешних условиях при существенном повышении их. коммерческой отдачи, с одной стороны, и необходимость резкого повышения уровня безопасности полетов (БП), с другой. Особенно остро этот аспект стоит в плане повышения эффективности и конкурентоспособности отечественной авиационной техники, что также указывается в постановлении президента РФ В.В. Путина от 3 февраля 2001 года Пр-241 "Основы политики Российской Федерации в области авиационной деятельности на период до 2010 года".

Одним из направлений, обеспечивающих выполнение постановления президента является совершенствование системы сохранения летной годности ВС, поскольку согласно Чикагской конвенции международной организации гражданской авиации ИКАО государство регистрации является ответственным за сохранение (поддержание) летной годности воздушных судов, занесенных в его реестр. При этом под сохранением летной годности в соответствии с директивными документами ИКАО понимаются все мероприятия, которые гарантируют, что в любой момент своего срока службы ВС соответствуют действующим требованиям к летной годности и их состояние обеспечивает безопасную эксплуатацию.

Для этого совершенствуется авиационная техника, усложняются автоматические устройства, но при этом одновременно усложняется и эксплуатация ВС, расширяется поле возможных ошибок пилотирования. Однако известно, что автоматические системы управления транспортных самолетов последнего поколения далеко не всегда справляются с обеспечением заданных режимов полета и допускают невынужденные колебания. Это, в частности, происходит по причине отклонения собственных эксплуатационных свойств ВС от сертифицированных характеристик типа. Оценка собственных эксплуатационных свойств ВС и качества пилотирования в летной эксплуатации (ЛЭ) пока ведется по формальным, умозрительным признакам, экспертным путем, который не всегда приводит к объективным выводам, а юс анализ редко дает качественные рекомендации по ЛЭ.

Одним из самых узких мест в системе поддержания летной годности является проверка соответствия управляемости самолета заявленным производителем характеристикам.

За период 1983 - 2002 гт. доля авиационных происшествий, связанных с потерей управляемости самолетов, составила около 23 % от общего их числа, а доля катастроф по этой же причине - 19 %. Однако за период 1993 - 2002 гг. аварийность, связанная с потерей управляемости самолетов 1-3 классов, увеличилась в 4 - 5 раз (рис. 1). Это говорит о необходимости принятия именно сегодня усилий по предотвращению случаев потери управляемости ВС в будущем.

ДИНАМИКА ПОКАЗАТЕЛЕЙ АВАРИЙНОСТИ В РЕЗУЛЬТАТЕ ПОТЕРИ УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТОВ 1-3 КЛАССОВ

ют«-« 1а>га-е7 wt-fa ism-iu

Катастрофы на ЮФгыс. часов валета ш-за потерн управляемости самолетов

J.983 87 1SSS « 97 1S98-« 1981 ОТ

Авиационные происшествия на ЮОтыс. часов налета нз-аа потери управляемости самолетов

Рис. 1.

Устойчивость и управляемость влияют не только на БП, но и на экономичность полетов, что в последнее время является второй проблемой после БП.

Западные страны относят ВС, срок службы которых превысил 14 лет, к "стареющему" парку. По каждому из этих типов ВС начинают действовать созданные разработчиком и одобренные

авиационными властями западных стран программы эксплуатации "стареющих" ВС (aging aircraft program). Целесообразность дальнейшей эксплуатации ВС определяется его индивидуальными характеристиками с учетом экономической составляющей. Большинство аттестованных ВС, составляющих основу парка гражданской авиации России, имеют средний календарный срок службы более 15 лет, поэтому аналогичный подход к "стареющим" ВС действует и в России. В связи с этим необходимо более детально знать индивидуальные характеристики самолета для достоверного определения его технического состояния. Организация и проведение специальных летных испытаний для каждого такого ВС слишком дорого и долго, поэтому требуется разработка таких методик, которые позволяли бы по записям регулярных полетов делать оценку летных качеств ВС, в частности, управляемости.

Как правило, источником выработки рекомендации по действиям в опасных ситуациях являются летные испытания (ЛИ). Однако трудности регистрации внешних условий, опасность и дороговизна проведения таких ЛИ приводят к необходимости все более широкого применения математических моделей (ММ) динамики полета.

Современные требования к таким ММ весьма высоки, прежде всего, в часта адекватности результатам ЛИ. Идентификация ММ для этого должна включать в себя все известные физические особенности летных свойств ВС. Такой подход поможет создавать ММ более высокой степени адекватности и объективно решать с их помощью задачи оценки летной деятельности экипажей и разработки обоснованных рекомендаций по ЛЭ.

Поэтому определение в ЛЭ количественных характеристик устойчивости и управляемости позволит произвести широкую сравнительную оценку каждого экземпляра самолета с характеристиками типа, выяснить природу тех или иных особенностей его поведения, наметить наиболее рациональные мероприятия по совершенствованию экземпляра самолета, полнее использовать его технические и летно-тактические возможности.

Цель работы: разработка научно обоснованных методов определения характеристик управляемости экземпляра ВС, обеспечивающих решение важной народно-хозяйственной задачи повышения экономичности, безопасности и конкурентоспособности отечественных ВС путем обоснованного продления летной годности.

Поставленная цель достигается решением следующих задач исследования:

1. разработка нового комплексного эксплуатационного показателя управляемости экземпляра ВС, названного коэффициентом управляемости;

2. разработка методов численной оценки управляемости экземпляра ВС по записям параметров регулярных полетов:

Дш

- реакции самолета по крену —;

А5

- "хождения за ручкой";

- периодов собственных колебаний;

- балансировочного положения рулей;

- границ колебательной и спиральной неустойчивости;

- границ устойчивости по критическим скоростям крена;

- аэродинамических перекрестных связей.

3. разработка альбома характеристик влияния эксплуатационных факторов на коэффициент управляемости.

Объектом исследования являются характеристики управляемости конкретного ВС и возможности их определения (на примере самолетов Ил-96-300, Ту-204, Ту-154М).

Научная новизна результатов диссертационной работы заключается в том, что в ней впервые:

- показана возможность объективной оценки характеристик управляемости экземпляра ВС по записям параметров регулярных полетов;

- разработаны методы численных оценок управляемости экземпляра ВС по записям параметров полетов.

Достоверность результатов решения поставленных задач подтверждается:

- идентификацией ММ по данным ЛИ конкретных типов самолетов;

- адекватностью результатов вычислительных экспериментов (ВЭ) данным ЛИ конкретных типов самолетов, оцепеиной с помощью статистических критериев точности и непротиворечивости и с помощью эвристического метода.

Практическая ценность работы заключается в том, что полученные в ней результаты позволяет производить мониторинг и анализ летных качеств экземпляра ВС в процессе эксплуатации с помощью:

-разработанных методов численной оценки управляемости экземпляра ВС по записям параметров регулярных полетов;

- созданного математического и программного обеспечения указанных методов;

- разработанного альбома характеристик влияния эксплуатационных факторов.

Такой мониторинг позволяет на основе анализа изменения летных характеристик кавдого экземпляра ВС (устойчивости, балансировки и управляемости) делать обоснованное заключение о возможности продления летной годности и разрабатывать мероприятия по ее сохранению в процессе эксплуатации, а также проводить анализ авиационных происшествий. При этом не требуются дорогостоящие исследования с помощью ЛИ.

Теоретическая значимость результатов исследований заключается в том, что с их помощью возможно изучение эксплуатационных свойств экземпляра ВС с целью повышения экономичности, безопасности и конкурентоспособности отечественных ВС, в том числе за счет обоснованного продления летпой годности.

На защиту выносятся:

1. новый комплексный эксплуатационный показатель управляемости экземпляра ВС (коэффициент управляемости);

2. методы численной оценки управляемости экземпляра ВС по записям параметров регулярных полетов;

3. альбом характеристик влияния эксплуатационных факторов на коэффициент управляемости.

Реализация и внедрение результатов работы. Основные результаты, полученные в диссертационной работе, имеют научное и учебно-методическое значение, что подтверждается актами об их использовании и внедрении в учебных заведениях и производственных предприятиях.

Публикации. По материалам диссертационной работы опубликовано 17 печатных работ, в том числе 5 в ведущих рецензируемых научных журналах и изданиях, в которых должны быть опубликованы основные научные результаты диссертаций на соискание ученой степени доктора и кандидата наук. Результаты исследований нашли отражение в 1 отчете о НИР.

Апробация работы. Основные материалы выполненных исследований и отдельные результаты работы докладывались и получили положительную оценку на заседаниях научно-технических семинаров кафедры АКПЛА МГТУ ГА (г. Москва) в период 2006 г. - 2009 г., а также обсуждались на 6 межотраслевых и международных научно-практических конференциях (Международная научно-техническая конференция "Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества" 18-19 мая 2006 года - МГТУ ГА; Шестая международная научно-техническая конференция "Чкаловсхие чтения", посвященная 70-летию перелета экипажа В.П. Чкалова и 60-летию ЕАТК им. В.П. Чкалова 7-9 июня 2007 года - Егорьевск; IV Международная научно-техническая конференция 11-13 октября 2007 года-УВАУ ГА, Ульяновск; 66-я научно-методическая и научно-исследовательская конференция МАДИ (ГТУ) 29 января - 7 февраля 2008 года; Международная научно-техническая конференция "Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества" 18-19 мая 2008 года - МГТУ ГА; Международный авиационно-космический научно-гуманитарный семинар имени С.М. Белоцерковского 15 января 2009 года - Москва).

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 350 страницах текста. Общий объем работы 512 страниц, содержащих 180 рисунков, 43 таблиц и 90 библиографических названий.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность темы, формулируется цель и задачи исследования, обосновывается выбор методов исследования. Излагается краткое содержание диссертации и полученных результатов.

В первой главе работы проведен анализ понятий, определений и показателей, используемых для оценки устойчивости, балансировки и управляемости и методов их вычисления и определения в ЛИ.

Обзор литературы показывает, что весь набор показателей можно разделить на статические и динамические (см. табл. 1).

____Таблица 1.

Статические показатели

Динамические показатели

Боковое движение

1) величина 5°г;

2)показатели

ৄ аб, ар„ ар, ах„ ах, ар ' ар' ар' ар ' ар' ар

3) коэффициенты гармоничности

х аз, ар, ах,

управления ¿,п --,-,-—

а5„ ари ах„

4)показатели

рюх х»х рЮ;( ушх рту хшу. ГЭ ,ЛЭ ,гн ,лн ,лгн ,лн ,

5) показатель (Р,) ;

шах

6) показатель реакции самолета по

аа)„ крену—.

аг„

1) время переходного процесса 1пер формирования боковой перегрузки Дпг;

2) время срабатывания Цаб П7 по боковой перегрузке;

3) заброс боковой перегрузки Апаа6;

4) относительное изменение амплитуды боковых колебаний за период тзет (показатель интенсивности затухания возмущенного движения самолета);

5) соотношение амплитуд угловых скоростей крена и рыскания к (характеристика бокового движения самолета);

6) периоды боковых колебаний Т;

7) время уменьшения вдвое амплитуды боковых колебаний 12;

8) фазовое запаздывание в боковом движении («способность ходить за ручкой и педалями)._

В данной главе показывается, что определение всех существующих параметров требует проведения специальных ЛИ с кропотливой ручной обработкой и осреднением параметров:

1. импульсы рулей, представляющие собой резкое кратковременное (в сравнении с периодом собственных колебаний и временем переходного процесса) отклонение поочередно одного из рулей и быстрое возвращение его назад в исходное положение, при неизменном положении других рулей;

2. дачи рулей, т.е. резкое ступенчатое отклонение одного руля на некоторый постоянный угол с сохранением его в течение 3 с - 5 с при неизменном положении остальных рулей;

3. поступательно-возвратные отклонения поочередно каждого из рулей с постоянной амплитудой и заданными частотами при неизменном положении остальных рулей.

