автореферат диссертации по транспорту, 05.22.14, диссертация на тему:Энергосберегающие методы и средства управления полетом самолета на этапах взлета и посадки

Министерство Транспорта РФ Федеральная авиационная служба Академия гражданской авиации

На правах рукописи

Каазик Август Иоханнесович

УДК 629.735.075.05

ЭНЕРГОСБЕРЕГАЮЩИЕ МЕТОДЫ И СРЕДСТВА УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ САМОЛЕТА НА ЭТАПАХ ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ

Специальность 05.22.14 - эксплуатация воздушного транспорта

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Санкт-Петербург 1997

Работа выполнена в Академии гражданской авиации и авиакомпании "Estonian Air".

НАУЧНЫЕ РУКОВОДИТЕЛИ:

доктор технических наук профессор

Кейн В. М.

кандидат технических наук доцент Красов А. И.

ОФИЦИАЛЬНЫЕ ОППОНЕНТЫ: академик АТР, доктор технических наук профессор Русол В. А., кандидат технических наук доцент Головченко В. П.

ВЕДУЩАЯ ОРГАНИЗАЦИЯ Государственный научно-исследовательский институт

Защита диссертации состоится 1997 года на заседании

Диссертационного совета Д 072.03.01 Академии гражданской авиации.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Академии.

Просим Вас принять участие в обсуждении диссертационной работы или прислать свои отзывы в 1-м экземпляре, заверенные печатью. Отзывы направлять по адресу: 196210, Санкт-Петербург, Авиагородок, ул. Пилотов, 38.

Автореферат разослан " "_1997 г.

Ученый секретарь диссертационного совета

профессор f J Михайлов О. И.

Л г/

AUGUST K A AS IK

ENERGY-SAVING METHODS AND DEVICES

FOR TAKEOFF AND LANDING AIRCRAFT FLIGHT CONTROL

In the dissertation energy-saving methods of conducting flights at takeoff and landing are investigated. With energy-saving methods significant attention is also paid to the problems of mathematical flight modelling and development of efficient devices for providing aircraft takeoff and landing.

The main scientific researches are based on:

• Computer Flight Modelling.

• Experiments on Fixed Base Simulators.

• Test flights on Soviet-built airplanes YAK-40 and TU-134A.

The main scientific results obtained in the process of theoretical and

experimental investigations are:

• Optimal Operating Approach Procedure for jet aircraft to reduce fuel consumption^ flight. The proposed procedure provides for landing gear lowering on glidepath when flaps fully extended.

• Automatic Flaps Retraction System. The proposed System starts automatic flaps retracting on ground roll before liftoff when decision speed Vt is reached. The process continues after liftoff when the landing gear lever is placed in the 'UP' position and minimum flaps retraction speed and climb angle are reached.

• Electronic Checklist. Electronic Checklist is being developed to reduce crew errors that occur when using traditional checklists. Moreover the Electronic Checklist allows to reduce time for its accomplishing.

• Pilot Controlled Approach Lights System. The System allows to adjust intensity of approach and runway lights by pilot while aircraft is descending on glidepath. The System is efficient and simple to operate.

• Runway Occupancy Warning System. The Warning System alerts the air-traffic controller and crew when an aircraft or any vehicle attempts to cross the runway without clearance.

• Surface Friction Tester. The Tester allows to fix precisely the runway friction coefficient during a short time.

The innovation and usefulness of the proposed optimal operating approach procedure and the devices providing aircraft takeoff and landing are confirmed by ten patents of Russian Federation.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Прогнозы развития гражданской авиации показывают, что среднегодовой прирост пассажирооборота в 90-ые годы составит 5-6% и объем перевозок в мире к 2000 г. значительно возрастет. Хотя темпы роста потребления реактивного топлива будут ниже вследствие непрерывного повышения топливной эффективности воздушных перевозок, на нужды авиации потребуется израсходовать значительное количество нефтяного топлива.

Сокращение мировых запасов нефтяного топлива на фоне устойчивой тенденции роста объема воздушных перевозок вынуждает авиакомпании заново пересматривать концепции экономики воздушного транспорта. В результате повышения цены барреля нефти с 2 долл. в 1960-1972 гг. до 30 долл. и более в 1997 г. топливная эффективность ( наряду с показателями безопасности полетов ) становится самым важным фактором в оценке качества самолетов.

Для разрешения топливной проблемы во всем мире проводятся интенсивные исследования, которые охватывают три основных направления:

1) разведка новых запасов нефти и увеличение располагаемых запасов нефтяного топлива;

2) переход на альтернативные виды топлива;

3) повсеместная экономия топлива на авиационном транспорте.

Расход реактивных топлив составляет менее 6% от общего годового объема добываемой в мире нефти, однако на производство авиатоплива идут наиболее качественные ее сорта. Анализ возможностей различных альтернативных топлив для авиации, проведенный фирмой Boeing, показал, что дальнейшего рассмотрения заслуживаюттолько три вида топлива: синтетическое топливо, получаемое из сланцев и каменного угля, метан и жидкий водород. Наиболее пригодным из них признано синтетическое топиво типа керосина, однако его ближайшее использование остается проблематичным.

Мероприятия по экономии топлива, проводимые в авиакомпаниях, можно подразделить на две группы:

1) модификация авиационной техники;

2) совершенствование эксплуатации летательных аппаратов.

Замена устаревших и шумных самолетов более эффективными требует значительных первоначальных затрат, поэтому в исследовательских центрах, фирмах и авиакомпаниях проводятся обширные работы по совершенствованию имеющейся техники.