Из применяемых статических и динамических параметров устойчивости, балансировки и управляемости акцент до настоящего времени делался именно на статических параметрах, а динамические параметры отодвинуты на второй план. Даже в ЛИ динамические параметры определяются весьма редко по причине сложности. Второй важной особенностью всех перечисленных параметров является их принадлежность к типу ВС. Поэтому процедура определения их для конкретного экземпляра ВС не представляется возможной.

Показано, что «способность самолета ходить за ручкой», являющаяся по словам Остослав-ского основным показателем управляемости, до сих пор не могла найти численного выражения, поэтому ни вычислялась, ни определялась в ЛИ.

Во второй главе детально обосновывается выбор системы математического моделирования динамики полета летательных аппаратов (СММ ДП ЛА), разработанной сотрудниками кафедры АКПЛА МГТУ ГА и статистических методов в качестве инструментов настоящих исследований. Дается описание СММ ДП ЛА, статистической и эвристической методик оценки адекватности,

приводится проверка адекватности для целей настоящих исследований.

Приводится описание и обосновывается применение корреляционного анализа для целей достоверного определения технического состояния ВС по данным МСРП.

Третья глава посвящена выявлению наиболее опасных факторов, влияющих на устойчивость, балансировку и управляемость ВС, с оценкой их влияния на условия пилотирования для самолетов Ил-96-300 и Ту-154М.

Существует большое количество эксплуатационных причин, нарушающих поперечную балансировку, устойчивость и управляемость самолета, из которых можно сегодня выделить, как наиболее существенные и актуальные, следующие: несимметрия заправки топливом;

- несимметрия загрузки;

- сдвиг ветра (СВ); разнотяговостъ двигателей;

- аэродинамическое несовершенство планера;

- сбои настройки системы автоматического управления (люфты, неисправность датчиков);

- изменение нивелировочных характеристик; наличие геометрической или жесткой асимметрии.

Первая и вторая причины стали особенно характерны в настоящий момент с появлением в эксплуатации широкофюзеляжпых самолетов. В связи с тем, что нормативные документы допускают некоторую несимметрию заправки и загрузки самолета, в эксплуатации могут реализоваться определенные смещения центра масс. В табл. 2-5 приведены предельные в эксплуатации смещения ц.т. и условия балансировки для самолетов Ил-96-300, Ту-154М.

_Таблица 2.

Самолет Ил-96-300

Значение смещения Ц.Т. Крену" Скольжение р* Отклонение руля направления" Отклонение штурвала по элеронам" Оценка особенностей полета

OZ = 1 м (предельная в нормальной эксплуатации несимметрия топлива между баками) 0.056 -0.004 2.8 34 Полет является невыгодным. как с точки зрения экономичности полетов■ так и с точки зрения Б П.

Таблица 3.

Самолет Ил-96-300

Значение смещения Ц.Г. Крен ■)' Скольжение р° Отклонение руля направления" Отклонение стабилизатора (руля высоты)" Оценка особенностей полета

ОУ = 1.5 м (полет только с коммерческой загрузкой) 0 0 0 -6.1 Полет происходит с меньшим балансировочным углом установки стабилизатора

Таблица 4.

Самолет Ту-154М

Значение смещения Ц.Т. Крен у" Скольжение Р" Отклонение руля направления" Отклонение штурвала по элеронам' Оценка особенностей полета

OZ- 0.28 м (нормальна работа автомата выравнивания) 0.028 -0.006 0.384 4.683 Не оказывает а/тест-венного влияния на пилотирование самолета.

ОЪ ~ 2 м (аварийный случай, связанный с отказом двух перекачивающих насосов бака №2) при предельном отклонении руля направления и элеронов и при большом угле крена невозможно продолжение прямолинейного полета с заданным курсом.

_Таблица 5.

Самолет Ту-154М

Значение смещения Ц.Т. Крен 1° Скольжение р° Отклонение руля направления" Отклонение стабилизатора (руля высоты)' Оценка особенностей полета

ОУ = 0.5 м (полет только с коммерческой загрузкой 0 0 0 6.051 (р.высоты) Для балансировки самолета необходимо дополнительно отклонить руль высоты (в пределах 0.5')

Проведенные с помощью СММ ДП ЛА вычислительные эксперименты (ВЭ) с представленными смещениями ц.т. позволили выработать следующие рекомендации.

1. Последствия возможного в нормальной эксплуатации самолетов Ту-154М и Ил-96-300 смещения центра масс по вертикали, вдоль оси ОУ, легко устраняются:

- на Ил-96-300 путем изменения угла установки стабилизатора (в пределах 0,2°), что при смещении центра масс вниз положительно влияет на экономичность полетов;

- на Ту-154М дополнительным отклонением руля высоты (в пределах 0,5°).

2. Допустимое в нормальной эксплуатации поперечное смещение центра масс оказывает заметное влияние на безопасность и экономичность полетов, поскольку для балансировки в этом случае необходимо дополнительно отклонять рулевые поверхности и производить полет с креном и скольжением. Соответственно, чем больше смещение центра масс, тем с большими углами крена и скольжения происходит полет и, следовательно, на большие величины отклоняются рули. Полет самолета в этих условиях происходит с повышенным лобовым сопротивлением, что приводит к повышенному расходу топлива. Поэтому в эксплуатации для поддержания конкурентоспособности авиакомпании необходимо принимать меры для недопущения поперечного смещения центра масс самолета вследствие несимметричной заправки топливом или загрузки.

3. Повышенного внимания от авиакомпаний, эксплуатирующих самолет Ту-154М, требуют перекачивающие насосы бака № 2. Их отказ в полете может привести к разнице количества топлива между левым и правым баками № 2 в 7000 кг и к невозможности продолжать безопасный полет.

Третья причина также актуальна, так как серийные двигатели имеют значительный разброс значений тяги.

Проведена статистическая обработка разногяговосги, СКО которого составляет 2,15 %. Разнотя-говость, как фактор, нарушающий поперечную балансировку самолета, в большей степени оказывает влияние на Ил-96-300, поскольку крайние двигатели далеко разнесены от плоскости симметрии самолета. Симметричная установка двигателей, имеющих примерно одинаковую наработку, позволит существенно снизить влияние данного фактора. Результаты ВЭ показывают, что разнотяговость в рассмотренных пределах в большей степени влияет на экономичность полетов, чем на БП.

Четвертая причина связана с повышением эффективности ЛЭ ВС, которая требует обеспечения полетов практически в любую погоду, днем и ночью, в самых различных природно-климатических условиях.

В настоящее время нормируется только вертикальный СВ, хотя существует и другие его виды. В связи с этим предлагается ввести полную классификацию СВ. В ее основу положены различные направления градиента от всевозможных составляющих самого ветра. Обозначим £ху -СВ, в котором градиент распространяется вдоль оси ОХ, а скорость ветра - в направлении оси ОУ; т.е. первая буква индекса указывает ось, по которой направлен градиент изменения скорости ветра, а вторая - ось, вдоль которой направлена скорость ветра. Всю совокупность возможных видов СВ можно представить в виде матрицы размером [3 х 3]:

1=

^ХХ ^ху £УХ Еуу £у7 ^гу

Одним из опаснейших моментообразующих СВ, особенно для самолетов с большим размахом крыла, является поперечно-вертикальный СВ Эпюра ветра в вертикальной плоскости может быть представлена рис. 2 (симметричный профиль).

Рис. 2.

Для данного СВ была разработана аналитическая модель приближенной оценки приращения коэффициентов момента от поперечно-вертикального СВ. Полученные результаты можно представить в виде зависимостей от перепада скорости ветра Ач/ на размахе крыла или на фюзеляже.

1 Ач/2 Л 1 Д\у2 с11 , 1 Ау/2 а Дт =--г-,Дт,«-;——, Дту»-;--, (1)

" 16 V2 50 V Ьд у 50 V2 ЬА

где V - скорость полета самолета; 1 - длина фюзеляжа; с1 - диаметр фюзеляжа; ЬА - средняя аэродинамическая хорда крыла; Ач/ - перепад скорости ветра на размахе крыла или на фюзеляже.

Результаты ВЭ показывают, что горизонтальный полет самолета Ил-96-300 на высоте Н = 1500 м со скоростью 420 км/ч в поперечно-вертикальном СВ с градиентом скорости 6 м/с на слое в 30 м, можно считать вполне безопасным, однако на посадке приращение коэффициента момента крена

будет больше, так как Дтх —у и это может существенно повлиять на БП.

Пятая причина особенно характерна для "стареющих" ВС, получивших в результате эксплуатации и ремонта некоторые изменения аэродинамического состояния планера: шероховатость поверхности, выступы элементов конструкции, наложение несимметричных накладок. Исходных данных для оценки изменения условий поперечной и нормальной балансировки на сегодня не существует, поэтому в данной диссертации этот вопрос не рассматривается.

Шестая причина обусловлена в основном тем, что около 10 % ВС в автоматическом режиме управления допускают колебания параметров полета. В этом направлении исследования только развиваются, но Масленниковой Г.Е. удалось разработать методические рекомендации по поиску и устранению неисправностей и дефектов самолетных систем по записям полетной информации. Автор пока не затрагивает эту тему, связанную с синтезом систем автоматического управления.

Седьмая и восьмая причины, конечно, представляют интерес, но сложность их выявления и идентификации на экземпляре ВС отодвигает возможность их исследования в будущее.

Четвертая глава диссертационной работы посвящена разработке методов оценки управляемости экземпляра ВС в процессе эксплуатации. Это связано с тем, что существующие методы для этого непригодны. С этой целью была сделана попытка оценки свойств управляемости по данным обычных штатных полетов.

Разработка коэффициента управляемости

Первые попытки применить статистические методы обработки данных полета показали несовершенство формального статистического подхода для оценки свойств управляемости самолета. Во-первых, в практике далеко не всегда достаточно исходной информации для проведения всего комплекса статистического анализа ввиду ограниченности участков «управление - отклик» и недостаточности объема выборки. Поэтому придется ограничиться построением такого статистического объекта, который, прежде всего, обладает физической основой. Во-вторых, следует учесть возможность отсчета параметров движения не от нулевого уровня, а от некоторого "балансировочного" положения. Это необходимо, как для отражения условий балансировки по рулям или по их результату, так и для исправления систематических погрешностей в записях. В-третьих, следует учесть, что реальное действие рулей возникает всегда с некоторым запаздыванием - временным лагом - отражающим инертность ВС. Поэтому корреляцию следует искать не только в одно и тоже время между параметрами, но и при их смещении во времени (рис. 3). На рисунке закрашенными кружками показаны моменты времени, начиная с которых берутся параметры для вычисления коэффициента управляемости. Если один из параметров (например, штурвал по элеронам) берется с нулевого момента времени, то второй (угловая скорость крена) с заданным временным лагом т. На рис. 3 соответствующие интервалы времени обведены жирной линией.

Горизонтальный полет самолета Ту-204 т=86т, Хт=32%, Н=6000м, Упр=550км/ч

Рис. 3. Принцип нахождения коэффициента управляемости Исходя из вышесказанных рассуждений, предлагается характеристика управляемости ВС в виде коэффициента управляемости, который напоминает коэффициент корреляции:

^(5(1)-60)(у(1+т)-у0)Л К(т,80,у„)=-— т --(2)

где 5 - параметр, характеризующий действие органа управления (например, отклонение элеронов 8Э> массовый расход управляющего струйного двигателя ш и т.п.); 8о - балансировочное значение действия органа управления (для строго симметричного ЛА 5о = 0); у - оцениваемый эффект управления (например, угловая скорость крена ЛА юх); уо - балансировочное значение эффекта

управления (например, может быть принято уо = у=— /у(1+т)-Л); 1 - текущее время; т - времен-

Тт

ной лаг; Т - период времени для определения коэффициента управляемости.

К(т, 8о, уо) - рассматривается в виде функции от лага т и балансировочных значений 5о, уо для получения оценки "запаздывания" реакции ЛА на управляющее воздействие и других качеств управления.

Поскольку устройства регистрации полетной информации работают с дискретными параметрами, то при условии равной дискретности записей управляющего воздействия и эффекта от него Д1 коэффициент управляемости вычисляется следующим образом:

гЦ-1(5,-80>(ум-у0).

К(т,80,уе)=-= р- гдет = 1с-Л1 (3)

Так, например, для поперечного канала коэффициент управляемости самолета по связи элероны - угловая скорость крена может быть определен следующим образом:

^/(«.(о-в.оХвжа+тью^л

К,(т, 8,0,0,0) = - т -= --(4)

^/(8,(0-8,0 )2Л-^(<ох(т)-ах0)2-А

или

-1т1(5э1-8эо}(<вх|+к-а)хо) Кэ(т,5,0,<ох0)=-- П'''°' ^ (5)

Ш&Г*»о)

Для путевого канала по связи руль направления - угловая скорость рыскания коэффициент управляемости самолета может быть определен как К„(т, 6„о, <Вуо) по аналогичным формулам.

Для анализа индивидуальных характеристик ВС видится необходимым вычислять коэффициент управляемости не только между рулем и соответствующей угловой скоростью, но и между рулем и соответствующим углом ориентации ВС, который являются интегральной характеристикой угловых скоростей. В этом случае вычисляются коэффициенты управляемости К* (т, 8„0, у о) и Кз (т, 5,0, уо), где уо - балансировочное значение угла рыскания; у0 - балансировочное значепие угла крена.

Таким образом, коэффициент управляемости К(т, 6о, уо) - оценка:

- объективная;

- количественная;

- функциональная;

- универсальная;

- инвариантная.

Объективность предлагаемой оценки очевидна, так как она не зависит от человеческого фактора. А так как она является еще и статистической оценкой, то она позволяет разумным образом учитывать и выбросы отдельных точек.

Количественный характер К(т, 6о, уо) следует из определяющих формул и дает возможность сравнивать эффективность управления ЛА различными органами. Свойства |К(т, 8о, уо)| < 1 примерно такие же, как и коэффициента корреляции.

Функциональная зависимость К(т, 8о, уо) дает возможность анализировать особые качества управления, такие, как, например, "запаздывание", "вялость", "инерционность".

Универсальность предлагаемого коэффициента управляемости является следствием его формы, которая позволяет анализировать данное свойство ЛА, как по теоретическим, расчетным данным (результатам ВЭ на ММ полета), так и по записям реальной полетной информации.

Инвариантность К(т, 5о, уо) следует из анализа результатов летных испытаний, записей регулярных полетов и математического моделирования - К(т, 8о, уо) практически не зависит от конкретного вида управляющего импульса. На используемые в анализе К(т, 8о, уо) особенности влияют только существенные изменения массово-инерционных и аэродинамических свойств ЛА.

Дополнительные исследования процедуры вычисления коэффициента управляемости показали, что коэффициент управляемости нельзя понимать как коэффициент корреляции, следует опираться лишь на его физический смысл. Последнее подразумевает, что для любого ЛА существует такой минимальный промежуток времени Т (для самолета Ту-204 - 7 с), который обеспечивает устойчивое значение коэффициента управляемости при увеличении Т.

Числовые значения коэффициента управляемости К(т, 8о, уо) - весьма чувствительны к условиям эксплуатации, поэтому в главе 5 предполагается оценить влияние таких параметров полета, как высота, скорость, масса, разнотяговость двигателей и т.д.

Определение способности самолета «ходить за ручкой»

Первое, что позволяет найти данный подход - это способность самолета «ходить за ручкой», который Остославский И.В. назвал основным показателем оценки управляемости самолета. Время, на которое смещен максимум отклонения рулевой поверхности от максимума реакции ВС на это воздействие Д1 (рис. 4) - характеризует способность самолета «ходить за ручкой».

-т-

Рис. 4. Фазовое запаздывание реакции самолета на действия летчика

Достаточно точное определение данной характеристики даже в ЛИ не представляется возможным в виду сложности создания строгого гармонического отклонения рулевой поверхности.

Предложенный коэффициент управляемости позволяет находить указанную характеристику из обычных штатных полетов, используя данные МСРП, причем не требуется определенный вид управляющего воздействия. Для определения Д1 достаточно построить зависимость коэффициента управляемости от лага времени. Лаг времени при максимальном коэффициенте управляемости (рис. 5) характеризует временную задержку между максимумами отклонения управляющей поверхности и максимальной реакцией самолета на это воздействие, т.е. временную задержку реакции самолета на действия летчика Дг (рис. 4), Иными словами, возможность вычисления данной характеристики позволяет непосредственно, а не косвенно с помощью различных критериев, в частности статических, определять управляемость, как способность самолета «ходить за ручкой».

Рис. 5. Коэффициент управляемости руль - угловая скорость

В качестве примера рассмотрим вычисление коэффициента управляемости по МСРП для самолета Ту-204СЕ, бортовой номер № 64036, от 08.07.07. Для этого был выбран участок полета на высоте Н = 10100 м с приборной скоростью У„р=: 465 км/ч. На этом участке был выполнен маневр по выходу из крена, угол крена изменялся от -30° до -3° и управление происходило в основном элеронами. На рис. 6 показан график коэффициента управляемости элерон - угловая скорость крена для этого полета. График выполнен в виде ломанной линии в соответствии с дискретностью записи полетной информации. Видно, что запаздывание равняется 0,5 с (лаг времени для |К|тах со-

Рис. 6. Коэффициент управляемости элерон - угловая скорость крена Далее, для иллюстрации универсальности метода по типам ВС приведем результаты расчета коэффициента управляемости для самолета Ту-154М по данным МСРП.

Для этого был выбран участок полета самолета Ту-154М, борт № 85847, от 07.04.2003 на высоте H ~ 8350 м с приборной скоростью Vnp — 515 км/ч, 83= 0, 5пр= 0. На этом участке выполнялся

маневр по входу в крен, угол крена изменялся от 7,5° до 12,5°, и управление происходило в основном элеронами.

На рис. 7 показан график коэффициента управляемости элерон - угловая скорость крена. Для вычисления коэффициента управляемости брался участок полета равный 60 с.

S 0,00

Й -0.10

2 -0.20

¡3 -0,30

я а -0.40

а >> -0.50

н с 4),60

аt

Я -0,10

В

S -0,60

■в-

-е- -0,90

о и -1,00

0,5

Лаг времени, с

Рис. 7. Коэффициент управляемости элерон - угловая скорость крена

Определение балансировочного положения рулей

В связи с тем, что в коэффициент управляемости входят три независимые переменные, то с его помощью можно найти балансировочные положения рулей в случае, когда самолет обладает какой-либо несимметрией, т.е. является «кривым самолетом». Понятие «кривой самолет» - самолет с индивидуальными особенностями - достаточно давно вошло в научный обиход. Причем данное понятие весьма широко, так как его можно отнести к ВС с асимметрией тяги двигателей, со смещенными осями установки двигателей, с нарушенной нивелировкой, с добавочными моментами и силами и т.д.

Для нахождения балансировочного положения руля на любом участке полета реального самолета достаточно определить значение Во, соответствующие максимальному значению |К(т, 6о, уо)|. Это значение и будет показывать балансировочное положение руля.

Точно такие же рассуждения можно привести и для нахождения балансировочного значения реакции ЛА на воздействия пилота, которое может использоваться при анализе полетных ситуаций, отборе участков для анализа и т.п.

На основании разработанного пакета программ, вычисление представленных характеристик не представляет труда. При этом исключается субъективизм человеческого фактора.

Определение периода колебаний

Лаг времени между соседствующими экстремумами (максимум и минимум) коэффициента управляемости представляет собой полупериод колебаний.

В качестве примера приведем порядок нахождения периода боковых колебаний для самолета Ту-214 в горизонтальном полете: m = 92,5 т, V = 550 км/ч, Н = 6000 м, хт = 31,5 % при управлении рулем направления.

Для соответствующего режима полета, характеризующегося произвольным отклонением руля направления, строится график коэффициента управляемости руль направления - угловая скорость рыскания К„(т, 6„, tOyo) в зависимости от лага времени (рис. 8).

Таким образом, период колебаний в рассмотренном случае полета составляет Т = 4,5 с.

Точно такой же результат получается из ВЭ самолета Ту-214 с "правильным импульсом РН" для того же режима полета, полученный с помощью СММ ДП ЛА.

Определение границ колебательной и спиральной неустойчивости

У современного устойчивого самолета, как во флюгерном, так и поперечном направлении, сдвиг фаз в изменении угла крена и скольжения может достигать 50° - 80°. При сдвиге фаз в 90° самолет неустойчив.

Коэффициент управляемости РН - угловая скорость рыскания

£ 0,50

Т/2

0,30 0,25 0.50 Р75 1.00 . 1,25 1,50 1,75 2,00 2,25 2,50 2,75 3.00 3,25

■е-о.зо

Лаг времени, с

Рис. 8. Коэффициент управляемости РН - угловая скорость рыскания Пусть в результате воздействия какой-либо причины у устойчивого в поперечном и слабо устойчивого в путевом отношении ВС возникло скольжение, например, на левое крыло (рис. 9, положение I). Наличие скольжения обусловит появление боковой аэродинамической силы Z, приложенной в боковом фокусе. Поскольку боковой фокус не совпадает с центром масс (хр > 0, ур > 0), то появление боковой силы будет сопровождаться одновременным возникновением моментов крена и рыскания: М* = Му = 2хр. В связи с тем, что рассматриваемое ВС слабо устойчиво в путевом отношении, движение будет определять момент крена, и скольжение будет устраняться в основном за счет крена. Когда угол скольжения р станет равным нулю, крен достигнет значительной величины (положение П на рис. 9). Наличие в положении П угла крена приведет к появлению скольжения на правое - опущенное полукрыло. В результате этого скольжения (положение Ш, рис. 9) появится момент крена, который начнет уменьшать угол крена и скольжения. Затем весь процесс начнет повторяться в обратном направлении. Колебания угловых скоростей крена и рыскания, соответствующие данному случаю, пйказаны на рис. 10. Видно, что в этом случае сдвиг фаз между угловыми скоростями равен 90° или Т/4, а устранение скольжения происходит только за счет изменения угла крена / в а

, I 1

Гг

Рис. 9.