Одним из наиболее действенных и перспективных путей снижения расхода топлива является разработка и внедрение в эксплуатацию высокоэффективных автоматических бортовых систем управления. Комплексная автоматизация

бортовых систем на основе вычислительной техники позволяет снизить расход топлива на 2-5%, уменьшить численность летного экипажа, повысить надежность оборудования и снизить расходы на техническое обслуживание самолета.

Совершенствование эксплуатации самолетов имеет существенное значение для решения топливной проблемы. Исследования в этой области охватывают три основных направления:

1) совершенствование технического обслуживания самолетов;

2) совершенствование УВД;

3) совершенствование летной эксплуатации.

Улучшение подготовки самолетов к полетам, совершенствование технического обслуживания планера, двигателей, приборного оборудования и систем самолета может дать от 1 до 2% экономии топлива. Крупнейшим резервом экономии топлива является также совершенствование системы УВД.

Совершенствование летной эксплуатации самолетов в целях энергосбережения может проводиться по нескольким направлениям, среди которых важное место занимают методы оптимального управления полетом. Задача оптимального управления полетом исследуется уже более 50 лет и за это время в данной области предложено множество интересных решений.

В настоящее время проблемы оптимального управления полетом значительно отличаются от тех, которые существовали несколько десятилетий назад. Основными факторами, определяющими эти отличия, являются:

1) существенное повышение требований, предъявляемых к уровню безопасности полетов;

2) автоматизация процесса управления самолетом в результате внедрения цифровых систем оптимального управления;

3) автоматизация процессов УВД и навигации;

4) переход к эксплуатации самолетов с экипажами из двух пилотов. Неучет этих факторов может свести на нет практическую ценность разрабатываемых предложений.

За последние десятилетия существенно изменились и методы исследования режимов оптимального управления полетом. Вместо грубых и весьма приближенных начали преобладать более точные методы математического моделирования. При этом актуальными стали вопросы построения рациональных математических моделей полета, усовершенствования численных алгоритмов идентификации и аппроксимации характеристик самолетов и двигателей.

Несмотря на достигнутый прогресс, постоянный рост цен на энергоносители и увеличение объемов их потребления делают проблему оптимального управления полетом актуальной, заставляя искать новые энергосберегающие методы и средства в летной эксплуатации самолетов. До настоящего времени исследо-

вателями основное внимание уделялось экономии топлива на маршруте. Впервые поставлены и решены задачи комплексной экономии ресурсов на этапах взлета и посадки.

Цель и задачи работы. Целью работы является исследование и разработка энергосберегающих методов и средств управления самолетом на этапах взлета и посадки. Для достижения этой цели были поставлены и решены следующие основные задачи:

1. Построение достаточно простых математических моделей полета самолета для анализа процесса управления полетом на этапах взлета и посадки;

2. Разработка метода аппроксимации летных характеристик самолета;

3. Синтез оптимального управления транспортным самолетом на этапах взлета и посадки;

4. Разработка средств обеспечения взлета и посадки самолета;

5. Оптимизация процедур управления самолетом при взлете и заходе на посадку, в том числе по критериям экономичности.

На защиту выносится комплекс энергосберегающих методов пилотирования и технических средств управления полетом самолета на этапах взлета и посадки, обеспечивающих существенную экономию ресурсов и высокий уровень безопасности и регулярности полетов:

- метод аппроксимации летных характеристик самолета;

- оптимальные процедуры управления самолетом на различных этапах взлета и посадки;

- оригинальные технические устройства для автоматизированного управления полетом и новые средства обеспечения взлета и посадки самолета.

Методы исследования. Для решения указанных задач применяются аналитические методы, математическое моделирование с использованием персональных компьютеров и натурный эксперимент.

Научная новизна работы состоит в следующем:

1. Разработан метод аппроксимации летных характеристик самолетов и эксплуатационных характеристик силовых установок эмпирическими функциями у = Я ( х, А, В, С );

2. Разработан ряд технических предложений и решений по автоматизации процесса управления и обеспечения взлета и посадки самолета, в том числе:

- устройство для управления системой ОВИ из кабины самолета при заходе на посадку;

- устройство для сигнализации о занятости ВПП;

- электронная карта контрольной проверки;

- тележка и измерительная аппаратура для оперативного и точного определения сцепных качеств ВПП;

3. Разработан новый метод управления механизацией крыла на взлете;

4. Разработан способ захода самолета на посадку, предусматривающий выпуск шасси после входа самолета в глиссаду при посадочной конфигурации механизации крыла;

5. Разработаны принципы построения системы, обеспечивающей автоматическую уборку механизации крыла на разбеге (после достижения скорости принятия решения VI) ив наборе высоты ( с момента начала уборки шасси ).

Практическая ценность научных результатов заключается в рекомендациях по оптимизации процедур управления самолетом на этапах взлета и посадки и разработке ряда технических решений по автоматизации процессов управления и обеспечения полета, которые позволяют снизить расход топлива и обеспечивают экономию других энергоресурсов. Основные результаты и их практическая ценность иллюстрируются данными таблицы N0 1.

Практическая ценность. Основные результаты настоящей работы - способ захода самолета на посадку и технические решения для обеспечения взлета и посадки самолета признаны пригодными и приняты к практическому использованию, что подтверждается авторскими свидетельствами и патентами, а также актами опытных проверок ( испытаний ).

Апробация работы. Положения и результаты работы докладывались и обсуждались:

- на V Всесоюзной научно-практической конференции по безопасности полетов ( Ленинград, ноябрь 1988 г.);

- на VI Всесоюзной научно-практической конференции по безопасности полетов и человеческому фактору в авиации (Ленинград, октябрь 1991 г.);

- на I Всероссийской научно-практической конференции по безопасности полетов и государственному регулированию деятельности в гражданской авиации ( Санкт-Петербург, ноябрь 1995 г.).

Публикации. По результатам проведенных исследований опубликовано 16 печатных работ ( из них две на правах рукописи ). Десять работ признаны изобретениями и на них получены 6 авторских свидетельств и 4 патента.

Структура и объем диссертации. Диссертационная работа состоит из введения, пяти глав с выводами, списка литературы и приложений. Основная часть материала изложена на 124 страницах. Текст содержит 25 рисунков и 9 таблиц. Список литературы включает211 наименований. Приложения содержатся на 43 страницах.

Таблица N0 1. Комплекс энергосберегающих методов и средств управления

Этап полета Предлагаемые методы и средства Вид сберегаемого ресурса Оценка выигрыша Дополнительный эффект

Руление Оптимальное управление двигателями и тормозами, выбор оптимальной скорости Авиатопливо, время 3-5% Повышение пропускной способности ВПП

Взлет Оптимальное управление механизацией крыла Авиатопливо 4-5% Повышение безопасности

Заход на посадку Оптимальное управление конфигурацией самолета. Управление системой ОВИ с борта самолета Авиатопливо Электроэнергия 3-8% 45-60% Снижение шума Повышение безопасности

Посадка Автоматическая сигнализация занятости ВПП Время — Повышение безопасности

Пробег Оптимизация измерения сцепных качеств ВПП Время 50% Повышение безопасности и регулярности полетов

Все этапы полета Автоматизация процедур контрольных проверок с помощью электронной карты Время. Объем работы 40-60% 140% Повышение безопасности

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность темы диссертационной работы, формулируется цель диссертации, приводятся основные положения выносимые на защиту, дается аннотация содержания глав.

Первая глава диссертации имеет обзорный характер и посвящена постановке задачи оптимального управления полетом. В ней рассматриваются методы исследования процессов управления полетом самолета, система "пилот - самолет" и процесс управления современным транспортным самолетом.

В общем виде задача управления полетом как в ручном ( штурвальном ), так и в полуавтоматическом (директорном) или автоматическом режимах имеет следующую структуру. На основании информации I о состоянии процесса и цели Z выбирается управление

U = А (I, Z) , (1)

где А - алгоритм управления ( способ достижения цели управления). Следовательно, состояние самолета в процессе полета зависит от факторов состояния среды X и состояния управления U:

Y = F (X, U ) , (2)

где F - оператор модели самолета.

Таким образом, задачу оптимального управления самолетом можно записать в виде:

Q ( X, F ( X, U )) min . (3)

В зависимости от вида оператора F (для установившихся режимов полета F является функцией, для неустановившихся - функционалом ) получают разные задачи, которые решаются различными методами.

В качестве основного (главного) критерия оптимальности Q в работе принята величина расходуемых ресурсов. К ним относится прежде всего расход авиатоплива. Однако, учитывая сложность процессов управления полетом, включающих в себя не только непосредственно выработку управляющих воздействий U , но также и сбор информации о состоянии как самого воздушного судна, так и внешней среды, задачу оптимизации следует понимать в широком смысле. Кроме чистого основного ресурса ( авиатоплива) расходуется также электроэнергия, технические ресурсы и время.

Наряду с основным критерием следует также учитывать безопасность и регулярность полетов, фактор снижения шума и т. д. Сложность, многокритериаль-ность и многофакторность процесса полета делает малоэффективным применение классических методов оптимизации и заставляете ряде случаев пользоваться эвристическими методами.

После проведения аналитических расчетов и исследования процесса полета с помощью математического моделирования выделяют вопросы, требующие экспериментальной проверки на тренажере (КТС) или в методическом полете. К таким вопросам следует отнести новые методы пилотирования, включая вопросы по взаимодействию и технологии работы экипажа.

По результатам первой главы выбрана методика исследования процессов управления полетом, предложена схема "пилот- самолет", рассмотрен процесс управления самолетом Воетд-737 и определены задачи исследования.

Вторая глава диссертации посвящена построению математической модели полета. Основными требованиями, предъявляемыми к математической модели полета, являлись:

- адекватность, т.е. она должна достаточно точно (в пределах допустимых погрешностей ) отражать характерные черты оригинала;

- сравнительная простота и доступность ее исследования.

Оптимальной следует считать такую модель, которая при обеспечении требуемой точности моделирования имеет более простую структуру. При разработке адекватной математической модели полета необходимо:

- выбрать метод аппроксимации летных характеристик самолета;

- составить математическое описание процесса полета с учетом многочисленных параметров, закономерностей, ограничений и взаимосвязей, определяющих работу исследуемой системы.

При математическом моделировании полета на ЭВМ возникает необходимость замены исходных зависимостей приближенными выражениями. В первую очередь это относится к графикам (характеристики ТРД ). В ходе выполнения работы было исследовано значительное количество элементарных функций, из которых выбраны 60 как наиболее подходящие. Применяемые формулы аппроксимации имели общую структуру:

У = Р ( х, А, В, С ), (4)

включающую не более 3-х параметров (А, В, С); при этом переменные х и у, в свою очередь, могли быть представлены как элементарные алгебраические функции.

Наилучшая аппроксимация отыскивалась с применением линеаризующих функций и метода наименьших квадратов. При аппроксимации функций двух переменных (характеристики самолета и двигателя ) коэффициенты А, В, С представлялись как функции от второй переменной г :

У=Р[х,А(2),В(2),С(г)], (5)

а задача решалась поэтапное применением тех же методов. Для уточнения параметров функций А(г), В(г)иС(г) использовался метод "спуск по координатам".