время, С

Рис. 10.

Точно такие же рассуждения можно привести и для спиральной неустойчивости, только в этом случае предполагается первоначальное возмущение угла крена.

В случае преобладании движения крена угловая скорость крена опережает угловую скорость рыскания, график зависимости К(т, сохо, шуо) от лага времени т (упомянутого опережения) располагается в положительной области (рис. 11), и в этой же области наблюдается максимум функции, а график зависимости К(т, Шуо, Юхо) от лага времени т располагается в отрицательной области.

Коэффициент управляемости (Угловая скорость крена - угловая скорость рыскания)

р 0,85

? 0,80

к 0,75

^ о./о

о, в 0,65

0,60

ц

я 0,55

X а- 0,50

к 0,45

■9- 0.40

о

а 0.35

0,125 0,25

0,5

0,625 0,75 0,875 Лаг времени, с

1,125 1,25

Рис. И.

Если в этом случае (преобладания движения крена) лаг времени для максимального коэффициента управляемости меньше Т/4, это означает, что самолет не обладает колебательной неустойчивостью.

В случае преобладании движения рыскания угловая скорость рыскания опережает угловую скорость крена и наблюдается обратная картина. График зависимости К(т, шхо, соуо) от лага времени т располагается в отрицательной области, а график зависимости К(т, соуо, о>хо) от лага времени т располагается в положительной области, и в ней же наблюдается максимум функции. Если в этом случае лаг времени для максимального коэффициента управляемости меньше Т/4, то самолет не обладает спиральной неустойчивостью.

Исходя из этого, степень устойчивости целесообразно оценивать по величине следующих отношений:

Лаг времени(Кгом(т>«хо,соуо))

Т/4

У

' спир

Лаг времени(Ктах(т,а>уо>шхо))

Т/4

(6)

(7)

Для устойчивого самолета данные коэффициенты должны быть строго меньше 1, т.е.

Укол 1 , Успир " 1.

На рис. 11 показаны результаты вычисления коэффициента управляемости "угловая скорость крена - угловая скорость рыскания" для самолета Ту-214 в горизонтальном полете: т = 92,5 т, V = 450 км/ч, Н = 6000 м, хт = 31,5 % (управление рулем направления). Видно, что угловая скорость крена опережает угловую скорость рыскания, причем опережение, соответствующее максимуму коэффициента управляемости, равняется 0,75 с. Согласпо результатам вычислительного эксперимента на СММ ДП ЛА с "импульсом РН" для того же режима полета период собственных колебаний равен 4,5 с. Это означает, что самолет не достигает границы колебательной неустойчивости, расположенной в Т/4 =1,125 с, предложенный критерии колебательной устойчивости У™ = 0,75/1,125 = 2/3 < 1, следовательно, самолет колебательно устойчив.

Определение устойчивости по критическим скоростям крена

В данном разделе предложен метод определения степени приближения конкретного экземпляра воздушного судна (ВС) к первой или второй критической скорости крена по записям регулярных полетов с помощью коэффициента управляемости.

Индивидуальные характеристики самолета могут приводить к появлению критических скоростей крена у конкретного экземпляра ВС даже на разрешенных режимах полета. Поэтому для непопадания на данные режимы в автоматику можно ввести ограничители, которые будут оценивать степень приближения к данным границам. Такая постановка задачи весьма актуальна для проверки соответствия характеристик экземпляра характеристикам типа при продлении ресурса и срока службы конкретного экземпляра ВС.

К числу явлений, которые стали возможными на современных самолетах, относится ухудшение динамической устойчивости и управляемости самолета в движении крена при возникновении взаимосвязанных, близких по частоте форм продольных и боковых колебаний. В летной практике это явление получило название аэроинерционного взаимодействия продольного и бокового движений самолета

Индексы «I» и «II» для критических скоростей крена шХ1 и шхи приняты произвольно. Обычно первой критической скоростью называют меньшую по абсолютной величине угловую скорость крена, а второй - большую независимо от того, какими видами собственных колебаний самолета (продольными или путевыми) определяется каждая из них.

Совпадение двух движений у конкретного экземпляра ВС легко определить с помощью коэффициента управляемости. Так, для оценки степени приближения угловой скорости крена к первой критической скорости коэффициент управляемости, вычисленный между угловой скоростью крена и угловой скоростью тангажа, в дискретном виде можно представить:

К(т,сох0,сог„)=-- (8)

V ы

А коэффициент управляемости, вычисленный между угловой скоростью крена и угловой скоростью рыскания, для оценки степени приближения утловой скорости крена ко второй критической скорости:

гЦ-2-(®м+к -®х0 М^у! -<°У0 )

К(т,шхо>с0у0)=-- (9)

Так как близость к критическим скоростям определяется близостью к кулю сдвига соответствующих фаз, то отсюда следует естественный критерий: чем ближе к нулю лаг г, соответствующий максимуму (здесь и далее - по модулю) коэффициента управляемости К(т, сохо, ©го)> тем ближе самолет находится к первой критической скорости крена; чем ближе к нулю лаг т, соответствующий максимуму коэффициента управляемости К(т, сохо, иуо), тем ближе самолет находится ко второй критической скорости крена.

Исходя из этого, степень устойчивости по первой угловой скорости крена целесообразно оценивать по величине лага времени для максимального коэффициента управляемости:

Уы = Лаг времени(Кшах(т, соХо, <вго)) (10)

или для второй критической скорости крена:

Ушп = Лаг времени(Ктю(т, сохо, <ауо)). (11)

Для недостижения первой и второй угловых скоростей крена должны выполняться следующие условия: УЮ1 ф 0, Ушц * 0.

В качестве примера приведем результаты (рис. 12) вычисления коэффициента управляемости "угловая скорость крена - угловая скорость рыскания" для самолета Ту-214 в горизонтальном полете: т = 92,5 т, V = 450 км/ч, Н = 6000 м, хт=31,5 % (управление элеронами).

Коэффициент управляемости (угловая скорость крена - угловая скорость тангажа)

Лаг времени, с

Рис. 12.

Из рис. 12 видно, что угловая скорость крена опережает угловую скорость тангажа, причем опережение, соответствующее максимуму коэффициента управляемости, равняется 0,625 с, следовательно, УШ1 = 0,625 с # 0.

Коэффициент управляемости (Угловая скорость крена - угловая скорость рыскания)

: о.90' ! 0,85"

! 0,80

4 0,65

► 0,50

и о.4о;

7-

0,125 0,25 0,375

0.5

0,625 0,75 0,875 Лаг времени, с

1,375

Рис. 13.

На рис. 13 проведен график коэффициента управляемости угловая скорость крена - угловая скорость рыскания, из которого следует, что угловая скорость крена опережает угловую скорость рыскания, причем опережение, соответствующее максимуму коэффициента управляемости, равняется 0,75 с, следовательно, Ут1 = 0,75 с * 0.

Таким образом, самолет Ту-214 устойчив по обеим критическим угловым скоростям крена.

Оценка перекрестных связей

Предложенный коэффициент управляемости позволяет оценивать реакцию ВС на действия пилота с учетом перекрестных аэродинамических связей. Для различных целей исследования перекрестных аэродинамических связей эксплуатируемого экземпляра ВС можно предложить следующие виды коэффициента управляемости: между рулем направления и угловой скоростью крена Кн (т, 5„о, а>хо); между штурвалом по элеронам и угловой скоростью рыскания Кэ (т, 6эо, соуо); между рулем направления и углом крена К„ (т, 5„о, То); между штурвалом по элеронам и углом рыскания Кэ (т, 5эо, уо)

В качестве примера приведем ВЭ для самолета Ту-204 на режиме хт = 32 %, Н = 6000 м, Упр = 450 км/ч, т = 80 т, на котором производилась перекладка руля направления.

Результаты вычисления коэффициента управляемости между параметрами руль направления и угловая скорость крена представлены на рис. 14 в виде зависимости от лага времени. Макси-

мальное значение коэффициента управляемости равно 0,71635, которое получается при лаге времени в 1,25 с.

_Коэффициент управляемости (РИ угловая скорость крена)__

; 0.751

' 0,65

с 0,55 Ё 0,50 £ 0,45 =.0,40 ■§■0,35 & 0,34'

Лаг времени, с

0,5

1,25

1,5

Рис. 14.

Оценка реакции самолета по крену

А© Д8

(¡а, , ¿со,. Для определения —- (или-

аз„ ах.

) в ЛИ выполняются дачи рулем направления и по устано-

вившимся значениям шх и 5Н строят балансировочную кривую шх =Г(8Н) или подсчитывают про-

изводную

Д<вх

, где Дсох и Д5Н - приращения ®х и 8„относительно их значений в исход-

ном режиме полета.

Во-первых, для определения данного параметра требуется специальный маневр в виде аккуратной «дачи» руля, во-вторых, при определении приращения Дшх требуется его графическое осреднение.

Предлагается более целесообразное и объективное определение данного показателя, основанное на вычислении а - средних квадратических отклонений (СКО) соответствующих параметров, т.е:

ёи,, _Дшх _ с«х ^

Д5„ а8в '

В качестве исходных данных для сравнения были взяты зависимости , - = Г(V ), по-

с!Хя об,,

лученные разработчиком из ЛИ с «дачами» рулем направления самолета Ту-204, для различных высот, скоростей полета и положения закрылков. Отклонение результатов ВЭ на СММ ДП ЛА с произвольным отклонением руля направления для тех же режимов полета составляет от 0 до 6 %.

Пятая глава посвящена разработке альбома характеристик влияния эксплуатационных факторов на коэффициент управляемости. В связи с тем, что в данной работе рассматривается боковая управляемость, то данная глава разделена на две части. В первой части производится разработка альбома для штурвала по элеронам, а во второй части для руля направления. Произведена оценка влияния скорости, высоты, моментов инерции, положения центра тяжести (по всем трем осям), конфигурации самолета, разнотяговости и добавков к коэффициентам момента и сил на коэффициент управляемости.

В заключении изложены наиболее общие результаты работы, полученные на основании математического моделирования и статистического апализа.

1) Для объективной численной оценки управляемости экземпляра ВС в ЛЭ необходимо разработать новый метод, основанный на компьютерной обработке записей регулярных полетов. Применение общепринятых характеристик управляемости, а также методов их определения, в практике ЛЭ невозможно и неэффективно ввиду сложности и неточности их определения, а также отсутствия нормативов.

2) При разработке новых методов оценки индивидуальных характеристик конкретного экземпляра ВС необходимо ориентироваться на использование аппарата математической статистики для обработки информации о поведении ВС по записям его полетов, а также на математическое моделирование для обоснования и анализа характеристик управляемости и их изменения для типа ВС.

3) Анализ нормативной эксплуатационной документации и научных исследований позволил выявить наиболее значимые факторы, нарушающие поперечную балансировку самолета и ухудшающие боковую управляемость:

- несимметрия заправки топливом; несимметрия загрузки;

сдвиг ветра;

- разнотяговость двигателей.

Выявлены наиболее опасные уровпи отмеченных факторов.

4) Предложена полная классификация видов СВ, различающихся направлением вектора ветра и его градиента.

5) С помощью аналитических методов исследования и математического моделирования разработан ряд рекомендаций и предложений по летной эксплуатации самолетов Ту-154М и Ил-96-300 при нарушениях поперечной балансировки и управляемости, направленных на совершенствование способов пилотирования, организации производства и нормативной документации.

6) Разработан, обосновал и предложен новый комплексный эксплуатационный показатель управляемости ВС, названный коэффициентом управляемости, который пригоден для оценки состояния конкретного экземпляра ВС по записям регулярных штатных полетов. Коэффициент управляемости дает оценку, обладающую свойствами: объективности, количественности, функциональности, универсальности и инвариантности.

7) Разработаны методы численной оценки управляемости экземпляра ВС в процессе эксплуатации:

Дсо

- реакции самолета по крену —;

А5

- "хождения за ручкой";

- балансировочного положения рулей;

- периодов собственных колебаний;

- границ колебательной и спиральной неустойчивости;

- границ устойчивости по критическим скоростям крепа;

- аэродинамических перекрестных связей.

8) Показана устойчивость коэффициента управляемости, как эксплуатационного показателя управляемости ВС, по объему выборки, по условиям полета и качеству полетной информации. Показано, что для расчета коэффициента управляемости необходим участок полета не менее 7 с.

В приложении приведено определение колебательных характеристик самолета Ил-96-300, программа расчета продольного и бокового возмущенного движения самолета по линеаризованным уравнениям, результаты ВЭ по исследованию факторов, нарушающих поперечную балансировку и управляемость Ил-96-300, Ту-154М.

По содержанию диссертация опубликованы следующие работы 1. В издания!, входящих в перечень изданий, рекомендованпых ВАК для опубликования

основных научных результатов диссертаций:

1.1. Лесовский A.C. Исследование влияния асимметрии тяги на боковую балансировку самолета

// Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Аэромеханика и прочность. 2006. № 97, С. 146 -150.

1.2. Лесовский A.C. Применение корреляционного анализа для оценки управляемости самолета //

Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Аэромеханика и прочность. 2008. № 125. С. 173 - 178.

1.3. Лесовский A.C. Оценка управляемости самолета в поперечном канале методами корреляционного анализа // Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. 2008. № 127. С. 120 -124.

1.4. Лесовский A.C. Применение коэффициента управляемости для оценки перекрестных связей // Научный вестник МГТУ ГА. 2009. № 138. с. 225 - 230.

1.5. Лесовский A.C. Применение коэффициента управляемости для определения границ колебательной и спиральной неустойчивости // Научный вестник МГТУ ГА. 2009. № 141. С. 143 -149.

2. в прочих изданиях:

2.1. Лесовский A.C. Основные эксплуатационные факторы, нарушающие поперечную балансировку самолета // Тезисы докладов Международной научно-технической конференции, посвященной 35-летию со дня основания университета 18 - 19 мая 2006 г. МГТУ ГА. 2006. С. 69.

2.2. Лесовский A.C. Исследование влияния разнотяговости двигателей на нарушение поперечной балансировки самолета // Тезисы докладов Международной научно-технической конференции, посвященной 35-летию со дня основания университета 18-19 мая 2006 г. МГТУ ГА. 2006. С. 70.

2.3. Лесовский A.C. Классификация сдвига ветра и модель учета дополнительных моментов от сдвига ветра // Тезисы докладов Международной научно-технической конференции, посвященной 35-летию со дня основания университета 18-19 мая 2006 г. МГТУ ГА. 2006. С. 70 -71.

2.4. Лесовский A.C. Исследование влияния угла тангажа на малое и большое боковое движение самолета // Шестая международная научно-техническая конференция "Чкаловские чтения", посвященная 70-летию перелета экипажа В.П. Чкалова и 60-летто ЕАТК им. В.П. Чкалова. Сборник материалов. 7-9 июня 2007 г. 2007. С. 167.

2.5. Лесовский A.C. Анализ продольного движения самолета Ил-96-300 // Современные научно-технические проблемы транспорта. Сборник научных трудов IV Международной научно-технической конференции. 11-13 октября 2007 г. Ульяновск, УВАУГА. 2007. С. 100-101.

2.6. Лесовский А. С. Определение собственных колебаний ВС Ил-96-300 (Грант) Договор № 504 - 07 на выполнение фундаментальных и поисковых научно-иследовательских работ по грантам Ученого совета МГТУ ГА. По итогам проведения ХП конкурса грантов Ученого совета МГТУ ГА (протокол № 2 от 26 марта 2007 г.) и приказа ректора № 181 от 13 апреля 2007. С.110.

2.7. Кубланов М.С., Лесовский A.C. Методика определения управляемости самолета И Научный вестник УВАУГА. 2008. № 1. С. 82-87.

2.8. Лесовский A.C. Эксплуатационная оценка управляемости ЛА // Проблемы подготовки специалистов для гражданской авиации. Материалы международной научно-практической конференции. 20-21 ноября 2008 г. Ульяновск, УВАУГА. 2008. С. 63 - 64.

2.9. Кубланов М.С., Лесовский A.C. Адекватная оценка управляемости самолета // Тезисы докладов. Материалы XIX школы-семинара «Аэродинамика летательных аппаратов». 90-летаю Центрального аэрогидродинамического института им профессора Н.Е. Жуковского посвящается. ЦАГИ. 2008. С. 75 - 76.

2.10. Лесовский A.C. Оценка управляемости самолета с использованием корреляционного анализа // Тезисы докладов. 66-я начно-методическая и научно-исследовательская конференция

МАДИ (ГТУ). Секция надежности и проблем качества в автотранспортном комплексе. Подсекция Строительная механика и вопросы надежности на транспорте. 29 января - 7 февраля 2008. С. 29-30.

2.11. Кубланов М.С., Лесовский A.C. Оценка управляемости летательных аппаратов по результатам штатных полетов // Тезисы докладов. Международной научно-технической конференции, посвященная 85-летшо гражданской авиации России. 22 - 23 апреля 2008 г. Гражданская Авиация па современном этапе развития науки, техники и общества. МГТУ ГА. 2008. С. 96 -97.

2.12. Лесовский A.C. Анализ факторов, влияющих на измените перегрузки при полете самолета в турбулентной атмосфере // Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Студенческая наука. 2006. №

110. С. 20-26.

Соискатель

Лесовский A.C.

Подписано в печать 23.09.09 г. Печать офсетная Формат 60x84/16 . 1,16 уч.-изд. л. 1,25 усл.печ.л._Заказ № 872/ Зб¥_Тираж 85 экз.

Московский государственный технический университет ГА 125993 Москва, Кронштадтский бульвар, д. 20 Редакционно-издательский отдел 125493 Москва, ул. Пулковская, д.6а

© Московский государственный технический университет ГА, 2009

Список сокращений

Введение

Глава 1. Анализ существующих методов оценки устойчивости, 24 балансировки и управляемости самолета

1.1. Основные понятия и определения

1.1.1. Продольное равновесие и продольная балансировка

1.1.2. Продольная устойчивость

1.1.3. Продольная управляемость

1.1.4. Боковое равновесие

1.1.5. Боковая устойчивость

1.1.6. Боковая управляемость

1.2. Характеристики статической устойчивости и 34 управляемости и методы их определения

1.2.1. Характеристики продольной статической устойчивости и 34 управляемости и методы их определения

1.2.2. Определение характеристик статической продольной 41 устойчивости и управляемости в летных испытаниях

1.2.2.1. Определение балансировочных кривых по перегрузке

1.2.2.1.1. Метод установившихся дач руля высоты

1.2.2.1.2. Метод нулевых угловых ускорений

1.2.2.2. Определение балансировочных кривых по скорости

1.2.2.2.1. Метод "зубцов"

1.2.2.2.2. "Метод разгона"

1.2.3. Характеристики статической боковой устойчивости и 49 управляемости

1.2.4. Определение статических характеристик (критериев) 53 боковой устойчивости и управляемости в летных испытаниях 1.2.4.1. Определение балансировочных кривых в прямолинейном установившемся полете с креном

1.2.4.2. Определение балансировочных кривых посредством 55 установившихся прямолинейных скольжений с различными углами крена

1.2.4.3. Определение балансировочных кривых в поперечном 56 управлении по угловой скорости крена

1.2.4.4. Определение балансировочных кривых по угловой 59 скорости крена при отклонении РН

1.3. Параметры динамической устойчивости и управляемости и 61 методы их определения

1.3.1. Параметры продольной динамической устойчивости и 62 управляемости

1.3.2. Параметры боковой динамической устойчивости и 65 управляемости

1.3.3. Аналитический метод оценки параметров боковой 67 динамической устойчивости и управляемости

1.3.4. Способность самолета «ходить за ручкой»

1.3.5. Связь способности самолета «ходить за ручкой» с 73 устойчивостью

1.3.6. Чувствительность управления

1.3.7. Методы определения характеристик динамической 79 устойчивости и управляемости в летных испытаниях

1.3.8. Оценка взаимосвязи продольного и бокового движений

1.3.9. Заключительные замечания 87 1.4. Выводы по главе

Глава 2. Выбор методов исследования поперечной 92 управляемости самолета

2.1. Классификация методов исследования динамических свойств 92 воздушных судов

2.2. Система математического моделирования динамики полета 95 летательных аппаратов — инструмент исследования последствий нарушения балансировки и ухудшения управляемости воздушных судов

2.2.1. Структура математических моделей в Системе 102 математического моделирования динамики полета летательных аппаратов

2.2.2. Оценка адекватности математических моделей полета 107 самолетов в Системе математического моделирования динамики полета летательных аппаратов

2.2.2.1. Методика обобщенной проверки адекватности 109 математических моделей экспериментальным данным

2.2.2.2. Методика эвристической проверки адекватности 112 математических моделей экспериментальным данным

2.2.3. Результаты оценки адекватности математических моделей

2.2.3.1. Статистическая оценка адекватности математической 117 модели посадки самолета Ту-154Б2 результатам летных испытаний

2.2.3.2. Эвристическая оценка адекватности математической 120 модели посадки самолета Ту-154Б2 результатам летных испытаний

2.2.3.3. Статистическая оценка адекватности математической 130 модели посадки самолета Ту-204 результатам летных испытаний

2.2.3.4. Эвристическая оценка адекватности математической 134 модели посадки самолета Ил-96-300 результатам летных испытаний

2.3. Статистические методы исследования

2.4. Выводы по главе

Глава 3. Исследование факторов, нарушающих устойчивость, 150 балансировку и управляемость ВС

3.1. Вводные замечания

3.2. Анализ нормативной документации и факторов, влияющих на поперечную и нормальную балансировку, устойчивость и управляемость самолета

3.3. Оценка смещения центра масс в поперечном и 156 вертикальном направлениях и его влияние на условия пилотирования

3.3.1. Оценка смещения центра масс самолета Ил-96

3.3.2. Оценка смещения центра масс самолета Ту-154М

3.3.3. Аналитическая оценка мероприятий по балансировке 159 несимметричного самолета

3.3.4. Вычислительные эксперименты по выявлению влияния 162 смещения центра масс

3.3.4.1. Вычислительный эксперимент для самолета Ил-96

3.3.4.2. Вычислительный экспермиент для самолета Ту-154М

3.3.5. Рекомендации и предложения по летной эксплуатации 166 в случае смещения центра масс