Применение предложенных приемов позволило построить математическую модель двигателя Д-ЗО-П с погрешностью в пределах 1-2%.

Построение модели аэродинамических характеристик самолета на взлетно - посадочных режимах сводилось к определению зависимости Сх = f (Су):

_ 2

С = 1 + ^_ С , (6)

* 2 • К шах '

где Су = Су/Су нв и Ктах = f ( 83 ). Проверка показала, что погрешность формулы ( 6 ) на взлетно-посадочных режимах не превышает 1-2%.

Характеристики внешней среды определялись по ГОСТу 4401-81.

Применение этих приемов позволило построить достаточно простую и точную математическую модель полета самолета для исследования режимов взлета и посадки.

Во второй главе диссертации получены следующие результаты:

- разработан метод аппроксимации табличных функций одной и двух переменных;

- предложен критерий выбора наилучшего способа поиска минимума при "спуске по координатам";

- предложен способ градиентного одношагового спуска при поиске минимума по методу "спуск по координатам";

- построена математическая модель полета самолета Ту-134А для исследования взлета и посадки численными методами.

Третья глава посвящена теоретическим исследованиям энергосберегающих методов взлета и посадки самолета. Примерно 6-8% авиационного топлива расходуется на земле, при этом значительная часть этих расходов приходится на этап руления.

По динамике движения самолета процесс руления целесообразно разделить на три этапа:

- страгивание самолета с места и разгон до скорости установившегося руления;

- руление на установившейся скорости ( Уур);

- торможение.

Оптимальному режиму установившегося руления соответствует режим минимального километрового расхода:

= Се Р/3,6У . (7)

Исходя из условия равенства тяги силовой установки и сил сопротивления, можно определить оптимальную скорость и тягу СУ на рулении ( по критерию экономичности ):

opt

2 mg fK

Pop, = 2 mgfK

(8)

|| (с1"с,/к)р5

Исследования показали, что положение механизации крыла практически не влияет на расход топлива, в то время как руление с одним выключенным двигателем на Ту-134А позволяет сэкономить до 20% топлива.

Задача определения оптимального управления самолетом на разгоне и торможении при рулении сводится к поиску минимума функций Рраз и Ртор:

m V

3600 (Р-Х) m V

сеР

Чч

ур

Чч_

V

ур Яч

ур

ур

У

(9)

3600 (P-FT-X)

Для этого необходимо так управлять тягой Р или тормозами ( силой Ft ), чтобы на любой скорости Fобеспечить минимум функции Fpa3 или Ftop.

Исследования показали, что разгон целесообразно выполнять по возможности на повышенном режиме СУ. Замедление необходимо начать с установки РУД на "малый газ", применять тормоза следует на второй половине пути.

Исследование оптимального управления силовой установкой на взлете показало, что разбег и первоначальный набор высоты целесообразно выполнять на максимальном режиме работы двигателей.

Важным результатом третьей главы является предложение принципиально нового способа автоматического управления механизацией крыла на взлете, суть которого заключается в следующем. Перед полетом механизацию крыла отклоняют на максимальный угол, обеспечивающий безопасное прекращение или продолжение взлета в случае отказа двигателя на критической скорости взлета. Очевидно, что этот угол обеспечивает минимальную скорость принятия решения Vu

На разбеге по достижению первоначальной скорости подъема передней опоры VRo автоматическая система начинает уменьшать угол отклонения механизации крыла со скоростью, при которой текущее значение скорости разбега Vi превышаете 1,15-1,2 раза скорость сваливания Va. Такой запас по скорости сваливания обеспечивает безопасный отрыв самолета в случае отказа одного двигателя на разбеге.

В момент подъема передней опоры система приостанавливает уборку механизации. В результате такого регулирования самолет, имеющий на старте максимально допустимое отклонение механизации при минимальной Vi, отрывается от ВПП с механизацией, отклоненной на минимальной угол, использовав при

этом максимально располагаемую длину ВПП. При достижении самолетом на воздушном участке взлета скорости У2п система возобновляет процесс уборки механизации.

Вторым важным результатом третьей главы является предложение нового способа захода на посадку, заключающегося в отказе от традиционного выпуска шасси до отклонения механизации крыла. Экономически более выгодным является такой заход на посадку, в ходе которого предпосадочное маневрирование выполняется или в полетной конфигурации, или с механизацией, отклоненной на небольшой угол. При этом отклонение механизации в посадочное положение осуществляется непосредственно перед входом в глиссаду. Выпуск шасси производится на глиссаде до пролета ДПРМ.

Дальнейшее развитие эти вопросы получили в последующих главах диссертации.

Четвертая глава посвящена разработке принципов построения и структуры средств обеспечения взлета и посадки для повышения экономичности и безопасности полета:

1. Система автоматического управления механизацией крыла. На рис.1 приведена структурная схема предложенной системы, общий принцип работы которой описан в главе 3.

Рис. 1. Система автоматического управления механизацией крыла

Система автоматического управления механизацией крыла представляет собой замкнутую систему автоматического регулирования, которая работает следующим образом. Перед взлетом на задатчике градиента набора ЗГН устанавливают требуемое значение для нормального взлета - 5 %, а механизацию крыла

отклоняют на наибольший угол, обеспечивающий безопасное выполнение взлета при отказе одного двигателя.

При выполнении взлета вычислитель скорости сваливания ВСС по информации о текущем положении механизации крыла 5з и взлетной массе самолета т, снимаемой с выходов вычислителя массы ВМ и датчика положения механизации ДПМ, вычисляет скорость сваливания Vci, информация о которой подается на вход вычислителя безопасной скорости ВВС, который определяетзадан-ную (безопасную) скорость самолета Из ( vr, v2 или v2n) путем умножения текущего значения Vci на коэффициент запаса по скорости сваливания кз.