3.4. Влияние сдвига ветра

3.4.1. Анализ влияния сдвига ветра на безопасность полетов 168 воздушных судов

3.4.2. Метеорологические условия возникновения сдвига ветра

3.4.3. Классификация сдвига ветра

3.4.4. Разработка аналитической модели, учитывающей 183 приращение моментов от сдвига ветра

3.4.5. Вычислительный эксперимент для самолета Ил-96-300 186 в условиях поперечно-вертикального сдвига ветра

3.4.6. Рекомендации и предложения по летной эксплуатации при попадании в поперечно-вертикальный сдвиг ветра

3.5. Разнотяговость двигателей

3.5.1. Статистическая оценка разнотяговости

3.5.2. Аналитическая оценка прироста лобового сопротивления

3.5.3. Анализ особенности пилотирования самолета с 194 несимметричной тягой двигателей

3.5.4. Меры улучшения балансировки самолета с 201 несимметричной тягой двигателей

3.5.5. Вычислительные эксперименты по полету с 202 разнотяговостыо двигателей

3.5.5.1. Вычислительный эксперимент по полету самолета Ил- 202 96-300 с разнотяговостью двигателей

3.5.5.2. Вычислительный эксперимент по полету самолета Ту- 203 154М с разнотяговостыо двигателей

3.5.6. Рекомендации и предложения по летной эксплуатации 203 самолетов в случае разнотяговости двигателей

3.6. Выводы по главе

Глава 4. Разработка методов оценки управляемости воздушного 207 судна в процессе эксплуатации

4.1. Практика диагностики аэродинамического состояния 208 воздушного судна в летной эксплуатации

4.2. Разработка нового комплексного эксплуатационного 213 показателя управляемости — «коэффициент управляемости»

4.3. Разработка методов численной оценки управляемости ВС в 222 процессе эксплуатации

4.3.1. Оценка реакции самолета по крену

4.3.2. Определение способности «хождения за ручкой» 225 в процессе эксплуатации

4.3.3. Определение балансировочного положения рулей

4.3.4. Нахождение периодов собственных колебаний

4.3.5. Определение границ колебательной и спиральной 246 неустойчивости

4.3.6. Определение устойчивости по критическим скоростям 253 крена

4.3.7. Оценка перекрестных связей 261 4.4. Выводы по главе

Глава 5. Разработка альбома характеристик влияния 266 эксплуатационных факторов на коэффициент управляемости ВС в боковом канале

5.1. Поперечное управление

5.1.1. Влияние скорости

5.1.2. Влияние высоты полета

5.1.3. Влияние конфигурации самолета

5.1.4. Влияние массы самолета (момента инерции 1х)

5.1.5. Влияние продольной центровки самолета

5.1.6. Влияние вертикальной центровки

5.1.7. Влияние поперечной центровки

5.1.8. Влияние разнотяговости двигателей

5.1.9. Влияние «кривизны» самолета

5.1.9.1 Влияние добавка к коэффициенту момента крена

5.1.9.2 Влияние добавка к коэффициенту момента рыскания

5.1.9.3 Влияние добавка к коэффициенту момента тангажа

5.1.9.4 Влияние добавка к коэффициенту сх

5.1.9.5 Влияние добавка к коэффициенту су

5.1.9.6 Влияние добавка к коэффициенту с

5.2. Путевое управление

5.2.1. Влияние скорости

5.2.2. Влияние массы самолета (момента инерции 1у)

5.2.3. Влияние конфигурации самолета

5.2.4. Влияние смещения центра тяжести самолета вдоль оси ОУ

5.2.5. Влияние продольной центровки

5.2.6. Влияние «кривого самолета»

5.2.6.1. Влияние добавка к коэффициенту момента рыскания

5.2.6.2. Влияние добавка к коэффициенту су

5.2.6.3. Влияние добавка к коэффициенту сх

Актуальность темы. Актуальность исследования собственных эксплуатационных свойств воздушных судов (ВС) гражданской авиации (ГА) определяется нынешним этапом развития ГА. Это - значительный рост авиаперевозок в разнообразных внешних условиях при существенном повышении их коммерческой отдачи, с одной стороны, и необходимость резкого повышения уровня безопасности полетов (БП), с другой. Особенно остро этот аспект стоит в плане повышения конкурентоспособности отечественной авиационной техники, что также указывается в постановлении президента РФ В.В. Путина от 3 февраля 2001 года Пр-241 "Основы политики Российской Федерации в области авиационной деятельности на пери- г од до 2010 года". В п. 11 "Приоритетные направления авиационной деятельности", обращается внимание на:

- повышение эффективности воздушного транспорта, в том числе путем совершенствования государственного регулирования в сфере сертификации и лицензирования авиационной деятельности;

- усиление позиции Российской Федерации в международной авиатранспортной системе посредством повышения конкурентоспособности отечественных авиационных предприятий;

- содействие качественному обновлению парка воздушных судов гражданской авиации;

- стимулирование спроса на внутренние и международные перевозки с использованием отечественных авиационной техники и авиакомпаний.

Одним из направлений, обеспечивающих выполнение постановления президента, является совершенствование системы сохранения летной годности ВС, поскольку согласно Чикагской конвенции международной организации гражданской авиации ИКАО [22] государство регистрации является ответственным за сохранение (поддержание) летной годности воздушных судов, занесенных в его реестр. При этом под сохранением летной годности в соответствии с директивными документами ИКАО [62] понимаются все мероприятия, которые гарантируют, что в любой момент своего срока службы ВС соответствуют действующим требованиям к летной годности и их состояние обеспечивает безопасную эксплуатацию.

Для этого совершенствуется авиационная техника, усложняются автоматические устройства, но при этом одновременно усложняется и эксплуатация ВС, расширяется поле возможных ошибок пилотирования. Оценка собственных эксплуатационных свойств ВС и качества пилотирования в летной эксплуатации (ЛЭ) пока ведется по формальным признакам умозрительным, экспертным путем, который не всегда приводит к объективным выводам, а их анализ редко дает качественные рекомендации по ЛЭ.

С другой стороны, известно, что автоматические системы управления транспортных самолетов последнего поколения далеко не всегда справляются с обеспечением заданных режимов полета и допускают колебания.

Самым узким местом в системе поддержания летной годности является проверка соответствия управляемости самолета заявленным производителем характеристикам, так как управляемость в настоящее время оценивается пилотом субъективно.

За период 1983 — 2002 гг. доля авиационных происшествий, связанных с потерей управляемости самолетов, составила около 23 % от общего их числа, а доля катастроф по этой же причине - 19 %. Однако за период 1993 - 2002 гг. аварийность, связанная с потерей управляемости самолетов 1—3 классов, увеличилась в 4 - 5 раз (рис. 1). Это говорит о необходимости принятия именно сегодня усилий по предотвращению случаев потери управляемости ВС в будущем [25]. динамика показателей аварииности в результате потери управляемости самолетов 1-3 классов

ПЕРИОД 1983-2002 ГОДЫ

ОД 0,03 О,OS 0,04

1РЗЗ-87 1983-92 199S-97 1W8-02 1933 02

Катастрофы на ЮОтыс. часов налета и»-ia потерн управляемости самолетов

3 87 №8 92 1993 97 1598-01 19ЭЗ 02

Авиационные происшествия на ЮОтыс. часов налета из-за потери управляемости самолетов

Рис. 1.

Устойчивость и управляемость влияет не только на БП, но и на экономичность полетов, что в последнее время является второй проблемой после БП.

Западные страны относят ВС, срок службы которых превысил 14 лет, к "стареющему" парку. По каждому из этих типов ВС начинают действовать созданные разработчиком и одобренные авиационными властями западных стран программы эксплуатации "стареющих" ВС (aging aircraft program). Целесообразность дальнейшей эксплуатации ВС определяется его индивидуальными характеристиками с учетом экономической составляющей. Большинство аттестованных ВС, составляющих основу парка гражданской авиации России, имеют средний календарный срок службы более 15 лет, поэтому аналогичный подход к "стареющим" ВС действует и в России [14]. В связи с этим необходимо более детально знать индивидуальные характеристики самолета для достоверного определения его технического состояния. Организация и проведение специальных летных испытаний для каждого такого ВС слишком дороги и долги, поэтому требуется разработка таких методик, которые позволяли бы по записям регулярных полетов делать оценку летных качеств ВС, в частности, управляемости. Желательно также, чтобы такие методики были применимы для решения вопросов проверки соответствия нормам летной годности, как новой, так и находящейся в эксплуатации авиационной техники, а также продления ресурса самолета.

Как правило, источником выработки рекомендации по действиям в опасных ситуациях являются летные испытания (ЛИ). Однако трудности регистрации внешних условий, опасность и дороговизна проведения таких ЛИ приводят к необходимости все более широкого применения математических моделей (ММ) динамики полета.

Современные требования к таким ММ весьма высоки, прежде всего, в части адекватности результатам ЛИ. Идентификация ММ для этого должна включать в себя все известные физические особенности летных свойств ВС, в том числе и корреляционные свойства их основных характеристик. Такой подход поможет создавать ММ более высокой степени адекватности и объективно решать с их помощью задачи оценки летной деятельности экипажей и разработки обоснованных рекомендаций по ЛЭ.

Поэтому определение в полете количественных характеристик устойчивости и управляемости позволяет произвести широкую сравнительную оценку каждого самолета с характеристиками типа, выяснить природу тех или иных особенностей его поведения, наметить наиболее рациональные мероприятия по совершенствованию самолета, полнее использовать его технические и летно-тактические возможности [85].

Состояние проблемы. Все основные показатели, характеризующие устойчивость, балансировку и управляемость ВС были заложены до 60-х годов 20 века в классических трудах Н.Е. Жуковского, В.П. Ветчинкина, B.C. Пышнова, И.В. Остославского и И.В. Стражевой. В те годы основным математическим аппаратом, на основе которого производился анализ динамики самолета, являлся аппарат теории линейных дифференциальных уравнений, метод преобразований Лапласа. Однако эти аналитические методы основаны на существенных упрощениях и применимы лишь для качественного анализа происходящих процессов.

Для исследования динамики летательного аппарата (ЛА) в общей постановке, т.е. когда учитываются большие возмущения и рассматриваются нелинейные уравнения движения, эти методы были неприемлемыми в связи с отсутствием необходимой вычислительной техники

В дальнейшем для расширения рассматриваемых методов [11] были привлечены методы качественной теории дифференциальных уравнений. Необходимо, однако, отметить, что методы качественной теории дифференциальных уравнений используются главным образом для анализа уравнений второго порядка. В работе [11] делается попытка использовать некоторые из имеющихся в этом направлении результатов, главным образом, с целью проведения классификации возможных видов пространственных движений самолета. К таким результатам, в первую очередь, можно отнести общие представления о стуктуре решений нелинейных дифференциальных уравнений, понятия особых точек, сепаратрисных поверхностей и т.д. В данном методе предполагают, что за рассматриваемое время скорость и высота полета самолета практически не изменяются и влиянием действия гравитационных сил на движение самолета относительно центра масс можно пренебречь. Если дополнительно предположить, что на рассматриваемом интервале времени рули находятся в некотором неизменном положении, то правые части уравнений движения самолета будут зависеть только от параметров движения и не будут в явном виде зависеть от времени. Такие системы уравнений относятся к так называемым автономным или динамическим системам, анализ свойств решений которых возможен с использованием методов качественной теории дифференциальных уравнений. Методы качественной теории дифференциальных уравнений позволяют представить возможные виды движения, описываемые нелинейными уравнениями, в частности, выявить все возможные установившиеся движения и зависимость движения от начальных условий по фазовым координатам. Знание свойств возможных видов движений для различных сочетаний отклонений органов управления (на постоянную величину) позволяет представить характер движения самолета при простейших законах управления - путем ступенчатого отклонения органов управления. Анализ данного метода показывает, что он обладает малой информативностью.