С момента достижения самолетом на разбеге скорости vi=v3= vr блок управления БУ включает исполнительный механизм ИМ на режим уборки механизации крыла. При этом скорость уборки зависит от запаса скорости av и темпа изменения индикаторной скорости v/, определяемого вычислителем ВИИС по сигналам датчика скорости ДС.

При достижении предельно допустимой скорости подъема передней опоры VRn начинают отрыв самолета от ВПП. Подъемом передней опоры замыкаются контакты концевого выключателя передней опоры шасси КВПО и выход задатчика градиента набора ЗГН подключается к управляемому входу вычислителя ВВС. Сигнал высокого уровня ( 0з = 5% ) переводит вычислитель ВВС на режим определения скорости V2n и по отрицательному значению AV(Vi<V3) блок БУ приостанавливает уборку механизации.

С момета начала уборки шасси замыкаются контакты концевого выключателя КВПШ и на третий вход блока БУ подается значение Д0. По достижении самолетом после начала уборки шасси требуемого градиента набора высоты 0з и скорости V2n блок БУ возобновляет процесс уборки механизации.

В случае отказа критического двигателя на скорости большей Vi взлет необходимо продолжить. Для этого по достижении скорости vr0 без задержки осуществляют отрыв самолета от ВПП и на задатчике ЗГН устанавливают значение 2,4%. Сигнал среднего уровня ( 0з = 2,7% ) переводит вычислитель ВБС на режим определения V2. Процесс уборки механизации крыла в наборе высоты при продолженном взлете происходит аналогично нормальному взлету, но осуществляется медленнее из-за потери части располагаемой тяги.

2. Электронная карта контрольной проверки. Разработана новая карта контрольной проверки, предназначенная для проведения дополнительного контроля за выполнением наиболее ответственных операций перед взлетом и посадкой, содержащая блок выбора программ, блок управления, кнопку управления, генератор символов и дисплей.

Для проведения контроля на блоке выбора программ устанавливается со-

ответствующий рубеж полета, определяемый РЛЭ данного типа самолета. Блок выбора программ задает для всех блоков управления требуемую программу контроля: объем контрольных операций и очередность их выдачи пилотам. Блок управления работает от кнопки и выдает цифровые коды сообщений, которые генератор символов отображает на дисплее в виде текста.

После выбора программы проверки блок управления выдает на дисплее название раздела контрольной карты. Пилот, приступая к проверке, нажимает на кнопку управления и блок управления выдает на дисплее название первой контрольной операции. После проверки объявленной контрольной операции пилот, по необходимости сообщая о результатах проверки другим членам экипажа, снова нажимает на кнопку и блок управления выдает на дисплее название следующей контрольной операции.

После выполнения всех операций контроля данного рубежа полета на дисплее выдается сообщение "Карта выполнена".

3. Устройство для управления системой ОВИ. Визуальный этап захода на посадку является исключительно важным с точки зрения безопасности и экономичности полета. Он начинается с установления визуального контакта с огнями светооборудования или другими ориентирами по курсу посадки и завершается с окончанием пробега.

Для повышения безопасности полетов и экономии авиатоплива было разработано устройство для управления системой ОВИ, обеспечивающее регулирование яркости огней с борта самолета. Устройство состоит из бортовой и наземной части. Бортовая часть содержит переключатель "больше-меньше", блок управления, генератор частот и передатчик. Наземная часть содержит приемник, пульт управления диспетчера, блок управления, блок переключения, регулятор яркости.

Управление яркостью огней экипажем производится с помощью нажимного переключателя ("больше"- "нейтрально"- "меньше"), подключенного к блоку управления бортовой части устройства. Каждое нажатие на переключатель приводит к изменению счета в блоке управления на единицу. Результат счета подается на вход генератора, от которого зависит его рабочая частота. Гармонические колебания генератора частот поступают на вход бортового передатчика.

Чтобы избежать при заходе на посадку преждевременного переключения системы ОВИ бортовой частью устройства на рабочий режим яркости и исключения помех от других самолетов, генератор частот подключается к передатчику на высоте полета менее 200 м при посадочной конфигурации самолета.

Сигнал с выхода приемника поступает в наземный блок управления, который преобразует его в постоянное напряжение на определенном выходе. Этот сигнал подается на блок переключения, который устанавливает регулятор яр-

кости на требуемый режим, задаваемый бортовой частью устройства. После посадки и уборки механизации крыла бортовой передатчик прекращает излучение, чем возвращает управление системой ОВИ на пульт диспетчера. При этом наземный блок управления устанавливает исходный режим работы ОВИ, заданный с пульта диспетчера.

4. Устройство для сигнализации о занятости ВПП. Важным резервом оптимизации режимов полета в районе аэродрома является увеличение пропускной способности ВПП. Именно невысокая пропускная способность ВПП определяет длительное маневрирование самолетов в районе аэродрома и ожидание вылета на предварительном старте.

Практика показывает, что одного только визуального наблюдения за ВПП со стороны диспетчера старта недостаточно для эффективного и безопасного управления. При эксплуатации аэродромов еще не изжиты случаи несанкционированного появления на действующей ВПП посторонних транспортных средств во время выполнения полетов. Из этого следует, что разработка средств сигнализации, предупреждающих диспетчера и экипаж о занятости ВПП, является весьма актуальной задачей.

Одно из возможных решений этой задачи состоит в обнаружении объектов (самолетов, а также наземных транспортных средств) на более важных участках аэродрома ( ВПП, рулежные дорожки в местах примыкания к ВПП ) и автоматической сигнализации об этом, а также автоматической блокировки разрешений диспетчера.

Разработана структурная схема системы сигнализации о занятости ВПП, содержащей индуктивные датчики направленного действия, блок обработки сигналов, пульт управления диспетчера и устройства сигнализации. Индуктивные датчики направленного действия, установленные в местах примыкания РД к ВПП, позволяют фиксировать самолеты или транспортные средства в момент занятия или освобождения ВПП. Индуктивные датчики, установленные в покрытии ВПП, позволяют фиксировать посадки и взлеты самолетов, а также движение самолетов или транспортных средств на ВПП.

Выходы датчиков подключены к блоку обработки сигналов, один из входов которого соединен с пультом диспетчера. Сигналы, поступающие от датчиков и пульта диспетчера обрабатываются блоком обработки сигналов, а результат выдается на устройства сигнализации (световые или звуковые), установленные на рабочем месте диспетчера и на обочинах РД в местах их примыкания к ВПП.

Диспетчер, давая разрешение самолету на посадку или выруливание на исполнительный старт, предварительно нажимает на кнопочный выключатель на пульте. Попытка давать такое разрешение при занятой ВПП приведет к срабатыванию звуковой сигнализации на рабочем месте диспетчера.

Попытка выруливания самолета ( выезда транспортного средства) на ВПП без разрешения диспетчера приведет к срабатыванию звукового сингала на рабочем месте диспетчера и включению предупреждающего светового табло на соответствующей РД.

Данная разработка выполнена в соавторстве с д.т.н. профессором Академии гражданской авиации В. М. Кейном.

5. Средства для определения сцепных качеств ВПП. Важное значение для обеспечения безопасности взлета и посадки самолета имеет состояние ВПП, точнее - ее сцепные качества. Состояние ВПП влияет также на максимально допустимую взлетную и посадочную массу самолета и коммерческую загрузку, от которой зависит экономическая эффективность полета.

Все современные реактивные транспортные самолеты снабжены устройствами для реверсирования тяги и поэтому продольные силы сцепления колес с покрытием не оказываюттакого существенного влияния на безопасность полета, как боковые силы. Этот вывод подтверждается статистикой авиационных происшествий: при неблагоприятном состоянии аэродромных покрытий 85% выкатываний самолетов за пределы ВПП происходит на боковые полосы безопасности и всего 15% - на концевые. По этой причине, в целях обеспечения безопасности взлета и посадки самолета, сцепные свойства аэродромных покрытий целесообразно оценивать по коэффициенту поперечного сцепления, который неоднозначно связан с коэффициентом продольного сцепления.

Проведенный в работе анализ зависимости боковой силы от угла увода колес позволил разработать предложения по конструированию устройства, обеспечивающего максимально возможную точность измерения коэффициента сцепления во всем эксплуатационном диапазоне. Предложенное устройство содержит тележку с двумя измерительными колесами, установленными на поворотных балансирах. В плечах балансиров шарнирно закреплены амортизатор, синхронизатор изменения углов увода измерительных колес и динамометр, подключенный к измерительной аппаратуре.

Для повышения оперативности результаты замера фиксируются автоматически измерительной аппаратурой, а показания выводятся на панель перед водителем, что позволяет сразу же передавать их на контрольно-диспетчерскиий пункт. Все это позволяет выполнять замеры даже при коротких интервалах между взлетно-посадочными операциями.

Данные разработки выполнены в сооавторстве с д.т.н. профессором Академии гражданской авиации Кейном В. М.

Пятая глава посвящается экспериментальным исследованиям разработанных в теоретической части диссертации методов взлетай посадки самолета:

- выполнение взлета самолета при автоматической уборке механизации на

разбеге и начальном этапе набора высоты;

- выполнение захода при изменении последовательности операций по созданию посадочной конфигурации.

При моделировании взлета транспортного реактивного самолета с автоматической уборкой механизации крыла и системой директорного управления продольным движением были исследованы следующие вопросы:

1) автоматическая уборка механизации крыла на разбеге при взлете самолета со всеми работающими двигателями;

2) автоматическая уборка механизации крыла на начальном этапе набора высоты при нормальном взлете.

Численные эксперименты были выполнены на персональном компьютере Intel Pentium 100 Computer, программы для моделирования были составлены на языке GW BASIC, дифференциальные уравнения, описывающие изменение кинематических параметров самолета и расхода топлива, решались по методу Рунге-Кутта.

Автоматическая уборка механизации крыла на разбеге. Основные результаты расчетного моделирования заключаются в следующем:

1) отклонение механизации крыла перед взлетом на максимальный угол приводит к существенному уменьшению скорости принятия решения и уменьшению вероятности выкатывания самолета за пределы летной полосы в случае выполнения прерванного взлета при отказе двигателя;

2) автоматическое уменьшение отклонения механизации крыла на разбеге создает ситуацию, когда даже ошибочное прекращение взлета при отказе двигателя на скорости большей К/ не создает угрозу безопасности полета. Наличие такого резерва времени ("допуска на ошибку") при принятии решения повышает безопасность взлета в случае отказа двигателя на скорости Kj;

3) положительным результатом применения автоматической системы уборки механизации является также увеличение диапазона скоростей, в пределах которого разбег выполняется в трехточечном положении самолета. Это приводит к повышению топливной эффективности полета, ибо разбег является самым экономичным способом увеличения кинетической энергии самолета.