В последующем ставились вопросы определения все тех же параметров, разработанных в 60-е годы, только не аналитическими методами, а для реального самолета. В связи с этим появился целый ряд работ под общим названием "Летные испытания самолетов" большого количества авторов (Котик М.Г., Павлов A.B., Пашковский И.М., Щигаев Н.Г., Снешко Ю.И. и ДР-)

На следующем этапе стало очевидно, что в процессе эксплуатации ВС изменяют свои характеристики в большей или меньшей степени. Для сохранения летной годности каждого конкретного ВС необходим некоторый мониторинг его летных качеств. Вопросами поддержания летной годности занимались многие коллективы. Среди первых исследователей в данной области следует отметить д.т.н. Ударцева Е.П (КИИ ГА). В дальнейшем продолжили исследования данной проблемы в ГосНИИ ГА (к.т.н. Егоров Г.С., д.т.н. Скрипниченко С.Ю.) и в Центре продления летной годности ВС (профессор, д.т.н. Шапкин B.C., к.т.н. Громов М.С., д.т.н. Масленникова Г.Е.). Ведутся такие работы и в ближнем зарубежье (д.т.н. Ищенко С.А. - Национальный авиационный университет Украины).

Сегодня в отрасли создана система контроля и учета в процессе эксплуатации изменений летных характеристик для оценки соответствие уровня летных характеристик каждого экземпляра ВС сертифицированному или аттестованному типу [60]. Однако в ней не предусмотрено место для оценки таких важных эксплуатационных свойств ВС, как устойчивость, балансировка и управляемость.

Методы исследования. Основными методами исследований указанной проблемы в настоящее время являются летный эксперимент, исследования в аэродинамических трубах и математические средства, включающие аналитические методы и моделирование на ЭВМ. Однако по выявленным выше причинам в данной работе наиболее важное место среди всех перечисленных методов отдается математическому моделированию и статистическому анализу. Первый применяется для анализа характеристик типа ВС и оценки влияния эксплуатационных условий на них. Второй позволяет по записям параметров полета получать количественные показатели динамики полета экземпляра ВС. Кроме этого в данной работе применены методы идентификации и оценки адекватности математических моделей.

Цель работы: разработка научно обоснованных методов определения характеристик управляемости экземпляра ВС, обеспечивающих решение важной народно-хозяйственной задачи повышения экономичности, безопасности и конкурентоспособности отечественных ВС путем обоснованного продления летной годности.

Объектом исследования являются характеристики управляемости конкретного ВС и возможности их определения (на примере самолетов Ил-96-300, Ту-204, Ту-154М).

Поставленная цель достигается решением следующих задач исследования:

1. Разработка нового комплексного эксплуатационного показателя управляемости экземпляра ВС, названного коэффициентом управляемости.

2. Разработка методов численной оценки управляемости экземпляра ВС по записям параметров регулярных полетов:

Ara

- реакции самолета по крену —;

Д6

- "хождения за ручкой";

- периодов собственных колебаний;

- балансировочного положения рулей;

- границ колебательной и спиральной неустойчивости;

- границ устойчивости по критическим скоростям крена;

- аэродинамических перекрестных связей.

3. Разработка альбома характеристик влияния эксплуатационных факторов на коэффициент управляемости.

Научная новизна результатов диссертационной работы заключается в том, что в ней впервые:

- показана возможность оценки характеристик экземпляра ВС по записям параметров регулярных полетов;

- разработаны методы численных оценок управляемости экземпляра ВС по записям параметров полетов;

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 и с помощью эвристического метода.

Практическая значимость работы заключается в том, что полученные в ней результаты позволяют производить мониторинг и анализ летных качеств экземпляра ВС в процессе эксплуатации с помощью:

- разработанных методов численной оценки управляемости экземпляра ВС по записям параметров регулярных полетов,

- созданного математического и программного обеспечения указанных методов,

- разработанного альбома характеристик влияния эксплуатационных факторов.

Такой мониторинг позволяет на основе анализа изменения летных характеристик каждого экземпляра ВС (устойчивости, балансировки и управляемости) делать обоснованное заключение о возможности продления летной годности и разрабатывать мероприятия по ее сохранению в процессе эксплуатации, а также проводить анализ авиационных происшествий. При этом не требуются дорогостоящие исследования с помощью ЛИ.

Теоретическая значимость результатов диссертационной работы заключается в том, что с их помощью возможно изучение эксплуатационных свойств экземпляра ВС с целью повышения экономичности, безопасности и конкурентоспособности отечественных ВС, в том числе за счет обоснованного продления летной годности. На защиту выносятся:

1. Новый комплексный эксплуатационный показатель управляемости экземпляра ВС (коэффициент управляемости).

2. Методы численной оценки управляемости экземпляра ВС по записям параметров регулярных полетов.

3. Альбом характеристик влияния эксплуатационных факторов на коэффициент управляемости.

Реализация и внедрение результатов диссертационной работы. Основные результаты, полученные в диссертационной работе, имеют научное и учебно-методическое значение, что подтверждается актами об их использовании и внедрении в учебных заведениях и производственных предприятиях.

Публикации. По материалам диссертационной работы опубликовано 17 печатных работ, в том числе 5 в ведущих рецензируемых научных журналах и изданиях, в которых должны быть опубликованы основные научные результаты диссертаций на соискание ученой степени доктора и кандидата наук. Результаты исследований нашли отражение в 1 отчете о НИР.

Апробация работы. Основные материалы выполненных исследований и отдельные результаты работы докладывались и получили положительную оценку на заседаниях научно-технических семинаров кафедры АКПЛА МГТУ ГА (г. Москва) в период 2006 г. - 2009 г., а также обсуждались на межотраслевых и международных научно-практических конференциях (Международная научно-техническая конференция, "Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества" 18 — 19 мая 2006 года - МГТУ ГА; Шестая международная научно-техническая конференция "Чкаловские чтения", посвященная 70-летию перелета экипажа В.П. Чкалова и 60-летию ЕАТК им. В.П. Чкалова 7-9 июня 2007 года - Егорьевск; IV Международная научно-техническая конференция IIIS октября 2007 года — УВАУ ГА, Ульяновск; 66-я научно-методическая и научно-исследовательская конференция МАДИ (ГТУ) 29 января - 7 февраля 2008 года; Международная научно-техническая конференция "Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества" 18 - 19 мая 2008 года - МГТУ ГА; Международный авиационно-космический научно-гуманитарный семинар имени С.М. Белоцерковского 15 января 2009 года — Москва).

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 350 страницах текста. Общий объем работы 512 страниц, содержащих 180 рисунков, 43 таблиц и 90 библиографических названий.

Основные выводы по проведенным исследованиям сформулированы в конце каждой главы диссертации. Наиболее общими результатами работы, полученными на основании математического моделирования и статистического анализа, являются следующие.

1) Для объективной численной оценки управляемости экземпляра ВС в ЛЭ необходимо разработать новый метод, основанный на компьютерной обработке записей регулярных полетов. Применение общепринятых характеристик управляемости, а также методов их определения, в практике ЛЭ невозможно и неэффективно ввиду сложности и неточности их определения, а также отсутствия нормативов.

2) При разработке новых методов оценки индивидуальных характеристик конкретного экземпляра ВС необходимо ориентироваться на использование аппарата математической статистики для обработки информации о поведении ВС по записям его полетов, а также на математическое моделирование для обоснования и анализа характеристик управляемости и их изменения для типа ВС.

3) Анализ нормативной эксплуатационной документации и научных исследований позволил выявить наиболее значимые факторы, нарушающие поперечную балансировку самолета и ухудшающие поперечную управляемость:

- несимметрия заправки топливом;

- несимметрия загрузки;

- сдвиг ветра;

- разнотяговость двигателей. Выявлены наиболее опасные уровни отмеченных факторов.

4) Предложена полная классификация видов СВ, различающихся направлением вектора ветра и его градиента.

5) С помощью аналитических методов исследования и математического моделирования разработан ряд рекомендаций и предложений по летной эксплуатации самолетов Ту-154М и Ил-96-300 при нарушениях поперечной балансировки, направленных на совершенствование способов пилотирования, организации производства и нормативной документации.

6) Разработан, обоснован и предложен новый комплексный эксплуатационный показатель управляемости ВС, названный коэффициентом управляемости, который пригоден для оценки состояния конкретного экземпляра ВС по записям регулярных штатных полетов. Коэффициент управляемости дает оценку, обладающую свойствами: объективности, количественности, функциональности, универсальности и инвариантности.

7) Разработаны методы численной оценки управляемости экземпляра ВС в процессе эксплуатации:

Асо

- реакции самолета по крену —;

А8

- "хождения за ручкой";

- балансировочного положения рулей;

- периодов собственных колебаний; границ колебательной и спиральной неустойчивости; границ устойчивости по критическим скоростям крена; аэродинамических перекрестных связей.

8) Показана статистическая устойчивость коэффициента управляемости, как эксплуатационного показателя управляемости ВС, по объему выборки, по условиям полета и качеству полетной информации. Показано, что для расчета коэффициента управляемости необходим участок полета не менее 7 с для самолета Ту-204.

1. Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории. — Межгосударственный авиационный комитет, ЛИИ им. Громова, 1994.

2. Аварийность самолетов с СТД стран-членов ИКАО при всех видах полетов за период эксплуатации с 1982 г. по 1992 г. Обзор №642/ПЯ8-759, руководитель Полтавец В.А. — №ГРХ74579. — М., 1987. — 74 е.: ил. — Ответственный исполнитель Пляцек A.B.

3. Акт № 5124-96/91 по результатам заводских наземных и летных испытаний дальнего магистрального самолета Ил-96-300 с четырьмя турбовентиляторными двигателями ПС-90А по определению летно-технических характеристик.

4. Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов (под ред.Бюшгенса Г.С.). — Москва—Пекин: Изд-во ЦАГИ и АВИА, 1995. — 772 с.

5. Бадягин А.А, Овруцкий Е.А. Проектирование пассажирских самолетов с учетом экономики эксплуатации — М.: Машиностроение, 1964.-451 с.

6. Баранов A.M., Солонин C.B. Авиационная метеорология: -Ленинград: Гидрометеоиздат, 1975. -391 с.

7. Бехтир В.П., Ржевский В.М., Ципенко В.Г. Практическая аэродинамика самолета Ту — 154М. М.: Воздушный транспорт, 1997. — 286 с.

8. Богославский Л.Е., Шифрин М.Н., Практическая аэродинамика самолета Як-40. — М.: Машиностроение, 1977. — 96с.

9. Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Динамика самолета. Пространственное движение. — М.: Машиностроение, 1983. — 320 с.

10. Влияние сдвига ветра на динамику полета самолета. Библиографический список. —М.: ЦАГИ, 1983. — 20 с.

11. Володко A.M., Свириденко А.Н. Влияние транспортируемого груза на эффективность управления вертолетом // Научный Вестник МГТУ ГА. Сер. Аэромеханика и прочность. 2008. № 124. С. 191 196.

12. Громов М.С., Шапкин B.C. Поддержание летной годности в условиях безремонтной эксплуатации. // Всероссийский институт научной и технической информации (ВИНИТИ). Проблемы безопасности полетов. 2006. №10.

13. Дыхненко Л.М. и др. Основы моделирования сложных систем: Учебное пособие для втузов. Киев: Вища школа, 1981. — 359 с.

14. Егер. С.М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. -М.: Машиностроение, 1964. —451 с.

15. Под ред. Жукова А.Я. Динамика транспортных летательных аппаратов. — М: Транспорт, 1998. 326 с.

16. Ибрагимов И.А. и др. Моделирование систем: Учебное пособие. -Баку: Азинефтехим, 1989. 83 с.

17. Исследование динамики полета самолетов на этапах взлета и посадки: Отчет о НИР/ Гос. научно-иссл. ин-т гражд. авиации (ГосНИИ ГА); Руководитель Кофман В.Д. № темы 1.3.3, № задания 1.03. - М., 1977.- 103 с.

18. Конвенция о международной гражданской авиации (Чикагская конвенция 1944 г). Подписано в Чикаго 7 декабря 1944 г. - Документ ICAO, 1963. -25с.

19. Копылов H.H. Автореферат "Методика расчёта аэродинамических характеристик и параметров движения самолёта на взлётно-посадочных режимах в условиях вихревой опасности"

20. Котик М.Г., Павлов A.B., Пашковский И.М., Щитаев Н.Г. Летные испытания самолетов. М.: Машиностроение, 1968. — 423 с.

21. Кофман В.Д., Полтавец В.А. Уроки авиационных происшествий. // Материалы семинара "Предотвращение авиационных происшествий: учимся друг у друга" 9—10 июня 2004 года. М., 2004.

22. Кочин Н.Е., Кибель И. А., Розе Н.В. Теоретическая гидромеханика. Часть 1. — М.: Физико-математической литературы, 1963. — 583 с.

23. Круглякова O.B. Возможности расширения эксплуатационных ограничений самолета на основе математического моделирования динамики полета на больших углах атаки: Дисс. на соискание уч. степ, кандит. техн. наук-М., 1992.

24. Кубланов М.С. Математическое моделирование: Учебное пособие. М.: МГТУ ГА, 1996. - 96 с.

25. Кубланов М.С. Устойчивый алгоритм моделирования работы шасси// Сб. научных трудов Обеспечение безопасности полетов при эксплуатации гражданских воздушных судов. — М.: МИИГА, 1991. С. 54— 59.

26. Кубланов М.С. Основные принципы математического моделирования динамики полета летательных аппаратов // Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Аэромеханика и прочность (М.). 2001. - № 37. - С. 11 - 15.

27. Кубланов М.С. Математическое моделирование. Методология и методы разработки математических моделей механических систем и процессов: Учебное пособие. Часть I. Третье издание. — М.: МГТУ ГА, 2004.-108 с.

28. Кубланов М.С. Математическое моделирование. Методология и методы разработки математических моделей механических систем и процессов: Учебное пособие. Часть II. Третье издание. М.: МГТУ ГА, 2004. - 125 с.

29. Кубланов М.С., Баннов H.A., Деев В.П. Посадка тяжелого транспортного самолета при отказах руля направления // Вопросы исследования летной эксплуатации ВС в особых ситуациях: Межвузовский сборник научных трудов. М.: МГТУ ГА, 1997. - С. 25 - 27.

30. Кубланов М.С., Баннов H.A., Деев В.П. Влияние отказа руля высоты на посадку тяжелого транспортного самолета // Вопросы исследования летной эксплуатации ВС в особых ситуациях: Межвузовский сборник научных трудов. М.: МГТУ ГА, 1997. - С. 27 - 30.

31. Кубланов М.С., Архипов Н.С. Полномасштабное интерактивное анимационное моделирование динамики полета летательных аппаратов в реальном масштабе времени // Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Аэромеханика и прочность (М.). 1999. - № 15.-С. 13-21.

32. Кубланов М.С. Идентификация математической модели посадки самолета Ту-154Б по данным летных испытаний // Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Аэромеханика и прочность (М.). 1999. - № 15. - С. 27 - 36.

33. Кубланов М.С. Математическое моделирование аварии Ил-76 в Иркутске 26.07.99 // Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Аэромеханика и прочность (М.). 2000. - № 23. - С. 21 - 27.

34. Кубланов М.С. Идентификация математических моделей по данным летных испытаний самолета Ил-96-300// Сб. научных трудов

35. Решение прикладных задач летной эксплуатации ВС методами математического моделирования. М.: МГТУ ГА, 1993. - С. 3-10.

36. Кубланов М.С. Идентификация математической модели посадки самолета Ту-154Б по данным летных испытаний// Научный вестник МГТУ ГА № 15. Сер. Аэромеханика и прочность. М.: МГТУ ГА, 1999. - С. 2736.

37. Кубланов М.С., Баннов H.A., Деев В.П. Посадка тяжелого транспортного самолета при отказах руля направления // Вопросы исследования летной эксплуатации ВС в особых ситуациях: Межвузовский сборник научных трудов. М.: МГТУ ГА, 1997. - С. 25 - 27.

38. Кубланов М.С., Баннов H.A., Деев В.П. Влияние отказа руля высоты на посадку тяжелого транспортного самолета // Вопросы исследования летной эксплуатации ВС в особых ситуациях: Межвузовский сборник научных трудов. М.: МГТУ ГА, 1997. - С. 27 - 30.

39. Кубланов М.С., Архипов Н.С. Полномасштабное интерактивное анимационное моделирование динамики полета летательных аппаратов в реальном масштабе времени // Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Аэромеханика и прочность (М.). 1999. -№ 15.-С. 13-21.

40. Кубланов М.С., Ципенко В.Г., Барилов Д.Д. Архитектура системы математического моделирования динамики полета летательных аппаратов // Математическое моделирование в задачах летной эксплуатации воздушных судов. М.: МИИГА, 1993. - С. 3 - 11.

41. Лебедев А.Н. Моделирование в научно-технических исследованиях. М.: Радио и связь, 1989. - 224 с.

42. Лесовский A.C. Исследование влияния асимметрии тяги на боковую балансировку самолета // Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Аэромеханика и прочность. М., 2006. - № 97. — С. 146 - 150.

43. Лесовский A.C. Исследование влияния на условия пилотирования, факторов нарушающих поперечную балансировку самолета. (Ил-96-300, Ту-154М). Магистерская диссертация. М. МГТУГА. 2006.- 195 с.

44. Лесовский A.C. Применение корреляционного анализа для оценки управляемости самолета // Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Аэромеханика и прочность. 2008. № 125. С. 173 178.

45. Лесовский A.C. Оценка управляемости самолета в поперечном канале методами корреляционного анализа // Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. 2008. № 127. С. 120 124.

46. Лесовский A.C. Применение коэффициента управляемости для оценки перекрестных связей // Научный вестник МГТУГА. 2009. № 138. С. 225-230.

47. Лесовский A.C. Применение коэффициента управляемости для определения границ колебательной и спиральной неустойчивости // Научный вестник МГТУ ГА. 2009. № 141. С. 143 149.

48. Лесовский A.C., Кубланов М.С. Методика определения управляемости самолета // Научный вестник УВАУГА. 2008. № 1. С. 82 -87.

49. Лесовский A.C. Анализ факторов, влияющих на изменение перегрузки при полете самолета в турбулентной атмосфере // Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Студенческая наука. 2006. № 110. С. 20 26.

50. Лигум Т.Н., Скрипниченко С.Ю. Аэродинамика самолета Ту-154Б. -М.: Транспорт, 1985. -263 с.

51. Лысенко Н.М. Динамика полета. Устойчивость и управляемость летательных аппаратов. М. Издание ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского. 1967.-639 с.

52. Масленникова Г.Е. Применение математического моделирования и теоретических методов при анализе особых случаев взлета и посадки воздушных судов: Дисс. на соискание уч. степ. докт. техн. наук — М., 1987. -438 с.

53. Оказание государствам помощи в устранении недостатков с целью повышения безопасности полетов и поддержания летной годности в СНГ. Информационный документ ICAO. - A35-WP/124, ЕХ/49, 9/09/04. -с. 3

54. Под ред. Г.В. Новожилова. Проектирование гражданских самолетов. Теория и методы. М.: Машиностроение, 1991. — 672 с.

55. Нормы летной годности гражданских самолетов СССР (НЛГС-3). — М.: Межведомственная комиссия по нормам летной годности гражданских самолетов и вертолетов СССР, 1984. 464 с.

56. Обрубов А.Г., Грязин В.Е. Динамика полета в условиях сдвига ветра. — М.: Труды ЦАГИ, вып.2163, 1983. — 24 с.

57. Остославский И.В. Аэродинамика самолета. М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1957. - 560 с.

58. Остославский И.В., Стражева И.В. Динамика полета. Устойчивость и управляемость летательным аппаратом. М: Машиностроение, 1965. — 467 с.

59. Остославский И.В., Калачев Г.С. Продольная устойчивость и управляемость самолета. М.: Оборонгиз, 1951. — 367 с.

60. Прандтль JI. Гидроаэромеханика М.: Изд. иностранной литературы, 1949. - 520 с.

61. Прокофьев А.И. Надежность и безопасность полетов. М: Машиностроение, 1985.- 184 с.

62. Пышнов B.C. Динамические свойства самолета. — М: Оборонгиз, 1951.- 175 с.

63. Руководство по технической эксплуатации самолета Ил-96.

64. Руководство по летной эксплуатации самолета Ил-96.

65. Руководство по технической эксплуатации самолета Ту-154М.

66. Руководство по летной эксплуатации самолета Ту-154М.

67. Скрипниченко В.Г. Применение математического моделирования и теоретических методов при анализе особых случаев взлета и посадки воздушных судов: Дисс. на соискание уч. степ. докт. техн. наук М., 2005. -438 с.

68. Снешко Ю.И. Исследования в полете устойчивости и управляемости самолета. — М.: Машиностроение, 1971. — 328 с.

69. Степнов М.Н. Статистические методы обработки результатов механических наблюдений: Справочник. — М.: Машиностроение, 1985. — 232 с.

70. Стрелец И.В. Моделирование захода на посадку и посадки воздушных судов в условиях предельных профилей сдвига ветра.: Дисс. на соискание уч. степ. канд. техн. наук М., 2000. — 246 с.

71. Ударцев Е.П. Ди намика пространственного сбалансированного движения самолета. Киев: КИИ ГА, 1989. - 116 с.

72. Хальд А. Математическая статистика с техническими приложениями. М.: Иностранная литература, 1956. - 664 с.

73. Центровочная ведомость самолета Ил-96-300.

74. Ципенко В.Г., Бехтир В.П., Косачевский С.Г. Аэродинамическое обоснование выполнения полета на самолете Ту-154Б при отказавшем двигателе. М.: МГТУ ГА, 1999. - 36 с.

75. Ципенко В.Г. Применение математического моделирования и теоретических методов при анализе особых случаев взлета и посадки воздушных судов: Дисс. на соискание уч. степ. докт. техн. наук М., 1987. -438 с.

76. Ципенко В.Г. Практическая аэродинамика самолета Ил-76. М.: Машиностроение, 1977. - 96 с.