Автоматическая уборка механизации крыла на начальном этапе набора высоты. Проведенное моделирование показало:

1) автоматическая система уборки механизации крыла, работающая совместно с директорной системой продольного управления самолетом, обеспечивает безопасную и эффективную уборку механизации крыла на начальном этапе набора высоты;

2) повышение топливной эффективности за счет применения предложенной системы уборки механизации по сравнению с существующей достигается за счет

более ранней уборки механизации (ниже 120 м), что обеспечивает полет самолета в режиме с более высоким аэродинамическим качеством. Кроме того, сам процесс перехода самолета из взлетной конфигурации в полетную происходит оптимальным путем;

3) во всем эксплуатационном диапазоне предлагаемая система обеспечивает соблюдение установленных ограничений по скорости полета и градиенту набора.

При выполнении численных экспериментов по моделированию полета транспортного самолета Ту-134А при заходе на посадку были исследованы следующие вопросы:

1) оптимальные рубежи изменения конфигурации самолета при заходе на посадку;

2) оптимальные скорости захода в зависимости от конфигурации самолета;

3) управление тангажом самолета;

4) управление силовой установкой;

5) топливная экономичность предложенного способа захода на посадку.

При расчетном моделировании полета самолета по определению оптимальных скоростей захода и рубежей изменения конфигурации самолета были соблюдены следующие условия:

1) механизация крыла отклонялась в посадочное положение не позже входа самолета в глиссаду;

2) выпуск шасси производился при входе самолета в глиссаду;

3) минимальное расчетное время, необходимое для выполнения любой операции по первоначальному выпуску закрылков на 20°, их довыпуска на 30° и выпуску шасси, было принято равным 30 с.

4) заходы на посадку выполнялись в автоматическом режиме с использованием автомата тяги АТ-5.

Как показало моделирование, реализация предложенного способа захода на посадку не требует от пилотов никаких особых действий по балансировке самолета или управлению РУДами, выходящих за пределы обычных процедур. Применение этого способа позволяет выполнять значительную часть этапа захода с убранным шасси, что дает ощутимый выигрыш в аэродинамическом качестве и, как следствие, позволяет сэкономить до 20 кг топлива при каждой посадке.

Для отработки пилотирования и взаимодействия экипажа при заходе на посадку предложенным способом были проведены испытания на полетных тренажерах КТС Як-40 и Ту-134. Основными задачами проведения экспериментальных полетов на комплексных тренажерах являлись:

1) проверка соответствия предложенного способа захода на посадку требованиям безопасности полетов;

2) уточнение методики выполнения заходов по различным схемам ( заход с прямой, заход по прямоугольному маршруту ) и системам посадки ( ILS, РСП, ОСП);

3) отработка взаимодействия и технологии работы членов экипажа при заходе на посадку;

4) определение возможность проверки предложенного способа захода при выполнении методических полетов на самолете.

Полеты, выполненные на КТС Як-40 и Ту-134, подтвердили, что предложенная процедура захода является наболее рациональным способом управления самолетом при заходе на посадку. При полном обеспечении безопасности полета предложенный способ дает ощутимый положительный эффект в экономии топлива и уменьшении шума.

Основными задачами проведения методических полетов на самолетах являлись:

1) проверка в реальных полетах соответствия предложенного способа захода на посадку требованиям безопасности полетов;

2) уточнение методики выполнения заходов по различным схемам ( заход с прямой, заход по прямоугольному маршруту);

3) определение возможности применения предложенного способа захода при выполнении эксплуатационных полетов.

Организация и выполнение методических полетов проводились по схеме, аналогичной проведению полетов на КТС. При этом в методических указаниях на полет дополнительно оговаривались меры безопасности и особенности взаимодействия между экипажем и участниками полета, между экипажем и наземными службами.

На самолетеТу-134Абыло выполнено два захода на посадку "с прямой" в районе аэродрома Таллинн в простых метеоусловиях по системе ILS: первый заход в автоматическом, второй - в директорном режиме.

На самолете Як-40 было выполнено три полета в районе аэродрома Таллинн в простых метеоусловиях. Для уточнения рубежей выполнения операций по созданию посадочной конфигурации самолета заходы на посадку производились по схеме "заход с прямой" с использованием системы ILS под радиолокационным контролем.

Разбор полетов, проведенный с экипажами с использованием материалов анализа полетной информации и результатов методических полетов на КТС Як-40 и Ту-134, показал:

1 ) предложенная процедура создания посадочной конфигурации самолета ( отклонение стабилизатора, отклонение механизации крыла в промежуточное и посадочное положение, выпуск шасси после входа в глиссаду ) обеспечивает пол-

ную безопасность полета. Выдерживание рекомендованных режимов полета и рубежей изменения конфигурации при заходе обеспечивается как в автоматическом, так и в ручном режиме управления. При этом отклонения органов управления ( рули, РУДы ) находятся в их обычном диапазоне;

2) расчетные рубежи выполнения операций на Ту-134А( отклонение стабилизатора за 7-8 км до ТВГ, отклонение закрылков на 20° за 5,5 км и 30° за 2,4 км до ТВГ и выпуск шасси после входа в глиссаду) обеспечивают своевременное изменение конфигурации самолета от гладкого крыла до посадочной с сохранением нормальной структуры деятельности членов экипажа по управлению и контролю ВС;

3) предложенный способ позволяет уменьшить режим работы двигателей до входа в глиссаду на 2-8%, чем обеспечивается экономия топлива и уменьшение уровня шума при заходе.

Общий вывод: предложенный способ может быть внедрен в эксплуатацию, как более рациональный способ выполнения захода на посадку.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ

Основные результаты и выводы состоят в следующем:

1. Разработан метод аппроксимации летных характеристик самолетов и эксплуатационных характеристик силовых установок эмпирическими функциями у = F (х, А, В, С).

Предложены оптимальные алгоритмы поиска наилучшей аппроксимирующей функции и определения ее параметров методом наименьших квадратов с последующим уточнением значений найденных параметров способом "золотого сечения" или "спуска по координатам".

Достоверность разработанного способа подтверждалась при составлении моделей самолетов Ту-1 ЗА и Boeing 737, реактивных двигателей Д-30 и CFM56-3.

Разработанный метод аппроксимации позволяет составлять простые и достаточно точные модели для исследования задач летной эксплуатации с применением персонального компьютера.

2. Разработан ряд технических решений по обеспечению взлета и посадки самолета:

- устройство для управления системой ОВИ из кабины самолета при заходе на посадку;

- устройство для сигнализации о занятости ВПП;

- электронная карта контрольной проверки;

- устройство для определения сцепных качеств ВПП.

Разработанные устройства предназначены для оптимизации процедур уп-

равления самолетом на взлете и посадке в целях снижения энергозатрат, а также для повышения безопасности полета.

Принятие предложенных устройств к практическому использованию подтверждается пятью авторскими свидетельствами и одним патентом.

3. Разработан способ захода самолета на посадку, предусматривающий выпуск шасси после входа самолета в глиссаду при посадочной конфигурации механизации крыла.

Достоверность, работоспособность и эффективность предложенного способа подтверждается численным моделированием захода на посадку на ЭВМ, выполнением методических полетов на тренажерах и в реальных условиях при выполнении аэродромных полетов на самолетах Як-40 и Ту-134А.

Принятие предложенного способа захода самолета на посадку к практическому использованию подтверждается авторским свидетельством.

4. Разработаны принципы построения системы автоматической уборки механизации крыла. Предложенная система обеспечивает автоматическую уборку механизации на разбеге (после достижения скорости VI) ив наборе высоты (с момента начала уборки шасси).

Предложенное устройство работает совместно с системой директорного управления тангажом самолета, для которой определены оптимальные законы управления в зависимости от этапа взлета.

Работоспособность систем автоматической уборки механизации и директорией системы продольного управления самолетом подтверждается численным моделированием взлета на ЭВМ при различных эксплуатационных условиях.

Возможность принятия разработанной системы уборки механизации крыла к практическому использованию подтверждается тремя патентами.

Проведение в рамках диссертации исследования предложенного способа управления механизацией крыла является основой для технической и промышленной разработки соответствующего устройства.

5. Поставленные в диссертационной работе научные задачи выполнены в полном объеме.

ПУБЛИКАЦИИ ИССЛЕДОВАНИЙ

1. Каазик А. И. Устройство для выдачи командной информации экипажу самолета. А. с. СССР N0 1367746.15.01.88. Бюл. N0 2.

2. Каазик А. И. Совершенствование технологии работы экипажа самолета Ту-134А на предпосадочной прямой. Тезисы докладов V Всесоюзной научно-практической конференции по безопасности полетов. Ленинград, 1988.

3. КаазикА. И., Кейн В. М. Устройство для измерения коэффициента сцеп-

ления колес с дорожным покрытием. А. с. СССР N0 1502681.23.08.89. Бюл. N0 31.

4. БелявцевБ. Г., Губанов М. Н., КаазикА. И. Программа экспериментальной проверки на тренажере Ту-134 способа управления самолетом при заходе на посадку. ( На правах рукописи.) Таллинн, Эстонское управление ГА, 1989.

5. Губанов М. Н., Каазик А. И. Анализ экономической эффективности различных способов управления самолетом при заходе на посадку. ( На правах рукописи. ) Таллинн, Эстонское управление ГА, 1989.

6. Кейн В. М., Каазик А. И. Устройство для измерения коэффициента сцепления колес с дорожным покрытием. А. с. СССР N0 1656354.15.06.91. Бюл. N0 22.

7. КаазикА. И. Способ захода самолета на посадку. А. с. СССР N0 1663879. 15.07.91. Бюл. N0 26.

8. Кейн В. М, Каазик А. И. Устройство для сигнализации о занятости контролируемого участка дороги. А. с. СССР N0 1684800. 15.10.91. Бюл. N0 38.

9. Каазик А. И. Экономия топлива при заходе на посадку. Тезисы докладов VI Всесоюзной научно-практической конференции по безопасности полетов и человеческому фактору в авиации. Ленинград, 1991.

10. КаазикА. И., Кейн И. М. Система управления уборкой механизации крыла летательного аппарата. Патент СССР N0 1797585. 23.02.93. Бюл. N0 7.

11. Кейн В. М., Каазик А. И. Устройство для управления системой огней высокой интенсивности. А. с. СССР N0 1805486. 30.03.93. Бюл. N0 12.

12. Каазик А. И. Топливная эффективность и безопасность полетов. Доклады 1-ой Всероссийской научно-практической конференции по безопасности полетов и государственному регулированию деятельности в гражданской авиации. Санкт-Петербург, 1995.

13. КаазикА. И. Система управления уборкой механизации крыла летательного аппарата. Патент РФ N0 2055779.10.03.96. Бюл. N0 7.

14. Каазик А. И., Кейн В. М. Устройство для управления системой огней высокой интенсивности. Патент РФ N0 2065621. 20.08.96. Бюл. N0 23.

15. Каазик А. И. Система управления уборкой механизации крыла летательного аппарата. Патент РФ N0 2072312. 30.01.97. Бюл. N0 3.

16. КаазикА. И. Модель аэродинамических характеристик самолета в задачах оптимизации режимов полета. Проблемы эксплуатации и совершенствования авиационной техники и системы воздушного транспорта. Под редакцией В. А. Бойцова. С.Пб.: Академия ГА, 1996. Том I, с. 21-23.